第六章增控增稳系统_1

第六章直升机阻尼 增稳和控制增稳 阻尼器与增稳系统都是用来改善直升机稳定性的装置 阻尼器是用来增大直升机的角速度阻尼 使直升机运动时的角速度振荡衰减 阻尼器是一种最简单的增稳装置 第一节阻尼器系统 阻尼器按其所阻尼的运动不同 分为俯仰阻尼器 滚转阻尼器和偏航阻尼器 一 俯仰阻尼器 俯仰阻尼器用来提高直升机纵向短周期运动的阻尼 以稳定直升机相对机体坐标系横轴的角运动 直升机的自然安定性 直升机在俯仰转动过程中受到阻尼力矩 主要是旋翼产生 直升机突然受扰 机头上仰的瞬间 由于旋翼具有陀螺的定轴性 旋翼锥体瞬间不变 当机头已上仰角度 后 旋翼锥体才以角速度开始随机头上仰而向后倾斜 即直升机在上仰过程中 旋翼锥体后倾始终比机身转动迟后一个角度 直到转动停止 俯仰转动过程受阻情况 桨盘落后角为 旋翼拉力对直升机重心构成一个阻止机头上仰的阻尼力矩 直升机俯仰角速度 旋翼转动角速度 桨叶质量特性系数 桨叶绕水平铰的质量惯性矩 旋翼拉力一定时 旋翼产生的阻尼力矩与俯仰角速度成正比 显然 增大俯仰角速度对增加旋翼的阻尼有益 可提高直升机遇到外干扰时纵向运动的稳定性 但是直升机运动具有惯性 当遇到外作用时 不能立即产生 也就不能立即产生应有的阻尼力矩 故需要采取措施 受外作用 干扰或控制 M作用下满足的力矩平衡方程 拉氏变换 典型的一阶惯性环节 阶跃输入和响应 引入负反馈后结构方框图 阶跃响应近似于比例环节 当直升机受到外扰M后 就可立即产生俯仰角速度 也就使阻尼力矩立刻产生 来抑制外扰 从而提高直升机的纵向稳定性 等效传递函数 引入俯仰角速度到纵向通道构成的直升机俯仰阻尼器 对应控制规律为 当直升机稳定转弯时 由于直升机绕X轴滚转角度 沿 z轴有分量 此时尽管直升机没有绕Z轴俯仰 角速度陀螺仍能感受此分量 导致自动倾斜器纵向偏转一个角度 解决办法 高通滤波器即洗出电路 传递函数为 控制规律为 为高通滤波器时间常数 二 滚转阻尼器 用于提高直升机绕纵轴滚转运动的阻尼 旋翼产生阻尼力矩源于旋翼的陀螺定轴性 当直升机机体绕纵轴滚转时 旋翼锥体落后于机身横向转动的角度 直升机的滚转阻尼力矩来自旋翼和尾桨 旋翼产生的阻尼力矩原因仍为具有陀螺定轴性 旋翼锥体落后于机身横向转动一个角度 旋翼拉力对重心构成一力矩 形成滚转阻尼力矩 尾桨产生阻尼力矩直升机右滚时 辅加相对气流会使尾桨桨叶迎角增大 拉力增大 形成阻止向右滚转的阻尼力矩 当直升机左滚时 尾桨桨叶迎角减小 拉力减小 形成阻止向左滚转的阻尼力矩 滚转阻尼器结构原理方块图 控制规律 三 偏航阻尼器 偏航阻尼器用于提高直升机绕竖轴滚转运动的阻尼 直升机在偏航转动过程中会产生阻尼力矩 偏航阻尼力矩主要来源于尾桨 当直升机受扰后 以角速度 y向左偏转 尾桨以 y L j切线速度向右摆动 轴向来流从尾桨右侧向左流过 轴向来流方向与尾桨诱导速度的方向相反 使尾桨桨叶的迎角增加 拉力增大 从而形成阻尼力矩阻止机头向左偏转 同理 当直升机向右偏转时 桨叶迎角减小 拉力减小 形成阻止机头向右偏转的阻尼力矩 一旦停止偏转转动时 阻尼力矩也就自然消失 偏航阻尼器结构原理方块图 控制规律 直升机悬停 前飞 垂直飞行时工作正常 直升机进行稳定转弯时 由于需要建立倾斜角 会在Y轴上得到分量 尾桨变距量导致侧滑角 增大 解决办法是引入高通滤波器 此时尾桨控制规律 第二节增稳系统 增稳系统是在阻尼器的基础上发展起来的 阻尼比和自然振荡频率是反映飞行品质的基本参数 增稳系统含有 俯仰增稳系统 滚转增稳系统 航向增稳系统 阻尼器只简单地利用直升机运动的角度增加对短周期运动的阻尼 提高直升机的等效阻尼系数 若引入加速度或迎角 侧滑角等反馈信号 增加短周期运动的自然振荡频率 相当于提高直升机的静稳定性导数 可以将原本静不稳定的系统变成稳定系统 一 俯仰增稳系统 直升机受扰机头上仰 由于机身迎角变化 旋翼桨叶迎角随之变化 机头上仰使旋翼迎角由小变大 由于旋翼迎角变化 飞行速度垂直于旋转平面的分量w在任意方位上都减小 而桨叶此面迎角增大 前飞时 构造平面上的周向来流速度分布不均 前行桨叶来流速度大 升力增多 后行桨叶来流速度小 升力减小 导致桨叶平面更加后倾 产生附加的抬头力矩 直升机继续上仰 使迎角静不稳定 迎角的变化对桨盘动作的影响相当于正反馈 为消除迎角静不稳定 人为引入桨盘迎角负反馈 以提高其稳定性 结构方块图如图 控制规律 或 精确测量桨盘迎角比较困难 一般情况下 直升机的航迹角较小 可通过测量姿态角间接反映桨盘迎角 增稳系统中 姿态角信号可通过对角速度陀螺输出信号积分或滞后一个相位角的伪积分来获得 二 航向增稳系统 航向静稳定性不足时 如当有侧滑发生时阻尼系统太大 则可通过引入航向增稳系统来改