先进飞行控制系统第九课.pptx
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1、复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统 阻尼器阻尼器以飞机角运动作为反馈信号,稳定飞机的角速率增以飞机角运动作为反馈信号,稳定飞机的角速率增大飞机运动的阻尼,抑制振荡。大飞机运动的阻尼,抑制振荡。因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动,因而因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动,因而阻尼器也有俯仰(阻尼器也有俯仰(pitch)阻尼器、倾斜()阻尼器、倾斜(roll)阻尼器及)阻尼器及偏航(偏航(yaw)阻尼器)阻尼器。俯仰阻尼器:反馈俯仰角速率俯仰阻尼器:反馈俯仰角速率q 滚转阻尼器:反馈滚转角速率滚转阻尼器:反馈滚转角速率p 偏航阻尼器:反馈偏航角速率偏航
2、阻尼器:反馈偏航角速率r复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统增稳系统增稳系统以迎角和侧滑角为反馈信号,增加飞机的静稳定性以迎角和侧滑角为反馈信号,增加飞机的静稳定性分为纵向(俯仰)增稳系统和侧向(偏航、横侧)增稳系分为纵向(俯仰)增稳系统和侧向(偏航、横侧)增稳系统统纵向增稳系统以迎角(法向过载)为反馈信号纵向增稳系统以迎角(法向过载)为反馈信号侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号为了弥补由此造成的阻尼比下降,可以在增稳基础上增加为了弥补由此造成的阻尼比下降,可以在增稳基础上增加角速率反馈。角速率反馈。控制增稳控制增稳是解决由于增加阻尼和增稳导
3、致的操纵性降是解决由于增加阻尼和增稳导致的操纵性降低,及非线性操纵指令的低,及非线性操纵指令的-大机动时,有较高的操纵灵敏大机动时,有较高的操纵灵敏度;小机动时,有较低的操纵灵敏度。度;小机动时,有较低的操纵灵敏度。办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性;另一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性;另一方面,可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵一方面,可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵的目的。的目的。复习复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统阻尼器、增稳和控制增稳系统 典型飞行控制
4、系统结构典型飞行控制系统结构5.4 飞机的姿态控制系统飞机的姿态控制系统控制原理:控制原理:按自控原理的思想按自控原理的思想要想控制哪个物理量,就应测量它的要想控制哪个物理量,就应测量它的值,然后按一定的反馈规律调整它,使它达到期望值。值,然后按一定的反馈规律调整它,使它达到期望值。在飞行控制中在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说,要想稳定与控制三轴对于自动驾驶仪来说,要想稳定与控制三轴姿态则应该是:姿态则应该是:用陀螺仪测量角度信号用陀螺仪测量角度信号 经经调调理理后后(综综合合、放放大大器器),送送入入舵舵回回路路形形成成指指令令信信号号驱驱动舵面动舵面5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理
5、姿态控制系统的构成与工作原理(1)比例式自动驾驶仪)比例式自动驾驶仪(2)积分式自动驾驶仪)积分式自动驾驶仪(3)比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪)比例加积分式(均衡反馈式)自动驾驶仪(1 1)比例式自动驾驶仪(以俯仰通道为例)比例式自动驾驶仪(以俯仰通道为例)1 1)控制律)控制律(垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪)角自动控制系统原理方块图角自动控制系统原理方块图 设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线性关系,即设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线性关系,即舵回路不计惯性时舵回路不计惯性时 外加控制电压外加控制电压 于是于是式中式中 说明:说明:升降舵偏角的
6、增量与俯仰角偏差(升降舵偏角的增量与俯仰角偏差()成比例)成比例具具有这种控制律的姿态角自动控制器称作有这种控制律的姿态角自动控制器称作比例式自动驾驶仪比例式自动驾驶仪 2 2)工作原理:)工作原理:a a)飞机水平平飞状态)飞机水平平飞状态俯仰保持俯仰保持假定飞机处于等速平飞状态假定飞机处于等速平飞状态 ,飞机受到干扰后,出现俯仰角偏差飞机受到干扰后,出现俯仰角偏差 陀螺测到这个偏差并输出电信号陀螺测到这个偏差并输出电信号 经舵回路输出经舵回路输出 产生气动力矩产生气动力矩 使飞机使飞机 逐渐减小,只要选得逐渐减小,只要选得 合适,就可保证合适,就可保证 同时同时 修正修正 过程如下图所示:
7、过程如下图所示:修正修正的过渡过程的过渡过程 b)外加控制信号)外加控制信号俯仰控制(操纵)俯仰控制(操纵)如果外控制电压不为零,假定如果外控制电压不为零,假定 ,则,则 。飞机原来水平等速飞行。飞机原来水平等速飞行舵回路输入电信号为舵回路输入电信号为 ,使升降舵向上偏,使升降舵向上偏 产产生抬头力矩生抬头力矩 飞机抬头飞机抬头 。只要。只要 选的合适就选的合适就可使可使控制过程如下图所示:控制过程如下图所示:控制控制的过渡过程的过渡过程 3)干扰力矩)干扰力矩 影响:影响:假定有常值干扰力矩假定有常值干扰力矩 ,飞机稳定后必有一个,飞机稳定后必有一个 使产生的力矩平衡使产生的力矩平衡 ,由于
8、,由于 存在也就出现一个稳态存在也就出现一个稳态的偏差的偏差 比例式控制律的优缺点:比例式控制律的优缺点:优点:优点:结构简单。结构简单。缺点:缺点:有常值力矩干扰时,是有差系统。有常值力矩干扰时,是有差系统。误差误差 与干扰力矩与干扰力矩 成正比,与传递系数成正比,与传递系数 成反比。增大成反比。增大 可减小误差,但飞机在修正可减小误差,但飞机在修正 角时角时 较大,产生较大的力矩较大,产生较大的力矩 ,使飞机有较大的角速度。,使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态在稳定工作状态 ,接近零时,接近零时,虽已到零,虽已到零,但由于飞机的惯性,且角速率但由于飞机的惯性,且角速率 飞机会向反方向俯仰
9、飞机会向反方向俯仰以致产生振荡。以致产生振荡。图图 过大时,修正过大时,修正 的过渡过程的过渡过程 要想减弱这一振荡过程,应在控制律中引入俯仰角速要想减弱这一振荡过程,应在控制律中引入俯仰角速率率q,对飞机运动起阻尼作用,也就是引入微分信号。,对飞机运动起阻尼作用,也就是引入微分信号。为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解,下面以短周为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解,下面以短周期运动方程为例,采用根轨迹法对其加以分析:期运动方程为例,采用根轨迹法对其加以分析:建飞机方程(用短周期方程)建飞机方程(用短周期方程)AP控制律:控制律:飞机飞机AP系统结构图:系统结构图:根轨迹分析:根轨迹分析
10、:当当 ,即无一阶微分信号,即无一阶微分信号 开环传函为:开环传函为:根轨迹如左图所示:根轨迹如左图所示:可见可见 增大时,一对复根右移增大时,一对复根右移 且虚部增大很快,振荡加剧且虚部增大很快,振荡加剧当当 时(即引入微分作用)内环闭环传递函数为时(即引入微分作用)内环闭环传递函数为:特征方程式:特征方程式:内回路等效开环传函为:内回路等效开环传函为:根轨迹如图根轨迹如图5-305-30所示:所示:内回路内回路 ,使短周期,使短周期一对复根左移且虚部减小,一对复根左移且虚部减小,最终进入实轴,振荡减小,最终进入实轴,振荡减小,阻尼加大。内回路的动态阻尼加大。内回路的动态过程由振荡运动转为按
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