《先進(jìn)飛行控系統(tǒng)》第八課

1、先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第八節(jié)課第八節(jié)課(20121109)第五章第五章 典型飛行控制系統(tǒng)分析典型飛行控制系統(tǒng)分析5.1 概述概述5.2 阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)5.4 姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)5.5 軌跡控制系統(tǒng)軌跡控制系統(tǒng)5.6 空速與馬赫數(shù)控制與保持空速與馬赫數(shù)控制與保持5.1 概述概述 描述飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)：描述飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)： 三個(gè)姿態(tài)角三個(gè)姿態(tài)角 、 三個(gè)角速度三個(gè)角速度 p、q、r 兩個(gè)氣流角兩個(gè)氣流角 、 兩個(gè)線位移兩個(gè)線位移 h、Y 一個(gè)線速度一個(gè)線速度 V5.1.1 典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)典型飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)5.1.2 典型飛行控

2、制系統(tǒng)的分類典型飛行控制系統(tǒng)的分類 阻尼器阻尼器(damper) 增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)(stability augmentation systems-SAS) 控制增穩(wěn)系統(tǒng)（控制增穩(wěn)系統(tǒng)（control augmentation system-CAS) 自動(dòng)駕駛儀自動(dòng)駕駛儀(Autopilot)5.1.3 飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)和設(shè)計(jì)目標(biāo)飛行控制系統(tǒng)的任務(wù)和設(shè)計(jì)目標(biāo) 改善飛行品質(zhì)改善飛行品質(zhì) 固有運(yùn)動(dòng)特性：改善俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航阻尼特性和頻率特固有運(yùn)動(dòng)特性：改善俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航阻尼特性和頻率特性；性； 操縱（控制）特性，改善飛機(jī)對(duì)操縱輸入信號(hào)的響應(yīng)特性操縱（控制）特性，改善飛機(jī)對(duì)操縱輸入信號(hào)的響應(yīng)特性

3、擾動(dòng)特性：抑制風(fēng)干擾等；擾動(dòng)特性：抑制風(fēng)干擾等； 大擾動(dòng)的控制問題大擾動(dòng)的控制問題 協(xié)助航跡控制協(xié)助航跡控制 全自動(dòng)航跡控制全自動(dòng)航跡控制 監(jiān)控和任務(wù)規(guī)劃監(jiān)控和任務(wù)規(guī)劃5.1.4 飛控系統(tǒng)的基本性能要求飛控系統(tǒng)的基本性能要求 飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的規(guī)范包括：（詳見書飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的規(guī)范包括：（詳見書P262P275）1）評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)可按）評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)可按MILF8785C，GJB18586（P262-274)2）評(píng)定飛控系統(tǒng)品質(zhì)可按）評(píng)定飛控系統(tǒng)品質(zhì)可按MILF9490D，GJB2191-94 評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)的規(guī)范在前面已經(jīng)介紹過了，本節(jié)只簡(jiǎn)評(píng)定飛機(jī)飛行品質(zhì)的規(guī)范在前面已經(jīng)介紹過了，本節(jié)只簡(jiǎn)單

4、介紹飛控系統(tǒng)的品質(zhì)要求。單介紹飛控系統(tǒng)的品質(zhì)要求。5.1.4 飛控系統(tǒng)的基本性能要求飛控系統(tǒng)的基本性能要求 姿態(tài)角自動(dòng)控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)姿態(tài)角自動(dòng)控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng) ; 角速度控制系統(tǒng)及增穩(wěn)阻尼系統(tǒng)的技術(shù)要求角速度控制系統(tǒng)及增穩(wěn)阻尼系統(tǒng)的技術(shù)要求 ; 軌跡（或重心）自動(dòng)控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)要求軌跡（或重心）自動(dòng)控制系統(tǒng)的精度及瞬態(tài)響應(yīng)要求 ;具體指標(biāo)見書具體指標(biāo)見書P273-274所寫所寫 飛控系統(tǒng)基本功能包括幾方面飛控系統(tǒng)基本功能包括幾方面增穩(wěn)阻尼的要求增穩(wěn)阻尼的要求姿態(tài)的穩(wěn)定與控制姿態(tài)的穩(wěn)定與控制包括三軸姿態(tài)的穩(wěn)定與控制，航向包括三軸姿態(tài)的穩(wěn)定與控制，航向保持，預(yù)選，航向轉(zhuǎn)

5、彎等保持，預(yù)選，航向轉(zhuǎn)彎等軌跡的穩(wěn)定與控制軌跡的穩(wěn)定與控制包括高度、側(cè)向偏離、飛行包括高度、側(cè)向偏離、飛行M控制控制保持，以及自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)著陸，地形跟隨等。保持，以及自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)著陸，地形跟隨等。5.2 阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.2.1 阻尼器阻尼器（1）問題的提出：）問題的提出：隨著飛行包線的擴(kuò)大，飛機(jī)自身的阻尼下降，使駕駛飛隨著飛行包線的擴(kuò)大，飛機(jī)自身的阻尼下降，使駕駛飛機(jī)時(shí)飛機(jī)角速度會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)烈振蕩機(jī)時(shí)飛機(jī)角速度會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)烈振蕩這是由飛機(jī)（尤其這是由飛機(jī)（尤其超音速飛機(jī)）結(jié)構(gòu)特點(diǎn)造成的。超音速飛機(jī)）結(jié)構(gòu)特點(diǎn)造成的?？紤]到飛行員操縱過程：例如推、拉桿時(shí)，若用力過猛考慮到飛行員操縱過程：例如推

6、、拉桿時(shí)，若用力過猛會(huì)產(chǎn)生縱向短周期的振蕩，即所謂的縱向點(diǎn)頭。會(huì)產(chǎn)生縱向短周期的振蕩，即所謂的縱向點(diǎn)頭。為便于操縱飛機(jī)，有必要增加阻尼器。為便于操縱飛機(jī)，有必要增加阻尼器。 （2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理作用：作用： 阻尼器以飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)作為反饋信號(hào)，穩(wěn)定飛機(jī)的角速率阻尼器以飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)作為反饋信號(hào)，穩(wěn)定飛機(jī)的角速率增大飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的阻尼，抑制振蕩。增大飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的阻尼，抑制振蕩。 分類：分類：因?yàn)轱w機(jī)的角運(yùn)動(dòng)通常可以分解為繞三軸的角運(yùn)動(dòng)，因因?yàn)轱w機(jī)的角運(yùn)動(dòng)通?？梢苑纸鉃槔@三軸的角運(yùn)動(dòng)，因而阻尼器也有而阻尼器也有俯仰阻尼器俯仰阻尼器、傾斜阻尼器傾斜阻尼器及及航向阻尼器航向阻尼器 。

7、1）組成：）組成： 阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路組成。阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路組成。速率陀螺放大器舵回路助力器阻尼器qe（2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理阻尼系統(tǒng)：阻尼系統(tǒng)： 阻尼器與飛機(jī)（不是飛控）構(gòu)成回路（如下圖）如同是阻尼器與飛機(jī)（不是飛控）構(gòu)成回路（如下圖）如同是阻尼比改善了的新飛機(jī)，稱為飛機(jī)阻尼比改善了的新飛機(jī)，稱為飛機(jī)阻尼系統(tǒng)，簡(jiǎn)稱阻尼系統(tǒng)，簡(jiǎn)稱阻尼阻尼系統(tǒng)系統(tǒng)。 彈簧助力器飛機(jī)阻尼器桿力Peq（2）阻尼器的組成與作用原理）阻尼器的組成與作用原理2）原理：）原理： 當(dāng)飛機(jī)角速度信號(hào)測(cè)量后（以縱向?yàn)槔┊?dāng)飛機(jī)角速度信號(hào)測(cè)量后（以縱向?yàn)槔﹒經(jīng)放大器、

8、舵經(jīng)放大器、舵回路傳遞到舵面，使之有個(gè)偏角回路傳遞到舵面，使之有個(gè)偏角 此此舵偏角引起舵面力矩，這個(gè)力矩顯然是由舵偏角引起舵面力矩，這個(gè)力矩顯然是由q引起的阻尼力引起的阻尼力矩（矩（ 低頭，使低頭，使q受限制）受限制）這就增大了飛機(jī)的阻尼。這就增大了飛機(jī)的阻尼。 LqLqe0)(00eeMq（3）俯仰阻尼器（縱向阻尼器）俯仰阻尼器（縱向阻尼器） 俯仰阻尼器用來增大飛機(jī)縱向短周期運(yùn)動(dòng)的阻尼俯仰阻尼器用來增大飛機(jī)縱向短周期運(yùn)動(dòng)的阻尼 。1）最簡(jiǎn)單控制律：不計(jì)助力器及舵機(jī)慣性時(shí)）最簡(jiǎn)單控制律：不計(jì)助力器及舵機(jī)慣性時(shí) 舵偏角與俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻尼力矩，舵偏角與俯仰角速率成比例，舵面力矩

9、等效于阻尼力矩，增大了飛機(jī)阻尼力矩。增大了飛機(jī)阻尼力矩。dLqLqeaqqqsdMMZMMMMZ22 ：機(jī)械彈簧：機(jī)械彈簧 ：助力器的傳遞函數(shù)：助力器的傳遞函數(shù) ：為桿力：為桿力 ：飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)傳遞函數(shù)：飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)傳遞函數(shù)系統(tǒng)傳函：系統(tǒng)傳函：無阻尼器飛機(jī)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖無阻尼器飛機(jī)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖12122STSTSTKdddePeKjK12)1()()(22 STSTSTKKKspsqdddeje ePjKeK1eq12122STSTSTKddd有阻尼器飛機(jī)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖有阻尼器飛機(jī)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖系統(tǒng)閉環(huán)傳函為：系統(tǒng)閉環(huán)傳函為：其中：其中： 為角速率到舵偏角傳動(dòng)比為角速率到舵偏角傳動(dòng)比jK

10、ePeK112122STSTSTKdddqKaKKqeKKKKL)1 ()2() 1()()(2KLSTKLTSTSTKKKspsqdddeje 簡(jiǎn)化閉環(huán)傳函：簡(jiǎn)化閉環(huán)傳函：式中：式中： 12) 1()()(22STSTSTKKKspsqdedededejeKLKKd1KLTTdde1KLTLTKddde1)2( 適當(dāng)選擇適當(dāng)選擇 可增大可增大 ，即增大了阻尼，（，即增大了阻尼，（ ） 但但 使使 靜操縱性靜操縱性 阻尼比增大是靠犧牲阻尼比增大是靠犧牲靜操縱性達(dá)到的。靜操縱性達(dá)到的。 由于由于 與與 成反比，成反比， 變化不大，即固有頻變化不大，即固有頻率變化不大。率變化不大。(參見書參見書p

11、174例）例）LdeddeLKKddeTKL1deT5.2.2 增穩(wěn)系統(tǒng)增穩(wěn)系統(tǒng)（1）問題的引出：）問題的引出： 現(xiàn)代飛機(jī)隨著大迎角飛行出現(xiàn)，使飛機(jī)靜穩(wěn)定性現(xiàn)代飛機(jī)隨著大迎角飛行出現(xiàn)，使飛機(jī)靜穩(wěn)定性 下降下降 為了提高操縱機(jī)動(dòng)能力，使飛機(jī)重心與焦點(diǎn)相對(duì)位置發(fā)生為了提高操縱機(jī)動(dòng)能力，使飛機(jī)重心與焦點(diǎn)相對(duì)位置發(fā)生變化（焦點(diǎn)前移了）這也使系統(tǒng)不穩(wěn)定。變化（焦點(diǎn)前移了）這也使系統(tǒng)不穩(wěn)定。 為解決上述問題需要增穩(wěn)系統(tǒng)。為解決上述問題需要增穩(wěn)系統(tǒng)。mC（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律1）控制律為：）控制律為： 飛機(jī)縱向短周期方程：飛機(jī)縱向短周期方程： 簡(jiǎn)化為：簡(jiǎn)化為：ggeDLLeqeMSMS

12、MSMSZS)()(0)(eeMCSCS)(212 增穩(wěn)系統(tǒng)方程：增穩(wěn)系統(tǒng)方程： 此時(shí)：此時(shí)： 穩(wěn)定性增加。穩(wěn)定性增加。 但因但因 使飛機(jī)阻尼特性下降。使飛機(jī)阻尼特性下降。ggDLMLMCSCSee212dLMCe2221ddC （2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律2） 與過載與過載 為比例關(guān)系為比例關(guān)系（迎角迎角 的準(zhǔn)確測(cè)量不易）的準(zhǔn)確測(cè)量不易） 飛機(jī)方程變?yōu)椋猴w機(jī)方程變?yōu)椋?則控制律可為：則控制律可為： 同樣可得：加入上述控制律后，可提高系統(tǒng)的靜穩(wěn)定性，同樣可得：加入上述控制律后，可提高系統(tǒng)的靜穩(wěn)定性，但會(huì)降低系統(tǒng)阻尼特性。但會(huì)降低系統(tǒng)阻尼特性。 nZgVGQSCnLggneDLn

13、LennnCSCS )(212（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 為使飛機(jī)既有良好的靜穩(wěn)定性又有足夠的阻尼比，控制律為使飛機(jī)既有良好的靜穩(wěn)定性又有足夠的阻尼比，控制律中必須包括中必須包括n（或（或 ）與角速率）與角速率q兩種信號(hào)，于是縱向兩種信號(hào)，于是縱向比比例式增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律例式增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律為：為： ggnqeDLnLqL（2）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）俯仰增穩(wěn)系統(tǒng)控制律3）特點(diǎn)：）特點(diǎn)： 控制律中含信號(hào)控制律中含信號(hào) 對(duì)飛機(jī)起增大阻尼比的作用對(duì)飛機(jī)起增大阻尼比的作用 控制律中控制律中 與輸入信號(hào)與輸入信號(hào)q，n成比例關(guān)系，稱為比例式的成比例關(guān)系，稱為比例式的控制律控制律 若引入輸

14、入信號(hào)的積分，使輸出與輸入信號(hào)之間成積分關(guān)若引入輸入信號(hào)的積分，使輸出與輸入信號(hào)之間成積分關(guān)系，則為系，則為積分式控制律積分式控制律：qLqdtDLnLqLnLqLtggnqnqe0)(e4）分析：）分析： 聯(lián)立獲得增穩(wěn)系統(tǒng)聯(lián)立獲得增穩(wěn)系統(tǒng)飛機(jī)系統(tǒng)方程（稱新系統(tǒng)）飛機(jī)系統(tǒng)方程（稱新系統(tǒng)） 對(duì)新系統(tǒng)進(jìn)行根軌跡，頻率特性，時(shí)域特性分析，計(jì)算對(duì)新系統(tǒng)進(jìn)行根軌跡，頻率特性，時(shí)域特性分析，計(jì)算 ， 及操縱性指標(biāo)等特征性參數(shù)，然后與及操縱性指標(biāo)等特征性參數(shù)，然后與“規(guī)范規(guī)范”相對(duì)比，給相對(duì)比，給出結(jié)論出結(jié)論寫出控制規(guī)律寫出飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程 （3）偏航增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）偏航增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 飛機(jī)細(xì)長(zhǎng)，立尾面積過小，

15、飛行速度大，飛機(jī)航向靜安定飛機(jī)細(xì)長(zhǎng)，立尾面積過小，飛行速度大，飛機(jī)航向靜安定系數(shù)系數(shù) 太小，使飛機(jī)航向靜安定性差，這常使飛機(jī)處太小，使飛機(jī)航向靜安定性差，這常使飛機(jī)處于側(cè)滑狀態(tài)飛行，不僅增大阻力，且不利轉(zhuǎn)彎和格斗，所于側(cè)滑狀態(tài)飛行，不僅增大阻力，且不利轉(zhuǎn)彎和格斗，所以航向也要有偏航增穩(wěn)系統(tǒng)。航向阻尼系統(tǒng)用來改善荷蘭以航向也要有偏航增穩(wěn)系統(tǒng)。航向阻尼系統(tǒng)用來改善荷蘭滾阻尼，且提高航向靜穩(wěn)定性。因?yàn)轱w機(jī)的滾阻尼，且提高航向靜穩(wěn)定性。因?yàn)轱w機(jī)的 很大而很大而 較小這樣，滾轉(zhuǎn)阻尼有余而存在嚴(yán)重的荷蘭滾。較小這樣，滾轉(zhuǎn)阻尼有余而存在嚴(yán)重的荷蘭滾。NClCnC1）控制律：）控制律： 若取若取 其中其中 飛

16、機(jī)偏航力矩方程：飛機(jī)偏航力矩方程： 閉環(huán)系統(tǒng)偏航力矩方程：閉環(huán)系統(tǒng)偏航力矩方程： 當(dāng)當(dāng) ，就有，就有 從而增加了航向靜安定性。從而增加了航向靜安定性。21rrrKr2rrprNrNSpNN)(1)()(rrprrNrNSpNKNN0KNrNKNNr)( 這就是說在控制律（這就是說在控制律（ 表達(dá)式）中增加與表達(dá)式）中增加與 有關(guān)的信號(hào)有關(guān)的信號(hào)即可提高航向靜安定性。即可提高航向靜安定性。 若再增加與角速度若再增加與角速度 有關(guān)的信號(hào)，又可增大阻尼，若兩有關(guān)的信號(hào)，又可增大阻尼，若兩種信號(hào)均用，即可實(shí)現(xiàn)增穩(wěn)阻尼，于是控制律為：種信號(hào)均用，即可實(shí)現(xiàn)增穩(wěn)阻尼，于是控制律為：rrggrrZKKrK1）

17、控制律：）控制律： 閉環(huán)運(yùn)動(dòng)方程：閉環(huán)運(yùn)動(dòng)方程： 由此可知，固有頻率增加為：由此可知，固有頻率增加為： 靜穩(wěn)定性增加。靜穩(wěn)定性增加。gpgrzYSKNrKNYSKNCSCSrrr21222CKKYNCrr2）分析：）分析： 當(dāng)用側(cè)向加速度計(jì)作反饋元件時(shí)，增穩(wěn)阻尼控制律為：（當(dāng)用側(cè)向加速度計(jì)作反饋元件時(shí)，增穩(wěn)阻尼控制律為：（不計(jì)慣性，非線性時(shí)）不計(jì)慣性，非線性時(shí)） yarraKrSSKy)1(（4）橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)控制律）橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)控制律 由于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)與偏航總是緊密相聯(lián)系，相互影響的，所以由于飛機(jī)滾轉(zhuǎn)與偏航總是緊密相聯(lián)系，相互影響的，所以橫向、航向都有增穩(wěn)，且有兩通道的交聯(lián)信號(hào)出現(xiàn)了橫側(cè)橫向、航向

18、都有增穩(wěn)，且有兩通道的交聯(lián)信號(hào)出現(xiàn)了橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通增穩(wěn)系統(tǒng)，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通道的?，F(xiàn)以某超音速飛機(jī)為例，寫出橫側(cè)增穩(wěn)控制律如下道的?，F(xiàn)以某超音速飛機(jī)為例，寫出橫側(cè)增穩(wěn)控制律如下ITSKKrKSSaarra2) 1(1)(1式中：式中： 速率陀螺到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比；速率陀螺到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比； 副翼到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比；副翼到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比； 側(cè)向加速度即到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比；側(cè)向加速度即到方向舵?zhèn)鲃?dòng)比； 側(cè)向加速度即到副翼的傳動(dòng)比；側(cè)向加速度即到副翼的傳動(dòng)比； 低通濾波器傳遞函數(shù)。低通濾波器傳遞函數(shù)。 rKaKKI211TS駕駛桿腳蹬副翼放大器放大器飛

19、機(jī)方向舵放大器gI1W1WWWIKgKrK1ss211Ts yraK橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)方塊圖橫側(cè)增穩(wěn)系統(tǒng)方塊圖 特點(diǎn)：特點(diǎn)： 航向通道引用航向通道引用 及及 信號(hào)，起到對(duì)航向的阻尼，信號(hào)，起到對(duì)航向的阻尼，增穩(wěn)作用。增穩(wěn)作用。 而橫向通道只用信號(hào)而橫向通道只用信號(hào) ，起到對(duì)橫向的靜穩(wěn)定作用，起到對(duì)橫向的靜穩(wěn)定作用，削弱荷蘭滾振蕩。削弱荷蘭滾振蕩。 而橫向通道不用而橫向通道不用 信號(hào)信號(hào) ，橫向阻尼有余。（因?yàn)橐话?，橫向阻尼有余。（因?yàn)橐话?較大）較大）rKrKIpIpLC5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)（1）問題的引出）問題的引出阻尼增穩(wěn)系統(tǒng)只能改善飛機(jī)的穩(wěn)定性，即只改善飛機(jī)的阻尼增穩(wěn)系統(tǒng)只能改善飛

20、機(jī)的穩(wěn)定性，即只改善飛機(jī)的靜動(dòng)穩(wěn)定性和固有頻率，同時(shí)卻減小了系統(tǒng)的傳遞系數(shù)，減靜動(dòng)穩(wěn)定性和固有頻率，同時(shí)卻減小了系統(tǒng)的傳遞系數(shù)，減低了飛機(jī)對(duì)操縱指令的響應(yīng)，使操縱性下降，這顯然是不利低了飛機(jī)對(duì)操縱指令的響應(yīng)，使操縱性下降，這顯然是不利的，的，所以有必要解決穩(wěn)定性和操縱性的矛盾所以有必要解決穩(wěn)定性和操縱性的矛盾。由于加速度計(jì)不安裝在飛機(jī)重心處，因此它所感受到由于加速度計(jì)不安裝在飛機(jī)重心處，因此它所感受到的角加速度通過系統(tǒng)作用減小了，影響角加速度靈敏度。的角加速度通過系統(tǒng)作用減小了，影響角加速度靈敏度。此外飛機(jī)在大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，要求有較高的角加速度靈敏度此外飛機(jī)在大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，要求有較高的角加速度靈

21、敏度且桿力不宜過大；作小機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，要求有較小的靈敏度且桿力不宜過大；作小機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，要求有較小的靈敏度且桿力不宜過小。一般系統(tǒng)很難兼顧這兩種要求，影響了且桿力不宜過小。一般系統(tǒng)很難兼顧這兩種要求，影響了對(duì)飛機(jī)的駕駛。所以對(duì)飛機(jī)的駕駛。所以有必要改善飛機(jī)的非線性操縱指令有必要改善飛機(jī)的非線性操縱指令。5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)（1）控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成：）控制增穩(wěn)系統(tǒng)組成：控制增穩(wěn)系統(tǒng)是在增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加一個(gè)桿力傳感控制增穩(wěn)系統(tǒng)是在增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加一個(gè)桿力傳感器和一個(gè)指令模型構(gòu)成的器和一個(gè)指令模型構(gòu)成的，即系統(tǒng)由機(jī)械通道、電氣通道和，即系統(tǒng)由機(jī)械通道、電氣通道和增穩(wěn)回路組成。增穩(wěn)回路

22、組成。電器與機(jī)械通道相并聯(lián)，駕駛員操縱信號(hào)一電器與機(jī)械通道相并聯(lián)，駕駛員操縱信號(hào)一方面通過機(jī)械鏈?zhǔn)苟婷嫫D(zhuǎn)某角度，另一方面又通過桿力傳方面通過機(jī)械鏈?zhǔn)苟婷嫫D(zhuǎn)某角度，另一方面又通過桿力傳感器輸出指令信號(hào)，經(jīng)指令模型與反饋信號(hào)綜合后控制舵面感器輸出指令信號(hào)，經(jīng)指令模型與反饋信號(hào)綜合后控制舵面偏轉(zhuǎn)，總的舵面偏轉(zhuǎn)為上述兩舵偏角之和。偏轉(zhuǎn)，總的舵面偏轉(zhuǎn)為上述兩舵偏角之和。電氣通道相當(dāng)于電氣通道相當(dāng)于一個(gè)前饋通道，一個(gè)前饋通道，其作用是增大傳遞系數(shù)，并使角加速度靈敏其作用是增大傳遞系數(shù)，并使角加速度靈敏度滿足駕駛員的要求。度滿足駕駛員的要求。5.3.1 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理控制增穩(wěn)系統(tǒng)的構(gòu)成與工

23、作原理圖圖5-15 俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的方框圖俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的方框圖（2）工作原理：）工作原理： 通過電氣通道由桿力傳感器產(chǎn)生電的指令信號(hào)，經(jīng)指通過電氣通道由桿力傳感器產(chǎn)生電的指令信號(hào)，經(jīng)指令模型駕駛員的操縱信號(hào)一方面通過機(jī)械通道使舵面偏轉(zhuǎn)令模型駕駛員的操縱信號(hào)一方面通過機(jī)械通道使舵面偏轉(zhuǎn) 另一方面形成滿足操縱特性要求的電信號(hào)，與增穩(wěn)系統(tǒng)的另一方面形成滿足操縱特性要求的電信號(hào)，與增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋信號(hào)綜合后使舵面偏轉(zhuǎn)反饋信號(hào)綜合后使舵面偏轉(zhuǎn) ，總的舵面偏角為：，總的舵面偏角為： 電氣指令信號(hào)的極性與機(jī)械通道來的操縱信號(hào)同相，其值電氣指令信號(hào)的極性與機(jī)械通道來的操縱信號(hào)同相，其值與桿力位移成正比。可

24、見電氣指令信號(hào)使操縱量增強(qiáng)，因與桿力位移成正比?？梢婋姎庵噶钚盘?hào)使操縱量增強(qiáng)，因此此控制增穩(wěn)控制增穩(wěn)系統(tǒng)又稱系統(tǒng)又稱控制增強(qiáng)系統(tǒng)控制增強(qiáng)系統(tǒng)。mMMme（3）控制增穩(wěn)系統(tǒng)特點(diǎn)：）控制增穩(wěn)系統(tǒng)特點(diǎn)： 由于增設(shè)電氣通道，可使系統(tǒng)開環(huán)增益取得較高。從而提由于增設(shè)電氣通道，可使系統(tǒng)開環(huán)增益取得較高。從而提高了靜操縱性。高了靜操縱性。 如果沒有電氣通道，那么當(dāng)如果沒有電氣通道，那么當(dāng) 很大時(shí)，雖然可使閉很大時(shí)，雖然可使閉環(huán)特性只取決于反饋通道而與飛機(jī)所處正向通道無關(guān)，即環(huán)特性只取決于反饋通道而與飛機(jī)所處正向通道無關(guān)，即系統(tǒng)抗干擾性提高，但同時(shí)會(huì)使以機(jī)械通道為輸入、系統(tǒng)抗干擾性提高，但同時(shí)會(huì)使以機(jī)械通道為

25、輸入、 為輸出的閉環(huán)傳遞系數(shù)變得太小，也就是說，使原閉環(huán)增為輸出的閉環(huán)傳遞系數(shù)變得太小，也就是說，使原閉環(huán)增穩(wěn)系統(tǒng)閉環(huán)增益太小，降低了靜操縱性。增設(shè)電氣通道，穩(wěn)系統(tǒng)閉環(huán)增益太小，降低了靜操縱性。增設(shè)電氣通道，則可通過提高電氣通道增益，補(bǔ)償由于則可通過提高電氣通道增益，補(bǔ)償由于 很大而產(chǎn)很大而產(chǎn)生的強(qiáng)負(fù)反饋?zhàn)饔茫拐麄€(gè)系統(tǒng)特性不受飛機(jī)上的干擾及生的強(qiáng)負(fù)反饋?zhàn)饔?，使整個(gè)系統(tǒng)特性不受飛機(jī)上的干擾及飛行狀態(tài)變化的影響。飛行狀態(tài)變化的影響。KKa、znKKa、5.3.2 俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的控制律 （1）比例控制律為：）比例控制律為：其中：其中：飛機(jī)方程：飛機(jī)方程： znqeyyz

26、zpyzjyKqKnk k k M sFk kF zaqyqykkkkK zanynykkkkKzz2()( )()( )57.3 ()zeqeqqnqZMsVGsZ MZsMMsMVVZGsZg sV（2）比例加積分控制律）比例加積分控制律引入積分不僅是為了提高穩(wěn)態(tài)精度，更重要的是為了引入積分不僅是為了提高穩(wěn)態(tài)精度，更重要的是為了實(shí)現(xiàn)飛機(jī)自動(dòng)配平。縱向力矩不平衡時(shí)，舵機(jī)自動(dòng)承擔(dān)配實(shí)現(xiàn)飛機(jī)自動(dòng)配平。縱向力矩不平衡時(shí)，舵機(jī)自動(dòng)承擔(dān)配平任務(wù)，無需駕駛員干預(yù)，也就不存在桿力配平問題。但平任務(wù)，無需駕駛員干預(yù)，也就不存在桿力配平問題。但要實(shí)現(xiàn)積分作用，舵機(jī)必須有較大的權(quán)限，所以舵面權(quán)限要實(shí)現(xiàn)積分作用，

27、舵機(jī)必須有較大的權(quán)限，所以舵面權(quán)限較小的控制增穩(wěn)系統(tǒng)只能采用比例式控制律。較小的控制增穩(wěn)系統(tǒng)只能采用比例式控制律。積分作用由積分作用由舵機(jī)反饋確定。舵機(jī)反饋確定。 dtFsMkkkdtnKqKFkkFksMkknKqKypzznyqyyjzypzznyqyezz比例加積分控制律結(jié)構(gòu)圖比例加積分控制律結(jié)構(gòu)圖 +-+-+yFjkssk1zk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1機(jī)械通道桿力傳感器指令模型電氣通道增穩(wěn)回路助力器舵機(jī)5.3.3 指令模型形式和參數(shù)選擇指令模型形式和參數(shù)選擇 在控制增穩(wěn)系統(tǒng)中設(shè)置指令模型的目的是改善飛機(jī)操縱性，

28、在控制增穩(wěn)系統(tǒng)中設(shè)置指令模型的目的是改善飛機(jī)操縱性，衡量操縱性指標(biāo)的一個(gè)重要指標(biāo)就是桿力靈敏度衡量操縱性指標(biāo)的一個(gè)重要指標(biāo)就是桿力靈敏度 ，其值，其值應(yīng)按飛行狀態(tài)由規(guī)范給出。因應(yīng)按飛行狀態(tài)由規(guī)范給出。因 ，所以在給，所以在給定定 情況下，可能會(huì)出現(xiàn)桿力靈敏度的高低與桿力大小情況下，可能會(huì)出現(xiàn)桿力靈敏度的高低與桿力大小相反的情況，與駕駛員要求相反。指令模型的形式就是根據(jù)相反的情況，與駕駛員要求相反。指令模型的形式就是根據(jù)這一情況確定的。這一情況確定的。 yFMytFyFqM/0 0tq （1）非線性指令模型）非線性指令模型 非線性指令模型實(shí)際上是增益隨輸入信號(hào)作非線性變化的電非線性指令模型實(shí)際上

29、是增益隨輸入信號(hào)作非線性變化的電路。路。 MUPU0 圖中：圖中： ：為桿力傳感器輸出電壓；：為桿力傳感器輸出電壓； ：為指令模型的輸出電壓；：為指令模型的輸出電壓； ：為曲線斜率，即：為曲線斜率，即 的傳遞系數(shù)。的傳遞系數(shù)。 由此可得助力器輸入端總位移為：由此可得助力器輸入端總位移為： 一般情況有：一般情況有： 所以有：所以有： PUMUMk sM ypjzFksMkkW1 jpkksMk ypzFksMkW1代入靈敏度表達(dá)式可得：代入靈敏度表達(dá)式可得： 由非線性指令模型可見：在大桿力由非線性指令模型可見：在大桿力( 大大)情況下，情況下， 值大值大再由上式可得：再由上式可得： 值大，相應(yīng)的

30、值大，相應(yīng)的 也大，飛機(jī)具有較也大，飛機(jī)具有較高的靈敏度。同理，小桿力時(shí)，高的靈敏度。同理，小桿力時(shí)， 值小，值小， 也小，飛機(jī)也小，飛機(jī)可獲得較低的靈敏度，恰好能滿足飛行品質(zhì)要求?？色@得較低的靈敏度，恰好能滿足飛行品質(zhì)要求。100ztMpytFWqkkkFqMyPUMkMkyFMMkyFM5.3.4 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的缺陷控制增穩(wěn)系統(tǒng)的缺陷（1）控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限有限）控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限有限 控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限雖比增穩(wěn)系統(tǒng)有所增大，但為控制增穩(wěn)系統(tǒng)的舵面操縱權(quán)限雖比增穩(wěn)系統(tǒng)有所增大，但為確保飛行安全，操縱權(quán)限也只有最大舵偏角的確保飛行安全，操縱權(quán)限也只有最大舵偏角的30%左右，很左右，很難滿足整個(gè)飛行包線內(nèi)改善飛行品質(zhì)的要求。難滿足整個(gè)飛行包線內(nèi)改善飛行品質(zhì)的要求。（2）存在力及功率反傳問題）存在力及功率反傳問題 無論增穩(wěn)系統(tǒng)還是控制增穩(wěn)系統(tǒng)都存在機(jī)械桿系與舵