飞行器自动控制导论第六章.docx
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飞行器自动控制导论第六章
第六章典型飞行自动控制系统的工作原理
6.1概述
6.1.1典型飞行自动控制系统的组成
描述飞机运动的参数有三个姿态角（
、
、
）、两个气流角（
、
）、两个线位移（
、
）及一个线速度（
）。
飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。
有时也根据需要也可控制与速度
和迎角
有关的马赫数
及法向过载。
实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（
、
及
）及油门
对飞行器实现闭环控制。
典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：
舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。
舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图6.1-1所示。
舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。
图6.1-1舵回路方框图
舵回路中有两个反馈回路：
位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。
如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。
典型的稳定回路如图6.1-2所示。
图6.1-2稳定回路
由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。
主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。
图6.1-3控制（或制导）回路
6.1.2纵向控制
飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。
随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。
例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。
又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。
要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。
为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。
如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保持高度的自动飞行。
1）俯仰角稳定与控制
俯仰角稳定与控制回路一般需要俯仰角和俯仰角速度反馈，控制结构如图6.1-4所示。
图6.1-4俯仰角稳定与控制结构
前向控制通道可采用比例或比例+积分的形式，采用比例形式时存在静差，采用比例+积分形式时控制没有静差，根据具体需求选择前向控制通道的形式。
俯仰角速度反馈用于增加短周期阻尼。
2）高度控制
高度控制由俯仰内回路和外回路组成。
俯仰内回路一般需要俯仰角和俯仰角速度反馈组成，高度控制的外回路一般采用比例+微分的形式，如图6.1-5所示。
图6.1-5高度控制结构
3）航迹倾斜角控制
航迹倾斜角控制主要用于飞行器的爬升/下滑（下降）段，航迹倾斜角控制作为外回路，俯仰角控制作为内回路，如图6.1-6所示。
图6.1-6航迹倾斜角控制框图
4）空速控制
空速控制通常包括油门自动控制方案、俯仰空速控制和阻力空速控制。
1俯仰空速控制
通过控制升降舵，改变俯仰角以控制空速。
其实质是升降舵改变俯仰角，改变重力在飞行速度方向上的投影，引起飞行加速度变化，从而控制了速度，俯仰空速控制结构如图6.1-7所示。
图6.1-7俯仰空速控制结构
将空速传感器换成M数测量元件，可实现M数的自动控制。
由于此方案油门杆不操纵，调速范围受到限制。
2油门自动控制系统
通过控制油门大小，改变发动机推力以控制空速，如图6.1-8所示。
图6.1-8油门自动控制系统与自动驾驶仪
由于自动驾驶仪工作，所以与单独操纵油门杆的结果不同，自动驾驶仪可以稳定高度及俯仰角。
如果自动驾驶仪处于保持高度状态，在稳定过程中，空速向量始终处于水平状态，重力的切向投影等于零，油门杆位移引起推力增量直接全部对空速起作用。
若自动驾驶仪处于保持俯仰角状态，当推力改变时，迎角及航迹倾斜角会发生变化，飞行器的高度会变化，即推力增量不是全部对空速起作用。
3阻力空速控制
阻力空速控制通过阻力板的偏转改变阻力实现空速的控制。
阻力空速控制结构如图6-9所示。
图6.1-9阻力空速控制结构
6.1.3横侧向控制
随着飞行速度、飞行高度改变，飞行器横侧向动态特性变化较大，在高空高速时常常得不到比较满意的飞行品质，主要表现在滚转模态时间常数偏大，荷兰滚模态阻尼不足，从而横侧向操作困难。
目前常常采用给方向舵或副翼引入相应的反馈信号予以改善。
另外，螺旋模态的时间常数一般较大，可正可负。
在受到扰动后，飞行器回到原来的飞行状态的时间常数较长或偏离出去，因此也需要引入适当的反馈信号。
还有，滚转与侧滑的耦合作用有时会带来不利影响，因此为了协调也要引入适当的反馈信号，以减轻驾驶员负担。
1）横侧向内回路
横侧向内回路一般采用通过方向舵和副翼来实现，对于滚转通道通常引入滚转角反馈，为了增加阻尼通常还引入滚转角速度反馈。
此外，为了协调转弯，还需引入滚转角到方向舵的反馈。
另外引入偏航角速度反馈到方向舵，以增加荷兰滚模态的阻尼。
图6.1-10是一种横侧向内回路控制结构。
图6.1-10横侧向内回路控制结构
2）横侧向偏离控制
横侧向偏离控制可以实现侧向航迹控制。
侧向偏离控制一般通过飞行器的滚转控制来实现，由滚转内回路和侧偏外回路，如图6.1-11所示。
侧偏距离为相对期望航线的距离，即期望航线与实际航线之差。
侧向偏离控制一般采用比例+微分的形式。
这种控制结构一般用于巡航飞行阶段。
图6.1-11横侧向偏离控制结构
6.2俯仰姿态角稳定和控制系统的设计实例
例6.2-1设某喷气式运输机的短周期近似传递函数
其舵回路的传递函数为
图6.2-1a示出飞机俯仰角控制系统的结构方块图。
角速度舵螺仪构成阻尼回路或内回路，垂直陀螺构成姿态控制回路或外回路。
图6.2-1a仰角控制系统
采用根轨迹法进行设计，设计步骤：
先进行内回路设计（阻尼回路），后进行外回路（俯仰角回路）。
作出阻尼回路随
变化的根轨迹，用MATLAB工具
MATLAB程序：
>>num=conv（[012],[10.59]）;
>>dem=conv（[0110],[11.51.47]）;
>>G=tf（num,dem）;
>>rlocus（G）;
>>axis（[-120-44]）;
>>sgrid（0.87,[]）;
图6.2-1b内回路（阻尼回路）随
变化的根轨迹
如果取阻尼回路闭环特征的复根的阻尼比为0.87，此时的内回路的反馈放大倍数为
=2.51，由此可得到内回路的闭环传递函数。
MALAB程序：
>>Sys=feedback（G,2.51,-1）
Transferfunction:
12s+7.08
--------------------------------
s^3+11.5s^2+46.59s+32.47
将该传递函数转化为零极点的形式
MALAB程序：
>>num1=[127.08];
>>den1=[111.546.5932.47];
>>[z,p,k]=tf2zp（num1,den1）
z=
-0.5900
p=
-5.3153+3.0159i
-5.3153-3.0159i
-0.8694
k=
12
作出外回路随
变化的根轨迹，用MATLAB工具
>>num2=[127.08];
>>den2=[111.546.5932.470];
>>rlocus（num2,den2）;
>>sgrid（0.8,[]）;
图6.2-1c外回路随
变化的根轨迹
如果取外回路闭环特征的复根的阻尼比为0.8，此时的内回路的反馈放大倍数为
=4.17，由此可得到外回路的闭环传递函数：
>>num2=[12*4.177.08*4.17];
>>den2=[111.546.5932.470];
>>Sys2=tf（num2,den2）;
>>Sys3=feedback（Sys2,1,-1）
Transferfunction:
50.04s+29.52
--------------------------------------------
s^4+11.5s^3+46.59s^2+82.51s+29.52
>>num3=[50.0529.52];
>>den3=[111.546.5982.5129.52];
>>[z,p,k]=tf2zp（num3,den3）
z=
-0.5898
p=
-5.7173
-2.6576+1.9952i
-2.6576-1.9952i
-0.4675
k=
50.0500
于是可作出闭环系统的阶跃响应
MATLAB程序：
step（Sys3,20）;
图6.2-1d闭环系统的阶跃响应
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