1、先进飞行控制系统先进飞行控制系统第九节课第九节课(20191114)复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统 阻尼器阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率增大飞机运动的阻尼，抑制振荡。增大飞机运动的阻尼，抑制振荡。因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因而阻尼器也有俯仰（而阻尼器也有俯仰（pitch）阻尼器、倾斜（）阻尼器、倾斜（roll）阻尼器）阻尼器及偏航（及偏航（yaw）阻尼器）阻尼器。俯仰阻尼器：反馈俯仰角速率俯仰阻尼器：反馈俯仰角速率q 滚转阻尼器：反馈滚
2、转角速率滚转阻尼器：反馈滚转角速率p 偏航阻尼器：反馈偏航角速率偏航阻尼器：反馈偏航角速率r复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统增稳系统增稳系统以迎角和侧滑角为反馈信号，增加飞机的静稳定性以迎角和侧滑角为反馈信号，增加飞机的静稳定性 分为纵向（俯仰）增稳系统和侧向（偏航、横侧）增稳系分为纵向（俯仰）增稳系统和侧向（偏航、横侧）增稳系统统 纵向增稳系统以迎角（法向过载）为反馈信号纵向增稳系统以迎角（法向过载）为反馈信号 侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号 为了弥补由此造成的阻尼比下降，可以在增稳基础上增加为了弥补由此造成的阻尼比下降，可以在增稳
3、基础上增加角速率反馈。角速率反馈。控制增稳控制增稳是解决由于增加阻尼和增稳导致的操纵性降是解决由于增加阻尼和增稳导致的操纵性降低，及非线性操纵指令的低，及非线性操纵指令的-大机动时，有较高的操纵灵敏大机动时，有较高的操纵灵敏度；小机动时，有较低的操纵灵敏度。度；小机动时，有较低的操纵灵敏度。办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性；另一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性；另一方面，可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵一方面，可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵的目的。的目的。
4、复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统 典型飞行控制系统结构典型飞行控制系统结构5.4 飞机的姿态控制系统飞机的姿态控制系统控制原理：控制原理：按自控原理的思想按自控原理的思想要想控制哪个物理量，就应测量它的要想控制哪个物理量，就应测量它的值，然后按一定的反馈规律调整它，使它达到期望值。值，然后按一定的反馈规律调整它，使它达到期望值。在飞行控制中在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说，要想稳定与控制三轴对于自动驾驶仪来说，要想稳定与控制三轴姿态则应该是：姿态则应该是：用陀螺仪测量角度信号用陀螺仪测量角度信号 经调理后（综合、放大器），送入舵回路形成指令信号驱经调理后（综合、放
5、大器），送入舵回路形成指令信号驱动舵面动舵面用航向陀螺仪用垂直陀螺仪raae)方向舵副翼（控制偏航角速度也用副翼升降舵5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理姿态控制系统的构成与工作原理（1）比例式自动驾驶仪）比例式自动驾驶仪（2）积分式自动驾驶仪）积分式自动驾驶仪（3）比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪）比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪（1 1）比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例）比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例）1 1）控制律）控制律(垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪)角自动控制系统原理方块图角自动控制系统原理方块图 设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线
6、性关系，即设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线性关系，即 舵回路不计惯性时舵回路不计惯性时 外加控制电压外加控制电压 于是于是1KUKSG)(gU)1(*)()()(111geLKUKKUKKKUUKggg式中式中1LKK 1KUgg 说明：说明：升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（）成比例）成比例具具有这种控制律的姿态角自动控制器称作有这种控制律的姿态角自动控制器称作比例式自动驾驶仪比例式自动驾驶仪 g2 2）工作原理：）工作原理：a a）飞机水平平飞状态）飞机水平平飞状态俯仰保持俯仰保持 假定飞机处于等速平飞状态假定飞机处于等速平飞状态 ，飞机受到干扰后，出现俯仰角
7、偏差飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 陀螺测到这个偏差并输出电信号陀螺测到这个偏差并输出电信号 经舵回路输出经舵回路输出 产生气动力矩产生气动力矩 使飞机使飞机 逐渐减小，只要选得逐渐减小，只要选得 合适，就可保证合适，就可保证 同时同时 修正修正 过程如下图所示：过程如下图所示：000gU0001KU0 Le0)(eML00et修正修正的过渡过程的过渡过程 b）外加控制信号）外加控制信号俯仰控制（操纵）俯仰控制（操纵）如果外控制电压不为零，假定如果外控制电压不为零，假定 ，则，则 。飞机原来水平等速飞行。飞机原来水平等速飞行舵回路输入电信号为舵回路输入电信号为 ，使升降舵向上偏，使升降舵向上偏
8、 产产生抬头力矩生抬头力矩 飞机抬头飞机抬头 。只要。只要 选的合适就选的合适就可使可使控制过程如下图所示：控制过程如下图所示：0g01gKUg00Lg0u0e0gU0e0)(eMg控制控制的过渡过程的过渡过程 3）干扰力矩）干扰力矩 影响：影响：假定有常值干扰力矩假定有常值干扰力矩 ，飞机稳定后必有一个，飞机稳定后必有一个 使产生的力矩平衡使产生的力矩平衡 ，由于，由于 存在也就出现一个稳态存在也就出现一个稳态的偏差的偏差 fMfMefMeLCSbQMemfg0 0feMM比例式控制律的优缺点：比例式控制律的优缺点：优点：优点：结构简单。结构简单。缺点：缺点：有常值力矩干扰时，是有差系统。有
9、常值力矩干扰时，是有差系统。误差误差 与干扰力矩与干扰力矩 成正比，与传递系数成正比，与传递系数 成反比。增大成反比。增大 可减小误差，但飞机在修正可减小误差，但飞机在修正 角时角时 较大，产生较大的力矩较大，产生较大的力矩 ，使飞机有较大的角速度。，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态在稳定工作状态 ，接近零时，接近零时，虽已到零，虽已到零，但由于飞机的惯性，且角速率但由于飞机的惯性，且角速率 飞机会向反方向俯仰飞机会向反方向俯仰以致产生振荡。以致产生振荡。)(gfMLLeeM0g e0q 图图 过大时，修正过大时，修正 的过渡过程的过渡过程 要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入俯仰角速要
10、想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入俯仰角速率率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。，对飞机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。tL 为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解，下面以短周为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解，下面以短周期运动方程为例，采用根轨迹法对其加以分析：期运动方程为例，采用根轨迹法对其加以分析：建飞机方程（用短周期方程）建飞机方程（用短周期方程）AP控制律：控制律：eqeMSMSMSMSZS)()(0)(LLge)(飞机飞机AP系统结构图：系统结构图：+-geLLs1ddcscsZsMe212 s内+根轨迹分析：根轨迹分析：当当 ，即无一阶微分信号，即无一阶微分
11、信号 开环传函为：开环传函为：根轨迹如左图所示：根轨迹如左图所示：可见可见 增大时，一对复根右移增大时，一对复根右移 且虚部增大很快，振荡加剧且虚部增大很快，振荡加剧0LddCSCSZSMSLSGe212)()(开jz1s2s3sL当当 时（即引入微分作用）内环闭环传递函数为时（即引入微分作用）内环闭环传递函数为:特征方程式：特征方程式：内回路等效开环传函为：内回路等效开环传函为：0L)()()()(212ZSLMCSCSZSMSeedd内ddCSCSZSMLSGe212)()(等0212ZsLMcscsedd 根轨迹如图根轨迹如图5-305-30所示：所示：内回路内回路 ，使短周期，使短周期
12、一对复根左移且虚部减小，一对复根左移且虚部减小，最终进入实轴，振荡减小，最终进入实轴，振荡减小，阻尼加大。内回路的动态阻尼加大。内回路的动态过程由振荡运动转为按指过程由振荡运动转为按指数规律衰减的单调运动，数规律衰减的单调运动，越大，阻尼作用越强。越大，阻尼作用越强。jzss12LL比例式控制律根本原因比例式控制律根本原因：舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）舵回路传函：舵回路传函：当当K很大时简化为：很大时简化为：KSKSw)(1)(sw)()(121ggeLLLL其中：其中：1LL，2LL 这是比例式控制律这是比例式控制律自动驾驶仪有比例式控制律根本原因
13、是：自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反馈舵回路中含舵面位置反馈（硬反馈）（硬反馈）比例式控制如何减小静差：比例式控制如何减小静差：由前面计算可知：由前面计算可知：所以：所以：存在静差。存在静差。要减小这个静差，应加大要减小这个静差，应加大 ，所以只有使，所以只有使 就可使静差减小。就可使静差减小。极端情况：极端情况：（切断硬反馈）就可完全消除常值干扰（切断硬反馈）就可完全消除常值干扰下的静差。下的静差。LCSbQMemfg0g2LL 0（2）积分式自动驾驶仪）积分式自动驾驶仪在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，组成了
14、积分式自动驾驶仪。组成了积分式自动驾驶仪。舵回路方框图参见图舵回路方框图参见图5-34 由图由图5-34可以得到具有速度可以得到具有速度 反馈式舵回路的闭环传递函数为：反馈式舵回路的闭环传递函数为：1111)(sTKsKKKKKKsGfMMfMMB由此可得，具有速度反馈舵回路形式的自动驾驶仪如图：由此可得，具有速度反馈舵回路形式的自动驾驶仪如图：即：即：舵偏角舵偏角 与输入信号（与输入信号（）积分成比例，称为）积分成比例，称为积分积分式控制规律式控制规律。)(21geLLSK)(geLL egLdtLge取积分可得：取积分可得：积分式控制律驾驶仪中显著特点：积分式控制律驾驶仪中显著特点：切除舵
15、面位置反馈信号。切除舵面位置反馈信号。采用舵面速度反馈问题采用舵面速度反馈问题即速度反馈，这种规律也称为软即速度反馈，这种规律也称为软反馈式自动驾驶仪。反馈式自动驾驶仪。因为舵机负载是舵面铰链力矩，它对舵机起硬反馈的作用因为舵机负载是舵面铰链力矩，它对舵机起硬反馈的作用所以严格地讲所以严格地讲 与与 的积分关系并不成立。但若基于的积分关系并不成立。但若基于如下条件则认为本质上积分关系存在。这个条件就是：如下条件则认为本质上积分关系存在。这个条件就是：e积分式控制律成立的条件：积分式控制律成立的条件：亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本身的软反馈作亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本身的软反馈作
16、用。用。飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时，舵机控制不受飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时，舵机控制不受铰链力矩的影响。铰链力矩的影响。现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵消基准配平舵现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵消基准配平舵偏角偏角 所产生的铰链力矩，此后所产生的铰链力矩，此后 引起的铰链力矩引起的铰链力矩较小。较小。0ee积分式控制律的改进：积分式控制律的改进：在在 控制律中，控制律中，与与 信号成比例信号成比例 为主信号，而为主信号，而 信号对系统稳定性起重要作用，称为信号对系统稳定性起重要作用，称为稳定信号稳定信号。为进一步改善稳定与控制飞机姿态的动态性能，再引入为进一步改善稳定
17、与控制飞机姿态的动态性能，再引入 角加速度信号，起阻尼作用。角加速度信号，起阻尼作用。)(egLLe)(geLLL LLdtLge 积分式控制律只在常值干扰积分式控制律只在常值干扰 作用下作用下 无差，当斜坡无差，当斜坡信号作用时，仍是有差系统。因为飞机信号作用时，仍是有差系统。因为飞机飞控是飞控是型系统型系统 角加速度信号角加速度信号 在在AP中的获取，通常是将信号中的获取，通常是将信号 经有源经有源微分电路产生微分电路产生这可减少噪声影响。这可减少噪声影响。积分式自动驾驶仪虽能消除常值干扰所导致的静差积分式自动驾驶仪虽能消除常值干扰所导致的静差,但其但其结构复杂结构复杂,并且需要俯仰角加速
18、度信号。因为用无源网络并且需要俯仰角加速度信号。因为用无源网络来获得较好质量的二次微分信号通常是很困难的，常常由来获得较好质量的二次微分信号通常是很困难的，常常由于线路复杂而引发噪声。所以考虑采用均衡式自动驾驶仪于线路复杂而引发噪声。所以考虑采用均衡式自动驾驶仪 fM（3 3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式反馈均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式反馈，如下图，如下图（3 3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）所谓均衡式反馈就是在舵机硬反馈所谓均
19、衡式反馈就是在舵机硬反馈 的基础上，再加一个的基础上，再加一个时间常数时间常数 很大的非周期环节很大的非周期环节 的正反馈，其中的正反馈，其中 为为几秒直至几十秒。由于舵回路的动态过程时间很短（仅零点几秒直至几十秒。由于舵回路的动态过程时间很短（仅零点几秒），所以相对于舵回路的时间常数几秒），所以相对于舵回路的时间常数 而言，而言，的作用的作用类似于一个开关，即只在稳态时接通，最终将使正反馈与硬类似于一个开关，即只在稳态时接通，最终将使正反馈与硬反馈所得的负反馈量相抵消。这样，舵回路的传递函数变为反馈所得的负反馈量相抵消。这样，舵回路的传递函数变为 ，相当于增加一个积分环节，从而可以消除系统的
20、静，相当于增加一个积分环节，从而可以消除系统的静差差eT11sTeeTTeTsK 反馈环节为位置和均衡环节相并联：反馈环节为位置和均衡环节相并联：舵回路传函为：舵回路传函为：eeeTKTKK111)(STSTSTSGeeeSSTTSTksKsTsTsKSGpeeeee)1()1(.11)(eepTKTT1 略去略去Tp 这是一个比例积分式的舵回路这是一个比例积分式的舵回路=均衡舵回路均衡舵回路STSTkSGeee)1()(具有均衡舵回路的角位置控制系统：具有均衡舵回路的角位置控制系统：一般一般 （短周期运动时间常数）在飞机短周期工作（短周期运动时间常数）在飞机短周期工作频段（高频段）内，可认为
21、频段（高频段）内，可认为 并可从阻尼回路中并可从阻尼回路中移出，再将移出，再将 分解成分解成 ，于是得到如下等效图于是得到如下等效图deTT 1)1(STSTeeSTSTee1)11(sTe 简化图：简化图：由于由于 很大，（很大，（很小）所以开始时体现比例作用，只在很小）所以开始时体现比例作用，只在进入稳态时进入稳态时 起作用才表现出积分特性，实现比例积起作用才表现出积分特性，实现比例积分控制律。分控制律。eTeT1STe1控制律为：控制律为：作用：作用：消除常值干扰力矩作用下的静差。消除常值干扰力矩作用下的静差。消除控制作用消除控制作用 为斜坡信号时的稳态误差（前向通道有为斜坡信号时的稳态
22、误差（前向通道有两个积分环节）。两个积分环节）。提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的飞行阶段（如自动着陆）求较高的飞行阶段（如自动着陆）LLdtTLggee)()(g若舵回路采用带有延迟速度负反馈回路时可使若舵回路采用带有延迟速度负反馈回路时可使AP控控制律用于飞机上既可削除常值干扰力矩带来的误差，又可制律用于飞机上既可削除常值干扰力矩带来的误差，又可消除阶跃指令输入下的静差。总之舵回路反馈有所变化，消除阶跃指令输入下的静差。总之舵回路反馈有所变化，可改善可改善AP的功能效果。但追根到底，的功能效果。但追根到底，AP控制律
23、只按比例控制律只按比例积分两类来分，舵回路中反馈环节按三类来分（硬、软、积分两类来分，舵回路中反馈环节按三类来分（硬、软、均衡三种反馈，构成的舵回路传函为惯性环节，积分环节均衡三种反馈，构成的舵回路传函为惯性环节，积分环节和均衡环节）和均衡环节）包围舵机包围舵机的反馈环节的反馈环节舵回路传函舵回路传函构成姿态角控制系统控制律构成姿态角控制系统控制律硬反馈硬反馈 惯性环节惯性环节比例式控制律比例式控制律软反馈软反馈 积分环节积分环节积分式控制律积分式控制律均衡反馈均衡反馈 比例积分环节比例积分环节比例积分式控制律比例积分式控制律1TSK1TeSTeSSKTSK11LLeLLLe LLdtTLggee)()(
