《主动控制技术》PPT课件.ppt

现代飞行控制系统（下）,xxx 课件： xxx,四、侧向直接力控制,1、单纯直接侧力（机翼水平转弯） 此时保持 ，或 ，如图所示。类似，这种机动要求直接侧力作用点位于质心之前一小段距离，且使 。在水平转弯时，由于航向与滚转的耦合作用，为保持机翼水平，还应适当控制副翼。,这种机动方式可以消除在跟踪地面目标过程中，为修正航向偏差和瞄准偏差而出现的横滚摇摆现象，对地投弹时能显著提高飞行员瞄准目标的能力。在攻击空中目标时，可提高飞机的反应速度和改善瞄准精度。,直接侧力控制,直接侧力控制,2、机身偏航指向,要求在不改变航迹角 的情况下改变侧滑角，控制飞机的偏航姿态， 即 ，如图所示。此时要求直接侧力点作用于侧向焦点处，但由于飞机航向的随遇平衡特性，飞机不一定能保持给定的航线，航线还需导航系统加以修正。,机身偏航指向控制方式,偏航指向动力学,3、侧向平移控制方式,在不改变飞机航向的条件下，控制飞机的侧向速度，即要求 ，如图所示。此时要求直接侧力作用点位于侧向焦点处，并实现航向角不变的控制。,侧向平移动力学关系,要建立右向的平移速度uy 时，驾驶员发出指令信号 使垂直鸭翼左偏 ，同时给出方向舵协调信号 使方向舵也向左偏转，二者分别产生侧力和偏航力矩。两个偏航力矩相互平衡，两个侧力则合成总侧力是飞机产生向右的侧向加速度，并随之产生侧滑角。由于侧滑角会产生静偏航稳定力矩是飞机向右偏航，因此需接入航向保持模态和倾斜保持模态，保持飞机水平姿态向右平移。当由侧滑角产生的侧力与直接侧力平衡，飞机就以恒定的侧向速度做稳态平移。,侧向平移,侧向平移运动的响应过程很慢，通常需要10s左右才能建立稳定的侧向速度。这种机动方式用于空空攻击及空地攻击中，可以扩大攻击范围。一般偏航指向可使机头左右侧滑5，故只要目标处于航线左右5以内，即可进行攻击。,5、纵向解耦控制律设计,（1）单纯直接升力模态 为实现这种控制，必须实现迎角与俯仰角速率之间的解耦。若令力矩操纵面偏角以 表示，直接升力操纵面偏角以 表示，则纵向短周期方程可表示为 （1）,要保持常值迎角运动，则要求（1）式的 方程与q无关。为此，可在第1个方程中引入控制U1 ： 在第2个方程中引入控制U2 ： 则（1）式变为,因此,4、边界控制系统,一、概述 边界控制系统（包线限制系统）是指对飞机的一些重要状态变量的边界值（包线）实现限制的飞行控制系统。其目的是减轻飞行员的工作负担，实现“无忧虑”操纵，保证飞机安全和实现飞机的作战性能。,包线限制可分为以下几种 （1）与失去控制相对应的限制，如飞机的迎角、侧滑角和空速的限制。 迎角超过最大升力迎角，将会引起飞机的失速和尾旋，迎角过大还会引起横侧向不稳定。对静不稳定的飞机，当最大平尾偏度引起的低头力矩不足以抵消大迎角带来的上仰力矩时，电传操纵便失去了静稳定的补偿作用。,侧滑角也应限制在允许的范围内，否则会造成侧向过载过大。 对于飞机的空速，不能过高也不能过低，飞机速度不断提高，会引起飞机机翼的弹性震荡模态阻尼降低，从而引起飞机的伺服弹性颤振。飞行速度过小，将有可能造成失速。,（2）与飞机结构应力过大相对应的限制，主要为过载和滚转速率等参数的限制。 （3）与飞行员耐力相关的限制 ，如在定常条件下，过载的大小限制，以及在瞬变条件下，过载变化率的限制。,设计包线限制系统应区分下述两种包线的差别： （1）限制包线 允许飞行员在应急情况下，超过该包线的边界，其后果可能发生某些永久性的变形。 （2）极限包线 超过该包线边界将会引起飞机损失。,设计准则 就所有的驾驶指令而言，可达到的包线尽可能宽而又不超过限制包线； 就某个特定和有意义的驾驶指令而言，可达到的包线将尽可能宽而又不超过极限包线。,二、边界限制方案分析,早期，参数的边界限制采用告警方案，由飞行员采取措施加以限制。 利用控制系统实现边界限制的基本方案是，利用不同的手段控制飞机相应参数的时间响应历程，使其在给定的边界范围内。,常用的技术包含： （1）使用飞行控制系统的前馈和反馈； （2）使用适当的非线性控制技术 （3）使用模型跟踪技术 考虑到飞机的边界限制是飞机飞行条件的函数，边界限制系统的参数应随高度、空速及外部载荷而变化。,在常用的g指令响应型的电传系统中，对法向过载边界限制的基本方法是，在杆力输入的前馈通道中加入指令限幅器，如下图所示：,整个控制律结构大致由下述几个功能模块组成： （1）俯仰指令模块，主要包括： 杆指令整形：应按规范中的有关要求，实现所要求的杆力梯度特性。 俯仰过载限制环节：由于该系统基本上是实现杆指令对应稳态过载的“g” 指令响应形式，所以为了限制高速飞行时的法向过载，通过引入杆指令的饱和特性，达到限制法向过载的目的；由于飞机对正负过载要求不同，所以饱和特性的正负限幅值不同。,前置滤波器：实际上是一个迟后超前低通滤波器网络，又称为驾驶指令模型（或指令成形滤波器），其传递函数通常为（T1s+1）/(T2S+1) ，其中T2T1。该滤波器的主要作用是滤除杆力的猛烈冲动和高频噪声，并使指令变得柔和平滑；另一方面该网络的超前作用又可补偿系统中后续环节（如舵机、助力器）中的相位迟后，改善系统的飞行品质。,（2）机动指令反馈模块： 机动指令反馈是指稳态时，对特定的俯仰杆指令，飞机机动参数的设置，它可能对应俯仰速率、法向加速率、攻角或三者的任意组合，应依飞行阶段、飞机的构型、空速或飞机实际机动要求确定。从该系统结构图中可知，在高速飞行阶段系统采用过载反馈，因为高速飞行时，过载对驾驶员的操纵是重要的；低速飞行时(动压q小于12kpa) ，过载的效应是不重要的，所以，此时的控制规律采用法向过载和俯仰速率的组合反馈形式。,（3）增稳控制模块： 电传操纵系统的重要功能就是可以实现增强飞机的稳定性。如果飞机本身是静不稳定的，通过电传操纵系统控制律设计，应实现稳定性的补偿。增强飞机稳定性较好的方案是采用攻角及俯仰角速度的组合反馈。,（4）攻角限制模块： 对法向过载和攻角的边界值加以限制。由于该系统杆力在高速飞行时对应稳态过载。所以，如前所述，过载限制是通过在杆力指令模块中引入限幅环节实现的。尽管法向过载与攻角有一定的关系nz=vz/g，但只实现过载限制还不能保证实现对攻角的限制。从该式中可见，当飞行速度V较大时，若实现了对nz极值的限制，则攻角即不会超过最大值。但是在飞行速度较低时，攻角超过了最大值时，过载nz并不会达到最大值。,5）前向通道模块：系统中前向通道模块主要实现如下功能： 中性速度稳定性模块：在前向通路中串联有积分环节，便可获得中性速度稳定特性。在大速度工作模态的机动飞行中，前向通道积分器把杆指令与法向过载的稳态误差保持为零；在小速度工作模式的机动飞行中，积分器使任何非指令的俯仰速度和法向过载自动减少到零。当杆指令为零时，向前积分器使飞机处于平飞状态。,结构模态的滤波功能：电传操纵系统控制律设计时，视飞机为刚体。但现代飞机由于采用细长机身和相对厚度较少的机翼，飞机的刚度下降，在空中飞行时，除了刚体运动外，还包括有机体的结构弹性模态。因此，在系统正向通道或反馈通道中加入机体的结构模态滤波器。,三、迎角闭环边界限制系统,迎角边界限制系统有两种实现方法： （1）采用专门的闭环控制系统对迎角进行限制； （2）在通常的电传操纵系统中加入适当的迎角限制器。,常用的迎角边界限制系统为采用迎角误差的PID控制。,由于迎角边界限制需要利用共同的升降舵来实现，因此存在与通常的控制增稳系统相兼容的问题。下图为F-8C主动控制验证机上的信号选择器方案。,信号选择器的输出按下式计算： 逻辑控制参数KB,5、阵风减缓与乘感控制,阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。,5、阵风减缓与乘感控制,阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。 乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。,在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞机在这种不平静空气中飞行时产生过载。,升力改变量： 为翼载。,飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度 V、翼载P以及升力系数 有关，同时也与垂直阵风速度 成正比. 阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机身细长而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的能力。 一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难，而在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心飞机要出事故，便会改变飞机的高度、速度。横向振动过载的允许值为垂直过载的1/2。,二、大气扰动的数学描述,大气扰动通常有三种形式： 大气紊流； 突风； 风切变；,(1)大气紊流的数学模型,德莱顿（Dryden）模型: 水平前向风： 侧向风： 垂直风：,式中： 为空间频率， 为紊流尺度， 为风速的均方值。 军标规定： ，具体数值由图形曲线给出。 模型优点：频谱形式简单，是有理式，可做因式分解。模型适用于刚性飞机，不适用于柔性飞机的弹性模态分析。,冯卡门（von Karman）模型 水平前向风： 侧向风： 垂直风：,式中： 为空间频率， 为紊流尺度， 为风速的均方值。 军标规定： ，具体数值由图形曲线给出。 模型为高阶无理分式函数，不便加于线性仿真中进行研究。由于该模型频谱斜率较高，更适合于与飞机结构模态有关的飞行品质研究。,Dryden模型和Von Karman模型的比较,在给定的紊流强度和紊流尺度下，比较两个模型的纵向频谱函数可见：在低频范围内，两者几乎重合，而在高频范围内显示出差别，特别是斜率的差别。 而飞机结构模态频率通常恰好处在高频范围，因而高频范围内的紊流可能激发飞机结构振动。,Matlab模型,（2）离散突风,突风又称为阵风，表现为确定性的风速变化。在飞行品质评定和飞控系统设计时，广泛使用离散突风模型为（1-cos）型。 全波长离散风模型为： 突风尺度为 ，强度为,半波长离散突风模型为,突风还有斜坡和阶跃型突风，如下图：,（3）风切变,近地面时，由于空气黏性作用，风速是不均匀的，形成了随高度变化的风剖面。在不同高度上风速的大小和方向不同，即为风切变。 我国军用规范中规定的风切变模型为：,美国8785C军用规范中规定的风切变模型为对数型： 式中 （0.15英尺，C种飞行阶段）或 （2.0英尺，其他飞行阶段） 是高度为8.16米处的风速。,三、大气扰动对飞机运动的影响,（1）紊流仿真用模型 参见matlab中simulink模型库。,（2）紊流对飞机运动的影响,在分析大气紊流对飞机的作用时，在机体坐标系中，紊流既随坐标x,y,z而变，又随时间而变。因此要考虑紊流在飞机x,y,z轴上的梯度分布。,大气紊流对飞机的运动的作用就是改变了飞机上的相对气流。可用飞机运动状态变量的等价改变来表示。 x方向的紊流速度 的作用相当于降低了前进的速度 y方向的紊流速度 的效果是引起侧滑角： z方向的紊流速度 的效果是引起迎角,紊流速度梯度 ，在气动效果方面相当于俯仰角速度q，即 而 相当于负的滚转角速度： 而 相当于偏航角速度,飞机再受紊流作用时的运动方程： 纵向,横侧向,4、阵风减缓和乘坐品质控制系统,在阵风干扰时，降低均方根过载反应，提高扰流中飞行的平稳性，从而改善乘员的舒适感这对大型飞机是很必要的，对小型、战斗机不重要，这实际上是直接力控制在稳定飞行中的应用。,（1）设计思想和基本原理,在一般情况下：飞机在阵风干扰时，会有加速度（或过载）的随机变化。在AP或增稳中，已能在一定程度上衰减阵风响应，改善飞机在扰流中飞行的稳定性，它是在基本舵面的基础上实现的。换句话说，即用线加速度反馈，通过基本舵面产生间接升力或侧力，来抵消阵风引起的加速度（或过载），或用角速度，角位移反馈来抵制姿态的变化，由于是靠间接力控制不能解决运动耦合问题，必需靠、姿态角的改变，才能造成用以抑制阵风反应的气动力，这样的效果不能令人满意。,为了有效地抑制加速度（阵风引起的），需采用直接力作为反抗扰动的动力，为此要增加附加舵面垂直鸭翼，机动襟翼等，并使之与基本舵面协调动作产生直接力，用加速度反馈信号驱动舵面，而不是用飞行员指令来驱动。,系统方案与控制原理,阵风减载控制方案,负反馈信号 按传动比 驱动襟翼，同时按交联传动比 协调偏转全动平尾，两者产生纯升力增量以抵消阵风引起的升力或法向加速度；两者产生的俯仰力矩相互平衡，而不引起飞机旋转。,有关系式：,是随飞行状态变化的,是两力矩之比，近似是常数,阵风减缓与机动载荷联用时，要解决模式相容性问题，即按最小阻力和最大升阻比而设计的机动载荷控制方式，在阵风干扰时会助长阵风过载反应，使阵风减载性能下降，为解决这个问题，可使机动载荷控制中的 或信号 通过大惯性的滞后滤波器后再输入系统。采用较复杂的补偿方法，可使模式相容性问题得到很好的解决,6、效益,用直接力CCV可衰减均方根阵风加速度3041%，YF16达50%，大型飞机可达70%阵风减载效益。,二、乘感控制,1、乘感控制 乘感控制也称乘坐品质控制。对于机身细长而挠性大的高速飞机，若遇到周期性的阵风，机身发生弹性振动时，乘员会感到不舒服，甚至影响驾驶员完成任务，飞机难于操纵，机体易疲劳损坏经验表明：通常在垂直振动过载超过0.1g时，旅客感到不适，超过0.2g，判读仪表困难，超过0.5g并持续几分钟后，驾驶员就会担心飞机出事故而改变飞行高度和速度。横向过载的允许值约为垂直过载的一半。,2、控制目的,飞机受到大气扰动时产生的过载中的弹性振动不容忽视，必须加以抑制。常规方法是增加机体结构刚度和选择对阵风敏感性小的机翼，但这样做增加了结构的重量，应采用CCV技术，控制相应的控制面，产生气动结构阻尼力抑制飞机弹性振动。,3、控制原理,以B-1飞机为例：在飞机驾驶舱下方机身两侧，安装了一对 下反角的水平前置鸭翼，偏转角可达 。当它们对称偏转时，气动力的水平分量相互抵消，形成垂直控制力；当差动偏转时，垂直分量相互抵消，形成水平控制力。这两种控制方式分别抑制机身垂直和横向的弹性扰动。,六、机动载荷控制,一、什么是机动载荷控制？ 机动载荷控制：利用自动控制的方法，在机动飞行时，重新分布机翼上的载荷使其具有理想的分布特性，从而达到减小机翼结构重量和机动性能的提高。 机动载荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放宽静稳定性）功能一起最先投入应用。,二、设计思想和基本原理,在飞机设计中，希望机翼上的载荷有一个理想的分布规律，从而降低翼根弯矩，减轻结构疲劳，延长飞机的寿命。（适用于运输机、轰炸机） 从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的升阻力。,而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载1g）作出部分参数的优化设计，而对机动飞行，由于飞行状态的不同，将使此种设计（结构上与机动性两者方面的希望）难以实现，要想实现只有借助自动控制的方法。 对于大型飞机（轰炸机、运输机）和小型飞机（歼击机），因为轰炸机和歼击机在结构、性能要求与执行任务上的不同，机动载荷控制的设计目的也是不同的，,1、运输机、轰炸机的扰动载荷控制,（1）设计出发点： 考虑巡航性能（航程，载重）和结构性能（疲劳，寿命），大型飞机经常需要长时间作过载的巡航飞行，所以设计时设法改善巡航性能，因此设计时提出的要求是降低翼根弯矩，减轻机翼结构重量，改善结构疲劳。,飞机机翼弯矩分布图：,由上图可见：,靠翼根处机翼弯矩，机翼剪力与机翼载荷较大，而越靠翼尖处越小。 由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，设计时翼梁凸缘面积要大。 机动飞行时，使机翼载荷增大甚多。,设法通过自动控制方法，在飞机机动飞行时，将其机翼载荷增量集中在机身附近，这样就可避免翼根弯矩的明显增加（如图a中红线所示），若根据这种载荷分布设计机翼，就可减轻机翼结构重量，也就减轻了飞机的重量，提高了飞机巡航的经济性。,（2）控制方法,对称地偏转副翼、襟翼、调整升力分布（这要按预先确定的最优规律来偏转内侧、前、后缘襟翼）,B52轰炸机机动载荷控制系统：,内襟翼改为快速动作的机动襟翼。 在原来副翼外侧增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼。 机动飞行时： 左右内侧机动襟翼向下偏转提高机身附近翼段的升力。 左右外侧襟副翼同时上偏降低外翼段升力，并保证其升力增量满足机动飞行的要求。,结果：,使更多载荷分配到翼根区，使气动中心被迫向内翼段移动，减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%15%，机翼结构重量可减轻5%，航程可增加30%。 带来问题： 这样配置翼面，机动飞行时会增加阻力，但由于机动飞行时间只占很少时间，所以为达到减轻结构载荷目的，可允许降低升阻比。,2、歼击机的机动载荷控制,（1）设计出发点： 主要考虑机动性。这是因为歼击机翼展较小，使用寿命也比运输机短，所以减少翼根弯矩和结构疲劳不是主要矛盾，主要是提高机动性。,衡量飞机机动性主要有两项基本指标,（a）飞机最大的法向过载 式中 ：法向力导数（最大