第3章飞行推力综合控制

1、第3章 飞行/推力综合控制3.1.1 飞行/推力综合控制的发展飞行/推力综合控制（IFPC：Integrated Flight Power Control）系统是在利用主动控制技术提高飞机性能的基础上发展起来的。50年代的飞机利用燃烧涡轮喷气发动机，增加了燃油油量控制器和主燃油控制器，同时还采用具备跨音速飞行性能的模拟电子增稳系统。 60年代的飞机利用可变形状进气道、涡轮风扇喷气发动机和飞行控制自动驾驶仪与大气数据计算机。70年代起走向综合化，某些飞机上采用自动油门控制和发动机的电子控制。此后，电传操纵系统与主动控制技术的采用使系统之间的综合容易实现，飞行/推力综合控制系统进入试飞阶段。例如，

2、F-111，验证了自动油门控制与发动机数字控制系统的交联；YF-12综合控制计划实现了自动驾驶仪、自动油门以及进气道的数字控制；试飞F-15验证了飞行/推力综合控制技术概念及其可行性。80年代，美国根据DMICS(Design Methods for Integrated Control System)计划试飞F-15B和F/A-18,验证了飞行/推力综合控制技术的可行性，完成了短距离起落、地形跟随/回避、空空格斗机动、空地攻击机动和超音速巡航的飞行/推力综合控制系统建模、控制律设计、仿真和评价。此外，美国还进行了HIDEC(Highly Integrated Digital Electron

3、ic Control)研究，它分为ADECS(Adaptive Digital Engine Control System Mode)与TGO(Trajectory Guidance Optimization Mode) 1两种模态。ADECS模态通过增加发动机压力比（Engine Pressure Ratio）获得了12%的附加推力，从而提高了飞机的加速度、改善转弯速度和转弯角度。TGO模态通过飞行/推力/导航等系统的综合，优化了轨迹，增加了航程，节省了燃料并减小了接触交战时间。美国另一项研究计划FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)

4、是由海军、惠普公司、哈密尔顿标准公司共同进行的，主要研究全权限数字电子发动机控制系统。IFPC技术效益显著，增加了定点推力6%，减少了发动机喘振，改进了推进系统性能。在F/A-18飞机上进行IFPC技术验证结果表明，扩大了飞行包线，提高了飞行性能，特别是低音速着陆性能和高空性能。3.1.2 飞行/推力综合控制的组成与功能长期以来，飞机上的飞行控制系统与推进系统是彼此独立的，只有必要时飞行员予以适当协调。近代飞机，由于采用了变几何形状进气道以及具有推力矢量和反推特性的发动机等方案，这样就发生了发动机/进气道/机身之间的耦合。使飞机产生发散的横向振荡，畸变系数超过限制、不稳定的荷兰滚和长周期振荡，

5、甚至可能产生发动机熄火的故障。因此，有必要对飞行控制和推力控制进行综合，以便抑制由于耦合作用对飞机稳定性和控制性能的影响。综合飞行/推力控制系统工作过程如下：在飞行过程中，飞/推计算机收到飞机迎角、侧滑角、飞行速度和加速度等信号的同时，也收到来自发动机的进气道压力比、进气整流锥位置等信号。经飞/推控制律计算后，一方面向飞控系统发出控制信号，操纵飞机的相应的控制面，使 2飞机按预期的姿态和轨迹飞行；另一方面又向发动机系统发出控制信号，控制进气锥位置伺服装置和油门，控制飞机的推力。这样，就把飞行控制和推力控制融为一体达到综合控制的目的。3.2 自然飞机低动压下的轨迹响应特性为阐述飞行/推力控制,对

6、执行精确飞行轨迹控制的必要性,本章将以舰载飞机在低动压下着舰状态下的飞行/推力控制,即自动动力补偿系统(APCS)为例,说明飞行/推力综合控制的几种形式、工作原理，控制律构成及设计。由图3.1所示的纵向自动着舰系统原理结构可知，当自动着舰导引系统（ACLS：Automatic Carrier Landing System）噪声出现着舰高度偏差Her时，经导引律计算发送给飞机的导引信息是通过控制飞机的姿态（），以实现对航迹倾斜角的控制（），从而完成对高度的纠偏。因此飞机对的响应质量W(s)直接关系着ACLS的性能。图3.1中所示的动力补偿系统（APCS）将使飞机在低动压着舰状态下，使对有快速精确

7、的跟踪能力。为说明无舵面控制作用（e=0）时,自然飞机(无动力补偿系统)航迹倾斜角（）对姿态角（）的响应特性W(s)，首先建立飞机在稳定轴系下的动力学数学模型。所谓稳定轴系OXSYSZS，是指取OXSO与飞机配平后的相对气流U0一致的机体坐标系。对于一般的机体坐标系OXYZ,飞机的配平角0>0；而当稳定轴系OXSYSZS时，由于OXS0与U0方向一致，故配平迎角0=0，因此OXS与机体坐标系的OX间的夹角为0。稳定轴系中的量纲形式：1 有关轴的量2纵向扰动量3 几个角度飞机的纵向力与力矩方程为： Fx=m(U+WQ)Fy=m(W -UQ)(3.1)M=IyQ在稳定轴系中，有： U=U0+

8、u W=w Q0=0U=u W =wQ=q其中Q、q分别为俯仰角速度的全量和增量。经增量线性化后，得如下的小扰动动力学线性化方程：u =Xu(u-ug)+Xw(w-wg)-g+Xee+XTT w =U0 +Zu(u-ug)+Zw(w-wg)+Zw w +Zee+ZTT =Mu(u-ug)+Mw(w-wg)+Mww +Mq +Mee+MTT+My/Iy 式3-3 还可以写为： =U0 -w=-Zu(u-uZwZw ZeZUq)-(w-wg)-w-Te- T 0U0U0U0U0U0考虑运动学方程后，最终可得到： u-Xu(u-ug)-Xw(w-wg)+g=XTT+Xee w-U0 -Zu(u-ug

9、)-Zw(w-wg)-Zw w =ZTT+Zee -Mu(u-ug)-Mw(w-wg)-Mw w -Mq =Mee+MTTH=U0=U0-w式中H为高度变化率（m/s）,H为高度变化量； 迎角传感器可以感受迎角增量，并且=w-wgU。不计风扰动的运动方程为：(3.2)(3.3) (3.4)(3.5)(3.6)=Xuu+Xww-g+Xe+XTTu =U0 +Zuu+Zww+Zw w+Ze+ZTT (3.7)w w+Mq+Me+MTT=Muu+Mww+Mw -U0 =-U0 az=weee长周期运动方程为=Xuu+Xww-g+Xe+XTTu +Zu+Zw+Z+ZT(不计Z w =U0 ) (3.8

10、) wuweTwMuu+Mww=-Me(力矩稳态平衡） =-U -U0 az=w0eee自然飞机飞行轨迹角对姿态角的响应：所谓自然飞机是指舵锁住且不进行推力控制的飞机（即e=0，T=0），此时具有如下方程：=Xuu+Xww-gu (3.9) =Zuu+Zww+Uow由（3.9）可得：ZuZw =-u-w U0U0(3.10) (3.11) 并且w=U0=U0(-)状态方程为：Xu -XwU0 uuXwU0-g =-Zu Z+ -Z (3.12)wwU0对应的结构图见图3.3。其相应的传递函数为(某型飞机低动压着舰状态下)：W(s)=2(s)s+0.56s+0.021 (3.13)图3.3 自然

11、飞机对的响应结构图当W(s)S0=-0.7。图3.5曲线1 为自然飞机对的阶跃响应。由此可知，自然飞机在无动力补偿情况下，非但不能跟踪，而且稳态时方向与相反，这是因为，系统无信息反馈到油门（即T=0）时，在重力-g的作用下，飞机必须加大迎角(或w)，以产生足够的法向力去平衡由于重力而导致的法向力减小。图3.4 APCS工作时对的响应结构图3.3 保持速度恒定的飞行/推力综合控制为补偿重力的影响，可采用速度恒定APCS，其控制律为kuikE-1APCS|u=0=W(s)=ku+TEs+1Ts+1s (3.14) Tu图3.4表明，速度恒定的APCS相当于增加飞机速度稳定导数Xu，从而有效地抑制了

12、由姿态变化而引起的速度变化，改善了长周期运动阻尼。但存在由于ZT而引起的跟踪差sg=ZT(-Xw)/ZwXT (3.15) U0W(s)响应时间较长（约20秒）。曲线如图且图3.5 动力补偿控制律对W(s)的动特性影响3.4 保持迎角恒定的飞行/推力综合控制3.4.1油门中引入迎角信息迎角恒定的APCS的设计思想是：由迎角的变化量调节发动机推力（T），使飞机在姿态控制时始终保持设计的基准迎角0（=0）。其控制律具有如下形式：WTkkikE1(s)=+ （3.16） TEs+1Ts+1Ts+1sTW由图3.4可知，(s)与Zw并联，相当于增加飞机气动导数Zw，从而加速了对的响应过程。故这种动力补

13、偿系统实际功能相当于W轨迹响应增强器。此时(s)具有如下形式：22W(s)=A(Ts+1)/(T1s+2Ts+1) (3.17) 式中：gZuA=1+1/XuZw-XwZu)+WT(s)(XuZT-XTZu)(3.18) U0(s)=T-X+Z+W(s)Z(3.19)T由式（3.18）及式（3.19）表明：此时的动力补偿W(s)，使W(s)出现响应加快但阻尼不足的动态过程，如图3.5的曲线3所示。3.4.2 油门中引入法向加速度信息azW 为进一步改善(s)的动态响应品质，增加阻尼，需在迎角恒定的动力补偿（APCS|=0）中引入法向加速度信息az,使油门具有如10下控制律kazkkI1T(s)

14、=(+)+az (3.20) Ts+1Ts+1sTazs+1为证明az信息阻尼长周期运动效果，作出如图3.6所示的结构图(作等迎角假设)。长周期运动近似模态为：gs-Xus-UZu=0 (3.21) 02TWa由图3.6可知，z引入油门所构成的(s)反馈相当于增加气动导z数Xu，从而使飞机具有阻尼良好的长周期运动模态 g2Ts-X+XW(s)Zs-Zu=0 (3.22) uTzu U0W此时， (s)将具有如图3.5曲线4所示的动态过程。图3.6 az对阻尼长周期运动的原理下面由不作简化处理的飞机全面运动增量运动方程 s-Xu-Zu -Mu-Xws-Zw-MwuXw-U0sw=Ze2s-Mqs

15、MegXTeZT (3.23) TMT ,az=-U0W=U0 (3.24) 证明az引入油门对阻尼长周期运动的效果。作出如图3.7(a)所示的结构图。图中各传递函数由式（3.23）（3.24）给出。1为仅在e作用下而无油门干预时姿态变化，2 为在e作用下，由于出现az而引起的姿态变化。数字仿真表明，2(t)与1(t)相位相反（见图3.7(b)），体现了az阻尼长周期运动的效果。(a)(b)图3.7 az引入油门阻尼长周期运动仿真验证3.4.3 油门中引入舵的偏转信息e在油门中引入舵的偏转信息e，此时的飞行姿态控制如图3.8所示，在轨迹机动时，舵的偏转使姿态发生变化。但舵的作用也导致速度uGG

16、(s)与迎角的偏离，体现为传递函数e及e(s)。为适当抑制舵对飞行速度与迎角的影响，其有效途径是将舵信息e引入油门（参见图3.8）。为了改变自然飞机的上述不良后果，将迎角信息、法向加速度信息az、舵的偏转信息e引入油门，调节推力T，改变速度，使迎角保持恒定不变，使准确迅速地跟踪姿态命令c。这就是所谓的迎角恒定的飞行/推力系统。最终的油门控制律为kazkki1T(s)=(+)+az-kee (3.25) Ts+1Ts+1sTazs+1为验证舵信息引入油门的效果，应作出如图3.9（a）所示结构图，其中各传递函数由式（3.23）给出。图3.9（b）为数字仿真结果。其中u1(t)为仅在e作用下的u的变

17、化； u(t)为舵信息引入油门对速度变2化的补偿作用。同样，舵信息引入油门形成的迎角变化2(t)也相应地补偿了仅由舵引起的1(t)，从而有效地抑制了由于机动舵偏角过大而引起的失速。(a)(b)图3.9 舵信息引入油门的补偿效果3.5 迎角恒定飞行/推力系统与速度恒定飞行/推力系统的关联上节分析了速度恒定的动力补偿及迎角恒定的动力补偿控制律的构成，仿真表明保持迎角恒定的APCS0)的性能。现作如下证明：W 在APCS中引入信息后的(s)特性描述如下： =0，也兼有保持速度恒定(uu =Xuu+Xww-g+XTT =-Zuu-ZwwU0U0w=U0(-)T=GwwkIG+kw=Gp sTs+1由(

18、3.26)的第2式，可得： -ZuZw =U0su-U0sw将它代入(3.26)第3式，最终可得：w=U0s+Zuus-Zw由(3.26)第1式可得：(s-Xu)u=(Xw+XTGw)w-g将（3.28）式代入（3.29）式可得：16 (3.26) (3.27) (3.28) (3.29)U0s+Zuu-g (3.30) (s-Xu)u=(Xw+XTGww)s-Zw由此可得如下传递函数：(Xw+XTGw)U0s-g(s-Zw)u(s)=ss-Xus-Zw-Xw+XTGwZu (3.31)将Gw表达式代入上式，最终可得：u(s)s=Xs(Ts+1)+XwTGp(kTs+k+kIs)U0s-g(s

19、-Zw)s(Ts+1)sTs+1s-Xus-Zw-XwsTs+1+XTGpkTs+k+kIsZu由上式可知，u对的稳态响应lims0u(s)s=0 (3.33) 结论：由于在APCS中引入了的积分信息，可精确地跟踪，使0，在此过程中，可保持u0。 图3.10为该特性的仿真证明。图3.10 具有APCS动力补偿系统的飞控特性3.6 两种改进型迎角恒定的飞行/推力综合控制在式（3.25）所示的控制律中，将s使信息引入油门，控制推力T,跟踪的性=0，系统的响应速度不甚快，为进一步改善能，本节提出一种对控制律进行改进的动力补偿系统，其设计思想是在APCS|=0中引入信息，补偿由-g造成的静差，代替引入

20、油门的迎角积分信号，以达到消除静差及加快动态过程的目的。其控制律为：kazk1T(s)=+az-kee+k Ts+1Ts+1Tazs+1由于对c的响应存在一定的过渡过程，因此第二种改进型控制律为将c直接引入油门，增加油门响应的速度，且可不从陀螺仪中取信息，增加了系统的可靠性，消除了噪声，其控制律如下：kazk1T(s)=+az-kee+kcc Ts+1Ts+1Tazs+1图3.11为不同结构配置的APCS，对的响应特性。由图可知，不同的APCS稳态值相同，而改进型的APCS其动态过程已加快。 18(deg图3.11 具有不同APCS的c的阶跃响应3.7 迎角恒定的飞行/推力系统参数设计图3.1

21、2 带有APCS的姿态控制系统结构图1、按对最优时域响应要求设计G1、G2、G3APCS 中含，az信息时的W(s)可由如下方程描述：=Xuu+Xww-g+XTTuZuZw =-u-wUoUoaz=-Uow=Uo(-) （3.36） T=Gp(G1+G2)+G3azkakIk式中 G1=，G2=，G3=Ts+1 Ts+1sazz对W(s)阶跃响应特别进行关注，取目标函数：tfJ=te(t)to3/2dt (3.37)其中e(t)(t)(t)(t)。经随机射线法寻优，可得：2、按对c最优时域响应要求设计G4FCSW 具有姿态控制系统和引入G4后的(s)系统，可由如下ckI0.71(deg.s/d

22、eg)、k15.40(deg/deg)、kaz8.37(deg/(m/s2)。方程描述：=Xuu+Xww-g+Xee+XTTuw =Uo+Zuu+Zww+Zee =Mu+Mw+Mw +Mq+Meeuww20 ()=K-+K c es+20 (3.38) T=Gp(G1+G2)+G3az+G4e a=w-Uoz式中 G4=ketf按对c的响应要求，取目标函数J=t0te(t) (3.39)其中e(t)c(t)(t)，经寻优，最终可得ke5.38(deg/s/deg) 。3.8 具有保持迎角恒定的飞行/推力系统飞机简化动力学具有保持迎角恒定的动力补偿系统的飞机动力学具有短周期特性，因此设计姿态控制

23、系统时可采用飞机短周期传递函数，本文证明这种简化是可行的。在飞机的短周期运动假设下，其运动方程为：=M(-u)+M(w-w)+Mw +M (3.40) +M ugwgwqee +Z(-u)+Z(w-w)+Z =U0wugwgee 因此飞机在舵控制下，着舰状态的短周期传递函数为： 21G姿态控制系统的控制律为： -1 ()=K-K ec (3.42) Tes+1图3.13 为采用短周期动力学状态系统及采用全面姿态系统的阶跃响应比较。表明了两者有基本一致的响应。(deg.) t(sec.)图3.13 姿态飞控系统阶跃响应3.9 飞行/推力/直接力 综合控制系统飞行/推力综合控制可有效地提高航迹倾斜

24、角对飞机的姿态角的动态响应，从而实现了可通过操纵飞机的姿态实现飞机纵向轨迹控制的目的。但研究表明，只采用水平安定面或舵面e作为唯一气动操纵面已很难进一步改善轨迹控制的精度，因此很自然地想到了用直接升力主动控制技术。它可在不转动机身的状态下获得迅速高度纠偏效果，从而有效地提高轨迹的快速跟踪及抑制外界气流扰动的性能。飞行/推力/直接力综合控制已成为当前提高轨迹导引精度，抑制外界气流扰动的重要实现途径。本节将以自动着舰导引系统的轨迹控制为例，叙述该综合控制的基本结构配置，工作机理，控制律设计及数字仿真验证。图3.14为由直接力参与的飞行/推力综合控制基本结构配置。图3.14 飞行/推力/直接力控制由

25、着舰高度偏差Her通过超前补偿及洗出网络处理后，进入襟翼偏转作动器，使直接力控制面F产生直接升力，达到迅速纠正高度偏差的目的。为实现上述效果，（1）由F通过GFe(s)修正水平尾翼的偏转量e；（2）由F通过GDLC（3）由F通过GazDLC从而由e，F，(s)修正配平基准迎角0； (s)修正油门控制量T； T对飞机实现综合控制。3.9.1 直接力控制通道的分析与设计直接力控制通道包括洗出网络，相位超前网络以及控制增益KDLC三部分组成。下面介绍三部分的作用：w0s1、洗出网络 的作用 s+1w0当力矩解耦环节GFe(s),基准迎角调整环节GDLC(s)及法向加速度调整环节同时存在时，可认为F仅

26、使飞机有直接力响应（aZ响应），不作转动运动，因此,T,u为零。故=Zww+ZeGFe(s)+ZFFw （3.43） a=wz故az(s)s=ZGFe(s)+Z （3.44） F(s)s-ZweF所以可有如下结论：F进入稳态后，az=0。表明az对F的响应有自然洗出特性，故Her进入稳态后没有必要再偏转F。故设置洗出网络，使Her稳态后F回中，从而使F只对Her快速动态变化量进行响应。当然，洗出网络对DLC通道也提供了一定的相位提前量。1s+12、超前网络s+1的设计 2由F引起飞行高度的变化H，其传递函数可由下式决定： =-azHs az(s) (3.45) =ZG(s)+ZFe(s)s-Z

27、FweF因此H(s)-1GF(s)=ZeGFe(s)+ZF F(s)s(s-Zw)H(3.46)故必须引入相应超前网络以补偿GF（3）直接力控制增益H(s)的动态相位滞后。 KDLC值的确定实践研究表明 ，图3.14所示综合系统，当F工作在非线性“棒棒”状态时，可使直接力控制面在约±5权限范围内发挥其最大工作效益。调节选取）。25 KDLC值可满足这一工作状态。（KDLC通常在0.5 5之间3.9.2 直接力控制对升降舵的力矩解耦在F作用下，会引起气动力矩的不平衡而导致直接升力控制所不允许的姿态变化，为此设置GFe(s),相应地偏转e，以实现力矩平衡为求得GFe(s)，需列出以下约束

28、条件：=0, =0,=0,T=0 此时的纵向小扰动方程：=Xuu+Xww+Xe+XF （3.47） ueF =Zuu+Zww+Ze+ZF (3.48) weF+Mee+MFF=0 （3.49） Muu+Mww+Mw w(3.50) aZ=w由（3.49）式可得：u=(Mw s+Mw)w+Me+MF/(-Mu) (3.51) eF由上式代入（3.47）(3.48) 两式，消去u后得Ce+DFA(s)=B(s)E(s)e+F(s)F式中 (3.52)A(s)=(ZuMw +Mu)s+(ZuMw-MuZw)2s+(Mw-Mw B(s)=Mw Xu)s+(MuXw-XuMw)C=MuZe-ZuMeD=

29、MuZF-ZuMFE(s)=-Mes+(XuMe-MuXe)F(s)=-MFs+(XuMF-MuXF) 26由（3.52）式最终可得：e(s)B(s)D-A(s)F(s)P(s)GFe(s)=F(s)A(s)E(s)-B(s)CQ(s) (3.53)式中：P（s）B（s）DA（s）F（s） Q（s）A（s）E（s）B（s）C3.9.3 直接力控制对推力控制的解耦 1. GDLC(s)的作用及理论设计在F的作用下所得到的直接升力，将会引起飞行迎角的变化s,而具有迎角恒定的推力控制将力图使迎角保持不变为解决这一矛盾，应使s变化量不引起油门的工作，这可通过F信息调整配平基准迎角0，使其调整量等于，从而使进入油门的迎角信息中不包含s。从以下推导，可得出GDKLC(s)值将式（3.51）及式（3.53）代入式（3.