第五章典型飞行控制系统工作原理(2)

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 ACme
e
e L ( g )
Mf QS wc ACm e L
g
e L L L ( g )

积分式控制律只在常值干扰 M f 作用下
无差，当斜坡信号作用时，仍是有差系统。
因为飞机―飞控是Ⅰ型系统。

角加速度信号 在AP中的获取，通常是将 信号 经有源微分电路产生——这可减少
噪声影响。
3、均衡式反馈自动驾驶仪 （比例加积分控制律的自动驾驶仪）

积分式控制律成立的条件：

亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本 身的软反馈作用。

飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时， 舵机控制不受铰链力矩的影响。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵 消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后 引起的铰链力矩较小。

积分式控制律的改进：
j
s2
z
s3

s1

当 L 0 时
内( S )

M e ( S Z ) ( S 2 C1d S C2d ) M e L ( S Z )
特征方程式：
s
2
c1d s c2d M e L s Z 0
L M e ( S Z ) S 2 C1d S C 2 d
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，U g 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K1 0 经舵回路输出 e L 0 产生气动力 矩M ( e ) 0 使飞机 逐渐减小，只要 选得 L 合适，就可保证 0 ， 同时 e 0 修正 过程如下图所示：
参见例：5-32
（c） T 0.25s
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。
e
M e s Z s 2 c1d s c2 d

1 s

内 s
L

内回路传函为：
M e ( S Z ) (T S 1)( S 2 C1d S C2d ) L M e ( S Z )
内( S )

等效开环传函：
t
e
e1 L
t
e 2 L
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：

由正值变为负值，产生抬头力矩，阻止飞 机俯冲的势头。 t t 2 时，此时 0 ， e 仍为负值，产 生抬头力矩，继续阻止飞机俯冲，这就减 弱了 修正过程中的振荡，L 信号起到 使舵 e 提前从正值向负值的转变（与 由正值向负值转变时间相比），这种作用 称为“提前反舵”作用，阻止减弱了 调 整过程中的振荡。
接近零时， e 虽已到零，但由于飞机的惯
0 飞机会向反方向俯仰以致产

t
图
L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入
俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用


t1 t2

t1 时刻 在减小但值为正，此时舵 e 已 为零，当 t t1 ， 仍为正值时，舵 e 已

建飞机方程（用短周期方程）
( M S M ) ( S M q ) S M e e ( S Z ) S 0
e L L ( g ) 控制律中， 与 信 在 e 号成比例， 为主信号，而 信号对系统 稳定性起重要作用，称为稳定信号。

为进一步改善稳定与控制飞机姿态的动态 性能，再引入 角加速度信号，起阻尼作 用。
e L g dt L L


L A L
根轨迹： 适当选择A，可增大阻尼
j z2 s2 s1
s2 j

z2

z1

s1 s3

s3
z1
（a） 复零点情况 随
（b）实零点情况
L变化的Байду номын сангаас轨迹
（5）考虑舵回路惯性情况

考虑舵回路惯性时系统方块图为：
g -
L
+
+
1 T s 1

AP控制律： e L ( g ) L
飞机－AP系统结构图：
g
+
L
+
e M s Z e 2 s c1d s c2d
1 s

内s
L
根轨迹分析： 当 L 0 ，即无一阶微分信号
开环传函为： L ( M e ( S Z )) G开 ( S ) 2 S S C1d S C2d 根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根右移 且虚部增大很快，振荡加剧
比例式控制律根本原因 ：

舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）
舵回路
g
L2
+
K
e
1 s
e
飞机

1 s

b
L1 L2
+
+
K 舵回路传函： w ( S ) S Kb

当K很大时简化为：
w ( s)

1
b

g
e
L L ( ) L L ( b
比例式控制律的优缺点：

优点：结构简单。

缺点：
误差( g ) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系 数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修 正 角时 e 较大，产生较大的力矩 M e ， 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g 0


性，且角速率 q 生振荡。
1、比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例） （1）控制规律
U g

垂直陀螺 K1
+
U
u
舵回路
e
G s
飞机（对象）
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
U K1
舵回路不计惯性时 G (S ) K U ——外加控制电压 于是 e K (U U ) K K1 K U




系统特征方程：
S ( S 2 C1d S C2d ) M e L ( S Z ) L M e ( S Z ) 0



等效传函为：
G等 ( S )
L M S 2 ( Z A) S Z A S ( S 2 C1d S C2d )


即：e L L ( g )
取积分可得： e L g dt L



舵偏角 e 与输入信号（ g ）积分成比 例，称为积分式控制规律。
积分式控制律驾驶仪中显著特点： 切除舵面位置反馈信号。 这里没提舵面速度反馈问题―即速度反馈 仍可保留，这种规律也称为软反馈式自动 驾驶仪。 因为舵机负载是舵面铰链力矩，它对舵机 起硬反馈的作用，所以严格地讲 e 与 的积分关系并不成立。但若基于如下条件 则认为本质上积分关系存在。这个条件就 是：
ψ－用航向陀螺仪
经调理后（综合、放大器），送入舵回路 形成指令信号驱动舵面
升降舵 e 副翼（控制偏航角速度也用副翼 a ) a 方向舵 r
一、姿态控制系统的构成与工作原理
1、比例式自动驾驶仪 2、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
1
，
1
2
g

)
其中： L
L1
b
L
L2
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 e L
所以： g 存在静差。 L2 L 要减小这个静差，应加大 b ，所以 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。
典型飞行控制系 统工作原理
第二讲
§5.4 飞机的姿态控制系统
控制原理： 按自控原理的思想―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，使它达到期望的值。 在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说，要想 稳定与控制三轴姿态则应该是：

用陀螺仪测量角度信号 θ 用垂直陀螺仪

2、积分式自动驾驶仪 在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。 舵回路方框图参见图5-34
KM 1 K M K f KM s 1 1 K M K f
GB (s)

K T s 1
图5-36采用速度反馈的角位移控制系统
K e L1 L2 ( g ) S


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
飞机抬头 。只要 L 选的合适就可使
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 g 0， 使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( e ) 0 e
g
u 0
e 0
控制过程如下图所示：

g
控制
的过渡过程
（3）干扰力矩
Mf
影响：
假定有常值干扰力矩 M f ，飞机稳定后 必有一个 e 使产生的力矩平衡 M f ，由于
e 存在也就出现一个稳态的偏差
g Mf Q0 Sb Cm e L
G等 ( S ) L M e ( S Z ) (T S 1)( S 2 C1d S C2d )
根据舵回路惯性 T 的不同，有以下几种情况：
j
j
j
s1
s1
s1
s
z

s 2
s
z s 2
z s 2

（a）T
0s
b） T 0.1s

均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式 反馈 ，如下图： + K 1
ef
g

g
g
g
K K1 (
U g K1
)L ( g )
(*1)
式中
L＝K K1
g
U g K1
说明：

升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（ ） g 成比例——具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。
（2）工作原理： （飞机水平平飞状态）


等效开环传函为：
G等 ( S )
根轨迹如图5-30所示： 内回路 L ，使短周期 一对复根左移且虚部减小，最 终进入实轴，振荡减小， 阻尼加大。内回路的动态 过程由振荡运动转为按指 数规律衰减的单调运动， L 越大，阻尼 作用越强。

j
s1
z

s 2
全系统情况：
全系统开环传函： L M e ( S Z ) L G开 ( S ) 内 ( S ) 2 S S ( S C1d S C 2d ) M e L ( S Z )