纵向控制增稳飞行控制律

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飞行器稳定性控制理论

飞行器稳定性控制理论飞行器稳定性控制理论是指通过对飞行器的设计和控制系统进行优化，以确保飞行器在各种飞行条件下能够保持平稳、可控的飞行状态。

飞行器的稳定性是飞行器设计和操作的基础，对于飞行安全和任务执行至关重要。

稳定性是指一个系统在受到扰动后，能够自身恢复到平衡状态的能力。

对于飞行器而言，稳定性是指飞行器在受到外部扰动（如气流、风力等）或内部控制输入改变时，能够保持平稳飞行的能力。

稳定性控制理论的目标是通过设计合理的控制系统，以稳定飞行器的运动轨迹，确保飞行器的安全与可控性。

在飞行器稳定性控制理论中，有两个重要的概念：平稳和操纵。

平稳是指飞行器在没有外界扰动时，能够保持平稳飞行的能力。

对于飞行器而言，平稳包括稳定的纵向飞行（俯仰运动）和稳定的侧向飞行（滚动和偏航运动）。

俯仰稳定性是指飞行器沿纵向轴旋转时，能够恢复到平衡状态。

俯仰稳定性控制通常通过调整飞行器的重心位置和纵向控制面的设计来实现。

例如，通过将飞行器的重心放在前方，可增加飞行器的静稳定性，使其更容易保持平稳飞行状态。

滚动和偏航稳定性是指飞行器在侧向运动时，能够保持平衡状态。

滚动和偏航稳定性控制通常通过调整飞行器的侧向控制面和控制输入来实现。

例如，通过调整飞行器的侧向控制面的形状和面积，可以改变飞行器的侧向稳定性，使其能够更好地应对侧向风力和操纵输入。

操纵是指飞行器通过调整控制面和控制输入来实现不同的飞行动作和机动性能。

飞行器操纵性是指飞行器在执行特定飞行动作时的响应能力和稳定性。

操纵性通常由飞行器的动态特性和控制系统设计来决定。

为了实现飞行器的稳定性和操纵性，需要采用合适的控制算法和控制器设计。

常见的控制算法包括比例-积分-微分（PID）控制、线性二阶经验控制（LQR）和模型预测控制（MPC）等。

这些控制算法通过对飞行器的动态特性建模和优化，实现对飞行器的控制和稳定。

飞行器稳定性控制理论的应用非常广泛，包括民用航空、军事航空、太空探索和航空器制造等领域。

飞行控制律

飞行控制律
一、手动增稳控制
副翼输出=遥控器副翼输出—滚转角速率 *Kd
升降舵输出 = 遥控器升降舵输出—俯仰角速率 *Kd
方向舵输出 = 遥控器方向舵输出—指向角速率 *Kd
以上均采用角速率负反馈增稳，其中Kd由地面站上传，三个参数可以互不相同。

二、手动姿态控制
滚转副翼控制：
期望滚转角=遥控器输出的副翼舵量
Error=期望滚转角-传感器测出的实际滚转角
新的滚转角速率=传感器测出的滚转角速率
PID控制律设计：
比例项=Kp * Error
积分项=上一次+这一次（Ki*Error,离散型）
微分项：
一阶微分项=Kd * 新的滚转角速率
二阶微分项=Kd*（新的滚转角速率－上一次滚转角速率）
副翼输出=比例项＋积分项＋微分项
其中，Kp,Ki,Kd均由地面站上传，可以实时地面站调参数。

升降舵、方向舵控制律同副翼。

三、手动角速率反馈控制
滚转副翼控制：
期望角速率=遥控器输出的副翼舵量
Error=期望角速率-传感器测出的实际角速率
新的滚转角速率=传感器测出的滚转角速率
PID控制律设计：
比例项=Kp* Error
积分项=这一次+上一次（Ki*Error,离散型）
微分项=Kd*（新的滚转角速率-上一次滚转角速率）
副翼输出=比例项+积分项+微分项
其中，Kp,Ki,Kd均由地面站上传，可以实时地面站调参数。

升降舵、方向舵控制律同副翼。

四、自主导航控制
获取目标航点信息：高度、导航角、
根据航点计算出。

飞行动力学飞行器的纵向平衡、静稳定性和静操纵性

内内容容绪言绪言7.1 静稳定力矩7.3 定常直线飞行时的飞机平衡特性7.6 定常拉升飞行时的飞机平衡特性小结研究的问题研究的问题::飞机作对称定直对称定直曲线曲线飞行飞行时作用在飞机上的纵向力矩及其如何实纵向力矩及其如何实现平衡。

现平衡。

1 纵向力矩的计算、如何来实现配平:2 平衡状态由于外界扰动外界扰动而被破坏时飞机恢复原状态的趋势3 从一平衡状态到另一平衡状态操纵面操纵面偏转偏转和驾驶杆力的驾驶杆力的最终变化最终变化平衡平衡::指状态参数不随时间变化的飞行。

如定常直线飞行、正常盘旋等。

稳定性稳定性::飞机受到外界扰动后自动恢复原来平衡状态的能力。

操纵性操纵性::飞机在驾驶员的操纵下从一种飞行状态过渡到另一种飞行状态的能力。

包括稳态增量和瞬态过程。

稳定性与操纵性的概念静稳定静稳定假定飞机初始作定常直线飞行外力、外力矩平衡若受到某种外界瞬瞬时扰动时扰动作用后具有自动恢复自动恢复到原来平衡状态的初始趋势初始趋势则称飞机是静稳定静稳定的静不稳定静不稳定在外界瞬时扰动作用后若飞机存在力图扩大偏离平衡状态的初始趋势则称飞机是静不稳定静不稳定的中立静稳定中立静稳定若外界瞬时扰动作用后既无扩大无扩大、又无恢复无恢复原来平衡状态的初始趋势则称为中立静稳定中立静稳定。

静稳定性的概念内内容容绪言7.1 7.1 静稳定力矩静稳定力矩7.3 定常直线飞行时的飞机平衡特性7.6 定常拉升飞行时的飞机平衡特性小结内内容容7.1 静稳定力矩7.1.1 7.1.1 静稳定力矩的组成静稳定力矩的组成7.1.2 定速静稳定性7.1.3 速度静稳定性7.1.4 定载静稳定性静稳定力矩静稳定力矩::指飞行迎角所引起的那部分俯仰力矩。

静稳定力矩的组成静稳定力矩的组成::1.1. 机翼部分机翼部分压心压心气动合力的作用点随迎角而变它不通过机翼的质心焦点焦点机翼上存在的特殊点当迎角变化时气动力对该点的力矩零升力矩始终保持不变。

它是迎角变化时升力增量升力增量的作用点。

第六章增稳与控制增稳系统2

X (i 1) X T (i) AD (X (i) X T (i)) BD (U (i) UT (i))
XT (i) 为配平状态， U U (i) UT (i) 表示四个作动器相对于配平位置的变化
假定：经历一个采样周期后，可使系统进入新的配平状态 X (i) X T (i) X (i 1) X (i) BD[U (i) UT (i)]
侧向气动模型及航向控制增稳系统
耦合作用
v
p a
N
r
N
r v
N
r p
Nra
杆系
串联舵机
助力器
自动倾斜器
r Nrr
伺服控制器
权限限制
静稳定性
N
r
0
1 r 1
r s
s
阻尼
N
r r
kr
杆位移传感器
M (S)
指令模型
k
增稳与控制增稳系统工作原理
机械稳定装置
贝尔稳定杆，洛克希德稳定杆，杭尼韦尔稳定杆适用小型及跷跷板式旋翼直升机稳定裕量有限,不能在全飞行包线内提供稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力
a 加速度计
z
助力器
自动倾斜器
方块图
指令模型杆力传感器 FP
FP=0系统只起增稳作用 FP>0 =e+j
M (s)
Kp
N (s)
校正网络
+
Km 机械逻辑
助力器
+
Ka
放大
R(s)
B1(s)
伺服机构 + e
•
速度陀螺
Kg
自动倾斜器
B2 (s)
G• (s)
K ny
两反馈通道提高稳定精度n 加速度计

飞行控制律的原理与应用

飞行控制律的原理与应用1. 引言飞行控制律是指飞机飞行过程中，用来控制飞机姿态和飞行性能的控制算法。

飞行控制律的设计和应用对于飞机的稳定性、操纵性和安全性至关重要。

本文将介绍飞行控制律的基本原理和应用。

2. 飞行控制律的原理飞行控制律根据飞机的需求和动力学原理设计，主要包括姿态控制律、航向控制律和高度控制律等。

2.1 姿态控制律姿态控制律用于控制飞机的姿态，即飞机的俯仰角、滚转角和偏航角等。

常用的姿态控制律包括PID控制律和模型预测控制律等。

•PID控制律：PID控制律根据当前姿态误差、偏差的变化率和积分项来计算控制指令，实现飞机的姿态控制。

其中P项用于响应当前误差，I项用于消除系统偏差，D项用于抑制系统震荡。

•模型预测控制律：模型预测控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的飞机姿态和控制效果来计算控制指令。

这种控制律能够更好地适应复杂的飞行动态。

2.2 航向控制律航向控制律用于控制飞机的航向角，使飞机保持特定航向。

常用的航向控制律包括比例控制律和模糊控制律等。

•比例控制律：比例控制律通过将当前航向角误差乘以比例增益来计算控制指令，实现飞机的航向控制。

比例增益决定了控制器对于航向误差的响应速度。

•模糊控制律：模糊控制律根据模糊推理原理，通过定义一系列模糊规则来计算控制指令。

模糊控制律具有较好的适应性和鲁棒性，在复杂的飞行环境中表现较好。

2.3 高度控制律高度控制律用于控制飞机的飞行高度，使飞机保持特定高度。

常用的高度控制律包括反馈控制律和前馈控制律等。

•反馈控制律：反馈控制律根据当前高度误差和变化率来计算控制指令，实现飞机的高度控制。

反馈控制律可以根据飞机的实际状态进行实时调整，以实现稳定的高度控制。

•前馈控制律：前馈控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的高度变化来计算控制指令。

前馈控制律可以提前响应高度变化，具有较好的动态性能。

3. 飞行控制律的应用飞行控制律的应用广泛存在于飞机的自动驾驶系统和飞行操纵系统中。

飞机纵向稳定性课件

03
飞机纵向稳定性控制
俯仰控制装置
升降舵
升降舵是控制飞机俯仰的主要装置，通过偏转升降舵可以产生俯仰力矩，使飞机抬头或低头。
水平安定面
水平安定面是固定在机尾的水平翼面，它与升降舵协同工作，通过调整水平安定面的偏转角度来控制飞机的俯仰姿态。
配平装置与调整片
配平调整片
配平调整片是位于升降舵后方的可调小翼面，通过调整配平调整片的偏转角度，可以改变升降舵的力矩，从而调整飞机的俯仰姿态。
02
飞机纵向稳定性原力与机翼面积、飞行速度和空气密度等因素有关。在飞行过程中，机翼升力与重力相平衡，以保持飞机的稳定。
重力
重力是地球对物体的吸引力，对于飞机而言，重力主要作用在机翼和尾翼上，产生向下拉力。
俯仰力矩与配平力矩
俯仰力矩
俯仰力矩是由于机翼和尾翼的升力或阻力产生的力矩，它使飞机抬头或低头。俯仰力矩与机翼和尾翼的面积、飞行速度和空气动力中心的位置等因素有关。
振动和摆动。
问题
俯仰阻尼器可能出现问题，如阻尼器失效、调节不当等，导致飞机出现纵向不稳定性。
影响
俯仰阻尼器问题会导致飞机在飞行过程中出现振动和摆动，增加飞行员的负担，并可能影响飞机的结构和性能。
配平装置问题
定义
配平装置是用于调节飞机姿态的装置，通过调整飞机的水平尾翼和副翼等部件的位置和角度，以
纵向稳定性的影响因素
01
飞机设计
合理的飞机设计能够提供更好的纵向稳定性，如合适的重心位置、机翼和尾翼的布局等。
02
飞行条件
飞行速度、高度和风向等因素会影响纵向稳定性的表现。
03
飞行员操作
飞行员的操作技巧和经验对纵向稳定性的保持至关重要，如

飞机机电设备维修《纵向操纵性和纵向稳定性的关系》

5.4.3 纵向操纵性和纵向稳定性的关系为了了解这个问题，我们再看一下纵向操纵进行的过程。

以使飞机抬头为例，当飞机做定常直线飞行时，纵向力矩等于零，飞机处于纵向平衡状态。

这时驾驶员向后拉一点杆，升降舵向上偏转一个角度，对重心产生的附加力矩使飞机抬头，这是迫使飞机改变原飞行姿态的操纵力矩M操纵〔见图5-13〕。

飞机一抬头使迎角增大，产生了向上的附加气动升力作用在全机焦点上。

因为飞机具有纵向稳定性，焦点在重心之后，向上的附加气动升力必然对重心产生使飞机低头的力矩，这就是力图使飞机保持原飞行姿态的稳定力矩M稳定〔见图5-13〕。

随着迎角的逐渐增大，M稳定也慢慢增加，直到等于M操纵，飞机的俯仰力矩又重新取得平衡，飞机停止了转动，以一个新的姿态—较大迎角和较小速度—进行定常直线飞行。

飞行到达新的平衡姿态时，M操纵和M稳定的关系是：M操纵=M稳定。

图5-13 飞行员操纵升降舵后，飞机俯仰力矩的变化飞机的纵向稳定性越大〔焦点在重心之后越远〕，迎角改变引起的M稳定越大，所需要的M操纵越大，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就要越大，飞机对驾驶员的操纵反响不灵敏，飞机的操纵性能下降。

相反，如果飞机的纵向稳定性小〔焦点在重心之后距离重心较近〕，迎角改变引起的M稳定小，所需要的M 操纵小，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就小，飞机对驾驶员的操纵反响灵敏，飞机的操纵性能提高。

但稳定性过小也会使操纵飞机时驾驶杆的位移和升降舵的偏转角过小，飞机对驾驶员的操纵反响过于灵敏，驾驶员很难精确地操纵飞机。

由此可知，飞机的稳定性和操纵性是互相制约的：稳定性越大，飞机保持原飞行姿态的能力太强，要改变它就很不容易，操纵起来就很费力，飞机的操纵性就很迟钝；稳定性太小，飞机的飞行姿态很容易改变，驾驶员很难精确地操纵飞机，飞机的操纵性又过于灵敏。

所以，应在稳定性和操纵性两者之间选取一个平衡点，以使飞机具有足够的稳定性和良好的操纵性。

飞机控制增稳系统设计中的控制律分析

—142—工装设计摘要：本文将飞机控制增稳系统中的控制律设计作为具体实例，结合围绕飞机纵向以及横向的控制律和参数的选择，通过对比无控制增稳系统的飞机运行品质，最终证明具备飞机控制增稳系统能够优化飞机运行的荷兰滚模式品质，增强飞机运行的稳定性，使飞机品质能够满足设计要求。

关键词：增稳系统；控制律；荷兰滚飞机控制增稳系统设计中的控制律分析申晓玲蒙杨（中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司设计研究院，陕西汉中 723000）前言：当前大多数高性能飞机的飞行包线范围增加，单单通过改变飞机的外形设计无法契合其低空低速、高空高速的需求。

飞机在飞行过程中容易出现横向震荡或纵向震荡，影响飞机的操纵性。

因此，有必要在飞机操纵系统中增加自动增稳装置，提升飞机的震荡阻尼比，优化其稳定性，满足增稳系统控制律设计的目的。

1纵向控制律分析1.1要求分析针对飞机纵向控制增稳的要求主要包含以下内容：飞行品质、纵向系统功能、系统权限、使用范围等。

部分飞机的纵向控制增稳系统功能配备了多模态自动驾驶仪，该设备具备定高、俯仰状态改平、自动拉起、自动俯仰配平、俯仰状态保持等性能。

一般飞机要求控制增稳系统需要在使用包线中完成全时运行，而自动驾驶仪的使用范围会对高度和姿态角进行限制。

对飞机飞行品质分析会对纵向短周期固频率、阻尼比、操纵期望参数、单位过载杆位/杆力移梯度等因素进行限制。

不过系统控制律在设计时需要确保飞机可以满足I 级品质要求。

例如，某飞机属于双操纵，因此自动驾驶与控制增稳的控制律应确保前后舱的飞行员拥有相同操纵感觉，同时系统的控制逻辑应保障前后舱的飞行员完成协调操纵合作[1]。

1.2控制律设计1.2.1增稳设计飞机纵向控制系统中设计增稳系统控制律是关键，控制律设计品质与飞机的飞行质量、自动驾驶仪的性能密切相关。

增稳控制律也就是内回路控制律，部分飞机的外挂构型数量和种类较多，因此飞行包线大，若只设置固定参数控制律将无法契合相关要求，其中控制律参数与速压、马赫数、高度相关。

飞行敏捷性与飞控系统控制律的关系

控制系统与技术Control system and technology0　引言飞控系统对于飞机整体布局所造成的影响逐渐增大，为了能够进一步提升飞机的设计质量，应该从整体设计阶段，便直接融合系统控制律问题进行综合考虑。

飞控系统对于飞机整体性能的影响主要可以从飞行性和品质两种层面突显出来。

为此在设计飞机系统的控制律过程中，需要满足上述两方面需求，而敏捷性之一指标也是唯一能够突显飞控系统应向的因素。

1　敏捷性尺度和飞控系统1.1　敏捷性敏捷性即改变机动飞行状态以及转动机动平面的能力。

为了测试飞机敏捷性，全世界范围内的多个国家特别针对该问题进行海量研究，并针对敏捷性因素总结出多种评估尺度。

而最具有权威性的调查结果是美国KANSAS大学中的飞行力学研究部门所得出的结果，该报告将敏捷性划分为三种类型，分别是功能敏捷性、瞬态敏捷性以及潜力敏捷性[1]。

1.2　敏捷性和飞控系统之间的联系（1）轴向瞬态的敏捷性尺度，其能够准确反映出发动机的最大推力、运行特点以及减速板所生成的阻力等综合效应。

当发动机功率维持较高的水平下，推理矢量以及反推力能够促进飞机进行迅速减速，在减速后还能实现快速加速，使飞机轴向的瞬态敏捷性得到有效提供，这一敏捷性指标主要是由减速板特点以及发动机运行特征所决定的，和文章中所研究的飞行控制系统之间并没有太大的联系。

（2）俯仰操作过程中的瞬态敏捷性，其主要能够反映出飞机俯仰姿态的迅速改变能力，失速迎角前，飞机控制系统加上飞机这种形式所形成的短周期阻尼和频率之间的关系十分密切，在输入阶跃操作后，其响应力将会达到峰值，短周期等效阻尼条件下，随着短周期等效频率的不断加大，飞机仰俯姿态转变速度也将得到进一步扩大，但如果转变速度过快，将无法达到飞机的飞行品质需求。

短周期等效频率相等的条件下，随着短周期等效阻尼的不断减小，俯仰姿态的转变速度将会得到进一步加快，但相关超调量也会增大，无法达到飞行品质需求。

对于那些设置有过载限制设备以及迎角器的战斗机，为了进一步保证失速迎角方面的安全性，其最大迎角、过载和失速迎角附近的俯仰角速率都会被过载限制设备和迎角器所影响，从而在一定程度上缩减了失速迎角周围俯仰瞬态敏捷性。

纵向控制增稳飞行控制律

纵向控制增稳飞行控制系统实验指导书1.实验目的（1）理解并掌握飞行控制系统纵向控制增稳的工作原理、控制方法、主要控制参数设计等；（2）掌握机械操纵系统、增稳系统、控制增稳系统的相关飞控知识；（3）熟练使用Matlab仿真软件、FlightGear仿真环境、网络数据通讯等基本工具进行数值仿真。

2.实验内容（1）数值仿真模型搭建（2）模型认知与参数设置（3）纵向控制增稳控制仿真3、实验原理（1）控制增稳控制律构型的设计控制增稳控制律构型采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合而实k n z n z,c kq^qe,c现。

控制律如下:（2）放宽静稳定性控制律设计静稳定性补偿采用经低通滤波器输出的迎角反馈进行纵向静稳定性补偿，以保证系统静稳定性的同时，不影响动态响应性能。

控制律如下：e,c(3)中性速度稳定性控制律设计中性速度稳定性控制律通过在前向支路过载指令与反馈信号综合处的下游加入比例积分控制律来实现。

综上得到最终的纵向控制增稳飞行控制律如下：a sk s 1 n z “(4)基于FlightGear的飞行仿真环境搭建本文借鉴飞行模拟器的结构框架，设计的基于FlightGear的飞行仿真系统的总体结构如图所示。

该系统主要由操纵输入设备、飞行仿真及虚拟仪表系统、通信网络和视景显示系统四部分组成，其硬件均采用常规商业产品，具有成本低廉，结构简单，构建方便，移植性强等优点，最重要的是它突出了飞行控制研究最关心的高效的飞行仿真和逼真的视景显示。

UDP协议构建的基于FlightGear的飞行仿真系统实物如图所示。

其中，视景显示采用液晶显示器，根据需要可扩展为投影显示系统操纵设备4.操作步骤(1)数值仿真模型搭建在Matlab中打开Simulink组件，搭建纵向控制增稳控制律仿真模型，如图所示。

(2)模型认知与参数设置双击其中每个Simulink组件图标，弹出对话框后可设置参数，如图所示为放宽静稳定性控制律的参数设置对话框。

飞行原理：飞机的平衡、稳定性与操纵性

飞机的方向稳定性只能保持侧滑角，而丌能保持飞机的航向丌发。
5横侧稳定性
飞机的横侧稳定性是指飞机在飞行中，叐微小扰动以至横侧平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。
稳定
5.1横侧稳定力矩
1、机翼上反角产生横侧稳定力矩
飞机受扰带左坡度
作曲线运动，左侧滑
X
5.2横侧平衡的保持
如何保持横侧平衡？左压盘
X
偏转副翼
横侧操纵力矩
平衡滚转力矩变化
保持横侧平衡
提问&复习
飞机重心位置及转动轴？影响俯仰平衡、方向平衡、横侧平衡的力矩分别有哪些？收放襟翼、起落架对俯仰平衡的影响？加减油门对飞机平衡的影响？
33
小结
1、飞机重心位置及转动轴
2、飞机的平衡俯仰平衡方向平衡
Y Z
O
X
2.1飞机的轴系运动
绕横轴（OZ轴）——俯仰运动
2.1飞机的轴系运动
绕纵轴（OX轴）——滚转运动
2.1飞机的轴系运动
绕立轴（OY轴）——偏转运动
2.2飞机的平衡
飞机的平衡：作用于飞机上的所有外力不外力矩总和为零的飞行状态。
飞机的平衡可分为？
3俯仰平衡
飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，保持迎角丌发。
增大
横侧稳定性强
5.1横侧稳定力矩
3、机翼上下位置的影响----下单翼飞机
飞机受扰带坡度
侧滑前翼上表面气流受机身
阻挡
流速减慢，压力增大，升力
减小
横侧稳定性弱
5.2横侧阻尼力矩
1、飞机横侧阻尼力矩主要由机翼产生的
受扰恢复原飞行状态时
形成与运动方向相反的相对

飞行操纵品质—飞机纵向稳定性

1 俯仰阻尼力矩
具有足够的纵向静稳定力矩只能使飞机具有自动返回原飞行姿态的运动趋势, 并不能保证飞机最终能恢复到原有的飞行姿态。要做到这一点，还必须使飞机在恢复原有飞行姿态的俯仰摆动中受到足够的俯仰阻尼力矩，使飞机的俯仰摆动逐渐减弱直至停止。
最主要
当飞机在俯仰摆动中抬头时，重心前各处的迎角减小，产生的升力增量向下作用；重心后各处的迎角增大，产生的升力增量向上作用，这样分布的升力增量对飞机重心形成的力矩是低头力矩
焦点
重心
影响飞机实用重心的位置的因素：
• 货物的装载情况 • 乘客的位置 • 燃油的数量及消耗情况 • 飞机的构型等等
当焦点位置不变时，飞机实用重心前移，飞机的纵向静稳定性增大；飞机实用重心后移，飞机的纵向静稳定性减小。
影响飞机焦点位置的因素
• 飞行马赫数：亚声速阶段：Ma<Ma临界，大约为25% 超声速阶段：焦点后移到50%并保持不变速度增加，纵向静稳定性增加，操纵性变差
2 纵向扰动运动的模态及其特征
定常直线飞行的飞机受到扰动后，在回到原来平衡姿态过程中产生的扰动运动可以简化看成是由两种典型周期性运动模态叠加而成： • 一种是周期很短、衰减很快的短周期模态 • 一种是周期长、衰减很慢的长周期模态
爬升
俯冲
速度不变
短周期模态：主要发生在干扰消失后的最初阶段。飞机的扰动运动主要是飞机绕重心的摆动过程，表现为迎角和俯仰角速度周期性迅速变化，而飞行速度则基本上保持不变。基本上在几秒中内即可恢复。
不同用途的飞机具有不同的要求，对于民用飞机来说，这个距离大约为平均空气动力弦长的10-15%。
水平尾翼不但具有保证飞机在不同速度下进行定常直线飞行的纵向平衡作用，而且具有为飞机提供必要的纵向静稳定的作用。

飞机纵向运动的动稳定性

在长周期运动中，飞机的升力与飞行高度成线性关系，高度越高，则升力越小。
内容 9.1 飞机纵向运动的动稳定性
9.1.2 9.1.4 9.1.5 模态特性的分析方法纵向短周期模态的简化分析纵向长周期模态的简化分析
9.2 飞机的纵向动操纵性
9.2.1 时域响应指标 9.2.3 纵向动操纵性
小结
1、静操纵性：指操纵输入后，飞机响应的稳态值与操纵指令之比值的关系。
ω
（3）半衰期（倍增期）内振荡次数 N1/2 （ N 2 ）
1−ξ 与频率正比 t1/2 ln2 1−ξ N1/2 , N2 = = ≈ 0.11 ≈ ξ 阻尼 T 2πξ
2 2
振幅衰减一半或倍增的振荡次数表明了振荡模态频率与阻尼之间的关系；
其值越大，意味着振荡频率过高或振荡阻尼过小。
t1/ 2
当迎角的增量由正值变为负值时又产生反方向的静稳定由正值变为负值时又产生反方向的静稳定力矩使飞机反方向转动即形成了力矩使飞机反方向转动即形成了迎角和迎角和俯仰角的短周期振荡运动俯仰角的短周期振荡运动另一方面另一方面飞机的飞机的阻尼力矩阻尼力矩也较大也较大在振荡运动中会产生较大的阻尼作用使在振荡运动中会产生较大的阻尼作用使飞机的旋转运动很快地衰减下来飞机的力飞机的旋转运动很快地衰减下来飞机的力前几秒钟内基本恢复原来的平衡状态前几秒钟内基本恢复原来的平衡状态纵向长周期运动模态纵向长周期运动模态表征飞机表征飞机力作用的过程力作用的过程表示表示飞机的速度飞机的速度动稳定性动稳定性发散或收敛较慢发散或收敛较慢的运动
M
p
1 0 .9
0 .5 0 .1
td t p
ts
有关时域响应指标最大超调量 Mp ：响应曲线的最大值与稳态值之差，用百分比表示定义为：

飞行模拟器自动飞行控制系统设计

飞行模拟器自动飞行控制系统设计摘要：自动飞行控制系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵，保证飞行品质，降低了飞行员的工作量。

介绍了自动飞行系统的组成，功能。

在飞行控制系统的自动测试中,飞行控制接口信号是必需的。

论述了飞行控制接口信号的模拟方案,并详细介绍了信号模拟器的软硬件工作原理。

关键词：自动飞行控制系统；飞行模拟器；系统设计1前言自动飞行系统，是指自动驾驶仪以舵回路稳定系统为主，配合无线电导航，惯性导航的航向指令输入，增加姿态控制回路，和自动油门结合后形成的完整的控制系统。

飞行仿真器中，自动飞行系统仿真的任务是要用相应的软件模块与仿真设备来仿真飞机自动飞行系统的功能。

随着机载计算机广泛的应用,各机载电子设备之间的联系越来越紧密,飞行控制系统所接收的信号越来越多,这虽然大大加快了航空电子综合化的进程,然而也给飞行控制系统设备的测试带来了困难。

由于缺乏与被测试部件相关的飞行控制接口设备,使得很多测试工作难以进行。

因此 ,研制飞行模拟器自动飞行控制系统就变得十分有意义。

2自动飞行控制系统基本概念2.1自动飞行系统组成自动飞行系统是飞机飞行系统的重要组成部分,由自动驾驶仪，自动油门与飞行方式控制面板组成。

自动驾驶仪是一种不需要飞行员干预就能保持飞机飞行姿态的自动控制设备。

他是自动飞行系统的核心部件，主要用于稳定飞机的俯仰角、倾斜角和航向角,稳定飞机的飞行高度和飞行速度,操纵飞机的升降和协调转弯。

还可以与导航系统交联进行自动导航,与地形雷达交联进行地形自动跟踪,与仪表着陆系统交联进行自动着陆。

此外还有增稳、自动配平，高度报警的作用。

自动驾驶仪主要由操纵装置、测量装置、综合装置、放大器、舵机和回输装置组成。

自动驾驶仪的原理如图1所示。

自动驾驶仪发出信号控制舵面偏转,产生舵面操纵力矩,实现对飞机的操纵,而后飞机改变飞行姿态,通过测量装置改变自动驾驶仪的输出信号,这样反复作用,最后达到平衡。

自动油门根据飞行员选定的模式，计算出油门杆驱动信号，使油门杆位置自动调整到保证发动机推力处于最佳配置状态。

控制增稳与电传控制律7-8

三、控制增稳系统对飞机稳定性和操纵品质的影响
飞机的稳定性和操纵性
飞机的稳定性又称为安定性，它是飞机本身固有的一种运动属性。从气动力学的观点看，飞机稳定性主要是由恢复力矩和阻尼力矩决定的，在实际中，稳定性又分为静稳定性和动稳定性。所谓静稳定性是指飞机平衡状态受到扰动，在扰动消失后，飞机本身具有恢复原平衡状态趋势的能力。动稳定性是指飞机的受扰运动在扰动源撤销后，飞行员不操纵飞机，飞机能渐近地回到扰动前的运动状态。静稳定性和动稳定性的区别是：静稳定性研究的仅是飞机受到扰动后初始反应的趋势；而动稳定性研究飞机受扰动后的全过程。飞机的操纵性指飞机(包含控制系统)对驾驶员操纵输入的响应特性，即按照驾驶员操纵意图(指令信号)，在一定时间内能迅速改变其飞行状态的能力，或简单说飞机听从驾驶杆的能力。操纵性表现为驾驶员对杆力/杆位移的感觉和飞行状态改变快慢的视觉等两方面。如果当飞机对操纵意图的反应特性既迅速又准确地复现了，则称飞机的操纵性好。从操纵功用而言，飞机应具有机动能力(使飞机实现最大法向过载，最大滚转速度的能力)和配平能力(对起飞着陆、平飞)。

e
2）控制增稳系统杆力特性：
传递函数为（将增稳系统及电气前馈通道接通）：
n z s Fy s
k p M s
kj k
q 1s ky 1 s 1 s 1 nz 3 1 k k y a nz nz nz k k z G e s 2 s 1 k y Gq s
一、控制增稳系统的构成与工作原理
二、俯仰控制增稳系统的控制律

比例控制律为：
q y
其中：
e K q K nz kz k p M s k Fy kz k j Fy

飞机飞行控制.详解

(deg)
G=1/(1+TS)
一阶滞后(惯性)
0.1 1.0 10 100 20dB/dec 20log10A(dB)
0.1 90deg (deg) 1.0 10 100

G=1/(1+2S/+S2/2)
振荡环节
0.1 1.0 10 100 40dB/dec
0.1 1.0 10 100
因此，可以作出典型环节的曲线，再进行叠加
频带宽。通常飞机与飞控系统组合后的频带很宽，用
Bode图可以画在一张图上，方便实用。
34
典型环节的对数频率特性
20log10A(dB) (deg)
G=K
比例环节
20log10K 0.1 1.0 10 100 0.1 1.0 10 100
20log10A(dB)
频率特性曲线（Bode图）,
半对数坐标

(deg)
对数幅频特性对数相频特性
0.1 1.0 10 100
32
对数频率特性曲线的优点
若系统由一系列串联而成，
则对数频率特性曲线可以叠加
G(S ) G1 (S )G2 (S )
G
G1
G2
…
G( j ) Ae j A1e j1 A2e j2
若 G(S )
W (S )
N (S ) D( S )
则
k
N (S ) D( S ) N ( S )
对于反馈系数为k的负反馈
W (S ) N (S ) D( S ) k N ( S )
25
反馈控制的特点
N (S ) G(S ) D( S )
N (S ) W (S ) D( S ) k N ( S )

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制

L L2

其中： L

L1
b
b
这是比例式规律
自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是：舵回路中含舵面位置反馈（硬反馈）
比例式控制如何减小静差：

由前面计算可知：
g Mf Q0 Sb Cm L
e
所以： g 存在静差。 L2 要减小这个静差，应加大 L ，所以 b 只有使 b ，就可使静差减小。极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全消除常值干扰下的静差。

0
1
e

t
修正的过渡过程
工作原理——外加控制信号

如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
U g K1 g 0 。飞机原来水平等速飞行
0 0
，舵回路输入电信号为 U 0，使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( e ) 0
g Mf Q0 Sb Cm L
e
计算过程：
已知：所以有：又由控制律：得出：
M ( e ) QS wc ACm e
e
由力矩平衡有：
M ( e ) M f 0
Mf QS wc ACm
e
e
e L ( g )

（a）T 0 s
b） T 0 . 1 s
（c） T 0 . 25 s
结论：

L 考虑舵回路惯性 T 时，增加到一定值后再加大时，使阻尼特性急剧变坏，所以在增加 L 同时，应尽量减小舵回路惯性（T 值尽量小）一般限制 T 0.03 ~ 0.1 秒,这可保证舵回路频带宽度为飞机的3~5倍。