先进飞行控制系统-第九课

几秒），所以相对于舵回路的时间常数 T 而言，T e 的作用 类似于一个开关，即只在稳态时接通，最终将使正反馈与硬
反馈所得的负反馈量相抵消。这样，舵回路的传递函数变为 K ，相当于增加一个积分环节，从而可以消除系统的静
s
差
▪ 反馈环节为位置和均衡环节相并联：
G b(S)bTeb S1T beST eS1
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：
G开(S)LS(S2M C e1 (dSSZC 2)d)
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
j
s2
z
s1
s3
当 L 0时（即引入微分作用）内环闭环传递函数为:
内 (S)(S2 C 1 dS M C 2 e d()S M Z e)L (SZ )
（3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）
▪ 均衡式反馈自动驾驶仪其舵回路采用均衡式反馈 ，如下图
g K
+-
K e
s
1
+ ef
i
b
b
Te s 1
（3）均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分自动驾驶仪）
▪ 所谓均衡式反馈就是在舵机硬反馈 b 的基础上，再加一个
1
时间常数 T e 很大的非周期环节 T e s 1 的正反馈，其中 T e 为 几秒直至几十秒。由于舵回路的动态过程时间很短（仅零点
先进飞行控制系统
第九节课(20191114)
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
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。 舵回路方框图参见图5-34 由图5-34可以得到具有速度
反馈式舵回路的闭环传递函数为：
KM
GB (s)
1 K M Kf
K
KM
s 1 T s 1
1 K M Kf
由此可得，具有速度反馈舵回路形式的自动驾驶仪如图：
舵回路
1 e M e s Z
i
s 2 c1d s c2 d
飞机
1 s
K
▪ 一般 Te Td（短周期运动时间常数）在飞机短周期工作
频段（高频段）内，可认为 (TeS 1) 1 并可从阻尼回路中
Te S
移出，再将 T e S 1 分解成 (1 1 )， 于是得到如下等效图
TeS
Te s
控制增稳是解决由于增加阻尼和增稳导致的操纵性降 低，及非线性操纵指令的-大机动时，有较高的操纵灵敏 度；小机动时，有较低的操纵灵敏度。
办法是在原来机械通道的基础上增加一前馈电器通道 一方面可以通过增大前向通道的放大倍数增加操纵性；另 一方面，可以通过增加非线性指令模型来达到非线性操纵 的目的。
典型飞行控制系统结构
▪ 特征方程式： s 2 c 1 d s c 2 d M e L s Z 0
▪ 内回路等效开环传函为：
G等(S)SL2M C e1(dSSZ C2)d
▪ 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，
▪ 用陀螺仪测量角度信号
θ
用垂直陀螺仪
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 副降 翼 （ a舵 e控制偏航角速副度翼 也 a) 用 方向舵 r
5.4.1 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
eK SL1L2(g)
▪ 即：
eL L ( g)
取积分可得： e L g d L t
▪
舵偏角 e
与输入信号（
）积分成比例，称为积分
g
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。 ▪ 采用舵面速度反馈问题―即速度反馈，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
复习 阻尼器、增稳和控制增稳系统
增稳系统以迎角和侧滑角为反馈信号，增加飞机的静稳定性 ▪ 分为纵向（俯仰）增稳系统和侧向（偏航、横侧）增稳系
统 ▪ 纵向增稳系统以迎角（法向过载）为反馈信号 ▪ 侧向增稳系统以侧滑角为反馈信号 ▪ 为了弥补由此造成的阻尼比下降，可以在增稳基础上增加
角速率反馈。
复习 阻尼器、增稳和控制增稳系
1 e M e s Z 1
s 2 c1d s c2 d
s
L
1
▪ 由进于入T稳e 很态大时，1 （起T e 作很用小才）表所现以出开积始分时特体性现，比实例现作比用例，＋只积在 分控制律。 T e S
控制律为：
eT L e( g)d tL ( g) L
包围舵机 的反馈环节
硬反馈
b
软反馈
b
均衡反馈
b
TeS TeS 1
舵回路传函
构成姿态角控制系统控制律
惯性环节
K TS 1
积分环节
K S
比例＋积分环节
1 K
1 TS
比例式控制律
eLL
积分式控制律
e L L L
比例＋积分式控制律
eT L e( g)d tL ( g)L
eK (U U g)K K 1K U g
式中
K K 1(U K 1 g)L(g)
L＝KK1
g
U g K1
(1 *)
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：
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 ， Ug 0
偏角 e
较小。
0
所产生的铰链力矩，此后
e
引起的铰链力矩
积分式控制律的改进：
▪ 在 eL L (g)控制律中，e 与 信号成比例
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 L L (g )
Ug K1g0。飞机原来水平等速飞行 00
舵回路输入电信号为 Ug 0，使升降舵向上偏 e 0 产
生抬头力矩 M(e)0飞机抬头 。只要 L 选的合适就
可使 g u0 e 0
控制过程如下图所示：
g
控制 的过渡过程
3）干扰力矩 M f 影响：
假定有常值干扰力矩 M f ，飞机稳定后必有一个 e
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共同学习相互提高
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
M eMf 0
g
Mf Q0SbCme
L
比例式控制律的优缺点：
▪ 优点：结构简单。 ▪ 缺点：有常值力矩干扰时，是有差系统。
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
（1）比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例）
1）控制律(垂直陀螺仪和舵回路组成自动驾驶仪)
U g
垂直陀螺
+-
舵回路
e
U
u
K1
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 g —外加控制电压
▪ 于是
重心位置 测量元件
放大计 算装置
－
放大器
－
舵机
反馈元件 舵回路
敏感元件
舵面
飞机
稳定回路
运动学 环节
控制回路
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：
飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 00 陀螺测到这个偏差并输出电信号 UK10
经舵回路输出 eL0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：
t 修正 的过渡过程
b）外加控制信号—俯仰控制（操纵）
▪ 如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
▪ 为了进一步加深对一阶微分信号作用的理解，下面以短周 期运动方程为例，采用根轨迹法对其加以分析：
▪ 建飞机方程（用短周期方程）
(SZ ) S 0
(M SM ) (SM q)S M e e
▪ AP控制律： eL (g)L
▪ 飞机－AP系统结构图：
g +
L
e Me s Z
+
s2 c1d s c2d
e L g d L t L
▪ 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。