《先进飞行控制系统》第十二课-PPT精品文档.ppt

1、先进飞行控制系统第十二课-PPT精品文档5.5 飞机轨迹控制系统飞机轨迹控制系统5.5.1 飞行高度的稳定与控制飞行高度的稳定与控制5.5.2 空速与空速与M数的控制与保持数的控制与保持5.5.3 自动着陆飞行控制系统自动着陆飞行控制系统5.5.4 飞机侧向轨迹控制飞机侧向轨迹控制5.5.5 自动侧向波束导引系统自动侧向波束导引系统5.5.3 自动着陆飞行控制系统自动着陆飞行控制系统自动着陆是廿世纪六十年代初发展起来的一种控制系统自动着陆是廿世纪六十年代初发展起来的一种控制系统即它能在恶劣气候、无目视基准条件下，自动导引飞机，即它能在恶劣气候、无目视基准条件下，自动导引飞机，安全正确地在跑道降

2、落。这个系统的出现，使飞机实现了安全正确地在跑道降落。这个系统的出现，使飞机实现了全天候飞行。全天候飞行。（1）自动着陆的几个典型飞行阶段）自动着陆的几个典型飞行阶段自动着陆分为五个典型阶段自动着陆分为五个典型阶段:定高阶段定高阶段 下滑阶段下滑阶段 拉平阶段拉平阶段 保持（飘落）阶段保持（飘落）阶段 滑跑阶段滑跑阶段UU定高下滑拉平保持（飘落）滑跑15m下滑线smvsmH/857035.2/5.45.3飞机拉平smH/6.05.0smH/15.0截获300500m/s飞机自动着陆阶段图（1）自动着陆的几个典型飞行阶段）自动着陆的几个典型飞行阶段 定高阶段：定高阶段：飞机在着陆前，大约飞机在着

3、陆前，大约300500m高度上做定高飞行高度上做定高飞行 下滑阶段：下滑阶段：当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高，是失速速度的速度较高，是失速速度的1.3倍，民航机约倍，民航机约v7085m/s而垂直下降度而垂直下降度 ,航迹倾斜角航迹倾斜角 拉平阶段：拉平阶段：大约在飞机离地大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有地时大约有 ，且航迹倾斜角，且航迹倾斜角 减小，减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段smH/5.45.3 35.2smH/6

4、.05.0 保持（漂落）阶段：保持（漂落）阶段：大约飞机离地大约飞机离地0.51.0m时，进一步减小速度，且使时，进一步减小速度，且使 方方向与地面平行（即向与地面平行（即 ）；此时逐渐加大）；此时逐渐加大 角，保持角，保持 方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将 由于由于GL（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落 滑跑阶段：滑跑阶段：当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离

5、。0Vv（1）自动着陆的几个典型飞行阶段）自动着陆的几个典型飞行阶段（2）完成自动着陆飞行的必备设备）完成自动着陆飞行的必备设备 飞机上：飞机上：装有含无线电接收设备的装有含无线电接收设备的下滑波束导引系统下滑波束导引系统 地面上：（无线电信标台）地面上：（无线电信标台）下滑信标台：下滑信标台：给出下滑基准；给出下滑基准；航向信标台：航向信标台：给出航向（侧向）着陆基准；给出航向（侧向）着陆基准；外、中、近三个指点信标台：外、中、近三个指点信标台：指示飞机进入跑道入口精确指示飞机进入跑道入口精确距离和时间。距离和时间。信标台信标台1）下滑信标台：）下滑信标台：在地面上，用以给飞机提供下滑基准。

6、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幅波（幅波（90HZ和和150HZ）,其载波频率范围一般为其载波频率范围一般为329.3335MHZ，由，由90HZ的大波瓣下沿与的大波瓣下沿与150HZ最下面最下面一个波瓣互相重叠，形成等信号线一个波瓣互相重叠，形成等信号线即下滑波束中心线，即下滑波束中心线，此线仰角一般为此线仰角一般为 ，在此下滑线下方，在此下滑线下方150HZ调幅信调幅信号强于号强于90HZ的信号，而此线上方则是的信号，而此线上方则是90HZ信号较强。信号较强。42下滑信标台90HZ150

7、HZ42下滑线（中心线）下滑信标台提供下滑基准2）下滑波束导引系统（在机上）：）下滑波束导引系统（在机上）：组成：组成：下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分下滑耦合器（由信号接收，放大，限幅和信号变换等部分组成）。组成）。俯仰角位置控制系统。俯仰角位置控制系统。工作原理：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

8、偏差角波束偏差角（在波束上方，（在波束上方，为正值），当为正值），当0时，耦合时，耦合器输出器输出 经俯仰角位置控制系统工作，迫使经俯仰角位置控制系统工作，迫使 飞机飞机 回到波束中心线上。回到波束中心线上。0g0（3）下滑波束导引系统）下滑波束导引系统 下滑波束导引系统结构图建立：下滑波束导引系统结构图建立：1）飞机航迹倾斜角偏差飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角与波束偏差角之间的几何关系之间的几何关系 设下滑波束线仰角为设下滑波束线仰角为 (与水平线夹角与水平线夹角)飞机航迹在下滑飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离波束下方一个垂直距离d（飞机在波束线下方，（飞机在波束线下方，d0）且）且波束

9、偏差角波束偏差角 根据图中几何关系有：根据图中几何关系有：5.2RdtgRd3.57)5.2(3.57)5.2sin(000VVd)(5.2)(00SRSVS结构图为：结构图为：下滑波束导引系统运动学环节方块图下滑波束导引系统运动学环节方块图 由图可见：波束偏差角由图可见：波束偏差角与航迹倾斜角与航迹倾斜角 成积分关系，成积分关系，随着飞机接近地面，随着飞机接近地面，R ，使积分速率，使积分速率 ，导引系统将，导引系统将发散发散RU0)(t)(S2）下滑耦合器控制律的选择下滑耦合器控制律的选择 由于航迹倾斜角由于航迹倾斜角 与波束偏差角与波束偏差角之间有一个积分环节，之间有一个积分环节，为保证

10、系统有良好的动态特性和稳态精度，取耦合具有比例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加积分的形式，同时为改变动态特性，又接入相位超前网络 )(SG下滑耦合器结构图下滑耦合器结构图 其中：其中：零点零点 ，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原，用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点。点的极点。21)(ggSSGSG1gS3）下滑波束导引系统结构图下滑波束导引系统结构图姿态角位移控制系统姿态角位移控制系统飞机方程飞机方程用短周期纵向方程用短周期纵向方程22()()()2eedddMSZSSSS 控制律：控制律：)(11geLq

11、LST下滑波束导引系统结构图说明：说明：图中考虑基准下滑航迹倾斜角图中考虑基准下滑航迹倾斜角 ；姿态控制中；姿态控制中加加 补偿信号进入姿态控制系统，对沿下滑线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。下降的过渡过程有好处。对常值力矩干扰对常值力矩干扰 是折算成舵面偏角加到系统中，而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。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，进场时间短，对精度影响大的是飞机外形的变化，v变变化和化和r的变化。分析误差主要应分析的变化。分析误差主要应分析 ，引起的引起的 变化。变化。测量距离由指点信标台

12、完成，如不好准确测量，可用高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。度来近似计算。5.205.2g干gM（4）自动拉平系统）自动拉平系统1）自动着陆等级的划分）自动着陆等级的划分自动着陆可分三级，即等级自动着陆可分三级，即等级、，而最高级，而最高级又可又可细分为细分为a，b，c。这个等级是按能见度条件分类的。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（包括垂直方向上指允许的最小云雾底部的高度；称为决断高度断高度DH,水平距离是飞机对跑道能见的距离水平距离是飞机对跑道能见的距离RVR）。等）。等级规定了级规定了DH与与RVR的组合区。的组

13、合区。acb级级级DH(m)RVR(m)03060200 400600 800 1000 1200着陆等级的定义 实现实现级自动着陆（含级自动着陆（含级）是指仅靠下滑导引系统（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员利用手操纵继续着陆即意味着不用设计自动拉平系统即意味着不用设计自动拉平系统 若实现若实现级着陆，则必须有自动拉平系统。级着陆，则必须有自动拉平系统。a允许飞机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

14、飞机的控制。后才接管对飞机的控制。b允许飞机利用自动拉平系统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。在跑道的途中进行控制。c允许飞机完成自动着陆的全允许飞机完成自动着陆的全过程。过程。a，b的决断高度的决断高度DH及及RVR随飞机的类型及各随飞机的类型及各国航空公司而定的。国航空公司而定的。2）拉平轨迹）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。如果飞机实现为拉平轨迹。如果飞机实现、级着陆，则拉平轨迹是级着陆，

15、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由飞行员手操纵形成的，即飞机下滑到离地约15m时，飞时，飞行员操纵飞机减小航迹倾斜角行员操纵飞机减小航迹倾斜角 ，使，使 进一步减小，飞进一步减小，飞机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地约到机是曲线轨迹进入拉平阶段，当离地约到H0.51.0m，提高提高 ，使空速向量与地平面平行，使空速向量与地平面平行是保持段，然后减是保持段，然后减小小 角，角，GL，飞机飘落，滑跑。，飞机飘落，滑跑。H 如果飞机实现如果飞机实现级着陆，则拉平阶段也是靠自控系统操级着陆，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：纵形成。所以设计自动拉平

16、系统应包括两个内容：形成拉平轨迹，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。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。先看拉平轨迹的形成。设计拉平轨迹设计拉平轨迹 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。（一般为下降速度。（一般为0.30.6米米/秒）秒）即：即：式中：式中：拉平开始高度，拉平开始高度，为指数曲线的时间常数为指数曲线的时间常数)(1tHHteHtH0)(0H按指数曲线拉平的轨迹 5.2ch0H下滑线着陆点跑道平面拉平轨迹指数渐近线h 拉平时飞机空速拉平时飞机空速 不变

17、，飞机着陆经过的距离为不变，飞机着陆经过的距离为 ，则，则有：有：拉平轨迹方程为：拉平轨迹方程为：0Vl000)cos(VlttVtVl00)(VleHlH 其中：其中：由此可见：当要求着地时由此可见：当要求着地时 必有必有 即实际着陆距离为即实际着陆距离为 米米，这是不允许的。，这是不允许的。)ln(ln)ln(000000HHVHHVHHVl0HlHH改进拉平轨迹改进拉平轨迹 令拉平轨迹渐近线距跑道平面为令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米米 当已知时间常数当已知时间常数 （比例系数）及着地点垂直距离（比例系数）及着地点垂直距离 时，时，可由上式算出可由上式算出 ch则则hhHc0此时此时ji

18、dcHhhhHH)(1式中式中 为规定的飞机着陆速度为规定的飞机着陆速度cjidhH jidHch 规定飞机着地时：规定飞机着地时：而而 时，有时，有 ；时，有时，有 由于允许着地速度受限了由于允许着地速度受限了（一般为（一般为 米米/秒），则秒），则 必受限：必受限：jidHHh,00Hh 0HHchh0H 6.03.0ljidjidHHVHHVl0000lnln拉平距离公式：拉平距离公式：ch0hhH0HjidH0h0H渐近线着地点拉平时垂直速度的变化3）拉平自控系统）拉平自控系统 为保证飞机沿设计的指数轨迹飞行，拉平自控系统应控制为保证飞机沿设计的指数轨迹飞行，拉平自控系统应控制飞机遵循

19、如下规律飞机遵循如下规律：利用机上测距装置测出利用机上测距装置测出 ，算出应有的给定高度，算出应有的给定高度 ，然，然后与飞机上无线电高度表测出飞机的高度后与飞机上无线电高度表测出飞机的高度H（当（当 时）形成控制信号控制飞机高度使误差为零，实现拉平轨时）形成控制信号控制飞机高度使误差为零，实现拉平轨迹。迹。lgeHH0lgHgH0 HHg 缺陷：缺陷：机上没有足够精度的无线电测距仪机上没有足够精度的无线电测距仪。改进：改进：用气压式升降速度表代替测距仪，按用气压式升降速度表代替测距仪，按 建立拉平耦合器方程。将飞机拉平过程看成飞机下降率建立拉平耦合器方程。将飞机拉平过程看成飞机下降率 不断跟

20、踪不断跟踪 的过程。的过程。jidgHhHHgH自动拉平系统结构图5.5.4 飞机侧向轨迹控制飞机侧向轨迹控制 飞机重心运动包括沿垂直方向（飞机重心运动包括沿垂直方向（H），航迹切线方向（），航迹切线方向（v）及侧向偏离三种。侧向偏离的自控系统与高度自控系统）及侧向偏离三种。侧向偏离的自控系统与高度自控系统有许多相似之处。侧向偏离通过飞机转弯方式来修正。有许多相似之处。侧向偏离通过飞机转弯方式来修正。高度自控系统：高度自控系统：以俯仰角自控系统为内回路，外回路是对以俯仰角自控系统为内回路，外回路是对H的控制。的控制。侧向偏离自控系统：侧向偏离自控系统：以偏航角与滚转角自控系统为内回路以偏航角与

21、滚转角自控系统为内回路外回路是对侧偏外回路是对侧偏y的控制的控制（1）侧向偏离控制的几种方案）侧向偏离控制的几种方案 通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离通过副翼控制滚转转弯以修正侧向偏离y，方向舵只起阻，方向舵只起阻尼与辅助协调作用。尼与辅助协调作用。此方案用的较广。此方案用的较广。通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制通过副翼与方向舵两通道协调转弯控制y利用副翼与方向舵控制转弯来修正利用副翼与方向舵控制转弯来修正y，副翼通道起辅助协，副翼通道起辅助协调作用。调作用。只介绍第只介绍第1种方案。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利用方向舵使飞机保持航向，靠滚转产生侧滑来修正y。自

22、动着陆时，用此方案可保证机头对准跑道中心，但用自动着陆时，用此方案可保证机头对准跑道中心，但用滚转修正滚转修正y，有机翼碰地的危险。，有机翼碰地的危险。通过飞机不倾斜的平面转弯修正通过飞机不倾斜的平面转弯修正y，此时副翼保持机翼水，此时副翼保持机翼水平，方向舵控制飞机平面转弯来修正平，方向舵控制飞机平面转弯来修正y。这两种方案由于是靠侧滑来消除修正这两种方案由于是靠侧滑来消除修正y，而侧力值不大，而侧力值不大，这两种方案修正这两种方案修正y过程较慢。过程较慢。（2）侧向偏离控制系统的飞机方程和控制律）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：）简化的飞机方程：3.5700VyLL

23、Vgara推导过程：由横侧向线性化方程推导过程：由横侧向线性化方程0p)()i()i(p)()(ppSNNrNSNSNLLrLSLSLYYrYSrarrarrprrarar其中：第其中：第1式为：侧力方程；式为：侧力方程；第第2式为：滚转力矩方程；式为：滚转力矩方程；第第3式为：偏航力矩方程。式为：偏航力矩方程。简化：简化：由于方向舵是起阻尼和协调作用，由于方向舵是起阻尼和协调作用，可略去偏航力矩方可略去偏航力矩方程（第程（第3式）式）仅靠仅靠 控制飞机滚转转弯，且滚转比偏航快的多，认为控制飞机滚转转弯，且滚转比偏航快的多，认为 过程是瞬间完成的。过程是瞬间完成的。由滚转力矩方程得：由滚转力矩

24、方程得：0a0 p 1rarLLrLa 考虑协调转弯满足公式：考虑协调转弯满足公式：考虑侧偏线位移方程：考虑侧偏线位移方程：在小扰动条件下，认为在小扰动条件下，认为 均为小值均为小值 有：有：得出：得出：20Vgugtgugcossinsinsincoscoscossinsinsinsincoswvudtdy,cos00VVu00sincosVVw 33.57)(3.5700VVy,sin00VVv2）控制律）控制律 由简化方程结合飞机方程看出：由简化方程结合飞机方程看出：相当于相当于 ；相当于相当于 相当于相当于 。是主信号，其余各信号均在动态过程起作用。是主信号，其余各信号均在动态过程起作

25、用。KKyyIIIIrgyga)()(y y y )(gyyyI sWs1sVg0sV3.5700yIIIIaWaLIZ1干LyIIgyg+-+侧向偏离控制系统结构图（3）侧向偏离自控系统稳定飞机航迹过程：）侧向偏离自控系统稳定飞机航迹过程：假定右偏离假定右偏离 00y左转飞机左滚vGFLyIyyaya0sincos0,00)(00000,00)(0协调与机头左转vxoNKrr00000,0,0yyyIaagy，飞机右倾惯性使飞机逐渐改平y修正初始0y的物理过程 0yy0100y020y stbtctdt2040600at修正初始0y的近似动态过程 说明：说明：上述过程是在线性范围内，上述过程

26、是在线性范围内，如果如果 ，则，则y修正轨迹可能出现之字形，为防止此修正轨迹可能出现之字形，为防止此现象发生，对现象发生，对 要限制。要限制。90 90max5.5.4 自动侧向波束导引系统自动侧向波束导引系统 对于自动着陆系统除纵向包括下滑波束导引系统；拉平自对于自动着陆系统除纵向包括下滑波束导引系统；拉平自动控制系统外，航向还有侧向波束导引系统。侧向波束导引动控制系统外，航向还有侧向波束导引系统。侧向波束导引系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。侧向波束自动控制系统是通过耦合器将飞机偏离航向信标台侧向波束自动控制系统是通过耦合器将飞机偏离航

27、向信标台发射的无线电波束等强度线的信号变为滚转控制指令，输给发射的无线电波束等强度线的信号变为滚转控制指令，输给AP侧向通道，操纵副翼偏转改变航迹方位角侧向通道，操纵副翼偏转改变航迹方位角 ，修正飞机，修正飞机水平航迹。水平航迹。（1）侧向波束偏差角）侧向波束偏差角 的关系建立的关系建立 侧向运动参数为：侧向偏离侧向运动参数为：侧向偏离y，倾斜角，倾斜角 ，航向偏差角，航向偏差角 与纵轴间夹间（对称面夹角）为与纵轴间夹间（对称面夹角）为 ，在地平面上的投影与应飞航线夹角为在地平面上的投影与应飞航线夹角为 （航迹方位角）（航迹方位角）在水平投影与应飞航线夹角为在水平投影与应飞航线夹角为VVoxy

28、bX0V0航向信标台飞机重心ReX（北）0侧向波束中心线飞机侧向运动参数与的关系 由图可知：由图可知：00)(RyRy3.57sin1又：又：RVdtdRRRVRdtdRydtdyRdtd)()()(3.57002当当0时，时，RSSVS)()(0 3.57/sin000VVy 由侧向协调运动可知：由侧向协调运动可知：所以有：所以有：侧力方程为：侧力方程为：所以有：所以有：又又0rrYVgrYS0)(0Vgr 000由此可以绘出几何关系图由此可以绘出几何关系图Sg03.570VRS3.57y 0V飞机侧向运动参数与波束偏差角关系图2）完成将）完成将 转换为转换为 指令的耦合器设计指令的耦合器设计 PID控制律控制律IIkIIkIIkkdtkkg/3）构成侧向波束自控系统并进行分析）构成侧向波束自控系统并进行分析分析：分析：方法同前分析（根轨迹、频率响应特性等）方法同前分析（根轨迹、频率响应特性等）系统稳定性系统稳定性看各参数影响看各参数影响 获取方法获取方法用补偿方法用补偿方法 参见张书参见张书P231图图109 参见张书参见张书P233图图112 系统精度分析系统精度分析 作用下的情况。参见张书作用下的情况。参见张书P233图图113结合与延迟将微分结合与清洗将微分)ba干M