轨迹控制12-13-14

1、第五章 典型飞行控制系统分析轨迹控制系统内容n飞行高度的稳定与控制n地形跟随控制系统n下滑波速导引系统n自动拉平着陆系统n侧向偏离的自动控制n自动侧向波速导引系统飞机轨迹控制系统n飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础上形成的。 轨迹控制一般结构图 n制导系统中输入量是预定轨迹参量，输出量是飞行器实际运动参量，制导装置（即耦合器）测其偏差并以一定规律控制角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中，角运动控制是内回路 。一、飞行高度的稳定与控制1、高度自动控制系统必要性n飞机编队飞

2、行；执行轰炸任务；远距离巡航；自动进场着陆时初始阶段，均需保持高度的稳定。n舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行地形跟随等均需高度控制。 n飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控制来完成。因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高度稳定与控制系统。n设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角控制系统。n高度稳定系统必须有如图所示的测量相对给定高度偏差的测量装置，即高度差传感器，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姿态，改变飞机航迹倾斜角，使

3、飞机回到预定高度。2、高度自动控制系统控制律及工作原理飞行高度的稳定与控制+-ehefKh1STK-hg飞机速率陀螺K速率陀螺K高度差传感器sKKhh开关高度给定装置舵回路可见，上式控制律主要是在俯仰角稳定回路的基础上构成的，为了避免在给定高度hg上下出现振荡，应当引入高度差的一阶微分信号 ，以改善阻尼特性。h3、高度自动控制系统控制律及工作原理（1）确定控制律中信号的原则：n按闭环调整的原则确定信号： 想控制哪个量就在控制律中引入哪个信号，例如稳定俯仰角 的控制律：eqL qLn按开环补偿的原则： 例如在转弯控制中，为减小侧滑 值，加强副翼与方向舵通道的协调，引入交联信号，如：n在保证战术技

4、术指标条件下，采用信号要尽量地少可保证AP结构简单，少故障。()apgI pII（2）高度自控系统控制信号的确定 n按闭环调整原理引入 做为主信号。n考虑到高度控制是以俯仰角 控制为基础的控制律中要引入控制 的信号。n在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过程的阻尼作用，控制律可写作：HHLHLLqLHHqe)(gHHH（3）高度控制系统修正初始偏差的过程 n起始状态：飞机作等速平飞 且 ， 平衡舵偏角（为了与 产生的力矩平衡， 应向上偏，以提供抬头力矩）n因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一个高度初始偏差 00000e0e00H0LGX0LG00XUgX0LGX00UGLL0XgXn控制律：

5、n由AP信号平衡： 又 其中： ，当到某时刻 ，出现 ，但 所以飞机会继续爬高， 。 HLHLLqLHHe HHvqxoMHLeHe00v0L00, 00001轨迹上弯上转不转，上转抬头舵上偏HLHLLqLHHe0, 0, 0, 0HLHLLqLHH00H0en 由于惯性可能出现： 修正高度过程结束。 0, 000000000eeeeHLM轨迹逐渐向下弯低头反舵n控制律中若无 信号及 信号，则舵面反舵时机会更晚，这样会出现 后飞机继续向上爬，使 调节过程振荡加剧。说明 是起阻尼作用。n在修正 过程中，随着 ， ，当 时， 。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。n为

6、改善动态质量，引用 信号。LqL0HHHH0H0HLHn关于高度系统的静差分析：类似于俯仰角稳定系统在外干扰力矩作用下的误差分析，只是这里以 代替 ，分析思路全同，这里不再讨论。 H3、高度控制系统的对象方程，调整机构及其结构图n一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自动控制系统为基础的，因此对象方程，应从纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差 不太大时，修正高度过程中，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。Huvv短周期运动方程 SCSCSZSMSSddee)()()()(212 而而 ZSS ZSZ eqeMSMSMSMSZS )()(0)(2高度自动控制系统的

7、飞机对象方程 200()0()()sin()sineqeSZSM SMSM SMHVV 此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大认为00 H00 H00 若不满足局限条件时若不满足局限条件时飞机要用全面纵向运动方程飞机要用全面纵向运动方程补充描述高度变化的方程：补充描述高度变化的方程：推导运动学关系的几何图sinHV线性化处理： 0000000440sincossinvvHHHVVvHnnvHHH 其中：其中：40040cossinvnVn0H是起始高度变化率是起始高度变化率定高系统的运动学环节：定高系统的运动学环节： 定高系统运动学环节当0

8、00000HH可简化为 4、高度自动控制系统的结构图高度稳定与控制系统的设计要求二、地形跟随控制系统二、地形跟随控制系统二、地形跟随控制系统二、地形跟随控制系统 性能要求二、地形跟随控制系统 性能要求二、地形跟随控制系统 性能要求二、地形跟随控制系统 性能要求二、地形跟随控制系统二、地形跟随控制系统二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）地形跟随的最终目的是使飞机的航迹贴近沿途地地形跟随的最终目的是使飞机

9、的航迹贴近沿途地形作起伏随动，即地形跟随飞行控制系统应实现形作起伏随动，即地形跟随飞行控制系统应实现对期望计算航迹的跟踪。这可通过对飞行航迹倾对期望计算航迹的跟踪。这可通过对飞行航迹倾斜角的控制来实现，也可通过对飞机重心处的法斜角的控制来实现，也可通过对飞机重心处的法向加速度的控制来实现，从而构成如下两种基本向加速度的控制来实现，从而构成如下两种基本方案。方案。二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）二、地形跟随控制系统 给定轨迹的算法（适应角地形跟随算法）二、自动着陆飞行控制系统n自动着陆是廿世纪六十年代初发展起来的一种控制系统，即它能在恶劣气候、无目视基准条件下，自动导引

10、飞机，安全正确地在跑道降落。这个系统的出现，使飞机实现了全天候飞行。2、下滑波束导引系统n工作原理：为了实现全天候飞行，保证能在恶劣气象情况，无目视基准的条件下实现自动着陆。下滑波束导引系统是现代高性能的飞机必不可少的机载系统。（1）着陆过程包括:定高,下滑,拉平、保持和滑跑.断开定高300500米下滑线截获15米定高下滑拉平保持滑跑V=01、完成自动着陆的几个典型飞行阶段n定高阶段n下滑阶段n拉平阶段n保持（飘落）阶段n滑跑阶段UU定高下滑拉平保持（飘落）滑跑15m下滑线smvsmH/857035 . 2/5 . 45 . 3飞机拉平smH/6 . 05 . 0smH/15 . 0截获300

11、500m/s飞机自动着陆阶段图自动着陆的五个典型阶段:n定高阶段： 飞机在着陆前，大约300500m高度上做定高飞行n下滑阶段： 当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高是失速速度的1.3倍，民航机约v7085m/s，而垂直下降度 , 航迹倾斜角n拉平阶段： 大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有 ，且航迹倾斜角 减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段smH/5 . 45 . 3 35 . 2smH/6 . 05 . 0 n保持（漂落）阶段： 大约飞机离地0.51.0m时，进一步减小速度，且使 方向与地面平行（即 ）；此时逐渐加大 角，保持 方向与地平面

12、平行；当速度达到降落速度时，将 由于GL（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落。n滑跑阶段： 当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。0vv2、完成自动着陆飞行的必备设备n飞机上： 装有含无线电接收设备的下滑波束导引系统n地面上：（无线电信标台） 下滑信标台：给出下滑基准； 航向信标台：给出航向（侧向）着陆基准； 外、中、近三个指点信标台：指示飞机进入跑道入口精确距离和时间。下滑信标台： 在地面上，用以给飞机提供下滑基准。n下滑信标台向飞机着陆方向连续发射两个频率的无线电调幅波（90HZ和150HZ）,其载波频率范围一般为329.3335MHZ

13、，由90HZ的大波瓣下沿与150HZ最下面一个波瓣互相重叠，形成等信号线即下滑波束中心线，此线仰角一般为 ，在此下滑线下方150HZ调幅信号强于90HZ的信号，而此线上方则是90HZ信号较强。42下滑信标台90HZ150HZ42下滑线（中心线）下滑信标台提供下滑基准225米50-200米300-450米1050米7400米远台中台近台跑道下滑台500-1000米航向信标台(指点信标台)着陆方向1050米7400米跑道航向信标台上图: ILS使用的信标台-国际上用下图:ILS系统的特征点DACB600米D6米15米基点30米400米CB下滑信标台的方向性特性下滑波束导引工作原理下滑信标台给飞机提

14、供下滑基准,它向飞机着陆方向连续发射两个频率各为90Hz和150Hz的高频定向无线电调幅波,其载波频率范围为:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿与150Hz最下面一个小波瓣形成等信号线(下滑波束中心线,等信号强度区),其仰角一般为24.在等信号线上方,90Hz信号强于150Hz的信号,在等信号线下方150Hz信号强于90Hz信号.下滑波束导引系统（在机上）：组成：组成：n下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分组成）。n 俯仰角位置控制系统。下滑耦合器俯仰角位置控制系统)()(SS运动学环节0gg下滑波束导引系统工作原理：n当飞机沿下滑波束中心线飞行时，机上的接收机接到两

15、个频率的信号强度相等，耦合器输出为零。当飞机偏离下滑线一边时由于机上接收到的两个频率信号强度不等而出现波束偏差角（在波束上方，为正值），当0时，耦合器输出 经俯仰角位置控制系统工作，迫使飞机 回到波束中心线上。 0g03、下滑波束导引系统n下滑波束导引系统结构图建立：a) 飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角之间的几何关系0U5 . 25 . 25 . 2d下滑波束线飞机重心Rn设下滑波束线仰角为 (与水平线夹角)飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d（飞机在波束线下方，d0）且波束偏差角n根据图中几何关系有：5 . 2RdtgRd3 .57)5 . 2(3 .57)5 . 2sin(000UUd

16、)(5 . 2)(00SRSUS R2.50VX=2.5+=2.5sdP由R与d可决定偏差角 ,而 与速度V0以及航迹倾斜角有如下关系:d)(3 .57)(sin)(0000tVtVtd拉氏变换后得:)(3 .57)(00ssssVsdRdtg)()(00sssRsVs由上图可知:即 ,经拉氏变换后Rd /3 .57)(3 .57)(sdRs 0sinVdx所以：(s)+SV3 .570R3 .570d(s)(s)结构图为： 下滑波束导引系统运动学环节方块图 n 由图可见：波束偏差角与航迹倾斜角 成积分关系，随着飞机接近地面，R ，使积分速率 ，导引系统将发散S13 .570R3 .57)(S

17、05 . 2)(Sd)(SURU0 )(t)(Sb) 下滑耦合器控制律的选择 n由于航迹倾斜角 与波束偏差角之间有一个积分环节，为保证系统有良好的动态特性和稳态精度，取耦合具有比例加积分的形式，同时为改变动态特性，又接入相位超前网络 。n具体通过根轨迹分析说明，见书P212213)(SG下滑耦合器结构图n 其中：n零点 ，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点。21)(ggSSGSG1gSc) 下滑波束导引系统结构图包括两部分：姿态角位移控制系统及耦合器输出量为下滑偏差角输出量为下滑偏差角飞机方程飞机方程用短周期纵向方程用短周期纵向方程222)()()(dedewSwSZSMSSe 控制

18、律：控制律： )(11geLqLST11STerKSKirereyMI1222)(dddewSwSZSMZSZRS0L2222ddddwSwSwg5 . 2gg)(SGgMww0 5 . 2(垂直风）(垂直风干扰）下滑耦合器L干S1U波束导引的运动学环节下滑波束导引系统结构图说明：n图中考虑基准下滑航迹倾斜角 ；姿态控制中加 ，补偿信号进入姿态控制系统，对沿下滑线下降的过渡过程有好处。n对常值力矩干扰 是折算成舵面偏角加到系统中，而垂直风则折成迎角干扰考虑分析的。n进场时间短，对精度影响大的是飞机外形的变化，v变化和r的变化，分析误差主要应分析 ， 引起的 变化。n测量距离由指点信标台完成，如

19、不好准确测量，可用高度来近似计算。5 . 205 . 2g干gM 4、自动拉平系统1）自动着陆等级的划分n自动着陆可分三级，即等级、，而最高级又可细分为a，b，c。这个等级是按能见度条件分类的，（包括垂直方向上指允许的最小云雾底部的高度；称为决断高度DH, 水平距离是飞机对跑道能见的距离RVR）。等级规定了DH与RVR的组合区。 acb级级级DH(m)RVR(m)03060200 400600 800 1000 1200着陆等级的定义n 实现级自动着陆（含级）是指仅靠下滑导引系统（或下滑耦合器）引导飞机下滑，到达决断高度后，由飞行员利用手操纵继续着陆即意味着不用设计自动拉平系统。n若实现级着陆

20、，则必须有自动拉平系统。a允许飞机利用自动拉平系统完成自动着陆，此时飞行员在飞机接地后才接管对飞机的控制。b允许飞机利用自动拉平系统及拉平后的继续控制，这样，驾驶员在飞机接地后，只需在跑道的途中进行控制。c允许飞机完成自动着陆的全过程。a，b的决断高度DH及RVR随飞机的类型及各国航空公司而定的。2）拉平轨迹n飞机在垂直平面内，从下滑过渡到实际着陆点的纵向轨迹为拉平轨迹。如果飞机实现、级着陆，则拉平轨迹是由飞行员手操纵形成的，即飞机下滑到离地约15m时，飞行员操纵飞机减小航迹倾斜角r，使 进一步减小，飞机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地约到H0.51.0m，提高 ，使空速向量与地平面平行是保持段

21、，然后减小 角，GL，飞机飘落，滑跑。 Hn 如果飞机实现级着陆，则拉平阶段也是靠自控系统操纵形成。所以设计自动拉平系统应包括两个内容：n形成拉平轨迹，n其二是构成使飞机完成拉平轨迹飞行的自控系统。n先看拉平轨迹的形成。设计拉平轨迹n使下滑时的下降垂直速度与高度成比例地减小到允许的着地下降速度。 （一般为0.30.6米/秒） 即： 式中： 拉平开始高度， 为指数曲线的时间常数)(1tHHteHtH0)(0H按指数曲线拉平的轨迹 5 . 2ch0H下滑线着陆点跑道平面拉平轨迹指数渐近线hn拉平时飞机空速 不变，飞机着陆经过的距离为 ，则有：n拉平轨迹方程为：0Ul000)cos(UlttUtrU

22、l00)(UleHlHn其中：n由此可见：当要求着地时 必有 即实际着陆距离为 米 ，这是不允许的。)ln(ln)ln(000000HHUHHUHHUl0HlHH改进拉平轨迹n令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米 n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 ch则则hhHc0此时此时jidcHhhhHH)(1式中式中 为规定的飞机着陆速度为规定的飞机着陆速度cjidhH jidHchn 规定飞机着地时：n而 时，有 ； n 时，有n由于允许着地速度受限了 （一般为 米/秒），则 必受限： jidHHh , 00Hh 0HHchh0H 6 . 03 . 0ljidjidHHUH

23、HUl0000lnln拉平距离公式：拉平距离公式：ch0hhH0HjidH0h0H渐近线着地点拉平时垂直速度的变化3）拉平自控系统n为保证飞机沿设计的指数轨迹飞行，拉平自控系统应控制飞机遵循如下规律 ：n利用机上测距装置测出 ，算出应有的给定高度 ，然后与飞机上无线电高度表测出飞机的高度H（当 时）形成控制信号控制飞机高度使误差为零，实现拉平轨迹。lgeHH0lgHgH0 HHgn缺陷：n但机上没有足够精度的无线电测距仪 。n改进：n用气压式升降速度表代替测距仪，按 建立拉平耦合器方程。将飞机拉平过程看成飞机下降率 不断跟踪 的过程。 jidgHhHHgH自动拉平系统结构图角位置控制gWWZs

24、Z)(0SWHUHKgHUhjidH+1-hgHHKHH0hh+3 .570U+5 . 20s14、飞机侧向轨迹控制n飞机重心运动包括沿垂直方向（H），航迹切线方向（v）及侧向偏离三种。侧向偏离的自控系统与高度自控系统有许多相似之处。侧向偏离通过飞机转弯方式来修正。n高度自控系统：以俯仰角自控系统为内回路，外回路是对H的控制。n侧向偏离自控系统：以偏航角与滚转角自控系统为内回路，外回路是对侧偏y的控制一、侧向偏离控制的几种方案 n通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离y，方向舵只起阻尼与辅助协调作用。 此方案用的较广。n通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制yn利用副翼与方向舵控制转弯来修正y，副翼通

25、道起辅助协调作用。n只介绍第1种方案。n利用方向舵使飞机保持航向，靠滚转产生侧滑来修正y。自动着陆时，用此方案可保证机头对准跑道中心，但用滚转修正y，有机翼碰地的危险。n通过飞机不倾斜的平面转弯修正y，此时副翼保持机翼水平，方向舵控制飞机平面转弯来修正y。 这两种方案由于是靠侧滑来消除修正y，而侧力值不大，这两种方案修正y过程较慢。二、侧向偏离控制系统的飞机方程和控制律n简化飞机方程：3 .5700VyLLVgara飞机横侧运动线性化方程0p)()i ()i (p)()(ppSNNrNSNSNLLrLSLSLYYrYSrarrarrprrarar其中：第其中：第1式为：侧力方程；式为：侧力方程

26、； 第第2式为：滚转力矩方程；式为：滚转力矩方程； 第第3式为：偏航力矩方程。式为：偏航力矩方程。 推导过程：n由于方向舵是起阻尼和协调作用， 可略去偏航力矩方程（第3式）n仅靠 控制飞机滚转转弯，且滚转比偏航快的多，认为 过程是瞬间完成的。 n由滚转力矩方程得：0a0 p 1rarLLrLan考虑协调转弯满足公式：n考虑侧偏线位移方程： 在小扰动条件下，认为 均为小值 有： n得出： 20Vgugtgugcossinsinsincoscoscossinsinsinsincoswvudtdy,cos00VVu00sincosVVw 33 .57)(3 .5700VVy,sin00VVv2、控制律n 由简化方程结合飞机方程看出： 相当于 相当于 ， 相当于 。n 是主信号，其余各信号均在动态过程起作用。 KKyyIIIIrgyga)()(y y y )(gyyyI sWs1sVg0sV3 .5700yIIIIaWaLIZ1干LyIIgyg+-+侧向偏离控制系统结构图三、侧向偏离自控系统稳定飞机航迹过程： n假定右偏离 00y左转飞机左滚vGFLyIyyaya0sincos0, 00)(00000, 00