最新《先进飞行控制系统》第十二课
精编《先进飞行控制系统》第二课资料
第二节课(20121019)
复习第一节课内容
飞机的组成
飞机具有机身、机翼、动力装置、起落架和稳定操纵机 构等几个主要部分组成。机身是飞机的躯体，它将机翼、尾 翼、动力装置、起落架等部件连成一个整体，构成飞机。
复习第一节课内容
复习第一节课内容
自动飞行控制系统
敏感元件 敏感元件 敏感元件
y1
sin
cos
0
yg
Yg z1 0
0 1 zg
Y1
2.1.2 飞机的运动参数
X1 cos
Y1
sin
Z1 0
sin cos
0
0 0 1
X
g
Yg
Z
g
运动。 静稳定性：扰动停止的最初瞬间，运动参数变化的趋势 因为解算动稳定性比较复杂，所以提出静稳定性。
2.1.4 稳定性和操纵性概念
2）操纵性 飞机以相应的运动，回答驾驶员操纵各操纵机构的能力 操纵性是指如何操纵飞机，易操纵的程度，操纵力如何
及飞机对操纵响应快慢，通俗地说即飞机是否好用。 操纵性与稳定性是与飞机结构参数，气动特性（控制
标OgYg表示侧向偏离。 • 立轴OgZg：垂直地面指向地心，坐标OgZg表示飞行高度
xg
og
yg
zg
图2-1 地面坐标系
2）机体轴系（体轴系） Sb-oxyz
• 原点o：在飞机质心处，坐标系与飞机固连。 • 纵轴ox：在飞机对称平面内，与飞机设计轴线平行，指
向前方（机头）。 • 横轴oy：垂直飞机对称平面指向右方。 • 立轴oz：在飞机对称平面内，且垂直于ox轴指向机身下
航空航天中的飞行控制技术使用教程
航空航天中的飞行控制技术使用教程飞行控制技术在航空航天领域的应用扮演着至关重要的角色。
它涵盖了许多关键技术和系统，旨在确保飞机或航天器在飞行过程中保持稳定、高效、安全。
本文将深入探讨航空航天中常用的飞行控制技术及其使用教程。
一、自动驾驶系统自动驾驶系统是现代航空航天领域中最重要的飞行控制技术之一。
它的作用是控制和管理飞行器的各项自动化功能，使其可以在无人操控的情况下实现安全的飞行。
自动驾驶系统由多个子系统组成，包括自动导航系统、飞行控制系统和自动着陆系统等。
操作这些系统的基本步骤包括系统激活、预设航线输入、性能监测和纠正等。
二、惯性导航系统惯性导航系统是一种用于测量和计算飞行器位置、速度和方向的技术。
它基于惯性传感器的原理，通过测量飞行器的加速度、角速度和姿态变化来确定其运动状态。
惯性导航系统的使用教程包括传感器安装、校准、数据处理和错误修正等内容。
操作人员应按照规定的步骤进行安装和校准，并在飞行过程中密切监测和纠正系统的性能。
三、飞行操纵系统飞行操纵系统是控制飞行器姿态和运动的关键技术之一。
它通常包括操纵杆、脚踏板和相关的机械或电气控制装置。
飞行操纵系统的使用教程涵盖了操纵机构的操作、姿态控制和过载保护等方面。
操作人员应熟悉操纵机构的位置和功能，并学会通过不同的操作方式实现飞行器的平稳控制。
四、自适应飞行控制系统自适应飞行控制系统是一种基于先进控制理论和人工智能技术的飞行控制技术。
它能够根据飞行器的动态特性和环境变化自动调整控制参数，以达到最佳的性能和安全性。
自适应飞行控制系统的使用教程包括系统设置、参数优化和性能评估等方面。
操作人员需要根据具体的飞行任务和条件进行合理的系统设置，并根据系统输出的性能指标进行参数优化。
五、飞行模拟系统飞行模拟系统是一种用于模拟真实飞行环境和训练飞行操作的技术。
它通过高度精确的模型和模拟软件，提供逼真的飞行场景和操作体验。
使用飞行模拟系统进行飞行控制技术的训练可以减少对真实飞行任务的依赖，提高操作人员的技术水平和安全意识。
《先进飞行控制系统》第十一课59页PPT
b）在副翼和方向舵通道分别引入交联信号
▪ 控制律为：
701AП 特点：
ra K I IK I(g)
▪ 先将 I(g)送入副翼通道，当副翼工作后产生滚转信
号 K 送入方向舵通道。
▪ 此控制律适于小转弯状态。
（2）侧向转弯控制律
▪ 通过驾驶仪控制飞机转弯有两类：
1、小角度自动 转 让弯 飞机转到一定角度 就自动保持航向 2、等坡度转弯（不协协调调 或） 属战斗转弯
对一定u，若u改变那么给定信号也变化。
▪ K “闭环补偿”的信号―它只能减小 而不能使 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 , , 均无静差。
b）具有相互交联信号的侧向控制律
特点：
raK I IK I gtI g g
▪ 建立等坡度控制信号―是用等速渐增的滚转角指令；而为
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
ra K Ip r r p K Ip rrp K I( I ( g) K g)
▪ 在 r 通道中引入信号 K ―这是对 的“闭环补偿” 属于被动补偿 信号的方法（ 出现后，才补偿 ）
▪ 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。
复习 1）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
raK I IK(g)
▪ 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。
复习 2）通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷兰滚及减小侧 滑
▪ 只保持航向，不保持航线
修正航向过程中有侧滑角
▪ 关于小角度自动转弯控制律及动态过程与航向自动稳定的十 分相似，这里不介绍了，只介绍协调转弯。
先进飞行控制系统》第(1)
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7.1.3 电传操纵系统的特点与分类
（1）特点 1）FBW系统主要靠电路传递飞行员指令，因而在这种系统中
不再含有机械操纵系统。 a） 这有利于提高飞机战场的生存能力。由电路代替机械杆
系，可使飞机操纵系统被炮火击中的概率减小，提高战 场生存能力。
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b）此外，因无机械杆系，可以减轻重量，消除机械系统存 在的间隙摩擦等非线性与弹性变形的影响，有利微小信号 传递。
舵回路 A
故障逻辑
表决器/ 监控器B
舵回路 B
故障逻辑
表决器/ 监控器C
表决器/ 监控器D
舵回路 C
故障逻辑
舵回路 D
故障逻辑
助力器
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▪ [四余度杆力传感器]―接收驾驶员指令输入信号
▪ [四余度传感器]―含速率陀螺与加速度计，用于提供增稳 信号；
▪ [四余度的综合补偿器]―是电子组件，也是模拟式飞控计 算机完成数据处理、增益调整、滤波、动态补偿、信号放 大等功能；
目前所用的数字式电传，实际上是混合式系统（半数字系统）
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7.1.4 电传操纵系统的功能与控制原理
▪ 电传操纵系统实际上是在控制增稳基础上，取消不可逆助力 机械操纵通道，只保留驾驶杆经杆力传感器输出电气指令信 号的通道构成的。无论模拟式或数字式系统的功能与控制原 理都是相同的。对每一种给定的飞机来说可能有不同的系统 结构和功能要求，也即有不同的控制规律，但是在基本方面 将是大同小异的。
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（4）解析余度技术
▪ 与硬件余度相对照，解析余度不是通过“相似”硬件的多重 设计，而是用数学（软件）方法来构成余度的。它通常采用 与测量变量有关的物理过程的解析模型来形成余度。现阶段 采用的多套硬件余度有一个本质的弱点，其基本可靠性平均 无故障间隔MTBF会成倍下降，给地面维护工作增加了负担 。解析余度技术可以实现在提高系统安全可靠性的同时，又 可以保证系统的MTBF不降低。
先进控制技术在飞行器中的应用
先进控制技术在飞行器中的应用在现代科技的飞速发展中，飞行器的性能和功能不断提升，这在很大程度上得益于先进控制技术的广泛应用。
先进控制技术如同为飞行器装上了“智慧的大脑”，使其能够在复杂多变的环境中稳定飞行、高效完成任务。
先进控制技术涵盖了多种方法和手段，其中包括自适应控制、鲁棒控制、智能控制等。
自适应控制技术能够根据飞行器飞行过程中的变化，实时调整控制策略，以适应不同的飞行条件。
比如，当飞行器的重量、重心位置或者外界的风速、气压等因素发生改变时，自适应控制可以自动调整飞行姿态和动力输出，确保飞行的稳定性和安全性。
鲁棒控制技术则侧重于应对飞行器模型中的不确定性和外界干扰。
在实际飞行中，飞行器的模型往往存在一定的误差，而且外部环境的干扰（如气流的颠簸、电磁干扰等）也是不可避免的。
鲁棒控制能够保证在这些不确定性和干扰存在的情况下，飞行器依然能够保持良好的性能，不出现失控或者性能严重下降的情况。
智能控制技术是近年来发展迅速的一个领域，如模糊控制、神经网络控制等。
模糊控制通过模糊逻辑来处理复杂的、难以精确建模的系统。
对于飞行器这样一个复杂的系统，很多因素难以用精确的数学模型来描述，模糊控制能够根据一些模糊的规则和经验，做出合理的控制决策。
神经网络控制则是模仿人类大脑神经元的工作方式，通过大量的数据训练，让飞行器能够学习和适应不同的飞行场景。
在飞行器的设计和制造阶段，先进控制技术发挥着重要的作用。
通过精确的建模和仿真，工程师可以在计算机上模拟飞行器在各种条件下的飞行状态，提前验证控制策略的有效性。
这样可以大大减少实际试飞的次数和风险，缩短研发周期，降低成本。
在飞行过程中，先进控制技术能够实现更加精准的导航和轨迹规划。
例如，在长途飞行中，通过实时获取卫星导航信息和气象数据，先进控制技术可以优化飞行路线，避开恶劣天气区域，减少油耗，提高飞行效率。
同时，在飞行器的起降阶段，先进控制技术可以精确控制速度、姿态和高度，确保起降的安全和平稳。
先进飞行控制系统-第十二课
( S)
57.3 S
R
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 (S)成积分关系，
随着飞机接近地面，R ，使积分速率U 0 ，导引系统将
R
发散 (t)
2） 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
（2）侧向偏离控制系统的飞机方程和控制律
▪ 1）简化的飞机方程：
L r
g V0 L
a
a
y
V0
57 . 3
推导过程：由横侧向线性化方程
(LSNY()S(ipSLrp)NpYp)(ir(SYSrLNrr r))rr LNa aa a LNr rr r pS 0
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：
tg d R
57.3 d R
d V 0si2 .n 5 () 5 V .0 3 7 (2 .5 0 )
(S)R V 0 2 S.50 (S)
结构图为：
0 2.5
(S )
v0 1 d( S) 57.3
▪ 得出： y V 0( )V 0
3
5.3 7
5.3 7
2）控制律
r a K I IK I(g)Iy(yyg)
▪ 由简化方程结合飞机方程看出：相当于 y； 相当于 y
调作用。 ▪ 只介绍第1种方案。
▪ 利用方向舵使飞机保持航向，靠滚转产生侧滑来修正y。 ―自动着陆时，用此方案可保证机头对准跑道中心，但用 滚转修正y，有机翼碰地的危险。
先进飞行控制系统》第(12)
第九节课(20121114)
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复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统
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。
因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因 而阻尼器也有俯仰（pitch）阻尼器、倾斜（roll）阻尼器 及偏航（yaw）阻尼器 。 俯仰阻尼器：反馈俯仰角速率q 滚转阻尼器：反馈滚转角速率p 偏航阻尼器：反馈偏航角速率r
两个积分环节）。
▪ 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）
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2）工作原理：
a）飞机水平平飞状态—俯仰保持
▪ 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产 生气动0力矩
M ( e ) 0
使飞机 逐 渐减小，只要选得 合L适 ，就可保证 0
▪ 建飞机方程（用短周期方程）
(S Z ) S 0
(M S
M
)
(S
M q )S
M
e
e
▪ AP控制律： e L ( g ) L
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▪ 飞机－AP系统结构图：
g +
L
e Me s Z
+
s2 c1d s c2d
1 s
内s
L
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根轨迹分析：
▪ 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 小。
所产生的铰链力矩，此后
e0
引e 起的铰链力矩较
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▪ 根据图中几何关系有：
tg d R
57.3 d R
d V 0si2 .n 5 () 5 V .0 3 7 (2 .5 0 )
(S)R V 0 2 S.50 (S)
结构图为：
0 2.5
(S )
v0 1 d( S) 57.3
G(S)
下滑耦合器结构图
K
er
g 0
K ir ey
S
G(S)
g
▪
其中： G(S) GS g1 S g2
▪ 零点 S g1 ，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原
点的极点。
3） 下滑波束导引系统结构图
姿态角位移控制系统 飞机方程―用短周期纵向方程
e((SS))S2 M 2e(d SdSZ )d2
器输出g 0 经俯仰角位置控制系统工作，迫使
飞机 0回到波束中心线上。
（3）下滑波束导引系统
▪ 下滑波束导引系统结构图建立：
1） 飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角г之间的几何关系
下滑波束线
2.5
R 2.5
2.5 V0
d •飞机重心
▪ 设下滑波束线仰角为 2.5(与水平线夹角)飞机航迹在下滑
下滑线
（中心线）
2 ~ 4
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。
g 0
下滑波束导引系
统
下滑 g 俯仰角位置 (S) 运动学
耦合器
控制系统
( S)
环节
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
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。
（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。
波束导引的 运动学环节
下滑波束导引系统结构图
说明态控制中
加 g 2.5 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 M g干 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
控制律：
eTS 11LqL(g)
(垂直风）
g 2.5
Mg干 1 I yM e
w
w2d
S 2 2d wdS wd2
g
Ker
g
1
Kir er
G(S)
L
T S 1
Me(S Z ) 1
S 2 2d wdS wd2 S
S
下滑耦合器
L
w (垂直风干扰） 0 2.5
Z
V0
S Z
RS
▪ 如果飞机实现Ⅲ级着陆，则拉平阶段也是靠自控系统操 纵形成。所以设计自动拉平系统应包括两个内容：
▪ 形成拉平轨迹， ▪ 其二是构成使飞机完成拉平轨迹飞行的自控系统。 ▪ 先看拉平轨迹的形成。
设计拉平轨迹
▪ 使下滑时的下降垂直速度与高度成比例地减小到允许的着地 下降速度。（一般为0.3~0.6米/秒）
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 2~4，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。
150HZ
90HZ
下滑信标台
DH(m)
Ⅰ级
60
Ⅱ级
30 Ⅲc Ⅲb Ⅲa 级
0 200 400 600 800 1000 1200
着陆等级的定义
RVR(m)
▪ 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。
( S)
57.3 S
R
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 (S)成积分关系，
随着飞机接近地面，R ，使积分速率U 0 ，导引系统将
R
发散 (t)
2） 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
即：
H 1 H(t)
t
H(t) H0e
式中： H 0 拉平开始高度，
为指数曲线的时间常数
下滑线
跑道平面
拉平轨迹
着陆点
2.5
•
指数渐近线
按指数曲线拉平的轨迹
h
H0
hc
▪ 拉平时飞机空速 V 0 不变，飞机着陆经过的距离为 l ，则
《先进飞行控制系统》第十二 课
5.5 飞机轨迹控制系统
5.5.1 飞行高度的稳定与控制 5.5.2 空速与M数的控制与保持 5.5.3 自动着陆飞行控制系统 5.5.4 飞机侧向轨迹控制 5.5.5 自动侧向波束导引系统
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
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
行员操纵飞机减小航迹倾斜角 ，使 H 进一步减小，飞
机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地约到H＝0.5~1.0m，
提高 ，使空速向量与地平面平行―是保持段，然后减 小 角，G＞L，飞机飘落，滑跑。