飞机飞行控制

飞机飞行控制第1页/共267页绪论第2页/共267页3飞行控制的历史1891年，海诺姆.马克西姆设计并制造的飞机已经装有用于改善纵向稳定性的控制系统。早期的飞机基本上没有固有稳定性，靠飞行员的能力来保证飞机的稳定。第3页/共267页4飞行控制的历史后来设计的飞机一般具有一定的固有稳定性，但没有保证。1920年以后，飞机的稳定性靠外形布局及重心定位来保证。第4页/共267页5第一代战斗机多采用后掠翼布局武器以航炮为主作战方式以尾后攻击为主超音速操纵系统为机械传动方式第5页/共267页6典型杆式操纵机构第6页/共267页7第二代战斗机三角翼、后掠翼武器：第一代空空导弹作战方式：视距内、尾后攻击M>2，H>20000m操纵系统大量采用：助力器马赫数配平机构增稳器阻尼器电液系统第7页/共267页8典型助力器及力臂调节器第8页/共267页9第三代战斗机布局：翼身融合、边条放宽静稳定性武器：近距、超视距空空导弹作战方式：格斗、超视距空战模拟式和数字式电传控制系统（FBW，flybywire）。按其作用可以分为两种：控制增稳系统自动驾驶仪第9页/共267页10典型电传飞控系统第10页/共267页11第四代战斗机布局：隐身气动一体化设计武器：先进格斗导弹、超远程空空导弹、精确制导火飞推一体化、主动控制技术……作战方式：？第11页/共267页12驾驶员vs飞行控制系统驾驶员的缺点有限的反应速度有限的感知能力会紧张、疲劳驾驶员的优点学习能力应付意外的能力飞行控制系统：在飞行过程中，利用自动控制系统，能够对飞行器构形、飞行姿态和运动参数实施控制的系统。第12页/共267页13本课程的目的飞机引入飞行控制系统的飞行力学机理：飞行控制系统如何改变飞机的模态特性；不同的反馈改变不同的模态特性；飞机、飞控、驾驶员组合的动力学特性分析：飞机＋控制系统特性的分析方法；人机系统的特性分析；选择飞行控制系统的控制律的基本原理：常见控制系统类型及其分析、选择；第13页/共267页14本课程的地位以自动控制原理、飞行动力学为基础的一门提高课程；从事飞行器设计、飞行动力学工作的基础之一。飞机本体发动机……武器系统飞行控制需求分析，任务分解飞机综合评估第14页/共267页15内容引论飞行控制系统概述(自学)飞机的闭环动态特性人机闭环系统分析各类飞行控制系统的分析第15页/共267页16考核课堂、作业：40%考试（闭卷）：60%第16页/共267页背景知识第17页/共267页18控制过程的描述飞行控制（驾驶员操纵飞机）过程的物理描述开环操纵闭环操纵第18页/共267页19传递函数线性系统零初始条件下拉氏变换输出量比输入量优点：将时域转换成频域将微分方程转换为代数方程第19页/共267页20弹簧振子系统零初值拉氏变换第20页/共267页21弹簧振子的振荡成因弹簧的位移扰动恢复力弹簧系数k阻尼力阻尼系数f阻尼频率形成振荡的因素决定了系统频率阻碍振荡的因素决定了系统阻尼第21页/共267页22纵向模态的物理成因Da>0频率频率阻尼阻尼短周期长周期第22页/共267页23Db>0Lbb<0Nbb>0Lrr>0Db<0Df<0Lpp>0滚转

收敛Npp>0Nrr<0p>0p<0r>0荷兰滚模态荷兰滚频率Df>0y>0螺旋模态

Gsinf>0Db>0Ybb<0荷兰滚阻尼荷兰滚阻尼第23页/共267页24飞机的振荡模态振荡模态频率的决定因素阻尼的决定因素弹簧振子弹簧系数阻尼系数短周期纵向静稳定导数Ma

纵向阻尼导数Mq长周期以Zu为主以Xu为主荷兰滚航向静稳定性导数Nb偏航阻尼导数等Nr、Yb第24页/共267页25闭环系统单位负反馈（k=1）的传递函数若则对于反馈系数为k的负反馈第25页/共267页26反馈控制的特点采用反馈控制不改变传递函数的分子多项式N(S)，仅改变分母多项式（特征方程）从物理角度讲，反馈控制改变了模态特性，而对模态比没有影响。就是说，加入反馈后飞机各运动参数之间的幅值比和相位差不变。第26页/共267页27根轨迹法在复平面内判断反馈系数变化引起的闭环特征根变化情况若特征方程

D(S)=D(S)+kN(S)=0当k=0时，D(S)=0，对应系统极点当k=时，N(S)=0，对应系统零点Matlab：rlocus，rltool第27页/共267页28根轨迹分析每一对共轭复根表示一个振荡模态每一个实跟对应着一个非周期（单调）模态虚轴上的特征根，z=0，等幅振荡左半平面的根对应着收敛的模态，右半平面发散第28页/共267页29根轨迹分析ABC典型二阶环节特征根矢径为w，矢径越长，频率越高，j越大，阻尼比越大第29页/共267页30频率特性传递函数G(S)中，S用jw（对应于正弦振荡）代入，得这个公式表示系统输入（正余弦）谐波振荡时，系统反应中的强迫振荡分量（时域）纵向短周期近似传递函数：若输入为正弦波：第30页/共267页31频率特性拉氏变换后得：于是：海维赛展开：强迫振荡部分：对比：第31页/共267页32对数频率特性频率特性曲线（Bode图）,半对数坐标对数幅频特性对数相频特性第32页/共267页33对数频率特性曲线的优点若系统由一系列串联而成，则对数频率特性曲线可以叠加G1G2…G第33页/共267页34对数频率特性曲线的优点可叠加。线性系统可以分解为一阶、二阶环节和微分、积分、比例等环节的组合

因此，可以作出典型环节的曲线，再进行叠加频带宽。通常飞机与飞控系统组合后的频带很宽，用Bode图可以画在一张图上，方便实用。第34页/共267页35典型环节的对数频率特性G=K

比例环节G=1/(1+TS)

一阶滞后(惯性)G=1/(1+2zS/w+S2/w2)

振荡环节第35页/共267页36手绘Bode图的过程第36页/共267页37手绘Bode图的过程左侧渐进线有问题第37页/共267页38手绘Bode图的过程将S以0代入G第38页/共267页39控制系统组成飞机本体驾驶员传感器舵回路控制系统机械模拟式电传数字式电传光传陀螺三自由度陀螺(角度)二自由度陀螺(角速度)加速度计(测量过载)空速管气流角度(迎角、侧滑角)速度、M数高度传感器气压无线电大气计算机第39页/共267页40作业自学第一章：§1－3～§1－6内容有条件的可以练习使用Matlab绘制简单的根轨迹和Bode图不要求上交第40页/共267页飞机闭环动态特性——纵向反馈控制及其闭环特性第41页/共267页42飞机纵向常见问题战斗机高空飞行时阻尼不足高速飞行静稳定性高或低速不足战斗机放宽静稳定性后纵向静稳定性不足，甚至短周期发散长周期发散更关心短周期模态第42页/共267页43纵向反馈控制第43页/共267页44纵向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面俯仰角俯仰角速度飞行速度飞行高度迎角法向加速度qquH(-z)anz(az)三自由度陀螺二自由度陀螺空速管气压／无线电高度风标加速度计升降舵（平尾）偏角(elevator)油门(throttle)襟翼偏角鸭翼偏角推力矢量dEdTdFdCdP第44页/共267页45纵向传递函数1其中

zsp

短周期阻尼比

wsp

短周期频率

zp

长周期阻尼比

wp长周期频率短周期（shortperiod）长周期（phugoid）第45页/共267页46纵向传递函数2第46页/共267页47俯仰角q反馈第47页/共267页48反馈系数符号的确定Kq与Aq同号第48页/共267页49俯仰角q反馈系数Kq<0Kq<0Kq>0第49页/共267页50根据特征方程系数分析闭环稳定性

根据传递函数，得到系统的闭环特征方程D(S)=D(S)-KqN(S)=0

与开环特征方程D(S)=S4+a1S3+a2S2+a3S+a4=0相比，只改变了后三项的系数a2、a3、a4，而这三个系数主要影响长周期模态的特性第50页/共267页51俯仰角反馈的闭环根轨迹俯仰角反馈的效果：改善长周期阻尼短周期阻尼变差第51页/共267页52算例——俯仰角反馈根轨迹Kq=0.05第52页/共267页53俯仰角速率q反馈

与俯仰角反馈相比，在俯仰角速率反馈改变了特征方程的系数a1、a2、a3，这同时改变了长周期、短周期的模态特性。第53页/共267页54俯仰角速率反馈的闭环根轨迹俯仰角速率反馈：改善短周期阻尼对长周期影响较小第54页/共267页55算例——俯仰角速率反馈根轨迹Kq=0.01第55页/共267页56不同反馈系数的比较Kq=0.01 Kq=0.05第56页/共267页57另一种稳定性分析方法短周期阻尼主要取决于俯仰阻尼导数 Mq<0由俯仰角速率反馈产生的附加舵偏角 de=Kqq由此带来的力矩增量 DM=Mdede=MdeKqq等效的阻尼导数 DMq=MdeKq<0可见，俯仰角速率增加了短周期阻尼第57页/共267页58纵向（俯仰）阻尼器俯仰角速率反馈，用于改善短周期阻尼比。第58页/共267页59q＋q反馈第59页/共267页60q＋q反馈的根轨迹俯仰角速率反馈第60页/共267页61算例——q＋q反馈第61页/共267页62特殊情况——长周期发散例如，飞机在跨音速区，随速度的增加，焦点后移，产生一个低头力矩，相当于一个附加的DMu<0，有可能使特征方程系数a4=g(ZuMw-MuZw)<0，此时，若其他系数均为正，则长周期模态会耦合为一正一负两个实根。第62页/共267页63长周期发散时的俯仰角反馈第63页/共267页64长周期振荡发散(a3<0)第64页/共267页65特殊情况——短周期发散正常情况下：若Ma>0，则可能a2’<0，短周期耦合成一正一负两个实根。这对应于飞机失去纵向静稳定性（Ma）的情况，对于放宽静稳定性技术（RSS，RelaxedStaticStability），采用俯仰角＋俯仰角速率反馈可以达到一定效果，但更为直接的解决方案是加入迎角或法向过载反馈。短周期近似特征方程：第65页/共267页66短周期发散时的俯仰角＋角速率反馈第66页/共267页67短周期发散的算例第67页/共267页68速度反馈速度是一个长周期参数，因此可以推论引入速度反馈可以改变长周期稳定性。同为长周期参数的俯仰角，其反馈可以改变长周期特性，但俯仰角同时也是短周期参数，俯仰角反馈同时会对短周期特性带来不利影响。类似俯仰角速率q反馈的分析，将速度反馈到升降舵可以增加附加的力矩导数DMu。另一种分析方法，由可见，采用速度反馈可以改变特征方程a2，a3，a4三个系数，从而改变长周期特性。第68页/共267页69速度反馈的闭环根轨迹速度反馈的效果：改善长周期模态特性，阻尼比增加。短周期阻尼变化不大，当反馈系数过大时，短周期模态特性恶化，频率下降。第69页/共267页70算例——速度反馈Kv=0.02第70页/共267页71速度＋加速度反馈加速度反馈的效果：通过合理选择TU及KU，可以同时改善长短周期模态特性第71页/共267页72算例——速度＋加速度反馈第72页/共267页73迎角反馈de=-KaDaDM=Mdede=-MdeKaDa =MdeKa(a-ac)DMa=MdeKa<0迎角反馈增加了纵向静稳定性第73页/共267页74迎角反馈的根轨迹迎角反馈的效果：对长周期模态特性影响较小。增加短周期模态频率，同时减小了短周期的阻尼比。（通常可以同时引入俯仰角速率反馈以改善阻尼比）第74页/共267页75算例——迎角反馈第75页/共267页76迎角反馈与俯仰角反馈的比较迎角反馈俯仰角反馈改善短周期模态特性通过俯仰角＋俯仰角速率反馈也可以改善短周期模态特性对长周期模态特性影响较小可以改善长周期模态的特性飞机的反应与迎角相对应飞机的反应与俯仰角相对应第76页/共267页77放宽静稳定性技术第77页/共267页78放宽静稳定性的好处及补偿提高飞机升阻比提高飞机加速能力提高飞机机动能力减轻飞机设计重量……通常采用迎角或法向过载反馈来补偿飞机的静稳定性。第78页/共267页79示例——静不稳定飞机的迎角反馈第79页/共267页80法向加速度反馈由于迎角在飞行过程中不易测量准确，因此通常以法向加速度（过载）反馈代替迎角反馈。由法向力方程 若忽略Zdede项，则迎角与az有一一对应关系。因此理论上可以用az反馈代替迎角反馈。法向加速度反馈需要解决的问题： 当存在俯仰角速率的变化率时： 因此，需要将加速度传感器安装在飞机质心上或在质心前后对称位置安装两个传感器。第80页/共267页81法向加速度的传递函数实际使用中，多以法向过载代替法向加速度作为反馈信号第81页/共267页82法向加速度反馈的根轨迹法向过载反馈效果：对长周期模态特性影响较小。增加短周期模态频率，同时减小了短周期的阻尼比。（通常可以同时引入迎角速率反馈以改善阻尼比）第82页/共267页83算例——法向加速度/过载反馈第83页/共267页84示例——静不稳定飞机的法向过载反馈第84页/共267页85高度反馈高度传递函数中存在S=0的一个极点，称为高度模态，一般情况高度模态具有轻微稳定性。第85页/共267页86高度反馈的根轨迹加入高度反馈后，高度模态的稳定性取决于TH1的符号，若TH1<0，则会出现高度模态发散的情况。即用升降舵控制高度时不稳定，这种现象称为航迹稳定性问题。第86页/共267页87高度微分反馈的根轨迹高度微分反馈由于没有高度模态的影响，因此不存在航迹稳定性问题第87页/共267页88纵向反馈控制比较短周期阻尼比短周期频率长周期阻尼比长周期频率俯仰角俯仰角速率俯仰角＋俯仰角速率速度反馈速度＋加速度反馈迎角反馈法向加速度／过载反馈高度反馈高度微分反馈第88页/共267页89常用反馈控制量短周期：频率：a，nz阻尼：q长周期q，u调整反馈系数通过加入微分信号以增加零点。纵向稳定器纵向阻尼器第89页/共267页飞机闭环动态特性——横航向反馈控制及其闭环特性第90页/共267页91横航向主要问题荷兰滚模态频率不足荷兰滚模态阻尼不足滚转阻尼不足(滚转收敛模态时间常数大)盘旋过程中出现侧滑滚转过程中出现侧滑第91页/共267页92横航向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面倾斜角滚转角速度偏航角速度偏航角侧滑角侧向加速度prbny(ay)副翼偏角aileron方向舵偏角rudder差动平尾da右副翼下偏为正dr方向舵右偏为正Dde第92页/共267页93横航向传递函数——副翼控制第93页/共267页94横航向传递函数——方向舵控制第94页/共267页95滚转角—副翼反馈da=Kf(fc－f)DL=Ldada=LdaKf(fc－f)Lf=－LdaKf<0滚转角—副翼反馈相当于产生了新的导数Lf第95页/共267页96滚转角—副翼传递函数的简化通常飞机设计过程中，应尽量使飞机在主要飞行状态下（zf，wf）与（zd，wd）靠近。其目的是使飞机在控制滚转角过程中，减小荷兰滚模态的影响。因此在传递函数中将（zf，wf）与（zd，wd）对消。通常飞机的螺旋模态时间常数TS非常大，则忽略1/TS。第96页/共267页97滚转角—副翼反馈根轨迹第97页/共267页98算例—简化系统根轨迹加入f反馈增加了螺旋模态的稳定性；滚转收敛模态时间常数增大，稳定性降低；

Kf过大可能会产生滚转—螺旋耦合，这在正常飞行状态下是不允许的；系统稳定。第98页/共267页99算例—完整根轨迹第99页/共267页100算例—完整根轨迹第100页/共267页101滚转角＋滚转角速率反馈

由于单独引入滚转角反馈会使滚转收敛模态时间常数，因此可以考虑采用滚转角＋滚转角速率反馈加以改善，这相当于在系统中加入－1/Tf的零点，通过调整－1/Tf与－1/TR的相对位置，可以获得较好效果。第101页/共267页102滚转角＋角速率反馈的根轨迹

当Tf>TR，螺旋模态和滚转收敛模态的特性都得以改善。

当Tf<TR，滚转收敛模态的稳定性变差，反馈系数过大时，会产生耦合振荡，这是不希望得到的。第102页/共267页103侧滑角—副翼反馈由于副翼操纵会产生滚转和偏航两个力矩Lda,Nda，因此在副翼通道引入侧滑角反馈会产生两个附加的力矩导数的增量DLb,DNb。其中，以DLb为主，相当于改善了横向静稳定性导数。Lb主要影响荷兰滚模态的稳定性。DNb的符号取决于Nda（正常Nda>0,不利偏航）。Nb主要决定了荷兰滚模态的频率：第103页/共267页104静稳定性导数Lb：横向静稳定性导数上反效应机翼（后掠角、上反角、位置）、垂尾Lb<0Nb：航向静稳定性导数风标静稳定性垂尾、机身Nb>0荷兰滚模态频率第104页/共267页105侧滑角—副翼反馈根轨迹加入b反馈增加了螺旋模态的稳定性；滚转收敛模态时间常数增大，稳定性降低；荷兰滚模态的阻尼在Kb较小时得到增加；Kb过大可能会产生滚转—螺旋耦合。同样可以采用侧向过载ay代替侧滑角b反馈。第105页/共267页106偏航角速率—副翼反馈与侧滑角反馈类似，因此在副翼通道引入偏航角速率反馈会产生两个附加的力矩导数的增量DLr,DNr。其中，以DLr为主。Lr主要影响螺旋模态。偏航角速率－副翼产生的DNr较小。Nr主要影响荷兰滚模态的阻尼。第106页/共267页107偏航角—副翼反馈传递函数的建立第107页/共267页108偏航角—副翼反馈的根轨迹第108页/共267页109偏航角—方向舵反馈偏航角—方向舵反馈对各个模态均不利，通常不单独使用。第109页/共267页110偏航角速率—方向舵反馈偏航角—方向舵反馈，相当于增加了偏航阻尼导数：DNr＝DNdrKrNr的增加相当于增加了荷兰滚模态的阻尼。也称为偏航阻尼器。第110页/共267页111偏航角速率—方向舵反馈的根轨迹当反馈系数较小时，三个模态都有所改善；反馈系数太大对荷兰滚模态不利。第111页/共267页112侧滑角—方向舵反馈侧滑角—方向舵反馈，相当于改善了航向静稳定性导数：DNb＝DNdrKbNb增加相当于增加了荷兰滚模态的频率。第112页/共267页113侧滑角—方向舵反馈的根轨迹荷兰滚模态和滚转收敛模态特性都得以改善；螺旋模态稳定性降低；加入反馈可以使系统稳定性进一步增加。第113页/共267页114横航向反馈控制比较反馈参数控制面荷兰滚阻尼比荷兰滚频率滚转收敛模态螺旋模态滚转角副翼滚转角＋滚转角速率侧滑角偏航角速率偏航角偏航角方向舵偏航角速率侧滑角第114页/共267页115常采用的横航向反馈控制滚转收敛：滚转角速率－>副翼横向静稳定性：侧滑角(侧向过载)－>副翼荷兰滚频率：侧滑角(侧向过载)－>方向舵荷兰滚阻尼：偏航角速率－>方向舵同时引入微分信号增加零点可以进一步改善模态特性滚转阻尼器航向稳定器偏航阻尼器第115页/共267页人机闭环系统分析第116页/共267页117驾驶员控制飞机的控制框图开环闭环第117页/共267页118驾驶员控制任务的分类补偿控制追踪控制预先显示控制预先认知控制第118页/共267页119补偿控制／追踪控制第119页/共267页120预先显示控制／预先认知控制第120页/共267页121驾驶员的数学模型t驾驶员的反应时间：0.12<

<0.25；TN驾驶员肌肉系统的迟滞；Kp驾驶员增益；TL、TI驾驶员平衡特性的时间常数；第121页/共267页122驾驶员数学模型的建立第122页/共267页123驾驶员控制飞机的滚转角和俯仰角TI＝0；假设肌肉神经的延迟TN已包含在驾驶员反应时间t内；

第123页/共267页124驾驶员控制滚转角第124页/共267页125理想驾驶员根轨迹t=0TL=0Yp＝Kp效果与滚转角—副翼反馈相同第125页/共267页126快速驾驶员根轨迹1t=0.1TL=0第126页/共267页127快速驾驶员根轨迹2t=0.1TL=0.1第127页/共267页128快速驾驶员根轨迹3t=0.1TL=0.25第128页/共267页129快速驾驶员不同超前量的比较1t=0.1TL=0TL=0.1TL=0.25第129页/共267页130快速驾驶员不同超前量的比较2第130页/共267页131结论当t＝0.1，TL＝0时，增加Kp将产生滚转—螺旋耦合而发散；当t＝0.1，TL＝0.1时，即驾驶员加入补偿，系统稳定性得以改善；当t＝0.1，TL＝0.25时，即驾驶员加入更多的补偿，系统稳定性得以进一步改善。第131页/共267页132慢速驾驶员根轨迹1t=0.5TL=0第132页/共267页133慢速驾驶员根轨迹2第133页/共267页134不同驾驶员的时间历程第134页/共267页135驾驶员控制俯仰角第135页/共267页136理想驾驶员根轨迹1t=0TL=0第136页/共267页137理想驾驶员根轨迹2t=0TL=0.2第137页/共267页138理想驾驶员根轨迹3t=0TL=0.4第138页/共267页139理想驾驶员不同超前量的比较第139页/共267页140结论当t＝0，TL＝0时，相当于俯仰角－>平尾反馈，减小了短周期阻尼；当t＝0，TL＝0.2时，即驾驶员加入不大的补偿，短周期阻尼得以改善；当t＝0，TL＝0.4时，系统变得更加稳定，但要求驾驶员付出更多代价。第140页/共267页141快速驾驶员根轨迹1t=0.1TL=0第141页/共267页142快速驾驶员根轨迹2t=0.1TL=0.2第142页/共267页143快速驾驶员根轨迹3t=0.1TL=0.4第143页/共267页144快速驾驶员不同超前量的比较当t＝0.1，TL＝0时，Kp增加容易使短周期变的不稳定；当t＝0.1，TL＝0.2或TL＝0.4时，稳定性变得更差；穿过虚轴点的Kp值随TL增加而减小。第144页/共267页145不同t的驾驶员的根轨迹的比较1TL＝0，对应于不加入超前补偿的情况，越迟钝的驾驶员，越不易控制飞机；驾驶员越用力（Kp越大），飞机越不稳定。第145页/共267页146不同t的驾驶员的根轨迹的比较2加入相同的超前补偿：反应迟钝的驾驶员即使采用了超前补偿也无法使系统变得更加稳定。第146页/共267页147俯仰角控制中驾驶员对飞行品质的评价驾驶员的平衡特性；开环相位余量；开环贯穿频率；闭环频率特性偏差；闭环短周期阻尼比。第147页/共267页148驾驶员的平衡特性驾驶员希望不需要超前或滞后补偿的飞机，且Kp的大小合适；通常情况下，如果驾驶员的超前补偿超过1秒，则评分下降2.5分。1优异无需补偿6很差但容许的缺陷广泛补偿2微不足道的缺陷无需补偿7较大缺陷最大可允许补偿3轻度不愉快的缺陷极小补偿8较大缺陷相当大的补偿4较小不快的缺陷中度补偿9较大缺陷激烈的补偿5中等缺陷相当大补偿10重大缺陷失去部分操纵第148页/共267页149开环相位余量M开环幅频特性曲线与横轴相交对应的频率下，相频特性离开-180的相位。通常驾驶员希望M＝50

～110第149页/共267页150开环相位余量M对于单位负反馈系统：如果系统有纯虚根jw，则1＋G(jw)＝0，G(jw)=－1

（模为1，相位－180）此时闭环系统处于中立稳定状态（稳定性边界）因此，闭环系统的稳定性可用开环系统频率特性中模为1（20log101＝0）处距－180的距离来衡量，称为相位余量。第150页/共267页151开环贯穿频率co开环对数幅频特性曲线与横坐标相交点（或对数幅频特性－3dB处）对应的频率；从w＝0到w＝wco称为系统带宽；在wco处，系统强迫振荡的幅值为1；在带宽范围内，驾驶员可以对飞机进行有效控制;通常，驾驶员希望wco>1rad/sec。第151页/共267页152闭环频率特性偏差带宽范围内的幅值下陷；通常为保证驾驶员能够完成闭环操纵任务，要求D>－3dB。第152页/共267页153闭环短周期阻尼比CL通常要求0.35<CL<0.55。开环阻尼比要求0.35<zsp<1.3。第153页/共267页154驾驶员补偿的作用TI(秒)TL(秒)co(弧度/秒)M(度)CL

(分贝)000001.00.830.750.500.251.01.01.00.950.7168625950500.670.590.550.4250.38-2.19-2.03-1.96-1.90-2.32000.60500.37-2.80.51.0000.420.3050500.430.66-4.0-5.5第154页/共267页155超前补偿对俯仰角控制的影响第155页/共267页156滞后补偿对俯仰角控制的影响第156页/共267页1571/T1的影响1/T1(1/S)co(1/S)M(º)CL

(dB)2.01.51.00.2850.3270.405050500.8290.7830.54-5.5-4.85-3.750.6070.60500.37-2.8(原始值)0.40.75500.31-2.94第157页/共267页158驾驶员对飞行品质评价

第158页/共267页159短周期频率的影响sp

(1/S)co(1/S)M(º)CL

(dB)0.10.35500.51-4.70.140.60500.37-2.8(原始值)0.20.30.40.70.951.01.01.05073851000.290.300.2850.25-2.2-2.5-2.6-2.8第159页/共267页160滚转角控制中驾驶员的作用零极点相对位置可能有六种情况：第160页/共267页161时间常数大致范围滚转收敛模态时间常数TR1/TR0.5～1.52.0～0.7反应时间延迟t2/t0.1～0.220～10超前补偿时间常数TL1/TL0～1～1第161页/共267页162可能出现的情况第162页/共267页飞行仿真与飞控仿真第163页/共267页164飞行仿真数值仿真变稳飞机（空中飞行模拟器）地面飞行模拟器第164页/共267页165变稳飞机第165页/共267页166变稳飞机第166页/共267页167飞行模拟器第167页/共267页168飞行仿真的应用飞行品质研究动力学问题研究操纵性稳定性研究复杂状态的复现座舱布局研究危险科目研究机动性研究训练飞行员新机试飞研制过程评估飞机作战研究拟合、验证数据游戏第168页/共267页169飞行模拟的要求相似实时精度逼真其他要求完善的测试记录自动化的控制管理专门的鉴定测试手段第169页/共267页170飞行仿真的建模飞机本体建模微分方程状态方程飞控建模逻辑框图传递函数其他系统建模起落架发动机……求解微分方程的初值解飞控系统对每个环节转化为微分方程第170页/共267页171飞行仿真中的几类问题奇异性问题坐标变换问题离散化问题算法误差与稳定性视景问题飞行仿真发展方向面向对象分布交互式仿真

DIS&HLA虚拟现实技术VR第171页/共267页172动力学方程组第172页/共267页173奇异问题当q=90，出现奇异性第173页/共267页174奇异问题的解决方法欧拉法（奇异）四元数法双欧法旋转坐标法坐标变换矩阵第174页/共267页175飞控环节仿真——积分环节voidintegrate(floatx,float*y,floatintTime){(*y)+=x*intTime;}

第175页/共267页176飞控环节仿真——滞后滤波器voidlagFilter(floatx,float*y,floatk,floatT,floatintTime){(*y)+=(k*x-(*y))*intTime/T;}

第176页/共267页177飞控系统仿真x1x2x3x4#defineintTime0.01#defineT10.1……floatsimu(floatx1,floatintTime){

static

floatx2,x3,x4;integrate(x1,&x2,intTime);lagFilter(x2,&x3,k1,T1,intTime);lagFilter(x3,&x4,k2,T2,intTime);

returnx4;}

第177页/共267页各类飞行控制系统分析第178页/共267页179飞机上常使用的控制系统种类阻尼器Damper增稳器StabilityAugmentationSystem控制增稳器ControlSAS自动驾驶仪AutomaticPilot自动着陆系统InstrumentLandingSystem第179页/共267页180自动驾驶仪的一般形式第180页/共267页181增稳器与控制增稳器第181页/共267页182转弯机构也称为：洗出网络、校正网络、转弯机构…高通滤波器当S<<1/t，GWS(S)=0当S>>1/t，GWS(S)=1第182页/共267页183陀螺与舵回路模型简化陀螺模型为比例环节：Krg舵回路可简化为一阶或二阶环节第183页/共267页184偏航阻尼器偏航角速率－>方向舵反馈偏航阻尼器的目的是补偿荷兰滚模态的阻尼第184页/共267页185偏航阻尼器的根轨迹第185页/共267页186洗出网络参数的影响第186页/共267页187舵回路的影响第187页/共267页188滚转阻尼器滚转角速率－>副翼反馈目的是改善滚转收敛模态时间常数第188页/共267页189滚转阻尼器的根轨迹第189页/共267页190滚转阻尼器的阶跃反应第190页/共267页191滚转阻尼器对操纵效率的影响滚转角速率的稳态值第191页/共267页192俯仰阻尼器俯仰角速率－>平尾（升降舵）反馈改善短周期阻尼第192页/共267页193俯仰阻尼器的根轨迹海平面，K=0.05开环短周期阻尼：0.41闭环短周期阻尼：0.4718000m，K=0.05(0.3)开环短周期阻尼：0.19闭环短周期阻尼：0.28(0.78)第193页/共267页194纵向稳定器迎角（法向过载）－>平尾（升降舵）反馈改善短周期频率对于放宽静稳定性的飞机进行补偿第194页/共267页195纵向稳定器的根轨迹K=0.35闭环短周期zsp=0.37wsp=4.2第195页/共267页196采用法向过载反馈的纵向稳定器短周期近似的法向过载传递函数第196页/共267页197法向过载反馈的根轨迹K=0.004闭环短周期zsp=0.37wsp=4.1第197页/共267页198航向稳定器侧滑角（侧向过载）－>方向舵反馈改善荷兰滚模态频率第198页/共267页199航向稳定器的根轨迹第199页/共267页200常见的增稳器及阻尼器目的导数反馈信号舵面俯仰阻尼器短周期阻尼Mq俯仰角速率平尾纵向稳定器短周期频率Ma迎角/法向过载平尾滚转阻尼器滚转收敛模态时间常数Lp滚转角速率副翼偏航阻尼器荷兰滚模态阻尼Nr偏航角速率方向舵航向稳定器荷兰滚模态频率Nb侧滑角方向舵第200页/共267页201某二代机的纵向控制系统第201页/共267页202某二代机横航向控制系统第202页/共267页203控制增稳器为解决增稳器对操纵性的负面影响在增稳器基础上加入前向通道通常加入指令模型第203页/共267页204指令模型低通滤波器当S<<1/tm，M(S)=Km当S>>1/tm

，M(S)=0大幅值机动时，动作慢、频率低小幅值机动时，动作快、频率高第204页/共267页205积分式/比例式过载指令控制增稳器全权限杆对应于过载杆舵不一致无静差中性速度稳定性积分式过载指令控制增稳器的特点：第205页/共267页206速度稳定性正速度稳定性

PSS中性速度稳定性

NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability第206页/共267页207F-8C飞行控制系统分析第207页/共267页208F-8“十字军战士”1953年设计，1957年服役，1965年停产翼展10.72米；机长16.61米；机高4.80米翼面积32.5米2；展弦比3.53；空重8170公斤最大速度：M1.7；实用升限：17600米作战半径：370～800公里；爬升率：130米／秒第208页/共267页209

主通道积分式控制律

迎角限制器F-8C纵向飞行控制系统第209页/共267页210积分式控制律第210页/共267页211正常飞行状态下的简化第211页/共267页212指令信号的选择高速时，驾驶员更关心过载低速时，驾驶员更关心姿态因此，将法向过载与俯仰角速率进行组合作为反馈信号第212页/共267页213主通道第213页/共267页214放宽静稳定性的补偿采用俯仰角速率反馈第214页/共267页215边界迎角控制在大迎角阶段，驾驶员更关心迎角迎角指令控制律：比例＋积分俯仰角速率反馈，以改善纵向静稳定性状态自动转换：当KB=1，US＝eN，正常状态当KB=0，US＝eB，边界迎角限制状态第215页/共267页216迎角限制器第216页/共267页217

增加横向静稳定性

消除侧滑角

滚转阻尼器副翼通道第217页/共267页218

副翼方向舵交连

消除侧滑角

航向稳定器方向舵通道－第218页/共267页219大迎角滚转带来的侧滑第219页/共267页220转弯时产生的侧滑第220页/共267页221副翼方向舵交联(ARI))(1SH)(2SH)(SGrdada机飞RollXPedX:RollX:PedX飞行员压杆输入飞行员蹬舵输入第221页/共267页222副翼方向舵交联的实现根据小扰动方程中侧滑角为零：硬交联：均衡交联：第222页/共267页223副翼方向舵交联的效果第223页/共267页224侧滑角变化率反馈第224页/共267页225横航向控制增稳系统副翼通道滚转阻尼器（滚转角速率反馈）侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑侧向过载反馈，改善Lb方向舵通道航向稳定器（侧向过载反馈）侧滑角变化率反馈，用于消除侧滑副翼方向舵交连ARI，以消除侧滑，进行协调滚转第225页/共267页226F-16纵向飞行控制系统第226页/共267页227纵向自动驾驶仪保持俯仰姿态模式保持高度模式保持速度（M数）模式M数配平第227页/共267页228保持俯仰姿态模式算例飞机舵回路第228页/共267页229保持俯仰姿态模式的算例根轨迹第229页/共267页230以俯仰阻尼器作为内回路飞机舵回路舵机增益放大器增益第230页/共267页231内回路根轨迹图第231页/共267页232内回路根轨迹krg=1.2第232页/共267页233内回路根轨迹krg=2第233页/共267页234外回路根轨迹krg=1.2，kamp=1.4