自动飞行控制系统：第五章 典型飞行控制系统分析1

1、第五章 典型飞行控制系统分析5.1 概述5.2 阻尼器与增稳系统5.3 控制增稳系统5.4飞机的姿态控制系统5.5 飞机的轨迹控制系统5.6 空速和马赫数的保持与控制5.1 概述典型飞行控制系统的构成：舵回路、稳定回路和控制回路舵回路：改善舵机的性能以满足飞行控制系统的要求，通常将舵机的输出信号反馈到输入端形成负反馈回路的随动系统。舵回路的组成：舵机、反馈部件、放大器。放大器舵机舵面位置传感器测速机-舵回路5.1 概述自动驾驶仪：测量部件测量的是飞机的飞行姿态信息，则姿态测量部件+舵回路=自动驾驶仪。稳定回路：自动驾驶仪+被控对象 稳定回路。 稳定回路作用：稳定和控制飞机姿态。放大计算装置舵回

2、路舵面测量部件飞机-稳定回路5.1 概述控制（制导）回路：稳定回路+飞机重心位置测量部件+描述飞机空间位置几何关系的运动学环节 控制（制导）回路。 控制（制导）回路作用：稳定和控制飞机的运动轨迹。放大计算装置舵回路舵面测量部件飞机-控制（制导）回路运动学环节接收机稳定回路5.1 概述典型的飞行控制系统包括以下几个基本部分：测量部件：是信息源，用来测量飞行控制所需要的飞机运定参数。信号处理部件：将测量部件的测量信号加以处理，形成符合控制要求的信号和飞行自动控制规律。放大部件：将信号处理部件的输出信号进行必要的放大处理，以驱动执行机构。执行部件：根据放大部件的输出信号驱动舵面偏转。5.4 飞机的姿

3、态控制系统飞机的纵向运动控制系统包括：俯仰自动驾驶仪、马赫配平系统和飞行速度控制系统。自动驾驶仪：用来控制飞机角运动的，所以又称为角位移自动驾驶仪。自动驾驶仪的控制规律：是描述自动驾驶仪如何驾驶飞机的控制过程，即自动驾驶仪本身的方程。根据其输入与输出之间的关系，分为：比例式和积分式两大类。比例式控制规律：舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成比例关系；构成比例式自动驾驶仪（有差式）。积分式控制规律：舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成积分关系，或舵面偏转角速度与自动驾驶仪输入信号之间成比例关系；构成积分式自动驾驶仪（无差式）。自动驾驶仪的俯仰通道：用来控制飞机俯仰角运动的，作为俯仰角运动的自动控

4、制，既要考虑飞机相对于横轴的转动，即俯仰角本身的变化，也要考虑速度向量在对称平面内的转动。俯仰角本身变化：用纵轴的力矩方程来描述；速度向量的旋转：用法向力方程来描述。 以上两种转动是通过迎角相联系，无论是俯仰角改变或是航迹倾斜角改变都会使迎角变化，引起纵向稳定力矩和升力L的改变。自动驾驶仪工作状态：稳定状态和操纵状态。稳定状态：稳定给定的基准状态，使飞机运动尽可能不受外界干扰的影响；操纵状态：外加一个控制信号去改变原基准状态的运动。5.4 飞机的姿态控制系统5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制5.4.1 姿态控制系统的构

5、成与工作原理 对有人驾驶的飞机，其工作状态是是由驾驶员建立的，接通自动驾驶仪后，这一基准状态就作为自动驾驶仪的稳定工作点。任何扰动所引起的偏差量都是相对这个工作点来说的，操纵飞机，是在改变自动驾驶仪的工作点。建立基准状态的条件：L=G M=0LGVe0Xt5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-比例式自动驾驶仪控制规律若不计舵回路的惯性，舵回路的传递函数可简化为K，自动驾驶仪的控制律为： 上式简写成：式中： 由垂直陀螺以及舵回路构成了比例式控制律的姿态角自动控制器如下：飞机eUu+Ug-舵回路垂直陀螺5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪纵向自动驾驶仪的基本功能之一就是

6、能将飞机保持在给定的参考姿态g，此参考姿态是由驾驶员根据某种飞行状态（水平飞行，爬升，下滑）的需要而建立的，控制系统接通后就力图保持在给定的参考姿态，工作在保持状态的飞行控制系统又称为角位移控制系统。工作原理： 当飞机在进行等速水平直线飞行状态时，受到紊流干扰后，出现俯仰角偏差=-00，假定初始俯仰角0=0，则垂直陀螺仪测出俯仰角偏差后，输出电压信号K1。如果外加控制信号Ug=0，则通过信号综合与舵回路后，按照控制规律驱动升降舵向下偏转e=KK10,使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差，最后实现姿态保持的功能。5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪工作原理（续）：修正俯仰角

7、偏差和控制俯仰角的过程如下：t00修正稳定俯仰角的过渡过程tg0控制俯仰角的过渡过程5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪存在常值干扰力矩Mf时，比例式自动驾驶仪的静差问题当飞机作水平直线飞行时，如果受到俯仰方向的常值干扰力矩Mf的作用，例如干扰力矩为 （抬头力矩）： （1）+A/P工作+（2）（3）（4）-当时，飞机不再继续运动+结论：V向上偏转且5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪存在常值干扰力矩Mf时，比例式自动驾驶仪的静差问题 (续)由此可以得到以下结论:常值干扰力矩Mf将引起俯仰角静差，此静差与常值干扰力矩Mf同极性且成正比，并与反馈增益

8、L成反比；增大反馈增益L可减小俯仰角静差。但是，过大的反馈增益L会导致升降舵偏角e过大。易引发振荡。5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用为了抑制振荡，在控制律中引入俯仰角速度 ,对飞机的振荡运动增加阻尼，其控制规律为：其过渡过程如右图，其中：0t20e22e1tt1t2t3ee（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用（续）自动驾驶仪控制规律中各项的作用：若锁住舵面，飞机对于起始偏离的稳定过程：（飞机在纠偏的短周期时间内，无明显变化，可用 代替 , 在飞机没有倾斜角时， )。 仅靠飞机自身的静稳定力矩及阻尼力矩来纠正起始偏离过程

9、是缓慢的.稳定力矩阻尼力矩5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪当自动驾驶仪参与工作后，舵面偏转z对方程的影响：阻尼力矩A/P阻尼作用稳定力矩A/P稳定作用（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用（续）-结论在一定的舵回路时间常数下，用增加反馈增益 来增大阻尼是有限度的，特别当T较大时；为确保角稳定回路的性能，不能单纯增加速率陀螺信号强度（即 不能过大），必须同时减小舵回路的惯性，使舵回路具有足够宽的通频带；一般舵回路时间常数T限制在0.030.1s内，即舵回路的频带一般比飞行器频带宽35倍。5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理 -比例式自动驾驶仪5.4.1 姿态控

10、制系统的构成与工作原理-积分式自动驾驶仪为了消除比例式自动驾驶仪在常值力矩Mf作用下存在的角位移静差，通常采用速度反馈（即软反馈）舵回路形式的自动驾驶仪。在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，就组成了所谓的积分式自动驾驶仪。-左图的舵回路闭环传递函数为：5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-积分式自动驾驶仪 将舵回路中的硬反馈改成速度反馈，使舵偏角与俯仰角的偏离成正比积分式自动驾驶仪，可消除静差。+-系统工作在稳定状态，则将上式两边积分，且令初始条件则即：升降舵偏角与俯仰角偏差的积分成比例，当系统进入稳态后，靠的积分去提供舵偏角，从而消除俯仰角的静差。K-g=0时，当指令输入g5.

11、4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-积分式自动驾驶仪虽然存在舵面铰链力矩的作用，但速度反馈式舵回路的控制律中积分关系存在的原因:当亚音速飞行时，气动铰链力矩的硬反馈作用与舵机本身的软反馈作用相比是很弱的；因为现代飞机往往采用助力器而不是直接控制舵面，所以即使当超声速飞行时，气动铰链力矩对舵机也没有直接影响；由于现代飞机均装置有自动配平系统，因此可以很好地抵消基准舵偏角e（0）的影响。考虑动态性能要求为了提高系统的稳定性，引入俯仰角速率的信号构成反馈，以改善系统阻尼性；为了使系统的动态特性进一步改善，采用“提前反舵”原理，使舵面的偏转相位超前于俯仰角偏移。则需要引入俯仰角的加速度信号 。 这种

12、积分式自动驾驶仪的积分关系完全是由于舵回路采用速度反馈所造成，所以也称速度反馈自动驾驶仪或叫软反馈式自动驾驶仪。控制规律：对上式积分，且令初始条件，则得：在这种积分式自动驾驶仪中：速率陀螺信号是俯仰角稳定信号，用以纠正俯仰角偏离；角加速度信号是阻尼信号，它保证升降舵偏角与俯仰角速度成比例，用以补偿飞机自然阻尼的不足；垂直陀螺信号俯仰角偏离的积分信号，保证升降舵偏转角与俯仰角偏离的积分成比例，用以自动消除稳定状态和操纵状态俯仰角的静差和稳态误差。5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-积分式自动驾驶仪5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-积分式自动驾驶仪-+L+g+积分式自动驾驶仪的缺陷：

13、由于飞机传递函数中的积分环节，已被速率陀螺所构成的反馈回路（ ）所包围，因此不再对控制信号起积分作用。当控制信号 为斜波信号时，积分式自动驾驶仪将仍然存在着控制静差；积分式自动驾驶仪虽能消除常值力矩所导致的静差，但是结构复杂，并且需要角加速度的信号。舵回路采用速度反馈的角位移控制系统的等效方框图5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-硬反馈式自动驾驶仪中引入积分信号+-比例式自动驾驶仪是靠俯仰角的静差s去形成固定的舵偏角e，由e去平衡作用于飞机的常值干扰力矩，现若另外加一积分信号 去替代静差信号s ,即可消除静差。控制规律：若引入积分信号需另加积分机构，可用小型角加速度随度系统，或用电子积分

14、线路来实现。Lg+5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-硬反馈式自动驾驶仪中引入积分信号+-+-g+前图的简化：上图的等效变换：-该系统正向通道出现2个积分环节，属II型系统，当输入为斜波信号时，系统没有静差。比 小一个数量级。或积分环节待系统稳定时再接入，用其专门消除静差。5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-均衡式反馈自动驾驶仪+-+-+等效变换图舵回路的传递函数：5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪-+由于Tp值很小，上式惯性环节可忽略不计。则舵回路的传递函数简化为：均衡反馈舵回路的角位移控制系统方块图：其中：舵回路传递系数-舵回路5.4

15、.1 姿态控制系统的构成与工作原理-均衡式反馈自动驾驶仪+将均衡反馈舵回路的角位移控制方块图做等效变换，可得到该角位移控制系统方块图的等效图：由于Te比飞机短周期运动时间Td大得多，那么，在飞机短周期运动工作频段内可认为 即Te是断开的。-+由此可见:均衡式自动驾驶仪实际上相当于具有比例加积分控制律的自动驾驶仪，因为积分常数1/Te很小，所以只有当系统进入稳态后才会发挥其明显的积分作用,这正式所希望的。-15.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理-均衡式反馈自动驾驶仪均衡式自动驾驶仪的控制律为：从形式上看，上式控制律与积分式自动驾驶仪控制律是基本相同的，但是在具体实现上的要求却又较大差别。因为

16、在这种均衡式自动驾驶仪的设计中，要实现舵回路的均衡反馈，关键在于得到时间常数Te很大的非周期环节 。 通常可通过电子线路或采用带硬反馈的慢速随动系统来实现，而设计积分式自动驾驶仪的关键环节却是如何获得高质量的俯仰角加速度信号。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制下面以自动驾驶仪控制律为例，来分析自动驾驶仪的工作过程。本节主要介绍一下单个方面内容：比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差初始迎角0情况下的纵向运动常值干扰力矩作用下的动态过程与稳态误差估算5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制修正初始俯仰角偏差稳定过程ovx0+(t)e(t)(t)0t+ ,由于+L +e 升降舵下偏，产生低头力矩 减小， ，

17、并且其值也会随着俯仰角（t）逐渐减小而负向增大。 飞机收到扰动后出现俯仰角偏差+0，5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制修正初始俯仰角偏差（续）稳定过程（续）由于刚打破平衡后，在低头力矩的作用下，飞机的纵轴总是先于空速向量发生转动， - 空速向量向下偏转加快， 减缓迎角负向增加的速度，当迎角达到最大值m，飞机的纵轴与空速向量转动的速度相同时，负迎角不再增加。由于负值分量的舵偏角 逐渐增大，当正负两部分的舵偏角抵消后，由负值分量的舵偏角 占主导，则总舵偏角逐渐变为负值e0，由此产生抬头力矩，使得飞机产生抬头运动，从而减缓飞机纵轴转动速度，最后使俯仰角的偏差趋于0. 5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控

18、制修正初始俯仰角偏差（续）控制过程（g0,=0）+ g 升降舵上偏，产生抬头力矩。 飞机纵轴向上转动， 增加，同时出现 产生正值分量的舵偏角 其余的过程与稳定过程类似。0(t)(t)gt俯仰角的角操纵：使飞机从一个俯仰角（原基准状态）向另一个俯仰角（新基准状态）过渡，方法是通过升降舵操纵装置或驾驶杆操纵装置给出阶跃函数形式的操纵信号Ug。（1）UggA/P工作-+（2）（3）（4）（5）飞机抬头+升降舵舵面适当回收当=便停止增大。由此可见：随着俯仰角的增大，升降舵偏转角和迎角增量逐渐减小，当飞机实际俯仰角达到给定俯仰角时，升降舵偏转角减小到零，迎角增量也回到零，飞机处于新的平衡状态。0t如右图

19、所示： 用给定阶跃形式的控制信号操纵俯仰角时，俯仰角和轨迹角最终能达到给定值，舵偏角的偏离值最终也能回复到零。 比例式自动驾驶仪对阶跃形式的角操纵控制信号而言是无静差的。g5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-初始迎角00情况下的纵向运动（1）假定初始迎角 0 0，且 0=0，e0=0，则纵向静稳定力矩使飞机向迎角减小的方向转动，机头下俯，同时由于00使空速向量向上转动， 急剧减小，同时出现0和 （2）由控制规律知，驾驶仪使升降舵上偏，产生抬头力矩，阻止飞机的下俯运动，抬头力矩随下俯角增大而增大，而低头力矩随迎0(t)(t)0t/s角减小而减弱，当两力矩平衡后，俯仰角速度不再负向增加，此后抬头力

20、矩大于低头力矩，俯仰角速度由负变正，逐渐使升降舵、俯仰角和迎角回零。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-在风干扰作用下的分析飞行器在飞行中遭受各种干扰，其中最重要的就是气流干扰，如常值风，上升气流、下降气流、阵风、涡流等。地面热空气形成上升气流，在夏天午后可达10-12米/秒。在上升气流中飞机升力将增加；在冷空气形成的下降气流中，升力将减小。飞机进入垂直气流区域时，飞机的迎角随即发生变化，使飞机迎角受到扰动。如：飞机的飞行速度为V0，上升气流的速度为Uy，则扰动迎角（1）-飞机低头-0（2）（4）（3）此时， 经过一个微小震荡之后将达到一定数值，-0A/P工作（操纵力矩）（操纵力矩）（稳定力矩

21、增量）此值小于V向上偏转+H（5）当时，飞机速度向量的垂直分量已等于垂直上升气流速度，上升气流对飞机就不起什么作用，处于相对静止，合成气流回到水平位置。（6）飞机又处于平衡状态消除常值干扰力矩时的过渡过程飞机进入垂直上升气流后变化的过度过程t0tt00t0当基准状态为平飞的飞机进入上升气流时，由于地速向量向上偏转r.飞机将爬高。反之，飞机将下滑。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-常值干扰力矩作用下的动态过程飞机自动驾驶仪系统常受到来自其本身的干扰，如：投掷炸弹和副油箱收放起落架等引起重量或重心位置的变化，而产生干扰力矩，破坏了飞机纵向力矩的平衡。飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程（1）+Mf

22、使飞机抬头，出现+，驾驶仪使升降舵下偏e0，产生舵面恢复力矩MH=M(e)0,稳态后建立了新的力矩平衡Mf +MH =0, 。由控制律可知es=Ls,于是存在的静差为：其中：因为s=s+s，当s=0时， s=s。由于俯仰角静差s的出现，引起速度向量上偏，从而产生航迹倾斜角s，使原高度不能得到保持，这是比例式自动驾驶仪的固有缺陷。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-常值干扰力矩作用下的动态过程+重心变化质量变化常值干扰力矩作用下的系统结构图5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-常值干扰力矩作用下的动态过程系统结构图和稳态误差（续）稳态时ef+es=0.其中，ef为常值干扰力矩引起的升降舵偏角，而e

23、s=Ls。将其与 联立可解出下列的俯仰角静差公式：因为稳态的俯仰角、航迹倾角和迎角之间存在s=s +s,当稳态的迎角s =0时，则稳态的俯仰角和航迹倾角是相等的，即s = s这就说明：比例式自动驾驶仪在常值干扰力矩作用下会存在俯仰角静差，同时会导致飞行航迹发生变化。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-常值干扰力矩作用下的动态过程质量变化引起的稳态误差假设由于燃料消耗引起飞机重量减小G，而重心不变，则升力将大于重力，使空速向量向上转动，出现航迹倾角增量+，飞行轨迹将向上弯曲。（在升力和重力平衡被打破的初始时刻，俯仰角还没有改变，因为俯仰角和航迹倾角与迎角之间的关系，在航迹倾角出现增量+后，迎角将

24、会减小，从而使得升力减小与重力重新建立平衡。）由于重力减小引起的迎角减小，纵向的静稳定力矩将减小 ，这样由于升降舵产生的正操纵力矩大于负的稳定力矩，飞机会上仰产生+s，当自动驾驶仪感受到+s后，会驱动升降舵面下偏，使得俯仰力矩重新建立平衡。由上分析可见：当质量减小G，而重心不变时，空速向量将上偏s，机体纵轴上仰，而升降舵下偏es。由于质量减小G，而重心不变，就相当于产生一个正的常值干扰力矩（+Mf），为了平衡此干扰力矩，升降舵面下偏产生负操纵力矩Me ，建立新的平衡后Mf+ Me=0.最终得：5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制-常值干扰力矩作用下的动态过程质量变化引起的稳态误差（续）当质量变化

25、G，而重心不变时，所产生的常值干扰力矩Mf可以表示为：式中，规定重量减小时，质量变化量为正（ G 0），反之为负。利用静稳定性导数Cm与纵向静稳定度Sm之间的关系和纵向静稳定度公式可以得到气动焦点到重心距离：将上式带入前式，可得到当质量变化G，而重心不变时的俯仰角静差公式为：为气动焦点到重心的距离。其与质量变化量G成正比，而与反馈增益L成反比。5.4.2 飞机纵向姿态稳定与控制常值干扰力矩作用下的动态过程重心位置变化引起的稳态误差假设飞机放下起落架后，重心位置后移距离 这里 为相对于原重心在平均几何弦长上的量纲距离发生变化值，并规定重心后移为正，前移为负，CA为平均几何弦长。由前图可求的正的干

26、扰力矩为： 代入前式得到重心位置变化引起的俯仰角静差，即：又因为， 且在一般情况下0较小，所以认为cos 0 1，这样上式可化简为：对于比例式自动驾驶仪而言，重心位置变化所引起的俯仰角稳态误差s的绝对值与 成正比，而与反馈增益L成反比。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式2.等滚转角的侧向转弯控制律5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制横侧向运动与纵向运动的差别：差别一：（1）纵向运动仅仅是飞机绕一个轴的转动；（2）横侧向运动包括两个轴（OXt轴和OZt轴）的转动；而绕OXt轴和OZt轴转动的有关力矩是相互交联的，即滚转角速度引起偏航力矩，偏航角速度引起滚转力

27、矩；侧滑角会引起偏航力矩和滚转力矩。同时，滚转和航向操纵也常常是交联的。差别二：在“无侧滑定常直线飞行”时，所有侧向运动变量和力矩均为零，因此，不存在像纵向运动中的配平问题。副翼和方向舵名义上是不偏转的。当然，在实际上，只要飞机几何不对称或惯性不对称（例如，飞机左右发动机之一停车或多台螺旋桨都绕同一方向旋转），就要有一定的副翼和方向舵偏量对飞机起平衡作用。自动驾驶仪控制飞机航向角运动的原理侧向运动自动控制的目的在于针对不同的运动模态采取不同的的措施来保证飞机有良好的性能。主要包括：提高螺旋运动稳定性；提高荷兰滚运动的阻尼；航向的协调控制以实现无侧滑转弯（即协调转弯）；在下滑过程中，对飞机侧向位

28、移的控制。自动驾驶仪对航向控制的任务是保证飞机纵轴沿航向的稳定和飞行空速向量沿航向的稳定。为达到这两个目的,自动驾驶仪可借助于:方向舵、副翼、方向舵和副翼三种方法来实现。方向舵产生立轴力矩 使 偏转；侧滑和飞机倾斜产生侧力 使飞行速度向量 改变方向。自动驾驶仪的航向通道就是靠操纵方向舵来达到稳定或改变飞机航向角的作用。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制 1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式 飞机横侧向姿态的稳定和控制就是要保证高精度的偏航角和滚转角的稳定与控制，以实现令人满意的转弯飞行。1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式对于常规布局的飞机而言，横侧向姿态的稳定与控制一般是通过方向舵和副翼操

29、纵来实现的。根据飞机的横侧向运动的特点，飞机横侧向控制的基本方式有两种：通过方向舵实现水平转弯的侧向驾驶仪通过副翼修正航向而用方向舵消弱荷兰滚的方案飞机滚转角控制系统倾斜通道结构图控制规律：起始偏离：常值力矩干扰：倾斜角操纵：放大速率陀螺副翼舵回路飞机垂直陀螺-飞机航向角控制系统航向通道结构图控制规律：航向控制有三种形式：由于飞机纵轴在水平面内的转动是靠偏航力矩N的作用，用速度矢量在水平面内的转动则靠侧力，即气动合力在水平面内投影的作用，当飞机有侧滑时，这个侧力靠侧滑角产生的侧向气动力得到；当飞机倾斜时，靠升力倾斜的水平分量得到；或者，同时由侧滑和倾斜得到。因此，飞机的航向控制方式为：通过方向

30、舵实现通过副翼实现同时用方向舵和副翼协调控制实现。放大速率陀螺方向舵回路飞机垂直陀螺-飞机航向角的稳定与控制通过方向舵实现水平转弯的侧向驾驶仪放大速率陀螺航向陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飞机垂直陀螺-控制律：放大速率陀螺缺点：存在较大的侧滑角，空速与纵轴的协调差，使乘员不舒适，且转弯半径较大.因此仅适合于修正小的航向偏差。两通道是各自独立的，设计较方便。借助方向舵稳定航向的过程 机头偏离（1）A/P工作向左偏转阻尼力矩（2）当阻尼力矩足够大时，纵轴返回给定航向的过程是非超调的。（3）通常飞机的航向阻尼力矩都很小，为了防止超调，在自动驾驶仪的输入端再加进正比于偏航速度的速率陀螺信号。（4）向左偏转

31、，其作用与方向舵操纵力矩一致，使初始偏离的恢复过程更快。借助方向舵稳定航向的过程 速度向量偏离速度向量向右偏转向右偏转被A/P抑制侧滑角和速度向量转动的速度都减小。（1）如果速度向量 左偏离了给定航向（2）0t借助方向舵稳定航向的过程 飞机纵轴和速度向量同时偏离给定航向（1）A/P工作向右偏转阻尼力矩（2）随着纵轴的右偏离向右偏转。纵轴左偏0t阶跃偏航干扰力矩作用下的稳定过程（如单法停车）（1）A/P工作向左偏转平衡外干扰力矩（2）当控制力矩等于外干扰力矩时，出现稳态偏差（3）向左偏转飞机将逐渐偏离给定航向（4）为消除这种静差最好采用弹性反馈或速度反馈自动驾驶仪。倾斜干扰力矩作用下稳定过程（1

32、）平衡外干扰力矩（2）向右偏转向左偏转由自动驾驶仪航向通道控制住航向直到由产生的负侧力与倾斜角产生的正侧力平衡。 产生的负航向静稳定力矩与负偏航角产生的正航向控制力矩平衡。飞机受侧风干扰时的稳定过程(1)当飞机遇到速度为Ux的侧风, Xt向右偏转飞机左滚转(2)A/P工作 直到 时,飞机纵轴就停止转动(3)A/P工作 直到 时,倾斜角就不在继续增大.(4) 和-产生侧力-Fz向左偏转,一直到速度向量的侧向分量与侧风相等时为止.此时:(5)飞机又回到侧风作用前的姿态,但飞行方向已改变,产生了航迹偏转角静差 即: 飞机的航迹将不断偏离原定航迹.r-飞行飞行受侧风改扰时航向的变化情况借助方向舵控制航

33、向角的原理-y-指令值g-r指令值g欲需要改变航向，如左偏航-(1)当需要改变飞机航向时,如左偏航,可通过操纵装置向系统给出航向信号g, 向左偏转(2)+和- 向左偏转(3)在速度向量逐渐转向给定航向时,偏航角也逐渐转向给定航向,而且 和 也逐渐减小,最终使和到达给定值,和a为零,飞机按给定的新航向飞行.小结:由于飞机在改变航向的过程中倾斜角较小,靠侧滑产生的侧力很小,这和纵向运动中迎角产生升力的情况大不相同.因此,靠侧滑使速度向量转向给定航向的过程必然是缓慢的,其过渡过程需要十几秒以上,尤其是在高空,这一过程会更长.（-g）0 A/P工作5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制通过副翼修正航向而

34、用方向舵消弱荷兰滚放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飞机垂直陀螺-控制律：放大航向陀螺速率陀螺上图虚线部分所示。对航向通道留下角速度信号,用来防止飞机纵轴在航向上的震荡.航向信号只送入自动驾驶仪的倾斜通道;对航向通道留下角速度信号,用来防止飞机纵轴在航向上的震荡.A/P工作 向左偏转(3)因滚转角0反号，随着滚转角逐渐增大，副翼的正向差动偏角a将越来越小，当达到新的平衡时，副翼恢复到初始位置。(4)随着速度向量和纵轴的转动,航向偏离信号将减小,滚转角信号（0,机头偏离给定航向的右侧，5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制通过副翼修正航向而用方向舵消弱荷兰滚操纵状态下航向角过渡过程借助副翼

35、通道消除航向偏差的过渡过程0t0t5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律为了克服侧滑角的出现，必须研究侧向转弯过程中的协调控制问题。（1）协调转弯：空速向量与飞机纵轴不能重合协调转动是产生侧滑角的根本原因，侧滑角使得阻力增大，乘坐品质差，不利于机动，因此，必须实现协调转弯（coordinated_turn）。实现协调转弯应满足的条件为：稳态的滚转角为常值；稳态的偏航角速率为常值；稳态的升降速度为零；稳态的侧滑角为零。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制等滚转角的侧向转弯控制律（续）衡量协调转弯的形式有：当飞机做协调转弯飞行时，速度向量V与飞机对称面间的夹角为零（=0）由

36、于飞机重心处的侧向加速度正比于侧滑角，所以当协调转弯飞行时，侧向加速度ay=0；做协调转弯飞行时，在垂直方向上的升力分量与重力平衡，水平方向的升力分量与离心力平衡。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制等滚转角的侧向转弯控制律（续）为了便于推导，假设俯仰角=0，这样当进行协调转弯飞行时，飞机在水平和垂直方向的受力分析如5-47图所示，据此，写出水平和垂直方向的力平衡方程为：求解上式可得协调转弯公式为：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制等滚转角的侧向转弯控制律（续）由此可见，要想使空速向量在水平面内以 角速度转动，必须使飞机保持一定的滚转角 ， 与关系应满足式 要求。综上所述，飞机协调转弯可有三

37、种形式来表示，只要实现其中一种形式，就可实现协调转弯。驾驶员操纵飞机协调转弯过程：必须同时操纵三个舵面配合动作。左转弯：左压杆-；向左蹬舵-r(绕立轴角速度)，克服转弯时的惯性；后拉驾驶杆,+。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律（续）为了进一步分析进行协调转弯时的操纵原理，将恒定的偏航角速率 向机体轴系投影，如5-48所示。当飞机进行等高协调转弯飞行时，偏航速率 是垂直于地面的。为了不掉高度并保持恒图5-48定的偏航角速率 ，飞机将存在俯仰角和滚转角。首先利用俯仰角将偏航角速率 向机体轴X和机体OZY平面内投影，得到滚转角速度 和 。在通常情况下，因为和较小，所以滚

38、转角速度 ，它对协调转弯飞行的影响可忽略不计；5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律（续） 利用滚转角将投影 分别分解到机体轴Z，Y上，得到绕机体轴Z，Y的偏航角速度 和俯仰角速度 。考虑到协调转弯公式 后，最后得到偏航角速度b和俯仰角速度qb的表达式为：由此可见，飞机要完成等高度的协调转弯飞行，需要同时协调操纵副翼，升降舵和方向舵。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律（2）协调转弯飞行时自动驾驶仪的控制规律将给定的滚转角g和偏航角速率 控制信号分别加入到自动驾驶仪控制律的滚转与航向两个通道中，同时在航向通道中引入侧滑角信号，使方向舵的偏转不仅

39、取决于偏航角偏差(-g)和偏航角速率 ，而且也与侧滑角的积分信号有关，以便减小侧滑角，由此形成以下控制规律（方案一）：或写成：g和 分别为滚转角和偏航角速度控制信号，且满足协调转弯公式：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律-+-5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律控制飞机右转弯：+g A/P工作 -a +La 飞机右滚转，随着飞机右滚转 +，副翼舵偏转速度减慢。+ +Fy 速度向量向右偏转；同时：+g A/P工作 -r +Nr 机头向右偏转 飞机右偏航，随着飞机机头偏转转 方向舵适当回收。转弯过程中若出现，若速度向量偏转快 + -r(与航向通

40、道控制信号方向相同)，加速机体轴右偏 保证转弯过程中尽量减小。当给定+g为正值时，给定的偏航角速度也应该为正值，并应保证两者有 数值关系。因此要通过两个通道的控制信号才能实现协调转弯。如飞行速度变化，必须改变控制信号。遂引入信号，也只能减小，而不能使=0.前述控制规律具有积分性质，因此在常值干扰力矩作用下，稳态时、及均无静差。 5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律（2）协调转弯飞行时自动驾驶仪的控制规律（续）具有相互交联信号的侧向控制系统，适当调节交联信号传递系数也可基本实现协调控制规律方案二）：先通过副翼建立一定的滚转角。为乘员舒适，加一个等速渐增的滚转角指令： 。

41、为消除因等速指令产生的速度误差，在控制律中引入 补偿信号，其极性与 一致。 转弯指令信号 加入副翼通道后 飞机倾斜 空速向量转动。滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟着空速向量转动。调节 可减小 ，基本上实现协调转弯。 5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律方案三：航向敏感元件输送出与偏航角成比例的控制信号送至倾斜通道，推动副翼偏转，因而定名为副翼航向协调信号：方案四：当飞机受到外干扰后出现倾斜角时，由于升力在水平面上的分力将使飞机速度向量改变方向。为此自动驾驶仪除了偏转副翼使飞机改平外，同时偏转方向舵使飞机产生偏航角，由侧滑构成侧力去平衡升力的水平分量，以保证速度向量不改

42、变方向。即飞机倾斜时，与倾斜角成比例的信号除了送到副翼通道之外，同时还应送到航向通道，此信号称为方向舵倾斜协调信号：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制-等滚转角的侧向转弯控制律方案五：为了消除侧滑角也可以把航向信号只引入倾斜通道，而把倾斜信号引入倾斜通道和航向通道：方案六：方法二、三、四、五消除侧滑的方法是用交叉信号补偿的方法，是属于开环补偿，也就是直接以消除侧滑的原理入手。在不同的高度和速度飞行时，采用固定补偿是不能做到全补偿。为了克服这种不足，除随时调整各传递系数外，也可采用闭环方法来消除侧滑：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制（3）协调转弯的纵向控制由前分析可知，在协调转弯飞行时由于

43、存在滚转角，那么作用在垂直方向上的升力分量将减小L，因此将损失飞行高度。为保持转弯飞行高度的稳定，必须操纵升降舵负向偏转并产生附加迎角增量0，从而补偿减小的升力增量L，使得在垂直方向上达到力量的平衡，即满足(L+L）cos=G由上述力平衡方程可得升力增量L的公式，即：又有升力增量L的关系式L=QSwCL,因此可得附加迎角公式为：在通常情况下因为CL为正值，所以上式确定的附加迎角增量为正值。5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制协调转弯的纵向控制根据纵向短周期传递函数可以得到稳态的力矩平衡方程： 由此方程和附加迎角增量公式可以得到所需要的负向偏转的升降舵偏角公式：此外，前面已经介绍，要保持飞机绕铅

44、垂轴盘旋，除应控制rb外，还需飞机绕机体OYb轴有一个上仰速度qb0。qb引起的俯仰力矩也要靠升降舵上偏e2来平衡。稳态时-Mqqb=Mee2： 所以：总升降舵偏角为：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制协调转弯的纵向控制由上式可知：当飞机在协调转弯飞行时，由于存在滚转角，将损失飞行高度。为保持协调转弯飞行高度的稳定，不管存在着正还是负的滚转角，确保必须产生负向偏转的附加升降舵偏角，形成抬头的正俯仰力矩，来增大迎角，从而补偿足够的升力，使得在垂直方向上达到新的平衡状态。控制规律：5.4.3 飞机横侧向姿态稳定与控制协调转弯的纵向控制协调转弯的纵向控制规律：式中L即为纵向控制所需附加升降舵偏角。

45、L为滚转角到升降舵之间的传动比。上式表明：无论是正还是负，e总为负值，即上偏。可见L其与成非线性关系，同时又与动压Q及气动导数 有关。因此，为了适应在不同的速度和高度状态下都能较好地近似补偿高度损失，传动比L可随Q成反比的规律调参，即使这样，实现完全的高度补偿也是困难的。为了保持高度，自动驾驶仪还需要有定高线路。5.5 飞机的轨迹控制系统 轨迹控制（制导）系统是在姿态（角运动）控制系统的基础上构成的。轨迹控制（制导）系统的反馈回路可以在飞行器内部闭合，也可以由飞行器通过地面设备进行闭合。5.5.1 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制在飞机编队、巡航、进场着陆、地形跟随以及舰载机着舰等飞行

46、中具有十分重要的作用工作原理：直接测量飞行高度，使用高度差传感器，如气压式高度表或无线电高度表等测高仪器，根据高度差的信息直接控制飞行的飞行姿态，从而改变航迹倾角，以实现对飞行高度的闭环稳定与控制。控制律：式中：5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制飞行控制的最终目的是使飞机以足够的准确度保持在预定的轨迹上。控制飞机运动轨迹的系统称为制导系统,其是在姿态运动控制系统的基础上形成的。制导装置姿态控制系统飞行轨迹几何关系+-给定飞行轨迹实际飞行轨迹控制信号当飞机远距离巡航,以及进场着陆的初始阶段均需保持高度.飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控制系统来完成.例如:Mr、常值垂风干扰下

47、均会产生高度漂移。在俯仰角稳定的动态过程中，如果航迹角变化量平均值不为零，也会引起飞行高度的改变。高度稳定系统必须有测量相对于给定高度偏差的测量装置(称为高度传感器),将高度信息输入俯仰角控制系统,用来改变航迹倾斜角,控制飞机的升降,直至高度差为零,飞机回到预定的高度为止.高度稳定系统控制规律： h相对给定高度Hg的偏差，即：h=h-hg上式表明：当飞行高度低于给定高度时，h为“-”，升降舵应向上偏转，反之，为“+”，舵面应向下偏。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制+-ehK-hg飞机速率陀螺速率陀螺高度差传感器开关高度给定装置舵回路可

48、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 ，以改善导读稳定系统的阻尼特性。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制V高度稳定系统结构图的建立：因为 用多变量函数的泰勒公式进行线性化处理： 为起始高度变化率 为航迹倾角引起的高度变化率， 为速度V引起的高度变化率。+-5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制-在通常情况下，驾驶员实在平飞时才接通定高系统的。如果飞机在给定高度上平飞，然后接通定高系统时，即初始航迹倾斜角0=0和初始升降速度 ，则上述定高系统的运动学环节可简化为：基于前述所述的定高系统运动学环节，

49、可以建立起飞行高度稳定和控制系统的结构图：+eh-hg定高系统运动环节5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制首先，根据第二章飞机运动方程组推导出的 和 以及俯仰角与航迹倾斜角的关系式 ，行程定高系统运动学环节的输入信号V和。然后测量高度差h，按照控制规律构成闭环反馈系统。如果飞机不具有动力补偿的速度稳定系统，即：不能保证速度增量V所引起的高度变化率 ，则必需考虑长周期模态V对高度稳定的影响。飞行高度稳定和控制系统的结构图：+eh-hg定高系统运动环节5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制 当飞行高度已偏离预定高度时（如低于预定高度），高度稳定过程如下所示：起始高度偏离的稳定过程

50、状态（1）飞机起始偏离为-H0，高度稳定系统未接通，飞机以 作水平飞行，其升力等于重力，舵面处在平衡角5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态（2） 高度稳定系统接通，高度偏差信号h使舵上偏e2，e2与h成正比。产生正的力矩使飞机抬头，和迎角增加2,并与 e2成比例。迎角的增加使飞机升力增加L2增量, L2并与2成比例。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态（3） L2升力增加，速度向量向上偏转，航迹倾斜角增量增加，使轨迹向上弯曲。随着增加的同时，也逐渐增大。由控制规律可知，由于的增大和h的减小，舵偏角e也减小。与状态（2）相比

51、，迎角增量和升力增量L也在减小。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态状态（4）系统中的俯仰角偏离信号与高度差信号h相平衡,使舵回到e0的位置。故=0,L=0。但飞机仍以一定的爬高(即L=0时的航迹倾斜角).5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态状态状态（5） 待高度偏差信号H信号时,使舵回路的输入信号极性反号,舵面向下偏转,即:e50.从而使迎角增量5、升力增量L5和航迹倾斜角速度5均出现负值。飞机的飞行轨迹逐渐向下弯曲。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制起始高度偏离的稳定过程状态状态状态状态（6） 由于高度差h

52、=0, =0，升降舵又回到e0位置。速度向量回到水平位置，飞机在给定的高度上飞行。可以看出:要使飞机获得高度稳定,A/P中必须有两种信号:和h。如果只有h信号而没有,则在消除h的全部过程中升降舵偏角总是向上偏的,只是随着高度差的逐渐减小也逐渐减小而已。这样飞机的升力增量始终是正值,那么飞机的轨迹将一直是向上弯曲的,将使飞机在给定高度范围上下振荡.有可以使飞机还没有达到给定高度时,舵面就迅速回收,提前反舵,减小飞机上升速度,起到阻尼高度的振荡作用.因而对于高度稳定来说是一个阻尼信号.这就是高度稳定回路必须附加于俯仰角稳定回路之上的缘故。5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制俯仰角速度信号

53、对于稳定高度来说,没有什么作用,而对于消除俯仰角振荡则是需要的.传递系数 的增大,在同样h时升降舵偏转角增大,迎角增量加大,爬升速度加快,达到给定高度的时间缩短.但此新的条件下, 俯仰角信号的阻尼作用就嫌不足,飞机将越过给定高度而产生超调和振荡次数偏多。为了减小高度的超调和振荡,必须增大高度阻尼信号,然而 的强度必须适应俯仰角稳定回路的需要,不宜在高度稳定回路工作时另作变动.因此,必须再引入高度微分信号 。0h大小t在常值干扰力矩作用下的高度稳定过程5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制(1)+MrA/P工作飞机抬头(2)当时,飞机不在继续偏转, (3) 向上偏转. （4）5.5 飞机

54、的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制(4)s引起飞行高度增加+h俯仰角偏差减小随着h 到0A/P工作在常值干扰力矩作用下的高度稳定过程上式表明:高度静差正比于干扰力矩,反比于高度差到升降舵偏角之间的传递系数,适当增大 可以使高度稳定的过渡过程加快,而且可以使高度静差减小。为了消除比例式自动驾驶仪的高度静差,在系统中引入高度差的积分信号,即:5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用下的高度稳定过程5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用下的高度稳定过程：当飞机进入垂直上升气流区域后,比例式自动驾驶仪最终能保持俯仰角不变,但速度向量向上偏转了一个角度,飞机

55、逐渐偏离给定的飞行高度.当接通定高系统后，高度差信号h的增加 向下偏转,当负的迎角增量与正的扰动迎角增量r相等时，速度向量也回复到水平位置，飞机平飞，并出现高度静差hs。由此高度静差控制俯仰角稳定系统，使飞机低头，下俯量等于扰动迎角，即： （此时俯仰角偏离信号和高度偏离信号平衡,升降舵回复到原来位置,迎角也回复到原来的迎角。俯仰角不再继续减小,高度不再继续偏离,飞机以小于原来的俯仰角作水平飞行,但高度已偏离给定值,存在着+Hs。因为：5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制5.5 飞机的轨迹控制系统飞行高度的稳定与控制垂直上升气流作用下的高度稳定过程结果：由静差表达式可知，增大Lh减小L

56、将有利于减小垂风作用的静差。在垂风作用下，无论采用什么形式的角位移稳定系统，都存在高度静差。这是因为在r扰动下，要使飞机平飞，必须改变俯仰角以保持扰动前的迎角0。而俯仰角的偏离必须由高度差hs去提供。只有断开垂直陀螺，使L=0，则hs=0。0（度）0.2t（秒）t（秒）hhss5.5.2 下滑波束导引系统在飞机制导中广泛采用无线电波束导引系统。先以飞机自动着陆时的下滑波束导引为例，说明其工作原理。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、飘落和滑跑。断开定高30

57、0500米下滑线截获15米定高下滑拉平飘落滑跑V=0典型的着陆过程和参考数据为：飞机着陆前先在300-500米上空作定高飞行;截获下滑波束,按一定下滑坡度下滑角=-2.5 -3.0,此时速度不低于失速速度的1.3倍,约70-85米/秒(170节左右);注1: 70-85米/秒(170节左右)的飞行速度按照3.0的下滑角计算下降速度 为:-3.5 4.5米/秒,以如此大的接地速度着地是不允许的。(规定 为:-0.5 0.6米/秒)为了减小航迹倾斜角,使飞机沿曲线运动拉起,因此设置一个拉平阶段;使速度向量 与地面平行,飞机离地约0.5-1.0米,进入保持阶段;注2:由于此时速度逐渐减小 ,需加大迎

58、角，以保持升力与重力平衡。当飞机到达着陆速度时,迎角减小,因为升力L重力W,飞机将以曲线轨迹落地，称为飘落。飞机与地面相接后,为缩短滑跑距离,常采用轮子刹车或发动机反推力措施。在许多情况下，拉平终了的飞行速度就是着陆的接地速度，不存在飘落阶段。5.5.2 下滑波束导引系统实现下滑波束导引的地面设备和机载设备 为引导飞机正确着陆,地面设备需有:地面发射的无线电信标台 提供着陆基准航向信标台;下滑信标台在跑道的延长线上安装有三个指点信标台，利用其确定飞跃它们上空的时刻,在飞机上用灯光和音响信号的形式给出穿越指点信标台的信息.近台中台远点机上无线电接收设备：下滑波束导引系统（包括下滑耦合器和俯仰角位

59、移控制系统）。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下滑波束导引工作原理下滑信标台给飞机提供下滑基准,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

60、号强于150Hz的信号,在等信号线下方150Hz信号强于90Hz信号.5.5.2 下滑波束导引系统-仪表着陆系统ILS机上装有下滑波束导引系统，它由下滑耦合器及俯仰角位移控制系统组成。下滑耦合器包括接收、放大、限幅及信号变换等部分。其中将g=0理解为给定的飞行轨迹参量，因为只要保证g=0，飞机就沿着给定的波束中心线飞行。俯仰角 位移系统-运动学环节下滑 耦合器R2.5X=2.5+=2.5SdP设飞机下滑时的速度为V0，且由于速度自动控制系统的工作，V0为常数。下俯角为2.5。飞机偏离波束中心线的垂直距离为d，并规定飞机在波束中心线的上方时d0，在下方是d0.图中SP=R。由R与d可决定偏差角