飛機(jī)飛行控制PPT課件.ppt

飛機(jī)飛行控制 2020 1 9 1 緒論 2020 1 9 2 3 飛行控制的歷史 1891年 海諾姆 馬克西姆設(shè)計(jì)并制造的飛機(jī)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(jī)基本上沒(méi)有固有穩(wěn)定性 靠飛行員的能力來(lái)保證飛機(jī)的穩(wěn)定 2020 1 9 4 飛行控制的歷史 后來(lái)設(shè)計(jì)的飛機(jī)一般具有一定的固有穩(wěn)定性 但沒(méi)有保證 1920年以后 飛機(jī)的穩(wěn)定性靠外形布局及重心定位來(lái)保證 2020 1 9 5 第一代戰(zhàn)斗機(jī) 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(jī)械傳動(dòng)方式 2020 1 9 6 典型桿式操縱機(jī)構(gòu) 2020 1 9 7 第二代戰(zhàn)斗機(jī) 三角翼 后掠翼武器 第一代空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式 視距內(nèi) 尾后攻擊M 2 H 20000m操縱系統(tǒng)大量采用 助力器馬赫數(shù)配平機(jī)構(gòu)增穩(wěn)器阻尼器電液系統(tǒng) 2020 1 9 8 典型助力器及力臂調(diào)節(jié)器 2020 1 9 9 第三代戰(zhàn)斗機(jī) 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(dǎo)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(dòng)駕駛儀 2020 1 9 10 典型電傳飛控系統(tǒng) 2020 1 9 11 第四代戰(zhàn)斗機(jī) 布局 隱身氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)武器 先進(jìn)格斗導(dǎo)彈 超遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈 精確制導(dǎo)火飛推一體化 主動(dòng)控制技術(shù) 作戰(zhàn)方式 2020 1 9 12 駕駛員vs飛行控制系統(tǒng) 駕駛員的缺點(diǎn)有限的反應(yīng)速度有限的感知能力會(huì)緊張 疲勞駕駛員的優(yōu)點(diǎn)學(xué)習(xí)能力應(yīng)付意外的能力 飛行控制系統(tǒng) 在飛行過(guò)程中 利用自動(dòng)控制系統(tǒng) 能夠?qū)︼w行器構(gòu)形 飛行姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)實(shí)施控制的系統(tǒng) 2020 1 9 13 本課程的目的 飛機(jī)引入飛行控制系統(tǒng)的飛行力學(xué)機(jī)理 飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機(jī)的模態(tài)特性 不同的反饋改變不同的模態(tài)特性 飛機(jī) 飛控 駕駛員組合的動(dòng)力學(xué)特性分析 飛機(jī) 控制系統(tǒng)特性的分析方法 人機(jī)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(jiàn)控制系統(tǒng)類(lèi)型及其分析 選擇 2020 1 9 14 本課程的地位 以自動(dòng)控制原理 飛行動(dòng)力學(xué)為基礎(chǔ)的一門(mén)提高課程 從事飛行器設(shè)計(jì) 飛行動(dòng)力學(xué)工作的基礎(chǔ)之一 2020 1 9 15 內(nèi)容 引論飛行控制系統(tǒng)概述 自學(xué) 飛機(jī)的閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析各類(lèi)飛行控制系統(tǒng)的分析 2020 1 9 16 考核 課堂 作業(yè) 40 考試 閉卷 60 2020 1 9 背景知識(shí) 2020 1 9 17 18 控制過(guò)程的描述 飛行控制 駕駛員操縱飛機(jī) 過(guò)程的物理描述開(kāi)環(huán)操縱閉環(huán)操縱 2020 1 9 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?jī)?yōu)點(diǎn) 將時(shí)域轉(zhuǎn)換成頻域?qū)⑽⒎址匠剔D(zhuǎn)換為代數(shù)方程 2020 1 9 20 彈簧振子系統(tǒng) 零初值拉氏變換 2020 1 9 21 彈簧振子的振蕩成因 彈簧的位移擾動(dòng) 恢復(fù)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 2020 1 9 22 縱向模態(tài)的物理成因 Da 0 頻率 頻率 阻尼 阻尼 短周期 長(zhǎng)周期 2020 1 9 23 Db 0 Lbb 0 Nbb 0 Lrr 0 Db 0 Df 0 Lpp 0 滾轉(zhuǎn)收斂 Npp 0 Nrr 0 p 0 p 0 r 0 荷蘭滾模態(tài) 荷蘭滾頻率 Df 0 y 0 Gsinf 0 Db 0 Ybb 0 荷蘭滾阻尼 荷蘭滾阻尼 2020 1 9 24 飛機(jī)的振蕩模態(tài) 2020 1 9 25 閉環(huán)系統(tǒng) 單位負(fù)反饋 k 1 的傳遞函數(shù) 若 則 對(duì)于反饋系數(shù)為k的負(fù)反饋 2020 1 9 26 反饋控制的特點(diǎn) 采用反饋控制不改變傳遞函數(shù)的分子多項(xiàng)式N S 僅改變分母多項(xiàng)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(duì)模態(tài)比沒(méi)有影響 就是說(shuō) 加入反饋后飛機(jī)各運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的幅值比和相位差不變 2020 1 9 27 根軌跡法 在復(fù)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(dāng)k 0時(shí) D S 0 對(duì)應(yīng)系統(tǒng)極點(diǎn)當(dāng)k 時(shí) N S 0 對(duì)應(yīng)系統(tǒng)零點(diǎn)Matlab rlocus rltool 2020 1 9 28 根軌跡分析 每一對(duì)共軛復(fù)根表示一個(gè)振蕩模態(tài)每一個(gè)實(shí)跟對(duì)應(yīng)著一個(gè)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(duì)應(yīng)著收斂的模態(tài) 右半平面發(fā)散 2020 1 9 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(zhǎng) 頻率越高 j越大 阻尼比越大 2020 1 9 30 頻率特性 傳遞函數(shù)G S 中 S用jw 對(duì)應(yīng)于正弦振蕩 代入 得 這個(gè)公式表示系統(tǒng)輸入 正余弦 諧波振蕩時(shí) 系統(tǒng)反應(yīng)中的強(qiáng)迫振蕩分量 時(shí)域 縱向短周期近似傳遞函數(shù) 若輸入為正弦波 2020 1 9 31 頻率特性 拉氏變換后得 于是 海維賽展開(kāi) 強(qiáng)迫振蕩部分 對(duì)比 2020 1 9 32 對(duì)數(shù)頻率特性 頻率特性曲線 Bode圖 半對(duì)數(shù)坐標(biāo)對(duì)數(shù)幅頻特性對(duì)數(shù)相頻特性 2020 1 9 33 對(duì)數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn) 若系統(tǒng)由一系列串聯(lián)而成 則對(duì)數(shù)頻率特性曲線可以疊加 2020 1 9 34 對(duì)數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn) 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(jìn)行疊加頻帶寬 通常飛機(jī)與飛控系統(tǒng)組合后的頻帶很寬 用Bode圖可以畫(huà)在一張圖上 方便實(shí)用 2020 1 9 35 典型環(huán)節(jié)的對(duì)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) 2020 1 9 36 手繪Bode圖的過(guò)程 2020 1 9 37 手繪Bode圖的過(guò)程 左側(cè)漸進(jìn)線有問(wèn)題 2020 1 9 38 手繪Bode圖的過(guò)程 將S以0代入G 2020 1 9 39 控制系統(tǒng)組成 飛機(jī)本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)機(jī)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(jì) 測(cè)量過(guò)載 空速管氣流角度 迎角 側(cè)滑角 速度 M數(shù)高度傳感器氣壓無(wú)線電大氣計(jì)算機(jī) 2020 1 9 40 作業(yè) 自學(xué)第一章 1 3 1 6內(nèi)容有條件的可以練習(xí)使用Matlab繪制簡(jiǎn)單的根軌跡和Bode圖不要求上交 2020 1 9 飛機(jī)閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性 縱向反饋控制及其閉環(huán)特性 2020 1 9 41 42 飛機(jī)縱向常見(jiàn)問(wèn)題 戰(zhàn)斗機(jī)高空飛行時(shí)阻尼不足高速飛行靜穩(wěn)定性高或低速不足戰(zhàn)斗機(jī)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(zhǎng)周期發(fā)散更關(guān)心短周期模態(tài) 2020 1 9 43 縱向反饋控制 2020 1 9 44 縱向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及控制面 2020 1 9 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(zhǎng)周期阻尼比wp長(zhǎng)周期頻率 短周期 shortperiod 長(zhǎng)周期 phugoid 2020 1 9 46 縱向傳遞函數(shù)2 2020 1 9 47 俯仰角q反饋 2020 1 9 48 反饋系數(shù)符號(hào)的確定 Kq與Aq同號(hào) 2020 1 9 49 俯仰角q反饋系數(shù) Kq 0 Kq 0 Kq 0 2020 1 9 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(kāi)環(huán)特征方程D S S4 a1S3 a2S2 a3S a4 0相比 只改變了后三項(xiàng)的系數(shù)a2 a3 a4 而這三個(gè)系數(shù)主要影響長(zhǎng)周期模態(tài)的特性 2020 1 9 51 俯仰角反饋的閉環(huán)根軌跡 俯仰角反饋的效果 改善長(zhǎng)周期阻尼短周期阻尼變差 2020 1 9 52 算例 俯仰角反饋根軌跡 Kq 0 05 2020 1 9 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(shí)改變了長(zhǎng)周期 短周期的模態(tài)特性 2020 1 9 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(duì)長(zhǎng)周期影響較小 2020 1 9 55 算例 俯仰角速率反饋根軌跡 Kq 0 01 2020 1 9 56 不同反饋系數(shù)的比較 Kq 0 01Kq 0 05 2020 1 9 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(dǎo)數(shù)Mq 0由俯仰角速率反饋產(chǎn)生的附加舵偏角de Kqq由此帶來(lái)的力矩增量DM Mdede MdeKqq等效的阻尼導(dǎo)數(shù)DMq MdeKq 0可見(jiàn) 俯仰角速率增加了短周期阻尼 2020 1 9 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 2020 1 9 59 q q反饋 2020 1 9 60 q q反饋的根軌跡 俯仰角速率反饋 2020 1 9 61 算例 q q反饋 2020 1 9 62 特殊情況 長(zhǎng)周期發(fā)散 例如 飛機(jī)在跨音速區(qū) 隨速度的增加 焦點(diǎn)后移 產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩 相當(dāng)于一個(gè)附加的DMu 0 有可能使特征方程系數(shù)a4 g ZuMw MuZw 0 此時(shí) 若其他系數(shù)均為正 則長(zhǎng)周期模態(tài)會(huì)耦合為一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根 2020 1 9 63 長(zhǎng)周期發(fā)散時(shí)的俯仰角反饋 2020 1 9 64 長(zhǎng)周期振蕩發(fā)散 a3 0 2020 1 9 65 特殊情況 短周期發(fā)散 正常情況下 若Ma 0 則可能a2 0 短周期耦合成一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根 這對(duì)應(yīng)于飛機(jī)失去縱向靜穩(wěn)定性 Ma 的情況 對(duì)于放寬靜穩(wěn)定性技術(shù) RSS RelaxedStaticStability 采用俯仰角 俯仰角速率反饋可以達(dá)到一定效果 但更為直接的解決方案是加入迎角或法向過(guò)載反饋 短周期近似特征方程 2020 1 9 66 短周期發(fā)散時(shí)的俯仰角 角速率反饋 2020 1 9 67 短周期發(fā)散的算例 2020 1 9 68 速度反饋 速度是一個(gè)長(zhǎng)周期參數(shù) 因此可以推論引入速度反饋可以改變長(zhǎng)周期穩(wěn)定性 同為長(zhǎng)周期參數(shù)的俯仰角 其反饋可以改變長(zhǎng)周期特性 但俯仰角同時(shí)也是短周期參數(shù) 俯仰角反饋同時(shí)會(huì)對(duì)短周期特性帶來(lái)不利影響 類(lèi)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(dǎo)數(shù)DMu 另一種分析方法 由可見(jiàn) 采用速度反饋可以改變特征方程a2 a3 a4三個(gè)系數(shù) 從而改變長(zhǎng)周期特性 2020 1 9 69 速度反饋的閉環(huán)根軌跡 速度反饋的效果 改善長(zhǎng)周期模態(tài)特性 阻尼比增加 短周期阻尼變化不大 當(dāng)反饋系數(shù)過(guò)大時(shí) 短周期模態(tài)特性惡化 頻率下降 2020 1 9 70 算例 速度反饋 Kv 0 02 2020 1 9 71 速度 加速度反饋 加速度反饋的效果 通過(guò)合理選擇TU及KU 可以同時(shí)改善長(zhǎng)短周期模態(tài)特性 2020 1 9 72 算例 速度 加速度反饋 2020 1 9 73 迎角反饋 de KaDaDM Mdede MdeKaDa MdeKa a ac DMa MdeKa 0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性 2020 1 9 74 迎角反饋的根軌跡 迎角反饋的效果 對(duì)長(zhǎng)周期模態(tài)特性影響較小 增加短周期模態(tài)頻率 同時(shí)減小了短周期的阻尼比 通?？梢酝瑫r(shí)引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比 2020 1 9 75 算例 迎角反饋 2020 1 9 76 迎角反饋與俯仰角反饋的比較 2020 1 9 77 放寬靜穩(wěn)定性技術(shù) 2020 1 9 78 放寬靜穩(wěn)定性的好處及補(bǔ)償 提高飛機(jī)升阻比提高飛機(jī)加速能力提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)能力減輕飛機(jī)設(shè)計(jì)重量 通常采用迎角或法向過(guò)載反饋來(lái)補(bǔ)償飛機(jī)的靜穩(wěn)定性 2020 1 9 79 示例 靜不穩(wěn)定飛機(jī)的迎角反饋 2020 1 9 80 法向加速度反饋 由于迎角在飛行過(guò)程中不易測(cè)量準(zhǔn)確 因此通常以法向加速度 過(guò)載 反饋代替迎角反饋 由法向力方程若忽略Zdede項(xiàng) 則迎角與az有一一對(duì)應(yīng)關(guān)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(wèn)題 當(dāng)存在俯仰角速率的變化率時(shí) 因此 需要將加速度傳感器安裝在飛機(jī)質(zhì)心上或在質(zhì)心前后對(duì)稱(chēng)位置安裝兩個(gè)傳感器 2020 1 9 81 法向加速度的傳遞函數(shù) 實(shí)際使用中 多以法向過(guò)載代替法向加速度作為反饋信號(hào) 2020 1 9 82 法向加速度反饋的根軌跡 法向過(guò)載反饋效果 對(duì)長(zhǎng)周期模態(tài)特性影響較小 增加短周期模態(tài)頻率 同時(shí)減小了短周期的阻尼比 通?？梢酝瑫r(shí)引入迎角速率反饋以改善阻尼比 2020 1 9 83 算例 法向加速度 過(guò)載反饋 2020 1 9 84 示例 靜不穩(wěn)定飛機(jī)的法向過(guò)載反饋 2020 1 9 85 高度反饋 高度傳遞函數(shù)中存在S 0的一個(gè)極點(diǎn) 稱(chēng)為高度模態(tài) 一般情況高度模態(tài)具有輕微穩(wěn)定性 2020 1 9 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(hào) 若TH1 0 則會(huì)出現(xiàn)高度模態(tài)發(fā)散的情況 即用升降舵控制高度時(shí)不穩(wěn)定 這種現(xiàn)象稱(chēng)為航跡穩(wěn)定性問(wèn)題 2020 1 9 87 高度微分反饋的根軌跡 高度微分反饋由于沒(méi)有高度模態(tài)的影響 因此不存在航跡穩(wěn)定性問(wèn)題 2020 1 9 88 縱向反饋控制比較 2020 1 9 89 常用反饋控制量 短周期 頻率 a nz阻尼 q長(zhǎng)周期q u調(diào)整反饋系數(shù)通過(guò)加入微分信號(hào)以增加零點(diǎn) 2020 1 9 飛機(jī)閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性 橫航向反饋控制及其閉環(huán)特性 2020 1 9 90 91 橫航向主要問(wèn)題 荷蘭滾模態(tài)頻率不足荷蘭滾模態(tài)阻尼不足滾轉(zhuǎn)阻尼不足 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù)大 盤(pán)旋過(guò)程中出現(xiàn)側(cè)滑滾轉(zhuǎn)過(guò)程中出現(xiàn)側(cè)滑 2020 1 9 92 橫航向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及控制面 2020 1 9 93 橫航向傳遞函數(shù) 副翼控制 2020 1 9 94 橫航向傳遞函數(shù) 方向舵控制 2020 1 9 95 滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋 da Kf fc f DL Ldada LdaKf fc f Lf LdaKf 0滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋相當(dāng)于產(chǎn)生了新的導(dǎo)數(shù)Lf 2020 1 9 96 滾轉(zhuǎn)角 副翼傳遞函數(shù)的簡(jiǎn)化 通常飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中 應(yīng)盡量使飛機(jī)在主要飛行狀態(tài)下 zf wf 與 zd wd 靠近 其目的是使飛機(jī)在控制滾轉(zhuǎn)角過(guò)程中 減小荷蘭滾模態(tài)的影響 因此在傳遞函數(shù)中將 zf wf 與 zd wd 對(duì)消 通常飛機(jī)的螺旋模態(tài)時(shí)間常數(shù)TS非常大 則忽略1 TS 2020 1 9 97 滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋根軌跡 2020 1 9 98 算例 簡(jiǎn)化系統(tǒng)根軌跡 加入f反饋增加了螺旋模態(tài)的穩(wěn)定性 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù)增大 穩(wěn)定性降低 Kf過(guò)大可能會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合 這在正常飛行狀態(tài)下是不允許的 系統(tǒng)穩(wěn)定 2020 1 9 99 算例 完整根軌跡 2020 1 9 100 算例 完整根軌跡 2020 1 9 101 滾轉(zhuǎn)角 滾轉(zhuǎn)角速率反饋 由于單獨(dú)引入滾轉(zhuǎn)角反饋會(huì)使?jié)L轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù) 因此可以考慮采用滾轉(zhuǎn)角 滾轉(zhuǎn)角速率反饋加以改善 這相當(dāng)于在系統(tǒng)中加入 1 Tf的零點(diǎn) 通過(guò)調(diào)整 1 Tf與 1 TR的相對(duì)位置 可以獲得較好效果 2020 1 9 102 滾轉(zhuǎn)角 角速率反饋的根軌跡 當(dāng)Tf TR 螺旋模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的特性都得以改善 當(dāng)Tf TR 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)的穩(wěn)定性變差 反饋系數(shù)過(guò)大時(shí) 會(huì)產(chǎn)生耦合振蕩 這是不希望得到的 2020 1 9 103 側(cè)滑角 副翼反饋 由于副翼操縱會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航兩個(gè)力矩Lda Nda 因此在副翼通道引入側(cè)滑角反饋會(huì)產(chǎn)生兩個(gè)附加的力矩導(dǎo)數(shù)的增量DLb DNb 其中 以DLb為主 相當(dāng)于改善了橫向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù) Lb主要影響荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性 DNb的符號(hào)取決于Nda 正常Nda 0 不利偏航 Nb主要決定了荷蘭滾模態(tài)的頻率 2020 1 9 104 靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù) Lb 橫向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)上反效應(yīng)機(jī)翼 后掠角 上反角 位置 垂尾Lb 0 Nb 航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)風(fēng)標(biāo)靜穩(wěn)定性垂尾 機(jī)身Nb 0荷蘭滾模態(tài)頻率 2020 1 9 105 側(cè)滑角 副翼反饋根軌跡 加入b反饋增加了螺旋模態(tài)的穩(wěn)定性 滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù)增大 穩(wěn)定性降低 荷蘭滾模態(tài)的阻尼在Kb較小時(shí)得到增加 Kb過(guò)大可能會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合 同樣可以采用側(cè)向過(guò)載ay代替?zhèn)然莃反饋 2020 1 9 106 偏航角速率 副翼反饋 與側(cè)滑角反饋類(lèi)似 因此在副翼通道引入偏航角速率反饋會(huì)產(chǎn)生兩個(gè)附加的力矩導(dǎo)數(shù)的增量DLr DNr 其中 以DLr為主 Lr主要影響螺旋模態(tài) 偏航角速率 副翼產(chǎn)生的DNr較小 Nr主要影響荷蘭滾模態(tài)的阻尼 2020 1 9 107 偏航角 副翼反饋 傳遞函數(shù)的建立 2020 1 9 108 偏航角 副翼反饋的根軌跡 2020 1 9 109 偏航角 方向舵反饋 偏航角 方向舵反饋對(duì)各個(gè)模態(tài)均不利 通常不單獨(dú)使用 2020 1 9 110 偏航角速率 方向舵反饋 偏航角 方向舵反饋 相當(dāng)于增加了偏航阻尼導(dǎo)數(shù) DNr DNdrKrNr的增加相當(dāng)于增加了荷蘭滾模態(tài)的阻尼 也稱(chēng)為偏航阻尼器 2020 1 9 111 偏航角速率 方向舵反饋的根軌跡 當(dāng)反饋系數(shù)較小時(shí) 三個(gè)模態(tài)都有所改善 反饋系數(shù)太大對(duì)荷蘭滾模態(tài)不利 2020 1 9 112 側(cè)滑角 方向舵反饋 側(cè)滑角 方向舵反饋 相當(dāng)于改善了航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù) DNb DNdrKbNb增加相當(dāng)于增加了荷蘭滾模態(tài)的頻率 2020 1 9 113 側(cè)滑角 方向舵反饋的根軌跡 荷蘭滾模態(tài)和滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)特性都得以改善 螺旋模態(tài)穩(wěn)定性降低 加入反饋可以使系統(tǒng)穩(wěn)定性進(jìn)一步增加 2020 1 9 114 橫航向反饋控制比較 2020 1 9 115 常采用的橫航向反饋控制 滾轉(zhuǎn)收斂 滾轉(zhuǎn)角速率 副翼橫向靜穩(wěn)定性 側(cè)滑角 側(cè)向過(guò)載 副翼荷蘭滾頻率 側(cè)滑角 側(cè)向過(guò)載 方向舵荷蘭滾阻尼 偏航角速率 方向舵同時(shí)引入微分信號(hào)增加零點(diǎn)可以進(jìn)一步改善模態(tài)特性 2020 1 9 人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析 2020 1 9 116 117 駕駛員控制飛機(jī)的控制框圖 開(kāi)環(huán) 閉環(huán) 2020 1 9 118 駕駛員控制任務(wù)的分類(lèi) 補(bǔ)償控制追蹤控制預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制 2020 1 9 119 補(bǔ)償控制 追蹤控制 2020 1 9 120 預(yù)先顯示控制 預(yù)先認(rèn)知控制 2020 1 9 121 駕駛員的數(shù)學(xué)模型 t駕駛員的反應(yīng)時(shí)間 0 12 0 25 TN駕駛員肌肉系統(tǒng)的遲滯 Kp駕駛員增益 TL TI駕駛員平衡特性的時(shí)間常數(shù) 2020 1 9 122 駕駛員數(shù)學(xué)模型的建立 2020 1 9 123 駕駛員控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角 TI 0 假設(shè)肌肉神經(jīng)的延遲TN已包含在駕駛員反應(yīng)時(shí)間t內(nèi) 2020 1 9 124 駕駛員控制滾轉(zhuǎn)角 2020 1 9 125 理想駕駛員根軌跡 t 0TL 0Yp Kp效果與滾轉(zhuǎn)角 副翼反饋相同 2020 1 9 126 快速駕駛員根軌跡1 t 0 1TL 0 2020 1 9 127 快速駕駛員根軌跡2 t 0 1TL 0 1 2020 1 9 128 快速駕駛員根軌跡3 t 0 1TL 0 25 2020 1 9 129 快速駕駛員不同超前量的比較1 t 0 1TL 0TL 0 1TL 0 25 2020 1 9 130 快速駕駛員不同超前量的比較2 2020 1 9 131 結(jié)論 當(dāng)t 0 1 TL 0時(shí) 增加Kp將產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 螺旋耦合而發(fā)散 當(dāng)t 0 1 TL 0 1時(shí) 即駕駛員加入補(bǔ)償 系統(tǒng)穩(wěn)定性得以改善 當(dāng)t 0 1 TL 0 25時(shí) 即駕駛員加入更多的補(bǔ)償 系統(tǒng)穩(wěn)定性得以進(jìn)一步改善 2020 1 9 132 慢速駕駛員根軌跡1 t 0 5TL 0 2020 1 9 133 慢速駕駛員根軌跡2 2020 1 9 134 不同駕駛員的時(shí)間歷程 2020 1 9 2020 1 9 135 136 駕駛員控制俯仰角 2020 1 9 137 理想駕駛員根軌跡1 t 0TL 0 2020 1 9 138 理想駕駛員根軌跡2 t 0TL 0 2 2020 1 9 139 理想駕駛員根軌跡3 t 0TL 0 4 2020 1 9 140 理想駕駛員不同超前量的比較 2020 1 9 141 結(jié)論 當(dāng)t 0 TL 0時(shí) 相當(dāng)于俯仰角 平尾反饋 減小了短周期阻尼 當(dāng)t 0 TL 0 2時(shí) 即駕駛員加入不大的補(bǔ)償 短周期阻尼得以改善 當(dāng)t 0 TL 0 4時(shí) 系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定 但要求駕駛員付出更多代價(jià) 2020 1 9 142 快速駕駛員根軌跡1 t 0 1TL 0 2020 1 9 143 快速駕駛員根軌跡2 t 0 1TL 0 2 2020 1 9 144 快速駕駛員根軌跡3 t 0 1TL 0 4 2020 1 9 145 快速駕駛員不同超前量的比較 當(dāng)t 0 1 TL 0時(shí) Kp增加容易使短周期變的不穩(wěn)定 當(dāng)t 0 1 TL 0 2或TL 0 4時(shí) 穩(wěn)定性變得更差 穿過(guò)虛軸點(diǎn)的Kp值隨TL增加而減小 2020 1 9 146 不同t的駕駛員的根軌跡的比較1 TL 0 對(duì)應(yīng)于不加入超前補(bǔ)償?shù)那闆r 越遲鈍的駕駛員 越不易控制飛機(jī) 駕駛員越用力 Kp越大 飛機(jī)越不穩(wěn)定 2020 1 9 147 不同t的駕駛員的根軌跡的比較2 加入相同的超前補(bǔ)償 反應(yīng)遲鈍的駕駛員即使采用了超前補(bǔ)償也無(wú)法使系統(tǒng)變得更加穩(wěn)定 2020 1 9 148 俯仰角控制中駕駛員對(duì)飛行品質(zhì)的評(píng)價(jià) 駕駛員的平衡特性 開(kāi)環(huán)相位余量 開(kāi)環(huán)貫穿頻率 閉環(huán)頻率特性偏差 閉環(huán)短周期阻尼比 2020 1 9 149 駕駛員的平衡特性 駕駛員希望不需要超前或滯后補(bǔ)償?shù)娘w機(jī) 且Kp的大小合適 通常情況下 如果駕駛員的超前補(bǔ)償超過(guò)1秒 則評(píng)分下降2 5分 2020 1 9 150 開(kāi)環(huán)相位余量 M 開(kāi)環(huán)幅頻特性曲線與橫軸相交對(duì)應(yīng)的頻率下 相頻特性離開(kāi) 180 的相位 通常駕駛員希望 M 50 110 2020 1 9 151 開(kāi)環(huán)相位余量 M 對(duì)于單位負(fù)反饋系統(tǒng) 如果系統(tǒng)有純虛根jw 則1 G jw 0 G jw 1 模為1 相位 180 此時(shí)閉環(huán)系統(tǒng)處于中立穩(wěn)定狀態(tài) 穩(wěn)定性邊界 因此 閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性可用開(kāi)環(huán)系統(tǒng)頻率特性中模為1 20log101 0 處距 180的距離來(lái)衡量 稱(chēng)為相位余量 2020 1 9 152 開(kāi)環(huán)貫穿頻率 co 開(kāi)環(huán)對(duì)數(shù)幅頻特性曲線與橫坐標(biāo)相交點(diǎn) 或?qū)?shù)幅頻特性 3dB處 對(duì)應(yīng)的頻率 從w 0到w wco稱(chēng)為系統(tǒng)帶寬 在wco處 系統(tǒng)強(qiáng)迫振蕩的幅值為1 在帶寬范圍內(nèi) 駕駛員可以對(duì)飛機(jī)進(jìn)行有效控制 通常 駕駛員希望wco 1rad sec 2020 1 9 153 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(wù) 要求D 3dB 2020 1 9 154 閉環(huán)短周期阻尼比 CL 通常要求0 35 CL 0 55 開(kāi)環(huán)阻尼比要求0 35 zsp 1 3 2020 1 9 155 駕駛員補(bǔ)償?shù)淖饔?2020 1 9 156 超前補(bǔ)償對(duì)俯仰角控制的影響 2020 1 9 157 滯后補(bǔ)償對(duì)俯仰角控制的影響 2020 1 9 158 1 T 1的影響 2020 1 9 159 駕駛員對(duì)飛行品質(zhì)評(píng)價(jià) 2020 1 9 160 短周期頻率的影響 2020 1 9 161 滾轉(zhuǎn)角控制中駕駛員的作用 零極點(diǎn)相對(duì)位置可能有六種情況 2020 1 9 162 時(shí)間常數(shù)大致范圍 2020 1 9 163 可能出現(xiàn)的情況 2020 1 9 飛行仿真與飛控仿真 2020 1 9 164 165 飛行仿真 數(shù)值仿真變穩(wěn)飛機(jī) 空中飛行模擬器 地面飛行模擬器 2020 1 9 166 變穩(wěn)飛機(jī) 2020 1 9 167 變穩(wěn)飛機(jī) 2020 1 9 168 飛行模擬器 2020 1 9 169 飛行仿真的應(yīng)用 飛行品質(zhì)研究動(dòng)力學(xué)問(wèn)題研究操縱性穩(wěn)定性研究復(fù)雜狀態(tài)的復(fù)現(xiàn)座艙布局研究危險(xiǎn)科目研究機(jī)動(dòng)性研究 訓(xùn)練飛行員新機(jī)試飛研制過(guò)程評(píng)估飛機(jī)作戰(zhàn)研究擬合 驗(yàn)證數(shù)據(jù)游戲 2020 1 9 170 飛行模擬的要求 相似實(shí)時(shí)精度逼真其他要求完善的測(cè)試記錄自動(dòng)化的控制管理專(zhuān)門(mén)的鑒定測(cè)試手段 2020 1 9 171 飛行仿真的建模 飛機(jī)本體建模微分方程狀態(tài)方程飛控建模邏輯框圖傳遞函數(shù)其他系統(tǒng)建模起落架發(fā)動(dòng)機(jī) 求解微分方程的初值解飛控系統(tǒng)對(duì)每個(gè)環(huán)節(jié)轉(zhuǎn)化為微分方程 2020 1 9 172 飛行仿真中的幾類(lèi)問(wèn)題 奇異性問(wèn)題坐標(biāo)變換問(wèn)題離散化問(wèn)題算法誤差與穩(wěn)定性視景問(wèn)題 飛行仿真發(fā)展方向面向?qū)ο蠓植冀换ナ椒抡鍰IS HLA虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)VR 2020 1 9 173 動(dòng)力學(xué)方程組 2020 1 9 174 奇異問(wèn)題 當(dāng)q 90 出現(xiàn)奇異性 2020 1 9 175 奇異問(wèn)題的解決方法 歐拉法 奇異 四元數(shù)法雙歐法旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)法坐標(biāo)變換矩陣 2020 1 9 176 飛控環(huán)節(jié)仿真 積分環(huán)節(jié) voidintegrate floatx float y floatintTime y x intTime 2020 1 9 177 飛控環(huán)節(jié)仿真 滯后濾波器 voidlagFilter floatx float y floatk floatT floatintTime y k x y intTime T 2020 1 9 178 飛控系統(tǒng)仿真 defineintTime0 01 defineT10 1 floatsimu floatx1 floatintTime staticfloatx2 x3 x4 integrate x1 2020 1 9 各類(lèi)飛行控制系統(tǒng)分析 2020 1 9 179 180 飛機(jī)上常使用的控制系統(tǒng)種類(lèi) 阻尼器Damper增穩(wěn)器StabilityAugmentationSystem控制增穩(wěn)器ControlSAS自動(dòng)駕駛儀AutomaticPilot自動(dòng)著陸系統(tǒng)InstrumentLandingSystem 2020 1 9 181 自動(dòng)駕駛儀的一般形式 2020 1 9 182 增穩(wěn)器與控制增穩(wěn)器 2020 1 9 183 轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu) 也稱(chēng)為 洗出網(wǎng)絡(luò) 校正網(wǎng)絡(luò) 轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)構(gòu) 高通濾波器 當(dāng)S 1 t GWS S 1 2020 1 9 184 陀螺與舵回路模型 簡(jiǎn)化陀螺模型為比例環(huán)節(jié) Krg舵回路可簡(jiǎn)化為一階或二階環(huán)節(jié) 2020 1 9 185 偏航阻尼器 偏航角速率 方向舵反饋偏航阻尼器的目的是補(bǔ)償荷蘭滾模態(tài)的阻尼 2020 1 9 186 偏航阻尼器的根軌跡 2020 1 9 187 洗出網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的影響 2020 1 9 188 舵回路的影響 2020 1 9 189 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(shí)間常數(shù) 2020 1 9 190 滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡 2020 1 9 191 滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應(yīng) 2020 1 9 192 滾轉(zhuǎn)阻尼器對(duì)操縱效率的影響 滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值 2020 1 9 193 俯仰阻尼器 俯仰角速率 平尾 升降舵 反饋改善短周期阻尼 2020 1 9 194 俯仰阻尼器的根軌跡 海平面 K 0 05開(kāi)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(kāi)環(huán)短周期阻尼 0 19閉環(huán)短周期阻尼 0 28 0 78 2020 1 9 195 縱向穩(wěn)定器 迎角 法向過(guò)載 平尾 升降舵 反饋改善短周期頻率對(duì)于放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)進(jìn)行補(bǔ)償 2020 1 9 196 縱向穩(wěn)定器的根軌跡 K 0 35閉環(huán)短周期zsp 0 37wsp 4 2 2020 1 9 197 采用法向過(guò)載反饋的縱向穩(wěn)定器 短周期近似的法向過(guò)載傳遞函數(shù) 2020 1 9 198 法向過(guò)載反饋的根軌跡 K 0 004閉環(huán)短周期zsp 0 37wsp 4 1 2020 1 9 199 航向穩(wěn)定器 側(cè)滑角 側(cè)向過(guò)載 方向舵反饋改善荷蘭滾模態(tài)頻率 2020 1 9 200 航向穩(wěn)定器的根軌跡 2020 1 9 201 常見(jiàn)的增穩(wěn)器及阻尼器 2020 1 9 202 某二代機(jī)的縱向控制系統(tǒng) 2020 1 9 203 某二代機(jī)橫航向控制系統(tǒng) 2020 1 9 204 控制增穩(wěn)器 為解決增穩(wěn)器對(duì)操縱性的負(fù)面影響在增穩(wěn)器基礎(chǔ)上加入前向通道通常加入指令模型 2020 1 9 205 指令模型 低通濾波器 當(dāng)S 1 tm M S 0 大幅值機(jī)動(dòng)時(shí) 動(dòng)作慢 頻率低小幅值機(jī)動(dòng)時(shí) 動(dòng)作快 頻率高 2020 1 9 206 積分式 比例式過(guò)載指令控制增穩(wěn)器 全權(quán)限桿對(duì)應(yīng)于過(guò)載桿舵不一致 無(wú)靜差中性速度穩(wěn)定性 積分式過(guò)載指令控制增穩(wěn)器的特點(diǎn) 2020 1 9 207 速度穩(wěn)定性 正速度穩(wěn)定性PSS中性速度穩(wěn)定性NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability 2020 1 9 208 F 8C飛行控制系統(tǒng)分析 2020 1 9 209 F 8 十字軍戰(zhàn)士 1953年設(shè)計(jì) 1957年服役 1965年停產(chǎn)翼展10 72米 機(jī)長(zhǎng)16 61米 機(jī)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(shí)用升限 17600米作戰(zhàn)半徑 370 800公里 爬升率 130米 秒 2020 1 9 210 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) 2020 1 9 211 積分式控制律 2020 1 9 212 正常飛行狀態(tài)下的簡(jiǎn)化 2020 1 9 213 指令信號(hào)的選擇 高速時(shí) 駕駛員更關(guān)心過(guò)載低速時(shí) 駕駛員更關(guān)心姿態(tài)因此 將法向過(guò)載與俯仰角速率進(jìn)行組合作為反饋信號(hào) 2020 1 9 214 主通道 2020 1 9 215 放寬靜穩(wěn)定性的補(bǔ)償 采用俯仰角速率反饋 2020 1 9 216 邊界迎角控制 在大迎角階段 駕駛員更關(guān)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(dòng)轉(zhuǎn)換 當(dāng)KB 1 US eN 正常狀態(tài)當(dāng)KB 0 US eB 邊界迎角限制狀態(tài) 2020 1 9 217 迎角限制器 2020 1 9 218 增加橫向靜穩(wěn)定性 消除側(cè)滑角 滾轉(zhuǎn)阻尼器 副翼通道 2020 1 9 219 副翼方向舵交連 消除側(cè)滑角 航向穩(wěn)定器 方向舵通道 2020 1 9 220 大迎角滾轉(zhuǎn)帶來(lái)的側(cè)滑 2020 1 9 221 轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生的側(cè)滑 2020 1 9 222 副翼方向舵交聯(lián) ARI 2020 1 9 223 副翼方向舵交聯(lián)的實(shí)現(xiàn) 根據(jù)小擾動(dòng)方程中側(cè)滑角為零 硬交聯(lián) 均衡交聯(lián) 2020 1 9 224 副翼方向舵交聯(lián)的效果 2020 1 9 225 側(cè)滑角變化率反饋 2020 1 9 226 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(cè)滑角變化率反饋 用于消除側(cè)滑側(cè)向過(guò)載反饋 改善Lb方向舵通道航向穩(wěn)定器 側(cè)向過(guò)載反饋 側(cè)滑角變化率反饋 用于消除側(cè)滑副翼方向舵交連ARI 以消除側(cè)滑 進(jìn)行協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn) 2020 1 9 227 F 16縱向飛行控制系統(tǒng) 2020 1 9 228 縱向自動(dòng)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 2020 1 9 229 保持俯仰姿態(tài)模式 算例 飛機(jī) 舵回路 2020 1 9 230 保持俯仰姿態(tài)模式的算例根軌跡 2020 1 9 231 以俯仰阻尼器作為內(nèi)回路 飛機(jī) 舵回路 舵機(jī)增益 放大器增益 2020 1 9 232 內(nèi)回路根軌跡圖 2020 1 9 233 內(nèi)回路根軌跡krg 1 2 2020 1 9 234 內(nèi)回路根軌跡krg 2 2020 1 9 235 外回路根軌跡krg 1 2 kamp 1 41 2020 1 9 236 外回路根軌跡krg 2 kamp 2 6 2020 1 9 237 保持高度模式 保持高度模式可能會(huì)造成長(zhǎng)周期模態(tài)發(fā)散 因此通常需要同時(shí)引入 俯仰角反饋 微分網(wǎng)絡(luò) 加速度反饋 飛機(jī) 舵回路 高度計(jì)滯后 2020 1 9 238 高度截獲 2020 1 9 239 保持速度模式 飛機(jī) 發(fā)動(dòng)機(jī)延遲 舵回路 空速管滯后 2020 1 9 240 保持速度模式的根軌跡圖 2020 1 9 241 發(fā)動(dòng)機(jī)延遲對(duì)穩(wěn)定性的影響