1、概述概述v描述飞机运动的参数：描述飞机运动的参数：三个姿态角三个姿态角三个角速度三个角速度两个气流角两个气流角两个线位移两个线位移一个线速度一个线速度概述概述v典型飞行控制系统结构典型飞行控制系统结构典型飞行控制系统的分类典型飞行控制系统的分类v阻尼器阻尼器(damper)v增稳系统增稳系统(stability augmentation systems-SAS)v控制增稳系统（控制增稳系统（control augmentation system-CAS)v自动驾驶仪自动驾驶仪(Autopilot)飞行控制系统的任务和设计目标飞行控制系统的任务和设计目标v改善飞行品质改善飞行品质固有运动特性：改
2、善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率固有运动特性：改善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率特性；特性；操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特性；性；扰动特性：风干扰扰动特性：风干扰大扰动的控制问题大扰动的控制问题v协助航迹控制协助航迹控制v全自动航迹控制全自动航迹控制v监控和任务规划监控和任务规划飞控系统的基本性能要求飞控系统的基本性能要求v飞控系统设计的规范包括：（详见书P263P274）1）评定飞机飞行品质可按MILF8785C，GJB18586（P263-273)2）评定飞控系统品质可按MILF9490D飞机飞行品质飞机飞行品质v纵向飞行品
3、质:速度稳定性（纵向静稳定性，沉浮稳定性，飞行轨迹稳定性）;纵向机动特性（等评价等级参数，短周期阻尼比，操纵期望参数）;CAP是升降舵阶跃变化时飞机初始俯仰角加速度与稳态法向过载之比，反映飞行航迹是否易于控制纵向操纵性。飞机飞行品质飞机飞行品质v侧向飞行品质:荷兰滚模态 ;滚转模态滚转模态时间常数 ;螺旋模态最小倍幅时间。nddndd ;R 设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角按闭环调整原理引入 做为主信号。单独操纵升降舵或油门杆时修正 的过程：通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制y1、高度自动控制系统必要性其中：为角速率到舵偏角传动比侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方向变化问题，即飞机纵
4、轴在水平面转动飞机空速向量在水平面的转动。令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米偏航力矩方程结构图参见P201侧向波束导引系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。为改善动态质量，引用 信号。自动驾驶仪(Autopilot)不计非线性按线性理论分析：求传函 分析 得到阻尼 的结论。控制增稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权限也只有最大舵偏角的30%左右，很难满足整个飞行包线内改善飞行品质的要求。高阶系统的飞行品质评价方法高阶系统的飞行品质评价方法vC*准则准则时域内评价飞机的纵向飞行品质时域内评价飞机的纵向飞行品质（考虑飞机法向过载（高速飞行）和俯仰角（考虑飞机法向过
5、载（高速飞行）和俯仰角速率（低速飞行）速率（低速飞行）vD*准则准则时域内评价飞机的侧向飞行品质时域内评价飞机的侧向飞行品质（考虑飞机侧向加速度（高动压）和侧滑（考虑飞机侧向加速度（高动压）和侧滑（低动压）（低动压）v等效系统法（参见书等效系统法（参见书p272-P273)飞控系统的基本性能要求飞控系统的基本性能要求v姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应;v角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求;v轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态响应要求响应要求;具体指标见书具体指标见书P273-
6、274所写所写 飞控系统品质飞控系统品质 v包括：姿态保持，航向保持，航向选择，稳态倾斜转弯中的协调，滚转时的侧向加速度限制，水平直线飞行中的协调，高度保持，M数保持，空速保持，自动导航，自动进厂，自动着陆的要求。飞控系统基本功能包括几方面飞控系统基本功能包括几方面v增稳阻尼的要求v姿态的稳定与控制包括三轴姿态的稳定与控制，航向保持，预选，航向转弯等v轨迹的稳定与控制包括高度、侧向偏离、飞行M控制保持，以及自动进场着陆，地形跟随等。2 阻尼器与增稳系统阻尼器与增稳系统一、一、飞机阻尼器系统 1、问题的提出：v随着飞行包线的扩大，飞机自身的阻尼下降，使驾驶飞机时飞机角速度会出现强烈振荡这是由飞机
7、（尤其超音速飞机）结构特点造成的。v考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时，若用力过猛，会产生纵向短周期的振荡，即所谓的纵向点头。v为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。飞机操纵机构飞机操纵机构0M00L0000eeTaarrT升降舵偏角：平尾后缘下偏为正产生纵向低头力矩副翼偏转角：右翼后缘下偏（右下左上）为正产生滚转力矩方向舵偏转角：方向舵后缘向左偏为正产生偏航力矩N油门杆位置：向前推杆为正加大油门、加大推力飞机结构特点及受空气动力影响情况飞机结构特点及受空气动力影响情况 v为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设计时采用薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应的大后掠前缘的三角翼，这使横向静稳定导数
8、v为减少阻力，而尽量减小机身的截面积，即机身细长，机翼又薄，机载设备大部分都装到机身上使质量加大，于是飞机绕立轴及横轴的转动惯量 都增大了，而绕纵轴的v飞机以大M数飞行时，平尾升力系数 ，舵面效率降低 ，加上高空时，使飞机横侧阻尼减小，使超音速飞行时，飞机会发生严重飘摆现象L ZI YI XI2、阻尼器的组成与作用原理、阻尼器的组成与作用原理作用：阻尼器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。分类：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阻尼器、倾斜阻尼器及偏航阻尼器。v组成：阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路阻尼器由角速率陀螺，放大器
9、和舵回路 组成。舵回路中包括串联副舵机，反馈元组成。舵回路中包括串联副舵机，反馈元件，总和元件件，总和元件速率陀螺放大器舵回路助力器阻尼器qe阻尼系统：阻尼系统：v 阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如下图）如同是阻尼比改善了的新飞机，称下图）如同是阻尼比改善了的新飞机，称为飞机为飞机阻尼系统，简称阻尼系统，简称阻尼系统。弹簧助力器飞机阻尼器杆力Peq原理：原理：v当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q经放大器、舵回路传递到舵面，使之有个偏角 此舵偏角引起舵面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻尼力矩（低头，使q受限制）这就增大了飞机的阻尼。LqLqe0)(00
10、eeMq俯仰阻尼器（纵向阻尼器）俯仰阻尼器（纵向阻尼器）v俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动的阻尼 。1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时v舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻尼力矩，增大了飞机阻尼力矩。dLqLqeZMMMMZqqsd2侧向加速度即到服役的传动比；上述过程是在线性范围内，说明调整H是靠调整 来实现的，即俯仰角控制是做为高度控制的内回路。但要实现积分作用，舵机必须有较大的权限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只能采用比例式控制律。量，就应测量它的值，然后按一定的反馈规还得有个迎角 增量，以保持飞机转弯时不掉高度即协调转弯时纵向控制。控制律仍为比例式：通过控制升降舵 ，
11、改变 来控制速度。同理，小杆力时，值小，也小，飞机可获得较低的灵敏度，恰好能满足飞行品质要求。调校机构转速很慢，起配平作用。下面根据单位过载杆力来分析增稳控制系统对杆力特性的影响。修正初始角 的过渡过程曲线飞机方程用短周期纵向方程包括两部分：姿态角位移控制系统及耦合器建立飞控系统的控制律，并结合构成飞机飞控系统方程组。：机械弹簧 ：助力器的传递函数 ：为杆力 ：飞机短周期运动传递函数系统传函：无阻尼器飞机操纵系统结构图无阻尼器飞机操纵系统结构图12122STSTSTKdddePeKjK12)1()()(22 STSTSTKKKspsqdddeje ePjKeK1eq12122STSTSTKdd
12、d有阻尼器飞机操纵系统结构图有阻尼器飞机操纵系统结构图系统闭环传函为：其中：为角速率到舵偏角传动比jKePeK112122STSTSTKdddqKaKKqeKKKKL)1()2()1()()(2KLSTKLTSTSTKKKspsqdddejev简化闭环传函：式中：12)1()()(22STSTSTKKKspsqdedededejeKLKKd1KLTTdde1KLTLTKddde1)2(v适当选择 可增大 ，即增大了阻尼，（）v但 使 静操纵性 阻尼比增大是靠牺牲静操纵性达到的。v由于 与 成反比，变化不大，即固有频率变化不大。(参见书参见书p174例）例）LdeddeLKKddeTKL1deT
13、2）考虑助力器及舵回路惯性时阻尼器控制律）考虑助力器及舵回路惯性时阻尼器控制律 助力器传递函数为一阶惯性环节：助力器传递函数为一阶惯性环节：11)(1sSGe舵回路传递函数为二阶环节：舵回路传递函数为二阶环节：12)(1)(2ssSG阻尼器控制律为：阻尼器控制律为：v惯性环节 及振荡环节 对系统频率特性的影响取决于这些环节的连接频率 及 与系统截止频率 的关系。若 、比 大 35倍以上，助力器，舵回路惯性只给系统带来一些相移，不影响系统稳定性。121211)()(2221STSTSSSSTKLLSGSGdddee sGe sG1c1c3 3）计串联舵机的有限权限时的阻尼器控制律）计串联舵机的有
14、限权限时的阻尼器控制律 v串联舵机权限是很小的（对向 ）再考虑到不灵敏区，则阻尼器有非线性控制律：1e当当当1D,1D,DD,0)(signDsignDDfe 这里：这里：2.01.0是不灵敏区，是不灵敏区，LSGSGDe)()(当再考虑驾驶员的操纵则有：当再考虑驾驶员的操纵则有：ejeePKSGDf)()(无阻尼器飞机的纵向过渡过程 全权限纵向阻尼系统过渡过程 纵向阻尼系统权限为1的飞机过渡过程 结论：结论：v无论阻尼器权限如何，与无阻尼飞机相比 的振荡性都有很大改善。v 即使是全权限，的超调量也很大。只有增大 使 才能减 小的 超调。但这会使 的调节时间拖长，故 不能取得太大。ttq和 t
15、qL1de tq tL4）控制律的改造）控制律的改造清洗网络的引用清洗网络的引用v清洗网络为：v控制律（不计 、时）为：1ss)(SG)(SGe 1ssLe引入清洗网络原因：引入清洗网络原因：v飞机稳定转弯（或协调转弯）时，（），要求 ，于是速率陀螺感受这个恒定的舵偏角值并反馈到阻尼器产生 ，这会减小俯仰角速率，是不希望的。所以飞行员只有通过操纵才能补偿掉这个舵偏角，但串联舵权限很小，恒定的q信号引起的舵偏角可能会超过串联舵机的权限，而使阻尼器失效，为此要采取措施用配平舵机并且加入清洗网络滤去q的稳态分量。sin qqLLesincoscossincosrqtgug协调转弯公式：协调转弯公式：
16、设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角 且且 很小，很小，为空速。为空速。v保持升降速度保持升降速度 必使飞机沿法线方必使飞机沿法线方向力平衡，即向力平衡，即v保证飞机在水平面内盘旋保证飞机在水平面内盘旋向心力等于惯向心力等于惯性力性力v要保证要保证 ，使纵轴与空速在水平面内，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致转动角速度一致 。tgug001cosu0HmgGLcosumLsin0voxmgLcosLmu离心力飞机协调转弯受力图飞机协调转弯受力图增益调参问题增益调参问题v飞机短周期纵向运动的固有频率和阻尼比随飞飞机短周期纵向运动的固有频率和阻尼比随飞行的速度
17、和高度发生变化。行的速度和高度发生变化。2*12/dededdeTZMLTML)(LDwCCmVQSZemyAweCICQSM*)(QfL 4、滚转阻尼器、滚转阻尼器 倾斜阻尼器倾斜阻尼器v飞机不仅俯仰通道有阻尼器，在其他两个通道也有阻尼装备。例如：对于小展弦比的飞机在超音速或大迎角飞行时，滚转阻尼力矩显著减小，滚转角速度过大，驾驶员难以操纵，所以可安装倾斜（滚转）阻尼器，以增大阻尼。滚转阻尼器有关装置原理图滚转阻尼器有关装置原理图原理：原理：v当飞机有滚转速率p时，速率陀螺测出，经传动比自动调节器给出当时飞行状态下的指令信号（），此信号经放大器进行功率放大后，送至副舵机中，再传至助力器，使副
18、翼偏转 ，产生阻止p变化的阻尼力矩。v驾驶杆给出的操纵信号也传到副舵机，与信号复合，推动助力器滑阀的移动。pIpa控制律：助力器为惯性环节，副翼舵回路为二阶振荡环节：副翼转角对滚转角速率的传递系数 副翼转角对驾驶杆横向偏移的传动比 驾驶杆横向偏移aapeaWIsspIs12112pIaIaW滚转阻尼器框图滚转阻尼器框图v如果考虑非线性，一般情况权限 ，则有：3aaaeaWISGXF)()(式中：式中：时当时当3XsignX33X)(XXF p(S)IG(S)GXpe这里这里pI随随Q变化，保证过程不随变化，保证过程不随M变化。变化。简单分析简单分析v忽略助力器以及舵回路的影响，并采用飞机忽略助
19、力器以及舵回路的影响，并采用飞机滚转运动的近似传递函数：滚转运动的近似传递函数：得到飞机滚转阻尼系统近似传函为：得到飞机滚转阻尼系统近似传函为：aapaapaLPLsWIPI)(;aaapapWILPILLs分析：分析：v如考虑非线性，则用相平面分析法来分析v不计非线性按线性理论分析：求传函 分析 得到阻尼 的结论。分析时飞机动力学方程，考虑滚转与偏航交叉影响，用全面侧向运动方程。侧向阻尼器主要针对快速滚转运动而言。快速滚转运动传递函数为：快速滚转运动传递函数为：描述螺旋运动的根；描述快速运动的根 荷兰滚运动的阻尼比及固有频率 对应于传递函数零点模态的阻尼比及 固有频率)2)()()2()()
20、(222122hhhpppaSSSSSSASS12hh,pp,（a）1hp （a）v由图可见：当 时，且 接近 ，分子与分母对应的复零点与复极点十分接近，构成一对偶极子。从复极点 出发的根轨迹沿着右弯弧线趋向复零点 。当 根轨迹进入s右半平面，系统不稳定。所以应重视偶极子的影响。1hpphhpZ2hp1hpv 时，也构成偶极子，从复极点 出发的根轨迹沿着左弯弧线趋向复零点 合理选择 ，可使复根对应的阻尼比大于原飞机的阻尼比 。即飞机-滚转阻尼系统的荷兰滚运动比原飞机的衰减更快，这种情况下，分析时可不考虑侧向交联影响。1hphpZpIhv若令 ，操纵指标 会因阻尼器的应用而下降。0SgXpc 5
21、、偏航阻尼器、偏航阻尼器v功用：改善荷兰滚振荡阻尼v原因：若增大垂尾面积，可提高荷兰滚阻尼，但飞机阻力和重量均增大，加剧飞机侧风时的反应，降低了飞机的性能，所以不用修改气动外形，而用加装阻尼器的办法提高阻尼。串联偏航阻尼器串联偏航阻尼器v荷兰滚振荡频率为：荷兰滚振荡频率为：v飞机偏航力矩方程：飞机偏航力矩方程：v偏航力矩方程结构图参见偏航力矩方程结构图参见P201ndrndrndVYNVNYN2)(;*2rrrpNrNspNN)(控制律：控制律：v这里引入清洗网络 目的是消除转弯时的稳态值，（协调转弯时的值）rssKrr11ss二、飞机二、飞机增稳系统增稳系统作用：v现代飞机随着大迎角飞行出现
22、，使飞机静稳定性 下降。v为了提高操纵机动能力，使飞机重心与焦点相对位置发生变化（焦点前移了）这也使系统不稳定。为解决上述问题需要增稳系统。mC2、俯仰增稳系统控制律及系统分析、俯仰增稳系统控制律及系统分析v控制律为：v飞机纵向短周期方程：v简化为：eeeWLLeqeMSMSMSMSZS)()(0)(eeMCSCS)(212v增稳控制系统方程：v此时：稳定性增加。v但因 使飞机阻尼特性下降。eeWLMLMCSCSee212dLMCe2221ddC 引入过载信号的俯仰增稳系统引入过载信号的俯仰增稳系统v 与过载 为比例关系：v飞机方程变为：v则控制律可为：v同样可得：加入上述控制律后，可提高系统
23、的静稳定性，但会降低系统阻尼特性。zngZGQSCnLzeezneWLnLenenzMgZnnnCSCS)(212v为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼比，控制律中必须包括n（或 ）与角速率q两种信号，于是纵向比例式增稳系统的控制律为：eeznqeWLnLqLv由飞机短周期方程得：v俯仰角速率与法向过载的关系为：v闭环系统方程：v控制律中加入俯仰角速率后，系统固有频率及阻尼比均可通过适当选择 来调整.ZssqznsZVgq110wwnnnqnqnWLnnLnLVngCSVZLgnCS)(0212nqLL 及下滑波束导引系统运动学环节方块图飞行状态由规范给出。同样可得：加入上述控制律后，可提
24、高系统的静稳定性，但会降低系统阻尼特性。为改善动态质量，引用 信号。分析时飞机动力学方程，考虑滚转与偏航交叉影响，用全面侧向运动方程。常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程要保证 ，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致 。飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证滚转与偏航运动两者耦合影响最小，即控制增稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权限也只有最大舵偏角的30%左右，很难满足整个飞行包线内改善飞行品质的要求。速度与俯仰角的解耦控制方案。比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度可知：但因当已知时间常数 （比例系数）及着地点垂直速度 时，可由上式算出不太大时，修正高度过程中
25、，俯仰运动也不会剧烈，所以速度相对变化 也不会太大，为此可用短周期运动方程。可以通过写出 的传递函数来进行分析，同样可以得出结论：特点：特点：v控制律中含信号 对飞机起增大阻尼比的作用v控制律中 与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的控制律 v若引入输入信号的积分，使输出与输入信号之间成积分关系，则为积分式控制律：qLqdtDLnLqLtnLqLggnqnqe)(0e分析：分析：v 联立获得增稳系统飞机系统方程（称新系统）v对新系统进行根轨迹，频率特性，时域特性分析，计算 ，及操纵性指标等特征性参数，然后与“规范”相对比，给出结论写出控制规律写出飞机运动方程 3、偏航增稳系统控制律、偏航增稳
26、系统控制律v飞机细长，立尾面积过小，飞行速度大，飞机细长，立尾面积过小，飞行速度大，飞机航向静安定系数飞机航向静安定系数 太小，使飞机太小，使飞机航向静安定性差，这常使飞机处于侧滑状航向静安定性差，这常使飞机处于侧滑状态飞行，不仅增大阻力，且不利转弯和格态飞行，不仅增大阻力，且不利转弯和格斗，所以航向也要有偏航增稳系统。航向斗，所以航向也要有偏航增稳系统。航向阻尼系统用来改善荷兰滚阻尼，且提高航阻尼系统用来改善荷兰滚阻尼，且提高航向静稳定性。因为飞机的向静稳定性。因为飞机的 很大而很大而 较小这样，滚转阻尼有余而存在严重的荷较小这样，滚转阻尼有余而存在严重的荷兰滚兰滚NClCnC控制律：控制律
27、：v若取 其中 v飞机偏航力矩方程：v闭环系统偏航力矩方程：v当 ，就有 从而增加了航向静安定性。21rrrKr2rrprNrNSpNN)(1)()(rrprrNrNSpNKNN0KNrNKNNr)(v这就是说在控制律（表达式）中增加与 有关的信号即可提高航向静安定性。v若再增加与角速度 有关的信号，又可增大阻尼，若两种信号均用，即可实现增稳阻尼，于是控制律为：rrrrrrWLKrKv当考虑到舵机权限，舵回路惯性，助力器时，其控制律为非线性的。即：即：rrrWLSWZE)()(1而：而：MMMZZ)(，当（权限），当signZZZE其中：其中：)()(1KrKSWSWZrv闭环运动方程：v由此
28、可知，固有频率增加为：静稳定性增加，阻尼增加。rrrrrWYSLNrKKYNCSKNCSrr)()(21222CKKYNCrrrrrrKNC21 信号的获得信号的获得 v一般 很难直接获得，所以常用侧向加速度计间接测量。v当侧向加速度计安装在飞机重心附近时，v侧向加速度v若侧向加速度计安装在飞机重心前，ryyyrQSCQSCma1YVQSCmayy01v当用侧向加速度计作反馈元件时，增稳阻尼控制律为：（不计惯性，非线性时）yarraKrSSKy)1(4、横侧增稳系统、横侧增稳系统 v由于飞机滚转与偏航总是紧密相联系，相互影响的，所以横向、航向都有增稳，且有两通道的交联信号出现了横侧增稳系统，其
29、控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通道的。现以某超音速飞机为例，写出横侧增稳控制律如下：ITSKKrKSSaarra2)1(1)(1式中：v 速率陀螺到方向舵传动比；v 副翼到方向舵传动比；v 侧向加速度即到方向舵传动比；v 侧向加速度即到服役的传动比；v 低通滤波器传递函数。rKaKKI211TS驾驶杆脚蹬副翼放大器放大器飞机方向舵放大器gI1W1WWWIKgKrK1ss211Ts yraK横侧增稳系统方块图 说明：说明：v 较大，较小时，将导致较大的荷兰滚振荡。副翼通道中引入 角正反馈信号，可产生副翼舵面力矩使横向静稳定力矩减小，从而减小 。v 过小，又会导致螺旋不稳定。lCnClClC
30、螺旋不安定航向不安定安定区nClC横侧运动静安定情况 特点：特点：v航向通道引用 及 信号，起到对航向的阻尼，增稳作用。v而横向通道只用信号 ，起到对横向的静稳定作用，削弱荷兰滚振荡。v而横向通道不用 信号，横向阻尼有余。（因为一般 较大）rKrKIpIpLCv为加强飞机进入或退出滚转（或转弯）时两通道的协调，减少侧滑，可以在方向舵通道中引入 信号。v滚转通道：v偏航通道：aaK左侧滑舵左偏左滚力矩00aaaL机头左转舵左偏000rraraNKv清洗网络 起削弱偏航角速率的稳态值作用，低通滤波网络 滤除敏感元件中的高频分量，使系统正常工作。v增稳、阻尼特性的改善，即 ，是通过牺牲操纵性来换取的
31、，。1SS2)1(1TS 三、控制增稳系统三、控制增稳系统1、问题的引出、问题的引出阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即只改善飞机的静动稳定性和固有频率，同时只改善飞机的静动稳定性和固有频率，同时却减小了系统的传递系数，减低了飞机对操却减小了系统的传递系数，减低了飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不利的，所以有必要解决稳定性和操纵性的矛利的，所以有必要解决稳定性和操纵性的矛盾。盾。从从5050年代中期至年代中期至6060年代，由于飞机向高速年代，由于飞机向高速高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、高空方向发展，
32、歼击机外型变化（大后掠、三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系统。统。由于加速度计不安装在飞机重心处，因由于加速度计不安装在飞机重心处，因此它所感受到的角加速度通过系统作用减此它所感受到的角加速度通过系统作用减小了，影响角加速度灵敏度。此外飞机在小了，影响角加速度灵敏度。此外飞
33、机在大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏度，且杆力不宜过大；作小机动飞行时，敏度，且杆力不宜过大；作小机动飞行时，要求有较小的灵敏度，且杆力不宜过小。要求有较小的灵敏度，且杆力不宜过小。一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对飞机的驾驶。所以有必要改善飞机的非线飞机的驾驶。所以有必要改善飞机的非线性操纵指令问题。性操纵指令问题。1、控制增稳系统的构成与工作原理、控制增稳系统的构成与工作原理图图5-15 俯仰控制增稳系统的方框图俯仰控制增稳系统的方框图控制增稳系统特点：控制增稳系统特点：控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个
34、控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个杆力传感器和一个指令模型构成的杆力传感器和一个指令模型构成的，即系统由机械，即系统由机械通道、电气通道和增稳回路组成。通道、电气通道和增稳回路组成。电器与机械通道电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号一方面通过机械链使舵面相并联，驾驶员操纵信号一方面通过机械链使舵面偏转某角度，另一方面又通过杆力传感器输出指令偏转某角度，另一方面又通过杆力传感器输出指令信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏转，信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。电气通道相当电气通道相当于一个前馈通道，其作用是增大
35、传递系数，并使角于一个前馈通道，其作用是增大传递系数，并使角加速度灵敏度满足驾驶员的要求。加速度灵敏度满足驾驶员的要求。工作原理：工作原理：v 驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使舵面偏转舵面偏转 ；另一方面，通过电气通道；另一方面，通过电气通道由杆力传感器产生电的指令信号，经指令由杆力传感器产生电的指令信号，经指令模型形成满足操纵特性要求的电信号，与模型形成满足操纵特性要求的电信号，与增稳系统的反馈信号综合后使舵面偏增稳系统的反馈信号综合后使舵面偏转转 ，总的舵面偏角为：，总的舵面偏角为：v电气指令信号的极性与机械通道来的操纵电气指令信号的极性与机械通道来
36、的操纵信号同相，其值与杆力位移成正比。可见信号同相，其值与杆力位移成正比。可见电气指令信号使操纵量增强，因此电气指令信号使操纵量增强，因此控制增控制增稳稳系统又称系统又称控制增强系统控制增强系统。mMMme控制增稳系统特点：控制增稳系统特点：由于增设电气通道，可使系统开环增益取得由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高。从而提高了静操纵性。较高。从而提高了静操纵性。v如果没有电气通道，那么当如果没有电气通道，那么当 很大时，虽很大时，虽然可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处然可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正向通道无关，即系统抗干扰性提高，但同时会正向通道无关，即系统抗干扰性提高
37、，但同时会使以机械通道为输入、使以机械通道为输入、为输出的闭环传递系数为输出的闭环传递系数变得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增变得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增益太小，降低了静操纵性。增设电气通道，则可益太小，降低了静操纵性。增设电气通道，则可通过提高电气通道增益，补偿由于通过提高电气通道增益，补偿由于 很大很大而产生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞而产生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上的干扰及飞行状态变化的影响，机上的干扰及飞行状态变化的影响，KKa、znKKa、二、俯仰控制增稳系统的控制律二、俯仰控制增稳系统的控制律 v比例控制律为：比例控制律为：其中：其中：飞机
38、方程：飞机方程：znqeyyzzpyzjyKqKnk k k M sFk kF zaqyqykkkkK zanynykkkkKzz2()()()()57.3()zeqeqqnqZMsVGsZ MZsMMsMVVZGsZg sV 具有比例控制律的系统没有自动配平功具有比例控制律的系统没有自动配平功能，所以仍要求驾驶员利用调整片效应机能，所以仍要求驾驶员利用调整片效应机构消除杆力实现配平。构消除杆力实现配平。带有调效机构的控制律带有调效机构的控制律当纵向力矩不平衡时，出现当纵向力矩不平衡时，出现 ，并，并通过反馈使舵机动作，舵面偏转。偏转到规通过反馈使舵机动作，舵面偏转。偏转到规定权限时，舵机停止
39、转动，同时接通调校机定权限时，舵机停止转动，同时接通调校机构，继续向原方向偏转舵面。因调校机构是构，继续向原方向偏转舵面。因调校机构是积分环节（例如电机），它使舵面偏转直到积分环节（例如电机），它使舵面偏转直到 消失，从而实现自动配平，所以将调消失，从而实现自动配平，所以将调校机构引入，使比例控制律变为等效的比例校机构引入，使比例控制律变为等效的比例加积分控制规律。调校机构转速很慢，起配加积分控制规律。调校机构转速很慢，起配平作用。平作用。znq和znq和有调校机构的控制增稳系统有调校机构的控制增稳系统+-+-+yFjkkzk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss
40、 skp sMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机调校机构skj1+2、比例加积分控制律、比例加积分控制律引入积分不仅是为了提高稳态精度，更引入积分不仅是为了提高稳态精度，更重要的是为了实现飞机自动配平。纵向力重要的是为了实现飞机自动配平。纵向力矩不平衡时，舵机自动承担配平任务，无矩不平衡时，舵机自动承担配平任务，无需驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题。需驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题。但要实现积分作用，舵机必须有较大的权但要实现积分作用，舵机必须有较大的权限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只能采用比例式控制律。能采用比
41、例式控制律。dtFsMkkkdtnKqKFkkFksMkknKqKypzznyqyyjzypzznyqyezz比例加积分控制律结构图比例加积分控制律结构图+-+-+yFjkssk1zk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机说明：说明：v在这里舵机作用与比例控制律中调校机构的在这里舵机作用与比例控制律中调校机构的作用相同，都是积分作用，承担自动配平任作用相同，都是积分作用，承担自动配平任务。但在比例加积分控制律中由舵机来实现，务。但在比例加积分控制律中由舵机来实现，而在比例控制中由调
42、校机构（电机）来实现。而在比例控制中由调校机构（电机）来实现。三、控制增稳系统对飞机稳定性三、控制增稳系统对飞机稳定性 和操纵品质的影响和操纵品质的影响1、增加杆力灵敏度、增加杆力灵敏度 值值 衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是杆力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力杆力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力灵敏度，提高系统操纵性能。下面通过传灵敏度，提高系统操纵性能。下面通过传递函数进行分析。递函数进行分析。略去高通环节与滤波环节，并令略去高通环节与滤波环节，并令 有：有：yFM0znyk 简化的俯仰控制增稳系统结构图简化的俯仰控制增稳系统结构图+-yFjkkzk s
43、sqeq skpMUkqyk sMPUv系统闭环传递函数为系统闭环传递函数为:v上式两边同乘上式两边同乘s，以构成俯仰角加速度信号，以构成俯仰角加速度信号 sGKsGksMkkksFsqqqyqzpjyee1 sGKssGksMkkksFsqqqyqzpjyee1v杆力输入为单位节跃，杆力输入为单位节跃，应用初，应用初值定理，对控制增稳系统有：值定理，对控制增稳系统有：v对没有电气通道的增稳系统有对没有电气通道的增稳系统有 ，则杆力灵敏度则杆力灵敏度 ssFy1 eeeMkkkkMkksFsGKssGksMkkktqzmpezjyqqyqzpjst1limlim00mk eMkktqzjt0l
44、imv系统的杆力灵敏度为：系统的杆力灵敏度为：v比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵敏度敏度 要比增稳系统的杆力灵敏度要比增稳系统的杆力灵敏度 值大。上式虽然是在值大。上式虽然是在 情况下得出的，情况下得出的，但结论也适用于其它情况。但结论也适用于其它情况。0tyFFqMyyFMyFM0znyk2、改善操纵系统的杆力特性、改善操纵系统的杆力特性 v单位过载杆力单位过载杆力 为飞机作机动飞行时，产生单位过载（稳态）为飞机作机动飞行时，产生单位过载（稳态）时所需杆力，这个力要求要适当。下面根据时所需杆力，这个力要求要适当。下面根据单位过载杆力来分析增稳控制系统对
45、杆力特单位过载杆力来分析增稳控制系统对杆力特性的影响。性的影响。tzynynFFz不可逆助力操纵系统不可逆助力操纵系统：v传递函数为：传递函数为：v杆力梯度为：杆力梯度为：v由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯度与度与 以及飞机的固有频率以及飞机的固有频率 有关。有关。*2257.32ejzzydddk k VZ MnsFsg ss 2*57.3zeyndyzjztFgFnk k VZ MZZV eMz 、d控制增稳系统：控制增稳系统：sGkssksskksGkkkksMksFsnzzzzenqnyqyanynzjpyz11111123传递函数为：传递函数为
46、：v上式分母第一项值较第二项值小很多，可上式分母第一项值较第二项值小很多，可以忽略，则有：以忽略，则有：sGkssksskkkksMksFsnzzznqnyqyanyjpyz1111123杆力梯度为：杆力梯度为：v假设假设 ，杆力梯度为：，杆力梯度为：03.5711ugkkkkkksMksnsFFzzznyqyanyjpsszyny MksM03.571ukgkkkkkkkkFzzznyqyjMpanyny结论：结论：v比较不可逆助力器操纵系统杆力梯度与控制比较不可逆助力器操纵系统杆力梯度与控制增稳系统的杆力梯度可见：控制增稳系统的增稳系统的杆力梯度可见：控制增稳系统的杆力梯度只与飞行速度杆力
47、梯度只与飞行速度 有关，与飞机固有有关，与飞机固有频率频率 无关，显然好于不可逆助力器操纵无关，显然好于不可逆助力器操纵系统。系统。0ud增稳系统增稳系统：对增稳系统有对增稳系统有 ，v杆力梯度为：杆力梯度为：0Mk03.571ukgkkkkkFzzznyqyjanyny比较结果：比较结果：比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度可比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度可知：知：v控制增稳系统的杆力梯度比增稳系统的杆力控制增稳系统的杆力梯度比增稳系统的杆力梯度降低了梯度降低了 倍，从而克服了由于倍，从而克服了由于采用增稳系统而增大杆力梯度的缺点，改善采用增稳系统而增大杆力梯度的缺点，改善了杆力特性。
48、其实这一点正是因为在控制增了杆力特性。其实这一点正是因为在控制增稳系统中引入前馈的原因。稳系统中引入前馈的原因。jMpkkkk/3、增加静操纵系数、增加静操纵系数 可以通过写出可以通过写出 的传递函数来进行的传递函数来进行分析，同样可以得出结论：分析，同样可以得出结论：v控制增稳系统的静操纵系数比增稳系统的静控制增稳系统的静操纵系数比增稳系统的静操纵系数要大。操纵系数要大。sFsqy/四、指令模型形式四、指令模型形式 v在控制增稳系统中设置指令模型的目的是改在控制增稳系统中设置指令模型的目的是改善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个重要善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个重要指标就是杆力灵敏度指标就
49、是杆力灵敏度 ，其值应按，其值应按 飞行状态由规范给出。因飞行状态由规范给出。因 ，所以在给定所以在给定 情况下，可能会出现杆力情况下，可能会出现杆力灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与驾灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与驾驶员要求相反。指令模型的形式就是根据这驶员要求相反。指令模型的形式就是根据这一情况确定的。一情况确定的。yFMytFyFqM/0 0tq 1、非线性指令模型、非线性指令模型v非线性指令模型实际上是增益随输入信号作非线性指令模型实际上是增益随输入信号作非线性变化的电路。非线性变化的电路。MUPU0v图中：图中：为杆力传感器输出电压；：为杆力传感器输出电压；：为指令模型的输出
50、电压；：为指令模型的输出电压；：为曲线斜率，即：为曲线斜率，即 的传递系数。的传递系数。v由此可得助力器输入端总位移为：由此可得助力器输入端总位移为：一般情况有：一般情况有：，v所以有：所以有：PUMUMk sM ypjzFksMkkW1 jpkksMk ypzFksMkW1代入灵敏度表达式可得：代入灵敏度表达式可得：v由非线性指令模型可见：在大杆力由非线性指令模型可见：在大杆力(大大)情况下，情况下，值大；再由上式可得：值大；再由上式可得：值大，值大，相应的相应的 也大，飞机具有较高的灵敏度。也大，飞机具有较高的灵敏度。同理，小杆力时，同理，小杆力时，值小，值小，也小，飞也小，飞机可获得较低
