第五章-典型飞行控制系统分析-NEW课件

自动飞行控制系统中国民航学院机电学院张旗2002年9月制1可编辑课件PPT第五章典型飞行控制系统分析5.1概述5.2阻尼器与增稳系统5.3控制增稳系统5.4飞机的姿态控制系统5.5飞机的轨迹控制系统5.6空速和马赫数的保持与控制2可编辑课件PPT5.1概述典型飞行控制系统的构成：舵回路、稳定回路和控制回路舵回路：改善舵机的性能以满足飞行控制系统的要求，通常将舵机的输出信号反馈到输入端形成负反馈回路的随动系统。舵回路的组成：舵机、反馈部件、放大器。放大器舵机舵面位置传感器测速机--舵回路3可编辑课件PPT5.1概述自动驾驶仪：测量部件测量的是飞机的飞行姿态信息，则姿态测量部件+舵回路=自动驾驶仪。稳定回路：自动驾驶仪+被控对象稳定回路。稳定回路作用：稳定和控制飞机姿态。放大计算装置舵回路舵面测量部件飞机-稳定回路4可编辑课件PPT5.1概述控制（制导）回路：稳定回路+飞机重心位置测量部件+描述飞机空间位置几何关系的运动学环节控制（制导）回路。控制（制导）回路作用：稳定和控制飞机的运动轨迹。放大计算装置舵回路舵面测量部件飞机-控制（制导）回路运动学环节接收机稳定回路5可编辑课件PPT5.1概述典型的飞行控制系统包括以下几个基本部分：测量部件：是信息源，用来测量飞行控制所需要的飞机运定参数。信号处理部件：将测量部件的测量信号加以处理，形成符合控制要求的信号和飞行自动控制规律。放大部件：将信号处理部件的输出信号进行必要的放大处理，以驱动执行机构。执行部件：根据放大部件的输出信号驱动舵面偏转。6可编辑课件PPT5.4飞机的姿态控制系统飞机的纵向运动控制系统包括：俯仰自动驾驶仪、马赫配平系统和飞行速度控制系统。自动驾驶仪：用来控制飞机角运动的，所以又称为角位移自动驾驶仪。自动驾驶仪的控制规律：是描述自动驾驶仪如何驾驶飞机的控制过程，即自动驾驶仪本身的方程。根据其输入与输出之间的关系，分为：比例式和积分式两大类。比例式控制规律：舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成比例关系；构成比例式自动驾驶仪（有差式）。积分式控制规律：舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成积分关系，或舵面偏转角速度与自动驾驶仪输入信号之间成比例关系；构成积分式自动驾驶仪（无差式）。7可编辑课件PPT自动驾驶仪的俯仰通道：用来控制飞机俯仰角运动的，作为俯仰角运动的自动控制，既要考虑飞机相对于横轴的转动，即俯仰角本身的变化，也要考虑速度向量在对称平面内的转动。俯仰角本身变化：用纵轴的力矩方程来描述；速度向量的旋转：用法向力方程来描述。以上两种转动是通过迎角α相联系，无论是俯仰角θ改变或是航迹倾斜角

改变都会使迎角α变化，引起纵向稳定力矩和升力L的改变。自动驾驶仪工作状态：稳定状态和操纵状态。稳定状态：稳定给定的基准状态，使飞机运动尽可能不受外界干扰的影响；操纵状态：外加一个控制信号去改变原基准状态的运动。8可编辑课件PPT5.4飞机的姿态控制系统5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制9可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

对有人驾驶的飞机，其工作状态是是由驾驶员建立的，接通自动驾驶仪后，这一基准状态就作为自动驾驶仪的稳定工作点。任何扰动所引起的偏差量都是相对这个工作点来说的，操纵飞机，是在改变自动驾驶仪的工作点。建立基准状态的条件：L=G∑Mz=0LGVαδe0Xt10可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪控制规律若不计舵回路的惯性，舵回路的传递函数可简化为K

，自动驾驶仪的控制律为：上式简写成：式中：由垂直陀螺以及舵回路构成了比例式控制律的姿态角自动控制器如下：飞机

eU

u+

U

g-舵回路垂直陀螺11可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪纵向自动驾驶仪的基本功能之一就是能将飞机保持在给定的参考姿态

g，此参考姿态是由驾驶员根据某种飞行状态（水平飞行，爬升，下滑）的需要而建立的，控制系统接通后就力图保持在给定的参考姿态，工作在保持状态的飞行控制系统又称为角位移控制系统。工作原理：当飞机在进行等速水平直线飞行状态时，受到紊流干扰后，出现俯仰角偏差=-00，假定初始俯仰角0=0，则垂直陀螺仪测出俯仰角偏差后，输出电压信号K1。如果外加控制信号U

g=0，则通过信号综合与舵回路后，按照控制规律驱动升降舵向下偏转e=K

K10,使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差，最后实现姿态保持的功能。12可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪工作原理（续）：修正俯仰角偏差

和控制俯仰角的过程如下：t

00修正稳定俯仰角

的过渡过程t

g0控制俯仰角

的过渡过程13可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪存在常值干扰力矩Mf时，比例式自动驾驶仪的静差问题当飞机作水平直线飞行时，如果受到俯仰方向的常值干扰力矩Mf的作用，例如干扰力矩为（抬头力矩）：（1）+A/P工作+（2）（3）（4）-当时，飞机不再继续运动+结论：V向上偏转且14可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪存在常值干扰力矩Mf时，比例式自动驾驶仪的静差问题(续)由此可以得到以下结论:常值干扰力矩Mf将引起俯仰角静差，此静差与常值干扰力矩Mf同极性且成正比，并与反馈增益L

成反比；增大反馈增益L

可减小俯仰角静差。但是，过大的反馈增益L

会导致升降舵偏角e过大。易引发振荡。15可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用为了抑制振荡，在控制律中引入俯仰角速度,对飞机的振荡运动增加阻尼，其控制规律为：其过渡过程如右图，其中：0tΔ

Δ

20Δδe22Δδe1tt1t2t3ΔδeΔ

e16可编辑课件PPT（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用（续）自动驾驶仪控制规律中各项的作用：若锁住舵面，飞机对于起始偏离Δ的稳定过程：（飞机在纠偏的短周期时间内，θ无明显变化，可用代替,在飞机没有倾斜角时，)。仅靠飞机自身的静稳定力矩及阻尼力矩来纠正起始偏离过程是缓慢的，稳定力矩阻尼力矩5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪17可编辑课件PPT当自动驾驶仪参与工作后，舵面偏转Δδz对方程的影响：阻尼力矩A/P阻尼作用稳定力矩A/P稳定作用18可编辑课件PPT（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用（续）-结论在一定的舵回路时间常数下，用增加反馈增益来增大阻尼是有限度的，特别当T

较大时；为确保角稳定回路的性能，不能单纯增加速率陀螺信号强度（即不能过大），必须同时减小舵回路的惯性，使舵回路具有足够宽的通频带；一般舵回路时间常数T

限制在0.03

0.1s内，即舵回路的频带一般比飞行器频带宽3

5倍。5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例式自动驾驶仪19可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-积分式自动驾驶仪为了消除比例式自动驾驶仪在常值力矩Mf作用下存在的角位移静差，通常采用速度反馈（即软反馈）舵回路形式的自动驾驶仪。在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的信号，就组成了所谓的积分式自动驾驶仪。-右图的舵回路闭环传递函数为：20可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-积分式自动驾驶仪

将舵回路中的硬反馈改成速度反馈，使舵偏角与俯仰角的偏离成正比—积分式自动驾驶仪，可消除静差。+--

系统工作在稳定状态，则将上式两边积分，且令初始条件则即：升降舵偏角与俯仰角偏差的积分成比例，当系统进入稳态后，靠Δ的积分去提供舵偏角，从而消除俯仰角的静差。K

-

g=0时，当指令输入

g21可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-积分式自动驾驶仪虽然存在舵面铰链力矩的作用，但速度反馈式舵回路的控制律中积分关系存在的原因:当亚音速飞行时，气动铰链力矩的硬反馈作用于舵机本身的软反馈作用相比是很弱的；因为现代飞机往往采用助力器而不是直接控制舵面，所以即使当超声速飞行时，气动铰链力矩对舵机也没有直接影响；由于现代飞机均装置有自动配平系统，因此可以很好地抵消基准舵偏角

e（0）的影响。考虑动态性能要求为了提高系统的稳定性，引入俯仰角速率的信号构成反馈，以改善系统阻尼性；为了使系统的动态特性进一步改善，采用“提前反舵”原理，使舵面的偏转相位超前于俯仰角偏移。则需要引入俯仰角的加速度信号。22可编辑课件PPT

这种积分式自动驾驶仪的积分关系完全是由于舵回路采用速度反馈所造成，所以也称速度反馈自动驾驶仪或叫软反馈式自动驾驶仪。控制规律：对上式积分，且令初始条件，则得：在这种积分式自动驾驶仪中：速率陀螺信号—是俯仰角稳定信号，用以纠正俯仰角偏离；角加速度信号—是阻尼信号，它保证升降舵偏角与俯仰角速度成比例，用以补偿飞机自然阻尼的不足；垂直陀螺信号—俯仰角偏离的积分信号，保证升降舵偏转角与俯仰角偏离的积分成比例，用以自动消除稳定状态和操纵状态俯仰角的静差和稳态误差。5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-积分式自动驾驶仪23可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-积分式自动驾驶仪-++

L

+

g++积分式自动驾驶仪的缺陷：由于飞机传递函数中的积分环节，已被速率陀螺所构成的反馈回路（）所包围，因此不再对控制信号起积分作用。当控制信号为斜波信号时，积分式自动驾驶仪将仍然存在着控制静差；积分式自动驾驶仪虽能消除常值力矩所导致的静差，但是结构复杂，并且需要角加速度的信号。舵回路采用速度反馈的角位移控制系统的等效方框图24可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪+-+-+等效变换图舵回路的传递函数：25可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪-+由于Tp值很小，上式惯性环节可忽略不计。则舵回路的传递函数简化为：均衡反馈舵回路的角位移控制系统方块图：其中：舵回路传递系数-26可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪++将均衡反馈舵回路的角位移控制方块图做等效变换，可得到该角位移控制系统方块图的等效图：由于Te比飞机短周期运动时间Ts大得多，那么，在飞机短周期运动工作频段内可认为即Te是断开的。-++由此可见，均衡反馈式自动驾驶仪实际上相当于具有比例加积分控制律的自动驾驶仪，因为积分常数1/Te很小，所以只有当系统进入稳态后才会发挥其明显的积分作用。27可编辑课件PPT5.4.1姿态控制系统的构成与工作原理

-比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪比例加积分式自动驾驶仪的控制律为：从形式上看，上式控制律与积分式自动驾驶仪控制律是基本相同的，但是在具体实现上的要求却又较大差别。因为在这种比例加积分式自动驾驶仪的设计中，要实现舵回路的均衡反馈，关键在于得到时间常数Te很大的非周期环节。

通常可通过电子线路或采用带硬反馈的慢速随动系统来实现，而设计积分式自动驾驶仪的关键环节却是如何获得高质量的俯仰角加速度信号。28可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制下面以自动驾驶仪控制律为例，来分析自动驾驶仪的工作过程。本节主要介绍一下单个方面内容：比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差初始迎角0情况下的纵向运动常值干扰力矩作用下的动态过程与稳态误差估算29可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

修正初始俯仰角偏差稳定过程ovx

0(t)

e(t)(t)0t+

0,由于+L

+e升降舵下偏，产生低头力矩0减小，，并且其值也会随着俯仰角（t）逐渐减小而负向增大。

30可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

修正初始俯仰角偏差（续）稳定过程（续）由于刚打破平衡后，在低头力矩的作用下，飞机的纵轴总是先于空速向量发生转动，-空速向量向下偏转加快，减缓迎角负向增加的速度，当迎角达到最大值m，飞机的纵轴与空速向量转动的速度相同时，负迎角不再增加。由于负值分量的舵偏角逐渐增大，当正负两部分的舵偏角抵消后，由负值分量的舵偏角占主导，则总舵偏角逐渐变为负值e0，由此产生抬头力矩，使得飞机产生抬头运动，从而减缓飞机纵轴转动速度，最后使俯仰角的偏差趋于0.31可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

修正初始俯仰角偏差（续）控制过程（

g0,=0）+

g升降舵上偏，产生抬头力矩。飞机纵轴向上转动，增加，同时出现产生正值分量的舵偏角其余的过程与稳定过程类似。0(t)(t)

g

t32可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-初始迎角

00情况下的纵向运动（1）假定初始迎角

0>0，且0=0，e0=0，则纵向静稳定力矩使飞机向迎角减小的方向转动，机头下俯，同时由于0>0使空速向量向上转动，急剧减小，同时出现0和（2）由控制规律知，驾驶仪使升降舵上偏，产生抬头力矩，阻止飞机的下俯运动，抬头力矩随下俯角增大而增大，而低头力矩随迎0(t)(t)

0t/s角减小而减弱，当两力矩平衡后，俯仰角速度不再负向增加，此后抬头力矩大于低头力矩，俯仰角速度由负变正，逐渐使升降舵、俯仰角和迎角回零。33可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-常值干扰力矩作用下的动态过程飞机自动驾驶仪系统常受到来自其本身的干扰，如：投掷炸弹和副油箱收放起落架等引起重量或重心位置的变化，而产生干扰力矩，破坏了飞机纵向力矩的平衡。飞机在常值干扰力矩作用下的稳定过程（1）+Mf使飞机抬头，出现+，驾驶仪使升降舵下偏e>0，产生舵面恢复力矩MH=M(e)0,稳态后建立了新的力矩平衡Mf+MH=0,。由控制律可知es=L

s,于是存在的静差为：其中：因为

s=s+s，当s=0时，s=s。由于俯仰角静差s的出现，引起速度向量上偏，从而产生航迹倾斜角s，使原高度不能得到保持，这是比例式自动驾驶仪的固有缺陷。34可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-常值干扰力矩作用下的动态过程++++重心变化质量变化常值干扰力矩作用下的系统结构图35可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-常值干扰力矩作用下的动态过程系统结构图和稳态误差（续）稳态时ef+es=0.其中，ef为常值干扰力矩引起的升降舵偏角，而es=L

s。将其与联立可解出下列的俯仰角静差公式：因为稳态的俯仰角、航迹倾角和迎角之间存在

s=s

+s,当稳态的迎角s

=0时，则稳态的俯仰角和航迹倾角是相等的，即

s=s这就说明比例式自动驾驶仪在常值干扰力矩作用下会存在俯仰角静差，同时会导致飞行航迹发生变化。36可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-常值干扰力矩作用下的动态过程系统结构图和稳态误差（续）质量变化引起的稳态误差假设由于投掷炸弹后飞机重量减小G，而重心不变，则升力将大于重力，使空速向量向上转动，出现航迹倾角增量+，飞行轨迹将向上弯曲。在升力和重力平衡被打破的初始时刻，俯仰角还没有改变，因为俯仰角和航迹倾角与迎角之间的关系，在航迹倾角出现增量+后，迎角将会减小，从而使得升力减小与重力重新建立平衡。由于重力减小引起的迎角减小，纵向的静稳定力矩将减小，这样由于升降舵产生的正操纵力矩大于负的稳定力矩，飞机会上仰产生+s，当自动驾驶仪感受到+s后，会驱动升降舵面下偏，使得俯仰力矩重新建立平衡。由上分析可见：当质量减小G，而重心不变时，空速向量将上偏s，机体纵轴上仰，而升降舵下偏es。由于质量减小G，而重心不变，就相当于产生一个正的常值干扰力矩（+Mf），为了平衡此干扰力矩，升降舵面下偏产生负操纵力矩Me，建立新的平衡后Mf+

Me=0.最终得：37可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

-常值干扰力矩作用下的动态过程系统结构图和稳态误差质量变化引起的稳态误差（续）当质量变化G，而重心不变时，所产生的常值干扰力矩Mf可以表示为：式中，规定重量减小时，质量变化为正（G>0），反之为负。利用静稳定性导数Cm与纵向静稳定度Sm之间的关系和纵向静稳定度公式可以得到气动焦点到重心距离：将上式带入前式，可得到当质量变化G，而重心不变时的俯仰角静差公式为：为气动焦点到重心的距离。其与质量变化量G成正比，而与反馈增益L

成反比。38可编辑课件PPT5.4.2飞机纵向姿态稳定与控制

常值干扰力矩作用下的动态过程系统结构图和稳态误差（续）重心位置变化引起的稳态误差假设飞机放下起落架后，重心位置后移距离这里为相对于原重心在平均几何弦长上的量纲—距离发生变化值，并规定重心后移为正，前移为负，CA为平均几何弦长。由前图可求的正的干扰力矩为：代入前式得到重心位置变化引起的俯仰角静差，即：又因为，且在一般情况下0较小，所以认为cos01，这样上式可化简为：对于比例式自动驾驶仪而言，重心位置变化所引起的俯仰角稳态误差

s的绝对值与成正比，而与反馈增益L

成反比。39可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式2.等滚转角的侧向转弯控制律40可编辑课件PPT自动驾驶仪控制飞机航向角运动的原理自动驾驶仪对航向控制的任务是保证飞机纵轴沿航向的稳定和飞行空速向量沿航向的稳定.为达到这两个目的,自动驾驶仪可借助于:方向舵、副翼、方向舵和副翼三种方法来实现。方向舵产生立轴力矩使偏转；侧滑和飞机倾斜产生侧力使飞行速度向量改变方向。自动驾驶仪的航向通道就是靠操纵方向舵来达到稳定或改变飞机航向角的作用。41可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式飞机横侧向姿态的稳定和控制就是要保证高精度的偏航角

和滚转角的稳定与控制，以实现令人满意的转弯飞行。1.横侧向姿态的稳定和控制的基本方式对于常规布局的飞机而言，横侧向姿态的稳定与控制一般是通过方向舵和副翼操纵来实现的。根据飞机的横侧向运动的特点，飞机横侧向控制的基本方式有两种：通过方向舵实现水平转弯的侧向驾驶仪通过副翼修正航向而用方向舵消弱荷兰滚的方案42可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

通过方向舵实现水平转弯的侧向驾驶仪放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飞机垂直陀螺----控制律：放大速率陀螺缺点：存在较大的侧滑角，空速与纵轴的协调差，使乘员不舒适，且转弯半径较大.因此仅适合于修正小的航向偏差。两通道是各自独立的，设计较方便。43可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

通过副翼修正航向而用方向舵消弱荷兰滚放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飞机垂直陀螺----控制律：放大航向陀螺速率陀螺上图虚线部分所示。44可编辑课件PPT航向信号只送入自动驾驶仪的倾斜通道;对航向通道留下角速度信号,用来防止飞机纵轴在航向上的震荡.A/P工作

向左偏转(3)因滚转角<0与（-g）>0反号，随着滚转角

逐渐增大，副翼的正向差动偏角

a将越来越小，当达到新的平衡时，副翼恢复到初始位置。(4)随着速度向量和纵轴的转动,航向偏离信号将减小,滚转角信号（<0）占据上峰，副翼开始反向偏转,使滚转角

和偏航角（-g）越来越小，最后恢复到零状态。（2）飞机的纵轴也跟在速度向量的后面向左偏转

(1)当飞机纵轴偏离给定航向，使得（-g）>0,机头偏离给定航向的右侧，5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

通过副翼修正航向而用方向舵消弱荷兰滚45可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

-等滚转角的侧向转弯控制律为了克服侧滑角的出现，必须研究侧向转弯过程中的协调控制问题。协调转弯：空速向量与飞机纵轴不能重合协调转动是产生侧滑角的根本原因，侧滑角使得阻力增大，乘坐品质差，不利于机动，因此，必须实现协调转弯（coordinated_turn）。实现协调转弯应满足的条件为：稳态的滚转角为常值；稳态的偏航角速率为常值；稳态的升降速度为零；稳态的侧滑角为零。46可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

等滚转角的侧向转弯控制律（续）衡量协调转弯的形式有：当飞机做协调转弯飞行时，速度向量V与飞机对称面间的夹角为零（=0）由于飞机重心处的侧向加速度正比于侧滑角，所以当协调转弯飞行时，侧向加速度ay=0；做协调转弯飞行时，在垂直方向上的升力分量与重力平衡，水平方向的升力分量与离心力平衡。47可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

等滚转角的侧向转弯控制律（续）为了便于推导，假设俯仰角=0，这样当进行协调转弯飞行时，飞机在水平和垂直方向的受力分析如5-47图所示，据此，写出水平和垂直方向的力平衡方程为：求解上式可得协调转弯公式为：48可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

-等滚转角的侧向转弯控制律（续）为了进一步分析进行协调转弯时的操纵原理，将恒定的偏航角速率向机体轴系投影，如5-48所示。当飞机进行等高协调转弯飞行时，偏航速率是垂直于地面的。为了不掉高度并保持恒图5-48定的偏航角速率，飞机将存在俯仰角

和滚转角

。首先利用俯仰角

将偏航角速率向机体轴X和机体OZY平面内投影，得到滚转角速度和。在通常情况下，因为和较小，所以滚转角速度

，它对协调转弯飞行的影响可忽略不计；49可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

-等滚转角的侧向转弯控制律（续）利用滚转角将投影分别分解到机体轴X，Y上，得到绕机体轴Z，Y的偏航角速度和俯仰角速度。考虑到协调转弯公式后，最后得到偏航角速度b和俯仰角速度qb的表达式为：由此可见，飞机要完成等高度的协调转弯飞行，需要同时协调操纵副翼，升降舵和方向舵。50可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

-等滚转角的侧向转弯控制律协调转弯飞行时自动驾驶仪的控制规律将给定的滚转角

g和偏航角速率控制信号分别加入到自动驾驶仪控制律的滚转与航向两个通道中，同时在航向通道中引入侧滑角

信号，使方向舵的偏转不仅取决于偏航角偏差(-g)和偏航角速率，而且也与侧滑角的积分信号有关，以便减小侧滑角，由此形成以下控制规律：或写成：51可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

等滚转角的侧向转弯控制律协调转弯的纵向控制由前分析可知，在协调转弯飞行时由于存在滚转角，那么作用在垂直方向上的升力分量将减小L，因此将损失飞行高度。为保持转弯飞行高度的稳定，必须操纵升降舵负向偏转并产生附加迎角增量>0，从而补偿减小的升力增量L，使得在垂直方向上达到力量的平衡，即满足(L+L）cos=G由上述力平衡方程可得升力增量L的公式，即：又有升力增量L的关系式L=QSwCL,因此可得附加迎角公式为：在通常情况下因为CL

为正值，所以上式确定的附加迎角增量为正值。52可编辑课件PPT5.4.3飞机横侧向姿态稳定与控制

等滚转角的侧向转弯控制律协调转弯的纵向控制（续）根据纵向短周期传递函数可以得到稳态的力矩平衡方程：由此方程和附加迎角增量公式可以得到所需要的负向偏转的升降舵偏角公式：由上式可知：当飞机在协调转弯飞行时，由于存在滚转角，将损失飞行高度。为保持协调转弯飞行高度的稳定，不管存在着正还是负的滚转角，确保必须产生负向偏转的附加升降舵偏角，形成抬头的正俯仰力矩，来增大迎角，从而补偿足够的升力，使得在垂直方向上达到新的平衡状态。53可编辑课件PPT5.5飞机的轨迹控制系统轨迹控制（制导）系统是在姿态（角运动）控制系统的基础上构成的。轨迹控制（制导）系统的反馈回路可以在飞行器内部闭合，也可以由飞行器通过地面设备进行闭合。飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制在飞机编队、巡航、进场着陆、地形跟随以及舰载机着舰等飞行中具有十分重要的作用工作原理：直接测量飞行高度，使用高度差传感器，如气压式高度表或无线电高度表等测高仪器，根据高度差的信息直接控制飞行的飞行姿态，从而改变航迹倾角，以实现对飞行高度的闭环稳定与控制。控制律：式中：54可编辑课件PPT5.5飞机的轨迹控制系统

飞行高度的稳定与控制+--

δehK

-hg飞机速率陀螺速率陀螺高度差传感器开关高度给定装置舵回路可见，上式控制律主要是在俯仰角稳定回路的基础上构成的，为了避免在给定高度hg上下出现振荡，应当引入高度差的一阶微分信号，以改善导读稳定系统的阻尼特性。55可编辑课件PPT5.5飞机的轨迹控制系统

飞行高度的稳定与控制V高度稳定系统结构图的建立：因为用多变量函数的泰勒公式进行线性化处理：为起始高度变化率为航迹倾角引起的高度变化率，为速度V引起的高度变化率。

+++

--当初始航迹角

0=0和初始升降速度=0的运动学环节方框图56可编辑课件PPT5.5飞机的轨迹控制系统

飞行高度的稳定与控制++

δeh-hg定高系统运动环节高度稳定系统的结构图：57可编辑课件PPT5.5.2下滑波束导引系统工作原理：为了实现全天候飞行，保证能在恶劣气象情况，无目视基准的条件下实现自动着陆。下滑波束导引系统是现代高性能的飞机必不可少的机载系统。（1）着陆过程包括:定高,下滑,拉平和滑跑.断开定高300500米下滑线截获15米定高下滑拉平保持滑跑V=058可编辑课件PPT典型的着陆过程和参考数据为：飞机着陆前先在300-500米上空作定高飞行;截获下滑波束,按一定下滑坡度下滑角

=-2.5°-3.0°,此时速度不低于失速速度的1.3倍,约70-85米/秒(170节左右);注1:

70-85米/秒(170节左右)的飞行速度按照3.0°的下滑角计算下降速度为:-3.5

4.5米/秒,以如此大的接地速度着地是不允许的。(规定为:-0.5

0.6米/秒)为了减小航迹倾斜角,使飞机沿曲线运动拉起,因此设置一个拉平阶段;使速度向量与地面平行,飞机离地约0.5-1.0米,进入保持阶段;注2:由于此时速度逐渐减小,需加大迎角，以保持升力与重力平衡。当飞机到达着陆速度时,迎角减小,因为YW,飞机将以曲线轨迹落地进行滑跑。飞机与地面相接后,为缩短滑跑距离,常采用轮子刹车或发动机反推力措施.59可编辑课件PPT5.5.2下滑波束导引系统

实现下滑波束导引的地面设备和机载设备为引导飞机正确着陆,地面设备需有:地面发射的无线电信标台提供着陆基准航向信标台;下滑信标台在跑道的延长线上安装有三个指点信标台，利用其确定飞跃它们上空的时刻,在飞机上用灯光和音响信号的形式给出穿越指点信标台的信息.近台中台远点机上无线电接收设备：下滑波束导引系统（包括下滑耦合器和俯仰角位移控制系统）。60可编辑课件PPT5.5.2下滑波束导引系统

-仪表着陆系统ILS61可编辑课件PPT225米50-200米300-450米1050米7400米远台中台近台跑道下滑台500-1000米航向信标台(指点信标台)着陆方向1050米7400米跑道航向信标台上图:ILS使用的信标台-国际上用下图:ILS系统的特征点D

ACB600米D

6米15米基点

30米400米CB62可编辑课件PPT下滑信标台的方向性特性下滑波束导引工作原理下滑信标台给飞机提供下滑基准,它向飞机着陆方向连续发射两个频率各为90Hz和150Hz的高频定向无线电调幅波,其载波频率范围为:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿与150Hz最下面一个小波瓣形成等信号线(下滑波束中心线,等信号强度区),其仰角一般为2°

4°.在等信号线上方,90Hz信号强于150Hz的信号,在等信号线下方150Hz信号强于90Hz信号. 63可编辑课件PPTR2.5

X=2.5+

=2.5

sdP由R与d可决定偏差角,而与速度V0以及航迹倾斜角θ有如下关系:拉氏变换后得:由上图可知:即,经拉氏变换后

所以：(s)+++

0

d(s)(s)64可编辑课件PPT5.5.3自动拉平着陆系统拉平轨迹拉平轨迹是指由下滑过渡到着陆点的运动轨迹。为了使下降速度能够随高度降低而成比例减小，在理想情况下，当下降速度为零时，高度也恰好为零，即满足下列齐次微分方程：或写成：其微分方程的解为：拉平开始时高度指数曲线的时间常数若根据上式设计拉平轨迹，则只有当拉平时间无限长t时，才能使得飞机的起落架触地滑跑h()0.也就是说，需要无限长跑道，才能使飞机以零下降速度触地滑跑。65可编辑课件PPT5.5.3自动拉平着陆系统拉平轨迹（续）前述显然不实际。飞机在实际降落飞行过程中，如果在容许接地速度内飞机的安全是可以保证的，因此，可以将齐次微分方程式改写成为非齐次微分方程，即：或者：其解为：如果令h(t1)=0,则拉平飞行时间为：如果假设拉平飞行距离为则：按照拉平飞行距离公式，如果给定起始拉平高度h0、容许接地速度和飞行速度V0以及时间常数

，那么飞机在拉平飞行阶段的飞行距离l就可以计算出来，并可以作为选择降落跑道的参考因素。66可编辑课件PPT5.5.3自动拉平着陆系统自动拉平系统的组成根据式，借助关系式来构成拉平耦合器，只要自动拉平系统能够保证实际的下降速度准确地跟踪给定的下降过程，便可实现自动拉平飞行。俯仰角位移系统-++拉平耦合器67可编辑课件PPT5.5.3自动拉平着陆系统在拉平过程中,飞机沿曲线轨迹运动,这个曲线把下滑线与平行于地面的或与地面成很小倾角的直线联接起来.轨迹的这种变化是由迎角增加时产生的向心力造成的,目的是为了减小飞机的接地速度.飞机在垂直平面内,从下滑过渡到实际着陆点的纵向运动轨迹称为拉平轨迹.着陆点拉平轨迹下滑线2.5

跑道平面指数渐近线S68可编辑课件PPT5.5.4飞机侧向距离的自动控制对于侧向距离控制系统是以偏航角和滚转角控制系统为内回路构成的，一般采用飞机倾斜转弯方式来修正和控制侧向距离的。对于侧向轨迹控制系统而言，航向和滚转两个通道的协调控制方法与侧向角运动的控制方法是一致的。通常利用倾斜转弯的形式，主要以副翼和方向舵来实现侧向偏离控制。侧向偏离的控制规律该控制规律的特点：在滚转角与偏航角控制律的基础上，增加了侧向偏离的信息（y-yg），就构成了侧向偏离轨迹的控制规律。69可编辑课件PPT5.5.4飞机侧向距离的自动控制(a)处于水平直线平飞的飞机,其重心位于距航迹BA的右侧+Z处,并且飞机的航向与BA有一夹角-,航迹稳定系统接通+x,-,使飞机左滚转,速度向量和航向不断向BA方向偏转,通过y作用0.-+(同时Z)时x=0滚转角达到负最大值.(b)Z,使飞机改平,正航向角达到最大,不再左偏.B70可编辑课件PPT5.5.4飞机侧向距离的自动控制要求飞机沿BA飞行(a)处于水平直线平飞的飞机,其重心位于距航迹BA的右侧+Y处,航迹稳定系统接通+a,-,使飞机左滚转,速度向量和航向不断向BA方向偏转,通过r作用0.--(同时y)，当时a=0滚转角达到负最大值.(b)y,-a正的滚转力矩，使飞机改平,负航向角达到最大,不再左偏.BA(c)都向右转,y.(d)y=0时,航向角和速度向量都稳定在BA一致的方向上.图5-61侧向偏离修正过程71可编辑课件PPT5.6空速和马赫数的保持与控制

5.6.1飞行速度保持与控制的作用5.6.2速度保持与控制系统的构成与工作原理通过升降舵偏转来改变俯仰角从而实现速度控制自动油门系统72可编辑课件PPT5.6.1飞行速度控制系统的作用

飞行速度控制系统是在近三十年中发展起来的,它比角运动控制系统与轨迹运动控制系统出现得要晚一些.随着航空事业的发展,要求飞机在恶劣的气象条件下自动进场着陆.而着陆任务本身又要求有较高的速度控制精度:速度偏低则受临界迎角的限制;若速度偏高又受到襟翼、刹车板等结构强度的限制。飞机的控制可归结为控制:飞行速度V的方向-高度的控制飞行速度V的大小-速度的控制:将改善超音速飞机的速度稳定性,阻尼飞机长周期运动,是飞机轨迹控制的必要前提.73可编辑课件PPT5.6.1飞行速度控制系统的作用飞行速度保持与控制能保证飞机在低动压下平飞时，仍具有速度的稳定性飞行速度的保持与控制是轨迹控制的必要前提当进行跨音速飞行时能够保持速度稳定74可编辑课件PPT5.6.1飞行速度控制系统的作用飞行速度保持与控制系统能保证飞机在低动压下保持平飞速度稳定（1）飞机纵向运动方程75可编辑课件PPT5.6.1飞行速度控制系统的作用

-使飞机在低动压下保持平飞速度稳定若不计油门变化和舵面偏转后所产生的法向力,即以及近似处理且选择基准运动条件则飞机的法向增量运动方程可写成:若将=

+

代入后，则如果飞机保持平飞，有则上式说明在平飞的条件下，迎角增量与速度增量V的关系。在通常情况下，由于Zv和Z

均为负值，则当V增大时,迎角将减小。因此，如果要增加速度，又要保持飞行轨迹不变化（=0）,则必须减小迎角.在不改变推力的情况下，减小迎角将会使飞行速度增大.即:驾驶员为保持平飞,在使飞机加速的同时总是推驾驶杆使飞机低头.76可编辑课件PPT若不计升降舵偏转产生的切向力，即，以及选择基准运动条件，且飞机平飞（=），此时飞机纵向运动的切向方程为令并将代入上式飞机的切向运动方程式,则得速度V的一阶微分方程为:当，会出现速度不稳定；反之，飞行速度是稳定的，或者写成量纲一导数形式5.6.1飞行速度控制系统的作用

-使飞机在低动压下保持平飞速度稳定利用的关系式，来推导影响速度稳定性的条件77可编辑课件PPT由速度增量V的一阶微分方程，画出其结构图+++-由上图可知:两个反馈通道，其中一个是负反馈回路，一个是正反馈回路。当在负反馈回路的信号为主导情况下，满足稳定性条件，即系统具有速度的稳定性；反之，当正反馈回路的信号为主导时，则不满足稳定性条件，即，这样系统将出现速度不稳定的运动。由此可见，当飞机在低动压飞行时，由于反映机动性能的参数通常要比减小得多，则反馈通道的权就增大，出现速度不稳定的可能性就越大。负反馈速度自平衡性正反馈在平飞条件下,速度增大V时,飞机必须低头产生负迎角增量,而又导致速度继续增加.借助于信号反馈结构的分析78可编辑课件PPT5.6.1飞行速度控制系统的作用

-飞行速度的控制是角运动控制的必要前提如果对空速不进行人工或自动控制,那么对航迹倾斜角的控制就不能达到预期的目的.控制飞机航迹角的过程:操纵舵面改变飞行姿态迎角变化升力增量变化速度向量以非周期动态过程的形式跟踪姿态角的变化,即

,最终=一致.但以上这一切是以假设V=0为前提的.