《先进飞行控制系统》第十二课课件

1、先进飞行控制系统第十二节课(20121123)第1页，共58页。5.5 飞机轨迹控制系统5.5.1 飞行高度的稳定与控制5.5.2 空速与M数的控制与保持5.5.3 自动着陆飞行控制系统5.5.4 飞机侧向轨迹控制5.5.5 自动侧向波束导引系统第2页，共58页。5.5.3 自动着陆飞行控制系统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。第3页，共58页。（1）自动着陆的几个典型飞行阶段自动着陆分为五个典型阶段:定高阶段下滑阶段拉平阶段保持（飘落）阶段滑跑阶段第4页，共58页。飞

2、机自动着陆阶段图第5页，共58页。（1）自动着陆的几个典型飞行阶段定高阶段： 飞机在着陆前，大约300500m高度上做定高飞行下滑阶段： 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，称为拉平阶段第6页，共58页。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 方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将 由于GL（升力），

3、飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落滑跑阶段： 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。（1）自动着陆的几个典型飞行阶段第7页，共58页。（2）完成自动着陆飞行的必备设备飞机上： 装有含无线电接收设备的下滑波束导引系统地面上：（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。第8页，共58页。信标台第9页，共58页。1）下滑信标台： 在地面上，用以给飞机提供下滑基准。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

4、范围一般为329.3335MHZ，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。第10页，共58页。下滑信标台提供下滑基准第11页，共58页。2）下滑波束导引系统（在机上）：组成：下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分组成）。 俯仰角位置控制系统。第12页，共58页。工作原理：当飞机沿下滑波束中心线飞行时，机上的接收机接到两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

5、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。 第13页，共58页。（3）下滑波束导引系统下滑波束导引系统结构图建立：1） 飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角之间的几何关系第14页，共58页。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）且波束偏差角根据图中几何关系有：第15页，共58页。结构图为： 下滑波束导引系统运动学环节方块图 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 ，导引系统将发散第16页，共58页。2） 下滑耦合器控制律的选择 由于航迹倾斜角 与

6、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 第17页，共58页。下滑耦合器结构图 其中：零点 ，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点。第18页，共58页。3） 下滑波束导引系统结构图姿态角位移控制系统飞机方程用短周期纵向方程 控制律： 第19页，共58页。下滑波束导引系统结构图第20页，共58页。说明：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。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。进场时间短，对精

7、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。测量距离由指点信标台完成，如不好准确测量，可用高度来近似计算。 第21页，共58页。（4）自动拉平系统1）自动着陆等级的划分自动着陆可分三级，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。 第22页，共58页。着陆等级的定义第23页，共58页。 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

8、陆即意味着不用设计自动拉平系统若实现级着陆，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。第24页，共58页。2）拉平轨迹飞机在垂直平面内，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 ，使 进一步减小，飞机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地

9、约到H0.51.0m，提高 ，使空速向量与地平面平行是保持段，然后减小 角，GL，飞机飘落，滑跑。 第25页，共58页。 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：形成拉平轨迹，其二是构成使飞机完成拉平轨迹飞行的自控系统。先看拉平轨迹的形成。第26页，共58页。设计拉平轨迹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第27页，共58页。按指数曲线拉平的轨迹 第28页，共58页。拉平时飞机空速 不变，飞机着陆经过的距离为 ，则有：拉平轨迹方程为：第29

10、页，共58页。其中：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。第30页，共58页。改进拉平轨迹令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米 当已知时间常数 （比例系数）及着地点垂直距离 时，可由上式算出 则此时式中 为规定的飞机着陆速度 第31页，共58页。 规定飞机着地时：而 时，有 ； 时，有由于允许着地速度受限了 （一般为 米/秒），则 必受限： 拉平距离公式：第32页，共58页。拉平时垂直速度的变化第33页，共58页。3）拉平自控系统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 ：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

11、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。第34页，共58页。缺陷：机上没有足够精度的无线电测距仪 。改进：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。 第35页，共58页。自动拉平系统结构图第36页，共58页。5.5.4 飞机侧向轨迹控制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。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。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

12、侧偏y的控制第37页，共58页。（1）侧向偏离控制的几种方案 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。通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制y利用副翼与方向舵控制转弯来修正y，副翼通道起辅助协调作用。只介绍第1种方案。第38页，共58页。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。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。第39页，共58页。（2）侧

13、向偏离控制系统的飞机方程和控制律1）简化的飞机方程：第40页，共58页。推导过程：由横侧向线性化方程其中：第1式为：侧力方程； 第2式为：滚转力矩方程； 第3式为：偏航力矩方程。 第41页，共58页。简化：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）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。 由滚转力矩方程得：第42页，共58页。考虑协调转弯满足公式：考虑侧偏线位移方程： 在小扰动条件下，认为 均为小值 有： 得出：第43页，共58页。2）控制律 由简化方程结合飞机方程看出： 相当于 ； 相当于 相当于 。 是主信号，其余各信号均在动态过程起作用。 第

14、44页，共58页。侧向偏离控制系统结构图第45页，共58页。（3）侧向偏离自控系统稳定飞机航迹过程： 假定右偏离 第46页，共58页。修正初始的物理过程 第47页，共58页。修正初始的近似动态过程 第48页，共58页。说明：上述过程是在线性范围内， 如果 ，则y修正轨迹可能出现之字形，为防止此现象发生，对 要限制。 第49页，共58页。5.5.4 自动侧向波束导引系统 对于自动着陆系统除纵向包括下滑波束导引系统；拉平自动控制系统外，航向还有侧向波束导引系统。侧向波束导引系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。侧向波束自动控制系统是通过耦合器将飞机偏离航向信标台发射的无线电波束等强度线的信号变为滚转控制指令，输给AP侧向通道，操纵副翼偏转改变航迹方位角 ，修正飞机水平航迹。第50页，共58页。（1）侧向波束偏差角 的关系建立侧向运动参数为：侧向偏离y，倾斜角 ，航向偏差角 与纵轴间夹间（对称面夹角）为 ， 在地平面上的投影与应飞航线夹角为 （航迹方位角） 在水平投影与应飞航线夹角为第51页，共58页。飞机侧向运动参数与的关系 第52页，共58页。由图可知： 又： 当时， 第53页，共58页。由侧向协调运动可知