《飞机飞行控制》PPT课件.ppt

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1、飞机飞行控制飞机飞行控制商重阳13891898298E-mail:绪论绪论3飞行控制的历史1891年，海诺姆.马克西姆设计并制造的飞机已经装有用于改善纵向稳定性的控制系统。早期的飞机基本上没有固有稳定性，靠飞行员的能力来保证飞机的稳定。4飞行控制的历史后来设计的飞机一般具有一定的固有稳定性，但没有保证。1920年以后，飞机的稳定性靠外形布局及重心定位来保证。5第一代战斗机多采用后掠翼布局武器以航炮为主作战方式以尾后攻击为主超音速操纵系统为机械传动方式6典型杆式操纵机构7第二代战斗机三角翼、后掠翼武器：第一代空空导弹作战方式：视距内、尾后攻击M2，H20000m操纵系统大量采用：助力器马赫数配平

2、机构增稳器阻尼器电液系统8典型助力器及力臂调节器9第三代战斗机布局：翼身融合、边条放宽静稳定性武器：近距、超视距空空导弹作战方式：格斗、超视距空战模拟式和数字式电传控制系统（FBW，fly by wire）。按其作用可以分为两种：控制增稳系统自动驾驶仪10典型电传飞控系统11第四代战斗机布局：隐身气动一体化设计武器：先进格斗导弹、超远程空空导弹、精确制导火飞推一体化、主动控制技术作战方式：？12驾驶员 vs 飞行控制系统驾驶员的缺点n有限的反应速度n有限的感知能力n会紧张、疲劳驾驶员的优点n学习能力n应付意外的能力飞行控制系统：在飞行过程中，利用自动控制系统，能够对飞行器构形、飞行姿态和运动参

3、数实施控制的系统。13本课程的目的飞机引入飞行控制系统的飞行力学机理：n飞行控制系统如何改变飞机的模态特性；n不同的反馈改变不同的模态特性；飞机、飞控、驾驶员组合的动力学特性分析：n飞机控制系统特性的分析方法；n人机系统的特性分析；选择飞行控制系统的控制律的基本原理：n常见控制系统类型及其分析、选择；14本课程的地位以自动控制原理、飞行动力学为基础的一门提高课程；从事飞行器设计、飞行动力学工作的基础之一。15内容引论飞行控制系统概述(自学)飞机的闭环动态特性人机闭环系统分析各类飞行控制系统的分析背景知识背景知识17控制过程的描述飞行控制（驾驶员操纵飞机）过程的物理描述n开环操纵n闭环操纵18传

4、递函数线性系统零初始条件下拉氏变换输出量比输入量优点：n将时域转换成频域n将微分方程转换为代数方程19弹簧振子系统零初值拉氏变换20弹簧振子的振荡成因弹簧的位移扰动恢复力弹簧系数k阻尼力阻尼系数f阻尼频率形成振荡的因素决定了系统频率阻碍振荡的因素决定了系统阻尼21纵向模态的物理成因a0频率频率阻尼阻尼短周期长周期22b0Lbb0Lrr0b00滚转滚转 收敛收敛Npp0Nrr0p0荷兰滚模态荷兰滚模态 荷兰滚荷兰滚 频率频率0y0螺旋模态螺旋模态 Gsin0b0Ybb0荷兰滚阻尼荷兰滚阻尼 荷兰滚阻尼荷兰滚阻尼 23飞机的振荡模态振荡模态频率的决定因素阻尼的决定因素弹簧振子弹簧系数阻尼系数短周期

5、纵向静稳定导数Ma 纵向阻尼导数Mq 长周期以Zu为主以Xu为主荷兰滚航向静稳定性导数Nb 偏航阻尼导数等Nr、Yb24闭环系统单位负反馈（k=1）的传递函数若则对于反馈系数为k的负反馈25反馈控制的特点采用反馈控制不改变传递函数的分子多项式N(S)，仅改变分母多项式（特征方程）从物理角度讲，反馈控制改变了模态特性，而对模态比没有影响。就是说，加入反馈后飞机各运动参数之间的幅值比和相位差不变。26根轨迹法在复平面内判断反馈系数变化引起的闭环特征根变化情况若特征方程 (S)=D(S)+kN(S)=0n当k=0时，D(S)=0，对应系统极点n当k=时，N(S)=0，对应系统零点Matlab：rlo

6、cus，rltool27根轨迹分析每一对共轭复根表示一个振荡模态每一个实跟对应着一个非周期（单调）模态虚轴上的特征根，=0，等幅振荡左半平面的根对应着收敛的模态，右半平面发散28根轨迹分析ABC典型二阶环节特征根矢径为，矢径越长，频率越高，j越大，阻尼比越大29频率特性传递函数G(S)中，S用j（对应于正弦振荡）代入，得这个公式表示系统输入（正余弦）谐波振荡时，系统反应中的强迫振荡分量（时域）纵向短周期近似传递函数：若输入为正弦波：30频率特性拉氏变换后得：于是：海维赛展开：强迫振荡部分：对比：31对数频率特性频率特性曲线（Bode图）,半对数坐标n对数幅频特性n对数相频特性32对数频率特性曲

7、线的优点若系统由一系列串联而成，则对数频率特性曲线可以叠加G1G2G33对数频率特性曲线的优点可叠加。线性系统可以分解为一阶、二阶环节和微分、积分、比例等环节的组合 因此，可以作出典型环节的曲线，再进行叠加频带宽。通常飞机与飞控系统组合后的频带很宽，用Bode图可以画在一张图上，方便实用。34典型环节的对数频率特性G=K 比例环节G=1/(1+TS)一阶滞后(惯性)G=1/(1+2S/+S2/2)振荡环节35手绘Bode图的过程36手绘Bode图的过程左侧渐进线有问题37手绘Bode图的过程将S以0代入G38控制系统组成飞机本体驾驶员传感器舵回路控制系统n机械n模拟式电传n数字式电传n光传n陀

8、螺w三自由度陀螺(角度)w二自由度陀螺(角速度)n加速度计(测量过载)n空速管w气流角度(迎角、侧滑角)w速度、M数n高度传感器w气压w无线电n大气计算机39作业自学第一章：13 16 内容有条件的可以练习使用Matlab绘制简单的根轨迹和Bode图不要求上交飞机闭环动态特性飞机闭环动态特性 纵向反馈控制及其闭环特性41飞机纵向常见问题战斗机高空飞行时阻尼不足高速飞行静稳定性高或低速不足战斗机放宽静稳定性后纵向静稳定性不足，甚至短周期发散长周期发散更关心短周期模态42纵向反馈控制43纵向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面俯仰角俯仰角速度飞行速度飞行高度迎角法向加速度quH(-z)anz

9、(az)三自由度陀螺二自由度陀螺空速管气压无线电高度风标加速度计升降舵（平尾）偏角(elevator)油门(throttle)襟翼偏角鸭翼偏角推力矢量dEdTdFdCdP44纵向传递函数1其中 sp 短周期阻尼比 sp 短周期频率 p 长周期阻尼比 p 长周期频率短周期（short period）长周期（phugoid）45纵向传递函数246俯仰角反馈47反馈系数符号的确定Kq q与与Aq q同号同号48俯仰角反馈系数K0K049根据特征方程系数分析闭环稳定性根据传递函数，得到系统的闭环特征方程(S)=D(S)-KN(S)=0与开环特征方程D(S)=S4+a1S3+a2S2+a3S+a4=0相

10、比，只改变了后三项的系数a2、a3、a4，而这三个系数主要影响长周期模态的特性50俯仰角反馈的闭环根轨迹俯仰角反馈的效果：改善长周期阻尼短周期阻尼变差51算例俯仰角反馈根轨迹K=0.0552俯仰角速率q反馈与俯仰角反馈相比，在俯仰角速率反馈改变了特征方程的系数a1、a2、a3，这同时改变了长周期、短周期的模态特性。53俯仰角速率反馈的闭环根轨迹俯仰角速率反馈：改善短周期阻尼对长周期影响较小54算例俯仰角速率反馈根轨迹Kq=0.0155不同反馈系数的比较Kq=0.01 Kq=0.0556另一种稳定性分析方法短周期阻尼主要取决于俯仰阻尼导数Mq0由俯仰角速率反馈产生的附加舵偏角de=Kqq由此带来

11、的力矩增量M=Mdede=MdeKqq等效的阻尼导数Mq=MdeKq0可见，俯仰角速率增加了短周期阻尼57纵向（俯仰）阻尼器俯仰角速率反馈，用于改善短周期阻尼比。58q 反馈59q 反馈的根轨迹俯仰角速率反馈60算例q 反馈61特殊情况长周期发散例如，飞机在跨音速区，随速度的增加，焦点后移，产生一个低头力矩，相当于一个附加的Mu0，有可能使特征方程系数a4=g(ZuMw-MuZw)0，此时，若其他系数均为正，则长周期模态会耦合为一正一负两个实根。62长周期发散时的俯仰角反馈63长周期振荡发散 (a30，则可能a20，短周期耦合成一正一负两个实根。这对应于飞机失去纵向静稳定性（Ma）的情况，对于

12、放宽静稳定性技术（RSS，Relaxed Static Stability），采用俯仰角俯仰角速率反馈可以达到一定效果，但更为直接的解决方案是加入迎角或法向过载反馈。短周期近似特征方程：65短周期发散时的俯仰角角速率反馈66短周期发散的算例67速度反馈速度是一个长周期参数，因此可以推论引入速度反馈可以改变长周期稳定性。同为长周期参数的俯仰角，其反馈可以改变长周期特性，但俯仰角同时也是短周期参数，俯仰角反馈同时会对短周期特性带来不利影响。类似俯仰角速率q反馈的分析，将速度反馈到升降舵可以增加附加的力矩导数Mu。另一种分析方法，由 可见，采用速度反馈可以改变特征方程a2，a3，a4三个系数，从而改

13、变长周期特性。68速度反馈的闭环根轨迹速度反馈的效果：改善长周期模态特性，阻尼比增加。短周期阻尼变化不大，当反馈系数过大时，短周期模态特性恶化，频率下降。69算例速度反馈Kv=0.0270速度加速度反馈加速度反馈的效果：通过合理选择TU及KU，可以同时改善长短周期模态特性71算例速度加速度反馈72迎角反馈de=-KaaM=Mdede=-MdeKaa =MdeKa(a-ac)Ma=MdeKa0迎角反馈增加了纵向静稳定性73迎角反馈的根轨迹迎角反馈的效果：对长周期模态特性影响较小。增加短周期模态频率，同时减小了短周期的阻尼比。（通常可以同时引入俯仰角速率反馈以改善阻尼比）74算例迎角反馈75迎角反

14、馈与俯仰角反馈的比较迎角反馈迎角反馈俯仰角反馈俯仰角反馈改善短周期模态特性通过俯仰角俯仰角速率反馈也可以改善短周期模态特性对长周期模态特性影响较小可以改善长周期模态的特性飞机的反应与迎角相对应飞机的反应与俯仰角相对应76放宽静稳定性技术77放宽静稳定性的好处及补偿提高飞机升阻比提高飞机加速能力提高飞机机动能力减轻飞机设计重量通常采用迎角或法向过载反馈来补偿飞机的静稳定性。78示例静不稳定飞机的迎角反馈79法向加速度反馈由于迎角在飞行过程中不易测量准确，因此通常以法向加速度（过载）反馈代替迎角反馈。由法向力方程若忽略Zdede项，则迎角与az有一一对应关系。因此理论上可以用az反馈代替迎角反馈。

15、法向加速度反馈需要解决的问题：当存在俯仰角速率的变化率时：因此，需要将加速度传感器安装在飞机质心上或在质心前后对称位置安装两个传感器。80法向加速度的传递函数实际使用中，多以法向过载代替法向加速度作为反馈信号81法向加速度反馈的根轨迹法向过载反馈效果：对长周期模态特性影响较小。增加短周期模态频率，同时减小了短周期的阻尼比。（通常可以同时引入俯仰角速率反馈以改善阻尼比）82算例法向加速度/过载反馈83示例静不稳定飞机的法向过载反馈84高度反馈高度传递函数中存在S=0的一个极点，称为高度模态，一般情况高度模态具有轻微稳定性。85高度反馈的根轨迹加入高度反馈后，高度模态的稳定性取决于TH1的符号，若

16、TH1 0，则会出现高度模态发散的情况。即用升降舵控制高度时不稳定，这种现象称为航迹稳定性问题。86高度微分反馈的根轨迹高度微分反馈由于没有高度模态的影响，因此不存在航迹稳定性问题87纵向反馈控制比较短周期阻尼比短周期频率长周期阻尼比长周期频率俯仰角俯仰角速率俯仰角俯仰角速率速度反馈速度加速度反馈迎角反馈法向加速度过载反馈高度反馈高度微分反馈88常用反馈控制量短周期：n频率：a，nzn阻尼：q长周期n，u调整反馈系数通过加入微分信号以增加零点。纵向稳定器纵向阻尼器飞机闭环动态特性飞机闭环动态特性 横航向反馈控制及其闭环特性90横航向主要问题荷兰滚模态频率不足荷兰滚模态阻尼不足滚转阻尼不足(滚转

17、收敛模态时间常数大)盘旋过程中出现侧滑滚转过程中出现侧滑91横航向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面倾斜角滚转角速度偏航角速度偏航角侧滑角侧向加速度prbny(ay)副翼偏角 aileron方向舵偏角rudder差动平尾扰流板da右副翼下偏为正dr方向舵右偏为正deds92横航向传递函数副翼控制93横航向传递函数方向舵控制94滚转角副翼反馈da=K(c)L=Ldada=LdaK(c)L=LdaKTR，螺旋模态和滚转收敛模态的特性都得以改善。当T0,不利偏航）。Nb主要决定了荷兰滚模态的频率：103静稳定性导数Lb：n横向静稳定性导数n上反效应n机翼（后掠角、上反角、位置）、垂尾nLb

18、0n荷兰滚模态频率104侧滑角副翼反馈根轨迹加入b反馈w增加了螺旋模态的稳定性；w滚转收敛模态时间常数增大，稳定性降低；w荷兰滚模态的阻尼在Kb较小时得到增加；wKb过大可能会产生滚转螺旋耦合。w同样可以采用侧向过载ay代替侧滑角b反馈。105偏航角速率副翼反馈与侧滑角反馈类似，因此在副翼通道引入偏航角速率反馈会产生两个附加的力矩导数的增量Lr,Nr。其中，以Lr为主。Lr主要影响螺旋模态。偏航角速率副翼产生的Nr较小。Nr主要影响荷兰滚模态的阻尼。106偏航角副翼反馈传递函数的建立107偏航角副翼反馈的根轨迹108偏航角方向舵反馈偏航角方向舵反馈对各个模态均不利，通常不单独使用。109偏航角

19、速率方向舵反馈偏航角方向舵反馈，相当于增加了偏航阻尼导数：NrNdrKrNr的增加相当于增加了荷兰滚模态的阻尼。也称为偏航阻尼器。110偏航角速率方向舵反馈的根轨迹当反馈系数较小时，三个模态都有所改善；反馈系数太大对荷兰滚模态不利。111侧滑角方向舵反馈侧滑角方向舵反馈，相当于改善了航向静稳定性导数：Nb NdrKbNb增加相当于增加了荷兰滚模态的频率。112侧滑角方向舵反馈的根轨迹荷兰滚模态和滚转收敛模态特性都得以改善；螺旋模态稳定性降低；加入 反馈可以使系统稳定性进一步增加。113横航向反馈控制比较反馈参数控制面荷兰滚阻尼比荷兰滚频率滚转收敛模态螺旋模态滚转角副翼滚转角滚转角速率侧滑角偏航

20、角速率偏航角偏航角方向舵偏航角速率侧滑角114常采用的横航向反馈控制滚转收敛：n滚转角速率副翼横向静稳定性：n侧滑角(侧向过载)副翼荷兰滚频率：n侧滑角(侧向过载)方向舵荷兰滚阻尼：n偏航角速率方向舵同时引入微分信号增加零点可以进一步改善模态特性滚转阻尼器航向稳定器偏航阻尼器人机闭环系统分析人机闭环系统分析116驾驶员控制飞机的控制框图开环闭环117驾驶员控制任务的分类补偿控制补偿控制追踪控制追踪控制预先显示控制预先显示控制预先认知控制预先认知控制118补偿控制追踪控制119预先显示控制预先认知控制120驾驶员的数学模型t驾驶员的反应时间：0.12 平尾反馈，减小了短周期阻尼；当t0，TL0.

21、2时，即驾驶员加入不大的补偿，短周期阻尼得以改善；当t0，TL0.4时，系统变得更加稳定，但要求驾驶员付出更多代价。140快速驾驶员根轨迹1t=0.1TL=0141快速驾驶员根轨迹2t=0.1TL=0.2142快速驾驶员根轨迹3t=0.1TL=0.4143快速驾驶员不同超前量的比较当t0.1，TL0时，Kp增加容易使短周期变的不稳定；当t0.1，TL0.2或TL0.4时，稳定性变得更差；穿过虚轴点的Kp值随TL增加而减小。144不同t的驾驶员的根轨迹的比较1TL0，对应于不加入超前补偿的情况，越迟钝的驾驶员，越不易控制飞机；驾驶员越用力（Kp越大），飞机越不稳定。145不同t的驾驶员的根轨迹的

22、比较2加入相同的超前补偿：反应迟钝的驾驶员即使采用了超前补偿也无法使系统变得更加稳定。146俯仰角控制中驾驶员对飞行品质的评价驾驶员的平衡特性；开环相位余量；开环贯穿频率；闭环频率特性偏差；闭环短周期阻尼比。147驾驶员的平衡特性驾驶员希望不需要超前或滞后补偿的飞机，且Kp的大小合适；通常情况下，如果驾驶员的超前补偿超过1秒，则评分下降2.5分。1优异无需补偿6很差但容许的缺陷广泛补偿2微不足道的缺陷无需补偿7较大缺陷最大可允许补偿3轻度不愉快的缺陷极小补偿8较大缺陷相当大的补偿4较小不快的缺陷中度补偿9较大缺陷激烈的补偿5中等缺陷相当大补偿10重大缺陷失去部分操纵148开环相位余量M开环幅频

23、特性曲线与横轴相交对应的频率下，相频特性离开-180的相位。通常驾驶员希望M50 110 149开环相位余量M对于单位负反馈系统：如果系统有纯虚根j，则1G(j)0，G(j)=1（模为1，相位180）此时闭环系统处于中立稳定状态（稳定性边界）因此，闭环系统的稳定性可用开环系统频率特性中模为1（20log1010）处距180的距离来衡量，称为相位余量。150开环贯穿频率co开环对数幅频特性曲线与横坐标相交点（或对数幅频特性3dB处）对应的频率；从0到co称为系统带宽；在co处，系统强迫振荡的幅值为1；在带宽范围内，驾驶员可以对飞机进行有效控制;通常，驾驶员希望co1 rad/sec。151闭环频

24、率特性偏差带宽范围内的幅值下陷；通常为保证驾驶员能够完成闭环操纵任务，要求3dB。152闭环短周期阻尼比CL通常要求0.35CL0.55。开环阻尼比要求0.35sp1.3。153驾驶员补偿的作用TI(秒)TL(秒)co(弧度/秒)M(度)CL(分贝)000001.00.830.750.500.25 1.01.01.00.950.71 6862595050 0.670.590.550.4250.38-2.19-2.03-1.96-1.90-2.32 00 0.60 500.37-2.80.51.0 00 0.420.30 5050 0.430.66-4.0-5.5 154超前补偿对俯仰角控制的影

25、响155滞后补偿对俯仰角控制的影响1561/T1的影响1/T1(1/S)co(1/S)M()CL(dB)2.01.51.0 0.2850.3270.40 505050 0.8290.7830.54-5.5-4.85-3.75 0.607 0.60 50 0.37-2.8(原始值)0.4 0.75 50 0.31-2.94 157驾驶员对飞行品质评价 158短周期频率的影响sp(1/S)co(1/S)M()CL(dB)0.1 0.35 50 0.51-4.7 0.14 0.60 500.37-2.8(原始值)0.20.30.40.7 0.951.01.01.0 507385100 0.290.3

26、00.2850.25-2.2-2.5-2.6-2.8 159滚转角控制中驾驶员的作用零极点相对位置可能有六种情况：160时间常数大致范围滚转收敛模态时间常数TR1/TR0.51.52.00.7反应时间延迟t2/t0.10.22010超前补偿时间常数TL1/TL011161可能出现的情况飞行仿真与飞控仿真163飞行仿真数值仿真变稳飞机（空中飞行模拟器）地面飞行模拟器164变稳飞机165变稳飞机166飞行模拟器167飞行仿真的应用飞行品质研究动力学问题研究操纵性稳定性研究复杂状态的复现座舱布局研究危险科目研究机动性研究训练飞行员新机试飞研制过程评估飞机作战研究拟合、验证数据游戏168飞行模拟的要求

27、相似n实时n精度n逼真其他要求n完善的测试记录n自动化的控制管理n专门的鉴定测试手段169飞行仿真的建模飞机本体建模n微分方程n状态方程飞控建模n逻辑框图n传递函数其他系统建模n起落架n发动机n求解n微分方程的初值解n飞控系统对每个环节转化为微分方程170飞行仿真中的几类问题奇异性问题坐标变换问题离散化问题算法误差与稳定性视景问题飞行仿真发展方向n面向对象n分布交互式仿真DIS&HLAn虚拟现实技术VR171动力学方程组172奇异问题当=90，出现奇异性173奇异问题的解决方法欧拉法（奇异）四元数法四元数法双欧法旋转坐标法坐标变换矩阵174飞控环节仿真积分环节void integrate(fl

28、oat x,float*y,float intTime)(*y)+=x*intTime;175飞控环节仿真滞后滤波器void lagFilter(float x,float*y,float k,float T,float intTime)(*y)+=(k*x-(*y)*intTime/T;176飞控系统仿真x1x2x3x4#define intTime 0.01#define T1 0.1float simu(float x1,float intTime)static float x2,x3,x4;integrate(x1,&x2,intTime);lagFilter(x2,&x3,k1,T1

29、,intTime);lagFilter(x3,&x4,k2,T2,intTime);return x4;各类飞行控制系统分析各类飞行控制系统分析178飞机上常使用的控制系统种类阻尼器 Damper增稳器 Stability Augmentation System控制增稳器 Control SAS自动驾驶仪 Automatic Pilot自动着陆系统 Instrument Landing System179自动驾驶仪的一般形式180增稳器与控制增稳器181转弯机构也称为：洗出网络、校正网络、转弯机构高通滤波器当S1/t，GWS(S)=1182陀螺与舵回路模型简化陀螺模型为比例环节：Krg舵回路可

30、简化为一阶或二阶环节183偏航阻尼器偏航角速率方向舵反馈偏航阻尼器的目的是补偿荷兰滚模态的阻尼184偏航阻尼器的根轨迹185洗出网络参数的影响186舵回路的影响187滚转阻尼器滚转角速率副翼反馈目的是改善滚转收敛模态时间常数188滚转阻尼器的根轨迹189滚转阻尼器的阶跃反应190滚转阻尼器对操纵效率的影响滚转角速率的稳态值191俯仰阻尼器俯仰角速率平尾（升降舵）反馈改善短周期阻尼192俯仰阻尼器的根轨迹海平面，K=0.05开环短周期阻尼：0.41闭环短周期阻尼：0.4718000m，K=0.05(0.3)开环短周期阻尼：0.19闭环短周期阻尼：0.28(0.78)193纵向稳定器迎角（法向过载

31、）平尾（升降舵）反馈改善短周期频率对于放宽静稳定性的飞机进行补偿194纵向稳定器的根轨迹K=0.35闭环短周期sp=0.37sp=4.2195采用法向过载反馈的纵向稳定器短周期近似的法向过载传递函数196法向过载反馈的根轨迹K=0.004闭环短周期sp=0.37sp=4.1197航向稳定器侧滑角（侧向过载）方向舵反馈改善荷兰滚模态频率198航向稳定器的根轨迹199常见的增稳器及阻尼器目的导数反馈信号舵面俯仰阻尼器短周期阻尼Mq俯仰角速率平尾纵向稳定器短周期频率Ma迎角/法向过载平尾滚转阻尼器滚转收敛模态时间常数Lp滚转角速率副翼偏航阻尼器荷兰滚模态阻尼Nr偏航角速率方向舵航向稳定器荷兰滚模态频

32、率Nb侧滑角方向舵200某二代机的纵向控制系统201某二代机横航向控制系统202控制增稳器为解决增稳器对操纵性的负面影响在增稳器基础上加入前向通道通常加入指令模型203指令模型低通滤波器当S1/m，M(S)=0大幅值机动时，动作慢、频率低小幅值机动时，动作快、频率高204积分式/比例式过载指令控制增稳器全权限杆对应于过载杆舵不一致无静差中性速度稳定性积分式过载指令控制增稳器的特点：积分式过载指令控制增稳器的特点：205速度稳定性正速度稳定性PSS中性速度稳定性NSSPositive Speed StabilityNeutral Speed Stability206F-8C飞行控制系统分析207

33、F-8“十字军战士”1953年设计，1957年服役，1965年停产翼展10.72米；机长16.61米；机高4.80米 翼面积32.5米2；展弦比3.53；空重8170公斤最大速度：M1.7；实用升限：17600米 作战半径：370800公里；爬升率：130米秒208 主通道积分式控制律 迎角限制器F-8C纵向飞行控制系统209积分式控制律210正常飞行状态下的简化211指令信号的选择高速时，驾驶员更关心过载低速时，驾驶员更关心姿态因此，将法向过载与俯仰角速率进行组合作为反馈信号212主通道213放宽静稳定性的补偿采用俯仰角速率反馈214边界迎角控制在大迎角阶段，驾驶员更关心迎角迎角指令控制律：

34、比例积分俯仰角速率反馈，以改善纵向静稳定性状态自动转换：当KB=1，USeN，正常状态当KB=0，USeB，边界迎角限制状态215迎角限制器216 增加横向静稳定性 消除侧滑角 滚转阻尼器副翼通道217 副翼方向舵交连 消除侧滑角 航向稳定器方向舵通道218大迎角滚转带来的侧滑219转弯时产生的侧滑220副翼方向舵交联(ARI)(1SH)(2SH)(SGrdada机飞RollXPedX:RollX:PedX飞行员压杆输入飞行员蹬舵输入221副翼方向舵交联的实现根据小扰动方程中侧滑角为零：硬交联：均衡交联：222副翼方向舵交联的效果223侧滑角变化率反馈224横航向控制增稳系统副翼通道n滚转阻尼

35、器（滚转角速率反馈）n侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑n侧向过载反馈，改善Lb方向舵通道n航向稳定器（侧向过载反馈）n侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑n副翼方向舵交连ARI，以消除侧滑，进行协调滚转225F-16纵向飞行控制系统226纵向自动驾驶仪保持俯仰姿态模式保持高度模式保持速度（M数）模式M数配平227保持俯仰姿态模式算例飞机舵回路228保持俯仰姿态模式的算例根轨迹229以俯仰阻尼器作为内回路飞机舵回路舵机增益放大器增益230内回路根轨迹图231内回路根轨迹 krg=1.2232内回路根轨迹 krg=2233外回路根轨迹 krg=1.2，kamp=1.41234外回路根轨迹 krg=2，ka

36、mp=2.6235保持高度模式 保持高度模式可能会造成长周期模态发散，因此通常需要同时引入：俯仰角反馈、微分网络、加速度反馈飞机舵回路高度计滞后236高度截获237A320纵向自动驾驶仪垂直速度控制等高度控制高度预置控制238保持速度模式飞机发动机延迟舵回路空速管滞后239保持速度模式的根轨迹图240发动机延迟对稳定性的影响241采用减速板或升降舵控制速度242马赫数配平在跨音速区，平衡曲线会出现“勺形区”；M数配平机构产生附加舵偏角；实际由飞行员产生的舵偏角不存在“勺形区”243横航向自动驾驶仪保持滚转角或机翼水平模式保持航向模式甚高频全方位导航模式244保持滚转角或机翼水平模式飞机舵回路2

37、45保持滚转角模式根轨迹a=10a=5a=2246保持航向模式保持航向模式一般都以保持滚转角模式作为内回路：247甚高频无线电导航248姿态航迹的耦合偏转舵面产生俯仰力矩姿态变化力变化航迹变化249直接力控制技术正常操纵航迹角的解耦操纵俯仰角的解耦操纵250直接力控制用于改变航迹正常操纵直接侧力控制251直接力控制航向机动无滚转的转弯侧滑飞行252传统飞机的飞行品质对短周期频率的规定-短周期阻尼比：0.351.3253带有飞行控制系统的飞机的特点高阶（50阶70阶），无法找到主导极点非线性无法用传统品质指标来评价254采用等效系统来评估飞机的品质两个系统在相同的初始条件下，受同样的外界激励作用

38、，在一定的频域范围内或时间区段内，相应输出量的差值在某个指标下达到最小，则称此低阶系统是满足某些条件的高阶系统的低阶等效系统。低阶系统忽略了原高阶系统的一些非主要因素，这样既便于了解高阶系统的动态特性，又提供了各种等效参数，便于直接对照给予低阶系统的各种品质要求，从而确定原高阶系统是否具有满意的飞行品质。255等效系统拟配拟配的低阶模型纵向256等效系统拟配的方法时域拟配，结果不唯一频域拟配，利用频率特性曲线n频率范围：0.110n目标函数：257拟配的目标函数n所选的频率点数，一般取为20，在频率范围0.1rad/s10rad/s上平均分布Gi,Pi第n个频率点上高低阶系统的幅值差（分贝）和

39、相位差（）W加权因子，一般取值为0.016 0.020，即78度的相位差相当于1分贝的幅值差258拟配的误差259算例260算例261拟配结果目标函数值J2.4318。262拟配中的问题对频率阻尼等参数的取值进行限制，而放宽对目标函数的限制。合理选取初值，加快拟配速度，并使结果合理。（系统会有多个局部最小值点，不同初值的拟配结果会产生差异）课程总结课程总结264分析飞机飞行控制系统的基本数学模型建立飞行控制系统的结构框图各环节的数学模型n驾驶员单回路跟踪的数学模型n飞机本体传递函数n陀螺、传感器、放大器n舵回路n洗出网络n指令模型265分析飞行控制系统的基本方法根轨迹法对数频率法地面飞行模拟驾驶员评价n驾驶员平衡特性n开环相位余量n开环贯穿频率（带宽）n闭环频率特性偏差n闭环阻尼比266分析的基本结论反馈控制改善飞机稳定性的原理反馈参数的选取控制增稳器的特点