先进飞行控制系统-第六课

先进飞行控制系统第六节课(20191102)2.5飞机（本体）自然特性分析2.5.1纵向自然特性分析2.5.2横侧向自然特性分析因为飞机的飞行参数根据高度、速度的不同而不同，所以高度、马赫数决定飞行状态，也决定飞行包线。研究整个飞行包线内的性能需要取飞机的不同状态来研究，如1000米一个高度，一个高度下三个速度。2.5.1纵向（本体）自然特性分析（1）复频域分析由求得复根由求得复根根据两个共轭复根在复平面的位置就可以决定飞机纵向的稳定性及动态特性。)12(2STSTPPP224,3jS)12(2STSTsss112,1jS2.5.1纵向（本体）自然特性分析2.5.1飞机纵向自然特性分析（2）频域分析绘制飞机的Bode图或开环频率特性图来分析闭环系统性能例：某飞机在作等速平飞，各大导数为：638.0M,s/201mV,6100mh,8t.13G858.0M,1.26M,92.1M,51.15M,0M,1059,0Z,43.1Z,0955.0Z,0488.0X,0016.0X,0097.0XeeqVvv2.5.1飞机纵向自然特性分析（2）频域分析由此可得：短周期固有频率为长周期固有频率为其频率特性图为：张明廉书图1-56s/27rad.4ss/0.063radp2.2.4飞机自然特性分析2.5.1飞机纵向自然特性分析由图知：的幅值在短周期固有频率处远比在长周期固有频率处的要小（约差70dB）。说明在短周期响应中飞行速度的变化很小，与前结论相同。而且在长周期频率处，幅值有-40dB/dec的变化，相角有的衰减，说明在长周期频率处是一二阶振荡环节eV01802.2.4飞机自然特性分析2.5.1飞机纵向自然特性分析由图知：的频率特性在长周期固有频率处变化很小（这是因为表达式中分母的长周期二次因式与分子的二次因式是相当接近的），而在短周期固有频率处非常接近于一个二阶震荡环节，说明主要反映短周期频率特性。ee2.2.4飞机自然特性分析2.5.1飞机纵向自然特性分析由图知：长、短周期固有频率处均具有相当的数值说明无论是以长周期频率操纵飞机，还是以短周期频率操纵飞机都会引起产生相当数量的变化。eee2.5.1飞机纵向自然特性分析（3）时域分析飞机自然特性的时域分析，即为给飞机施加单位阶跃输入信号，测量其输出。可得如图所示结果：由图可见：在短周期运动中，的幅值变化很小，长周期运动中的幅值几乎为零。HV和2.2.4飞机自然特性分析2.5.2横侧向自然特性分析（1）复频域分析由求得共轭复根由求得实根由求得实根根据一个共轭复根及两个实根在复平面的位置就可以决定飞机横侧向稳定性及动态特性。01STR01STR01ST2STDD22D2.5.2横侧向自然特性分析（2）频域分析绘制飞机的Bode图或开环频率特性图来分析闭环系统性能例：某飞机在作等速平飞，各大导数为：638.0M,s/201mV,6100mh,8t.13G395.0,362.1,089.0,065.0N,382.3,576.0-L,276.27-0.172,,996.1,546.4L,0116.0Y,0485.0Y,0829.0YpaarrrNNNNLLLrrp2.5.2横侧向自然特性分析（2）频域分析由此可得：荷兰滚模态固有频率为滚转模态固有频率为螺旋模态固有频率为其频率特性图为：张明廉书图1-66sradD/8345.1sradR/6903.1srads/00151.02.2.4飞机自然特性分析2.5.2横侧向自然特性分析除外，其余传递函数的频率特性中均出现荷兰滚峰值。说明除了由脉冲偏转引起的响应过程外，其余脉冲响应中荷兰滚都起主要作用。与的对数幅频特性在荷兰滚频率是比较突出；而在快速倾斜运动对应的频率时，振幅变化较小。因而在的过渡过程中，快速运动分量不显著。从的对数幅频特性来看，在快速运动所对应频率处振幅特性下降较大，说明的过渡过程中，快速倾斜运动占主要地位。ssassa)(ta)(tssrsrt与tssa2.5.2横侧向自然特性分析综上所述，方向舵偏转主要引起荷兰滚模态运动，对滚转运动的影响不很明显。副翼偏转主要引起滚转模态运动，对荷兰滚模态有一定的影响。ssa2.5.2横侧向自然特性分析（3）时域分析飞机自然特性的时域分析，即为给飞机施加单位阶跃输入信号，测量其输出。可得如图所示结果：由图可见，副翼引起的滚转角为快速运动，荷兰滚模态影响除滚转角以外的所有其他参数。2.5.2横侧向自然特性分析（3）时域分析由图可见，在副翼作用下，滚转角在很短时间内变化很大；荷兰滚模态在各参数中均占主要地位；偏航角不能自稳定。第三章测量与传感器要实现飞行自动控制，首要的问题是如何精确测量飞行器的各种飞行参数，例如：飞机的姿态角、角速度、过载、飞行高度和速度等。测量这些参数的仪表和传感器有陀螺仪、加速度计、马赫数传感器和高度传感器等。本章讨论飞行控制系统中常用的测量飞行参数的各种传感器的工作原理及应用。第三章测量与传感器飞机高度的测量电磁波反射、垂直速度积分和大气压测高度飞机空速及马赫数的测量同样用空速管引入静、总压算得动压来测量。飞机气流角的测量-迎角（侧滑角）传感器有风标式、压差式和探头式。第三章测量与传感器飞机加速度的测量简单式、浮子摆式和挠性摆式飞机姿态角的测量垂直陀螺仪测俯仰角和滚转角；航向陀螺仪测航向角。飞机位置的测量无线电测距、雷达测距3.1飞行高度的测量（1）定义飞行高度指飞机在空中距离某一基准面的垂直距离。由于所选测量的基准面不同，测出的高度也不同。飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：飞机与气压为101325Pa的气压面之间的垂直距离。3.1飞行高度的测量（1）定义飞行高度指飞机在空中距离某一基准面的垂直距离。由于所选测量的基准面不同，测出的高度也不同。飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：飞机与气压为101325Pa的气压面之间的垂直距离。3.1飞行高度的测量（2）测量方法1）利用电磁波的反射测量高度电磁波在空中以光速c（）传播且碰到地面能够反射。根据电磁波发射到反射回来的时间就可以算出真实飞行高度smc/1038t真Htc21真H3.1飞行高度的测量2）利用飞机垂直方向加速度通过积分来测量飞行高度其中：：飞机沿垂直方向的加速度。2tadHzza3.1飞行高度的测量3）根据大气压力来测量飞行高度气压式高度传感器根据大气压力（常称静压）随高度升高而减小的规律来测量高度，并输出与之相应的电压信号。图3-2为气压式高度传感器（也称静压式高度表）原理图：3.1飞行高度的测量3.1飞行高度的测量气压式高度表由以下几部分安装在密封的仪表壳体内组成1、真空膜盒2、传动放大器3、补偿装置4、信号转换器3.1飞行高度的测量作为敏感元件的真空膜盒由两波纹膜片焊接而成，膜盒内部抽成真空，可以认为压力等于零，膜盒外部的压力等于飞机周围的大气压力。当作用在真空膜盒上的气压等于零时，其处于自然状态；当高度升高，作用在膜盒上的大气压力p逐渐减小时，膜盒将逐渐膨胀，根据膜盒中心的位移可得作用在膜盒上的大气压力—对应一定的高度。选择相应的基准气压面，传感器可输出相应于相对高度、标准高度或绝对高度的电信号。3.2空速及马赫数的测量（1）空速测量1）定义飞机相对于空气的运动速度叫做空速。飞行速度是飞机飞行中的重要参数之一。飞行员根据空速的大小可以判断作用在飞机上的空气动力情况，以便正确地操纵飞机。另外，还可以根据空速、风速、风向计算出地速，由地速和飞行时间计算出飞行距离。3.2空速及马赫数的测量飞机的飞行速度有四种：真空速：飞机相对于空气的运动速度，或者说考虑空气密度影响的飞机运动速度，简称为空速。指示空速：归化到标准空气速度（即海平面的空气密度）的真空速，或者说忽略空气密度变化的飞机运动速度。指示空速又称为仪表空速，简称表速。地速：飞机相对于地面运动速度的水平分量，也是真空速和风速水平分量的向量和。垂直速度：飞机相对于地面运动速度的垂直分量，即飞机的升降速度。3.2空速及马赫数的测量2）速度测量原理目前常用的测量速度的方法是通过测量相对气流的压力来间接测量飞行速度。根据流体连续方程和能量守恒定理所导出的伯努利方程是测量速度的基本方程。CVpVp22222221113.2空速及马赫数的测量3.2空速及马赫数的测量如图3-5为测量空速的空速管，由一个正对迎面气流开口的内管和一个侧面有若干个圆型小孔的外管构成。内管称为总压管，相应的开口称为总压孔；外管称为静压管，侧面孔称为静压孔。两管分别通过导管通至开口膜盒与密封的仪表壳体内。如图3-6所示：3.2空速及马赫数的测量3.2空速及马赫数的测量迎面气流流经空速管被分成两路，一路气流受到阻滞，因为总压孔直径很小，在“A”点出现停滞点（即零速度点又称为驻点）,根据能量守恒定理，停滞点上的动能完全转化为压力能。在不可压缩气流情况下，Ⅰ、Ⅱ点处的伯努利方程为：（3-1）式中：为气流受到全阻滞点上的压力，称为总压02V2211121pVp2ptp3.2空速及马赫数的测量工作原理安装在飞机上的空速管感受到飞机飞行时气流产生的总压和静压，通过导管分别送到开口膜盒和密封的仪表壳体内膜盒内外的压力差即为动压，在动压的作用下，膜盒产生位移，经过放大传动机构使电刷相对于电位计滑动，从而输出与压差成比例的电信号。在静压和气温一定的情况下，动压的大小完全取决于空速的大小，所以膜盒的位移量即反映了飞机当时的飞行速度。tpsp3.2空速及马赫数的测量（2）马赫数测量马赫数是飞行速度与飞机所在高度的声速之比。当飞机Ma数超过临界Ma数时，飞机某些部位由于局部激波的出现，使得飞机的空气动力特性发生显著的变化，导致飞机的稳定性和操纵性变坏。这时，仅仅根据空速表来判断飞机所受的空气动力情况则是不够的，而必须借助于马赫数传感器来测量Ma数。3.2空速及马赫数的测量VMac0020TTcTRTKcHHHg0c00001212,HHHHTpgRTpMafppcTcpHTTcA0021由于，而声速为：式中：为标准海平面处的声速；其中：为常数当飞行速度小于400km/h时，有：（3-4）3.2空速及马赫数的测量由式（3-4）知，Ma数仅与和有关，而与无关，故Ma数表的结构和工作原理与真空速表类似，只是各个元件及结构的数值不同而已，也就是说，测量动压和静压就可反映Ma数pHpHT3.3迎角和侧滑角的测量迎角大小与飞机的升力和阻力密切相关，当迎角大到临界迎角时，飞机将发生失速，所以迎角的测量十分重要。一方面将测得的迎角信号输送给仪表显示或送到失速告警系统，以供飞行员观察；另一方面，飞行控制系统中亦常引入迎角信号以限制最大法向过载。定义迎角也称为攻角，是飞机机翼弦线与迎面气流间的夹角；侧滑角是飞机速度向量V与飞机对称平面间的夹角。两者均反映飞机轴线与气流方向间的夹角。3.3迎角和侧滑角的测量测量原理实际中，在飞机上要准确测量真实迎角是非常困难的。由于飞机和迎角传感器对气流存在干扰，使得在飞机上不同位置处的气流流场与理想气流间存在差别。因此，迎角传感器只能测量出传感器