飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理

飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理第1页/共324页概述描述飞机运动的参数：三个姿态角三个角速度两个气流角两个线位移一个线速度第2页/共324页概述典型飞行控制系统结构第3页/共324页典型飞行控制系统的分类阻尼器(damper)增稳系统(stabilityaugmentationsystems-SAS)控制增稳系统（controlaugmentationsystem-CAS)自动驾驶仪(Autopilot)第4页/共324页飞行控制系统的任务和设计目标改善飞行品质固有运动特性：改善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率特性；操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特性；扰动特性：风干扰大扰动的控制问题协助航迹控制全自动航迹控制监控和任务规划第5页/共324页飞控系统的基本性能要求飞控系统设计的规范包括：（详见书P263~P274）1）评定飞机飞行品质可按MIL－F－8785C，GJB185－86（P263-273)2）评定飞控系统品质可按MIL－F－9490D第6页/共324页飞机飞行品质纵向飞行品质:速度稳定性（纵向静稳定性，沉浮稳定性，飞行轨迹稳定性）;纵向机动特性（等评价等级参数，短周期阻尼比，操纵期望参数）;CAP是升降舵阶跃变化时飞机初始俯仰角加速度与稳态法向过载之比，反映飞行航迹是否易于控制纵向操纵性。第7页/共324页飞机飞行品质侧向飞行品质:荷兰滚模态;滚转模态——滚转模态时间常数

;螺旋模态——最小倍幅时间

。第8页/共324页高阶系统的飞行品质评价方法C*准则——时域内评价飞机的纵向飞行品质（考虑飞机法向过载（高速飞行）和俯仰角速率（低速飞行））D*准则——时域内评价飞机的侧向飞行品质（考虑飞机侧向加速度（高动压）和侧滑（低动压））等效系统法（参见书p272-P273)第9页/共324页飞控系统的基本性能要求姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应;角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求;轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态响应要求;具体指标见书P273-274所写

第10页/共324页飞控系统品质包括：姿态保持，航向保持，航向选择，稳态倾斜转弯中的协调，滚转时的侧向加速度限制，水平直线飞行中的协调，高度保持，M数保持，空速保持，自动导航，自动进厂，自动着陆的要求。第11页/共324页飞控系统基本功能包括几方面增稳阻尼的要求姿态的稳定与控制——包括三轴姿态的稳定与控制，航向保持，预选，航向转弯等轨迹的稳定与控制——包括高度、侧向偏离、飞行M控制保持，以及自动进场着陆，地形跟随等。第12页/共324页§2阻尼器与增稳系统一、飞机－阻尼器系统1、问题的提出：随着飞行包线的扩大，飞机自身的阻尼下降，使驾驶飞机时飞机角速度会出现强烈振荡——这是由飞机（尤其超音速飞机）结构特点造成的。考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时，若用力过猛，会产生纵向短周期的振荡，即所谓的纵向点头。为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。

第13页/共324页飞机操纵机构第14页/共324页飞机结构特点及受空气动力影响情况

为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设计时采用薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应的大后掠前缘的三角翼，这使横向静稳定导数为减少阻力，而尽量减小机身的截面积，即机身细长，机翼又薄，机载设备大部分都装到机身上使质量加大，于是飞机绕立轴及横轴的转动惯量都增大了，而绕纵轴的飞机以大M数飞行时，平尾升力系数，舵面效率降低，加上高空时，使飞机横侧阻尼减小，使超音速飞行时，飞机会发生严重飘摆现象第15页/共324页2、阻尼器的组成与作用原理作用： 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率，增大飞机运动的阻尼，抑制振荡。分类： 因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因而阻尼器也有俯仰阻尼器、倾斜阻尼器及偏航阻尼器。第16页/共324页组成：

阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。舵回路中包括串联副舵机，反馈元件，总和元件第17页/共324页阻尼系统：

阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如下图）如同是阻尼比改善了的新飞机，称为飞机—阻尼系统，简称阻尼系统。第18页/共324页原理：

当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q经放大器、舵回路传递到舵面，使之有个偏角此舵偏角引起舵面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻尼力矩（低头，使q受限制）这就增大了飞机的阻尼。

第19页/共324页俯仰阻尼器（纵向阻尼器）俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动的阻尼。1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻尼力矩，增大了飞机阻尼力矩。第20页/共324页

：机械弹簧：助力器的传递函数：为杆力：飞机短周期运动传递函数系统传函：无阻尼器飞机操纵系统结构图第21页/共324页有阻尼器飞机操纵系统结构图系统闭环传函为：其中：为角速率到舵偏角传动比第22页/共324页简化闭环传函：式中：

第23页/共324页适当选择可增大，即增大了阻尼，（）但使静操纵性阻尼比增大是靠牺牲静操纵性达到的。由于与成反比，变化不大，即固有频率变化不大。(参见书p174例）第24页/共324页2）考虑助力器及舵回路惯性时阻尼器控制律

助力器传递函数为一阶惯性环节：

舵回路传递函数为二阶环节：第25页/共324页阻尼器控制律为：惯性环节及振荡环节对系统频率特性的影响取决于这些环节的连接频率及与系统截止频率的关系。若、比大3~5倍以上，助力器，舵回路惯性只给系统带来一些相移，不影响系统稳定性。第26页/共324页3）计串联舵机的有限权限时的阻尼器控制律

串联舵机权限是很小的（对向）再考虑到不灵敏区，则阻尼器有非线性控制律：

这里：是不灵敏区，

当再考虑驾驶员的操纵则有：

第27页/共324页无阻尼器飞机的纵向过渡过程第28页/共324页

全权限纵向阻尼系统过渡过程第29页/共324页纵向阻尼系统权限为的飞机过渡过程

第30页/共324页结论：无论阻尼器权限如何，与无阻尼飞机相比的振荡性都有很大改善。即使是全权限，的超调量也很大。只有增大使才能减小的超调。但这会使的调节时间拖长，故不能取得太大。第31页/共324页4）控制律的改造―清洗网络的引用清洗网络为：控制律（不计、时）为：

第32页/共324页引入清洗网络原因：飞机稳定转弯（或协调转弯）时，（），要求，于是速率陀螺感受这个恒定的舵偏角值并反馈到阻尼器产生，这会减小俯仰角速率，是不希望的。所以飞行员只有通过操纵才能补偿掉这个舵偏角，但串联舵权限很小，恒定的q信号引起的舵偏角可能会超过串联舵机的权限，而使阻尼器失效，为此要采取措施——用配平舵机并且加入清洗网络滤去q的稳态分量。第33页/共324页协调转弯公式：

设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角且很小，，为空速。保持升降速度―必使飞机沿法线方向力平衡，即保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯性力要保证，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致。第34页/共324页飞机协调转弯受力图第35页/共324页增益调参问题飞机短周期纵向运动的固有频率和阻尼比随飞行的速度和高度发生变化。第36页/共324页4、滚转阻尼器——倾斜阻尼器飞机不仅俯仰通道有阻尼器，在其他两个通道也有阻尼装备。例如：对于小展弦比的飞机在超音速或大迎角飞行时，滚转阻尼力矩显著减小，滚转角速度过大，驾驶员难以操纵，所以可安装倾斜（滚转）阻尼器，以增大阻尼。第37页/共324页滚转阻尼器有关装置原理图第38页/共324页原理：当飞机有滚转速率p时，速率陀螺测出，经传动比自动调节器给出当时飞行状态下的指令信号（），此信号经放大器进行功率放大后，送至副舵机中，再传至助力器，使副翼偏转，产生阻止p变化的阻尼力矩。驾驶杆给出的操纵信号也传到副舵机，与信号复合，推动助力器滑阀的移动。第39页/共324页控制律：

助力器为惯性环节，副翼舵回路为二阶振荡环节：副翼转角对滚转角速率的传递系数副翼转角对驾驶杆横向偏移的传动比驾驶杆横向偏移第40页/共324页滚转阻尼器框图第41页/共324页如果考虑非线性，一般情况权限，则有：

式中：

这里随Q变化，保证过程不随M变化。

第42页/共324页简单分析忽略助力器以及舵回路的影响，并采用飞机滚转运动的近似传递函数：得到飞机滚转阻尼系统近似传函为：第43页/共324页分析：

如考虑非线性，则用相平面分析法来分析不计非线性按线性理论分析：求传函分析得到阻尼的结论。分析时飞机动力学方程，考虑滚转与偏航交叉影响，用全面侧向运动方程。侧向阻尼器主要针对快速滚转运动而言。第44页/共324页快速滚转运动传递函数为：

描述螺旋运动的根；描述快速运动的根荷兰滚运动的阻尼比及固有频率对应于传递函数零点模态的阻尼比及固有频率第45页/共324页（a）

（a）

第46页/共324页由图可见：当时，且接近，分子与分母对应的复零点与复极点十分接近，构成一对偶极子。从复极点出发的根轨迹沿着右弯弧线趋向复零点。当根轨迹进入s右半平面，系统不稳定。所以应重视偶极子的影响。第47页/共324页第48页/共324页

时，也构成偶极子，从复极点出发的根轨迹沿着左弯弧线趋向复零点合理选择，可使复根对应的阻尼比大于原飞机的阻尼比。即飞机-滚转阻尼系统的荷兰滚运动比原飞机的衰减更快，这种情况下，分析时可不考虑侧向交联影响。第49页/共324页若令，操纵指标会因阻尼器的应用而下降。第50页/共324页5、偏航阻尼器功用：改善荷兰滚振荡阻尼原因：若增大垂尾面积，可提高荷兰滚阻尼，但飞机阻力和重量均增大，加剧飞机侧风时的反应，降低了飞机的性能，所以不用修改气动外形，而用加装阻尼器的办法提高阻尼。第51页/共324页串联偏航阻尼器荷兰滚振荡频率为：飞机偏航力矩方程：偏航力矩方程结构图参见P201第52页/共324页第53页/共324页控制律：

这里引入清洗网络目的是消除转弯时的稳态值，（协调转弯时的值）第54页/共324页二、飞机―增稳系统作用：现代飞机随着大迎角飞行出现，使飞机静稳定性下降。为了提高操纵机动能力，使飞机重心与焦点相对位置发生变化（焦点前移了）这也使系统不稳定。

为解决上述问题需要增稳系统。第55页/共324页2、俯仰增稳系统控制律及系统分析控制律为：飞机纵向短周期方程：简化为：第56页/共324页增稳控制系统方程：此时：稳定性增加。但因使飞机阻尼特性下降。

第57页/共324页引入过载信号的俯仰增稳系统

与过载为比例关系：飞机方程变为：则控制律可为：同样可得：加入上述控制律后，可提高系统的静稳定性，但会降低系统阻尼特性。

第58页/共324页为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼比，控制律中必须包括n（或）与角速率q两种信号，于是纵向比例式增稳系统的控制律为：

第59页/共324页由飞机短周期方程得：

俯仰角速率与法向过载的关系为：闭环系统方程：控制律中加入俯仰角速率后，系统固有频率及阻尼比均可通过适当选择来调整.第60页/共324页特点：

控制律中含信号―对飞机起增大阻尼比的作用控制律中与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的控制律若引入输入信号的积分，使输出与输入信号之间成积分关系，则为积分式控制律：第61页/共324页分析：

联立获得增稳系统——飞机系统方程（称新系统）对新系统进行根轨迹，频率特性，时域特性分析，计算，及操纵性指标等特征性参数，然后与“规范”相对比，给出结论

第62页/共324页3、偏航增稳系统控制律飞机细长，立尾面积过小，飞行速度大，飞机航向静安定系数太小，使飞机航向静安定性差，这常使飞机处于侧滑状态飞行，不仅增大阻力，且不利转弯和格斗，所以航向也要有偏航增稳系统。航向阻尼系统用来改善荷兰滚阻尼，且提高航向静稳定性。因为飞机的很大而较小这样，滚转阻尼有余而存在严重的荷兰滚第63页/共324页控制律：

若取其中飞机偏航力矩方程：闭环系统偏航力矩方程：当，就有从而增加了航向静安定性。第64页/共324页这就是说在控制律（表达式）中增加与有关的信号即可提高航向静安定性。若再增加与角速度有关的信号，又可增大阻尼，若两种信号均用，即可实现增稳阻尼，于是控制律为：第65页/共324页当考虑到舵机权限，舵回路惯性，助力器时，其控制律为非线性的。即：

而：

其中：第66页/共324页闭环运动方程：由此可知，固有频率增加为：

静稳定性增加，阻尼增加。

第67页/共324页

信号的获得

一般很难直接获得，所以常用侧向加速度计间接测量。当侧向加速度计安装在飞机重心附近时，侧向加速度若侧向加速度计安装在飞机重心前，

第68页/共324页当用侧向加速度计作反馈元件时，增稳阻尼控制律为：（不计惯性，非线性时）第69页/共324页4、横侧增稳系统

由于飞机滚转与偏航总是紧密相联系，相互影响的，所以横向、航向都有增稳，且有两通道的交联信号出现了横侧增稳系统，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通道的。现以某超音速飞机为例，写出横侧增稳控制律如下：第70页/共324页式中：

速率陀螺到方向舵传动比；副翼到方向舵传动比；侧向加速度即到方向舵传动比；侧向加速度即到服役的传动比；低通滤波器传递函数。

第71页/共324页横侧增稳系统方块图

第72页/共324页说明：

较大，较小时，将导致较大的荷兰滚振荡。副翼通道中引入角正反馈信号，可产生副翼舵面力矩使横向静稳定力矩减小，从而减小。过小，又会导致螺旋不稳定。

第73页/共324页横侧运动静安定情况第74页/共324页特点：

航向通道引用及信号，起到对航向的阻尼，增稳作用。而横向通道只用信号，起到对横向的静稳定作用，削弱荷兰滚振荡。而横向通道不用信号，横向阻尼有余。（因为一般较大）第75页/共324页为加强飞机进入或退出滚转（或转弯）时两通道的协调，减少侧滑，可以在方向舵通道中引入信号。滚转通道：偏航通道：

第76页/共324页清洗网络起削弱偏航角速率的稳态值作用，低通滤波网络滤除敏感元件中的高频分量，使系统正常工作。增稳、阻尼特性的改善，即，是通过牺牲操纵性来换取的，。

第77页/共324页三、控制增稳系统1、问题的引出

阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即只改善飞机的静动稳定性和固有频率，同时却减小了系统的传递系数，减低了飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不利的，所以有必要解决稳定性和操纵性的矛盾。第78页/共324页

从50年代中期至60年代，由于飞机向高速高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系统。第79页/共324页

由于加速度计不安装在飞机重心处，因此它所感受到的角加速度通过系统作用减小了，影响角加速度灵敏度。此外飞机在大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏度，且杆力不宜过大；作小机动飞行时，要求有较小的灵敏度，且杆力不宜过小。一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对飞机的驾驶。所以有必要改善飞机的非线性操纵指令问题。第80页/共324页1、控制增稳系统的构成与工作原理第81页/共324页图5-15俯仰控制增稳系统的方框图第82页/共324页控制增稳系统特点：

控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个杆力传感器和一个指令模型构成的，即系统由机械通道、电气通道和增稳回路组成。电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号一方面通过机械链使舵面偏转某角度，另一方面又通过杆力传感器输出指令信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。电气通道相当于一个前馈通道，其作用是增大传递系数，并使角加速度灵敏度满足驾驶员的要求。第83页/共324页工作原理：

驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使舵面偏转；另一方面，通过电气通道由杆力传感器产生电的指令信号，经指令模型形成满足操纵特性要求的电信号，与增稳系统的反馈信号综合后使舵面偏转，总的舵面偏角为：电气指令信号的极性与机械通道来的操纵信号同相，其值与杆力位移成正比。可见电气指令信号使操纵量增强，因此控制增稳系统又称控制增强系统。第84页/共324页控制增稳系统特点：

由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高。从而提高了静操纵性。如果没有电气通道，那么当很大时，虽然可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正向通道无关，即系统抗干扰性提高，但同时会使以机械通道为输入、为输出的闭环传递系数变得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增益太小，降低了静操纵性。增设电气通道，则可通过提高电气通道增益，补偿由于很大而产生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上的干扰及飞行状态变化的影响，第85页/共324页二、俯仰控制增稳系统的控制律比例控制律为：其中：飞机方程：

第86页/共324页

具有比例控制律的系统没有自动配平功能，所以仍要求驾驶员利用调整片效应机构消除杆力实现配平。第87页/共324页带有调效机构的控制律

当纵向力矩不平衡时，出现，并通过反馈使舵机动作，舵面偏转。偏转到规定权限时，舵机停止转动，同时接通调校机构，继续向原方向偏转舵面。因调校机构是积分环节（例如电机），它使舵面偏转直到 消失，从而实现自动配平，所以将调校机构引入，使比例控制律变为等效的比例加积分控制规律。调校机构转速很慢，起配平作用。第88页/共324页有调校机构的控制增稳系统第89页/共324页2、比例加积分控制律

引入积分不仅是为了提高稳态精度，更重要的是为了实现飞机自动配平。纵向力矩不平衡时，舵机自动承担配平任务，无需驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题。但要实现积分作用，舵机必须有较大的权限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只能采用比例式控制律。第90页/共324页比例加积分控制律结构图第91页/共324页说明：在这里舵机作用与比例控制律中调校机构的作用相同，都是积分作用，承担自动配平任务。但在比例加积分控制律中由舵机来实现，而在比例控制中由调校机构（电机）来实现。第92页/共324页三、控制增稳系统对飞机稳定性

和操纵品质的影响1、增加杆力灵敏度值 衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是杆力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力灵敏度，提高系统操纵性能。下面通过传递函数进行分析。 略去高通环节与滤波环节，并令有：第93页/共324页

简化的俯仰控制增稳系统结构图第94页/共324页系统闭环传递函数为:上式两边同乘s，以构成俯仰角加速度信号第95页/共324页杆力输入为单位节跃，，应用初值定理，对控制增稳系统有：对没有电气通道的增稳系统有，则杆力灵敏度第96页/共324页系统的杆力灵敏度为：比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵敏度要比增稳系统的杆力灵敏度值大。上式虽然是在情况下得出的，但结论也适用于其它情况。第97页/共324页2、改善操纵系统的杆力特性单位过载杆力为飞机作机动飞行时，产生单位过载（稳态）时所需杆力，这个力要求要适当。下面根据单位过载杆力来分析增稳控制系统对杆力特性的影响。第98页/共324页不可逆助力操纵系统：传递函数为：杆力梯度为：由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯度与以及飞机的固有频率有关。第99页/共324页控制增稳系统：传递函数为：

第100页/共324页上式分母第一项值较第二项值小很多，可以忽略，则有：第101页/共324页杆力梯度为：假设，杆力梯度为：第102页/共324页结论：比较不可逆助力器操纵系统杆力梯度与控制增稳系统的杆力梯度可见：控制增稳系统的杆力梯度只与飞行速度有关，与飞机固有频率无关，显然好于不可逆助力器操纵系统。第103页/共324页增稳系统：

对增稳系统有，杆力梯度为：第104页/共324页比较结果：

比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度可知：控制增稳系统的杆力梯度比增稳系统的杆力梯度降低了倍，从而克服了由于采用增稳系统而增大杆力梯度的缺点，改善了杆力特性。其实这一点正是因为在控制增稳系统中引入前馈的原因。第105页/共324页3、增加静操纵系数

可以通过写出的传递函数来进行分析，同样可以得出结论：控制增稳系统的静操纵系数比增稳系统的静操纵系数要大。第106页/共324页四、指令模型形式在控制增稳系统中设置指令模型的目的是改善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个重要指标就是杆力灵敏度，其值应按飞行状态由规范给出。因，所以在给定情况下，可能会出现杆力灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与驾驶员要求相反。指令模型的形式就是根据这一情况确定的。第107页/共324页1、非线性指令模型非线性指令模型实际上是增益随输入信号作非线性变化的电路。第108页/共324页图中：：为杆力传感器输出电压；：为指令模型的输出电压；：为曲线斜率，即的传递系数。由此可得助力器输入端总位移为：一般情况有：，所以有：第109页/共324页代入灵敏度表达式可得：由非线性指令模型可见：在大杆力(大)情况下，值大；再由上式可得：值大，相应的也大，飞机具有较高的灵敏度。同理，小杆力时，值小，也小，飞机可获得较低的灵敏度，恰好能满足飞行品质要求。第110页/共324页2、滞后网络指令模型传递函数为：式中：为传递系数，为时间常数。将的幅值带入灵敏度表达式有：第111页/共324页滞后网络幅频特性：第112页/共324页结论：因为驾驶员用大杆力作大机动飞行时，杆力变化缓慢，所以输入滞后网络的是低频信号。由图可见，低频段的传递系数大，灵敏度较高；小机动飞行时由于动作快，杆力变化是高频信号，传递系数小，灵敏度低。这就兼顾了对不同机动飞行时的杆力灵敏度的要求。第113页/共324页指令模型参数选择第114页/共324页指令模型参数选择具体参见书P216-P217第115页/共324页1、控制增稳系统的舵面操纵权限有限控制增稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权限也只有最大舵偏角的30%左右，很难满足整个飞行包线内改善飞行品质的要求。第116页/共324页2、存在力及功率反传问题无论增稳系统还是控制增稳系统都存在机械杆系与舵机两种系统，在人工操纵时，有力传到舵机，但不影响舵机的工作；舵机工作时，也有力传到驾驶杆，称为力反传现象。由于舵机为随动系统，工作时断时续，或时快时慢，因此会使驾驶杆产生非周期振荡现象。第117页/共324页此外还有功率反传问题，是由舵机和助力器输出速度不匹配引起的。一般舵机的输出速度总是大于助力器的输出速度，因此，由舵机到助力器之间的动量在助力器输入端引起的碰撞会反传到驾驶杆，从而引起驾驶杆和助力器输入端的瞬间撞击现象。上述力反传和功率反传都会随操纵权限的增大而增大，通过改进机械系统本身很难克服。第118页/共324页3、战场生存能力低由于增稳系统和控制增稳系统都存在机械杆系，其传输线分布范围较大，一旦被火炮击中，可能使整个操纵系统失灵，战场生存能力较低。第119页/共324页4、结构复杂、重量重由于控制增稳系统是在不可逆助力操纵系统基础上，通过复合摇臂（机械系统）叠加电气通道构成的，显然在结构复杂程度和重量方面，均大于不可逆助力操纵系统。此外机械系统存在间隙、摩擦等非线性与弹性变形，致使难于精确传递微小操纵信号。由上述可知，产生这些缺点的根本原因在于控制增稳系统存在机械杆系。在50年代末期提出了一种全新的操纵系统—电传操纵系统（FBW）。第120页/共324页第121页/共324页指令模型参数选择（1）内反馈回路传递函数（2）外反馈回路传递函数第122页/共324页指令模型参数选择系统闭环传递函数通常则第123页/共324页指令模型参数选择指令模型第124页/共324页典型飞行控制系统工作原理第二讲第125页/共324页§5.4飞机的姿态控制系统控制原理：按自控原理的思想―要想控制哪个物理量，就应测量它的值，然后按一定的反馈规律调整它，使它达到期望的值。在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说，要想稳定与控制三轴姿态则应该是：

第126页/共324页用陀螺仪测量角度信号

经调理后（综合、放大器），送入舵回路形成指令信号驱动舵面第127页/共324页一、姿态控制系统的构成与工作原理1、比例式自动驾驶仪2、积分式自动驾驶仪3、比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪第128页/共324页1、比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例）

（1）控制规律角自动控制系统原理方块图

第129页/共324页设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线性关系，即舵回路不计惯性时

——外加控制电压于是式中

第130页/共324页说明：升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（）成比例——具有这种控制律的姿态角自动控制器称作比例式自动驾驶仪。

第131页/共324页（2）工作原理：

（飞机水平平飞状态）假定飞机处于等速平飞状态，飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差陀螺测到这个偏差并输出电信号经舵回路输出产生气动力矩使飞机逐渐减小，只要选得合适，就可保证，同时修正过程如下图所示：第132页/共324页修正的过渡过程

第133页/共324页工作原理——外加控制信号如果外控制电压不为零，假定，则。飞机原来水平等速飞行，舵回路输入电信号为，使升降舵向上偏产生抬头力矩飞机抬头。只要选的合适就可使控制过程如下图所示：

第134页/共324页控制的过渡过程

第135页/共324页（3）干扰力矩影响：

假定有常值干扰力矩，飞机稳定后必有一个使产生的力矩平衡，由于存在也就出现一个稳态的偏差

第136页/共324页计算过程：已知：由力矩平衡有：所以有：又由控制律：得出：

第137页/共324页比例式控制律的优缺点：

优点：结构简单。缺点：

误差与干扰力矩成正比，与传递系数成反比。增大可减小误差，但飞机在修正角时较大，产生较大的力矩，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态接近零时，虽已到零，但由于飞机的惯性，且角速率飞机会向反方向俯仰以致产生振荡。

第138页/共324页

图过大时，修正的过渡过程

要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。

第139页/共324页（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用第140页/共324页由图可见，微分作用的物理本质为：

时刻在减小但值为正，此时舵已为零，当，仍为正值时，舵已由正值变为负值，产生抬头力矩，阻止飞机俯冲的势头。时，此时，仍为负值，产生抬头力矩，继续阻止飞机俯冲，这就减弱了修正过程中的振荡，信号起到使舵提前从正值向负值的转变（与由正值向负值转变时间相比），这种作用称为“提前反舵”作用，阻止减弱了调整过程中的振荡。第141页/共324页建飞机方程（用短周期方程）AP控制律：飞机－AP系统结构图：第142页/共324页根轨迹分析：当，即无一阶微分信号开环传函为：根轨迹如左图所示：可见增大时，一对复根右移且虚部增大很快，振荡加剧第143页/共324页当时特征方程式：等效开环传函为：第144页/共324页根轨迹如图5-30所示：内回路，使短周期一对复根左移且虚部减小，最终进入实轴，振荡减小，阻尼加大。内回路的动态过程由振荡运动转为按指数规律衰减的单调运动，

越大，阻尼作用越强。第145页/共324页全系统情况：

全系统开环传函：系统特征方程：等效传函为：第146页/共324页根轨迹：

适当选择A，可增大阻尼

（a）复零点情况（b）实零点情况随变化的根轨迹第147页/共324页（5）考虑舵回路惯性情况考虑舵回路惯性时系统方块图为：第148页/共324页内回路传函为：等效开环传函：第149页/共324页

（a）

b）（c）根据舵回路惯性的不同，有以下几种情况：

参见例：5-32第150页/共324页结论：考虑舵回路惯性时，增加到一定值后再加大时，使阻尼特性急剧变坏，所以在增加同时，应尽量减小舵回路惯性（值尽量小）一般限制秒,这可保证舵回路频带宽度为飞机的3~5倍。第151页/共324页比例式控制律根本原因：舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）第152页/共324页舵回路传函：当K很大时简化为：

其中：，

这是比例式规律自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反馈（硬反馈）第153页/共324页比例式控制如何减小静差：由前面计算可知：所以：存在静差。要减小这个静差，应加大，所以只有使，就可使静差减小。极端情况：（切断硬反馈）就可完全消除常值干扰下的静差。第154页/共324页2、积分式自动驾驶仪 在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，组成了积分式自动驾驶仪。 舵回路方框图参见图5-34第155页/共324页图5-36采用速度反馈的角位移控制系统

第156页/共324页即：

舵偏角与输入信号（）积分成比例，称为积分式控制规律。

取积分可得：第157页/共324页

积分式控制律驾驶仪中显著特点：

切除舵面位置反馈信号。这里没提舵面速度反馈问题―即速度反馈仍可保留，这种规律也称为软反馈式自动驾驶仪。因为舵机负载是舵面铰链力矩，它对舵机起硬反馈的作用，所以严格地讲与的积分关系并不成立。但若基于如下条件则认为本质上积分关系存在。这个条件就是：第158页/共324页积分式控制律成立的条件：亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本身的软反馈作用。飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时，舵机控制不受铰链力矩的影响。现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵消基准配平舵偏角所产生的铰链力矩，此后引起的铰链力矩较小。第159页/共324页积分式控制律的改进：

在控制律中，与信号成比例，为主信号，而信号对系统稳定性起重要作用，称为稳定信号。为进一步改善稳定与控制飞机姿态的动态性能，再引入角加速度信号，起阻尼作用。第160页/共324页积分式控制律只在常值干扰作用下无差，当斜坡信号作用时，仍是有差系统。因为飞机―飞控是Ⅰ型系统。角加速度信号在AP中的获取，通常是将信号经有源微分电路产生——这可减少噪声影响。

第161页/共324页3、均衡式反馈自动驾驶仪

（比例加积分控制律的自动驾驶仪）均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式反馈，如下图：第162页/共324页反馈环节为位置和均衡环节相并联：舵回路传函为：第163页/共324页略去Tp

这是一个比例＋积分式的舵回路=均衡舵回路第164页/共324页具有均衡舵回路的角位置控制系统：一般（短周期运动时间常数）在飞机短周期工作频段（高频段）内，可认为 并可从阻尼回路中移出，再将分解成，于是得到如下等效图：第165页/共324页简化图：由于很大，（很小）所以开始时体现比例作用，只在进入稳态时起作用才表现出积分特性，实现比例＋积分控制律。第166页/共324页控制律为：作用：消除常值干扰力矩作用下的静差。消除控制作用为斜坡信号时的稳态误差提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的飞行阶段（如自动着陆）第167页/共324页

若舵回路采用带有延迟速度负反馈回路时可使AP控制律用于飞机上既可削除常值干扰力矩带来的误差，又可消除阶跃指令输入下的静差。总之舵回路反馈有所变化，可改善AP的功能效果。但追根到底，AP控制律只按比例，积分两类来分，舵回路中反馈环节按三类来分（硬、软、均衡三种反馈，构成的舵回路传函为惯性环节，积分环节和均衡环节）第168页/共324页包围舵机的反馈环节舵回路传函构成姿态角控制系统控制律硬反馈惯性环节比例式控制律软反馈积分环节积分式控制律均衡反馈比例＋积分环节比例＋积分式控制律第169页/共324页二、飞机纵向姿态稳定与控制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，并结合构成飞机―飞控系统方程组。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统的频带及相移等。物理解释动态过程―从力、力矩平衡，及AP信号平衡两方面结合来解释。第170页/共324页1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差（1）稳定过程 驾驶仪控制律为：讨论俯仰角稳定过程，认为第171页/共324页修正的过程：由驾驶仪信号平衡有：

再由飞机上力、力矩平衡有：

再从AP信号平衡看：

第172页/共324页修正初始过渡过程曲线：

第173页/共324页控制过程可用类似方法分析

第174页/共324页说明：控制过程快慢与最大迎角增量有关，越大，过程越快。但会使飞行员感觉不舒服。越大，法向过载越大但过小，（控制）过程又太慢，不希望，需改进控制律。第175页/共324页解决办法：

控制量不能太大（只有）如果要求控制俯仰角较大，则应修改控制律。如运七飞机驾驶仪的大角度控制规律为：控制律是使逐渐加入的。

第176页/共324页2、初始迎角或阶跃垂直阵风干扰下的纵向运动1、初始迎角条件下的纵向运动控制律仍为比例式：第177页/共324页分析：从飞机所受力和力矩平衡知：在向下转时使出现，且有由AP信号平衡知：使升降舵上偏第178页/共324页再由力、力矩平衡可知：阻止向下转，当上仰力矩＝下俯力矩，纵轴不再向下转，以后上仰力矩超过下俯力矩，又回转，q由负变正，最后，第179页/共324页修正初始角的过渡过程曲线

第180页/共324页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。引入到纵向运动法向力平衡方程中：

第181页/共324页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第182页/共324页结论：由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似影响，飞机―自驾驶仪过程类似；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）第183页/共324页第184页/共324页原因解释：飞机进入垂直气流区开始阶段：地速来不及变化，相当于空速改变方向，出现一个附加的迎角增量，又阻止转，且逐渐由负变正，但此时由于有垂直风所以合成地速向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看线）第185页/共324页3、常值干扰力矩作用下的动态过程干扰力矩类型：飞燃料消耗与流动收放起落架投掷炸弹发动机推力不通过重心第186页/共324页1、飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程控制律仍为：由力、力矩平衡知：q＞0，出现，向上转。由AP信号平衡：升降舵后缘向下转。再由力、力矩平衡：起削弱作用，向上转变慢，当时，纵轴不再转q=0，动态过程结束。第187页/共324页常值力矩干扰下比例式驾驶仪系统动态过程第188页/共324页稳态时情况：为平衡干扰力矩的作用，必有：产生静差。由于，航迹倾斜角使空速向量向上偏，飞机缓慢向上漂，不能稳定原高度―这正是比例式AP的缺点。

第189页/共324页2、稳态误差的估算：

干扰力矩作用下系统结构图第190页/共324页说明：干扰力矩等效为干扰舵偏角。表示飞机重量变化；表示飞机重心位置变化由结构图知，稳态时：

第191页/共324页重心位置引起的稳态误差：

带入稳态误差公式有：其中：稳态误差简化公式为：第192页/共324页飞机重量变化引起的稳态误差：

稳态误差为：

第193页/共324页第五章

典型飞行控制系统

工作原理

（三）第194页/共324页三、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：使偏航角与滚转角保持为零用AP控制飞机转弯第195页/共324页（一）横侧向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问题，即飞机纵轴在水平面转动飞机空速向量在水平面的转动。纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N，它是靠偏转方向舵，或侧滑来产生的。空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力是由，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调转动。

第196页/共324页侧向角运动的控制方式：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。同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。第197页/共324页1、通过方向舵稳定或控制航向结构图：第198页/共324页1、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功用：用于修正小的航向偏差。缺点：纵轴与空速协调性较差，是带侧滑的水平转弯。第199页/共324页2、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，不保持航线修正航向过程中有侧滑角控制律：第200页/共324页

自动驾驶仪修正初始偏航角的过程第201页/共324页物理解释：

设飞机航向发生偏离，出现由信号平衡知：副翼右下左上由力、力矩平衡可知：滚转力矩飞机向左倾斜，G重力分量产生的侧力，使飞机空速向量向左转（此时纵轴没转）当与信号平衡时。在空速向左转时，出现，此时，偏航力矩使轴转向应飞航向第202页/共324页3、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：航向偏差信号同时送入副翼与偏航通道

621AП在副翼与方向舵分别引入交联信号

701AП第203页/共324页航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道①

同时送入两通道协调方案②在方向舵通道中引入倾斜信号：用于削弱―这称为对的“开环补偿”即补偿产生的原因，是主动削减的方案。特点：第204页/共324页但是产生侧滑的偶然因数很多，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，需要改进。改进控制律为：

621AП第205页/共324页在通道中引入信号―这是对的“闭环补偿”，属于被动补偿信号的方法（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，控制效果较好。第206页/共324页在副翼和方向舵通道分别引入交联信号控制律为：特点：先将送入副翼通道，当副翼工作后产生滚转信号送入方向舵通道。此控制律适于小转弯状态。701AП

第207页/共324页（二）航向自动稳定控制律：

得到航向自动稳定控制律：第208页/共324页物理解释：若不足够大，可能一直为正值。

第209页/共324页1、时，修正初始偏航角的过渡过程第210页/共324页2、在常值干扰力矩作用下，

航向自动稳定的过程

控制律仍为：假若飞机发动机左右不对称推力，而使，引起飞机左偏航。第211页/共324页物理过程：第212页/共324页稳态时各量值为：此时飞机保持但不转弯是定常侧滑状态，靠侧滑来维系着

第213页/共324页（三）侧向转弯控制律通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分相似，这里不介绍了，只介绍协调转弯。第214页/共324页1、协调转弯协调转弯飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证滚转与偏航运动两者耦合影响最小，即，并能保持飞行高度的一种机动飞行定常盘旋飞机在盘旋中，空速、迎角、倾斜角、侧滑角都保持不变称飞机为定常盘旋。第215页/共324页协调转弯又可称为：的定常盘旋，协调：即意味着纵轴与空速以相同角速度转动，保证第216页/共324页协调转弯条件：协调转弯时，各参数应满足如下条件：第217页/共324页协调转弯公式：

设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角且很小，，为空速。保持升降速度―必使飞机沿法线方向力平衡，即保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯性力要保证，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致。第218页/共324页飞机协调转弯受力图第219页/共324页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可分解为绕机体轴立轴与横轴的两个分量：要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向舵和升降舵第220页/共324页分解侧视图

第221页/共324页

分解后视图第222页/共324页保持升降速度，有而平飞时，平飞迎角现转弯时此时第223页/共324页结论：协调转弯时操纵升降舵除既要保持（这是常值要求的）还得有个迎角增量，以保持飞机转弯时不掉高度―即协调转弯时纵向控制。第224页/共324页2、协调转弯时自动驾驶仪的控制规律

1）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，建立滚转角与转弯角速度同时，在航向通道引入信号，以减小侧滑。控制律为：第225页/共324页特点：

与满足关系：可实现协调转弯，且只对一定u，若u改变那么给定信号也变化。“闭环补偿”的信号―它只能减小而不能使。具有积分式的控制规律，所以在常值干扰力矩作用下，稳态时均无静差。

第226页/共324页2）具有相互交联信号的侧向控制律

特点：

建立等坡度控制信号―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，又引入信号。将送入方向舵通道―以减小角，加强协调。第227页/共324页物理过程：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。转弯指令信号加入副翼通道后，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。调节可减小，基本上实现协调转弯。

第228页/共324页3、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提供舵面力矩，以维护协调转弯时对俯仰角速率的要求和对的要求。第229页/共324页无论飞机是左转弯，还是右转弯（），为保证高度都要使向上偏。所以控制律为：其中：用来补偿高度，产生抬头力矩。可用非线性电路实现。第230页/共324页用非线性电路实现

用正矢信号提供对高度的补偿

此时第231页/共324页第232页/共324页第五章典型飞行控制系统

工作原理四第233页/共324页5.5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

第234页/共324页由图可知： 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。第235页/共324页一、飞行高度的稳定与控制1、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需高度控制。第236页/共324页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。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，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭环控制。第237页/共324页典型的高度稳定系统结构图第238页/共324页高度稳定和控制系统的控制律第239页/共324页2、高度稳定系统结构图的建立 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。第240页/共324页短周期运动方程

而

第241页/共324页补充描述高度变化的方程：推导运动学关系的几何图第242页/共324页线性化处理：

其中：

是起始高度变化率第243页/共324页定高系统的运动学环节：

定高系统运动学环节当可简化为

第244页/共324页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，速度变化均不大认为

若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及（）式的方程。

第245页/共324页3、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：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：第246页/共324页（2）高度自控系统控制信号的确定按闭环调整原理―引入做为主信号。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。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：第247页/共324页（3）高度控制系统修正初始偏差的过程

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）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第248页/共324页第249页/共324页控制律：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，。第250页/共324页由于惯性可能出现：修正高度过程结束。

第251页/共324页讨论：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。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。为改善动态质量，引用信号。第252页/共324页4、高度自动控制系统的结构图第253页/共324页 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。第254页/共324页二、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255页/共324页1、完成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256页/共324页飞机自动着陆阶段图第257页/共324页定高阶段：飞机在着陆前，大约300~500m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v＝70~85m/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