第五章典型飞行控制系统工作原理(3)
直升机飞行操控的基本原理
直升机飞行操控的基本原理图 1 直升机飞行操纵系统- 概要图(a)(b)图2 直升机操纵原理示意图1.改变旋翼拉力的大小2.改变旋翼拉力的方向3.改变尾桨的拉力飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。
如图2所示,周期变距操纵系统控制直升机的姿态(横滚和俯仰),总距操纵系统控制直升机的高度,航向操纵系统控制直升机的航向。
一、周期变距操纵系统周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。
当桨距周期改变时,引起桨叶拉力周期改变,而桨叶拉力的周期改变,又引起桨叶周期挥舞,最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜,从而实现直升机的纵向(包括俯仰)及横向(包括横滚)运动。
纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵,但二者是各自独立的。
周期变距操纵系统(见图3)包括右侧和左侧周期变距操纵杆(1)和(3)、可调摩擦装置(2)、橡胶波纹套(4)、俯仰止动件(5)、横滚连杆(7)、俯仰连杆(8)、横滚止动件及中立位置定位孔(9)、横滚拉杆(10)、横滚协调拉杆(11)、俯仰扭矩管轴组件(12)、总距拉杆(13)、与复合摇臂相连接的拉杆(14)、伺服机构(15)、伺服机构(横滚+总距)(16)、伺服机构(俯仰+总距)(17)和可调拉杆(18)等组件。
1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆2.可调摩擦装置4.橡胶波纹套5.俯仰止动件6.复合摇臂 7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件13.总距拉杆14.与复合摇臂相连接的拉杆15.伺服机构16.伺服机构(横滚+总距)17.伺服机构(俯仰+总距)18.可调拉杆图 3 直升机周期变距操纵系统(一)纵向操纵情况当前推驾驶杆时,通过俯仰扭矩管轴组件(9)及俯仰连杆(8),使复合摇臂(6)上的纵向摇臂逆时针转动,通过其后的拉杆、摇臂,使左前侧纵向伺服机构下移,自动倾斜器固定盘向左前方倾斜,旋翼桨盘前倾,进而使直升机向前运动。
课后题答案
第 一 章1-1 图1-2是液位自动控制系统原理示意图。
在任意情况下,希望液面高度c 维持不变,试说明系统工作原理并画出系统方块图。
图1-2 液位自动控制系统解:被控对象:水箱;被控量:水箱的实际水位;给定量电位器设定水位r u (表征液位的希望值r c );比较元件:电位器;执行元件:电动机;控制任务:保持水箱液位高度不变。
工作原理:当电位电刷位于中点(对应r u )时,电动机静止不动,控制阀门有一定的开度,流入水量与流出水量相等,从而使液面保持给定高度r c ,一旦流入水量或流出水量发生变化时,液面高度就会偏离给定高度r c。
当液面升高时,浮子也相应升高,通过杠杆作用,使电位器电刷由中点位置下移,从而给电动机提供一定的控制电压,驱动电动机,通过减速器带动进水阀门向减小开度的方向转动,从而减少流入的水量,使液面逐渐降低,浮子位置也相应下降,直到电位器电刷回到中点位置,电动机的控制电压为零,系统重新处于平衡状态,液面恢复给定高度r c。
反之,若液面降低,则通过自动控制作用,增大进水阀门开度,加大流入水量,使液面升高到给定高度r c。
系统方块图如图所示:1-10 下列各式是描述系统的微分方程,其中c(t)为输出量,r (t)为输入量,试判断哪些是线性定常或时变系统,哪些是非线性系统?(1)222)()(5)(dt t r d tt r t c ++=; (2))()(8)(6)(3)(2233t r t c dt t dc dt t c d dt t c d =+++;(3)dt t dr t r t c dt t dc t )(3)()()(+=+; (4)5cos )()(+=t t r t c ω;(5)⎰∞-++=t d r dt t dr t r t c ττ)(5)(6)(3)(;(6))()(2t r t c =;(7)⎪⎩⎪⎨⎧≥<=.6),(6,0)(t t r t t c解:(1)因为c(t)的表达式中包含变量的二次项2()r t ,所以该系统为非线性系统。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示:
内回路 L ,使短周期
一对复根左移且虚部减小,最
s1
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
z
数规律衰减的单调运动,
s2
L 越大,阻尼作用越强。
j
全系统情况:
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•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见,微分作用的物理本质为:
❖
为t1零时,刻当t
在减小但值为正,此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
(1)稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为:
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程,认为
e L L
修正 0 的过程:0 0
比例式控制如何减小静差:
❖ 由前面计算可知:
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有:小使这b个静, g差就存,可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
,所以
❖ 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。
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。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
第五章 飞行操纵系统
第三节 助力机械操纵系统
助力机械操纵系统的提出
舵面铰链力矩是随舵面尺寸和飞行速压的增加而增加! 当舵面铰链力矩变得很大时,即使利用当时的空气动力补偿法,也不能使驾 驶杆(脚蹬)力保持在规定的范围之内:
1. 研究效率更高的空气动力补偿; 2. 研究液压助力器,以实现液压助力操纵!
助力机械操纵系统的分类
钢索承受拉力时,容易伸长。由于操纵系统的弹性变形而产 生的“间隙”称为弹性间隙; 钢索的弹性间隙太大,会降低操纵的灵敏性; 钢索预紧(施加予张力)是减小弹性间隙的措施! 常见故障:断丝与锈蚀,主要部位是滑轮或导索板处。
几个注意问题: 1、为了改善软式操纵系统的灵敏性,钢索在未安 装之前,必须用相当于设计强度50%~60%的力进 行予拉伸处理; 2、装在飞机上的钢索必须根据周围温度的高低而 保持一定的予张力; 3、在飞机主操纵系统中,可以使用的钢索最小直 径是1/8英寸; 4、钢索不可气割,不可焊接,只能用钢索剪剪断 或用錾子錾断; 5、在改变钢索方向不大于 3º的情况下,可以使用 导索板或导索环。
中央操纵机构—手操纵机构
驾驶杆式手操纵机构
推拉驾驶杆操纵升降舵; 左右压杆操纵副翼!
横纵向操纵的独立性
驾驶杆要操纵升降舵和副翼, 但两者不会互相干扰!
独 立 性 分 驾驶杆左右摆时,传动杆沿着以b-b线为中 析 心轴,以c点为顶点的锥面运动;
由于圆锥体的顶点c到底部周缘上任一点的 距离相等,所以当驾驶杆左右摆动时,摇 臂1不会绕其支点前后转动,因而升降舵不 会偏转!
。
操纵系统
主操纵系统
副翼
升降舵
辅助操纵系统
前缘襟翼缝翼
后缘襟翼 扰流板 水平安定面
警告系统
飞机飞行控制课件
特点:智能化、自动化、高 精度、高可靠性
应用场景:无人机在军事、 农业、物流、救援等领域的 应用
发展趋势:智能化、网络化、 小型化、低成本化
航天飞行控制系统
航天飞行控制系 统是飞机飞行控 制系统的重要组 成部分
航天飞行控制系 统主要用于控制 航天器的姿态、 轨道和速度
航天飞行控制系 统可以保证航天 器在太空中的稳 定飞行和精确定 位
计算机技术
飞行控制计算机: 负责处理飞行控 制指令和传感器 数据
飞行控制算法: 实现飞行控制功 能,如姿态控制、 导航控制等
传感器技术:提供 飞行状态和外部环 境信息,如加速度 计、陀螺仪等
通信技术:实现飞 行控制计算机与传 感器、执行器之间 的数据传输和通信
导航技术
惯性导航系统(INS):利用陀 螺仪和加速度计等传感器测量飞 机的加速度和角速度,计算飞机 的位置和姿态。
法规限制:技术创新需要遵守相关法规 和标准,确保产品的合法性和安全性
合作与交流:加强与行业内外的合作 与交流,共同应对技术创新的挑战和 应对策略
安全保障的挑战和应对策略
挑战:飞机飞行控制系统的安全性要求 越来越高
应对策略:加强飞机飞行控制系统的测 试和验证,确保系统的稳定性和可靠性
应对策略:加强飞机飞行控制系统的安 全性设计,提高系统的可靠性和稳定性
早期的飞行控制系统20世纪源自,飞机开始使用 机械式飞行控制系统,如操 纵杆、舵面等
20世纪30年代,飞机开始 使用液压式飞行控制系统,
提高了控制精度和稳定性
19世纪末,莱特兄弟发明 了飞机,开启了飞行控制系 统的发展历程
20世纪50年代,飞机开始 使用电动式飞行控制系统,
实现了自动化控制
现代的飞行控制系统
飞机飞行控制课件
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控制过程:通过传感器获取数据, 计算控制量,输出到执行机构,实 现对飞机的控制
飞机飞行控制系统的硬件组成
飞行控制系统的主要硬件设备
飞行控制计算机:负责处 理飞行控制指令和飞行数 据
传感器:包括加速度计、 陀螺仪、高度计等,用于 测量飞机的姿态、速度、 高度等参数
执行机构:包括舵机、电 动机、液压泵等,用于执 行飞行控制指令
飞行控制系统的功能
控制飞机的飞行姿态和速度
确保飞机的安全性和舒适性
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保持飞机的稳定性和操纵性
添加标题
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提高飞机的飞行效率和性能
飞机飞行控制系统的工作原理
飞行控制系统的基本原理
飞机飞行控制系统主要由传感 器、执行器和控制器组成
传感器负责收集飞机的各种飞 行参数,如速度、高度、姿态 等
环境适应性:设计 适应各种恶劣环境 的硬件,如高温、 低温、振动等
维护与升级:定期 维护和升级硬件, 确保系统始终处于 最佳工作状态
飞机飞行控制系统的软件设计
飞行控制系统软件的功能和特点
飞行控制系统软 件是飞机飞行控 制的核心部分, 负责控制飞机的 飞行姿态、速度 和高度等参数。
飞行控制系统软 件具有高度的可 靠性和稳定性, 能够保证飞机在 各种飞行条件下 的安全飞行。
通信设备:包括无线电、 卫星通信等,用于传输飞 行控制指令和飞行数据
显示设备:包括显示器、 指示灯等,用于显示飞行 状态电力支持
飞行控制系统硬件的连接方式
传感器:用于检测 飞机的飞行状态和 参数
计算机:用于处理 传感器数据,生成 控制指令
飞行控制系统包括自动驾驶仪、飞行控制计算机、传感器、执行机构等 部分。 飞行控制系统的主要功能包括姿态控制、航向控制、高度控制、速度控 制等。 飞行控制系统是飞机安全飞行的重要保障,也是现代飞机的重要标志之 一。
飞机飞行操纵系统课件
工作原理
舵机通过内部机构将飞行 控制系统的指令转化为舵 面的角度或位移,实现对 飞机姿态和运动的控制。
舵面类型
常见的舵面包括升降舵、 方向舵和副翼等,它们分 别控制飞机的升降、转向 和滚转运动。
传感器与测量装置
传感器与测量装置的作用 传感器与测量装置用于检测飞机的各种参数,如姿态、速 度、高度等,并将这些参数转换为可处理的信号,供飞行 控制系统使用。
飞机飞行操纵系统课 件
xx年xx月xx日
• 飞机飞行操纵系统概述
目录
01
飞机飞行操纵系统概述
飞机飞行操纵系统的定义与功能
定义
飞机飞行操纵系统是指用于控制和操纵飞机的飞行姿态、速度、位置等参数的 系统。
功能
飞行操纵系统的主要功能是接收飞行员的操作指令,通过一系列机械、电气或 液压装置,将指令传递给相应的翼面、舵面等控制机构,以实现对飞机的操纵。
飞机飞行操纵系统的组成与结构
组成
飞机飞行操纵系统通常由驾驶舱 操纵器件、传动装置、控制机构 和执行机构等部分组成。
结构
根据飞机类型和设计要求的不同, 飞行操纵系统的结构形式也不同, 常见的有机械式、液压式和电传 式等。
飞机飞行操纵系统的工作原理
飞行员通过驾驶舱内的操纵器件(如驾驶杆、脚蹬等)发出操作指令,指令通过传 动装置传递给控制机构(如舵机、调整片驱动机构等)。
飞行控制律设计
飞行控制律设计是飞机飞行操纵系统中的 核心环节,它决定了飞机如何响应各种输入 和外部扰动。
飞行控制律设计涉及到复杂的数学模型和 算法,包括线性系统理论、非线性系统理论、 最优控制等。通过合理的飞行控制律设计, 可以确保飞机在各种飞行条件下都能够保持 稳定、安全和高效的飞行状态。同时,随着 现代科技的发展,飞行控制律设计也在不断 优化和创新,以适应更加严格的飞行要求和
第五章典型飞行控制系统工作原理(4)
由于惯性可能出现:
e 0反舵 M e 0低渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0
修正高度过程结束。
讨论:
控制律中若无 L 信号及L q 信号,则舵 面反舵时机会更晚,这样会出现 H 0 后 飞机继续向上爬,使 H 调节过程振荡加剧。 说明 是起阻尼作用。 在修正 H 过程中,随着 H , ,当 H 0 时, 0 。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 L H H 信号。
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
K h (h h ) K h h e K z K z z g z
式中:K z K K , K z K K , K K K h , K h K K h
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 下滑波束线 间的几何关系
d
2.5
2.5
U0
飞机重心
R
2.5
设下滑波束线仰角为 2.5 (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,d<0)且波束偏差角г 根据图中几何关系有:
飞机航迹倾斜角偏差与波束偏差角之间的几何关系下滑波束线飞机重心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由于航迹倾斜角与波束偏差角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零点用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点
空运飞行员的航空器的自动飞行控制系统
空运飞行员的航空器的自动飞行控制系统自动飞行控制系统(Autopilot)是空运飞行员的航空器中一项关键的技术,它通过整合电子设备和计算机系统来实现航行过程中的自动化操作。
这一系统能够接收和处理飞机各个方面的信息,包括姿态、导航、引擎控制等,从而实现飞行员的部分或全部飞行任务的自动化。
本文将深入探讨空运飞行员的航空器的自动飞行控制系统的原理、功能以及其在现代航空业中的重要作用。
一、自动飞行控制系统的原理和功能1.1 控制原理自动飞行控制系统基于复杂的电子设备和计算机系统,通过融合传感器、数据链和飞机系统,能够精确获取飞行器所需信息,并对飞机执行各种操作指令。
该系统正常运行时,可自动控制飞机的姿态、高度、速度、导航等参数,以及引擎的工作状态,确保飞行器按照预定航线和方式安全飞行。
1.2 功能和特点自动飞行控制系统具备多项功能和特点,以降低飞行员的工作负荷,提高飞行的精确性和安全性。
1.2.1 姿态和航向控制自动飞行控制系统能够实时检测并调整飞机的姿态和航向,确保航行过程中的稳定性。
通过控制飞机的副翼、方向舵等舵面,系统可以精确控制飞机的横滚、俯仰和航向,实现稳定的飞行状态。
1.2.2 路径导航和飞行管理自动飞行控制系统配备GPS和惯性导航系统,能够准确获取位置信息和航线规划,实现精确的路径导航和飞行管理。
飞机可以根据预设的航线和航点飞行,并及时调整航向和高度,确保飞行的准确性和效率。
1.2.3 爬升和下降控制自动飞行控制系统能够实现飞机的自动爬升和下降,并根据需求调整爬升率和下降率。
飞机在垂直方向上的自动控制可以提高飞行的平稳性,并确保按计划完成爬升和下降过程。
1.2.4 自动驾驶和目标速度控制自动飞行控制系统具备自动驾驶的功能,能够按照预设的目标速度和航迹飞行。
飞机在巡航阶段可以自动保持目标速度,并根据气象和空中交通管制的需求进行调整。
这一功能可以大幅减轻空运飞行员的工作负荷,提高飞行的效率和安全性。
飞机飞行控制系统
飞机飞行控制系统飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性,提高飞机飞行性能和完成任务的能力,增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。
3.4.1. 飞行控制系统概述飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。
由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统,称为人工飞行控制系统。
最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。
不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统,称为自动飞行控制系统。
自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。
飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。
控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备,包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。
传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息,用于控制、导引和模态转换。
飞控计算机是飞控系统的“大脑”,用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。
作动器是飞控系统的执行机构,用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等,以产生控制飞机运动的力和力矩。
自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测,以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。
信息传输链用于系统各部件之间传输信息。
常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。
接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接,不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。
图3.4.1 飞行控制系统基本原理飞控系统基本工作原理除个别的开环操纵系统(如机械操纵系统)外,所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。
图3.4.1是通用的飞控系统基本工作原理框图。
第五章 典型飞行控制系统分析ppt课件
❖ 积分式控制规律:舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成 积分关系,或舵面偏转角速度与自动驾驶仪输入信号之间成 比例关系;构成积分式自动驾驶仪(无差式)。
.
自动驾驶仪的俯仰通道:用来控制飞机俯仰角运动的,作 为俯仰角运动的自动控制,既要考虑飞机相对于横轴的转 动,即俯仰角本身的变化,也要考虑速度向量在对称平面 内的转动。
.
5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理
-比例式自动驾驶仪
(4)一阶微分信号在比例式控制规律中的作用(续)-结论 ➢在一定的舵回路时间常数下,用增加反馈增益 L 来 增大阻 尼是有限度的,特别当T较大时; ➢为确保角稳定回路的性能,不能单纯增加速率陀螺信号强 度(即 L 不能过大),必须同时减小舵回路的惯性,使舵回 路具有足够宽的通频带; ➢一般舵回路时间常数T限制在0.030.1s内,即舵回路的频 带一般比飞行器频带宽35倍。
机的输出信号反馈到输入端形成负反馈回路的随动系统。 ❖ 舵回路的组成:舵机、反馈部件、放大器。
-
-
放大器
舵机
舵面
舵回路
测速机 位置传感器
.
5.1 概述
❖ 自动驾驶仪:测量部件测量的是飞机的飞行姿态信 息,则姿态测量部件+舵回路=自动驾驶仪。
❖ 稳定回路:自动驾驶仪+被控对象 稳定回路。 稳定回路作用:稳定和控制飞机姿态。
eL(g)
式中例:式控L制K 律K的10姿,态g角U 自K 1动g 控由制垂器直如陀下螺:以及舵回路构成了比
垂直陀螺
Ug
K +-
1 U
u
舵回路
飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理课件PPT
L
e
*
me
mV I 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
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。
也不会太大y,为此可用短周期运动方程。
❖ 为便于操纵飞机,有必要增加阻尼器。
飞机操纵机构
升降舵偏角e:平尾后缘下偏为正 e〉0 产生纵向低头力矩M<0 副翼偏转角a:右翼后缘下偏(右下左上)为正 a〉0 产生滚转力矩L<0 方向舵偏转角r:方向舵后缘向左偏为正 r〉0 产生偏航力矩N<0 油门杆位置T: 向前推杆为正 T〉0 加大油门、加大推力
飞机结构特点及受空气动力影响情况
为满足大包线,及良好的飞行性能要求,飞机设 ❖ 再由力、力矩平衡:
起削弱 作用, 向上转变慢,当
时,纵轴不再转q=0,动态过程结束。
计时采用薄的翼型,小的展弦比和具有上反效应 平飞迎角
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;
阻尼器由角速率陀螺,放大器和舵回路
L K
)
其中:L K K K Ke 为角速率到舵偏角传动比
❖ 简化闭环传函:
q(s) pe (s)
K j KeKd (T S 1)
Td2eS 2 2deTdeS 1
式中:
Kd
K 1 L K
Tde
Td 1 L K
de
d
( K T L ) 2Td
1 L K
❖ 适当选择 L 可增大 de ,即增大了阻尼,
❖ 保持升降速度 H 0 ―必使飞机沿法线方
向力平衡,即 L cos G mg
❖ 保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯
性力 L sin mu
飞行控制系统的原理和应用分析
飞行控制系统的原理和应用分析一、概述飞行控制系统是航空航天领域中不可或缺的重要部分,旨在确保飞机、航天器等航空器在飞行过程中具有稳定的飞行性能和安全的飞行状态。
此文将从原理、应用两个方面对飞行控制系统进行深入探讨。
二、原理飞行控制系统的原理是通过将不同的控制量进行协调和控制来保证飞机稳定飞行。
这些控制量包括姿态、速度、高度等。
现代飞行控制系统的工作原理基于内置的计算机和传感器。
飞行控制系统的目标是将飞机保持在良好的飞行状态,同时还必须考虑落地、轮胎和刹车的问题,以及其他任何可能影响飞行的因素。
在飞行控制系统中,有两个基本的控制方式:开环控制和闭环控制。
开环控制是指飞机飞行时仅仅根据输入的控制信息来调整飞机的飞行姿态,而不关心飞机当前的状态是否符合预期。
闭环控制比开环控制更为高级,它会根据飞机状态发出反馈信号来进一步调整飞机的飞行姿态。
除了开环和闭环控制之外,飞行控制系统还可以通过借鉴人工智能技术来提高控制系统的精度和可靠性。
比如采用神经网络、遗传算法等人工智能技术可以实现自适应和智能优化。
三、应用飞行控制系统在航空领域的应用非常广泛,主要可以分为以下几个方面:1.自动驾驶随着科技的发展,自动驾驶技术已经成为现代飞行控制系统的普遍应用。
自动驾驶可以极大地减轻飞行员的工作负担,增强飞行的安全性和舒适性。
2. 导航飞行控制系统可以提供准确的导航信息,同时根据掌握的信息指导飞机进行行进和起降操作。
3. 系统监测飞行控制系统的集成传感器可以监测飞机的各项状态,保障飞机的安全和稳定飞行。
4. 电子攻击和干扰克服现代飞行控制系统还可以通过集成电子攻击和干扰克服技术来应对电磁干扰和电子攻击行为,从而保障飞机的安全。
综上所述,飞行控制系统是保证飞机安全和稳定飞行的核心技术。
在现代航空领域中,飞行控制系统的应用将成为越来越多的研究热点。
未来,随着科技的不断发展,飞行控制系统的应用将会更加精确、可靠、高速和安全。
飞控系统的设计与实现
飞控系统的设计与实现第一章绪论飞控系统是无人机重要的控制系统之一,负责控制飞行器的方向、姿态、高度等参数,在飞行中保证飞行器安全、稳定地完成各项任务。
本文将对飞控系统的设计与实现进行详细的介绍。
第二章飞控系统的结构飞控系统的结构包括硬件结构和软件结构两部分。
硬件结构包括传感器模块、信号调理模块、计算模块和执行模块。
软件结构包括底层固件、中间件和应用程序。
传感器模块是飞控系统的核心部分,能够感知飞行器当前的姿态、方向和高度。
主要包括加速度计、陀螺仪、磁力计和气压计等模块。
信号调理模块负责将传感器的输出信号进行滤波、去噪和校准等处理,以确保传感器模块输出的数据准确可靠。
计算模块是飞控系统的控制中心,负责运算和控制逻辑的处理。
该模块集成了处理器、存储器和外部接口,可以接收传感器模块输出的数据,然后进行分析、计算和控制。
执行模块是飞行器的执行机构,主要负责控制飞行器的运动,包括电机、舵机等组件。
底层固件主要负责控制硬件的初始化和引导作用,为软件提供底层的硬件接口。
中间件是软件结构中的核心部分,负责采集和处理传感器的数据,计算飞行器的姿态和位置,并进行动态控制。
应用程序则是用户系统的入口,提供飞控系统的控制界面和任务执行功能。
第三章飞控系统的工作原理飞控系统的工作原理主要分为传感器数据采集、数据处理、导航控制和飞行执行四个部分。
传感器数据采集模块通过传感器模块采集当前姿态、方向和高度等数据,然后将数据传送给信号调理模块进行滤波、去噪和校准等处理。
数据处理模块将信号调理模块输出的数据进行计算和处理,得出飞行器的姿态、位置和速度等信息。
此外,还根据飞行控制算法进行运算和反馈控制。
导航控制模块通过计算飞行器的位置和速度,确定下一步的飞行方向和轨迹,并通过控制执行模块来实现飞行器的运动。
飞行执行模块是飞行器的执行机构,它通过控制电机、舵机等组件来实现飞行器的转向、前进、加速等功能。
第四章飞控系统的设计飞控系统的设计是一个复杂的过程,需要考虑诸多因素。
飞行操纵系统工作原理
典型飞机操纵舵面的布局
3.1.2 飞机操作系统发展过程
民用飞机的操纵系统划分为:机械操纵系统 电传操纵系统
简单
初级
人工 机械 操纵
气动 助力 操纵
液压 助力 操纵
复杂 完善
电传 操纵
机械操纵系:驾驶杆、脚蹬、钢索、滑轮、传动杆、摇臂 机械传动装置直接驱动各舵面:升降舵、副翼、方向舵 舵面上的气动力矩反馈给驾驶员,获得力和位移的感觉。
且力的指向总是与偏转方向相反,这样,驾驶杆(或脚蹬)就有自动回 中(即回到配平位置)的趋势。
正确的操纵动作应是:驾驶杆前推,机头应下俯,飞机下降;
驾驶杆向左转,飞机应向左侧倾斜;
踩右脚蹬,机头应向右偏转。
(6)驾驶杆力(或脚蹬力)应随飞行速度增加而增加,并随舵面偏转角度增 大而增大。
(7)为防止驾驶员无意识动杆及减轻驾驶员的疲劳,操纵系统的启动力应在 合适的范围内。“启动力”是指飞机在飞行中舵面开始运动时所需的操纵 力,启动力包括操纵系统中的摩擦(其中包括助力器分油活门的摩擦) ,预加载荷等。
纵动作和分散驾驶员的注意力,同时可以缩短训练驾驶员的时间。 (2)驾驶杆既可操纵升降舵,又可操纵副翼,同时要求在纵向或横向操纵时
彼此互不干扰。 (3)驾驶舱中的脚操纵机构应当能够进行调节,以适应不同身材的需要。 (4)驾驶员是凭感觉来操纵飞机的,除感受过载大小之外,还要有合适的杆
力和杆位移的感觉,其中杆力尤为重要。脚蹬力和脚蹬位移也是如此。 (5)驾驶杆(或脚蹬)从配平位置偏转时,所需的操纵力应该均匀增加,并
副翼系统 升降舵系统 方向舵系统
飞行操纵系统 辅助操纵系统 扰流板系统
后缘襟翼 前缘襟翼和缝翼
警告系统 失速警告系统 起飞警告系统
第二章典型飞行控制系统工作原理(1)
Td Tde = 1 + Lθ Kθ
式中:
Kθ K θd = 1 + Lθ K θ
• 适当选择 Lθ 可增大 ξde,即增大了阻尼, ( ξde > ξd ) • 但 Lθ ↑ 使 K θd ↓< K θ 静操纵性 ↓→ 阻尼比增大是靠 牺牲静操纵性达到的。 • 由于 Tde 与 1 + Lθ K θ 成反比,Tde 变化不大,即固 有频率变化不大。
使飞机阻尼特性下降。
• α 与过载 Δn 为比例关系: • • 则控制律可为:δe = Ln n − Lg Dg
V Z α ⋅Δα G g ( S 2 + C1S + C2 )n = −nnδe 飞机方程变为: Δn = Δα ≈ QSCLα
• 同样可得:加入上述控制律后,可提高系统的静 稳定性,但会降低系统阻尼特性。 • 为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼 比,控制律中必须包括n(或 α )与角速率q两 种信号,于是纵向比例式增稳系统的控制律为:
•
•
2、阻尼器的组成与作用原理
作用:
• 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号,稳定飞机的角速率,增大 飞机运动的阻尼,抑制振荡。
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Xb
θ
& ψ sin θ & ψ cosθ
Xe
θ
& ψ
& ψ 分解侧视图
q
r
φ
& ψ cos θ
& ψ 分解后视图
& 保持升降速度 H∞ = 0 ,有 G = mg = Lcosφ
而平飞时 G = L0 = Q0SCL α0 ,
α
平飞迎角
G α0 = α Q SCL 0
α
现转弯时 L= Q Lα 此时 Lcosφ = G SC
特点:
调转弯,且只对一定u,若u改变那么给定 信号也变化。 而不能使
g & φg与 ψg 满足关系 ψg = tgφg :可实现协 & u
− Kβ β “闭环补偿”的信号―它只能减小 β
β = 0。
具有积分式的控制规律,所以在常值干扰 力矩作用下,稳态时 φ, β,ψ 均无静差。
2)具有相互交联信号的侧向控制律
协调转弯又可称为: β = 0 的定常盘旋, 协调 :即意味着纵轴与空速以相同角速度 转动,保证
β =0
协调转弯条件:
协调转弯时,各参数应满足如下条件:
• 稳 滚 角 ∞= 数 态 转 φ 常 •航 稳 角 度 &∞= 数 向 态 速 ψ 常 & = • 稳 升 速 H∞ 0 态 降 度 • 稳 侧 角 ∞= 态 滑 β 0
r 又 > →引 侧 F (β) < 0 →使 向 转 减 β值 起 力r v 左 以 小 β 0 r 而 > →G 水 分 即 侧 为 阻 v向 转 φ 0 沿 平 力 为 力 正 止 左 v 两 平 时 V停 转 力 衡 , 止 动
稳态时各量值为:
δr∞ ≠ 0, δa∞ = 0
δr∞ = −Kφφ ≠ 0, φ∞ ≠ 0 δa∞ = Iφφ + Iψψ = 0, ψ∞ ≠ 0 φ∞ ≠ 0 重 有 平 力 , 力 水 分 , β∞ ≠ 0产 侧 来 衡 生 力 平
若 Kφ 不足够大,β 可能一直为正值。 不足够大, 可能一直为正值。
β 1、 0 = 0, ψ0 < 0
渡过程
时,修正初始偏航角的过
β (t )
ψ (t )
φ (t )
t
ψ
2、在常值干扰力矩 N 作用下, 航向自动稳定的过程
干
控制律仍为:
& δa = Iφφ + Iφφ + Iψψ & δr = K&ψ − Kφφ ψ &
L cos φ
L
φ
& muψ 离心力
mg
飞机协调转弯受力图
协调转弯时偏航及滚转角速度公式
机体轴在水平面转动的角速度ωox= 可分解为 Z Y 绕机体轴立轴 O b与横轴 O b 的两个分量:
u 要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向 舵和升降舵
g & r =ψ cosθ ⋅ cosφ = cosθ sin φ u g & q =ψ cosθ sin φ = cosθ sin φtgφ
& δa = I p p + I p p + Iφφ + Iψ ( −ψg ) ψ && & δr = Krr + Krr + K ( −ψg ) − Kβ β && ψψ
在 δr 通道中引入信号 − Kβ β―这是对 β 的 “闭环补偿”,属于被动补偿 信号的方 β
β 法(
出现后,才补偿 β
g & 协调转弯公式: ψ = tgφ u
设飞机原来处于平直飞行,即航迹倾斜角 u γ0 = 0 且θ =α 很小,cosθ ≈1 , 为空速。 保持升降速度 ―必使飞机沿法线方 & H∞ = 0 向力平衡,即 Lcosφ = G = mg 保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯 性力 & L mψu 要保证 sin φ = ,使纵轴与空速在水平面内 β =0 转动角速度一致 。 r & ωox= =ωv= =ψ
此控制律适于小转弯状态。
(二)航向自动稳定控制律:
ψg = 0 得到航向自动稳定控制律: & δa = Iφφ + Iφφ + Iψψ & v V δr = K&ψ − Kφφ ψ &
ψ0
物理解释:
ψ0 < 0 →δa = Iψψ0 < 0 →L(δa ) > 0
→飞 右 φ > 0 p = φ > 0 →G 量 右 机 倾 , & 分 向 v →v右 →β > 0, 又 r = −Kφφ < 0 转 δ v →方 舵 偏 N(β, δr ) > 0 →ox右 向 右 → 转 轴 动 性 于 机稳 性 纵 转 惯 小 飞平 惯 , 快 轴 上 速 很 纵 追 空 →β < 0 →N(β) < 0 轴 慢 →纵 转 →β →0 φ →0 ψ →0 , ,
侧向角运动的控制方式:
通过方向舵稳定或控制航向。 只通过副翼修正航向,方向舵用来削弱荷 兰滚及减小侧滑 。 同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。
1、通过方向舵稳定或控制航向
结构图:
δa
Uφ
Uψ
φ
δr
ψ
1、通过方向舵稳定或控制航向: 、通过方向舵稳定或控制航向:
属于互不交联的偏航与倾斜自动稳定系统
特点: 特点: ① (ψ −ψg )同时送入两通道协调方案 ② 在方向舵通道中引入倾斜信号 Kφφ : 开环补偿” 用于削弱 β ―这称为对 β的“开环补偿” 的原因, 即补偿产生 β 的原因,是主动削减 β 的方案。 的方案。
但是产生侧滑 β 的偶然因数很多,无法完 全预知,再加上飞行状态的变化,用这种 方法很难对侧滑完全补偿,需要改进。 改进控制律为: 621AП 改进控制律为:
G(1−cosφ) ∆α =α −α0 = α Q SCL cosφ 0
结论: 协调转弯时操纵升降舵除既要保持
& (这是 ψ∞ = 常值要求的)
g qb = sin φ ⋅ tgφ ⋅ cosθ u 还得有个迎角 ∆ 增量,以保持飞机转弯时 α
不掉高度―即协调转弯时纵向控制。 制
2、协调转弯时自动驾驶仪的控制规律 、
侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方 向变化问题,即飞机纵轴在水平面转动飞机空速 向量在水平面的转动。 纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N,它是靠偏转 方向舵 δr,或侧滑 β 来产生的。 空速向量在水平面内的转动是靠侧力,这个侧力 是由 β ,或飞机倾斜时重力的水平分量所引起 的 要稳定与控制侧向角运动, 要稳定与控制侧向角运动,必须使空速向量与纵 轴相协调转动。 轴相协调转动。
& δa = Iφφ + Iφφ & δr = K&ψ + K ( −ψg ) ψ & ψ ψ
功用:用于修正小的航向偏差。 缺点:纵轴与空速协调性较差,是带侧滑 的水平转弯。
2、通过副翼修正航向,方向舵用来削 通过副翼修正航向, 通过副翼修正航向 弱 荷兰滚及减小侧滑
只保持航向,不保持航线 修正航向过程中有侧滑角 β
& & & ∆δa = Iφφ + Iφφ − Iφφgt − Iφ φg & & g ∆δr = K&ψ − Kφφ ψ & 特点: 建立等坡度控制信号―是用等速渐增的滚 转角指令;而为消除由这种信号带来的速 & 度误差,又引入 Iφ φg 信号。 & g 将 Kφφ 送入方向舵通道―以减小 β 角,加 强协调。
3、同时用副翼和方向舵稳定与控制航 、 向
这属于协调方案,有两种协调方法: 航向偏差信号同时送入副翼与偏航通道 621AП 在副翼与方向舵分别引入交联信号 701AП
航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道
ψ δa = Iφφ + Iψ ( −ψg ) δr =K (ψ −ψg ) + K&ψ −Kφφ ψ ψ &
)
上述控制律是同时采用开环补偿和闭环补 偿的调整方法,控制效果较好。
在副翼和方向舵通道分别引入交联信号 控制律为:
& δa = Iφφ + Iφφ + Iψ ( −ψg ) ψ & 701AП δr = K &ψ − Kφφ ψ& 特点: 先将 Iψ (ψ −ψg ) 送入副翼通道,当副翼工 作后产生滚转信号 Kφφ 送入方向舵通道。
1)独立的侧向控制系统控制律: 将控制信号分别加入自动驾驶仪的滚转和 航向两个通道,建立滚转角与转弯角速度 同时,在航向通道引入 β 信号,以减小侧 滑。控制律为:
& & && & ∆δa = Iφ&φ + Iφφ + Iφ (φ −φg ) & & & ψψ & ∆δr = K&&ψ + K& ( & −ψg ) − Kβ β ψ&
∆δe = ∆δe +∆δe
1 2
g =− Mδe ≈ −L φ φ
uMWm1−cosφ) Mq ( + cosθtgφ sin φ − SC u Q Lα cosφ
无论飞机是左转弯 (φ < 0) ,还是右转弯 (φ > 0),为保证高度都要使 ∆δe 向上偏。 所以控制律为:
&= 此时飞机保持 φ∞但不转弯ψ∞ 0
是定常侧滑状态, 是定常侧滑状态,靠侧滑 β∞ 来维系着
(三)侧向转弯控制律
通过驾驶仪控制飞机转弯有两类: