第五章-2飛機的姿態(tài)控制系統(tǒng)

1、第五章 飛機的姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制飛機橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理自動駕駛儀（autopilot）在姿態(tài)控制中的工作原理：n比例式自動駕駛儀n積分式自動駕駛儀n比例加積分式自動駕駛儀（均衡反饋式自動駕駛儀）姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n比例式自動駕駛儀（1）控制規(guī)律簡寫為：由垂直陀螺以及舵回路構(gòu)成了比例式控制率姿態(tài)角自動控制器。姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n比例式自動駕駛儀（2）工作原理縱向自動駕駛儀基本功能：將飛機保持在給定的參考姿態(tài)當(dāng)飛機進行均速水平直線飛行狀態(tài)時，受到紊流干擾，出現(xiàn)俯仰角偏差 ，垂直陀螺儀測出俯仰角偏差 ，輸出

2、電壓信號 ，如果外加信號 ，則通過信號綜合與舵回路后，按照控制規(guī)律式驅(qū)動升降舵下偏：使飛機產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差 ，最后實現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n比例式自動駕駛儀（3）存在常值干擾力矩Mf時比例式自動駕駛儀的靜差問題常值干擾力矩將引起俯仰角靜差，此靜差與Mf同極性且成正比。增大反饋增益可減小俯仰角的靜差，但是過大的增益會導(dǎo)致升降舵偏角過大，引發(fā)震蕩。為克服其問題，在控制律中引入俯仰角速率，增大阻尼：姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n積分式自動駕駛儀（1）控制規(guī)律在舵回路中采用速度反饋就組成了積分式自動駕駛儀。閉環(huán)傳遞函數(shù)：姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n積分式自動駕駛儀

3、（1）控制規(guī)律升降舵偏轉(zhuǎn)角速率與俯仰角偏差成正比姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n比例加積分式自動駕駛儀（1）控制規(guī)律又稱均衡反饋式自動駕駛儀閉環(huán)傳遞函數(shù)：簡化為：姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理n比例加積分式自動駕駛儀（1）控制規(guī)律均衡式反饋舵回路的角位移控制系統(tǒng)等效方框圖飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差以自動駕駛儀控制率為例，分析自動駕駛儀的工作過程及與迎角 的關(guān)系。（1）穩(wěn)定過程飛機受擾后出現(xiàn)俯仰角偏差升降舵下偏，飛機低頭， 減小。俯仰角速度飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差（1）穩(wěn)定過程平衡打破后，低頭力矩的作用下，飛機的縱軸總是先于空速向量發(fā)

4、生轉(zhuǎn)動，因而 。迎角負向增大，使空速向量向下偏轉(zhuǎn)加快，減緩迎角負向增加的速度。迎角達到最大值 ，飛機縱軸與空速向量轉(zhuǎn)動的速度相同，負迎角不再增加。飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差（1）穩(wěn)定過程負值分量的舵偏角 逐漸增大，政府兩部分舵偏角抵消后，由負值分量的舵偏角占主導(dǎo)，則總舵偏角逐漸變?yōu)樨撝?，由此產(chǎn)生抬頭力矩，使得飛機抬頭，減緩縱軸轉(zhuǎn)動速度，最后使俯仰角偏差 趨于零。飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差（2）控制過程首先，由控制律產(chǎn)生舵偏角 。升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩， 增加，同時 ，產(chǎn)生正值分量的舵偏角， 其余的過程與穩(wěn)定過程類似。飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差（2）控制過程由上述分析可見：飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n比例式自動駕駛儀修正初始俯仰角偏差（2）控制過程最大迎角增量 越大，法向過載增量 越大，使得乘員不舒適。法向過載過小，則使俯仰角控制的過渡過程太長。 飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n初始迎角 情況下的縱向運動采用控制律 。初始迎角則縱向靜穩(wěn)定性力矩使飛機向迎角減小的方向下俯，同時使空速向上轉(zhuǎn)動，迎角急劇減小，出現(xiàn) 和 。飛機縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制n初始迎角 情況下的縱向運動由控制律知，駕駛儀使升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，阻止飛機下俯，抬頭力矩隨下俯角增大而增