先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十一課PPT學(xué)習(xí)教案

1、會(huì)計(jì)學(xué)1 先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十一課先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十一課 第1頁(yè)/共57頁(yè) )( gr a KK II 第2頁(yè)/共57頁(yè) 控制律： 增穩(wěn)阻尼作用 KK III r ga )( 側(cè)滑角 的閉環(huán)補(bǔ)償方法-產(chǎn)生以后消除 第3頁(yè)/共57頁(yè) X 應(yīng)飛 航向 （初始） V X 應(yīng)飛 航向 （過(guò)程中） V 自動(dòng)駕駛儀修正初始偏航角的過(guò)程 第4頁(yè)/共57頁(yè) 向量向左轉(zhuǎn)（此時(shí)縱軸沒轉(zhuǎn)） 當(dāng)與信號(hào) 平衡時(shí)。在空速向左 轉(zhuǎn)時(shí)，出現(xiàn)，此 時(shí)，偏航力 矩使軸轉(zhuǎn)向應(yīng)飛航 向 0)I g （ 0)-(I ga 0)( a L 0, 0 )( g I )( II 0 a 0 ox 0 y F 0 KK r ()0 r L

2、第5頁(yè)/共57頁(yè) 第6頁(yè)/共57頁(yè) KKK II gr ga )( )( )( g K 第7頁(yè)/共57頁(yè) KKrKrK IIpIpI grrr gppa )( )( 改進(jìn)控制律為： 621A 第8頁(yè)/共57頁(yè) r K 第9頁(yè)/共57頁(yè) KK III r ga )( )( g I K 701A 第10頁(yè)/共57頁(yè) 似，這里不介紹了，只介紹協(xié)調(diào) 轉(zhuǎn)彎。 屬戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎不協(xié)調(diào)）、等坡度轉(zhuǎn)彎（協(xié)調(diào)或 就自動(dòng)保持航向 讓飛機(jī)轉(zhuǎn)到一定角度、小角度自動(dòng)轉(zhuǎn)彎 2 1 第11頁(yè)/共57頁(yè) 飛機(jī)為定常盤旋。 0 第12頁(yè)/共57頁(yè) 0 0 第13頁(yè)/共57頁(yè) 0 0H 穩(wěn)態(tài)側(cè)滑角 穩(wěn)態(tài)升降速度 常數(shù)航向穩(wěn)態(tài)角速度 常

3、數(shù)穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角 第14頁(yè)/共57頁(yè) n 水平面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)角速度一致 tg u g 0 0 1cosu 0 H mgGLcos umLsin 0 v ox 第15頁(yè)/共57頁(yè) mg L cosL mu 離心力 飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎受力圖 第16頁(yè)/共57頁(yè) sincoscoscos u g r tg u g qsincossincos ox b OZ b OY 第17頁(yè)/共57頁(yè) 分解側(cè)視圖 cos sin b X e X 第18頁(yè)/共57頁(yè) 分解后視圖 第19頁(yè)/共57頁(yè) 0 H cosLmgG 000 L SCQLG L SCQ G 0 0 L QSCL GLcos cos )cos1 ( 0 0 L S

4、CQ G 第20頁(yè)/共57頁(yè) 彎時(shí)縱向控制。 cossintg u g qb 第21頁(yè)/共57頁(yè) KKK III gr ga )( )( 第22頁(yè)/共57頁(yè) n 在常值干擾力矩作用下，穩(wěn)態(tài) 時(shí)均無(wú)靜差。 g g gg tg u g K0 , 第23頁(yè)/共57頁(yè) n將送入方向舵通道以減 小角，加強(qiáng)協(xié)調(diào)。 KK ItIII r gga g g g I K 第24頁(yè)/共57頁(yè) 可減小，基本上實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn) 彎。 tI g g K 第25頁(yè)/共57頁(yè) e b q L tg u M QSC muM M g q L W e eee sincos cos cos1 21 第26頁(yè)/共57頁(yè) n可用非線性電路實(shí)現(xiàn)

5、。 )0( 0 e LLqL ge )( L0 e 第27頁(yè)/共57頁(yè) 垂直陀螺 非線性電路 U 放大器舵回路 1 U e 用非線性電路實(shí)現(xiàn) 用正矢信號(hào)提供對(duì)高度的補(bǔ)償 垂直陀螺 U 放大器舵回路 1 U e cos cos1 正矢信號(hào)發(fā)生器 此時(shí) cos cos1 )( LLqL ge 第28頁(yè)/共57頁(yè) 軌跡控制一般結(jié)構(gòu)圖 制導(dǎo)裝置角控制系統(tǒng) 飛行軌跡 幾何關(guān)系 )( )( s s 給定飛行 軌跡 控制 信號(hào) 實(shí)際飛行 軌跡 第29頁(yè)/共57頁(yè) 運(yùn)動(dòng)控制是內(nèi)回路 第30頁(yè)/共57頁(yè) 第31頁(yè)/共57頁(yè) 第32頁(yè)/共57頁(yè) 變已設(shè)計(jì)完成的角控制系統(tǒng) 高度穩(wěn)定系統(tǒng)根據(jù)高度差直 接控制飛機(jī)的飛行

6、姿態(tài)，從而 改變航跡角，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行高 度的閉環(huán)控制。 第33頁(yè)/共57頁(yè) 第34頁(yè)/共57頁(yè) h h zh h z zz h zg h zzze KKhKKKK KKKKKK hKhhKKK , , )( 式中： 第35頁(yè)/共57頁(yè) 此可用短周期運(yùn)動(dòng)方程。 H u v v 第36頁(yè)/共57頁(yè) SCSCS ZSM S S dde e )( )( )( )( 21 2 而 ZS S ZS Z eq e MSMSMSM SZS )()( 0)( 2 第37頁(yè)/共57頁(yè) 推導(dǎo)運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系的幾何圖 sinVH 第38頁(yè)/共57頁(yè) 其中： 0 H 是起始高度變化率 V V HHH VnnH VVVHHH

7、0 440 000000 sincossin 04 004 sin cos V n Vn 第39頁(yè)/共57頁(yè) 04 sin V n 004 cosVn V 3 .57 1 0 V 0 H S 1H 0 H H 定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié) 當(dāng) 0 0 0 0 0 0 H H 可簡(jiǎn)化為 第40頁(yè)/共57頁(yè) 此方程限制條件：飛機(jī)的飛行高度，速度變化均不大 認(rèn)為0 0 H 0 0 H 0 0 若不滿足局限條件時(shí)飛機(jī)要用全面縱向運(yùn)動(dòng)方程及 （ ）式的 H 方程。 )( )()( 0)( 04 2 VnH MSMSMSM SZS eq e 第41頁(yè)/共57頁(yè) 第42頁(yè)/共57頁(yè) H HLHLLqL H H qe

8、)( g HHH 第43頁(yè)/共57頁(yè) 0 0 0 0 0e 0e 0 0 H 第44頁(yè)/共57頁(yè) 0 L G X 0 0 L G X 0 第45頁(yè)/共57頁(yè) 中： ，當(dāng)?shù)侥硶r(shí)刻，出 現(xiàn)，但所以飛 機(jī)會(huì)繼續(xù)爬高，。 HLHLLqL H H e HLHLLqL H H e 0, 0, 0, 0HLHLLqL H H 0 0 H 0 e HH vq xoMHL eHe 00v 0L00, 0 00 01 軌跡上彎上轉(zhuǎn) 不轉(zhuǎn)， 上轉(zhuǎn)抬頭舵上偏 第46頁(yè)/共57頁(yè) 0, 0 00 000 000 ee ee H L M 軌跡逐漸向下彎 低頭反舵 第47頁(yè)/共57頁(yè) 。說(shuō)明調(diào)整H是靠調(diào)整 來(lái)實(shí)現(xiàn)的，即俯仰角控制是做為 高度控制的內(nèi)回路。 n為改善動(dòng)態(tài)質(zhì)量，引用信 號(hào)。 L qL 0H H H H0H 0 HLH 第48頁(yè)/共57頁(yè) H 第49頁(yè)/共57頁(yè) 第50頁(yè)/共57頁(yè) 提，前面所講的軌跡控制均是 速度不變前提下討論的，如果 速度不控，那么控制航跡常是 不可能的。 n飛機(jī)進(jìn)入跨音速飛行時(shí)，速度 穩(wěn)定性常有變化，這是由于焦 點(diǎn)后移所至，為保