飞机飞行控制课件.ppt

飞机飞行控制,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，flybywire）。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,驾驶员的缺点有限的反应速度有限的感知能力会紧张、疲劳驾驶员的优点学习能力应付意外的能力,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：飞行控制系统如何改变飞机的模态特性；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：飞机控制系统特性的分析方法；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：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,16,考核,课堂、作业：40%考试（闭卷）：60%,背景知识,18,控制过程的描述,飞行控制（驾驶员操纵飞机）过程的物理描述开环操纵闭环操纵,19,传递函数,线性系统零初始条件下拉氏变换输出量比输入量优点：将时域转换成频域将微分方程转换为代数方程,20,弹簧振子系统,零初值拉氏变换,21,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,22,纵向模态的物理成因,Da0,频率,频率,阻尼,阻尼,短周期,长周期,23,Db0,Lbb0,Lrr0,Db0,Nrr0,p0,荷兰滚模态,荷兰滚频率,Df0,y0,Gsinf0,Db0,Ybb0,荷兰滚阻尼,荷兰滚阻尼,24,飞机的振荡模态,25,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,26,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。,27,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D(S)=D(S)+kN(S)=0当k=0时，D(S)=0，对应系统极点当k=时，N(S)=0，对应系统零点Matlab：rlocus，rltool,28,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，z=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,29,根轨迹分析,A,B,C,典型二阶环节,特征根,矢径为w，矢径越长，频率越高,，j越大，阻尼比越大,30,频率特性,传递函数G(S)中，S用jw（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：,31,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：,32,对数频率特性,频率特性曲线（Bode图）,半对数坐标对数幅频特性对数相频特性,33,对数频率特性曲线的优点,若系统由一系列串联而成，则对数频率特性曲线可以叠加,34,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。,35,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+2zS/w+S2/w2)振荡环节,36,手绘Bode图的过程,37,手绘Bode图的过程,左侧渐进线有问题,38,手绘Bode图的过程,将S以0代入G,39,控制系统组成,飞机本体驾驶员传感器舵回路控制系统机械模拟式电传数字式电传光传,陀螺三自由度陀螺(角度)二自由度陀螺(角速度)加速度计(测量过载)空速管气流角度(迎角、侧滑角)速度、M数高度传感器气压无线电大气计算机,40,作业,自学第一章：1316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,纵向反馈控制及其闭环特性,42,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,43,纵向反馈控制,44,纵向运动参数及控制面,45,纵向传递函数1,其中zsp短周期阻尼比wsp短周期频率zp长周期阻尼比wp长周期频率,短周期（shortperiod）,长周期（phugoid）,46,纵向传递函数2,47,俯仰角q反馈,48,反馈系数符号的确定,Kq与Aq同号,49,俯仰角q反馈系数,Kq0,Kq0,50,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D(S)=D(S)-KqN(S)=0与开环特征方程D(S)=S4+a1S3+a2S2+a3S+a4=0相比，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,51,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,52,算例俯仰角反馈根轨迹,Kq=0.05,53,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。,54,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,55,算例俯仰角速率反馈根轨迹,Kq=0.01,56,不同反馈系数的比较,Kq=0.01Kq=0.05,57,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由此带来的力矩增量DM=Mdede=MdeKqq等效的阻尼导数DMq=MdeKq0可见，俯仰角速率增加了短周期阻尼,58,纵向（俯仰）阻尼器,俯仰角速率反馈，用于改善短周期阻尼比。,59,qq反馈,60,qq反馈的根轨迹,俯仰角速率反馈,61,算例qq反馈,62,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DMu0，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。,63,长周期发散时的俯仰角反馈,64,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，对于放宽静稳定性技术（RSS，RelaxedStaticStability），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：,66,短周期发散时的俯仰角角速率反馈,67,短周期发散的算例,68,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DMu。,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，从而改变长周期特性。,69,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。,70,算例速度反馈,Kv=0.02,71,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,72,算例速度加速度反馈,73,迎角反馈,de=-KaDaDM=Mdede=-MdeKaDa=MdeKa(a-ac)DMa=MdeKa0迎角反馈增加了纵向静稳定性,74,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）,75,算例迎角反馈,76,迎角反馈与俯仰角反馈的比较,77,放宽静稳定性技术,78,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。,79,示例静不稳定飞机的迎角反馈,80,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。,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。,81,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,82,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。（通常可以同时引入迎角速率反馈以改善阻尼比）,83,算例法向加速度/过载反馈,84,示例静不稳定飞机的法向过载反馈,85,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。,86,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TH1副翼横向静稳定性：侧滑角(侧向过载)副翼荷兰滚频率：侧滑角(侧向过载)方向舵荷兰滚阻尼：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,人机闭环系统分析,117,驾驶员控制飞机的控制框图,开环,闭环,118,驾驶员控制任务的分类,补偿控制追踪控制预先显示控制预先认知控制,119,补偿控制追踪控制,120,预先显示控制预先认知控制,121,驾驶员的数学模型,t驾驶员的反应时间：0.121rad/sec。,153,闭环频率特性偏差,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D3dB。,154,闭环短周期阻尼比CL,通常要求0.35CL0.55。开环阻尼比要求0.35方向舵反馈偏航阻尼器的目的是补偿荷兰滚模态的阻尼,186,偏航阻尼器的根轨迹,187,洗出网络参数的影响,188,舵回路的影响,189,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,190,滚转阻尼器的根轨迹,191,滚转阻尼器的阶跃反应,192,滚转阻尼器对操纵效率的影响,滚转角速率的稳态值,193,俯仰阻尼器,俯仰角速率平尾（升降舵）反馈改善短周期阻尼,194,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：0.47,18000m，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),195,纵向稳定器,迎角（法向过载）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,196,纵向稳定器的根轨迹,K=0.35闭环短周期zsp=0.37wsp=4.2,197,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,198,法向过载反馈的根轨迹,K=0.004闭环短周期zsp=0.37wsp=4.1,199,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,200,航向稳定器的根轨迹,201,常见的增稳器及阻尼器,202,某二代机的纵向控制系统,203,某二代机横航向控制系统,204,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,205,指令模型,低通滤波器,当S1/tm，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,206,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：,207,速度稳定性,正速度稳定性PSS中性速度稳定性NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability,208,F-8C飞行控制系统分析,209,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,210,主通道,积分式控制律,迎角限制器,F-8C纵向飞行控制系统,211,积分式控制律,212,正常飞行状态下的简化,213,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,214,主通道,215,放宽静稳定性的补偿,采用俯仰角速率反馈,216,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：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,217,迎角限制器,218,增加横向静稳定性,消除侧滑角,滚转阻尼器,副翼通道,219,副翼方向舵交连,消除侧滑角,航向稳定器,方向舵通道,220,大迎角滚转带来的侧滑,221,转弯时产生的侧滑,222,副翼方向舵交联(ARI),223,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：,224,副翼方向舵交联的效果,225,侧滑角变化率反馈,226,横航向控制增稳系统,副翼通道滚转阻尼器（滚转角速率反馈）侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑侧向过载反馈，改善Lb方向舵通道航向稳定器（侧向过载反馈）侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑副翼方向舵交连ARI，以消除侧滑，进行协调滚转,227,F-16纵向飞行控制系统,228,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,229,保持俯仰姿态模式,算例,飞机,舵回路,230,保持俯仰姿态模式的算例根轨迹,231,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,232,内回路根轨迹图,233,内回路根轨迹krg=1.2,234,内回路根轨迹krg=2,235,外回路根轨迹krg=1.2，kamp=1.41,236,外回路根轨迹krg=2，kamp=2.6,237,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,238,高度截获,239,保持速度模式,飞机,发动机延迟,舵回路,空速管滞后,240,保持速度模式的根轨迹图,241,发动机延迟对稳定性的影响,242,采用减速板或升降舵控制速度,243,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”,244,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,245,保持滚转角或机翼水平模式,飞机,舵回路,246,保持滚转角模式根轨迹,a=10,a=5,a=2,247,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：,248,甚高频无线电导航,249,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,250,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,251,直接力控制用于改变航迹,正常操纵,直接侧力控制,252,直接力控制航向机动,无滚转的转弯,侧滑飞行,253,传统飞机的飞行品质,对短周期频率的规定-短周期阻尼比：0.351.3,254,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