1、第五章第五章 飞行速度控制飞行速度控制 与航迹控制与航迹控制 5.1.1 速度控制的作用速度控制的作用 速度控制主要是解决如下三个方面的问题。速度控制主要是解决如下三个方面的问题。 使飞机在低动压下保持平飞速度的稳定；使飞机在低动压下保持平飞速度的稳定； 速度控制是飞机航迹控制的前提；速度控制是飞机航迹控制的前提； 使飞机在跨音速飞行时，保持速度稳定。使飞机在跨音速飞行时，保持速度稳定。5.1.2 速度控制方案速度控制方案 1. 通过控制升降舵，改变俯仰角实现速度控制通过控制升降舵，改变俯仰角实现速度控制 改变俯仰角来控制速度的物理量，实质上是改改变俯仰角来控制速度的物理量，实质上是改变重力变
2、重力G在飞行方向上的投影，从而引起飞机加在飞行方向上的投影，从而引起飞机加速度的变化。速度的变化。 5.1 5.1 飞行速度控制系统飞行速度控制系统 在俯仰角控制系统的基础上，增加一个速度控制在俯仰角控制系统的基础上，增加一个速度控制外回路，即构成速度控制系统外回路，即构成速度控制系统。 缺点：这种速度控制方案，无法保持飞机高度。缺点：这种速度控制方案，无法保持飞机高度。 若测量飞机的若测量飞机的M数，并进行负反馈控制，则可实数，并进行负反馈控制，则可实现飞机现飞机M数保持，该系统称为数保持，该系统称为M数保持系统。数保持系统。 M数保持系统主要用于数保持系统主要用于飞机大动压飞行。飞机大动压
3、飞行。 用于升限飞行，此时发动机已达到最大推力状态，用于升限飞行，此时发动机已达到最大推力状态，控制速度只能依赖控制飞机的上仰或下俯。控制速度只能依赖控制飞机的上仰或下俯。 巡航飞行时，由于燃料的消耗，重量的减轻，速巡航飞行时，由于燃料的消耗，重量的减轻，速度逐渐增加，操纵升降舵使飞机缓慢爬升来保持度逐渐增加，操纵升降舵使飞机缓慢爬升来保持M数不变，由于油耗随着高度增加而减小，故可数不变，由于油耗随着高度增加而减小，故可以增大航程以增大航程。 2. 控制发动机油门的速度控制系统控制发动机油门的速度控制系统 采用油门杆的速度控制系统结构图采用油门杆的速度控制系统结构图 如图所示。如图所示。 缺点
4、：单纯控制油门杆，飞机姿态发生变化，达缺点：单纯控制油门杆，飞机姿态发生变化，达不到控制速度的目的。不到控制速度的目的。 实际上，用油门控制飞机速度时，需要俯仰角控实际上，用油门控制飞机速度时，需要俯仰角控制系统同时工作，以保持飞机姿态不变制系统同时工作，以保持飞机姿态不变。 油门自动调节器是控制发动机油门位移的伺服控油门自动调节器是控制发动机油门位移的伺服控制系统制系统 ； 发动机环节表示油门变化后，发动机推力变化的发动机环节表示油门变化后，发动机推力变化的动态过程。动态过程。 油门杆速度控制系统主要用于油门杆速度控制系统主要用于低动压飞行状态，低动压飞行状态，可保证平飞速度稳定，也可保证用
5、姿态角控制系可保证平飞速度稳定，也可保证用姿态角控制系统来控制飞行轨迹。统来控制飞行轨迹。 5.2.1 概述概述高度保持与控制是飞行轨迹控制的一种。高度保持与控制是飞行轨迹控制的一种。它是在飞机角运动控制系统基础上构成的。它是在飞机角运动控制系统基础上构成的。高度保持与控制不能由俯仰角稳定与控制系统高度保持与控制不能由俯仰角稳定与控制系统来代替来代替 。高度控制可通过控制升降舵和发动机来完成。高度控制可通过控制升降舵和发动机来完成。控制发动机来改变高度，效率低，过度过程时控制发动机来改变高度，效率低，过度过程时间长，所以多采用升降舵进行高度控制。间长，所以多采用升降舵进行高度控制。测量实际的高
6、度偏差，通常可以利用不同的高测量实际的高度偏差，通常可以利用不同的高度传感器来实现度传感器来实现 。 rK5.2 5.2 高度控制系统高度控制系统 5.2.2 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制 1. 高度稳定的基本工作原理高度稳定的基本工作原理高度稳定系统必须有测量相对给定高度偏差的高度稳定系统必须有测量相对给定高度偏差的测量装置，如气压式高度表、无线电高度表和测量装置，如气压式高度表、无线电高度表和大气数据传感器等。由高度差信息控制飞机的大气数据传感器等。由高度差信息控制飞机的姿态，改变飞机的航迹倾斜角，使飞机回到预姿态，改变飞机的航迹倾斜角，使飞机回到预定高度。定高度。 采用的控制
7、规律：采用的控制规律：()ehghKKKhhKh 飞行高度稳定和控制系统结构图飞行高度稳定和控制系统结构图飞机高度的稳定过程飞机高度的稳定过程（高度稳定系统纠正起始偏离的过程）（高度稳定系统纠正起始偏离的过程）1飞机起始状态000h00ee（水平直线飞行）2产生升力增量ehKhK 0ehK h 00 舵面上偏抬头力矩机体轴上仰0 0L3速度增量向上偏转高度差减小升力增量作用升力增量作用产生向上速度产生向上速度速度增量上偏速度增量上偏航迹倾角增大航迹倾角增大高度差减小高度差减小 舵面为负，但舵面为负，但 数值减小，飞数值减小，飞 机继续抬头，机继续抬头，高度差继续减小高度差继续减小0ehKhK
8、4舵面提前回中攻角增量近似为零高度差继续减高度差继续减小，俯仰角继小，俯仰角继续增大，某一续增大，某一时刻，舵面指时刻，舵面指令为零。令为零。0ehK h K 舵面提前回中舵面提前回中，俯仰角保持，俯仰角保持，攻角增量近似攻角增量近似为零。为零。5舵面指令改变符号 飞机航迹下偏0ehKhK 高度差继续减小：高度差继续减小：舵面下偏舵面下偏低头力矩低头力矩飞机低头飞机低头俯仰角减小俯仰角减小速度向量滞后速度向量滞后负攻角增量负攻角增量负升力增量负升力增量速度向量下偏速度向量下偏飞机轨迹下偏飞机轨迹下偏6恢复原飞行高度 飞行高度飞行高度继续减小继续减小最终：最终：00h 00U恢复原飞恢复原飞行高
9、度行高度 。 测量装置输出高度差（测量装置输出高度差（ ）及高）及高 度变化率（度变化率（ ）信号。）信号。 若飞机低于预定高度（若飞机低于预定高度（ 为负），控制为负），控制 律律 为负，舵面上偏（下偏为正），飞机爬为负，舵面上偏（下偏为正），飞机爬 升，改变飞机的姿态，从而改变航迹倾角，使升，改变飞机的姿态，从而改变航迹倾角，使 飞机返回预定高度。飞机返回预定高度。 2. 俯仰角反馈量俯仰角反馈量 的作用的作用 稳定过程中，若控制律中没有俯仰角信号，则稳定过程中，若控制律中没有俯仰角信号，则在稳定过程中舵总是向上偏转的，导致升力增量在稳定过程中舵总是向上偏转的，导致升力增量为正，轨迹向上弯
10、曲。当达到给定高度时，由于为正，轨迹向上弯曲。当达到给定高度时，由于速度向量不在给定位置而向上，使飞机飞越给定速度向量不在给定位置而向上，使飞机飞越给定ghh hghh e小结小结 高度，出现正的高度，出现正的 ,这时舵才向下偏转，这这时舵才向下偏转，这 样就不可避免的出现在给定高度上的振荡运动。样就不可避免的出现在给定高度上的振荡运动。 而而引入俯仰角信号引入俯仰角信号后，后，飞机在未到达给定高度时，飞机在未到达给定高度时， 就提前回收舵面，减小了飞机的上升率，就提前回收舵面，减小了飞机的上升率，对高度稳对高度稳 定系统起阻尼的作用定系统起阻尼的作用。所以高度稳定系统是在俯仰。所以高度稳定系
11、统是在俯仰 角控制系统的基础上形成的。角控制系统的基础上形成的。 为进一步提高高度稳定系统的阻尼，仅靠俯仰为进一步提高高度稳定系统的阻尼，仅靠俯仰 角信号是不够的，所以引入高度微分信号。角信号是不够的，所以引入高度微分信号。（俯仰角信号是在设计姿态角回路时确定的）（俯仰角信号是在设计姿态角回路时确定的）ghh 5.2.3 垂直速度控制系统垂直速度控制系统 若飞机较长时间处于上升或下降时，通过自动若飞机较长时间处于上升或下降时，通过自动驾驶仪的垂直速度保持工作方式实现自动化。驾驶仪的垂直速度保持工作方式实现自动化。系统以俯仰角控制系统作为内回路，测量实际系统以俯仰角控制系统作为内回路，测量实际垂
12、直速度，与设定的垂直速度相比，其差值作垂直速度，与设定的垂直速度相比，其差值作为俯仰角控制系统的指令信号，改变飞机的俯为俯仰角控制系统的指令信号，改变飞机的俯仰角和航迹倾斜角实现垂直速度的修正仰角和航迹倾斜角实现垂直速度的修正。 测量航迹倾斜角测量航迹倾斜角 作为控制变量是更为直接，作为控制变量是更为直接，效果会更好效果会更好 ，但难于测量但难于测量。5.2.4 高度高度“捕获捕获”控制控制 高度控制系统工作方式：高度控制系统工作方式： -高度保持方式：高度保持方式：在扰动下，保持给定高度；在扰动下，保持给定高度； -高度捕获工作方式：高度捕获工作方式：在由某一高度改变到另在由某一高度改变到另
13、一高度时，在以某种方式改变高度，接近给定高一高度时，在以某种方式改变高度，接近给定高度时，采用这种方式达到给定高度。通常，爬升度时，采用这种方式达到给定高度。通常，爬升(或下降或下降)到一定高度后自动接通进入的到一定高度后自动接通进入的 。 通常，通常，希望飞机以指数曲线或抛物线轨迹运动。希望飞机以指数曲线或抛物线轨迹运动。 以指数曲线运动。以指数曲线运动。 5.3.1 概述概述 侧向偏离是飞机水平位置偏离期望航线的距离。侧向偏离是飞机水平位置偏离期望航线的距离。 通过飞机转弯的方法修正侧向偏离，使飞机重新通过飞机转弯的方法修正侧向偏离，使飞机重新切入期望航线。切入期望航线。 以偏航角及滚转角
14、自动控制系统作为内回路。以偏航角及滚转角自动控制系统作为内回路。 利用副翼控制飞机滚转，以转弯修正侧偏距，方利用副翼控制飞机滚转，以转弯修正侧偏距，方向舵则用于飞机的阻尼和辅助协调。向舵则用于飞机的阻尼和辅助协调。 侧偏距控制，都必须测量侧向偏离，或测量飞机侧偏距控制，都必须测量侧向偏离，或测量飞机实际航迹位置与期望航线比较，求得侧向偏距。实际航迹位置与期望航线比较，求得侧向偏距。 还可采用波束导引控制。还可采用波束导引控制。 5.3 5.3 侧向航迹控制系统侧向航迹控制系统5.3.2 侧向偏离控制与稳定系统侧向偏离控制与稳定系统 侧偏距控制系统原理结构图侧偏距控制系统原理结构图 实现近似协调
15、转弯时实现近似协调转弯时侧偏距控制系统副翼控制规律为侧偏距控制系统副翼控制规律为 0/,/tg Vg Vdt或VVVYsin)sin(.ttdtVdtYY00YKKKYa.cossinrq(0)qtgV .sin()sinYVVV 侧偏距修正过程侧偏距修正过程 初始时刻：初始时刻：一定的侧偏距：一定的侧偏距： 一定的偏航角：一定的偏航角： 一定的滚转角：一定的滚转角： （水平直线飞行）（水平直线飞行） 接通侧偏距系统：接通侧偏距系统： ， 正舵面（负力矩）正舵面（负力矩） 飞机左滚（飞机左滚（ ） 左侧力左侧力 速度相量向左偏转速度相量向左偏转 机头机头 左偏转（侧滑角左偏转（侧滑角 ，航向静
16、稳定性、方向，航向静稳定性、方向 舵作用）舵作用） 偏航角偏航角 减小减小 ；侧滑角减小。；侧滑角减小。 0Y00000Y 00000aYKK Y（）000 过程继续过程继续 偏航角偏航角 逐渐变负逐渐变负 信号信号逐渐增大逐渐增大 减弱了减弱了 的作用，飞机逐的作用，飞机逐渐改平渐改平 飞机水平飞向原航线飞机水平飞向原航线 侧向偏离侧向偏离 减小时减小时 信号超过信号超过 信号，信号， ，飞机右倾斜，飞机右倾斜 如此反复，最终如此反复，最终 、 、 均为均为 零，飞机沿原航线飞行。零，飞机沿原航线飞行。0KYK YYKYK Y0YKK YY5.4.1 概述概述 自动着陆控制系统是在仪表着陆系
17、统自动着陆控制系统是在仪表着陆系统(ILS)基础上基础上工作的。机上设备除了无线电设备外，还应包括工作的。机上设备除了无线电设备外，还应包括下述飞机的自动着陆系统，主要：下述飞机的自动着陆系统，主要： 飞行自动控制系统；飞行自动控制系统； 发动机油门自动控制系统；发动机油门自动控制系统； 自动刹车，减速控制系统自动刹车，减速控制系统(包括自动襟翼控制，包括自动襟翼控制， 自动增阻系统等自动增阻系统等)。 此外，还应提供高精度此外，还应提供高精度无线电高度表无线电高度表，可以精确，可以精确测量测量0.5100米之内的高度。米之内的高度。 5.4 5.4 自动着陆控制系统自动着陆控制系统 5.4.
18、2 纵向自动着陆系统纵向自动着陆系统 飞机着陆纵向控制过程如下图所示：飞机着陆纵向控制过程如下图所示： 纵向自动着陆系统通常有两种工作模式：纵向自动着陆系统通常有两种工作模式： 下滑控制模式下滑控制模式 自动拉平控制模式。自动拉平控制模式。 1.自动下滑控制系统（下滑控制模式）自动下滑控制系统（下滑控制模式） 自动下滑控制系统的功能是自动下滑控制系统的功能是控制飞机沿仪表着陆控制飞机沿仪表着陆系统所形成的下滑线飞行。系统所形成的下滑线飞行。 实现的方法是实现的方法是依机上依机上ILS接收机所测得的飞机偏接收机所测得的飞机偏离下滑线的偏离角信号，通过升降舵控制飞机俯离下滑线的偏离角信号，通过升降
19、舵控制飞机俯仰角，进而改变飞机的航迹倾斜角，使飞机质心仰角，进而改变飞机的航迹倾斜角，使飞机质心回到下滑线。回到下滑线。 在控制过程中，发动机油门控制系统将保持所需在控制过程中，发动机油门控制系统将保持所需要的飞行速度。要的飞行速度。 飞机质心偏离下滑线时的运动（几何）关系：飞机质心偏离下滑线时的运动（几何）关系： ，近似，近似， /tgdR /d R 0000sin()( + )/57.3 ()/57.3ttdVVdddtVdt 耦合器用于改善整个系统的性能。耦合器用于改善整个系统的性能。 拉平段轨迹设计为指数曲线拉平段轨迹设计为指数曲线 。 为拉平开始的起始高度；为拉平开始的起始高度； 为
20、飞机距地面的实际高度，可用无线电高度表为飞机距地面的实际高度，可用无线电高度表 精确测量。精确测量。 拉平曲线的具体形状主要由时间常数拉平曲线的具体形状主要由时间常数 及拉及拉平开始高度确定。平开始高度确定。 .( )( ) /h th t 0)(.thh/0)(tehth0hh2.2.自动拉平控制系统（自动拉平控制模式）自动拉平控制系统（自动拉平控制模式） 将下滑时的垂直下降速度减小到允许的将下滑时的垂直下降速度减小到允许的 着地下降速度。着地下降速度。( (约为约为(-0.3(-0.3-0.6)m/s) .-0.6)m/s) . 垂直下降速度随高度垂直下降速度随高度h h的减小而降低。的减
21、小而降低。 任务任务方法方法5.4.3 侧向波束导引系统侧向波束导引系统 在自动着陆过程中，在自动着陆过程中，将飞机保持在航向垂直剖面将飞机保持在航向垂直剖面内，以使飞机对准跑道中心线。内，以使飞机对准跑道中心线。 基本方法是基本方法是通过通过ILS系统测得飞机质心偏离侧向系统测得飞机质心偏离侧向波束中心线的偏离角波束中心线的偏离角 ，然后控制飞机副翼进行，然后控制飞机副翼进行倾斜转弯，使飞机进入波束中心线，消除偏离角。倾斜转弯，使飞机进入波束中心线，消除偏离角。 在近似自动协调转弯时在近似自动协调转弯时 侧向波束控制系统原理结构图侧向波束控制系统原理结构图 如下图所示，其中如下图所示，其中耦合器用于改善整个系统的性能。耦合器用于改善整个系统的性能。/g V0(/)tg Vdt
