主动控制技术1.ppt
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主动控制技术1.ppt
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现代飞行控制系统(下)主动控制技术
(一)西北工业大学讲义,1概述,一、主动控制技术过去传统的飞机设计中,并不考虑飞行控制系统的协调和提高整机性能的作用,因此设计出来的飞机即使不加任何飞行自动控制设备,也必须是稳定可飞的。
所加的飞控系统只应用在飞机可以提供的控制面(如升降舵、副翼、方向舵等)上,且从安全考虑,其操纵权限还要受到严格限制所以这种飞行控制只能算是“被动”式控制,基本功能是辅助飞行员对飞机进行姿态和航迹控制。
常规飞机设计过程,从七十年代起,出现了一种飞机设计的新技术,新思想即随控布局设计思想(即CCV技术controlconfiguredvehicletechnology),按随控布局设计思想来设计飞机,可为飞行控制的需要专门设置必要的控制面。
这种飞机,如没有某些必备的飞行控制系统,就根本做不到稳定与可靠地飞行。
换句话说,飞控系统已是飞机不可分割的一部分。
这种飞机的布局是按气动、结构、推进和自动控制四个基本要素来协调确定的,因此飞行控制系统,在飞机设计时,可以对飞机提出新的控制面结构要求,而且可以实现全权限操纵飞机。
这种随控布局飞机就是应用主动控制技术(ACTActiveControlTechnology)的飞机。
主动控制飞机设计过程,主动控制技术主要包括如下内容:
放宽静稳定性RSS(RelaxedStaticStability)直接力控制DFC(DirectForceControl)边界控制(LimitedBoundaryControl)阵风减缓GLA(GustLoadAlleviation)和乘座品质控制RQC(RideQualityControl)机动载荷控制MLC(ManeuveringLoadControl),电传操纵系统与主动控制技术间的关系:
放宽静稳定性回路:
放宽静稳定度(RSS)是主动控制技术的主要功能之一,对提高飞机性能有重要意义。
它不仅可以减轻飞机重量,降低燃油消耗,更重要的是可以大大提高战斗机的机动性。
放宽静稳定度:
为获得高机动性,常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定,而超音速飞行时是静稳定的。
此方法称为放宽静稳定度要求。
为弥补亚音速小迎角飞行时飞机静稳定性不足,在系统中引入了迎角反馈,以增大等效飞机的静稳定性导数,即产生人工稳定性,实现放宽静稳定度要求。
但这样会使等效飞机的阻尼比下降,为补偿之,又在RSS回路中引入q的反馈,在增加静稳定性的同时,也相应增加系统的阻尼比。
2、放宽静稳定性RSS,一、什么是RSS所谓放宽静稳定性,就是把飞机静稳定性设计的比正常要求值小,甚至设计成是静不稳定的。
这种飞机在受到扰动或实施机动是不够稳定或者不稳定的这取决于静稳定性放宽的程度,对这样的飞机一般要用自动控制方法来补偿其静稳定性。
包括纵向与航向,主要讲放宽纵向静稳定性。
解决纵向静稳定度太大,操纵费力,飞机机动性差的问题。
二、问题的提出,常规飞机为保证静稳定性,重心与焦点间距离要满足一定的数量要求即“重心后限”焦点在重心之后。
在平飞配平状态下有:
常规飞机,焦点在后,存在问题:
配平时平尾必须有一个向上偏转,使平尾机动偏度下降,而该配平偏度随H升高而增加,歼击机在升限上时,飞机平尾几乎配平到极限位置,不再有剩余操纵量。
从力平衡上看出,L升力既要平衡重力G又要平衡尾翼的负升力,要求平飞迎角大,造成机翼载荷增加,由于大而使飞机迎风面积和配平阻力加大。
高速飞机由于平尾配平偏度大,使尾翼承载大,这就要求设计坚固的平尾和转轴而导致尾翼重量增大。
有的飞机设计时,重心位置无法满足在焦点前一定距离的要求,而不得不给飞机前机身加配重这是不合理的。
放宽静稳定就是针对上述问题提出来的。
三、设计思想和基本原理,RSS主要是解决与配平状态有关的性能问题若重心位置在焦点之后,则从力矩平衡来看:
升降舵应下偏才可保证力矩平衡。
这时由力平衡有Ll=G升力L增加了尾翼升力l的作用,一起去平衡G重量。
所以配平所用的迎角小,平尾偏度也小,这就降低了配平阻力,降低了机翼载荷,提高了机动能力,另外尾翼承载小,尾翼结构重量也可减轻(偏度小),静不稳定CCV飞机,四、系统方案与控制原理,
(一)结构方案:
放宽静稳定性原则上不需增加舵面,只将重心后移即可,或重心后移与焦点前移结合起来实现。
如何将焦点前移?
借助水平鸭翼实现,该鸭翼一般是固定或是浮动的,不必对它进行操纵。
(二)控制系统方案与原理,1、原理:
俯仰力矩及系数为:
对俯仰力矩系数求导数得:
短周期中静稳定导数起重要作用,又,其中:
为全机焦点在平均气动弦上的相对位置,为飞机重心在平均气动弦上的相对位置,常规布局飞机,且飞机为静稳定的。
若时,(重心后移)则,飞机为静不稳定的。
现在通过控制系统增加静稳定性,就必须在出现时,使平尾向下偏,以产生低头力矩去抵消抬头力矩,形成实际上静稳定的飞机即用迎角反馈。
2、方案:
1)迎角反馈:
利用迎角反馈补偿飞机的静稳定性,是目前广泛采用的控制律。
经限幅,低通滤波,按恒定传动比加到伺服器入端。
特点:
直观:
直接用于补偿静稳定性。
有适应性可省去对传动比调参。
信号是全量(包含配平分量)不能从自动配平积分环节之前加入。
对传感器测量精度要求高是实现中的关键。
2)过载反馈:
在RSS中较少用来增加静稳定性,原理是:
用补偿静稳定性不如用补偿效果好需要按重心位置调参。
结构上不如用反馈简单(需要调参机构)测量受传感器安装位置影响大,此外,还影响闭环系统稳定性。
3)滞后俯仰速率反馈:
这是反馈的一种代替,即q经滞后滤波后可代替,测q比测容易准确,但滞后滤波器中参数必随重心调整,所以工程上用起来是很难的。
五、采用RSS布局的益处,1、提高飞机的升阻比前已讲过,放宽静稳定性的飞机尾翼升力与机翼升力方向一致,使全机升力增加。
而且同一升力系数在静不稳定情况下迎角比静稳定情况下迎角小,所以升致阻力小。
2、提高平飞时的加速能力,采用放宽静稳定度技术,除提高飞机可用升力外还可提高平飞时加速能力。
平飞加速度为:
在平衡状态下,由于阻力小,使相同推力下的增大,即增加了飞机水平加速性能。
3、减小飞机盘旋半径,飞机水平盘旋时,盘旋半径R为:
由于静不稳定飞机可使全机升力增加,法向过载也必然增大,使飞机盘旋半径R减小,从而提高了飞机机动性。
六、应用效益,F-4ECCV验证机:
放宽纵向静稳定性4%,起飞重量下降20%。
YF-16CCV:
已实现纵向静不稳定6%10%大型飞机:
可提高巡航性能,如波音运输机,重心后移5%立尾下降,重量下降,有效载荷增加30%,航程加长417公里。
可与机动载荷结合,提高机动性,3、直接力控制(DFC),1、什么是直接力控制?
直接力控制是飞机在某些自由度不产生运动的条件下,直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动。
也称为“非常规机动”,对于常规飞机要产生升力或侧力必须是间接地通过迎角或侧滑角的改变来产生,而它们的变化又与飞机的转动有关,这样就造成了常规飞机各种模态运动间的相互耦合。
直接力控制是直接产生按要求改变轨迹的力,只对飞机力的平衡产生影响,而不需要使飞机先产生姿态变化,再产生力的变化,所以这种直接力控制实际上是解耦控制。
这种直接力控制对于增强飞机的机动性,提高轰炸准确度和保持精确航迹具有重要意义。
常规操纵方法的的缺点:
(1)飞机升力、侧力建立或航迹改变缓慢,如图表示纵向拉杆飞机升力和高度的变化过程。
(2)常规操纵时,舵面偏转所产生的气动力与航迹运动所需气动力是相反的,因此在开始时,供会产生一种相反的航迹变化,这也是很不利的。
常规飞机操纵时高度变化的滞后过程,飞机纵向受力,分类:
直接升力控制:
单纯直接升力,单纯俯仰运动,垂直平移模式.直接侧力控制:
单纯侧力运动,单纯偏航运动,单纯侧向平移模式。
阻力/推力控制,产生直接升力的控制面,水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合对称襟翼与平尾结合结合襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼,这种方案将可能产生较大的升力。
水平鸭翼与机动襟翼相配合显然可以产生更大的升力。
扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。
直接升力操纵面,直接侧力操纵面,由垂直鸭翼和方向舵配合来实现。
如果推力是可转动的,则也可通过推力向量来产生侧力。
操纵面的偏转必须是快速、连续可调的;操纵面必须能够产生正的和负的力变化;合成的直接力作用点应位于质心附近。
二、设计思想和基本原理,设计直接力控制系统,解决各种模态运动的耦合问题,实现纯模态操纵。
飞机是六自由度的运动,在三个正交轴上的平移与转动,这六个自由度运动彼此是相互影响的,要想形成一个纯模态运动是困难的,只有驾驶员同时操纵几个操纵器与舵面才行,所以操纵十分复杂;对于进场着陆阶段而言,由于给飞行员的时间、空间都有严格限制,一旦操纵失误,可能会引起危险,尤其在侧风进场中难度更大,所以要设法解决“去耦”问题,实现纯模态控制。
造成运动模态耦合是由于升力和侧力的产生是先通过旋转运动才能获得。
设法通过控制面的作用,保证产生轨迹运动时,不产生姿态变化这是设计的第二个出发点。
而这些控制面只能靠自动控制系统实现。
例对常规飞机,修正高度时:
先使向上偏抬头力矩飞机纵轴上转,此时来不及转产生升力增量0,出现向上转,飞机高度;当高度达到给定值时,还得实现上述过程的反操纵,修正过程慢,机动能力不高,要是实现目标跟踪的话,则易丢失目标。
常规飞机舵上偏修正高度偏差,非常规飞机,当采用直接力控制后将常规襟翼改为机动襟翼,这样当向上修正高度时,可直接向下偏转机动襟翼,使平衡,只有升力增量,可实现纯粹的平移。
由此可知:
设计出发点是:
通过对附加控制面的操纵,达到运动模态去耦,实现直接力产生。
三、纵向直接力控制,1、单纯直接升力控制:
a)控制目的保持迎角不变,使空速向量与机体轴作等速转动,即俯仰角速率q与航迹角变化速率近似相等,从而加快垂直平面内飞行航迹的改变,提高航迹的机动性。
b)YF-16直接升力控制原理方块图,说明:
图中:
实线表示基本的FBW信号通路;虚线表示CCV系统信号通路。
实现单纯直接升力控制要有升力控制面。
一般用后缘机动襟翼或对称偏转的副翼即襟翼副翼。
直接升力控制的实现方法是开环指令使襟副翼做对称偏转,同时协调偏转平尾以得到净升力。
c)工作原理:
若要产生直接升力使飞机上升,用此信号经滞后驱动左、右襟副翼对称向下偏转(),产生直接升力系数和俯仰升力系数。
与此同时,产生三个辅助信号:
其一是,使平尾自动协调向上偏转,产生附加升力系数(向下)和俯仰力矩系数。
稳定状态时应达到两种舵面产生的俯仰力矩及由于飞机作曲线运动引起的俯仰阻尼力矩之间的相互平衡。
两种舵面产生的升力合力为一个净升力增量。
产生上升过载曲线运动。
与常规纵向过载相比无滞后,也不降低飞行速度。
其余两个辅助信号分别用来抵消基本FBW系统中的俯仰角速率反馈和过载反馈。
直接力控制通道中必须引入滞后网络,建立过载控制的时间常数,防止飞机机动过猛。
显然,上述方法为开环补偿方法,襟副翼与平尾的偏转必须精确协调才能获得纯净的直接升力。
单纯直接升力控制,d)使用场合,适用于在空地攻击中,提供精确航迹控制,如对地攻击后的快速拉起。
例如YF16的控制律简写为:
式中:
直接升力指令信号升降舵偏度。
襟副翼舵偏角用来补偿过载及俯仰角速率变化。
2、单纯俯仰转动控制(保持航迹不变),a)控制目的该方法是在法向过载增量(法向加速度)为零的条件下,改变飞机迎角和俯仰角,即在不改变航迹倾斜角的情况下控制飞机的俯仰姿态。
直接力作用点位于飞机的焦点上。
b)工作原理由开环指令信号使襟副翼偏转,与此同时引入辅助信号使平尾做协调偏转,直接升力对质心产生负力矩,故产生负迎角及俯仰角,进而产生负升力增量,但该升力增量与直接升力相抵消,所以只产生迎角及俯仰角变化,而不产生质心的航迹运动。
最后结果是只改变飞机俯仰姿态(迎角)而不产生法向加速度。
动态过程:
驾驶员给出指令驱动襟副翼向上偏转,产生附加升力,以及俯仰力矩同时产生辅助信号使平尾向下协调转动,产生相应的附加升力与俯仰力矩。
如果这时两升力之和为零,两个俯仰力矩综合构成总俯仰力矩那么就只改变飞机的俯仰姿态(迎角)而不改变法向加速度和轨迹角。
但在此过程中,迎角的变化又会产生附加升力和俯仰力矩,可由偏转平尾平衡。
由力及力矩平衡有下式成立:
由于俯仰姿态(迎角)的改变,在基本的FBW系统中会出现相应的俯仰速率q和迎角的反馈信号,其作用是抑制俯仰角运动和的变化,因此必须引入辅助信号以抵消这些反馈信号。
c)用途这种机动方式,在机头下俯时,有利于对地面目标的连续攻击;而机头上仰,在空战中是有价值的。
由于机头可上仰34,扩大了对纵向目标的射击范围。
机身俯仰指向机动在对地攻击中的应用,3、垂直平移方式(俯仰角不变),
(1)控制目的该方法是在不改变飞机俯仰姿态的情况下控制飞机的垂直速度W。
要求直接升力的作用点位于焦点。
(2)工作原理若想使飞机有一个向上的垂直速度,则由驾驶员用侧杆上相应按钮输出指令驱动襟副翼向下偏转,产生附加力,以及俯仰力矩,,同时产生辅助信号使平尾向上协调转动,产生相应的附加升力与俯仰力矩。
两升力形成的俯仰力矩由相互平衡到随着垂直速度增大,迎角出现负方向增量,形成向下的升力增量和抬头力矩,引起俯仰角变化,但可在该状态下自动接通自动驾驶仪来消除,从而保证在俯仰姿态不变的情况下使飞机实现稳定垂直上升运动。
垂直平移机动中升力作用点,c)用途,飞机向前飞行同时又向上平移,相当于在保持俯仰姿态的同时使空速向量逐渐转动到一定方向。
由于襟翼操纵权限不大以及迎角不能负的太多,因此这种方式主要适用于微小的垂直位置修正,例如可用于编队飞行和进场着陆过程中的下滑道捕获。
飞机下滑修正过程,这种工作方式的实现原理与直接升力方式相似,主要差别是在垂直平移过程中必须接通自动驾驶仪以保持姿态不变。
此外也需要引入辅助信号抵消FBW系统中出现的迎角反馈信号,以免该信号抑制垂直平移。
当自动驾驶仪俯仰姿态保持通道自动接通时,要断开反馈,这样既可保持俯仰姿态又不会阻止建立垂直速度。
四、侧向直接力控制,1、单纯直接侧力(机翼水平转弯)此时保持,或,如图所示。
类似,这种机动要求直接侧力作用点位于质心之前一小段距离,且使。
在水平转弯时,由于航向与滚转的耦合作用,为保持机翼水平,还应适当控制副翼。
这种机动方式可以消除在跟踪地面目标过程中,为修正航向偏差和瞄准偏差而出现的横滚摇摆现象,对地投弹时能显著提高飞行员瞄准目标的能力。
在攻击空中目标时,可提高飞机的反应速度和改善瞄准精度。
直接侧力控制,
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