第五章典型飞行控制系统工作原理(4)

第五章典型飞行控制系统工作原理四5.5飞机轨迹控制系统飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础上形成的。轨迹控制一般结构图制导装置角控制系统飞行轨迹几何关系)()(ss给定飞行轨迹控制信号实际飞行轨迹由图可知：制导系统中输入量是预定轨迹参量，输出量是飞行器实际运动参量，制导装置（即耦合器）测其偏差并以一定规律控制角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中，角运动控制是内回路。一、飞行高度的稳定与控制1、高度自动控制系统必要性飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航；自动进场着陆时初始阶段；均需保持高度的稳定。舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行地形跟随等均需高度控制。飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控制来完成。因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高度稳定与控制系统。设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角控制系统。高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭环控制。典型的高度稳定系统结构图高度稳定和控制系统的控制律hhzhhzzzhzghzzzeKKhKKKKKKKKKKhKhhKKK,,,)(式中：2、高度稳定系统结构图的建立一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自动控制系统为基础的，因此对象方程，应从纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差不太大时，修正高度过程中，俯仰运动也不会剧烈，所以速度相对变化也不会太大，为此可用短周期运动方程。Huvv短周期运动方程SCSCSZSMSSddee)()()()(212而ZSSZSZeqeMSMSMSMSZS)()(0)(2补充描述高度变化的方程：XUgXH推导运动学关系的几何图sinUH线性化处理：0000000440sincossinvvHHHUUvHnnvHHH其中：40040cossinvnUn0H是起始高度变化率定高系统的运动学环节：04sinvn004cosvnv3.5710v0HS1H0HH定高系统运动学环节当000000HH可简化为0Sv3.570H高度自动控制系统的飞机对象方程)()()(0)(042UnHMSMSMSMSZSeqe此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大认为00H00H00若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及（）式的H方程。3、高度自动控制系统控制律及工作原理（1）确定控制律中信号的原则：按闭环调整的原则确定信号：想控制哪个量就在控制律中引入哪个信号，例如稳定俯仰角的控制律：LqLqLqqe（2）高度自控系统控制信号的确定按闭环调整原理―引入做为主信号。考虑到高度控制是以俯仰角控制为基础的―控制律中要引入控制的信号。在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过程的阻尼作用，控制律可写作：HHLHLLqLHHqe)(gHHH（3）高度控制系统修正初始偏差的过程起始状态：飞机作等速平飞且，平衡舵偏角（为了与产生的力矩平衡，应向上偏，以提供抬头力矩）因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一个高度初始偏差00000e0e00H0LGX0LG00XUgX0LGX00UGLL0XgX控制律：由AP信号平衡：又其中：，当到某时刻，出现，但所以飞机会继续爬高，。HLHLLqLHHeHHvqxoMHLeHe00v0L00,00001轨迹上弯上转不转，上转抬头舵上偏HLHLLqLHHe0,0,0,0HLHLLqLHH00H0e由于惯性可能出现：修正高度过程结束。0,,,,000000000eeeeHLM轨迹逐渐向下弯低头反舵讨论：控制律中若无信号及信号，则舵面反舵时机会更晚，这样会出现后飞机继续向上爬，使调节过程振荡加剧。说明是起阻尼作用。在修正过程中，随着，，当时，。说明调整H是靠调整来实现的，即俯仰角控制是做为高度控制的内回路。为改善动态质量，引用信号。LqL0HHHH0H0HLH4、高度自动控制系统的结构图HL11ST)()(SSe)()(SS3.570vS1)()(SSUevn4LSLgH0gH高空eHu0H0HHH舵回路飞机飞机姿态角控制系统u0sin4n+-+-+++++高度运动学环节方程式HHLSL关于高度系统的静差分析：类似于俯仰角稳定系统在外干扰力矩作用下的误差分析，只是这里以代替，分析思路全同，这里不再讨论。H二、自动着陆飞行控制系统自动着陆是廿世纪六十年代初发展起来的一种控制系统，即它能在恶劣气候、无目视基准条件下，自动导引飞机，安全正确地在跑道降落。这个系统的出现，使飞机实现了全天候飞行。1、完成自动着陆的几个典型飞行阶段自动着陆分为五个典型阶段:定高阶段下滑阶段拉平阶段保持（飘落）阶段滑跑阶段飞机自动着陆阶段图定高阶段：飞机在着陆前，大约300~500m高度上做定高飞行下滑阶段：当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高是失速速度的1.3倍，民航机约v＝70~85m/s，而垂直下降度,航迹倾斜角拉平阶段：大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有，且航迹倾斜角减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段smH/5.4~5.33~5.2smH/6.0~5.0保持（漂落）阶段：大约飞机离地0.5~1.0m时，进一步减小速度，且使方向与地面平行（即）；此时逐渐加大角，保持方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将由于G＞L（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落。滑跑阶段：当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。0vv2、完成自动着陆飞行的必备设备飞机上：装有含无线电接收设备的下滑波束导引系统地面上：（无线电信标台）下滑信标台：给出下滑基准；航向信标台：给出航向（侧向）着陆基准；外、中、近三个指点信标台：指示飞机进入跑道入口精确距离和时间。信标台①下滑信标台：在地面上，用以给飞机提供下滑基准。下滑信标台向飞机着陆方向连续发射两个频率的无线电调幅波（90HZ和150HZ）,其载波频率范围一般为329.3~335MHZ，由90HZ的大波瓣下沿与150HZ最下面一个波瓣互相重叠，形成等信号线―即下滑波束中心线，此线仰角一般为，在此下滑线下方150HZ调幅信号强于90HZ的信号，而此线上方则是90HZ信号较强。4~2下滑信标台90HZ150HZ4~2下滑线（中心线）下滑信标台提供下滑基准②下滑波束导引系统（在机上）：组成：下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分组成）。俯仰角位置控制系统。下滑耦合器俯仰角位置控制系统)()(SS运动学环节0gg下滑波束导引系统工作原理：当飞机沿下滑波束中心线飞行时，机上的接收机接到两个频率的信号强度相等，耦合器输出为零。当飞机偏离下滑线一边时由于机上接收到的两个频率信号强度不等而出现波束偏差角г（在波束上方，г为正值），当г＞0时，耦合器输出经俯仰角位置控制系统工作，迫使飞机回到波束中心线上。0g03、下滑波束导引系统下滑波束导引系统结构图建立：a)飞机航迹倾斜角偏差与波束偏差角г之间的几何关系0U5.25.25.2d下滑波束线飞机重心R设下滑波束线仰角为(与水平线夹角)飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d（飞机在波束线下方，d0）且波束偏差角г根据图中几何关系有：5.2RdtgRd3.57)5.2(3.57)5.2sin(000UUd)(5.2)(00SRSUS结构图为：下滑波束导引系统运动学环节方块图由图可见：波束偏差角г与航迹倾斜角成积分关系，随着飞机接近地面，R，使积分速率，导引系统将发散S13.570R3.57)(S05.2)(Sd)(SURU0)(t)(Sb)下滑耦合器控制律的选择由于航迹倾斜角与波束偏差角г之间有一个积分环节，为保证系统有良好的动态特性和稳态精度，取耦合具有比例加积分的形式，同时为改变动态特性，又接入相位超前网络。)(SG下滑耦合器结构图其中：零点，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点。g0gerKSKirey)(SG21)(ggSSGSG1gSc)下滑波束导引系统结构图包括两部分：姿态角位移控制系统及耦合器输出量为下滑偏差角г飞机方程―用短周期纵向方程222)()()(dedewSwSZSMSSe控制律：)(11geLqLST11STerKSKirereyMI1222)(dddewSwSZSMZSZRS0L2222ddddwSwSwg5.2gg)(SGgMww05.2(垂直风）(垂直风干扰）下滑耦合器L干S1U波束导引的运动学环节下滑波束导引系统结构图说明：图中考虑基准下滑航迹倾斜角；姿态控制中加，补偿信号进入姿态控制系统，对沿下滑线下降的过渡过程有好处。对常值力矩干扰是折算成舵面偏角加到系统中，而垂直风则折成迎角干扰考虑分析的。进场时间短，对精度影响大的是飞机外形的变化，v变化和r的变化，分析误差主要应分析，引起的变化。测量距离由指点信标台完成，如不好准确测量，可用高度来近似计算。5.205.2g干gM4、自动拉平系统1）自动着陆等级的划分自动着陆可分三级，即等级Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ，而最高级Ⅲ又可细分为Ⅲa，Ⅲb，Ⅲc。这个等级是按能见度条件分类的，（包括垂直方向上指允许的最小云雾底部的高度；称为决断高度DH,水平距离是飞机对跑道能见的距离RVR）。等级规定了DH与RVR的组合区。ⅠⅡⅢaⅢcⅢb级级级DH(m)RVR(m)0306020040060080010001200着陆等级的定义实现Ⅱ级自动着陆（含Ⅰ级）是指仅靠下滑导引系统（或下滑耦合器）引导飞机下滑，到达决断高度后，由飞行员利用手操纵继续着陆―即意味着不用设计自动拉平系统。若实现Ⅲ级着陆，则必须有自动拉平系统。Ⅲa允许飞机利用自动拉平系统完成自动着陆，此时飞行员在飞机接地后才接管对飞机的控制。Ⅲb允许飞机利用自动拉平系统及拉平后的继续控制，这样，驾驶员在飞机接地后，只需在跑道的途中进行控制。Ⅲc允许飞机完成自动着陆的全过程。Ⅲa，Ⅲb的决断高度DH及RVR随飞机的类型及各国航空公司而定的。2）拉平轨迹飞机在垂直平面内，从下滑过渡到实际着陆点的纵向轨迹为拉平轨迹。如果飞机实现Ⅰ、Ⅱ级着陆，则拉平轨迹是由飞行员手操纵形成的，即飞机下滑到离地约15m时，飞行员操纵飞