飛機飛行控制課件.ppt

飛機飛行控制,緒論,3,飛行控制的歷史,1891年，海諾姆.馬克西姆設計并制造的飛機已經(jīng)裝有用于改善縱向穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)。早期的飛機基本上沒有固有穩(wěn)定性，靠飛行員的能力來保證飛機的穩(wěn)定。,4,飛行控制的歷史,后來設計的飛機一般具有一定的固有穩(wěn)定性，但沒有保證。1920年以后，飛機的穩(wěn)定性靠外形布局及重心定位來保證。,5,第一代戰(zhàn)斗機,多采用后掠翼布局武器以航炮為主作戰(zhàn)方式以尾后攻擊為主超音速操縱系統(tǒng)為機械傳動方式,6,典型桿式操縱機構,7,第二代戰(zhàn)斗機,三角翼、后掠翼武器：第一代空空導彈作戰(zhàn)方式：視距內(nèi)、尾后攻擊M2，H20000m操縱系統(tǒng)大量采用：助力器馬赫數(shù)配平機構增穩(wěn)器阻尼器電液系統(tǒng),8,典型助力器及力臂調(diào)節(jié)器,9,第三代戰(zhàn)斗機,布局：翼身融合、邊條放寬靜穩(wěn)定性武器：近距、超視距空空導彈作戰(zhàn)方式：格斗、超視距空戰(zhàn)模擬式和數(shù)字式電傳控制系統(tǒng)（FBW，flybywire）。按其作用可以分為兩種：控制增穩(wěn)系統(tǒng)自動駕駛儀,10,典型電傳飛控系統(tǒng),11,第四代戰(zhàn)斗機,布局：隱身氣動一體化設計武器：先進格斗導彈、超遠程空空導彈、精確制導火飛推一體化、主動控制技術作戰(zhàn)方式：？,12,駕駛員vs飛行控制系統(tǒng),駕駛員的缺點有限的反應速度有限的感知能力會緊張、疲勞駕駛員的優(yōu)點學習能力應付意外的能力,飛行控制系統(tǒng)：在飛行過程中，利用自動控制系統(tǒng)，能夠?qū)︼w行器構形、飛行姿態(tài)和運動參數(shù)實施控制的系統(tǒng)。,13,本課程的目的,飛機引入飛行控制系統(tǒng)的飛行力學機理：飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機的模態(tài)特性；不同的反饋改變不同的模態(tài)特性；飛機、飛控、駕駛員組合的動力學特性分析：飛機控制系統(tǒng)特性的分析方法；人機系統(tǒng)的特性分析；選擇飛行控制系統(tǒng)的控制律的基本原理：常見控制系統(tǒng)類型及其分析、選擇；,14,本課程的地位,以自動控制原理、飛行動力學為基礎的一門提高課程；從事飛行器設計、飛行動力學工作的基礎之一。,15,內(nèi)容,引論飛行控制系統(tǒng)概述(自學)飛機的閉環(huán)動態(tài)特性人機閉環(huán)系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)的分析,16,考核,課堂、作業(yè)：40%考試（閉卷）：60%,背景知識,18,控制過程的描述,飛行控制（駕駛員操縱飛機）過程的物理描述開環(huán)操縱閉環(huán)操縱,19,傳遞函數(shù),線性系統(tǒng)零初始條件下拉氏變換輸出量比輸入量優(yōu)點：將時域轉(zhuǎn)換成頻域?qū)⑽⒎址匠剔D(zhuǎn)換為代數(shù)方程,20,彈簧振子系統(tǒng),零初值拉氏變換,21,彈簧振子的振蕩成因,彈簧的位移擾動,恢復力彈簧系數(shù)k,阻尼力阻尼系數(shù)f,阻尼,頻率,形成振蕩的因素決定了系統(tǒng)頻率,阻礙振蕩的因素決定了系統(tǒng)阻尼,22,縱向模態(tài)的物理成因,Da0,頻率,頻率,阻尼,阻尼,短周期,長周期,23,Db0,Lbb0,Lrr0,Db0,Nrr0,p0,荷蘭滾模態(tài),荷蘭滾頻率,Df0,y0,Gsinf0,Db0,Ybb0,荷蘭滾阻尼,荷蘭滾阻尼,24,飛機的振蕩模態(tài),25,閉環(huán)系統(tǒng),單位負反饋（k=1）的傳遞函數(shù),若,則,對于反饋系數(shù)為k的負反饋,26,反饋控制的特點,采用反饋控制不改變傳遞函數(shù)的分子多項式N(S)，僅改變分母多項式（特征方程）,從物理角度講，反饋控制改變了模態(tài)特性，而對模態(tài)比沒有影響。就是說，加入反饋后飛機各運動參數(shù)之間的幅值比和相位差不變。,27,根軌跡法,在復平面內(nèi)判斷反饋系數(shù)變化引起的閉環(huán)特征根變化情況若特征方程D(S)=D(S)+kN(S)=0當k=0時，D(S)=0，對應系統(tǒng)極點當k=時，N(S)=0，對應系統(tǒng)零點Matlab：rlocus，rltool,28,根軌跡分析,每一對共軛復根表示一個振蕩模態(tài)每一個實跟對應著一個非周期（單調(diào)）模態(tài)虛軸上的特征根，z=0，等幅振蕩左半平面的根對應著收斂的模態(tài)，右半平面發(fā)散,29,根軌跡分析,A,B,C,典型二階環(huán)節(jié),特征根,矢徑為w，矢徑越長，頻率越高,，j越大，阻尼比越大,30,頻率特性,傳遞函數(shù)G(S)中，S用jw（對應于正弦振蕩）代入，得,這個公式表示系統(tǒng)輸入（正余弦）諧波振蕩時，系統(tǒng)反應中的強迫振蕩分量（時域）,縱向短周期近似傳遞函數(shù)：,若輸入為正弦波：,31,頻率特性,拉氏變換后得：于是：海維賽展開：強迫振蕩部分：對比：,32,對數(shù)頻率特性,頻率特性曲線（Bode圖）,半對數(shù)坐標對數(shù)幅頻特性對數(shù)相頻特性,33,對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點,若系統(tǒng)由一系列串聯(lián)而成，則對數(shù)頻率特性曲線可以疊加,34,對數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點,可疊加。線性系統(tǒng)可以分解為一階、二階環(huán)節(jié)和微分、積分、比例等環(huán)節(jié)的組合,因此，可以作出典型環(huán)節(jié)的曲線，再進行疊加頻帶寬。通常飛機與飛控系統(tǒng)組合后的頻帶很寬，用Bode圖可以畫在一張圖上，方便實用。,35,典型環(huán)節(jié)的對數(shù)頻率特性,G=K比例環(huán)節(jié),G=1/(1+TS)一階滯后(慣性),G=1/(1+2zS/w+S2/w2)振蕩環(huán)節(jié),36,手繪Bode圖的過程,37,手繪Bode圖的過程,左側漸進線有問題,38,手繪Bode圖的過程,將S以0代入G,39,控制系統(tǒng)組成,飛機本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)機械模擬式電傳數(shù)字式電傳光傳,陀螺三自由度陀螺(角度)二自由度陀螺(角速度)加速度計(測量過載)空速管氣流角度(迎角、側滑角)速度、M數(shù)高度傳感器氣壓無線電大氣計算機,40,作業(yè),自學第一章：1316內(nèi)容有條件的可以練習使用Matlab繪制簡單的根軌跡和Bode圖不要求上交,飛機閉環(huán)動態(tài)特性,縱向反饋控制及其閉環(huán)特性,42,飛機縱向常見問題,戰(zhàn)斗機高空飛行時阻尼不足高速飛行靜穩(wěn)定性高或低速不足戰(zhàn)斗機放寬靜穩(wěn)定性后縱向靜穩(wěn)定性不足，甚至短周期發(fā)散長周期發(fā)散更關心短周期模態(tài),43,縱向反饋控制,44,縱向運動參數(shù)及控制面,45,縱向傳遞函數(shù)1,其中zsp短周期阻尼比wsp短周期頻率zp長周期阻尼比wp長周期頻率,短周期（shortperiod）,長周期（phugoid）,46,縱向傳遞函數(shù)2,47,俯仰角q反饋,48,反饋系數(shù)符號的確定,Kq與Aq同號,49,俯仰角q反饋系數(shù),Kq0,Kq0,50,根據(jù)特征方程系數(shù)分析閉環(huán)穩(wěn)定性,根據(jù)傳遞函數(shù)，得到系統(tǒng)的閉環(huán)特征方程D(S)=D(S)-KqN(S)=0與開環(huán)特征方程D(S)=S4+a1S3+a2S2+a3S+a4=0相比，只改變了后三項的系數(shù)a2、a3、a4，而這三個系數(shù)主要影響長周期模態(tài)的特性,51,俯仰角反饋的閉環(huán)根軌跡,俯仰角反饋的效果：改善長周期阻尼短周期阻尼變差,52,算例俯仰角反饋根軌跡,Kq=0.05,53,俯仰角速率q反饋,與俯仰角反饋相比，在俯仰角速率反饋改變了特征方程的系數(shù)a1、a2、a3，這同時改變了長周期、短周期的模態(tài)特性。,54,俯仰角速率反饋的閉環(huán)根軌跡,俯仰角速率反饋：改善短周期阻尼對長周期影響較小,55,算例俯仰角速率反饋根軌跡,Kq=0.01,56,不同反饋系數(shù)的比較,Kq=0.01Kq=0.05,57,另一種穩(wěn)定性分析方法,短周期阻尼主要取決于俯仰阻尼導數(shù)Mq0由俯仰角速率反饋產(chǎn)生的附加舵偏角de=Kqq由此帶來的力矩增量DM=Mdede=MdeKqq等效的阻尼導數(shù)DMq=MdeKq0可見，俯仰角速率增加了短周期阻尼,58,縱向（俯仰）阻尼器,俯仰角速率反饋，用于改善短周期阻尼比。,59,qq反饋,60,qq反饋的根軌跡,俯仰角速率反饋,61,算例qq反饋,62,特殊情況長周期發(fā)散,例如，飛機在跨音速區(qū)，隨速度的增加，焦點后移，產(chǎn)生一個低頭力矩，相當于一個附加的DMu0，有可能使特征方程系數(shù)a4=g(ZuMw-MuZw)0，此時，若其他系數(shù)均為正，則長周期模態(tài)會耦合為一正一負兩個實根。,63,長周期發(fā)散時的俯仰角反饋,64,長周期振蕩發(fā)散(a30，則可能a20，短周期耦合成一正一負兩個實根。這對應于飛機失去縱向靜穩(wěn)定性（Ma）的情況，對于放寬靜穩(wěn)定性技術（RSS，RelaxedStaticStability），采用俯仰角俯仰角速率反饋可以達到一定效果，但更為直接的解決方案是加入迎角或法向過載反饋。,短周期近似特征方程：,66,短周期發(fā)散時的俯仰角角速率反饋,67,短周期發(fā)散的算例,68,速度反饋,速度是一個長周期參數(shù)，因此可以推論引入速度反饋可以改變長周期穩(wěn)定性。同為長周期參數(shù)的俯仰角，其反饋可以改變長周期特性，但俯仰角同時也是短周期參數(shù)，俯仰角反饋同時會對短周期特性帶來不利影響。類似俯仰角速率q反饋的分析，將速度反饋到升降舵可以增加附加的力矩導數(shù)DMu。,另一種分析方法，由可見，采用速度反饋可以改變特征方程a2，a3，a4三個系數(shù)，從而改變長周期特性。,69,速度反饋的閉環(huán)根軌跡,速度反饋的效果：改善長周期模態(tài)特性，阻尼比增加。短周期阻尼變化不大，當反饋系數(shù)過大時，短周期模態(tài)特性惡化，頻率下降。,70,算例速度反饋,Kv=0.02,71,速度加速度反饋,加速度反饋的效果：通過合理選擇TU及KU，可以同時改善長短周期模態(tài)特性,72,算例速度加速度反饋,73,迎角反饋,de=-KaDaDM=Mdede=-MdeKaDa=MdeKa(a-ac)DMa=MdeKa0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性,74,迎角反饋的根軌跡,迎角反饋的效果：對長周期模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時減小了短周期的阻尼比。（通?？梢酝瑫r引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比）,75,算例迎角反饋,76,迎角反饋與俯仰角反饋的比較,77,放寬靜穩(wěn)定性技術,78,放寬靜穩(wěn)定性的好處及補償,提高飛機升阻比提高飛機加速能力提高飛機機動能力減輕飛機設計重量通常采用迎角或法向過載反饋來補償飛機的靜穩(wěn)定性。,79,示例靜不穩(wěn)定飛機的迎角反饋,80,法向加速度反饋,由于迎角在飛行過程中不易測量準確，因此通常以法向加速度（過載）反饋代替迎角反饋。由法向力方程若忽略Zdede項，則迎角與az有一一對應關系。因此理論上可以用az反饋代替迎角反饋。,法向加速度反饋需要解決的問題：當存在俯仰角速率的變化率時：因此，需要將加速度傳感器安裝在飛機質(zhì)心上或在質(zhì)心前后對稱位置安裝兩個傳感器。,81,法向加速度的傳遞函數(shù),實際使用中，多以法向過載代替法向加速度作為反饋信號,82,法向加速度反饋的根軌跡,法向過載反饋效果：對長周期模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時減小了短周期的阻尼比。（通?？梢酝瑫r引入迎角速率反饋以改善阻尼比）,83,算例法向加速度/過載反饋,84,示例靜不穩(wěn)定飛機的法向過載反饋,85,高度反饋,高度傳遞函數(shù)中存在S=0的一個極點，稱為高度模態(tài)，一般情況高度模態(tài)具有輕微穩(wěn)定性。,86,高度反饋的根軌跡,加入高度反饋后，高度模態(tài)的穩(wěn)定性取決于TH1的符號，若TH1副翼橫向靜穩(wěn)定性：側滑角(側向過載)副翼荷蘭滾頻率：側滑角(側向過載)方向舵荷蘭滾阻尼：偏航角速率方向舵同時引入微分信號增加零點可以進一步改善模態(tài)特性,人機閉環(huán)系統(tǒng)分析,117,駕駛員控制飛機的控制框圖,開環(huán),閉環(huán),118,駕駛員控制任務的分類,補償控制追蹤控制預先顯示控制預先認知控制,119,補償控制追蹤控制,120,預先顯示控制預先認知控制,121,駕駛員的數(shù)學模型,t駕駛員的反應時間：0.121rad/sec。,152,閉環(huán)頻率特性偏差,帶寬范圍內(nèi)的幅值下陷；通常為保證駕駛員能夠完成閉環(huán)操縱任務，要求D3dB。,153,閉環(huán)短周期阻尼比CL,通常要求0.35CL0.55。開環(huán)阻尼比要求0.35方向舵反饋偏航阻尼器的目的是補償荷蘭滾模態(tài)的阻尼,185,偏航阻尼器的根軌跡,186,洗出網(wǎng)絡參數(shù)的影響,187,舵回路的影響,188,滾轉(zhuǎn)阻尼器,滾轉(zhuǎn)角速率副翼反饋目的是改善滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時間常數(shù),189,滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡,190,滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應,191,滾轉(zhuǎn)阻尼器對操縱效率的影響,滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值,192,俯仰阻尼器,俯仰角速率平尾（升降舵）反饋改善短周期阻尼,193,俯仰阻尼器的根軌跡,海平面，K=0.05開環(huán)短周期阻尼：0.41閉環(huán)短周期阻尼：0.47,18000m，K=0.05(0.3)開環(huán)短周期阻尼：0.19閉環(huán)短周期阻尼：0.28(0.78),194,縱向穩(wěn)定器,迎角（法向過載）平尾（升降舵）反饋改善短周期頻率對于放寬靜穩(wěn)定性的飛機進行補償,195,縱向穩(wěn)定器的根軌跡,K=0.35閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.2,196,采用法向過載反饋的縱向穩(wěn)定器,短周期近似的法向過載傳遞函數(shù),197,法向過載反饋的根軌跡,K=0.004閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.1,198,航向穩(wěn)定器,側滑角（側向過載）方向舵反饋改善荷蘭滾模態(tài)頻率,199,航向穩(wěn)定器的根軌跡,200,常見的增穩(wěn)器及阻尼器,201,某二代機的縱向控制系統(tǒng),202,某二代機橫航向控制系統(tǒng),203,控制增穩(wěn)器,為解決增穩(wěn)器對操縱性的負面影響在增穩(wěn)器基礎上加入前向通道通常加入指令模型,204,指令模型,低通濾波器,當S1/tm，M(S)=0,大幅值機動時，動作慢、頻率低小幅值機動時，動作快、頻率高,205,積分式/比例式過載指令控制增穩(wěn)器,全權限桿對應于過載桿舵不一致,無靜差中性速度穩(wěn)定性,積分式過載指令控制增穩(wěn)器的特點：,206,速度穩(wěn)定性,正速度穩(wěn)定性PSS中性速度穩(wěn)定性NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability,207,F-8C飛行控制系統(tǒng)分析,208,F-8“十字軍戰(zhàn)士”,1953年設計，1957年服役，1965年停產(chǎn)翼展10.72米；機長16.61米；機高4.80米翼面積32.5米2；展弦比3.53；空重8170公斤最大速度：M1.7；實用升限：17600米作戰(zhàn)半徑：370800公里；爬升率：130米秒,209,主通道,積分式控制律,迎角限制器,F-8C縱向飛行控制系統(tǒng),210,積分式控制律,211,正常飛行狀態(tài)下的簡化,212,指令信號的選擇,高速時，駕駛員更關心過載低速時，駕駛員更關心姿態(tài)因此，將法向過載與俯仰角速率進行組合作為反饋信號,213,主通道,214,放寬靜穩(wěn)定性的補償,采用俯仰角速率反饋,215,邊界迎角控制,在大迎角階段，駕駛員更關心迎角迎角指令控制律：比例積分俯仰角速率反饋，以改善縱向靜穩(wěn)定性狀態(tài)自動轉(zhuǎn)換：,當KB=1，USeN，正常狀態(tài)當KB=0，USeB，邊界迎角限制狀態(tài),216,迎角限制器,217,增加橫向靜穩(wěn)定性,消除側滑角,滾轉(zhuǎn)阻尼器,副翼通道,218,副翼方向舵交連,消除側滑角,航向穩(wěn)定器,方向舵通道,219,大迎角滾轉(zhuǎn)帶來的側滑,220,轉(zhuǎn)彎時產(chǎn)生的側滑,221,副翼方向舵交聯(lián)(ARI),222,副翼方向舵交聯(lián)的實現(xiàn),根據(jù)小擾動方程中側滑角為零：,硬交聯(lián)：,均衡交聯(lián)：,223,副翼方向舵交聯(lián)的效果,224,側滑角變化率反饋,225,橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng),副翼通道滾轉(zhuǎn)阻尼器（滾轉(zhuǎn)角速率反饋）側滑角變化率反饋，用于消除側滑側向過載反饋，改善Lb方向舵通道航向穩(wěn)定器（側向過載反饋）側滑角變化率反饋，用于消除側滑副翼方向舵交連ARI，以消除側滑，進行協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn),226,F-16縱向飛行控制系統(tǒng),227,縱向自動駕駛儀,保持俯仰姿態(tài)模式保持高度模式保持速度（M數(shù)）模式M數(shù)配平,228,保持俯仰姿態(tài)模式,算例,飛機,舵回路,229,保持俯仰姿態(tài)模式的算例根軌跡,230,以俯仰阻尼器作為內(nèi)回路,飛機,舵回路,舵機增益,放大器增益,231,內(nèi)回路根軌跡圖,232,內(nèi)回路根軌跡krg=1.2,233,內(nèi)回路根軌跡krg=2,234,外回路根軌跡krg=1.2，kamp=1.41,235,外回路根軌跡krg=2，kamp=2.6,236,保持高度模式,保持高度模式可能會造成長周期模態(tài)發(fā)散，因此通常需要同時引入：俯仰角反饋、微分網(wǎng)絡、加速度反饋,飛機,舵回路,高度計滯后,237,高度截獲,238,保持速度模式,飛機,發(fā)動機延遲,舵回路,空速管滯后,239,保持速度模式的根軌跡圖,240,發(fā)動機延遲對穩(wěn)定性的影響,241,采用減速板或升降舵控制速度,242,馬赫數(shù)配平,在跨音速區(qū)，平衡曲線會出現(xiàn)“勺形區(qū)”；M數(shù)配平機構產(chǎn)生附加舵偏角；實際由飛行員產(chǎn)生的舵偏角不存在“勺形區(qū)”,243,橫航向自動駕駛儀,保持滾轉(zhuǎn)角或機翼水平模式保持航向模式甚高頻全方位導航模式,244,保持滾轉(zhuǎn)角或機翼水平模式,飛機,舵回路,245,保持滾轉(zhuǎn)角模式根軌跡,a=10,a=5,a=2,246,保持航向模式,保持航向模式一般都以保持滾轉(zhuǎn)角模式作為內(nèi)回路：,247,甚高頻無線電導航,248,姿態(tài)航跡的耦合,偏轉(zhuǎn)舵面,產(chǎn)生俯仰力矩,姿態(tài)變化,力變化,航跡變化,249,直接力控制技術,正常操縱,航跡角的解耦操縱,俯仰角的解耦操縱,250,直接力控制用于改變航跡,正常操縱,直接側力控制,251,直接力控制航向機動,無滾轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)彎,側滑飛行,252,傳統(tǒng)飛機的飛行品質(zhì),對短周期頻率的規(guī)定-短周期阻尼比：0.351.3,253,帶有飛行控制系統(tǒng)的飛機的特點,高階（50階7