第六章增稳与控制增稳系统2.ppt

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1、第三节增稳与控制增稳系统,直升机稳定性与操纵性较差 早期直升机任务简单，性能要求低，不稳定运动模态发散周期长，驾驶员可人工修正 现代直升机任务复杂，反潜、对地攻击、对空射击，超低空贴地飞行、地形跟随与地形回避机动、抵御阵风扰动等，再加上直升机固有的不稳定性，仅依靠人工操纵已十分困难增稳系统（SAS）、控制增稳系统（CSAS）、自动飞行控制系统（AFCS），主动控制技术,增稳与控制增稳系统,阻尼器和增稳系统提高直升机的稳定性，但对机动性具有一定程度上的消弱作用。解决办法：在增稳系统基础上增加一个前向通道，增大控制输入给定量的控制能力。一般由杆力传感器和指令模型组成。,控制增稳系统组成：机械通道,

2、前向通道,舵回路,增稳系统（阻尼器）,控制增稳系统结构,驾驶员操纵有两路：（1）机械通道助力器/自动倾斜器（2）前向通道+增稳通道舵回路助力器,方块图,控制规律：,FP=0系统只起增稳作用,FP0=e+j,比例式控制规律,积分式控制规律,两反馈通道提高稳定精度,增稳回路,直升机动力学：如简单用调参办法应是比较困难的，即使引入了负反馈，仍有可能不稳定，因为取决于直升机本身零极点，需要设计校正网络,助力器：,舵机：,设计出发点利用频域设计方法,从相角裕度和幅值裕度分析入手（频域的相对稳定性）,增控回路：,指令模型确定,低通滤波器,增益和时间常数,俯仰控制增稳实例（某型直升机）,纵向运动就能收敛,稳

3、定性和阻尼都比较好,要求机动飞行可采用变增益,数学模型与结构图,纵向运动方程,侧向运动方程,纵向俯仰通道气动模型及俯仰控制增稳系统,纵向高度通道气动模型及高度控制增稳系统,侧向气动模型及横滚控制增稳系统,侧向气动模型及航向控制增稳系统,增稳与控制增稳系统工作原理,机械稳定装置 贝尔稳定杆，洛克希德稳定杆，杭尼韦尔稳定杆适用小型及跷跷板式旋翼直升机稳定裕量有限,不能在全飞行包线内提供稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力 电子反馈增稳及控制增稳系统姿态角速率及角位移反馈，增加直升机阻尼力矩及稳定（恢复）力矩,三轴增稳系统控制律,俯仰增稳系统 角速率反馈，弥补俯仰阻尼力矩系数不足角位移反馈，弥补俯仰静稳定

4、力矩系数不足。横滚增稳系统 角速率反馈，弥补横滚阻尼力矩系数不足角位移反馈，弥补横滚稳定力矩系数不足。偏航增稳系统 角速率反馈，弥补偏航阻尼力矩系数不足角位移反馈，弥补偏航稳定力矩系数不足。高度增稳系统 垂向速度反馈，弥补Z向速度稳定性导数不足垂向加速度反馈，增加垂向速度稳定系统阻尼。,控制增稳系统,电子反馈增加稳定性，降低系统增益，削弱操纵灵敏度 前馈通道输入舵机，增强操纵性角速度和角位移反馈作用相当于在根轨迹s平面中增加一个具有相位提前补偿作用的零点,增稳系统设计方法,俯仰增稳经典控制设计方法 增稳直升机工作在前飞状态（）。不考虑纵侧向之间气动耦合，得纵向传递函数为,增稳系统设计方法,俯仰

5、增稳分析零点的选取可使不稳定的长周期运动模态处于稳定，且有足够的阻尼 选取 时的闭环根轨迹 增稳系统特征根,增稳系统设计方法,航向增稳经典控制设计方法 增稳直升机工作在悬停状态。,增稳系统设计方法,航向增稳分析零点选取闭环根轨迹 增稳系统特征根,模型跟踪解耦自适应控制系统设计,用矢量表示的显模型控制系统,跟踪的动静态性能将取决于前向增益对角阵,和积分常数阵,。其中，调节对角阵,的元素可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性，调节对角阵,阵的相应元素置零。显模型跟踪控制系统具有良好的解耦性能，通过,跟踪动静态性能取决于前向增益对角阵R和积分常数阵G4。其中，调节对角阵R的元素可以改善系统在一拍内跟踪的

6、动态特性，调节对角阵G4的相应元素可以减少系统一拍跟踪的稳态误差。四个作动器中任一个的速率或位置限制超出饱和值时，控制量与直升机实际输出量之间的误差迅速建立起来，且由于饱和积分而导致系统不稳定，克服的办法是停止控制输出信号的积分，哪个轴的作动器处于限制状态，就把G4阵的相应元素置零。具有良好的解耦性能，通过G3阵设计可使直升机的实际状态量分别跟踪相应的模型输出。不操纵的其他通道模型输出量为0，处在镇定状态。由操纵通道工作而耦合至镇定通道的耦合运动可视作“干扰”，而良好的镇定系统本身又具有抑制耦合干扰的能力。这样，就从本质上减小了直升机的轴间耦合，极大的改善了直升机控制系统的解耦性能。,通道显模

7、型传递函数,纵向通道 横向通道 航向通道 总距通道,显模型参数设计,带宽设计 根据实际直升机动力学模型带宽，结合军用规范对各通道小幅度操纵输入的短周期响应的要求，设定各通道对应带宽如:纵向、横向、航向、总距通道带宽3、3、5、4rad/s，时间常数0.33、0.33、0.20、0.25秒灵敏系数的确定 有两条准则，一是在驾驶员操纵下获得良好的性能，很大程度上取决于经验和主观感觉；另一种定量方法，利用军标对直升机性能的要求来确定灵敏系数。可参考军用旋翼飞行品质规范(ADS-33C)要求后确定显模型的灵敏系数Cii。总距通道的灵敏系数为负，因为总距通道中速度方向向下为正。如:纵向通道：(/cm)横

8、向通道：(/cm)航向通道：(/s/cm)总距通道：(m/s/cm)阻尼系数的选取 参照军用规范ADS-33C对系统阻尼的要求。例如可将确定为二阶线性显模型的阻尼系数取0.7。,控制阵的设计,线性状态方程 A为9X9动力学状态矩阵，B为9X4控制矩阵状态向量控制向量 后向差分法离散化方程相对配平状态的小扰动线性化方程 为配平状态，表示四个作动器相对于配平位置的变化 假定：经历一个采样周期后，可使系统进入新的配平状态,PI控制器的输出积分器输出信号总是跟踪系统配平信号 最好的跟踪效果应使直升机的当前输出状态和显模型的前一拍输出相等 则得内回路角速率控制的比例控制项的控制律：控制阵是自然直升机离散

9、动力学控制阵的逆,控制量，状态量，将状态矢量X分解为被控制的状态量 及未被控制的状态量，若控制系统有优良的抑制扰动能力，则未被控制的状态对被控制的状态影响可看作是干扰。将写为 表示控制量对被控制的状态量的控制阵，表示控制量对未被控制的状态量的控制阵。内回路被控制的状态量控制量角速率跟踪系统中，仅对 进行控制，故 为4X4可逆矩阵，故控制阵G3最终为,经控制系统设计优化表明，控制阵G3前乘以一个R因子，以改变系统前向增益，获得优良的动态跟踪性能；具体写成 为了使直升机输出状态量 仅跟踪各自的线性显模型指令，那么各通道的舵面（以 为例）不仅应引入本通道的跟踪误差，还应引入其他通道的跟踪误差信息，从

10、而实现各通道间的优良解耦特性。,模型跟踪系统控制及解耦性能,以某型直升机为例，在低空、前飞、速度为22m/s，前进比的飞行状态下，其线性动力学状态方程,当取采样时间T=0.1秒时，由于，则可求,系统动态特性,引入串连作动器的传递函数 四个通道分别加入阶跃信号后的动态响应曲线纵向通道杆位移产生阶跃变化 输入1cm阶跃信号时各通道的响应（其他通道）,横向通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应（其他通道）,航向通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应（其他通道）,总距通道杆位移产生阶跃变化输入1cm阶跃信号时各通道的响应（其他通道）,由各通道动特性响应表明，系统具有优良

11、的对操纵的动态跟踪性能及各通道间的解耦性能。,操纵杆感觉系统（前馈通道）,无助力器时，操纵杆上的 力与空气动力有关，空气动力与速度有关，为使飞行员在不同飞行状态有不变的感觉特性，其弹簧刚度系数k应随飞行速度变化。因直升机飞行速度变化范围不大，因此往往对该系数不作调整。,典型控制增稳系统结构,具有漏泄积分器的增稳系统 法国MBB公司BO-105轻型武装直升机增稳系统无铰旋翼，高速飞行时，比有铰旋翼更具有俯仰不稳定性。俯仰及横滚通道均装有增稳系统，以减轻驾驶员工作负担，提高武器发射精度，并使驾驶员能作短时间松杆飞行有较大立尾，航向稳定性较好，无航向增稳系统。,典型控制增稳系统结构,具有漏泄积分器的

12、增稳系统 控制律 泄漏积分器在短时间内具有积分效果，可为增稳系统提供姿态反馈信号。当直升机受到突然扰动后，增稳系统能使直升机回到扰动前的姿态，以稳定角位置。使驾驶员有短时间松杆飞行可能。松杆飞行时间长短取决于速率陀螺的灵敏度及该积分器的时间常数T。一般要求速率陀螺的灵敏度为2/分钟，若取最大测量角速度为30/秒，这足以达到上述短时间内保持在扰动时姿态稳定及松杆飞行。BO-105直升机，取漏泄积分器时间常数为12秒，能使驾驶员松杆飞行到达几分钟。,典型控制增稳系统结构,具有漏泄积分器的增稳系统 横滚通道与俯仰通道控制律形式一致，参数不同。例如BO-105，俯仰通道 为0.118，为0.118，横

13、滚通道 为0.098，为0.118。在阶跃干扰作用下，不同增稳类型对稳定姿态的效果。曲线1为自然直升机的俯仰姿态变化，曲线2为仅有阻尼器增稳时俯仰姿态变化，曲线3为装有阻尼器及漏泄积分器俯仰姿态变化，曲线4为有姿态角反馈的姿态系统时俯仰姿态变化。,典型控制增稳系统结构,具有姿态角微分信息的控制增稳系统典型应用有英国的“山猫”直升机 低空高速机动飞行，速度和姿态变化范围都比较大。要求具有良好巡航性能，具有自动过渡到悬停的工作模态。必须具有姿态、航向及高度保持模态，巡航状态向悬停状态的自动过渡。省去角速度陀螺，有前馈输入，可采用较大反馈增益，提高稳定性同时，改善操纵响应,具有角速率微分的控制增稳系

14、统,典型控制增稳系统结构,具有姿态角微分信息的控制增稳系统控制律 系统具有满意阻尼性能。洗出低频稳态姿态角信号，不影响串联作动器在权限范围内正常工作 该模态可有效地改善山猫直升机在悬停状态以及速度增加到120海里/小时左右时，直升机所产生的振荡。而且当速度达到160海里/小时和处于极限后重心时，适当调整增稳系统，使系统具有足够阻尼。,典型控制增稳系统结构,重型直升机的控制增稳系统 AH-56A是美国洛克希德公司研制的重型的直升机 手柄上的力通过机械和电气通道传递至液压助力器，构成控制增稳系统。电气通道通过限幅与时常为T1的惯性环节使信号限幅软化。是截止频率为0.5弧度/秒的滤波器，抑制驾驶员急

15、剧动作而引起的扰动。为提高直升机的阻尼与稳定性引入俯仰角速率q及旋翼力矩反馈。分别经过时间常数T2为=3秒，T3=10秒的滤波环节。当飞机速度大于200公里/小时控制增稳系统是十分必须的。,典型控制增稳系统结构,有前后两旋翼的重型直升机的控制增稳系统 CH-46是美国为海军研制的重型的直升机,该直升机有前旋翼和后旋翼组成，不可逆的中间液压助力器及混合器能保证纵向与横向周期变距操纵时，能互不影响地操纵动力液压助力器的分油门。脚蹬及周期变距手柄装有加载机构，其中主位置可按飞行状态通过制动离合器改变。电动液压差动舵机有一定权限，为保证安全，所有控制机构都是双重的。并分别由两个独立的液压机构供给能源。

16、,典型控制增稳系统结构,具有高度自动化水平的重型直升机的控制增稳系统 CH-47C重型直升机控制增稳系统,前后两旋翼。给纵向与横向周期变距控制引入加载自动器，加载自动器引入速度及角速度信号。系统加入动力学平衡及配平计算机，使手柄的控制有足够的储备。有机械信号纵合装置。配置三轴阻尼及对航向及横向进行控制增稳的系统。配置协调转弯计算机，按一定横滚角速度对方向航机进行协调控制。进入自动导航，悬停及着陆时，则由图中四通道的轨迹稳定与控制计算机来完成，它输给可移动飞行员操纵杆的电磁离合器。,典型控制增稳系统结构,具有模型跟踪的控制增稳系统 控制增稳系统结构图 引入按操纵品质要求的电子动力学模型，输出为。

17、由卡尔曼滤波器根据实时飞行状态，即飞行速度v，法向加速度，飞行姿态 及角速率 不断地估计出实际的飞行状态，以跟踪模型的输出。误差通过滤波器输入增稳系统，以消除对模型的跟踪误差。为了达到精确跟踪的目的，将来自其它轴的解耦信号输入增稳系统。,依据操纵品质设计动力学模型,参数选择设计设计要求：依飞行品质规范要求定;按任务科目基元、可视环境和响应类型三者来定操纵品质定量分析，可划分为品质等级1、2、3从操纵响应情况又分为三大类（1）小幅度姿态变化响应/中高频(有带宽要求)（2）中等幅度姿态变化响应(快捷性要求)（3）大幅度姿态变化响应,滚转姿态/悬停/低速,其它,偏航/前飞,目标捕获及跟踪,小幅度姿态

18、变化频响要求,幅值裕度h,定义幅值裕度,为系统穿越频率,含义：对于闭环系统，如果系统开环幅频特性再增大，则系统将处于临界稳定状态,相角裕度,定义相角裕度,为系统截止频率,含义：对于闭环稳定系统，如果系统开环相频特性再滞度后，系统将处于临界稳定状态,S-70直升机控制增稳系统实例,俯仰通道增稳控制,典型控制增稳系统结构,滚转通道增稳控制,航向通道增稳控制,直线飞行时，航向增稳控制结构（60海里/小时）,转弯飞行时：,第四节 电传操纵系统,一、基本概念,控制增稳系统解决稳定性与机动性之间的矛盾 实现机构：串联舵机构成机械通道和电气通道 缺点：分配权限，机械故障 解决途径：电传操纵 电传操纵系统简单

19、讲是用纯电信号实现控制增稳系统。,必须具备四个条件：(1)不含机械系统(2)为确保可靠性须采用多余度(3)具有阻尼增稳功能，改善飞行品质(4)控制增稳控制律及计算机系统实现,简单电传操纵系统基本原理：,多余度技术：,三余度、四余度,控制策略，多数表决方式,二、余度技术,二次故障工作：需有四余度系统。,电传操纵系统必须具备四个条件不在含有机械系统；必须是余度技术，确保于机械操纵系统同等可靠；必须具有阻尼、增稳功能，以改善直升机飞行品质；必须含有角速度、线加速度等反馈元件；必须含有计算机。,练 习,阻尼器设计思想来自直升机的安定性。俯仰运动受打扰后的力矩平衡方程为：,说明 的形成过程，并导出负反馈后的传递函数。,2.画出俯仰/滚转/偏航阻尼器系统结构方块图。,3.请画出下列俯仰增稳系统控制律的结构方块图。,5.列举一个控制增稳系统结构方块图。,4.请画出下列横侧向增稳系统控制律的结构方块图。,