飞机飞行控制课件

1、飞机飞行控制飞机飞行控制绪论绪论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

2、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n有限的反应速度n有限的感知能力n会紧张、疲劳驾驶员的优点n学习能力n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

3、飞行控制系统的飞行力学机理：n飞行控制系统如何改变飞机的模态特性；n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：n飞机控制系统特性的分析方法；n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：n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。飞机本体发动机武器系统飞行控制需求分析，任务分解飞机综合评估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%背景知识背景知识18控制过程的描述飞

4、行控制（驾驶员操纵飞机）过程的物理描述n开环操纵n闭环操纵飞行员控制系统飞机本体Fse舵偏角杆位移运动参数飞行员控制系统飞机本体Fse舵偏角杆位移运动参数com外环内环测量及显示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：n将时域转换成频域n将微分方程转换为代数方程20弹簧振子系统mSFSYmkSmfS)()()(2222211)()()(SSmkSmfSSFSYSGmkfmk2,ymyfykFFy myFymkymfy)( mkfyF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mkfx频率mfmknn2,形成振荡的因素决定了系统频率阻

5、碍振荡的因素决定了系统阻尼22纵向模态的物理成因a0)( ,aaLCGL)( ,aaMIMyqqMsinGV频率频率阻尼uXu阻尼短周期长周期23b0Lbb0Lrr0b0f0滚转滚转 收敛收敛Npp0Nrr0p00r r0荷兰滚模态荷兰滚模态 荷兰滚荷兰滚 频率频率f0y0螺旋模态螺旋模态 Gsinf0b0Ybb0荷兰滚阻尼荷兰滚阻尼 荷兰滚阻尼荷兰滚阻尼 24飞机的振荡模态振荡模态频率的决定因素阻尼的决定因素弹簧振子弹簧系数阻尼系数短周期纵向静稳定导数Ma 纵向阻尼导数Mq 长周期以Zu为主以Xu为主荷兰滚航向静稳定性导数Nb 偏航阻尼导数等Nr、Yb25闭环系统G(S)kX(S)Y(S)_

6、)(1)()(SGSGSW)()()(SDSNSG)()()()(SNSDSNSW)()()()(SNkSDSNSW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。)()()()(SNkSDSNSW)()()(SDSNSG27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 (S)=D(S)+kN(S)=0n当k=0时，D(S)=0，对应系统极点n当k=时，

7、N(S)=0，对应系统零点Matlab：rlocus，rltool-1.4-1.2-1-0.8-0.6-0.4-0.200.2-10-50510Root LocusReal AxisImag Axis28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， =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ImReImRe29根轨迹分析21ImReABC0222SS21jcos典型二阶环节特征根矢径为，矢径越长，频率越高，越大，阻尼比越大30频率特性传递函数G(S)中，S用j（对应于正弦振荡）代入，得)()(jAejG)(2)(212222SSk

8、SSknSGnspnspnspspnspeztjeeet0)(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：jSSee1)(0)()(1)(2102SSjSkSnenspz|)(1|)(1|)(1)(2211122102tStStjjSenspzeSjSeSjSeSSktnjStjenspzSSektn|)(1)(2102)()(212SSkSGnsp32对数频率特性频率特性曲线（Bode图）,半对数坐标n对数幅频特性n对数相频特性0.1 1.0 10 10020

9、log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)()()(jeAjG)()()(jGttnez)()()(jGttnez33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)()()(21SGSGSG2121)(jjjeAeAAejG2121011010log20log20log20AAAG1G2G34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KSSSTSSGi,)2( ,)1 ()(11221 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

10、便实用。35典型环节的对数频率特性G=K 比例环节0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)20log10K0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)20dB/dec90deg0.1 1.0 10 10020log10A(dB)0.1 1.0 10 100(deg)40dB/dec180degG=1/(1+TS) 一阶滞后(惯性)G=1/(1+2S/+S2/2) 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-70-60-50-40-30-20-10

11、Magnitude (dB)10-1100101102103-90-450Phase (deg)Bode DiagramFrequency (rad/sec)将S以0代入G39控制系统组成飞机本体驾驶员传感器舵回路控制系统n机械n模拟式电传n数字式电传n光传n陀螺w三自由度陀螺(角度)w二自由度陀螺(角速度)n加速度计(测量过载)n空速管w气流角度(迎角、侧滑角)w速度、M数n高度传感器w气压w无线电n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

12、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纵向反馈控制控制系统飞机本体舵偏角运动参数指令误差44纵向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面俯仰角俯仰角速度飞行速度飞行高度迎角法向加速度quH(-z)anz (az )三自由度陀螺二自由度陀螺空速管气压无线电高度风标加速度计升降舵（平尾）偏角 (elevator)油门(throttle)襟翼偏角鸭翼偏角推力矢量ETFCP45纵向传递函数1)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspUUUeUSSSSTSTSASSUSGe其中 sp

13、 短周期阻尼比 sp 短周期频率 p 长周期阻尼比 p 长周期频率短周期（short period）0)1)(1(022122spspspspspTSTSSS0222pppSS长周期（phugoid）46纵向传递函数2)2)(2()2)(1()()()(222222pppspspspeSSSSSSTSASSSGeaaaaaaa)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGe)()()()()()(SSGSSSSSqSGeeeeq00)()(1)()()()()()(USGSGSSSUSSSSHSGeeeeeHaa47俯仰角反馈KGe（S）cee4

14、8反馈系数符号的确定KGe（S）cee)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGeK 与与A 同号同号49俯仰角反馈系数KGe（S）ceeKGe（S）ceceKK0Ge（S）eceKK050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(S)=D(S)-KN(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)2)(2()1)(1()()()(222221pppspspspeSSSSTSTSASSSGe51俯仰角反馈的闭

15、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ImRe),(spsp),(pp11T21T52算例俯仰角反馈根轨迹-10-8-6-4-20246-50-40-30-20-1001020304050Root LocusReal AxisImag Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag AxisK=0.0553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。)()()

16、()()()(SSGSSSSSqSGeeeeqGqe(S)eceqKq54俯仰角速率反馈的闭环根轨迹ImRe),(spsp),(pp11T21T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-50-40-30-20-100-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag AxisKq=0.0156不同反馈系数的比较-60-50-4

17、0-30-20-10010-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis-60-50-40-30-20-10010-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisI

18、mag AxisKq=0.01 Kq =0.0557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e=Kqq由此带来的力矩增量M=Mee=MeKqq等效的阻尼导数Mq=MeKq0可见，俯仰角速率增加了短周期阻尼58纵向（俯仰）阻尼器K舵回路传感器助力器俯仰角速率反馈，用于改善短周期阻尼比。59q 反馈Gqe(S)eceKSKqqGe（S）ece)1(TSKq60q 反馈的根轨迹ImRe),(spsp),(pp11T21TT1ImRe),(spsp),(pp11T21T俯仰角速率反馈61算例q 反馈-60-50-40-30-20-100-30-20-1

19、00102030Root LocusReal AxisImag Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag Axis62特殊情况长周期发散)1)(1)(2()1)(1()()()(212221ppspspspeTSTSSSTSTSASSSGe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Mu0，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

20、发散时的俯仰角反馈-6-5-4-3-2-101234-60-40-200204060Root LocusReal AxisImag Axis-0.1-0.0500.050.10.15-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis-0.01-0.008-0.006-0.004-0.00200.0020.0040.0060.0080.01-0.01-0.008-0.006-0.004-0.00200.0020.0040.0060.0080.01Root LocusReal AxisImag Axis64长周期振荡发散 ( a30 )-0.1-0.

21、0500.050.10.15-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis-6-5-4-3-2-101234-60-40-200204060Root LocusReal AxisImag Axis65特殊情况短周期发散wqwwqwMUMZaMUMZaaSaSS0201212)()(正常情况下：0, 0, 0002qaaqaMZMMUMZaa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

22、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ImRe),(pp11T21TT121spT11spT67短周期发散的算例-10-8-6-4-202-2-1.5-1-0.500.511.52Root LocusReal AxisImag Axis-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2-0.2-0.15-0.1-0.0500.050.10.150.2Root LocusReal AxisImag Axis68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

23、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Mu。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。)()1)(1()(21STSTSASGUUUUE69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。ImRe),(spsp),(pp11UT21UT70算例速度反馈-10-505-50-40-30-20-1001020304050R

24、oot LocusReal AxisImag Axis-0.14-0.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.04-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag AxisKv=0.0271速度加速度反馈GUe（S）eU)1(UUTSKecImRe),(spsp),(pp11UT21UTUT1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-50-40-30-20-10010-40-30-20-10010203040Root LocusReal AxisImag Axis-0.14-0

25、.12-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.04-0.1-0.0500.050.10.15Root LocusReal AxisImag Axis73迎角反馈e=-KaaM=Mee=-MeKaa =MeKa(a ac)Ma=MeKa0迎角反馈增加了纵向静稳定性Gae(S)aceaKa)2)(2()2)(1()()()(222222pppspspspeSSSSSSTSASSSGeaaaaaaa74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）ImRe),(spsp),(

26、ppaT1),(aa75算例迎角反馈-800-700-600-500-400-300-200-1000-250-200-150-100-50050100150200250Root LocusReal AxisImag Axis-3.5-3-2.5-2-1.5-1-0.500.511.5-6-4-20246Root LocusReal AxisImag Axis-10-9-8-7-6-5-4-3-2-10 x 10-3-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1Root LocusReal AxisImag Axis76迎角反馈与俯仰角反馈的比较迎角反

27、馈迎角反馈俯仰角反馈俯仰角反馈改善短周期模态特性通过俯仰角俯仰角速率反馈也可以改善短周期模态特性对长周期模态特性影响较小可以改善长周期模态的特性飞机的反应与迎角相对应飞机的反应与俯仰角相对应77放宽静稳定性技术Ma放宽静稳定性的飞机常规飞机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-25-20-15-10-50-5-4-3-2-1012345Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200

28、.020.04-0.05-0.04-0.03-0.02-0.0100.010.020.030.040.05Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-45-40-35-30-25-20-15-10-505-20-15-10-505101520Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis80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Zee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

29、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。qXmamaazzezeZZmaaa81法向加速度的传递函数)()1)(1)(1()()()()()()()()()()(321002SDTSTSTSSAUSGSGSSUSSSSSHSSSaSGHHHHeeezaeeezaa实际使用中，多以法向过载代替法向加速度作为反馈信号zzagn182法向加速度反馈的根轨迹ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT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

30、度/过载反馈-35-30-25-20-15-10-50510-10-50510Root LocusReal AxisImag Axis-0.04-0.0200.020.040.060.080.10.120.140.16-0.1-0.08-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.080.1Root LocusReal AxisImag Axis84示例静不稳定飞机的法向过载反馈-15-10-50510-5-4-3-2-1012345Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis-0.05-0.04-0.03-0.02-0.0100.010.020

31、.030.040.05-0.05-0.04-0.03-0.02-0.0100.010.020.030.040.05Root Locus Editor (C)Real AxisImag Axis85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。00)()(1)()()()()()(USGSGSSSUSSSSHSGeeeeeHaa86高度反馈的根轨迹ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT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。8

32、7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ImRe),(spsp),(pp31HT21HT11HT88纵向反馈控制比较短周期阻尼比短周期频率长周期阻尼比长周期频率俯仰角俯仰角速率俯仰角俯仰角速率速度反馈速度加速度反馈迎角反馈法向加速度过载反馈高度反馈高度微分反馈89常用反馈控制量短周期：n频率：a，nzn阻尼：q长周期n，u调整反馈系数通过加入微分信号以增加零点。纵向稳定器纵向阻尼器飞机闭环动态特性飞机闭环动态特性 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

33、过程中出现侧滑92横航向运动参数及控制面运动参数（反馈信号）控制面倾斜角滚转角速度偏航角速度偏航角侧滑角侧向加速度fprybny (ay )副翼偏角 aileron方向舵偏角rudder差动平尾a右副翼下偏为正r方向舵右偏为正e93横航向传递函数副翼控制)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGabbbbbb)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGaffffff)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrrrararTSTSSSSSTSASSrSGa)1)(1)(2()2()()()(22

34、22SRdddpppapapTSTSSSSSSASSpSGa94横航向传递函数方向舵控制)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSTSASSSGrbbbbbbb)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSASSSGrffffff)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrrrrrrrTSTSSSSSTSASSrSGr)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddpppprprpTSTSSSSSTSASSpSGr95滚转角副翼反馈KfGfa（S）fcfeafa=Kf(fcf)L=Laa=LaKf

35、(fcf)Lf=LaKfTR，螺旋模态和滚转收敛模态的特性都得以改善。 当Tf0,不利偏航）。Nb主要决定了荷兰滚模态的频率：)1)(1)(2()2()()()(2222SRdddaaTSTSSSSSASSSGabbbbbbbNd2104静稳定性导数Lb：n横向静稳定性导数n上反效应n机翼（后掠角、上反角、位置）、垂尾nLb 0n荷兰滚模态频率bbfNLLNaad122bNd2105侧滑角副翼反馈根轨迹ImReRT1ST1),(dd),(bb加入b反馈w增加了螺旋模态的稳定性；w滚转收敛模态时间常数增大，稳定性降低；w荷兰滚模态的阻尼在Kb较小时得到增加；wKb过大可能会产生滚转螺旋耦合。w同

36、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Lr, Nr。其中，以Lr为主。Lr主要影响螺旋模态。)(,)(00rrSRppRLNNLUgUgNNLLbbbb偏航角速率副翼产生的Nr较小。Nr主要影响荷兰滚模态的阻尼。)()(20UgNNLNYprddbbb107偏航角副翼反馈传递函数的建立ffycos)cossin(cos1rrqycos)()(SSrS )1)(1)(2()2)(1(cos)(cos)()(2222SRdddrrrraraTSTSSSSSSTSASSSrSGay108偏航角副

37、翼反馈的根轨迹ImReRT1ST1),(dd),(rrrT1109偏航角方向舵反馈)1)(1)(2()2)(1()(2222SRdddrrrrrrTSTSSSSSSTSASGryImReRT1ST1),(dd),(rrrT1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)1)(1)(2()2)(1()(2222SRdddrrrrrrrTSTSSSSSTSASGr偏航角方向舵反馈，相当于增加了偏航阻尼导数： NrNrKrNr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ImReRT1ST1),(dd),(rrrT1当反馈系数

38、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： Nb NrKbNb增加相当于增加了荷兰滚模态的频率。)1)(1)(2()2)(1()()()(2222SRdddrrTSTSSSSSTSASSSGrbbbbbbbbNd2113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。ImReRT1ST1),(dd11bT21bT31bTb114横航向反馈控制比较反馈参数控制面荷兰滚阻尼比荷兰滚频率滚转收敛模态螺旋模态滚转角副翼滚转角滚转角速率侧滑角偏航

39、角速率偏航角偏航角方向舵偏航角速率侧滑角115常采用的横航向反馈控制滚转收敛：n滚转角速率副翼横向静稳定性：n侧滑角(侧向过载)副翼荷兰滚频率：n侧滑角(侧向过载) 方向舵荷兰滚阻尼：n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滚转阻尼器航向稳定器偏航阻尼器人机闭环系统分析人机闭环系统分析117驾驶员控制飞机的控制框图操纵系统飞机操纵面偏角操纵力P运动参数操纵系统飞机0驾驶员zzP开环闭环118驾驶员控制任务的分类补偿控制补偿控制追踪控制追踪控制预先显示控制预先显示控制预先认知控制预先认知控制119补偿控制追踪控制WPWCyuereWPrWCyurWPyyr120预先显示控

40、制预先认知控制WPWCyu未来一段时间内r(t)的采样yt现在rWPWCyu输入量的统计特性ryr121驾驶员的数学模型t驾驶员的反应时间：0.12t 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1t=0.1TL=0-50-40-30-20-1001020304050-15-10-5051015Root LocusReal AxisImag Axis142快速驾驶员根轨迹2t=0.1TL=0.2-50-40-30-20-1001020304050-30-20

41、-100102030Root LocusReal AxisImag Axis143快速驾驶员根轨迹3t=0.1TL=0.4-50-40-30-20-1001020304050-30-20-100102030Root LocusReal AxisImag Axis144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1TL0，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

42、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。1优异无需补偿6很差但容许的缺陷广泛补偿2微不足道的缺陷无需补偿7较大缺陷最大可允许补偿3轻度不愉快的缺陷极小补偿8较大缺陷相当大的补偿4较小不快的缺陷中度补偿9较大缺陷激烈的补偿5中等缺陷相当大补偿10重大缺陷失去部分操纵149开环相位余

43、量fM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fM50 110 20log10Mf(deg)-180fM150开环相位余量fM对于单位负反馈系统：)(1)()(SGSGSW如果系统有纯虚根j，则1G(j)0，G(j)=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。ImRe151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；20log10Mco从0到co称为系统带宽；在co处，系统强迫

44、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co1 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3dB。20log10M153闭环短周期阻尼比CL通常要求0.35CL0.55。开环阻尼比要求0.35sp1.3。154驾驶员补偿的作用TI(秒) TL(秒) co(弧度/秒) fM(度) CL (分贝) 000001.00.830.750.500.25 1.01.01.00.950.71 6862595050 0.670.590.550.4250.38 -2.19-2.03-1.96-1.90-2.32 00

45、 0.60 500.37-2.80.51.0 00 0.420.30 5050 0.430.66 -4.0-5.5 155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1571/T1的影响1/T1(1/S)co(1/S) fM() CL (dB) 2.01.51.0 0.2850.3270.40 505050 0.8290.7830.54 -5.5-4.85-3.75 0.607 0.60 50 0.37 -2.8(原始值)0.4 0.75 50 0.31 -2.94 158驾驶员对飞行品质评价 159短周期频率的影响sp (1/S) co(1/S) fM() CL (dB) 0.

46、1 0.35 50 0.51 -4.7 0.14 0.60 500.37 -2.8(原始值) 0.20.30.40.7 0.951.01.01.0 507385100 0.290.300.2850.25 -2.2-2.5-2.6-2.8 160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：SSTASGRaa) 1()(ff) 1()211 ()211 ()(STSSKSYLppttSSTSSTSAKGYSYRLppOLa) 1)(211 () 1)(211 ()(ttffRLRLLRRLLRLRTTTTTTTTTTTT121)6(112)5(211)4(211)3(112)2(121)

47、 1 (tttttt161时间常数大致范围滚转收敛模态时间常数TR1/TR0.51.52.00.7反应时间延迟t2/t0.10.22010超前补偿时间常数TL1/TL011162可能出现的情况ImReRT1t2LT1t2ImReRT1t2LT1t2LRTT121tt211LRTT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n

48、实时n精度n逼真其他要求n完善的测试记录n自动化的控制管理n专门的鉴定测试手段170飞行仿真的建模飞机本体建模n微分方程n状态方程飞控建模n逻辑框图n传递函数其他系统建模n起落架n发动机n求解n微分方程的初值解n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n面向对象n分布交互式仿真DIS&HLAn虚拟现实技术VR172动力学方程组uqvpwamFwpurvamFvrwquamFzzyyxx/pqIIqrpII rNrpIIprIIqMqrIIpqrIIpLyxxzzxzxzyzyxzx)()()()(

49、)()(22wvuzyxgggffyfyfyfyfyyfyfyfyfycoscoscossinsinsinsincoscossinsinsinsincoscossincoscossincossinsincossinsinsincoscoscos)cossin(cos1tancostansinsincosffyfffffrqrqprq173奇异问题)cossin(cos1tancostansinsincosffyfffffrqrqprq当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S1xdtdytxyvoid int

50、egrate ( 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; 1TSkTykxdtdy)(tTykxy)(177飞控系统仿真x1x2x3x4S1111STk122STk#define intTime 0.01#define T1 0.1float simu(float x1, float intTime)

51、 static float x2,x3,x4; integrate ( x1 ,&x2, intTime ); lagFilter ( x2, &x3, k1, T1, intTime ); lagFilter ( x3, &x4, k2, T2, intTime ); return x4; 各类飞行控制系统分析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 Landin

52、g System180自动驾驶仪的一般形式放大器Amplifier舵回路Servo Actuator飞机Airframe洗出(校正)网络Washout Network放大环节Amplifier陀螺Gyroscope181增稳器与控制增稳器放大器Amplifier舵回路Servo Actuator飞机Airframe洗出(校正)网络Washout Network放大环节Amplifier陀螺Gyroscope指令模型Shaping驾驶员Pilot182转弯机构也称为：洗出网络、校正网络、转弯机构高通滤波器ttt11)(SSSSSGWS当S1/t，GWS(S)=120dB/dec20log10A1

53、83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放大器执行机构速率反馈位移反馈1010S2220207 . 02SSK184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) 10051. 021. 1)(12 . 1)(1250() 194. 029. 0)(11 . 1 (5 .47)(22SSSSSSSSGrr1010S)(SGrr144SSKrr+185偏航阻尼器的根轨迹-12-10-8-6-4-20-3-2-10123Root LocusReal AxisImag Axis-1.5-1-0.500.5-1-0.8-0.6-0.4-0.

54、200.20.40.60.81Root LocusReal AxisImag Axis-5-4-3-2-1012345x 10-3-5-4-3-2-1012345x 10-3Root LocusReal AxisImag Axis186洗出网络参数的影响-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisIm

55、ag Axis-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis144SS1SS187舵回路的影响-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.

56、660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis-0.6-0.5-0.4-0.3-0.2-0.100.10.20.3-1.5-1-0.500.511.51.41.210.80.60.40.21.41.210.80.60.40.20.880.660.50.360.270.190.120.060.880.660.50.360.270.190.120.06Root LocusReal AxisImag Axis1010S55S188滚转阻尼器1010S)(SGapKpa滚转角速率副

57、翼反馈目的是改善滚转收敛模态时间常数1 . 1)0031. 0)(004. 0)(832. 0(846. 0)12. 0(44. 2)(2222SSSSSSGap189滚转阻尼器的根轨迹-10-8-6-4-20-3-2-10123Root LocusReal AxisImag Axis190滚转阻尼器的阶跃反应01234567891000.511.522.53191滚转阻尼器对操纵效率的影响01234567891000.511.522.53RaTSASpSG1)()(fffKATSASWR1)(RssTApf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1010S

58、)(SGeq144SSKqe+193俯仰阻尼器的根轨迹-15-10-505-20-15-10-5051015202017.51512.5107.552.52017.51512.5107.552.50.940.80.640.50.380.280.170.080.940.80.640.50.380.280.170.08Root LocusReal AxisImag Axis海平面，K=0.05开环短周期阻尼：0.41闭环短周期阻尼：0.4718000m，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)-15-10-505-20-15-10-505101520201

59、7.51512.5107.552.52017.51512.5107.552.50.940.80.640.50.380.280.170.080.940.80.640.50.380.280.170.08Root LocusReal AxisImag Axis194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1010S)(SGeaKae+093. 0)005. 0)(54. 6)(575. 0(061. 0)0002. 0)(316(235. 0)(2222SSSSSSGea195纵向稳定器的根轨迹-15-10-505-15-10-505101514121

60、0864214121086420.970.880.760.620.480.360.240.120.970.880.760.620.480.360.240.12Root LocusReal AxisImag AxisK=0.35闭环短周期sp=0.37sp=4.2196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77. 30 . 6)90962. 5(86. 6)(22SSSSSGezn197法向过载反馈的根轨迹K=0.004闭环短周期sp=0.37sp=4.1-15-10-505-15-10-5051015141210864214121086420.970.880.760.620.480.360.240.120