《先进飞行控系统》第十课

1、先进飞行控制系统先进飞行控制系统第十节课第十节课(20121116)5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制飞机纵向姿态稳定与控制飞机飞控系统分析步骤：飞机飞控系统分析步骤： 建立飞机运动方程；建立飞控系统的控制律，并结合飞机建立飞机运动方程；建立飞控系统的控制律，并结合飞机构成飞控系统方程组。构成飞控系统方程组。 构造画出结构图，写出等效传递函数。构造画出结构图，写出等效传递函数。 用根轨迹分析系统（稳定性、静差）及用频率特性分析系用根轨迹分析系统（稳定性、静差）及用频率特性分析系统的频带及相移等。统的频带及相移等。 物理解释动态过程物理解释动态过程从力、力矩平衡，及从力、力矩平衡，及AP信号平衡

2、两信号平衡两方面结合来解释。方面结合来解释。 （1）比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差）比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差1）稳定过程）稳定过程 驾驶仪控制律为：驾驶仪控制律为：讨论俯仰角稳定过程，认为讨论俯仰角稳定过程，认为00)(geLL0gLLe修正修正 的过程：的过程：00000向下转向下不变向下转VLVqxoMeee升降舵下偏0000Le000(00向下转减慢惯性）xoLLeee00由驾驶仪信号平衡有：由驾驶仪信号平衡有： 再由飞机上力、力矩平衡有：再由飞机上力、力矩平衡有： 再从再从AP信号平衡看：信号平衡看： 修正初始修正初始 过渡过程曲线：过渡过程曲线： t0 t te t0t

3、2）控制过程可用类似方法分析）控制过程可用类似方法分析 g t tt说明：说明： 控制控制 过程快慢与最大迎角增量过程快慢与最大迎角增量 有关，有关， 越大越大 过程越快过程越快。 但会使飞行员感觉不舒服。但会使飞行员感觉不舒服。 越大，法向过载越大，法向过载 越大越大 但但 过小，过小， （控制）过程又太慢（控制）过程又太慢 ，不希望，需改，不希望，需改进控制律。进控制律。)(tmm)(tZgVGSCQnL00n)(t解决办法：解决办法： 控制量不能太大（只有控制量不能太大（只有 ） 如果要求控制俯仰角如果要求控制俯仰角 较大，则应修改控制律。较大，则应修改控制律。 如运七飞机驾驶仪的大角度

4、控制规律为：如运七飞机驾驶仪的大角度控制规律为： 控制律是使控制律是使 逐渐加入的。逐渐加入的。 g54g)()(ggeLtLg（2 2）初始迎角）初始迎角 下的纵向运动下的纵向运动控制律仍为比例式：控制律仍为比例式： )(geLL0分析：分析： 从飞机所受力和力矩平衡知：从飞机所受力和力矩平衡知： 在在 向下转时使向下转时使 出现，且有出现，且有 由由AP信号平衡知：信号平衡知： 使升降舵上偏使升降舵上偏 0向上转法向力静安定力矩，使v0Lox0)(0M00q0)(geLLox 再由力、力矩平衡可知：再由力、力矩平衡可知： 阻止阻止 向下转，当上仰力矩下向下转，当上仰力矩下俯力矩，纵轴不再向

5、下转，以后上仰力矩超过下俯力矩，俯力矩，纵轴不再向下转，以后上仰力矩超过下俯力矩， 又回转，又回转，q由负变正，最后由负变正，最后 ，0)(0eeMoxox00 修正初始角修正初始角 的过渡过程曲线的过渡过程曲线 000 t t st（3）阶跃垂直风干扰下的纵向运动：）阶跃垂直风干扰下的纵向运动： 阶跃垂直风对飞机的干扰主要体现为一个法向力的影响。阶跃垂直风对飞机的干扰主要体现为一个法向力的影响。 引入到纵向运动法向力平衡方程中：引入到纵向运动法向力平衡方程中： 其中：其中： u为空速为空速)()(tImVdttdVmFZAZZ)()(tIqZSvZZAVuVZAZAett50H1 . 055

6、)(geLL阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程结论：结论： 由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似 影响飞机影响飞机自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一个是自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一个是随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。0DWu000ZVuZVDWDWZVu原因解释：原因解释： 飞机进入垂直气流区开始阶段：地速飞机进入垂直气流区开始阶段：地速 来不及变化，相来不及变化，相当于空速当于空速 改变方向，出现一个附加的迎角改变方向，出现一

7、个附加的迎角 增量，增量， 又阻止又阻止 转，且逐渐转，且逐渐 由负由负变正变正 ， 但此时由于有垂直风但此时由于有垂直风 所以合成地速所以合成地速 向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看 线）线）wu0000L00)(向上转下俯，voxMuVZA0LLeox00)(tHZvDw（4）常值干扰力矩作用下的动态过程）常值干扰力矩作用下的动态过程干扰力矩类型：干扰力矩类型： 飞机燃料消耗与流动飞机燃料消耗与流动 收放起落架收放起落架 投掷炸弹投掷炸弹 发动机推力不通过重心发动机推力不通过重心1）飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程）飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程控制

8、律仍为：控制律仍为： 在干扰力矩作用下：在干扰力矩作用下：q0， 出现，出现， 向上转。向上转。 由由AP信号平衡：信号平衡： 升降舵后缘向升降舵后缘向下转。下转。 再由力、力矩平衡：再由力、力矩平衡： 起削弱起削弱 作用，作用， 向上向上转变慢，当转变慢，当 时，纵轴不再转时，纵轴不再转q=0，动态，动态过程结束。过程结束。LLe抬头干0M0ox0LLe0)(eM干Mox0)(feMM t t tet常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程稳态时情况：稳态时情况： 因为平衡干扰力矩因为平衡干扰力矩 的作用，必有：的作用，必有： 产生静差。产生静差。 由于由

9、于 ， 航迹倾斜角航迹倾斜角 使空速向使空速向量向上偏，飞机缓慢向上漂，不能稳定原高度量向上偏，飞机缓慢向上漂，不能稳定原高度这正是比这正是比例式例式AP的缺点。的缺点。 Lee0干M000 02）稳态误差的估算：）稳态误差的估算： 干扰力矩作用下系统结构图干扰力矩作用下系统结构图说明：说明： 干扰力矩干扰力矩 等效为干扰舵偏角等效为干扰舵偏角 。 表示飞机重量变表示飞机重量变化；化； 表示飞机重心位置变化表示飞机重心位置变化 由结构图知，稳态时：由结构图知，稳态时： 干M干eGGX 干MMILeys1 干MLMIeys1ss重心位置引起的干扰力矩：重心位置引起的干扰力矩： AGcXGM0co

10、s干 带入稳态误差公式有：带入稳态误差公式有：LMIcXGMLMIeeyAGys0cos1干其中：其中：eeemAsyyCcQIIMM1稳态误差简化公式为：稳态误差简化公式为： LCXCemGLs飞机重量变化引起的干扰力矩：飞机重量变化引起的干扰力矩： ALmcCCGM干稳态误差为：稳态误差为：GCLMIcCLyAmse 5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制飞机横侧向姿态稳定与控制飞机侧向角运动的稳定与控制的任务：飞机侧向角运动的稳定与控制的任务： 使偏航角使偏航角 与滚转角与滚转角 保持为零保持为零 用用AP控制飞机转弯控制飞机转弯协调转弯小角度转弯（1）横侧向稳定与控制的基本方式：）横侧向

11、稳定与控制的基本方式： 侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方向变化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，即飞机纵轴在水平面转动及飞机空速向量在水平面问题，即飞机纵轴在水平面转动及飞机空速向量在水平面的转动。的转动。 纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N N，它是靠偏转方向舵，它是靠偏转方向舵 或侧滑或侧滑 来产生的。来产生的。 空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力是由空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力是由 或飞机倾斜时重力的水平分量所引起的或飞机倾斜时重力的水平分量所引起的 要稳定与控制侧向角运动，必须使空速向量与纵轴相协要稳定与控制侧

12、向角运动，必须使空速向量与纵轴相协调转动。调转动。 r侧向角运动的控制方式：侧向角运动的控制方式： 通过方向舵稳定或控制航向。通过方向舵稳定或控制航向。 只通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑只通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑 同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。1）通过方向舵稳定或控制航向）通过方向舵稳定或控制航向 结构图：结构图：1）通过方向舵稳定或控制航向）通过方向舵稳定或控制航向 属于互不交联的偏航与倾斜自动稳定系统属于互不交联的偏航与倾斜自动稳定系统 功用：功用：用于修正小的航向偏差。用于修正小的航向偏差。 缺点：缺点：纵轴

13、与空速协调性较差，是带侧滑的水平转弯。纵轴与空速协调性较差，是带侧滑的水平转弯。)(graKKII2）通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑）通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧滑 只保持航向，不保持航线只保持航向，不保持航线 修正航向过程中有侧滑角修正航向过程中有侧滑角控制律：控制律：增稳阻尼作用KKIIIrga)( X应飞航向（初始）V X应飞航向（过程中）V 自动驾驶仪修正初始偏航角的过程自动驾驶仪修正初始偏航角的过程物理解释：物理解释： 设飞机航向发生偏离，出现设飞机航向发生偏离，出现 由信号平衡知：由信号平衡知： 副翼右下左上副翼右下左上 由力、力矩平衡可知：滚转

14、力矩由力、力矩平衡可知：滚转力矩 飞机向左倾斜飞机向左倾斜 ，G重力分量产生的侧力重力分量产生的侧力 ，使飞机，使飞机空速向量向左转（此时纵轴没转）当空速向量向左转（此时纵轴没转）当 与与 信号平衡时信号平衡时 。在空速向左转时，出现。在空速向左转时，出现 ，此时此时 ，偏航力矩，偏航力矩 使使 轴轴转向应飞航向转向应飞航向0)Ig（0)-(Iga0)(aL0, 0)(gI)(II0a0ox0yF0KKr()0rL3）同时用副翼和方向舵稳定与控制航向）同时用副翼和方向舵稳定与控制航向 这属于协调方案，有两种协调方法：这属于协调方案，有两种协调方法： 航向偏差信号同时送入副翼与偏航通道航向偏差信

15、号同时送入副翼与偏航通道 621A 在副翼与方向舵分别引入交联信号在副翼与方向舵分别引入交联信号 701Aa）航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道）航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道KKKIIgrga)()()(gK 但是产生侧滑但是产生侧滑 的偶然因数很多，无法完全预知，再加的偶然因数很多，无法完全预知，再加上飞行状态的变化，用这种方法很难对侧滑完全补偿，上飞行状态的变化，用这种方法很难对侧滑完全补偿，需要改进。需要改进。KKrKrKIIpIpIgrrrgppa)()(改进控制律为：改进控制律为： 621A 在在 通道中引入信号通道中引入信号 这是对这是对 的的“闭环补偿闭环补偿”属于被动

16、补偿属于被动补偿 信号的方法（信号的方法（ 出现后，才补偿出现后，才补偿 ） 上述控制律是同时采用开环补偿和闭环补偿的调整方法，上述控制律是同时采用开环补偿和闭环补偿的调整方法，控制效果较好。控制效果较好。rKb）在副翼和方向舵通道分别引入交联信号）在副翼和方向舵通道分别引入交联信号 控制律为：控制律为：特点：特点： 先将先将 送入副翼通道，当副翼工作后产生滚转信送入副翼通道，当副翼工作后产生滚转信号号 送入方向舵通道。送入方向舵通道。 此控制律适于小转弯状态。此控制律适于小转弯状态。KKIIIrga)()(gIK701A （2）侧向转弯控制律）侧向转弯控制律 通过驾驶仪控制飞机转弯有两类：通

17、过驾驶仪控制飞机转弯有两类： 关于小角度自动转弯控制律及动态过程与航向自动稳定的十关于小角度自动转弯控制律及动态过程与航向自动稳定的十分相似，这里不介绍了，只介绍协调转弯。分相似，这里不介绍了，只介绍协调转弯。属战斗转弯不协调）、等坡度转弯（协调或就自动保持航向让飞机转到一定角度、小角度自动转弯211）协调转弯）协调转弯 飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证滚转与偏航运飞机在水平面内，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，即动两者耦合影响最小，即 ，并能保持飞行高度的一，并能保持飞行高度的一种机动飞行种机动飞行定常盘旋。定常盘旋。 飞机在盘旋中，空速、迎角、倾斜角、侧滑角都保

18、持不变飞机在盘旋中，空速、迎角、倾斜角、侧滑角都保持不变称飞机为称飞机为定常盘旋定常盘旋。0 协调转弯又可称为：协调转弯又可称为： 的定常盘旋，的定常盘旋， 协调协调 ：即意味着纵轴与空速以相同角速度转动，保证：即意味着纵轴与空速以相同角速度转动，保证00协调转弯条件：协调转弯条件： 协调转弯时，各参数应满足如下条件：协调转弯时，各参数应满足如下条件： 00H稳态侧滑角稳态升降速度常数航向稳态角速度常数稳态滚转角协调转弯公式：协调转弯公式： 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。 保持升降速度保持升降速度 必使飞机沿法

19、线方向力平衡，即必使飞机沿法线方向力平衡，即 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性力向心力等于惯性力 要保证要保证 ，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致 tgug001cosu0HmgGLcosumLsin0voxmgLcosLmu离心力飞机协调转弯受力图飞机协调转弯受力图协调转弯时偏航及滚转角速度公式协调转弯时偏航及滚转角速度公式 机体轴在水平面转动的角速度机体轴在水平面转动的角速度 可分解为绕机体轴立轴可分解为绕机体轴立轴 与横轴与横轴 的两个分量：的两个分量： 要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向舵和升降舵要实现协调转弯必须同

20、时操纵副翼、方向舵和升降舵sincoscoscosugr tgugqsincossincos oxbOZbOY分解侧视图 cossinbXeX 分解后视图 保持升降速度保持升降速度 ，有，有 而平飞时而平飞时 ， 平飞迎角平飞迎角 现转弯时现转弯时 此时此时 0HcosLmgG000LSCQLGLSCQG00LQSCL GLcoscos)cos1 (00LSCQG结论：结论： 协调转弯时操纵升降舵保持协调转弯时操纵升降舵保持 （这是（这是 常值要求的）常值要求的） 还得有个迎角还得有个迎角 增量，以保持飞机转弯时不掉高度增量，以保持飞机转弯时不掉高度即即协调转弯时纵向控制。协调转弯时纵向控制。

21、cossintgugqb2）协调转弯时自动驾驶仪的控制规律）协调转弯时自动驾驶仪的控制规律 a）独立的侧向控制系统控制律：）独立的侧向控制系统控制律： 将控制信号分别加入自动驾驶仪的滚转和航向两个通道，建将控制信号分别加入自动驾驶仪的滚转和航向两个通道，建立滚转角与转弯角速度同时，在航向通道引入立滚转角与转弯角速度同时，在航向通道引入 信号，以信号，以减小侧滑。控制律为：减小侧滑。控制律为： KKKIIIgrga)()( 特点：特点： 与与 满足关系满足关系 ：可实现协调转弯，且只：可实现协调转弯，且只对一定对一定u，若，若u改变那么给定信号也变化。改变那么给定信号也变化。 “闭环补偿闭环补偿

22、”的信号的信号它只能减小它只能减小 而不能使而不能使 具有积分式的控制规律，所以在常值干扰力矩作用下，稳具有积分式的控制规律，所以在常值干扰力矩作用下，稳态时态时 均无静差。均无静差。 ggggtgugK0,b）具有相互交联信号的侧向控制律）具有相互交联信号的侧向控制律 特点：特点： 建立等坡度控制信号建立等坡度控制信号是用等速渐增的滚转角指令；而为是用等速渐增的滚转角指令；而为消除由这种信号带来的速度误差，又引入消除由这种信号带来的速度误差，又引入 信号。信号。 将将 送入方向舵通道送入方向舵通道以减小以减小 角，加强协调。角，加强协调。KKItIIIrggagggIK物理过程：物理过程：

23、先通过副翼建立一定的滚转角，为使乘员舒适，加一个等先通过副翼建立一定的滚转角，为使乘员舒适，加一个等速渐增的滚转角指令。转弯指令信号速渐增的滚转角指令。转弯指令信号 加入副翼通道加入副翼通道后，使飞机倾斜，也使空速向量转动。后，使飞机倾斜，也使空速向量转动。 滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟随空速向量转动。调滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟随空速向量转动。调节节 可减小可减小 ，基本上实现协调转弯，基本上实现协调转弯。 tIggKc）协调转弯的纵向控制）协调转弯的纵向控制 协调转弯为保证不掉高度必须操纵升降舵协调转弯为保证不掉高度必须操纵升降舵 提供舵面力矩提供舵面力矩以维护协调转弯时对俯仰角

24、速率以维护协调转弯时对俯仰角速率 的要求和对的要求和对 的要求的要求ebqLtguMQSCmuMMgqLWeeeesincoscoscos121 无论飞机是左转弯无论飞机是左转弯 ，还是右转弯（，还是右转弯（ ），为保），为保证高度都要使证高度都要使 向上偏。向上偏。 所以控制律为：所以控制律为： 其中：其中： 用来补偿高度，用来补偿高度， 产生抬头力矩。产生抬头力矩。 可用非线性电路实现。可用非线性电路实现。)0(0eLLqLge)(L0e垂直陀螺非线性电路U放大器舵回路1Ue用非线性电路实现用非线性电路实现 用正矢信号提供对高度的补偿用正矢信号提供对高度的补偿 垂直陀螺U放大器舵回路1Ue

25、coscos1正矢信号发生器此时此时coscos1)(LLqLge5.5 飞机轨迹控制系统飞机轨迹控制系统飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持或跟踪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。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轨迹控制一般结构图 由图可知：由图可知： 制导系统中输入量是预定轨迹参量，输出量是飞行器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）测其偏差并以一定实际运动参量，制导装置

26、（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。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，在制导系统（或轨迹控制系统）中，角运动控制是内回路角运动控制是内回路 5.5 飞机轨迹控制系统飞机轨迹控制系统5.5.1 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制5.5.3 空速与空速与M数的控制与保持数的控制与保持5.5.1 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制（1）高度自动控制系统必要性）高度自动控制系统必要性飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航；自动进场着飞机编队飞行；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

27、持高度的稳定。陆时初始阶段；均需保持高度的稳定。舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行地形跟随等均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。需高度控制。 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。

28、专门的高度稳定与控制系统。 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高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行姿态，高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭环控制。从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭环控制。（2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定系统结构图的建立（2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定系统结构图的建立高度稳定和控制系统的控制律：高度稳定和控制系统的控制律：hhzhhzzzhzghzzzeKKhKKKKKKKKKKhKhhKKK,)(式中：（2）高度稳定系统结构图的建立）高度稳定

29、系统结构图的建立 一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自动控制系统为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，考虑到在高度偏差在高度偏差 不太大时，修正高度过程中，俯仰运动也不太大时，修正高度过程中，俯仰运动也不会剧烈，所以速度相对变化不会剧烈，所以速度相对变化 也不会太大，为此也不会太大，为此可用短周期运动方程。可用短周期运动方程。Huvv短周期运动方程短周期运动方程 SCSCSZSMSSddee)()()()(212而而ZSSZSZeqeMSMSMSMSZS)()(0)(2补充描述高度变化的方

30、程：推导运动学关系的几何图推导运动学关系的几何图sinVH 线性化处理：线性化处理： 其中：其中：0H是起始高度变化率是起始高度变化率VVHHHVnnHVVVHHH 0440000000sincossin04004sincosVnVn定高系统的运动学环节： 定高系统运动学环节当当000000HH可简化为可简化为 高度自动控制系统的飞机对象方程高度自动控制系统的飞机对象方程 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认为00H00H00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及飞机要用全面纵向运动方程及（）式的）式的H方程

31、。方程。 )()()(0)(042VnHMSMSMSMSZSeqe高度稳定系统结构图高度稳定系统结构图（3）高度自动控制系统控制律及工作原理）高度自动控制系统控制律及工作原理按闭环调整原理按闭环调整原理引入引入 做为主信号。做为主信号。考虑到高度控制是以俯仰角考虑到高度控制是以俯仰角 控制为基础的控制为基础的控制律中要控制律中要引入控制引入控制 的信号。的信号。在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过程的阻尼作用在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过程的阻尼作用控制律可写作：控制律可写作：HHLHLLqLHHqe)(gHHH高度控制系统修正初始偏差的过程高度控制系统修正初始偏差的过程 起始状态：

32、飞机作等速平飞起始状态：飞机作等速平飞 且且 平衡舵偏角（为了与平衡舵偏角（为了与 产生的力矩平衡，产生的力矩平衡， 应向上偏，应向上偏，以提供抬头力矩）以提供抬头力矩） 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 00000e0e00H0LGX00LGX0 控制律：控制律： 由由AP信号平衡：信号平衡： 又又 其中：其中： ，当到某，当到某时刻时刻 ，出现，出现 ，但，但 所以飞机会所以飞机会继续爬高，继续爬高， 。 HLHLLqLHHeHLHLLqLHHe0, 0, 0, 0HLHLLqLHH00H0e HHvqxoMHLeHe

33、00v0L00, 00001轨迹上弯上转不转，上转抬头舵上偏 由于惯性可能出现：由于惯性可能出现： 修正高度过程结束。修正高度过程结束。 0, 000000000eeeeHLM轨迹逐渐向下弯低头反舵讨论：讨论： 控制律中若无控制律中若无 信号及信号及 信号，则舵面反舵时机会更信号，则舵面反舵时机会更晚，这样会出现晚，这样会出现 后飞机继续向上爬，使后飞机继续向上爬，使 调节调节过程振荡加剧。说明过程振荡加剧。说明 是起阻尼作用。是起阻尼作用。 在修正在修正 过程中，随着过程中，随着 ， ，当，当 时时 。说明调整说明调整H是靠调整是靠调整 来实现的来实现的，即俯仰角控，即俯仰角控制是做为高度控

34、制的内回路。制是做为高度控制的内回路。 为改善动态质量，引用为改善动态质量，引用 信号。信号。LqL0HHHH0H0HLH关于高度系统的静差分析：类似于俯仰角稳定系统在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，只是这里以外干扰力矩作用下的误差分析，只是这里以 代替代替 分析思路全同，这里不再讨论。分析思路全同，这里不再讨论。 H5.5.2 空速与空速与M数的控制与保持数的控制与保持（1）对速度实现自动控制的必要性）对速度实现自动控制的必要性 早期飞机，由于飞行速度不大，速度稳定储备很大，加早期飞机，由于飞行速度不大，速度稳定储备很大，加上对速度控制精度要求不高，

35、所以没有速度自控系统，但随上对速度控制精度要求不高，所以没有速度自控系统，但随着现代高速飞机出现，和机场吞吐量增大，对速度控制要求着现代高速飞机出现，和机场吞吐量增大，对速度控制要求越来越高了。为此需增加速度自控制系统。越来越高了。为此需增加速度自控制系统。 必要性必要性 ： 航空的发展，机场吞吐量（单位时间内起飞与着陆的飞航空的发展，机场吞吐量（单位时间内起飞与着陆的飞机架次），特别是自动着陆技术的发展，对速度控制精度机架次），特别是自动着陆技术的发展，对速度控制精度要求越来越高。要求越来越高。 由于超音速飞机的发展，使速度稳定性大大下降了，不少由于超音速飞机的发展，使速度稳定性大大下降了，不少飞机都具有负自平衡性（或零自平衡性），使速度