先進飛行控制系統(tǒng)第十一課PPT學習教案

1、會計學1 先進飛行控制系統(tǒng)第十一課先進飛行控制系統(tǒng)第十一課 第1頁/共57頁 )( gr a KK II 第2頁/共57頁 控制律： 增穩(wěn)阻尼作用 KK III r ga )( 側(cè)滑角 的閉環(huán)補償方法-產(chǎn)生以后消除 第3頁/共57頁 X 應(yīng)飛 航向 （初始） V X 應(yīng)飛 航向 （過程中） V 自動駕駛儀修正初始偏航角的過程 第4頁/共57頁 向量向左轉(zhuǎn)（此時縱軸沒轉(zhuǎn)） 當與信號 平衡時。在空速向左 轉(zhuǎn)時，出現(xiàn)，此 時，偏航力 矩使軸轉(zhuǎn)向應(yīng)飛航 向 0)I g （ 0)-(I ga 0)( a L 0, 0 )( g I )( II 0 a 0 ox 0 y F 0 KK r ()0 r L

2、第5頁/共57頁 第6頁/共57頁 KKK II gr ga )( )( )( g K 第7頁/共57頁 KKrKrK IIpIpI grrr gppa )( )( 改進控制律為： 621A 第8頁/共57頁 r K 第9頁/共57頁 KK III r ga )( )( g I K 701A 第10頁/共57頁 似，這里不介紹了，只介紹協(xié)調(diào) 轉(zhuǎn)彎。 屬戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎不協(xié)調(diào)）、等坡度轉(zhuǎn)彎（協(xié)調(diào)或 就自動保持航向 讓飛機轉(zhuǎn)到一定角度、小角度自動轉(zhuǎn)彎 2 1 第11頁/共57頁 飛機為定常盤旋。 0 第12頁/共57頁 0 0 第13頁/共57頁 0 0H 穩(wěn)態(tài)側(cè)滑角 穩(wěn)態(tài)升降速度 常數(shù)航向穩(wěn)態(tài)角速度 常

3、數(shù)穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角 第14頁/共57頁 n 水平面內(nèi)轉(zhuǎn)動角速度一致 tg u g 0 0 1cosu 0 H mgGLcos umLsin 0 v ox 第15頁/共57頁 mg L cosL mu 離心力 飛機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎受力圖 第16頁/共57頁 sincoscoscos u g r tg u g qsincossincos ox b OZ b OY 第17頁/共57頁 分解側(cè)視圖 cos sin b X e X 第18頁/共57頁 分解后視圖 第19頁/共57頁 0 H cosLmgG 000 L SCQLG L SCQ G 0 0 L QSCL GLcos cos )cos1 ( 0 0 L S

4、CQ G 第20頁/共57頁 彎時縱向控制。 cossintg u g qb 第21頁/共57頁 KKK III gr ga )( )( 第22頁/共57頁 n 在常值干擾力矩作用下，穩(wěn)態(tài) 時均無靜差。 g g gg tg u g K0 , 第23頁/共57頁 n將送入方向舵通道以減 小角，加強協(xié)調(diào)。 KK ItIII r gga g g g I K 第24頁/共57頁 可減小，基本上實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn) 彎。 tI g g K 第25頁/共57頁 e b q L tg u M QSC muM M g q L W e eee sincos cos cos1 21 第26頁/共57頁 n可用非線性電路實現(xiàn)

5、。 )0( 0 e LLqL ge )( L0 e 第27頁/共57頁 垂直陀螺 非線性電路 U 放大器舵回路 1 U e 用非線性電路實現(xiàn) 用正矢信號提供對高度的補償 垂直陀螺 U 放大器舵回路 1 U e cos cos1 正矢信號發(fā)生器 此時 cos cos1 )( LLqL ge 第28頁/共57頁 軌跡控制一般結(jié)構(gòu)圖 制導裝置角控制系統(tǒng) 飛行軌跡 幾何關(guān)系 )( )( s s 給定飛行 軌跡 控制 信號 實際飛行 軌跡 第29頁/共57頁 運動控制是內(nèi)回路 第30頁/共57頁 第31頁/共57頁 第32頁/共57頁 變已設(shè)計完成的角控制系統(tǒng) 高度穩(wěn)定系統(tǒng)根據(jù)高度差直 接控制飛機的飛行

6、姿態(tài)，從而 改變航跡角，以實現(xiàn)對飛行高 度的閉環(huán)控制。 第33頁/共57頁 第34頁/共57頁 h h zh h z zz h zg h zzze KKhKKKK KKKKKK hKhhKKK , , )( 式中： 第35頁/共57頁 此可用短周期運動方程。 H u v v 第36頁/共57頁 SCSCS ZSM S S dde e )( )( )( )( 21 2 而 ZS S ZS Z eq e MSMSMSM SZS )()( 0)( 2 第37頁/共57頁 推導運動學關(guān)系的幾何圖 sinVH 第38頁/共57頁 其中： 0 H 是起始高度變化率 V V HHH VnnH VVVHHH

7、0 440 000000 sincossin 04 004 sin cos V n Vn 第39頁/共57頁 04 sin V n 004 cosVn V 3 .57 1 0 V 0 H S 1H 0 H H 定高系統(tǒng)運動學環(huán)節(jié) 當 0 0 0 0 0 0 H H 可簡化為 第40頁/共57頁 此方程限制條件：飛機的飛行高度，速度變化均不大 認為0 0 H 0 0 H 0 0 若不滿足局限條件時飛機要用全面縱向運動方程及 （ ）式的 H 方程。 )( )()( 0)( 04 2 VnH MSMSMSM SZS eq e 第41頁/共57頁 第42頁/共57頁 H HLHLLqL H H qe

8、)( g HHH 第43頁/共57頁 0 0 0 0 0e 0e 0 0 H 第44頁/共57頁 0 L G X 0 0 L G X 0 第45頁/共57頁 中： ，當?shù)侥硶r刻，出 現(xiàn)，但所以飛 機會繼續(xù)爬高，。 HLHLLqL H H e HLHLLqL H H e 0, 0, 0, 0HLHLLqL H H 0 0 H 0 e HH vq xoMHL eHe 00v 0L00, 0 00 01 軌跡上彎上轉(zhuǎn) 不轉(zhuǎn)， 上轉(zhuǎn)抬頭舵上偏 第46頁/共57頁 0, 0 00 000 000 ee ee H L M 軌跡逐漸向下彎 低頭反舵 第47頁/共57頁 。說明調(diào)整H是靠調(diào)整 來實現(xiàn)的，即俯仰角控制是做為 高度控制的內(nèi)回路。 n為改善動態(tài)質(zhì)量，引用信 號。 L qL 0H H H H0H 0 HLH 第48頁/共57頁 H 第49頁/共57頁 第50頁/共57頁 提，前面所講的軌跡控制均是 速度不變前提下討論的，如果 速度不控，那么控制航跡常是 不可能的。 n飛機進入跨音速飛行時，速度 穩(wěn)定性常有變化，這是由于焦 點后移所至，為保