飞机飞行控制课件

飞机飞行控制,绪论,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。,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。,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,6,典型杆式操纵机构,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 M2，H20000m 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,8,典型助力器及力臂调节器,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，fly by wire）。按其作用可以分为两种： 控制增稳系统 自动驾驶仪,10,典型电传飞控系统,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：？,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。,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；,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。,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,16,考核,课堂、作业：40% 考试（闭卷）：60%,背景知识,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,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,20,弹簧振子系统,零初值拉氏变换,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,22,纵向模态的物理成因,Da0,频率,频率,阻尼,阻尼,短周期,长周期,23,Db0,Lbb0,Nbb0,Lrr0,Db0,Df0,Lpp0,滚转 收敛,Npp0,Nrr0,p0,p0,r0,荷兰滚模态,荷兰滚 频率,Df0,y0,Gsinf0,Db0,Ybb0,荷兰滚阻尼,荷兰滚阻尼,24,飞机的振荡模态,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,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。,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,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,29,根轨迹分析,A,B,C,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,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：,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：,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,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,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。,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,36,手绘Bode图的过程,37,手绘Bode图的过程,左侧渐进线有问题,38,手绘Bode图的过程,将S以0代入G,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,40,作业,自学第一章：13 16 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,飞机闭环动态特性,纵向反馈控制及其闭环特性,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,43,纵向反馈控制,44,纵向运动参数及控制面,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（short period）,长周期（phugoid）,46,纵向传递函数2,47,俯仰角q反馈,48,反馈系数符号的确定,Kq与Aq同号,49,俯仰角q反馈系数,Kq0,Kq0,Kq0,50,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,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,52,算例俯仰角反馈根轨迹,Kq=0.05,53,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。,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,55,算例俯仰角速率反馈根轨迹,Kq=0.01,56,不同反馈系数的比较,Kq=0.01 Kq =0.05,57,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 Mq0 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=MdeKq0 可见，俯仰角速率增加了短周期阻尼,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。,59,qq 反馈,60,qq 反馈的根轨迹,俯仰角速率反馈,61,算例qq 反馈,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DMu0，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。,63,长周期发散时的俯仰角反馈,64,长周期振荡发散 ( a30 ),65,特殊情况短周期发散,正常情况下：,若Ma0，则可能a20，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，Relaxed Static Stability），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：,66,短周期发散时的俯仰角角速率反馈,67,短周期发散的算例,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。,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。,70,算例速度反馈,Kv=0.02,71,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,72,算例速度加速度反馈,73,迎角反馈,de=-KaDa DM=Mdede=-MdeKaDa =MdeKa(a- ac) DMa=MdeKa0 迎角反馈增加了纵向静稳定性,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）,75,算例迎角反馈,76,迎角反馈与俯仰角反馈的比较,77,放宽静稳定性技术,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。,79,示例静不稳定飞机的迎角反馈,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。,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,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）,83,算例法向加速度/过载反馈,84,示例静不稳定飞机的法向过载反馈,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。,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。,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,88,纵向反馈控制比较,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。,飞机闭环动态特性,横航向反馈控制及其闭环特性,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,92,横航向运动参数及控制面,93,横航向传递函数副翼控制,94,横航向传递函数方向舵控制,95,滚转角副翼反馈,da=Kf(fcf) DL=Ldada=LdaKf(fcf) Lf=LdaKf0 滚转角副翼反馈相当于产生了新的导数Lf,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。,97,滚转角副翼反馈根轨迹,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。,99,算例完整根轨迹,100,算例完整根轨迹,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。,102,滚转角角速率反馈的根轨迹,当TfTR，螺旋模态和滚转收敛模态的特性都得以改善。,当TfTR，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。,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Nda0,不利偏航）。Nb主要决定了荷兰滚模态的频率：,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 0,Nb： 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,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。,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。,107,偏航角副翼反馈,传递函数的建立,108,偏航角副翼反馈的根轨迹,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。,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： DNrDNdrKr Nr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。,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。,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 DNdrKb Nb增加相当于增加了荷兰滚模态的频率。,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。,114,横航向反馈控制比较,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,人机闭环系统分析,117,驾驶员控制飞机的控制框图,开环,闭环,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,119,补偿控制追踪控制,120,预先显示控制预先认知控制,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；,122,驾驶员数学模型的建立,123,驾驶员控制飞机的滚转角和俯仰角,TI0； 假设肌肉神经的延迟TN已包含在驾驶员反应时间t内；,124,驾驶员控制滚转角,125,理想驾驶员根轨迹,t=0 TL=0 YpKp 效果与滚转角副翼反馈相同,126,快速驾驶员根轨迹1,t=0.1 TL=0,127,快速驾驶员根轨迹2,t=0.1 TL=0.1,128,快速驾驶员根轨迹3,t=0.1 TL=0.25,129,快速驾驶员不同超前量的比较1,t=0.1 TL=0 TL=0.1 TL=0.25,130,快速驾驶员不同超前量的比较2,131,结论,当t0.1，TL0时，增加Kp将产生滚转螺旋耦合而发散； 当t0.1，TL0.1时，即驾驶员加入补偿，系统稳定性得以改善； 当t0.1，TL0.25时，即驾驶员加入更多的补偿，系统稳定性得以进一步改善。,132,慢速驾驶员根轨迹1,t=0.5 TL=0,133,慢速驾驶员根轨迹2,134,不同驾驶员的时间历程,135,驾驶员控制俯仰角,136,理想驾驶员根轨迹1,t=0 TL=0,137,理想驾驶员根轨迹2,t=0 TL=0.2,138,理想驾驶员根轨迹3,t=0 TL=0.4,139,理想驾驶员不同超前量的比较,140,结论,当t0，TL0时，相当于俯仰角平尾反馈，减小了短周期阻尼； 当t0，TL0.2时，即驾驶员加入不大的补偿，短周期阻尼得以改善； 当t0，TL0.4时，系统变得更加稳定，但要求驾驶员付出更多代价。,141,快速驾驶员根轨迹1,t=0.1 TL=0,142,快速驾驶员根轨迹2,t=0.1 TL=0.2,143,快速驾驶员根轨迹3,t=0.1 TL=0.4,144,快速驾驶员不同超前量的比较,当t0.1，TL0时，Kp增加容易使短周期变的不稳定； 当t0.1，TL0.2或TL0.4时，稳定性变得更差； 穿过虚轴点的Kp值随TL增加而减小。,145,不同t的驾驶员的根轨迹的比较1,TL0，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。,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。,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。,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。,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M50 110 ,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1G(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（20log1010）处距180的距离来衡量，称为相位余量。,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w0到wwco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wco1 rad/sec。,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 D3dB。,153,闭环短周期阻尼比CL,通常要求0.35CL0.55。 开环阻尼比要求0.35zsp1.3。,154,驾驶员补偿的作用,155,超前补偿对俯仰角控制的影响,156,滞后补偿对俯仰角控制的影响,157,1/T1的影响,158,驾驶员对飞行品质评价,159,短周期频率的影响,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：,161,时间常数大致范围,162,可能出现的情况,飞行仿真与飞控仿真,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,165,变稳飞机,166,变稳飞机,167,飞行模拟器,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,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,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,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,172,动力学方程组,173,奇异问题,当q=90， 出现奇异性,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,175,飞控环节仿真积分环节,void integrate ( float x , float* y , float intTime ) (*y) += x*intTime; ,176,飞控环节仿真滞后滤波器,void lagFilter( float x, float* y, float k, float T , float intTime ) (*y) += (k*x-(*y)*intTime/T; ,177,飞控系统仿真,#define intTime 0.01 #define T1 0.1 float simu(float x1, float intTime) static float x2,x3,x4; integrate ( x1 , ,各类飞行控制系统分析,179,飞机上常使用的控制系统种类,阻尼器 Damper 增稳器 Stability Augmentation System 控制增稳器 Control SAS 自动驾驶仪 Automatic Pilot 自动着陆系统 Instrument Landing System,180,自动驾驶仪的一般形式,181,增稳器与控制增稳器,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S1/t，GWS(S)=1,183,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,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,185,偏航阻尼器的根轨迹,186,洗出网络参数的影响,187,舵回路的影响,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,189,滚转阻尼器的根轨迹,190,滚转阻尼器的阶跃反应,191,滚转阻尼器对操纵效率的影响,滚转角速率的稳态值,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,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：0.47,18000m，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),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,195,纵向稳定器的根轨迹,K=0.35 闭环短周期 zsp=0.37 wsp=4.2,196,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,197,法向过载反馈的根轨迹,K=0.004 闭环短周期 zsp=0.37 wsp=4.1,198,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,199,航向稳定器的根轨迹,200,常见的增稳器及阻尼器,201,某二代机的纵向控制系统,202,某二代机横航向控制系统,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,204,指令模型,低通滤波器,当S1/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,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：,206,速度稳定性,正速度稳定性 PSS 中性速度稳定性 NSS Positive Speed Stability Neutral Speed Stability,207,F-8C飞行控制系统分析,208,F-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：370800公里；爬升率：130米秒,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,210,积分式控制律,211,正常飞行状态下的简化,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,213,主通道,214,放宽静稳定性的补偿,采用俯仰角速率反馈,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，USeN，正常状态 当KB=0，USeB，边界迎角限制状态,216,迎角限制器,217,增加横向静稳定性,消除侧滑角,滚转阻尼器,副翼通道,218,副翼方向舵交连,消除侧滑角,航向稳定器,方向舵通道,219,大迎角滚转带来的侧滑,220,转弯时产生的侧滑,221,副翼方向舵交联(ARI),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：,223,副翼方向舵交联的效果,224,侧滑角变化率反馈,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,226,F-16纵向飞行控制系统,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,228,保持俯仰姿态模式,算例,飞机,舵回路,229,保持俯仰姿态模式的算例根轨迹,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,231,内回路根轨迹图,232,内回路根轨迹 krg=1.2,233,内回路根轨迹 krg=2,234,外回路根轨迹 krg=1.2，kamp=1.41,235,外回路根轨迹 krg=2，kamp=2.6,236,保持高度模式,保持高度模式可能会造成长周期模态发散，因此通常需要同时引入： 俯仰角反馈、微分网络、加速度反馈,飞机,舵回路,高度计滞后,237,高度截获,238,保持速度模式,飞机,发动机延迟,舵回路,空速管滞后,239,保持速度模式的根轨迹图