讲义-第五章第一节

图 5‐14 具有均衡反馈舵回路的姿态控制原理图
由于
可写成
的形式，而 较大，远大于飞机短周期运动时
间常数，因此，开始时舵机体现出比例作用，只有在进入稳态后体现积分作用， 实现比例加积分控制律。
根据框图，可写出此时自动驾驶仪的控制律为：
Δ
ΔΔ
Δ
Δ
均衡式自动驾驶仪，能消除常值干扰力矩作用下的静差；能消除控制作用Δ 为 斜坡信号时的稳态误差（满足 ≪ 时，前向通道近似有两个积分环节）。均衡 式自动驾驶仪提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的 飞行阶段（如自动着陆）。
Root Locus 10
8
6
4
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
-1.5
-1
-0.5
0
0.5
Real Axis (seconds-1)
分析跟轨迹图知，当 增大时，描述飞机短周期的一对复根将右移，导致飞 行器短周期模态的振荡运动加剧。系统稳定的临界增益为 2.4。进一步，可 绘出不同 取值时的阶跃响应。
（2） 0
ΔΔ
lim
→
∗Δ
∗
∗
由上式可以看出，有常值干扰时，比例式控制律存在静差。 最后，我们总结一下比例式控制律的特点。比例式控制律的优点是结构简单，
系统反应较快。缺点是有常值干扰时，系统存在静差。误差 Δ Δ 与干扰力 矩 成正比，与传递系数成反比。增大 可减小误差，但飞机在修正Δ 角时Δ
较大，产生较大的力矩 Δ ，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态(Δ
图 5‐1 典型飞行控制系统结构图
图 5‐1 中中间回路为姿态控制回路，主要起稳定和控制飞行器姿态的作用， 也称稳定回路。其测量部件测量的是飞机的姿态信息，其测量信息经放大计算装 置送入舵回路，进而操纵舵面并控制飞机的运动姿态。我们也称由测量部件、放 大装置和舵回路组成的部分为自动驾驶仪。也就是说，姿态控制回路由自动驾驶 仪和被控对象（飞机）组成。
图 5‐1 中最外环回路为轨迹控制回路，主要起稳定和控制飞机运动轨迹的作 用，也称为控制回路。轨迹控制回路由姿态控制回路和飞行器质心位置测量元件 以及描述飞行器空间位置几何关系的运动学环节构成。
因为轨迹控制回路是在姿态控制回路的基础上构成的，因此飞行控制系统通 过控制飞机的角运动来改变飞机质心的运动（即飞行轨迹）。
0。飞机受到干扰后，
出现俯仰角偏差Δ 示。
0，自动驾驶仪修正稳定 的过渡过程如图 5‐6 所
图 5‐6 驾驶仪修正稳定θ的过渡过程
陀螺仪检测到这个偏差后，输出电信号Δ
Δ 0，后矩 Δ
0。 Δ 使飞机低头，
Δ 逐渐减小，只要 选得合适，就可保证Δ 趋于 0，同时Δ
其中从 经 和G s 的部分为主动驾驶仪， 为放大系数， 为舵回路传递 函数。根据舵回路 中反馈形式（位置反馈，速度反馈和弹性反馈）的不同， 自动驾驶仪可分为：比例式、积分式和比例加积分式（均衡式）自动驾驶仪。下 面我们以俯仰通道为例分别进行介绍。 一、比例式自动驾驶仪
在舵回路中采用位置反馈形式的信号，就组成了比例式自动驾驶仪。回顾第 四章，位置反馈舵回路原理图如图 5‐4 所示，其中，铰链力矩的影响已忽略（忽 略的条件参考第四章）。
图 5‐4 简化的位置反馈舵回路原理图 在一定条件下，舵回路的传递函数可简化为：
将舵回路传递函数代入图 5‐3 所示姿态控制系统原理图，可得新的原理图如 下。
图 5‐5 具有位置反馈舵回路的姿态控制原理图（其中飞机运动方程采用短
周期运动方程，
∗
）
根据自动驾驶仪的定义，可得自动驾驶仪的控制律为：
Δ
Δ
信号(Δ Δ )的积分成比例，因此称为积分式控制律。
考虑常值干扰力矩作用下：
ΔΔ
lim
→
∗ 1
1
∗
∗
0
由此可知，系统稳态输出为 0，积分环节消除了静差。
考虑系统动态性能，要使系统稳定，引入俯仰角速率信号Δ 。为了使系统性 能进一步改善，引入角加速度信号Δ ，起阻尼作用。
图 5‐12 具有角速率和角加速率信号的自动驾驶仪原理图
本章将分别介绍姿态控制系统和轨迹控制系统。
5.1 姿态控制系统
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，使它达到期望值。在飞行控制中,对于姿态控制系统来说，要想 稳定与控制的三轴姿态则应该是：（1）垂直陀螺仪测量俯仰角 和滚转角 ；（2） 航向陀螺仪测量偏航角 。测量到这些姿态信息后，经调理（综合、放大）后， 送入舵回路形成指令信号驱动舵面。 5.1.1 姿态控制系统的构成与工作原理
飞控系统为了实现上述目标所做出的基本贡献有下列四大类：
（1）改善飞行品质。包括：○1 固有运动特性，如改善俯仰、滚转、偏航阻尼 特性和频率特性；○2 操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特性； ○3 扰动特性：抑制风干扰等；○4 大扰动的控制问题。
（2）协助航迹控制 （3）全自动航迹控制 （4）监控和任务规划 因此，飞控系统的基本性能要求如下：
在舵回路中采用均衡式反馈，就组成了均衡式自动驾驶仪。回顾第四章，均 衡式反馈舵回路原理图如图 5‐13 所示（同前，可忽略铰链力矩的影响，条件参 考第四章）。
图 5‐13 简化的均衡反馈舵回路原理图
在一定条件下（参考第四章），舵回路的传递函数可简化为： 1
替换图 5‐3 中舵回路传递函数，可得到此时姿态控制系统原理图，如图 5‐14 所 示。
（1）姿态的稳定与控制，包括三轴姿态的稳定与控制，航向保持，预选，航 向转弯等；
（2）轨迹的稳定与控制，包括高度、侧向偏离、飞行 M 控制保持，以及自 动进场着陆，地形跟随等。
典型飞行控制系统的结构，如图 5‐1 所示。图中有 3 个回路，最内环的是舵 回路，已在第四章中介绍，起到改善舵机的性能的作用，是飞行控制系统不可缺 少的组成部分。
第五章 自动飞行控制系统
飞行安全是飞机设计的最高目标，其它所有目标都要服从于这项最高的目标。 民用航空领域，把乘客安全送达目的地始终是民用飞机设计最为关注的目标，其 飞行经济型、舒适性和正点运行同样也是重要目标，但都处于次要低位。军用航 空领域，除了飞行安全的目标，还有完成任务的目标要求。在军用设计规范中， 这两项目标是并列的。
升降舵下偏，对飞机产生俯仰力矩 Δ
0，该力矩使飞机低头，从而有
Δ 0。因此，俯仰角增量Δ 变小。由于刚打破平衡后，在低头力矩的作用下，
此时，系统的控制律为: Δ
ΔΔ
Δ
Δ
积分式控制律只在常值干扰 作用下，无静差。但当斜坡信号作用时，仍是有 差系统。原因是系统是 I‐型系统（可验证）。积分式自动驾驶仪虽能消除常值干 扰所导致的静差,但其结构复杂,并且需要俯仰角加速度信号。而该信号不容易获 取，因此考虑采用均衡式自动驾驶仪。
三、积分式自动驾驶仪
0)，Δ 接近零时，Δ 虽已到零，但由于俯仰角速率 0，飞机会向反方向俯仰
以致产生振荡。要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入俯仰角速率 ，对飞 机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。下面，我们通过实例分析来加深对比 例式控制律及一阶微分信号作用的理解。
如图 5‐9 所示为某飞机‐自动驾驶仪原理图，给定升降舵‐俯仰角速率传递函
Δ 趋于 0。该
力矩使飞机低头。
（2）外加控制信号时的俯仰控制（操纵）
初始时，假定飞机处于水平等速飞行状态，即Δ
0。如果外加控
制电压不为零，假定Δ 0，则
Δ 0，自动驾驶仪控制飞机产生俯
仰角Δ 的过渡过程如图 5‐7 所示。根据
0，舵回路输入电压信号为
0，使升降舵向上偏Δ 0，并产生俯仰力矩 Δ
0，使飞机抬头，
Δ
ΔΔ
ΔΔ
式中
，Δ Δ / 为给定的参考姿态角。
由于升降舵偏角的增量Δ 与俯仰角偏差(Δ Δ )成比例，因此称具有该控 制律的姿态角控制器为比例式自动驾驶仪。下面，我们通过分析飞机的俯仰保持 和俯仰控制两个过程来说明比例式自动驾驶仪的工作原理。
（1）飞机水平平飞状态时的俯仰保持（稳定）
初始时，假定飞机处于等速平飞状态，即 0,
1
Real Axis (seconds-1)
分析跟轨迹图可知，内回路 增大时，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， 越大，阻尼作用越强。
考虑整个系统，系统的闭环传递函数为：
0.61 3.3
∗ 4.3 ∗ 0.8 ∗ 4.3 ∗ 0.8
此时自动驾驶仪的控制律为：Δ
ΔΔ
Δ 。根据原理图，可求出
系统的开环传递函数为
∗ 4.3 0.8 0.61 3.3
据此，可用 matlab 绘出系统的跟轨迹图为：
Imaginary Axis (second -s1)
Root Locus 2
1.5
1
0.5
0
-0.5
-1
-1.5
-2
-5
-4
-3
-2
-1
0
一、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差（Δ 0 ） 带有一阶微分信号的比例式自动驾驶仪原理图如图 5‐15 所示。
图 5‐15 某飞机‐自动驾驶仪原理图
如前所述，此时自动驾驶仪的控制律为：
Δ
ΔΔ
Δ
其中，
，
。下面我们通过一个稳定过程和一个控制过程来说
明自动驾驶仪稳定和控制纵向姿态的原理。
（1）稳定过程（Δ 0, Δ 0 ）
由前述内容可知，姿态控制系统由自动驾驶仪和飞机组成。而飞机运动方程 已在第二章中进行介绍，因此，这里只需介绍自动驾驶仪。
将飞行控制系统进行简化，我们可以得到如图 5‐2 所示的姿态控制回路。