第六章增稳与控制增稳系统2

1、第三节增稳与控制增稳系统第三节增稳与控制增稳系统n直升机稳定性与操纵性较差 n早期直升机任务简单，性能要求低，不稳定运动模态发散周期长，驾驶员可人工修正 n现代直升机任务复杂，反潜、对地攻击、对空射击，超低空贴地飞行、地形跟随与地形回避机动、抵御阵风扰动等，再加上直升机固有的不稳定性，仅依靠人工操纵已十分困难n增稳系统（sas）、控制增稳系统（csas）、自动飞行控制系统（afcs），主动控制技术 增稳与控制增稳系统增稳与控制增稳系统n阻尼器和增稳系统提高直升机的稳定性，但对机动性具有一定程度上的消弱作用。n解决办法：在增稳系统基础上增加一个前向通道，增大控制输入给定量的控制能力。一般由杆力传

2、感器和指令模型组成。 指令模型自动倾斜器直升机驾驶杆速度陀螺_舵机加速度计杆力传感器放大器助力器舵机k增益nk增益操纵杆（机械通道）ynz控制增稳系统组成：机械通道控制增稳系统组成：机械通道, ,前向通道前向通道, ,舵回路舵回路, ,增稳增稳系统（阻尼器）系统（阻尼器） 控制增稳系统结构驾驶员操纵有两路：（1）机械通道助力器/自动倾斜器（2）前向通道+增稳通道舵回路助力器 增稳部分 调效电机 载荷弹簧 指令模型 放大器 自动倾斜器 舵机反馈 变增益 变增益 速度陀螺 加速度计 za 杆力传感器 串联舵机 增控部分 助力器 k ynk pk )(sm )(sn ak )(sr )(1sb )(

3、2sb )(sg )(1sk mk yn gk ynk + 杆 力 传 感 器 e 指 令 模 型 机 械 逻 辑 校 正 网 络 放 大 伺 服 机 构 助 力 器 自 动 倾 斜 器 速 度 陀 螺 加 速 度 计 + + fp 方块图控制规律：)()()(yngppaenkkfksmsnksryfp=0系统只起增稳作用fp0 =e+jpmjfkrksr)(ssksrr/ ) 1()(比例式控制规律比例式控制规律积分式控制规律积分式控制规律两反馈通道提高稳定精度两反馈通道提高稳定精度增稳回路增稳回路 n直升机动力学：如简单用调参办法应是比较困难的，即使引入了负反馈，仍有可能不稳定，因为取决

4、于直升机本身零极点，需要设计校正网络 助力器直升机机械通道ebk srak swqk助力器： 102. 01s舵机： 55856. 134.13sss 105. 012 . 01sssssw设计出发点利用频域设计方法 从相角裕度和幅值裕度分析入手（频域的相对稳定性） 增控回路：增控回路： n指令模型确定 1sksmmm低通滤波器 mmk,增益和时间常数 俯仰控制增稳实例（某型直升机） 驾 驶 杆杆 力 传 感 器放 大处 理串 联 舵 机及 舵 回 路操 纵机 构直 升 机垂 直 陀 螺k1tstsksb111tstskkbs0.1k 纵向运动就能收敛 0.2k 稳定性和阻尼都比较好 要求机动

5、飞行可采用变增益 k12. 0tg5525. 0tg数学模型与结构图数学模型与结构图n纵向运动方程纵向运动方程 uuuuuuecuwqecuxu xw xxq xx wwwwwwecuwqecwzuzwzzqzz qqqqqqecuwqecqmumwmmqmm vvvvvvvarvprarvyv yyyp yryy ppppppparvprarplvlllplrll rrrrrrrarvprarrnvnnnpnrnn n侧向运动方程侧向运动方程 纵向俯仰通道气动模型及俯仰控制增稳系统纵向俯仰通道气动模型及俯仰控制增稳系统 纵向高度通道气动模型及高度控制增稳系统纵向高度通道气动模型及高度控制增稳

6、系统 侧向气动模型及横滚控制增稳系统侧向气动模型及横滚控制增稳系统 侧向气动模型及航向控制增稳系统侧向气动模型及航向控制增稳系统 增稳与控制增稳系统工作原理增稳与控制增稳系统工作原理 n机械稳定装置 q贝尔稳定杆，洛克希德稳定杆，杭尼韦尔稳定杆贝尔稳定杆，洛克希德稳定杆，杭尼韦尔稳定杆q适用小型及跷跷板式旋翼直升机适用小型及跷跷板式旋翼直升机q稳定裕量有限稳定裕量有限,不能在全飞行包线内提供不能在全飞行包线内提供q稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力 n电子反馈增稳及控制增稳系统q姿态角速率及角位移反馈，增加直升机阻尼力矩及稳定（恢姿态角速率及角位移反馈，增加直升机阻尼

7、力矩及稳定（恢复）力矩复）力矩 三轴增稳系统控制律三轴增稳系统控制律n俯仰增稳系统俯仰增稳系统 q角速率反馈，弥补俯仰阻尼力矩系数不足角速率反馈，弥补俯仰阻尼力矩系数不足q角位移反馈，弥补俯仰静稳定力矩系数不足。角位移反馈，弥补俯仰静稳定力矩系数不足。 n横滚增稳系统横滚增稳系统 q角速率反馈，弥补横滚阻尼力矩系数不足角速率反馈，弥补横滚阻尼力矩系数不足q角位移反馈，弥补横滚稳定力矩系数不足。角位移反馈，弥补横滚稳定力矩系数不足。n偏航增稳系统偏航增稳系统 q角速率反馈，弥补偏航阻尼力矩系数不足角速率反馈，弥补偏航阻尼力矩系数不足q角位移反馈，弥补偏航稳定力矩系数不足角位移反馈，弥补偏航稳定力

8、矩系数不足。n高度增稳系统高度增稳系统 q垂向速度反馈，弥补垂向速度反馈，弥补z向速度稳定性导数不足向速度稳定性导数不足q垂向加速度反馈，增加垂向速度稳定系统阻尼。垂向加速度反馈，增加垂向速度稳定系统阻尼。 qkqkqqmkqmpkpplkplrkrrnkrnhkwwzhk h控制增稳系统控制增稳系统 n电子反馈增加稳定性，降低系统增益，削弱操电子反馈增加稳定性，降低系统增益，削弱操纵灵敏度纵灵敏度 n前馈通道输入舵机，增强操纵性前馈通道输入舵机，增强操纵性n角速度和角位移反馈作用角速度和角位移反馈作用q相当于在根轨迹相当于在根轨迹s平面中增加一个具有相位提前补偿作用的平面中增加一个具有相位提

9、前补偿作用的零点零点 增稳系统设计方法增稳系统设计方法 n俯仰增稳经典控制设计方法俯仰增稳经典控制设计方法 q增稳直升机工作在前飞状态（增稳直升机工作在前飞状态（ ）。）。q不考虑纵侧向之间气动耦合，得纵向传递函数为不考虑纵侧向之间气动耦合，得纵向传递函数为eeekk0.122( )1.01(0.629)(0.0145)( )(0.0420.152)(1.360.864)essssssss)()()(skkskseeee增稳系统设计方法增稳系统设计方法n俯仰增稳分析俯仰增稳分析q零点的选取可使不稳定的长周期运动模态处于稳定，且零点的选取可使不稳定的长周期运动模态处于稳定，且有足够的阻尼有足够的

10、阻尼 q选取选取 时的闭环根轨迹时的闭环根轨迹 q增稳系统特征根增稳系统特征根 0.8,0.8,1eeeekskkk 1,23,40.1570.24,1.010.829sjsj 增稳系统设计方法增稳系统设计方法 n航向增稳经典控制设计方法航向增稳经典控制设计方法 q增稳直升机工作在悬停状态。增稳直升机工作在悬停状态。)()()(skksksrrrrrrrkk2( )1.99(0.0232)( )(0.5560.870)(0.138)rssssss增稳系统设计方法增稳系统设计方法n航向增稳分析航向增稳分析q零点选取零点选取q闭环根轨迹闭环根轨迹 q增稳系统特征根增稳系统特征根 0.4rk0.8r

11、k2s 1,20.6261.143sj 30.034s 模型跟踪解耦自适应控制系统设计模型跟踪解耦自适应控制系统设计 n用矢量表示的显模型控制系统用矢量表示的显模型控制系统 跟踪动静态性能取决于前向增益对角阵跟踪动静态性能取决于前向增益对角阵r和积分常数阵和积分常数阵g4。其中，调节对角阵。其中，调节对角阵r的元的元素可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性，调节对角阵素可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性，调节对角阵g4的相应元素可以减少系统一的相应元素可以减少系统一拍跟踪的稳态误差。拍跟踪的稳态误差。四个作动器中任一个的速率或位置限制超出饱和值时，控制量与直升机实际输出量之四个作动器中任一个的速率

12、或位置限制超出饱和值时，控制量与直升机实际输出量之间的误差迅速建立起来，且由于饱和积分而导致系统不稳定，克服的办法是停止控制间的误差迅速建立起来，且由于饱和积分而导致系统不稳定，克服的办法是停止控制输出信号的积分，哪个轴的作动器处于限制状态，就把输出信号的积分，哪个轴的作动器处于限制状态，就把g4阵的相应元素置零。阵的相应元素置零。具有良好的解耦性能，通过具有良好的解耦性能，通过g3阵设计可使直升机的实际状态量分别跟踪相应的模型输阵设计可使直升机的实际状态量分别跟踪相应的模型输出。不操纵的其他通道模型输出量为出。不操纵的其他通道模型输出量为0，处在镇定状态。，处在镇定状态。由操纵通道工作而耦合

13、至镇定通道的耦合运动可视作由操纵通道工作而耦合至镇定通道的耦合运动可视作“干扰干扰”，而良好的镇定系统本，而良好的镇定系统本身又具有抑制耦合干扰的能力。这样，就从本质上减小了直升机的轴间耦合，极大的身又具有抑制耦合干扰的能力。这样，就从本质上减小了直升机的轴间耦合，极大的改善了直升机控制系统的解耦性能。改善了直升机控制系统的解耦性能。通道显模型传递函数通道显模型传递函数 n纵向通道 n横向通道 n航向通道 n总距通道 211221112)()(nnnemsscsws222222222)()(nnnamsscsws233223332)()(nnnrmsscswsr1)()(444scswswmc

14、m显模型参数设计显模型参数设计 n带宽设计带宽设计 q根据实际直升机动力学模型带宽，结合军用规范对各通道小幅度操纵输根据实际直升机动力学模型带宽，结合军用规范对各通道小幅度操纵输入的短周期响应的要求，设定各通道对应带宽入的短周期响应的要求，设定各通道对应带宽q如如:纵向、横向、航向、总距通道带宽纵向、横向、航向、总距通道带宽3、3、5、4rad/s，q时间常数时间常数0.33、0.33、0.20、0.25秒秒n灵敏系数的确定灵敏系数的确定 q有两条准则，一是在驾驶员操纵下获得良好的性能，很大程度上取决于有两条准则，一是在驾驶员操纵下获得良好的性能，很大程度上取决于经验和主观感觉；另一种定量方法

15、，利用军标对直升机性能的要求来确经验和主观感觉；另一种定量方法，利用军标对直升机性能的要求来确定灵敏系数。可参考军用旋翼飞行品质规范定灵敏系数。可参考军用旋翼飞行品质规范(ads-33c)要求后确定显模要求后确定显模型的灵敏系数型的灵敏系数cii。q总距通道的灵敏系数为负，因为总距通道中速度方向向下为正。总距通道的灵敏系数为负，因为总距通道中速度方向向下为正。 q如如: 纵向通道：纵向通道： (/cm) 横向通道：横向通道： (/cm)q 航向通道：航向通道： (/s/cm) 总距通道：总距通道： (m/s/cm)n阻尼系数的选取阻尼系数的选取 q参照军用规范参照军用规范ads-33c对系统阻

16、尼的要求。对系统阻尼的要求。q例如可将确定为二阶线性显模型的阻尼系数取例如可将确定为二阶线性显模型的阻尼系数取0.7。 611c1222c1033c244c控制阵的设计控制阵的设计 n线性状态方程线性状态方程 qa为为9x9动力学状态矩阵，动力学状态矩阵，b为为9x4控制矩阵控制矩阵q状态向量状态向量q控制向量控制向量 n后向差分法离散化方程后向差分法离散化方程n相对配平状态的小扰动线性化方程相对配平状态的小扰动线性化方程q 为配平状态，为配平状态， 表示四个作动器相对于配平表示四个作动器相对于配平位置的变化位置的变化 q假定：经历一个采样周期后，可使系统进入新的配平状态假定：经历一个采样周期

17、后，可使系统进入新的配平状态 ubxaxtvuwrpqxtcraeuuuuu)()() 1(iubixaixdd1)(atiadbtatibd1)()()()()()() 1(iuiubixixaixixtdtdt)(ixt)()(iuiuut)()(ixixt)()()() 1(iuiubixixtdqpi控制器的输出控制器的输出q积分器输出信号总是跟踪系统配平信号积分器输出信号总是跟踪系统配平信号 q最好的跟踪效果应使直升机的当前输出状态和显模型的前一拍最好的跟踪效果应使直升机的当前输出状态和显模型的前一拍输出相等输出相等 q则得则得q内回路角速率控制的比例控制项的控制律：内回路角速率控制

18、的比例控制项的控制律： q控制阵是自然直升机离散动力学控制阵的逆控制阵是自然直升机离散动力学控制阵的逆 )()()(iuiuiui)()(iuiuti)()() 1(iubixixd)() 1(ixixm)()()()(iubixixiedm)()()()()(311iegiebixixbiudmd13dbgq控制量控制量 ，状态量，状态量 ，将状态矢量，将状态矢量x分解为被控制的状态量分解为被控制的状态量 及未及未被控制的状态量被控制的状态量 ，若控制系统有优良的抑制扰动能力，则未被控制的状，若控制系统有优良的抑制扰动能力，则未被控制的状态对被控制的状态影响可看作是干扰。态对被控制的状态影响

19、可看作是干扰。q 将写为将写为q 表示控制量对被控制的状态量的控制阵，表示控制量对被控制的状态量的控制阵， 表示控制量对未被控制的表示控制量对未被控制的状态量的控制阵。状态量的控制阵。 q内回路被控制的状态量内回路被控制的状态量q控制量控制量q角速率跟踪系统中，仅对角速率跟踪系统中，仅对 进行控制，故进行控制，故q 为为4x4可逆矩阵，故控制阵可逆矩阵，故控制阵g3最终为最终为4n9maxbxdbbaaadbbbaabbabtawrpqx,tcraeiuiuiuiuiu)()()()()()(),(),(),(iwiripiqaadbbaab13aabgn经控制系统设计优化表明，控制阵经控制系

20、统设计优化表明，控制阵g3前乘以一个前乘以一个r因子，以改变系统前向增因子，以改变系统前向增益，获得优良的动态跟踪性能；益，获得优良的动态跟踪性能；n具体写成具体写成 n为了使直升机输出状态量为了使直升机输出状态量 仅跟踪各自的线性显模型仅跟踪各自的线性显模型指令指令 ，那么各通道的舵面（以，那么各通道的舵面（以 为例）不仅应为例）不仅应引入本通道的跟踪误差引入本通道的跟踪误差 ，还应引入其他通道的跟踪误差信，还应引入其他通道的跟踪误差信息息 ，从而实现各通道间的优良解耦特性。，从而实现各通道间的优良解耦特性。)(3iergu )()()()(000000000000)()()()(44434

21、241343332312423222114131211ieieieieggggggggggggggggrrrriuiuiuiuwrpqcraecraecraerrrrr000000000000444342413433323124232221141312113ggggggggggggggggg)()()()()(ieieieieiewrpq)(),(),(),(iwiripiq)(),(),(),(iwiripiqmmmmeu)(ieq)(),(),(ieieiewrp模型跟踪系统控制及解耦性能模型跟踪系统控制及解耦性能 n以某型直升机为例，在低空、前飞、速度为以某型直升机为例，在低空、前飞、速

22、度为22m/s， 前进比的前进比的飞行状态下，其线性动力学状态方程飞行状态下，其线性动力学状态方程 1 . 01000000000100000000010000003811. 00101. 00048. 001709. 000455. 00733. 00071. 00023. 00049. 00102. 00097. 001709. 00065. 00272. 00258. 0001. 00008. 03844. 000097. 005581. 00054. 01402. 00918. 01766. 04215. 00009635. 04329. 15667. 00159. 09707. 22

23、981. 100002. 006361.115087. 30993. 10009. 03126. 09757. 000016. 002425. 16055. 02403. 1a0000000000000164. 00614. 00632. 00083. 00462. 0000740. 006181. 000101. 00887. 02001. 44545. 81115. 0093. 04194. 06642. 1402.184301. 205365. 01911. 03726. 05627. 5bn当取采样时间当取采样时间t=0.1秒时，由于秒时，由于 ，则可求，则可求1()dbiatbt0.

24、0431 0.0830 0.0154 0.0017- 0.0090 0.0138 0.1413 0.0145- 0.0011- 0.0015- 0.0074 0.0510- 0.0149- 0.0374- 0.0014 0.0001- 0.0004- 0.0002 0.0007- 0.0078 0.0589- 0.0006- 0.0028 0.0103- 0.4312 0.8302 0.1543 0.0166- 0.0905 0.1385 1.4132 0.1448- 0.0112- 0.0155- 0.0741 0.5104- db0.0589- 0.0006- 0.0028 0.0103-

25、 0.4312 0.8302 0.1543 0.0166- 0.0905 0.1385 1.4132 0.1448- 0.0112- 0.0155- 0.0741 0.5104- aab17.0614- 0.0078- 0.0167 0.3396 8.8182 1.2308 0.1424- 0.1774- 0.2429 0.1258- 0.7318 0.2084- 0.1436 0.0554- 0.1102 1.9914- 13aabg0000000000000000000000100000000010001g0000001001000000000100000000010000002g4000

26、05 . 400005000044g10000100007000075g2 . 100004 . 200002 . 100002 . 1r系统动态特性系统动态特性 n引入串连作动器的传递函数引入串连作动器的传递函数 n四个通道分别加入阶跃信号后的动态响应曲线四个通道分别加入阶跃信号后的动态响应曲线q纵向通道杆位移产生阶跃变化纵向通道杆位移产生阶跃变化 输入输入1cm阶跃信号时各通阶跃信号时各通道的响应（其他通道道的响应（其他通道 ） 96.98596.4396.9852ssew0, 0, 0crawwwq横向通道杆位移产生阶跃变化输入横向通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应（

27、其他阶跃信号时各通道的响应（其他通道通道 ） 0, 0, 0crewwwq航向通道杆位移产生阶跃变化输入航向通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应阶跃信号时各通道的响应 （其他通（其他通道道 ） 0, 0, 0caewwwq总距通道杆位移产生阶跃变化输入总距通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应阶跃信号时各通道的响应 （其他（其他通道通道 ） 0, 0, 0raewww由各通道动特性响应表明，系统具有优良的对操由各通道动特性响应表明，系统具有优良的对操纵的动态跟踪性能及各通道间的解耦性能。纵的动态跟踪性能及各通道间的解耦性能。 操纵杆感觉系统（前馈通道）操纵杆感

28、觉系统（前馈通道） n无助力器时，操纵杆上的无助力器时，操纵杆上的 力与空气动力有关，空气动力与速度有力与空气动力有关，空气动力与速度有关，为使飞行员在不同飞行状态有不变的感觉特性，其弹簧刚度关，为使飞行员在不同飞行状态有不变的感觉特性，其弹簧刚度系数系数k应随飞行速度变化。因直升机飞行速度变化范围不大，因应随飞行速度变化。因直升机飞行速度变化范围不大，因此往往对该系数不作调整。此往往对该系数不作调整。典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有漏泄积分器的增稳系统具有漏泄积分器的增稳系统 q法国法国mbb公司公司bo-105轻型武装直升机增稳系统轻型武装直升机增稳系统q无铰旋翼，高速飞行

29、时，比有铰旋翼更具有俯仰不稳定性。无铰旋翼，高速飞行时，比有铰旋翼更具有俯仰不稳定性。q俯仰及横滚通道均装有增稳系统，以减轻驾驶员工作负担，提高武器发俯仰及横滚通道均装有增稳系统，以减轻驾驶员工作负担，提高武器发射精度，并使驾驶员能作短时间松杆飞行射精度，并使驾驶员能作短时间松杆飞行q有较大立尾，航向稳定性较好，无航向增稳系统。有较大立尾，航向稳定性较好，无航向增稳系统。典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有漏泄积分器的增稳系统具有漏泄积分器的增稳系统 q控制律控制律 q泄漏积分器在短时间内具有积分效果，可为增稳系统提供姿态反馈信号。泄漏积分器在短时间内具有积分效果，可为增稳系统提供

30、姿态反馈信号。q当直升机受到突然扰动后，增稳系统能使直升机回到扰动前的姿态，以当直升机受到突然扰动后，增稳系统能使直升机回到扰动前的姿态，以稳定角位置。稳定角位置。q使驾驶员有短时间松杆飞行可能。松杆飞行时间长短取决于速率陀螺的使驾驶员有短时间松杆飞行可能。松杆飞行时间长短取决于速率陀螺的灵敏度及该积分器的时间常数灵敏度及该积分器的时间常数t。一般要求速率陀螺的灵敏度为。一般要求速率陀螺的灵敏度为2/分钟，分钟，若取最大测量角速度为若取最大测量角速度为30 /秒，这足以达到上述短时间内保持在扰动时秒，这足以达到上述短时间内保持在扰动时姿态稳定及松杆飞行。姿态稳定及松杆飞行。qbo-105直升机

31、，取漏泄积分器时间常数为直升机，取漏泄积分器时间常数为12秒，能使驾驶员松杆飞行到秒，能使驾驶员松杆飞行到达几分钟。达几分钟。 )1(tstkkeee典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有漏泄积分器的增稳系统具有漏泄积分器的增稳系统 q横滚通道与俯仰通道控制律形式一致，参数不同。横滚通道与俯仰通道控制律形式一致，参数不同。q例如例如bo-105，俯仰通道，俯仰通道 为为0.118， 为为0.118，q 横滚通道横滚通道 为为0.098， 为为0.118。 q在阶跃干扰作用下，不同增稳类型对稳定姿态的效果。在阶跃干扰作用下，不同增稳类型对稳定姿态的效果。n曲线曲线1为自然直升机的俯仰姿

32、态变化，为自然直升机的俯仰姿态变化，n曲线曲线2为仅有阻尼器增稳时俯仰姿态变化，为仅有阻尼器增稳时俯仰姿态变化，n曲线曲线3为装有阻尼器及漏泄积分器俯仰姿态变化，为装有阻尼器及漏泄积分器俯仰姿态变化，n曲线曲线4为有姿态角反馈的姿态系统时俯仰姿态变化。为有姿态角反馈的姿态系统时俯仰姿态变化。n ekekakrk典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有姿态角微分信息的控制增稳系统具有姿态角微分信息的控制增稳系统q典型应用有英国的典型应用有英国的“山猫山猫”直升机直升机 q低空高速机动飞行，速度和姿态变化范围都比较大。要求具有良好巡航性能，具有低空高速机动飞行，速度和姿态变化范围都比较大。

33、要求具有良好巡航性能，具有自动过渡到悬停的工作模态。自动过渡到悬停的工作模态。q必须具有姿态、航向及高度保持模态，巡航状态向悬停状态的自动过渡。必须具有姿态、航向及高度保持模态，巡航状态向悬停状态的自动过渡。q省去角速度陀螺，有前馈输入，可采用较大反馈增益，提高稳定性同时，改善操纵省去角速度陀螺，有前馈输入，可采用较大反馈增益，提高稳定性同时，改善操纵响应响应 具有角速率微分的控制增稳系统具有角速率微分的控制增稳系统 典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有姿态角微分信息的控制增稳系统具有姿态角微分信息的控制增稳系统q控制律控制律 q系统具有满意阻尼性能系统具有满意阻尼性能 。洗出低频

34、稳态姿态角信号，不影响串联作动器在权限范。洗出低频稳态姿态角信号，不影响串联作动器在权限范围内正常工作围内正常工作 q该模态可有效地改善山猫直升机在悬停状态以及速度增加到该模态可有效地改善山猫直升机在悬停状态以及速度增加到120海里海里/小时左右时，小时左右时，直升机所产生的振荡。而且当速度达到直升机所产生的振荡。而且当速度达到160海里海里/小时和处于极限后重心时，适当调小时和处于极限后重心时，适当调整增稳系统，使系统具有足够阻尼。整增稳系统，使系统具有足够阻尼。 1ststkkeee2 . 0ek1 . 0ek5t典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n重型直升机的控制增稳系统重型直升

35、机的控制增稳系统 qah-56a是美国洛克希德公司研制的重型的直升机是美国洛克希德公司研制的重型的直升机 q手柄上的力通过机械和电气通道传递至液压助力器，构成控制增稳系统。手柄上的力通过机械和电气通道传递至液压助力器，构成控制增稳系统。q电气通道通过限幅与时常为电气通道通过限幅与时常为t1的惯性环节使信号限幅软化。的惯性环节使信号限幅软化。q 是截止频率为是截止频率为0.5弧度弧度/秒的滤波器，抑制驾驶员急剧动作而引起秒的滤波器，抑制驾驶员急剧动作而引起的扰动。的扰动。q为提高直升机的阻尼与稳定性引入俯仰角速率为提高直升机的阻尼与稳定性引入俯仰角速率q及旋翼力矩反馈。分别经及旋翼力矩反馈。分别

36、经过时间常数过时间常数t2为为=3秒，秒，t3=10秒的滤波环节。秒的滤波环节。q当飞机速度大于当飞机速度大于200公里公里/小时控制增稳系统是十分必须的。小时控制增稳系统是十分必须的。 411t s典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n有前后两旋翼的重型直升机的控制增稳系统有前后两旋翼的重型直升机的控制增稳系统 qch-46是美国为海军研制的重型的直升机是美国为海军研制的重型的直升机 该直升机有前旋翼和后旋翼该直升机有前旋翼和后旋翼组成，不可逆的中间液压助组成，不可逆的中间液压助力器及混合器能保证纵向与力器及混合器能保证纵向与横向周期变距操纵时，能互横向周期变距操纵时，能互不影响地操纵

37、动力液压助力不影响地操纵动力液压助力器的分油门。脚蹬及周期变器的分油门。脚蹬及周期变距手柄装有加载机构，其中距手柄装有加载机构，其中主位置可按飞行状态通过制主位置可按飞行状态通过制动离合器改变。电动液压差动离合器改变。电动液压差动舵机有一定权限，为保证动舵机有一定权限，为保证安全，所有控制机构都是双安全，所有控制机构都是双重的。并分别由两个独立的重的。并分别由两个独立的液压机构供给能源。液压机构供给能源。 典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有高度自动化水平的重型直升机的控制增稳系统具有高度自动化水平的重型直升机的控制增稳系统 qch-47c重型直升机控制增稳系统重型直升机控制增稳系

38、统 前后两旋翼。前后两旋翼。给纵向与横向周期变距控制给纵向与横向周期变距控制引入加载自动器，加载自动引入加载自动器，加载自动器引入速度及角速度信号。器引入速度及角速度信号。系统加入动力学平衡及配平系统加入动力学平衡及配平计算机，使手柄的控制有足计算机，使手柄的控制有足够的储备。够的储备。有机械信号纵合装置。有机械信号纵合装置。配置三轴阻尼及对航向及横配置三轴阻尼及对航向及横向进行控制增稳的系统。向进行控制增稳的系统。配置协调转弯计算机，按一配置协调转弯计算机，按一定横滚角速度对方向航机进定横滚角速度对方向航机进行协调控制。行协调控制。进入自动导航，悬停及着陆进入自动导航，悬停及着陆时，则由图中

39、四通道的轨迹时，则由图中四通道的轨迹稳定与控制计算机来完成，稳定与控制计算机来完成，它输给可移动飞行员操纵杆它输给可移动飞行员操纵杆的电磁离合器。的电磁离合器。 典型控制增稳系统结构典型控制增稳系统结构 n具有模型跟踪的控制增稳系统具有模型跟踪的控制增稳系统 q控制增稳系统结构图控制增稳系统结构图 q引入按操纵品质要求的电子动力学模型，输出为引入按操纵品质要求的电子动力学模型，输出为 。q由卡尔曼滤波器根据实时飞行状态，即飞行速度由卡尔曼滤波器根据实时飞行状态，即飞行速度v，法向加速度，法向加速度 ，飞行姿态飞行姿态 及角速率及角速率 不断地估计出实际的飞行状态不断地估计出实际的飞行状态 ，以

40、跟踪模，以跟踪模型的输出。误差通过滤波器输入增稳系统，以消除对模型的跟踪误差。型的输出。误差通过滤波器输入增稳系统，以消除对模型的跟踪误差。q为了达到精确跟踪的目的，将来自其它轴的解耦信号输入增稳系统。为了达到精确跟踪的目的，将来自其它轴的解耦信号输入增稳系统。 mxzaqex依据操纵品质设计动力学模型依据操纵品质设计动力学模型n参数选择设计设计要求：参数选择设计设计要求： 依飞行品质规范要求定依飞行品质规范要求定 ;按任务科目基元、可视环境和响应类型三者来定按任务科目基元、可视环境和响应类型三者来定操纵品质定量分析，可划分为品质等级操纵品质定量分析，可划分为品质等级1、2、3从操纵响应情况又分为三大类从操纵响应情况又分为三大类（1）小幅度姿态变化响应）小幅度姿态变化响应/中高频中高频(有带宽要求有带宽要求)（2）中等幅度姿态变化响应）中等幅度姿态变化响应(快捷性要求快捷性要求)（3）大幅度姿态变化响应）大幅度姿态变化响应 等级1232