1、第五章 典型飛行控制系統(tǒng)分析5.1 概述5.2 阻尼器與增穩(wěn)系統(tǒng)5.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)5.4飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)5.6 空速和馬赫數(shù)的保持與控制5.1 概述典型飛行控制系統(tǒng)的構(gòu)成：舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路舵回路：改善舵機(jī)的性能以滿足飛行控制系統(tǒng)的要求，通常將舵機(jī)的輸出信號(hào)反饋到輸入端形成負(fù)反饋回路的隨動(dòng)系統(tǒng)。舵回路的組成：舵機(jī)、反饋部件、放大器。放大器舵機(jī)舵面位置傳感器測(cè)速機(jī)-舵回路5.1 概述自動(dòng)駕駛儀：測(cè)量部件測(cè)量的是飛機(jī)的飛行姿態(tài)信息，則姿態(tài)測(cè)量部件+舵回路=自動(dòng)駕駛儀。穩(wěn)定回路：自動(dòng)駕駛儀+被控對(duì)象 穩(wěn)定回路。 穩(wěn)定回路作用：穩(wěn)定和控制飛機(jī)姿態(tài)。放大計(jì)算裝置舵回

2、路舵面測(cè)量部件飛機(jī)-穩(wěn)定回路5.1 概述控制（制導(dǎo)）回路：穩(wěn)定回路+飛機(jī)重心位置測(cè)量部件+描述飛機(jī)空間位置幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié) 控制（制導(dǎo)）回路。 控制（制導(dǎo)）回路作用：穩(wěn)定和控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡。放大計(jì)算裝置舵回路舵面測(cè)量部件飛機(jī)-控制（制導(dǎo)）回路運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)接收機(jī)穩(wěn)定回路5.1 概述典型的飛行控制系統(tǒng)包括以下幾個(gè)基本部分：測(cè)量部件：是信息源，用來(lái)測(cè)量飛行控制所需要的飛機(jī)運(yùn)定參數(shù)。信號(hào)處理部件：將測(cè)量部件的測(cè)量信號(hào)加以處理，形成符合控制要求的信號(hào)和飛行自動(dòng)控制規(guī)律。放大部件：將信號(hào)處理部件的輸出信號(hào)進(jìn)行必要的放大處理，以驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)。執(zhí)行部件：根據(jù)放大部件的輸出信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。5.4 飛機(jī)的姿

3、態(tài)控制系統(tǒng)飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)包括：俯仰自動(dòng)駕駛儀、馬赫配平系統(tǒng)和飛行速度控制系統(tǒng)。自動(dòng)駕駛儀：用來(lái)控制飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)的，所以又稱為角位移自動(dòng)駕駛儀。自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律：是描述自動(dòng)駕駛儀如何駕駛飛機(jī)的控制過(guò)程，即自動(dòng)駕駛儀本身的方程。根據(jù)其輸入與輸出之間的關(guān)系，分為：比例式和積分式兩大類。比例式控制規(guī)律：舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成比例關(guān)系；構(gòu)成比例式自動(dòng)駕駛儀（有差式）。積分式控制規(guī)律：舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成積分關(guān)系，或舵面偏轉(zhuǎn)角速度與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)之間成比例關(guān)系；構(gòu)成積分式自動(dòng)駕駛儀（無(wú)差式）。自動(dòng)駕駛儀的俯仰通道：用來(lái)控制飛機(jī)俯仰角運(yùn)動(dòng)的，作為俯仰角運(yùn)動(dòng)的自動(dòng)控

4、制，既要考慮飛機(jī)相對(duì)于橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，即俯仰角本身的變化，也要考慮速度向量在對(duì)稱平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)。俯仰角本身變化：用縱軸的力矩方程來(lái)描述；速度向量的旋轉(zhuǎn)：用法向力方程來(lái)描述。 以上兩種轉(zhuǎn)動(dòng)是通過(guò)迎角相聯(lián)系，無(wú)論是俯仰角改變或是航跡傾斜角改變都會(huì)使迎角變化，引起縱向穩(wěn)定力矩和升力L的改變。自動(dòng)駕駛儀工作狀態(tài)：穩(wěn)定狀態(tài)和操縱狀態(tài)。穩(wěn)定狀態(tài)：穩(wěn)定給定的基準(zhǔn)狀態(tài)，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)盡可能不受外界干擾的影響；操縱狀態(tài)：外加一個(gè)控制信號(hào)去改變?cè)鶞?zhǔn)狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)。5.4 飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)

5、成與工作原理 對(duì)有人駕駛的飛機(jī)，其工作狀態(tài)是是由駕駛員建立的，接通自動(dòng)駕駛儀后，這一基準(zhǔn)狀態(tài)就作為自動(dòng)駕駛儀的穩(wěn)定工作點(diǎn)。任何擾動(dòng)所引起的偏差量都是相對(duì)這個(gè)工作點(diǎn)來(lái)說(shuō)的，操縱飛機(jī)，是在改變自動(dòng)駕駛儀的工作點(diǎn)。建立基準(zhǔn)狀態(tài)的條件：L=G M=0LGVe0Xt5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律若不計(jì)舵回路的慣性，舵回路的傳遞函數(shù)可簡(jiǎn)化為K，自動(dòng)駕駛儀的控制律為： 上式簡(jiǎn)寫成：式中： 由垂直陀螺以及舵回路構(gòu)成了比例式控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器如下：飛機(jī)eUu+Ug-舵回路垂直陀螺5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀縱向自動(dòng)駕駛儀的基本功能之一就是

6、能將飛機(jī)保持在給定的參考姿態(tài)g，此參考姿態(tài)是由駕駛員根據(jù)某種飛行狀態(tài)（水平飛行，爬升，下滑）的需要而建立的，控制系統(tǒng)接通后就力圖保持在給定的參考姿態(tài)，工作在保持狀態(tài)的飛行控制系統(tǒng)又稱為角位移控制系統(tǒng)。工作原理： 當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)行等速水平直線飛行狀態(tài)時(shí)，受到紊流干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差=-00，假定初始俯仰角0=0，則垂直陀螺儀測(cè)出俯仰角偏差后，輸出電壓信號(hào)K1。如果外加控制信號(hào)Ug=0，則通過(guò)信號(hào)綜合與舵回路后，按照控制規(guī)律驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn)e=KK10,使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差，最后實(shí)現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀工作原理（續(xù)）：修正俯仰角

7、偏差和控制俯仰角的過(guò)程如下：t00修正穩(wěn)定俯仰角的過(guò)渡過(guò)程tg0控制俯仰角的過(guò)渡過(guò)程5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀存在常值干擾力矩Mf時(shí)，比例式自動(dòng)駕駛儀的靜差問(wèn)題當(dāng)飛機(jī)作水平直線飛行時(shí)，如果受到俯仰方向的常值干擾力矩Mf的作用，例如干擾力矩為 （抬頭力矩）： （1）+A/P工作+（2）（3）（4）-當(dāng)時(shí)，飛機(jī)不再繼續(xù)運(yùn)動(dòng)+結(jié)論：V向上偏轉(zhuǎn)且5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀存在常值干擾力矩Mf時(shí)，比例式自動(dòng)駕駛儀的靜差問(wèn)題 (續(xù))由此可以得到以下結(jié)論:常值干擾力矩Mf將引起俯仰角靜差，此靜差與常值干擾力矩Mf同極性且成正比，并與反饋增益

8、L成反比；增大反饋增益L可減小俯仰角靜差。但是，過(guò)大的反饋增益L會(huì)導(dǎo)致升降舵偏角e過(guò)大。易引發(fā)振蕩。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用為了抑制振蕩，在控制律中引入俯仰角速度 ,對(duì)飛機(jī)的振蕩運(yùn)動(dòng)增加阻尼，其控制規(guī)律為：其過(guò)渡過(guò)程如右圖，其中：0t20e22e1tt1t2t3ee（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用（續(xù)）自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律中各項(xiàng)的作用：若鎖住舵面，飛機(jī)對(duì)于起始偏離的穩(wěn)定過(guò)程：（飛機(jī)在糾偏的短周期時(shí)間內(nèi)，無(wú)明顯變化，可用 代替 , 在飛機(jī)沒(méi)有傾斜角時(shí)， )。 僅靠飛機(jī)自身的靜穩(wěn)定力矩及阻尼力矩來(lái)糾正起始偏離過(guò)程

9、是緩慢的.穩(wěn)定力矩阻尼力矩5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀當(dāng)自動(dòng)駕駛儀參與工作后，舵面偏轉(zhuǎn)z對(duì)方程的影響：阻尼力矩A/P阻尼作用穩(wěn)定力矩A/P穩(wěn)定作用（4）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用（續(xù)）-結(jié)論在一定的舵回路時(shí)間常數(shù)下，用增加反饋增益 來(lái)增大阻尼是有限度的，特別當(dāng)T較大時(shí)；為確保角穩(wěn)定回路的性能，不能單純?cè)黾铀俾释勇菪盘?hào)強(qiáng)度（即 不能過(guò)大），必須同時(shí)減小舵回路的慣性，使舵回路具有足夠?qū)挼耐l帶；一般舵回路時(shí)間常數(shù)T限制在0.030.1s內(nèi)，即舵回路的頻帶一般比飛行器頻帶寬35倍。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理 -比例式自動(dòng)駕駛儀5.4.1 姿態(tài)控

10、制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-積分式自動(dòng)駕駛儀為了消除比例式自動(dòng)駕駛儀在常值力矩Mf作用下存在的角位移靜差，通常采用速度反饋（即軟反饋）舵回路形式的自動(dòng)駕駛儀。在舵回路中采用速度反饋或稱為軟反饋形式的信號(hào)，就組成了所謂的積分式自動(dòng)駕駛儀。-左圖的舵回路閉環(huán)傳遞函數(shù)為：5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-積分式自動(dòng)駕駛儀 將舵回路中的硬反饋改成速度反饋，使舵偏角與俯仰角的偏離成正比積分式自動(dòng)駕駛儀，可消除靜差。+-系統(tǒng)工作在穩(wěn)定狀態(tài)，則將上式兩邊積分，且令初始條件則即：升降舵偏角與俯仰角偏差的積分成比例，當(dāng)系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，靠的積分去提供舵偏角，從而消除俯仰角的靜差。K-g=0時(shí)，當(dāng)指令輸入g5.

11、4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-積分式自動(dòng)駕駛儀雖然存在舵面鉸鏈力矩的作用，但速度反饋式舵回路的控制律中積分關(guān)系存在的原因:當(dāng)亞音速飛行時(shí)，氣動(dòng)鉸鏈力矩的硬反饋?zhàn)饔门c舵機(jī)本身的軟反饋?zhàn)饔孟啾仁呛苋醯?；因?yàn)楝F(xiàn)代飛機(jī)往往采用助力器而不是直接控制舵面，所以即使當(dāng)超聲速飛行時(shí)，氣動(dòng)鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)也沒(méi)有直接影響；由于現(xiàn)代飛機(jī)均裝置有自動(dòng)配平系統(tǒng)，因此可以很好地抵消基準(zhǔn)舵偏角e（0）的影響?？紤]動(dòng)態(tài)性能要求為了提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性，引入俯仰角速率的信號(hào)構(gòu)成反饋，以改善系統(tǒng)阻尼性；為了使系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)一步改善，采用“提前反舵”原理，使舵面的偏轉(zhuǎn)相位超前于俯仰角偏移。則需要引入俯仰角的加速度信號(hào) 。 這種

12、積分式自動(dòng)駕駛儀的積分關(guān)系完全是由于舵回路采用速度反饋所造成，所以也稱速度反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀或叫軟反饋式自動(dòng)駕駛儀?？刂埔?guī)律：對(duì)上式積分，且令初始條件，則得：在這種積分式自動(dòng)駕駛儀中：速率陀螺信號(hào)是俯仰角穩(wěn)定信號(hào)，用以糾正俯仰角偏離；角加速度信號(hào)是阻尼信號(hào)，它保證升降舵偏角與俯仰角速度成比例，用以補(bǔ)償飛機(jī)自然阻尼的不足；垂直陀螺信號(hào)俯仰角偏離的積分信號(hào)，保證升降舵偏轉(zhuǎn)角與俯仰角偏離的積分成比例，用以自動(dòng)消除穩(wěn)定狀態(tài)和操縱狀態(tài)俯仰角的靜差和穩(wěn)態(tài)誤差。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-積分式自動(dòng)駕駛儀5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-積分式自動(dòng)駕駛儀-+L+g+積分式自動(dòng)駕駛儀的缺陷：

13、由于飛機(jī)傳遞函數(shù)中的積分環(huán)節(jié)，已被速率陀螺所構(gòu)成的反饋回路（ ）所包圍，因此不再對(duì)控制信號(hào)起積分作用。當(dāng)控制信號(hào) 為斜波信號(hào)時(shí)，積分式自動(dòng)駕駛儀將仍然存在著控制靜差；積分式自動(dòng)駕駛儀雖能消除常值力矩所導(dǎo)致的靜差，但是結(jié)構(gòu)復(fù)雜，并且需要角加速度的信號(hào)。舵回路采用速度反饋的角位移控制系統(tǒng)的等效方框圖5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-硬反饋式自動(dòng)駕駛儀中引入積分信號(hào)+-比例式自動(dòng)駕駛儀是靠俯仰角的靜差s去形成固定的舵偏角e，由e去平衡作用于飛機(jī)的常值干擾力矩，現(xiàn)若另外加一積分信號(hào) 去替代靜差信號(hào)s ,即可消除靜差?？刂埔?guī)律：若引入積分信號(hào)需另加積分機(jī)構(gòu)，可用小型角加速度隨度系統(tǒng)，或用電子積分

14、線路來(lái)實(shí)現(xiàn)。Lg+5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-硬反饋式自動(dòng)駕駛儀中引入積分信號(hào)+-+-g+前圖的簡(jiǎn)化：上圖的等效變換：-該系統(tǒng)正向通道出現(xiàn)2個(gè)積分環(huán)節(jié)，屬II型系統(tǒng)，當(dāng)輸入為斜波信號(hào)時(shí)，系統(tǒng)沒(méi)有靜差。比 小一個(gè)數(shù)量級(jí)?；蚍e分環(huán)節(jié)待系統(tǒng)穩(wěn)定時(shí)再接入，用其專門消除靜差。5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀+-+-+等效變換圖舵回路的傳遞函數(shù)：5.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-比例加積分式(均衡反饋式)自動(dòng)駕駛儀-+由于Tp值很小，上式慣性環(huán)節(jié)可忽略不計(jì)。則舵回路的傳遞函數(shù)簡(jiǎn)化為：均衡反饋舵回路的角位移控制系統(tǒng)方塊圖：其中：舵回路傳遞系數(shù)-舵回路5.4

15、.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀+將均衡反饋舵回路的角位移控制方塊圖做等效變換，可得到該角位移控制系統(tǒng)方塊圖的等效圖：由于Te比飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)時(shí)間Td大得多，那么，在飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)工作頻段內(nèi)可認(rèn)為 即Te是斷開的。-+由此可見(jiàn):均衡式自動(dòng)駕駛儀實(shí)際上相當(dāng)于具有比例加積分控制律的自動(dòng)駕駛儀，因?yàn)榉e分常數(shù)1/Te很小，所以只有當(dāng)系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后才會(huì)發(fā)揮其明顯的積分作用,這正式所希望的。-15.4.1 姿態(tài)控制系統(tǒng)的構(gòu)成與工作原理-均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀均衡式自動(dòng)駕駛儀的控制律為：從形式上看，上式控制律與積分式自動(dòng)駕駛儀控制律是基本相同的，但是在具體實(shí)現(xiàn)上的要求卻又較大差別。因?yàn)?/p>

16、在這種均衡式自動(dòng)駕駛儀的設(shè)計(jì)中，要實(shí)現(xiàn)舵回路的均衡反饋，關(guān)鍵在于得到時(shí)間常數(shù)Te很大的非周期環(huán)節(jié) 。 通?？赏ㄟ^(guò)電子線路或采用帶硬反饋的慢速隨動(dòng)系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)，而設(shè)計(jì)積分式自動(dòng)駕駛儀的關(guān)鍵環(huán)節(jié)卻是如何獲得高質(zhì)量的俯仰角加速度信號(hào)。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制下面以自動(dòng)駕駛儀控制律為例，來(lái)分析自動(dòng)駕駛儀的工作過(guò)程。本節(jié)主要介紹一下單個(gè)方面內(nèi)容：比例式自動(dòng)駕駛儀修正初始俯仰角偏差初始迎角0情況下的縱向運(yùn)動(dòng)常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程與穩(wěn)態(tài)誤差估算5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制修正初始俯仰角偏差穩(wěn)定過(guò)程ovx0+(t)e(t)(t)0t+ ,由于+L +e 升降舵下偏，產(chǎn)生低頭力矩 減小， ，

17、并且其值也會(huì)隨著俯仰角（t）逐漸減小而負(fù)向增大。 飛機(jī)收到擾動(dòng)后出現(xiàn)俯仰角偏差+0，5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制修正初始俯仰角偏差（續(xù)）穩(wěn)定過(guò)程（續(xù)）由于剛打破平衡后，在低頭力矩的作用下，飛機(jī)的縱軸總是先于空速向量發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)， - 空速向量向下偏轉(zhuǎn)加快， 減緩迎角負(fù)向增加的速度，當(dāng)迎角達(dá)到最大值m，飛機(jī)的縱軸與空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)的速度相同時(shí)，負(fù)迎角不再增加。由于負(fù)值分量的舵偏角 逐漸增大，當(dāng)正負(fù)兩部分的舵偏角抵消后，由負(fù)值分量的舵偏角 占主導(dǎo)，則總舵偏角逐漸變?yōu)樨?fù)值e0，由此產(chǎn)生抬頭力矩，使得飛機(jī)產(chǎn)生抬頭運(yùn)動(dòng)，從而減緩飛機(jī)縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)速度，最后使俯仰角的偏差趨于0. 5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控

18、制修正初始俯仰角偏差（續(xù)）控制過(guò)程（g0,=0）+ g 升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩。 飛機(jī)縱軸向上轉(zhuǎn)動(dòng)， 增加，同時(shí)出現(xiàn) 產(chǎn)生正值分量的舵偏角 其余的過(guò)程與穩(wěn)定過(guò)程類似。0(t)(t)gt俯仰角的角操縱：使飛機(jī)從一個(gè)俯仰角（原基準(zhǔn)狀態(tài)）向另一個(gè)俯仰角（新基準(zhǔn)狀態(tài)）過(guò)渡，方法是通過(guò)升降舵操縱裝置或駕駛桿操縱裝置給出階躍函數(shù)形式的操縱信號(hào)Ug。（1）UggA/P工作-+（2）（3）（4）（5）飛機(jī)抬頭+升降舵舵面適當(dāng)回收當(dāng)=便停止增大。由此可見(jiàn)：隨著俯仰角的增大，升降舵偏轉(zhuǎn)角和迎角增量逐漸減小，當(dāng)飛機(jī)實(shí)際俯仰角達(dá)到給定俯仰角時(shí)，升降舵偏轉(zhuǎn)角減小到零，迎角增量也回到零，飛機(jī)處于新的平衡狀態(tài)。0t如右圖

19、所示： 用給定階躍形式的控制信號(hào)操縱俯仰角時(shí)，俯仰角和軌跡角最終能達(dá)到給定值，舵偏角的偏離值最終也能回復(fù)到零。 比例式自動(dòng)駕駛儀對(duì)階躍形式的角操縱控制信號(hào)而言是無(wú)靜差的。g5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-初始迎角00情況下的縱向運(yùn)動(dòng)（1）假定初始迎角 0 0，且 0=0，e0=0，則縱向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向迎角減小的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，機(jī)頭下俯，同時(shí)由于00使空速向量向上轉(zhuǎn)動(dòng)， 急劇減小，同時(shí)出現(xiàn)0和 （2）由控制規(guī)律知，駕駛儀使升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，阻止飛機(jī)的下俯運(yùn)動(dòng)，抬頭力矩隨下俯角增大而增大，而低頭力矩隨迎0(t)(t)0t/s角減小而減弱，當(dāng)兩力矩平衡后，俯仰角速度不再負(fù)向增加，此后抬頭力

20、矩大于低頭力矩，俯仰角速度由負(fù)變正，逐漸使升降舵、俯仰角和迎角回零。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-在風(fēng)干擾作用下的分析飛行器在飛行中遭受各種干擾，其中最重要的就是氣流干擾，如常值風(fēng)，上升氣流、下降氣流、陣風(fēng)、渦流等。地面熱空氣形成上升氣流，在夏天午后可達(dá)10-12米/秒。在上升氣流中飛機(jī)升力將增加；在冷空氣形成的下降氣流中，升力將減小。飛機(jī)進(jìn)入垂直氣流區(qū)域時(shí)，飛機(jī)的迎角隨即發(fā)生變化，使飛機(jī)迎角受到擾動(dòng)。如：飛機(jī)的飛行速度為V0，上升氣流的速度為Uy，則擾動(dòng)迎角（1）-飛機(jī)低頭-0（2）（4）（3）此時(shí)， 經(jīng)過(guò)一個(gè)微小震蕩之后將達(dá)到一定數(shù)值，-0A/P工作（操縱力矩）（操縱力矩）（穩(wěn)定力矩

21、增量）此值小于V向上偏轉(zhuǎn)+H（5）當(dāng)時(shí)，飛機(jī)速度向量的垂直分量已等于垂直上升氣流速度，上升氣流對(duì)飛機(jī)就不起什么作用，處于相對(duì)靜止，合成氣流回到水平位置。（6）飛機(jī)又處于平衡狀態(tài)消除常值干擾力矩時(shí)的過(guò)渡過(guò)程飛機(jī)進(jìn)入垂直上升氣流后變化的過(guò)度過(guò)程t0tt00t0當(dāng)基準(zhǔn)狀態(tài)為平飛的飛機(jī)進(jìn)入上升氣流時(shí)，由于地速向量向上偏轉(zhuǎn)r.飛機(jī)將爬高。反之，飛機(jī)將下滑。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)常受到來(lái)自其本身的干擾，如：投擲炸彈和副油箱收放起落架等引起重量或重心位置的變化，而產(chǎn)生干擾力矩，破壞了飛機(jī)縱向力矩的平衡。飛機(jī)在常值干擾力矩作用下的穩(wěn)定過(guò)程（1）+Mf

22、使飛機(jī)抬頭，出現(xiàn)+，駕駛儀使升降舵下偏e0，產(chǎn)生舵面恢復(fù)力矩MH=M(e)0,穩(wěn)態(tài)后建立了新的力矩平衡Mf +MH =0, 。由控制律可知es=Ls,于是存在的靜差為：其中：因?yàn)閟=s+s，當(dāng)s=0時(shí)， s=s。由于俯仰角靜差s的出現(xiàn)，引起速度向量上偏，從而產(chǎn)生航跡傾斜角s，使原高度不能得到保持，這是比例式自動(dòng)駕駛儀的固有缺陷。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程+重心變化質(zhì)量變化常值干擾力矩作用下的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖和穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）穩(wěn)態(tài)時(shí)ef+es=0.其中，ef為常值干擾力矩引起的升降舵偏角，而e

23、s=Ls。將其與 聯(lián)立可解出下列的俯仰角靜差公式：因?yàn)榉€(wěn)態(tài)的俯仰角、航跡傾角和迎角之間存在s=s +s,當(dāng)穩(wěn)態(tài)的迎角s =0時(shí)，則穩(wěn)態(tài)的俯仰角和航跡傾角是相等的，即s = s這就說(shuō)明：比例式自動(dòng)駕駛儀在常值干擾力矩作用下會(huì)存在俯仰角靜差，同時(shí)會(huì)導(dǎo)致飛行航跡發(fā)生變化。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程質(zhì)量變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差假設(shè)由于燃料消耗引起飛機(jī)重量減小G，而重心不變，則升力將大于重力，使空速向量向上轉(zhuǎn)動(dòng)，出現(xiàn)航跡傾角增量+，飛行軌跡將向上彎曲。（在升力和重力平衡被打破的初始時(shí)刻，俯仰角還沒(méi)有改變，因?yàn)楦┭鼋呛秃桔E傾角與迎角之間的關(guān)系，在航跡傾角出現(xiàn)增量+后，迎角將

24、會(huì)減小，從而使得升力減小與重力重新建立平衡。）由于重力減小引起的迎角減小，縱向的靜穩(wěn)定力矩將減小 ，這樣由于升降舵產(chǎn)生的正操縱力矩大于負(fù)的穩(wěn)定力矩，飛機(jī)會(huì)上仰產(chǎn)生+s，當(dāng)自動(dòng)駕駛儀感受到+s后，會(huì)驅(qū)動(dòng)升降舵面下偏，使得俯仰力矩重新建立平衡。由上分析可見(jiàn)：當(dāng)質(zhì)量減小G，而重心不變時(shí)，空速向量將上偏s，機(jī)體縱軸上仰，而升降舵下偏es。由于質(zhì)量減小G，而重心不變，就相當(dāng)于產(chǎn)生一個(gè)正的常值干擾力矩（+Mf），為了平衡此干擾力矩，升降舵面下偏產(chǎn)生負(fù)操縱力矩Me ，建立新的平衡后Mf+ Me=0.最終得：5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程質(zhì)量變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差（續(xù)）當(dāng)質(zhì)量變化

25、G，而重心不變時(shí)，所產(chǎn)生的常值干擾力矩Mf可以表示為：式中，規(guī)定重量減小時(shí)，質(zhì)量變化量為正（ G 0），反之為負(fù)。利用靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cm與縱向靜穩(wěn)定度Sm之間的關(guān)系和縱向靜穩(wěn)定度公式可以得到氣動(dòng)焦點(diǎn)到重心距離：將上式帶入前式，可得到當(dāng)質(zhì)量變化G，而重心不變時(shí)的俯仰角靜差公式為：為氣動(dòng)焦點(diǎn)到重心的距離。其與質(zhì)量變化量G成正比，而與反饋增益L成反比。5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過(guò)程重心位置變化引起的穩(wěn)態(tài)誤差假設(shè)飛機(jī)放下起落架后，重心位置后移距離 這里 為相對(duì)于原重心在平均幾何弦長(zhǎng)上的量綱距離發(fā)生變化值，并規(guī)定重心后移為正，前移為負(fù)，CA為平均幾何弦長(zhǎng)。由前圖可求的正的干

26、擾力矩為： 代入前式得到重心位置變化引起的俯仰角靜差，即：又因?yàn)椋?且在一般情況下0較小，所以認(rèn)為cos 0 1，這樣上式可化簡(jiǎn)為：對(duì)于比例式自動(dòng)駕駛儀而言，重心位置變化所引起的俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差s的絕對(duì)值與 成正比，而與反饋增益L成反比。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式2.等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)與縱向運(yùn)動(dòng)的差別：差別一：（1）縱向運(yùn)動(dòng)僅僅是飛機(jī)繞一個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)；（2）橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)包括兩個(gè)軸（OXt軸和OZt軸）的轉(zhuǎn)動(dòng)；而繞OXt軸和OZt軸轉(zhuǎn)動(dòng)的有關(guān)力矩是相互交聯(lián)的，即滾轉(zhuǎn)角速度引起偏航力矩，偏航角速度引起滾轉(zhuǎn)力

27、矩；側(cè)滑角會(huì)引起偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩。同時(shí)，滾轉(zhuǎn)和航向操縱也常常是交聯(lián)的。差別二：在“無(wú)側(cè)滑定常直線飛行”時(shí)，所有側(cè)向運(yùn)動(dòng)變量和力矩均為零，因此，不存在像縱向運(yùn)動(dòng)中的配平問(wèn)題。副翼和方向舵名義上是不偏轉(zhuǎn)的。當(dāng)然，在實(shí)際上，只要飛機(jī)幾何不對(duì)稱或慣性不對(duì)稱（例如，飛機(jī)左右發(fā)動(dòng)機(jī)之一停車或多臺(tái)螺旋槳都繞同一方向旋轉(zhuǎn)），就要有一定的副翼和方向舵偏量對(duì)飛機(jī)起平衡作用。自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)航向角運(yùn)動(dòng)的原理側(cè)向運(yùn)動(dòng)自動(dòng)控制的目的在于針對(duì)不同的運(yùn)動(dòng)模態(tài)采取不同的的措施來(lái)保證飛機(jī)有良好的性能。主要包括：提高螺旋運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性；提高荷蘭滾運(yùn)動(dòng)的阻尼；航向的協(xié)調(diào)控制以實(shí)現(xiàn)無(wú)側(cè)滑轉(zhuǎn)彎（即協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎）；在下滑過(guò)程中，對(duì)飛機(jī)側(cè)向位

28、移的控制。自動(dòng)駕駛儀對(duì)航向控制的任務(wù)是保證飛機(jī)縱軸沿航向的穩(wěn)定和飛行空速向量沿航向的穩(wěn)定。為達(dá)到這兩個(gè)目的,自動(dòng)駕駛儀可借助于:方向舵、副翼、方向舵和副翼三種方法來(lái)實(shí)現(xiàn)。方向舵產(chǎn)生立軸力矩 使 偏轉(zhuǎn)；側(cè)滑和飛機(jī)傾斜產(chǎn)生側(cè)力 使飛行速度向量 改變方向。自動(dòng)駕駛儀的航向通道就是靠操縱方向舵來(lái)達(dá)到穩(wěn)定或改變飛機(jī)航向角的作用。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制 1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制就是要保證高精度的偏航角和滾轉(zhuǎn)角的穩(wěn)定與控制，以實(shí)現(xiàn)令人滿意的轉(zhuǎn)彎飛行。1.橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定和控制的基本方式對(duì)于常規(guī)布局的飛機(jī)而言，橫側(cè)向姿態(tài)的穩(wěn)定與控制一般是通過(guò)方向舵和副翼操

29、縱來(lái)實(shí)現(xiàn)的。根據(jù)飛機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)，飛機(jī)橫側(cè)向控制的基本方式有兩種：通過(guò)方向舵實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎的側(cè)向駕駛儀通過(guò)副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾的方案飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)傾斜通道結(jié)構(gòu)圖控制規(guī)律：起始偏離：常值力矩干擾：傾斜角操縱：放大速率陀螺副翼舵回路飛機(jī)垂直陀螺-飛機(jī)航向角控制系統(tǒng)航向通道結(jié)構(gòu)圖控制規(guī)律：航向控制有三種形式：由于飛機(jī)縱軸在水平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)是靠偏航力矩N的作用，用速度矢量在水平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)則靠側(cè)力，即氣動(dòng)合力在水平面內(nèi)投影的作用，當(dāng)飛機(jī)有側(cè)滑時(shí)，這個(gè)側(cè)力靠側(cè)滑角產(chǎn)生的側(cè)向氣動(dòng)力得到；當(dāng)飛機(jī)傾斜時(shí)，靠升力傾斜的水平分量得到；或者，同時(shí)由側(cè)滑和傾斜得到。因此，飛機(jī)的航向控制方式為：通過(guò)方向

30、舵實(shí)現(xiàn)通過(guò)副翼實(shí)現(xiàn)同時(shí)用方向舵和副翼協(xié)調(diào)控制實(shí)現(xiàn)。放大速率陀螺方向舵回路飛機(jī)垂直陀螺-飛機(jī)航向角的穩(wěn)定與控制通過(guò)方向舵實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎的側(cè)向駕駛儀放大速率陀螺航向陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飛機(jī)垂直陀螺-控制律：放大速率陀螺缺點(diǎn)：存在較大的側(cè)滑角，空速與縱軸的協(xié)調(diào)差，使乘員不舒適，且轉(zhuǎn)彎半徑較大.因此僅適合于修正小的航向偏差。兩通道是各自獨(dú)立的，設(shè)計(jì)較方便。借助方向舵穩(wěn)定航向的過(guò)程 機(jī)頭偏離（1）A/P工作向左偏轉(zhuǎn)阻尼力矩（2）當(dāng)阻尼力矩足夠大時(shí)，縱軸返回給定航向的過(guò)程是非超調(diào)的。（3）通常飛機(jī)的航向阻尼力矩都很小，為了防止超調(diào)，在自動(dòng)駕駛儀的輸入端再加進(jìn)正比于偏航速度的速率陀螺信號(hào)。（4）向左偏轉(zhuǎn)

31、，其作用與方向舵操縱力矩一致，使初始偏離的恢復(fù)過(guò)程更快。借助方向舵穩(wěn)定航向的過(guò)程 速度向量偏離速度向量向右偏轉(zhuǎn)向右偏轉(zhuǎn)被A/P抑制側(cè)滑角和速度向量轉(zhuǎn)動(dòng)的速度都減小。（1）如果速度向量 左偏離了給定航向（2）0t借助方向舵穩(wěn)定航向的過(guò)程 飛機(jī)縱軸和速度向量同時(shí)偏離給定航向（1）A/P工作向右偏轉(zhuǎn)阻尼力矩（2）隨著縱軸的右偏離向右偏轉(zhuǎn)。縱軸左偏0t階躍偏航干擾力矩作用下的穩(wěn)定過(guò)程（如單法停車）（1）A/P工作向左偏轉(zhuǎn)平衡外干擾力矩（2）當(dāng)控制力矩等于外干擾力矩時(shí)，出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)偏差（3）向左偏轉(zhuǎn)飛機(jī)將逐漸偏離給定航向（4）為消除這種靜差最好采用彈性反饋或速度反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀。傾斜干擾力矩作用下穩(wěn)定過(guò)程（1

32、）平衡外干擾力矩（2）向右偏轉(zhuǎn)向左偏轉(zhuǎn)由自動(dòng)駕駛儀航向通道控制住航向直到由產(chǎn)生的負(fù)側(cè)力與傾斜角產(chǎn)生的正側(cè)力平衡。 產(chǎn)生的負(fù)航向靜穩(wěn)定力矩與負(fù)偏航角產(chǎn)生的正航向控制力矩平衡。飛機(jī)受側(cè)風(fēng)干擾時(shí)的穩(wěn)定過(guò)程(1)當(dāng)飛機(jī)遇到速度為Ux的側(cè)風(fēng), Xt向右偏轉(zhuǎn)飛機(jī)左滾轉(zhuǎn)(2)A/P工作 直到 時(shí),飛機(jī)縱軸就停止轉(zhuǎn)動(dòng)(3)A/P工作 直到 時(shí),傾斜角就不在繼續(xù)增大.(4) 和-產(chǎn)生側(cè)力-Fz向左偏轉(zhuǎn),一直到速度向量的側(cè)向分量與側(cè)風(fēng)相等時(shí)為止.此時(shí):(5)飛機(jī)又回到側(cè)風(fēng)作用前的姿態(tài),但飛行方向已改變,產(chǎn)生了航跡偏轉(zhuǎn)角靜差 即: 飛機(jī)的航跡將不斷偏離原定航跡.r-飛行飛行受側(cè)風(fēng)改擾時(shí)航向的變化情況借助方向舵控制航

33、向角的原理-y-指令值g-r指令值g欲需要改變航向，如左偏航-(1)當(dāng)需要改變飛機(jī)航向時(shí),如左偏航,可通過(guò)操縱裝置向系統(tǒng)給出航向信號(hào)g, 向左偏轉(zhuǎn)(2)+和- 向左偏轉(zhuǎn)(3)在速度向量逐漸轉(zhuǎn)向給定航向時(shí),偏航角也逐漸轉(zhuǎn)向給定航向,而且 和 也逐漸減小,最終使和到達(dá)給定值,和a為零,飛機(jī)按給定的新航向飛行.小結(jié):由于飛機(jī)在改變航向的過(guò)程中傾斜角較小,靠側(cè)滑產(chǎn)生的側(cè)力很小,這和縱向運(yùn)動(dòng)中迎角產(chǎn)生升力的情況大不相同.因此,靠側(cè)滑使速度向量轉(zhuǎn)向給定航向的過(guò)程必然是緩慢的,其過(guò)渡過(guò)程需要十幾秒以上,尤其是在高空,這一過(guò)程會(huì)更長(zhǎng).（-g）0 A/P工作5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制通過(guò)副翼修正航向而

34、用方向舵消弱荷蘭滾放大速率陀螺垂直陀螺副翼舵回路方向舵舵回路飛機(jī)垂直陀螺-控制律：放大航向陀螺速率陀螺上圖虛線部分所示。對(duì)航向通道留下角速度信號(hào),用來(lái)防止飛機(jī)縱軸在航向上的震蕩.航向信號(hào)只送入自動(dòng)駕駛儀的傾斜通道;對(duì)航向通道留下角速度信號(hào),用來(lái)防止飛機(jī)縱軸在航向上的震蕩.A/P工作 向左偏轉(zhuǎn)(3)因滾轉(zhuǎn)角0反號(hào)，隨著滾轉(zhuǎn)角逐漸增大，副翼的正向差動(dòng)偏角a將越來(lái)越小，當(dāng)達(dá)到新的平衡時(shí)，副翼恢復(fù)到初始位置。(4)隨著速度向量和縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng),航向偏離信號(hào)將減小,滾轉(zhuǎn)角信號(hào)（0,機(jī)頭偏離給定航向的右側(cè)，5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制通過(guò)副翼修正航向而用方向舵消弱荷蘭滾操縱狀態(tài)下航向角過(guò)渡過(guò)程借助副翼

35、通道消除航向偏差的過(guò)渡過(guò)程0t0t5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律為了克服側(cè)滑角的出現(xiàn)，必須研究側(cè)向轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的協(xié)調(diào)控制問(wèn)題。（1）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎：空速向量與飛機(jī)縱軸不能重合協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動(dòng)是產(chǎn)生側(cè)滑角的根本原因，側(cè)滑角使得阻力增大，乘坐品質(zhì)差，不利于機(jī)動(dòng)，因此，必須實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（coordinated_turn）。實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎應(yīng)滿足的條件為：穩(wěn)態(tài)的滾轉(zhuǎn)角為常值；穩(wěn)態(tài)的偏航角速率為常值；穩(wěn)態(tài)的升降速度為零；穩(wěn)態(tài)的側(cè)滑角為零。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）衡量協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的形式有：當(dāng)飛機(jī)做協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，速度向量V與飛機(jī)對(duì)稱面間的夾角為零（=0）由

36、于飛機(jī)重心處的側(cè)向加速度正比于側(cè)滑角，所以當(dāng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，側(cè)向加速度ay=0；做協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，在垂直方向上的升力分量與重力平衡，水平方向的升力分量與離心力平衡。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）為了便于推導(dǎo)，假設(shè)俯仰角=0，這樣當(dāng)進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，飛機(jī)在水平和垂直方向的受力分析如5-47圖所示，據(jù)此，寫出水平和垂直方向的力平衡方程為：求解上式可得協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式為：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）由此可見(jiàn)，要想使空速向量在水平面內(nèi)以 角速度轉(zhuǎn)動(dòng)，必須使飛機(jī)保持一定的滾轉(zhuǎn)角 ， 與關(guān)系應(yīng)滿足式 要求。綜上所述，飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎可有三

37、種形式來(lái)表示，只要實(shí)現(xiàn)其中一種形式，就可實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。駕駛員操縱飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過(guò)程：必須同時(shí)操縱三個(gè)舵面配合動(dòng)作。左轉(zhuǎn)彎：左壓桿-；向左蹬舵-r(繞立軸角速度)，克服轉(zhuǎn)彎時(shí)的慣性；后拉駕駛桿,+。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)）為了進(jìn)一步分析進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)的操縱原理，將恒定的偏航角速率 向機(jī)體軸系投影，如5-48所示。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行等高協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，偏航速率 是垂直于地面的。為了不掉高度并保持恒圖5-48定的偏航角速率 ，飛機(jī)將存在俯仰角和滾轉(zhuǎn)角。首先利用俯仰角將偏航角速率 向機(jī)體軸X和機(jī)體OZY平面內(nèi)投影，得到滾轉(zhuǎn)角速度 和 。在通常情況下，因?yàn)楹洼^小，所以滾

38、轉(zhuǎn)角速度 ，它對(duì)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行的影響可忽略不計(jì)；5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（續(xù)） 利用滾轉(zhuǎn)角將投影 分別分解到機(jī)體軸Z，Y上，得到繞機(jī)體軸Z，Y的偏航角速度 和俯仰角速度 ?？紤]到協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式 后，最后得到偏航角速度b和俯仰角速度qb的表達(dá)式為：由此可見(jiàn)，飛機(jī)要完成等高度的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行，需要同時(shí)協(xié)調(diào)操縱副翼，升降舵和方向舵。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（2）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律將給定的滾轉(zhuǎn)角g和偏航角速率 控制信號(hào)分別加入到自動(dòng)駕駛儀控制律的滾轉(zhuǎn)與航向兩個(gè)通道中，同時(shí)在航向通道中引入側(cè)滑角信號(hào)，使方向舵的偏轉(zhuǎn)不僅

39、取決于偏航角偏差(-g)和偏航角速率 ，而且也與側(cè)滑角的積分信號(hào)有關(guān)，以便減小側(cè)滑角，由此形成以下控制規(guī)律（方案一）：或?qū)懗桑篻和 分別為滾轉(zhuǎn)角和偏航角速度控制信號(hào)，且滿足協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律-+-5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律控制飛機(jī)右轉(zhuǎn)彎：+g A/P工作 -a +La 飛機(jī)右滾轉(zhuǎn)，隨著飛機(jī)右滾轉(zhuǎn) +，副翼舵偏轉(zhuǎn)速度減慢。+ +Fy 速度向量向右偏轉(zhuǎn)；同時(shí)：+g A/P工作 -r +Nr 機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn) 飛機(jī)右偏航，隨著飛機(jī)機(jī)頭偏轉(zhuǎn)轉(zhuǎn) 方向舵適當(dāng)回收。轉(zhuǎn)彎過(guò)程中若出現(xiàn)，若速度向量偏轉(zhuǎn)快 + -r(與航向通

40、道控制信號(hào)方向相同)，加速機(jī)體軸右偏 保證轉(zhuǎn)彎過(guò)程中盡量減小。當(dāng)給定+g為正值時(shí)，給定的偏航角速度也應(yīng)該為正值，并應(yīng)保證兩者有 數(shù)值關(guān)系。因此要通過(guò)兩個(gè)通道的控制信號(hào)才能實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。如飛行速度變化，必須改變控制信號(hào)。遂引入信號(hào)，也只能減小，而不能使=0.前述控制規(guī)律具有積分性質(zhì)，因此在常值干擾力矩作用下，穩(wěn)態(tài)時(shí)、及均無(wú)靜差。 5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律（2）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律（續(xù)）具有相互交聯(lián)信號(hào)的側(cè)向控制系統(tǒng)，適當(dāng)調(diào)節(jié)交聯(lián)信號(hào)傳遞系數(shù)也可基本實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)控制規(guī)律方案二）：先通過(guò)副翼建立一定的滾轉(zhuǎn)角。為乘員舒適，加一個(gè)等速漸增的滾轉(zhuǎn)角指令： 。

41、為消除因等速指令產(chǎn)生的速度誤差，在控制律中引入 補(bǔ)償信號(hào)，其極性與 一致。 轉(zhuǎn)彎指令信號(hào) 加入副翼通道后 飛機(jī)傾斜 空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)。滾轉(zhuǎn)角信號(hào)控制方向舵使飛機(jī)縱軸跟著空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)。調(diào)節(jié) 可減小 ，基本上實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。 5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律方案三：航向敏感元件輸送出與偏航角成比例的控制信號(hào)送至傾斜通道，推動(dòng)副翼偏轉(zhuǎn)，因而定名為副翼航向協(xié)調(diào)信號(hào)：方案四：當(dāng)飛機(jī)受到外干擾后出現(xiàn)傾斜角時(shí)，由于升力在水平面上的分力將使飛機(jī)速度向量改變方向。為此自動(dòng)駕駛儀除了偏轉(zhuǎn)副翼使飛機(jī)改平外，同時(shí)偏轉(zhuǎn)方向舵使飛機(jī)產(chǎn)生偏航角，由側(cè)滑構(gòu)成側(cè)力去平衡升力的水平分量，以保證速度向量不改

42、變方向。即飛機(jī)傾斜時(shí)，與傾斜角成比例的信號(hào)除了送到副翼通道之外，同時(shí)還應(yīng)送到航向通道，此信號(hào)稱為方向舵傾斜協(xié)調(diào)信號(hào)：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制-等滾轉(zhuǎn)角的側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律方案五：為了消除側(cè)滑角也可以把航向信號(hào)只引入傾斜通道，而把傾斜信號(hào)引入傾斜通道和航向通道：方案六：方法二、三、四、五消除側(cè)滑的方法是用交叉信號(hào)補(bǔ)償?shù)姆椒?，是屬于開環(huán)補(bǔ)償，也就是直接以消除側(cè)滑的原理入手。在不同的高度和速度飛行時(shí)，采用固定補(bǔ)償是不能做到全補(bǔ)償。為了克服這種不足，除隨時(shí)調(diào)整各傳遞系數(shù)外，也可采用閉環(huán)方法來(lái)消除側(cè)滑：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制（3）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制由前分析可知，在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)由于

43、存在滾轉(zhuǎn)角，那么作用在垂直方向上的升力分量將減小L，因此將損失飛行高度。為保持轉(zhuǎn)彎飛行高度的穩(wěn)定，必須操縱升降舵負(fù)向偏轉(zhuǎn)并產(chǎn)生附加迎角增量0，從而補(bǔ)償減小的升力增量L，使得在垂直方向上達(dá)到力量的平衡，即滿足(L+L）cos=G由上述力平衡方程可得升力增量L的公式，即：又有升力增量L的關(guān)系式L=QSwCL,因此可得附加迎角公式為：在通常情況下因?yàn)镃L為正值，所以上式確定的附加迎角增量為正值。5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制根據(jù)縱向短周期傳遞函數(shù)可以得到穩(wěn)態(tài)的力矩平衡方程： 由此方程和附加迎角增量公式可以得到所需要的負(fù)向偏轉(zhuǎn)的升降舵偏角公式：此外，前面已經(jīng)介紹，要保持飛機(jī)繞鉛

44、垂軸盤旋，除應(yīng)控制rb外，還需飛機(jī)繞機(jī)體OYb軸有一個(gè)上仰速度qb0。qb引起的俯仰力矩也要靠升降舵上偏e2來(lái)平衡。穩(wěn)態(tài)時(shí)-Mqqb=Mee2： 所以：總升降舵偏角為：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制由上式可知：當(dāng)飛機(jī)在協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，由于存在滾轉(zhuǎn)角，將損失飛行高度。為保持協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行高度的穩(wěn)定，不管存在著正還是負(fù)的滾轉(zhuǎn)角，確保必須產(chǎn)生負(fù)向偏轉(zhuǎn)的附加升降舵偏角，形成抬頭的正俯仰力矩，來(lái)增大迎角，從而補(bǔ)償足夠的升力，使得在垂直方向上達(dá)到新的平衡狀態(tài)?？刂埔?guī)律：5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制規(guī)律：式中L即為縱向控制所需附加升降舵偏角。

45、L為滾轉(zhuǎn)角到升降舵之間的傳動(dòng)比。上式表明：無(wú)論是正還是負(fù)，e總為負(fù)值，即上偏。可見(jiàn)L其與成非線性關(guān)系，同時(shí)又與動(dòng)壓Q及氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 有關(guān)。因此，為了適應(yīng)在不同的速度和高度狀態(tài)下都能較好地近似補(bǔ)償高度損失，傳動(dòng)比L可隨Q成反比的規(guī)律調(diào)參，即使這樣，實(shí)現(xiàn)完全的高度補(bǔ)償也是困難的。為了保持高度，自動(dòng)駕駛儀還需要有定高線路。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng) 軌跡控制（制導(dǎo)）系統(tǒng)是在姿態(tài)（角運(yùn)動(dòng)）控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上構(gòu)成的。軌跡控制（制導(dǎo)）系統(tǒng)的反饋回路可以在飛行器內(nèi)部閉合，也可以由飛行器通過(guò)地面設(shè)備進(jìn)行閉合。5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制飛行高度的穩(wěn)定與控制在飛機(jī)編隊(duì)、巡航、進(jìn)場(chǎng)著陸、地形跟隨以及艦載機(jī)著艦等飛行

46、中具有十分重要的作用工作原理：直接測(cè)量飛行高度，使用高度差傳感器，如氣壓式高度表或無(wú)線電高度表等測(cè)高儀器，根據(jù)高度差的信息直接控制飛行的飛行姿態(tài)，從而改變航跡傾角，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行高度的閉環(huán)穩(wěn)定與控制?？刂坡桑菏街校?.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制飛行控制的最終目的是使飛機(jī)以足夠的準(zhǔn)確度保持在預(yù)定的軌跡上?？刂骑w機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡的系統(tǒng)稱為制導(dǎo)系統(tǒng),其是在姿態(tài)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上形成的。制導(dǎo)裝置姿態(tài)控制系統(tǒng)飛行軌跡幾何關(guān)系+-給定飛行軌跡實(shí)際飛行軌跡控制信號(hào)當(dāng)飛機(jī)遠(yuǎn)距離巡航,以及進(jìn)場(chǎng)著陸的初始階段均需保持高度.飛行高度的穩(wěn)定與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制系統(tǒng)來(lái)完成.例如:Mr、常值垂風(fēng)干擾下

47、均會(huì)產(chǎn)生高度漂移。在俯仰角穩(wěn)定的動(dòng)態(tài)過(guò)程中，如果航跡角變化量平均值不為零，也會(huì)引起飛行高度的改變。高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有測(cè)量相對(duì)于給定高度偏差的測(cè)量裝置(稱為高度傳感器),將高度信息輸入俯仰角控制系統(tǒng),用來(lái)改變航跡傾斜角,控制飛機(jī)的升降,直至高度差為零,飛機(jī)回到預(yù)定的高度為止.高度穩(wěn)定系統(tǒng)控制規(guī)律： h相對(duì)給定高度Hg的偏差，即：h=h-hg上式表明：當(dāng)飛行高度低于給定高度時(shí)，h為“-”，升降舵應(yīng)向上偏轉(zhuǎn)，反之，為“+”，舵面應(yīng)向下偏。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制+-ehK-hg飛機(jī)速率陀螺速率陀螺高度差傳感器開關(guān)高度給定裝置舵回路可

48、見(jiàn)，上式控制律主要是在俯仰角穩(wěn)定回路的基礎(chǔ)上構(gòu)成的，為了避免在給定高度hg上下出現(xiàn)振蕩，應(yīng)當(dāng)引入高度差的一階微分信號(hào) ，以改善導(dǎo)讀穩(wěn)定系統(tǒng)的阻尼特性。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制V高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立：因?yàn)?用多變量函數(shù)的泰勒公式進(jìn)行線性化處理： 為起始高度變化率 為航跡傾角引起的高度變化率， 為速度V引起的高度變化率。+-5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制-在通常情況下，駕駛員實(shí)在平飛時(shí)才接通定高系統(tǒng)的。如果飛機(jī)在給定高度上平飛，然后接通定高系統(tǒng)時(shí)，即初始航跡傾斜角0=0和初始升降速度 ，則上述定高系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)可簡(jiǎn)化為：基于前述所述的定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)，

49、可以建立起飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖：+eh-hg定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制首先，根據(jù)第二章飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程組推導(dǎo)出的 和 以及俯仰角與航跡傾斜角的關(guān)系式 ，行程定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)的輸入信號(hào)V和。然后測(cè)量高度差h，按照控制規(guī)律構(gòu)成閉環(huán)反饋系統(tǒng)。如果飛機(jī)不具有動(dòng)力補(bǔ)償?shù)乃俣确€(wěn)定系統(tǒng)，即：不能保證速度增量V所引起的高度變化率 ，則必需考慮長(zhǎng)周期模態(tài)V對(duì)高度穩(wěn)定的影響。飛行高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖：+eh-hg定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)環(huán)節(jié)5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制 當(dāng)飛行高度已偏離預(yù)定高度時(shí)（如低于預(yù)定高度），高度穩(wěn)定過(guò)程如下所示：起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程

50、狀態(tài)（1）飛機(jī)起始偏離為-H0，高度穩(wěn)定系統(tǒng)未接通，飛機(jī)以 作水平飛行，其升力等于重力，舵面處在平衡角5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程狀態(tài)（2） 高度穩(wěn)定系統(tǒng)接通，高度偏差信號(hào)h使舵上偏e2，e2與h成正比。產(chǎn)生正的力矩使飛機(jī)抬頭，和迎角增加2,并與 e2成比例。迎角的增加使飛機(jī)升力增加L2增量, L2并與2成比例。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程狀態(tài)（3） L2升力增加，速度向量向上偏轉(zhuǎn)，航跡傾斜角增量增加，使軌跡向上彎曲。隨著增加的同時(shí)，也逐漸增大。由控制規(guī)律可知，由于的增大和h的減小，舵偏角e也減小。與狀態(tài)（2）相比

51、，迎角增量和升力增量L也在減小。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程狀態(tài)狀態(tài)（4）系統(tǒng)中的俯仰角偏離信號(hào)與高度差信號(hào)h相平衡,使舵回到e0的位置。故=0,L=0。但飛機(jī)仍以一定的爬高(即L=0時(shí)的航跡傾斜角).5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程狀態(tài)狀態(tài)狀態(tài)（5） 待高度偏差信號(hào)H信號(hào)時(shí),使舵回路的輸入信號(hào)極性反號(hào),舵面向下偏轉(zhuǎn),即:e50.從而使迎角增量5、升力增量L5和航跡傾斜角速度5均出現(xiàn)負(fù)值。飛機(jī)的飛行軌跡逐漸向下彎曲。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制起始高度偏離的穩(wěn)定過(guò)程狀態(tài)狀態(tài)狀態(tài)狀態(tài)（6） 由于高度差h

52、=0, =0，升降舵又回到e0位置。速度向量回到水平位置，飛機(jī)在給定的高度上飛行?？梢钥闯?要使飛機(jī)獲得高度穩(wěn)定,A/P中必須有兩種信號(hào):和h。如果只有h信號(hào)而沒(méi)有,則在消除h的全部過(guò)程中升降舵偏角總是向上偏的,只是隨著高度差的逐漸減小也逐漸減小而已。這樣飛機(jī)的升力增量始終是正值,那么飛機(jī)的軌跡將一直是向上彎曲的,將使飛機(jī)在給定高度范圍上下振蕩.有可以使飛機(jī)還沒(méi)有達(dá)到給定高度時(shí),舵面就迅速回收,提前反舵,減小飛機(jī)上升速度,起到阻尼高度的振蕩作用.因而對(duì)于高度穩(wěn)定來(lái)說(shuō)是一個(gè)阻尼信號(hào).這就是高度穩(wěn)定回路必須附加于俯仰角穩(wěn)定回路之上的緣故。5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制俯仰角速度信號(hào)

53、對(duì)于穩(wěn)定高度來(lái)說(shuō),沒(méi)有什么作用,而對(duì)于消除俯仰角振蕩則是需要的.傳遞系數(shù) 的增大,在同樣h時(shí)升降舵偏轉(zhuǎn)角增大,迎角增量加大,爬升速度加快,達(dá)到給定高度的時(shí)間縮短.但此新的條件下, 俯仰角信號(hào)的阻尼作用就嫌不足,飛機(jī)將越過(guò)給定高度而產(chǎn)生超調(diào)和振蕩次數(shù)偏多。為了減小高度的超調(diào)和振蕩,必須增大高度阻尼信號(hào),然而 的強(qiáng)度必須適應(yīng)俯仰角穩(wěn)定回路的需要,不宜在高度穩(wěn)定回路工作時(shí)另作變動(dòng).因此,必須再引入高度微分信號(hào) 。0h大小t在常值干擾力矩作用下的高度穩(wěn)定過(guò)程5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制(1)+MrA/P工作飛機(jī)抬頭(2)當(dāng)時(shí),飛機(jī)不在繼續(xù)偏轉(zhuǎn), (3) 向上偏轉(zhuǎn). （4）5.5 飛機(jī)

54、的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制(4)s引起飛行高度增加+h俯仰角偏差減小隨著h 到0A/P工作在常值干擾力矩作用下的高度穩(wěn)定過(guò)程上式表明:高度靜差正比于干擾力矩,反比于高度差到升降舵偏角之間的傳遞系數(shù),適當(dāng)增大 可以使高度穩(wěn)定的過(guò)渡過(guò)程加快,而且可以使高度靜差減小。為了消除比例式自動(dòng)駕駛儀的高度靜差,在系統(tǒng)中引入高度差的積分信號(hào),即:5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制垂直上升氣流作用下的高度穩(wěn)定過(guò)程5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制垂直上升氣流作用下的高度穩(wěn)定過(guò)程：當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入垂直上升氣流區(qū)域后,比例式自動(dòng)駕駛儀最終能保持俯仰角不變,但速度向量向上偏轉(zhuǎn)了一個(gè)角度,飛機(jī)

55、逐漸偏離給定的飛行高度.當(dāng)接通定高系統(tǒng)后，高度差信號(hào)h的增加 向下偏轉(zhuǎn),當(dāng)負(fù)的迎角增量與正的擾動(dòng)迎角增量r相等時(shí)，速度向量也回復(fù)到水平位置，飛機(jī)平飛，并出現(xiàn)高度靜差hs。由此高度靜差控制俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)，使飛機(jī)低頭，下俯量等于擾動(dòng)迎角，即： （此時(shí)俯仰角偏離信號(hào)和高度偏離信號(hào)平衡,升降舵回復(fù)到原來(lái)位置,迎角也回復(fù)到原來(lái)的迎角。俯仰角不再繼續(xù)減小,高度不再繼續(xù)偏離,飛機(jī)以小于原來(lái)的俯仰角作水平飛行,但高度已偏離給定值,存在著+Hs。因?yàn)椋?.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制5.5 飛機(jī)的軌跡控制系統(tǒng)飛行高度的穩(wěn)定與控制垂直上升氣流作用下的高度穩(wěn)定過(guò)程結(jié)果：由靜差表達(dá)式可知，增大Lh減小L

56、將有利于減小垂風(fēng)作用的靜差。在垂風(fēng)作用下，無(wú)論采用什么形式的角位移穩(wěn)定系統(tǒng)，都存在高度靜差。這是因?yàn)樵趓擾動(dòng)下，要使飛機(jī)平飛，必須改變俯仰角以保持?jǐn)_動(dòng)前的迎角0。而俯仰角的偏離必須由高度差hs去提供。只有斷開垂直陀螺，使L=0，則hs=0。0（度）0.2t（秒）t（秒）hhss5.5.2 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)在飛機(jī)制導(dǎo)中廣泛采用無(wú)線電波束導(dǎo)引系統(tǒng)。先以飛機(jī)自動(dòng)著陸時(shí)的下滑波束導(dǎo)引為例，說(shuō)明其工作原理。工作原理：為了實(shí)現(xiàn)全天候飛行，保證能在惡劣氣象情況，無(wú)目視基準(zhǔn)的條件下實(shí)現(xiàn)自動(dòng)著陸。下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)是現(xiàn)代高性能的飛機(jī)必不可少的機(jī)載系統(tǒng)。（1）著陸過(guò)程包括:定高,下滑,拉平、飄落和滑跑。斷開定高30

57、0500米下滑線截獲15米定高下滑拉平飄落滑跑V=0典型的著陸過(guò)程和參考數(shù)據(jù)為：飛機(jī)著陸前先在300-500米上空作定高飛行;截獲下滑波束,按一定下滑坡度下滑角=-2.5 -3.0,此時(shí)速度不低于失速速度的1.3倍,約70-85米/秒(170節(jié)左右);注1: 70-85米/秒(170節(jié)左右)的飛行速度按照3.0的下滑角計(jì)算下降速度 為:-3.5 4.5米/秒,以如此大的接地速度著地是不允許的。(規(guī)定 為:-0.5 0.6米/秒)為了減小航跡傾斜角,使飛機(jī)沿曲線運(yùn)動(dòng)拉起,因此設(shè)置一個(gè)拉平階段;使速度向量 與地面平行,飛機(jī)離地約0.5-1.0米,進(jìn)入保持階段;注2:由于此時(shí)速度逐漸減小 ,需加大迎

58、角，以保持升力與重力平衡。當(dāng)飛機(jī)到達(dá)著陸速度時(shí),迎角減小,因?yàn)樯重力W,飛機(jī)將以曲線軌跡落地，稱為飄落。飛機(jī)與地面相接后,為縮短滑跑距離,常采用輪子剎車或發(fā)動(dòng)機(jī)反推力措施。在許多情況下，拉平終了的飛行速度就是著陸的接地速度，不存在飄落階段。5.5.2 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)下滑波束導(dǎo)引的地面設(shè)備和機(jī)載設(shè)備 為引導(dǎo)飛機(jī)正確著陸,地面設(shè)備需有:地面發(fā)射的無(wú)線電信標(biāo)臺(tái) 提供著陸基準(zhǔn)航向信標(biāo)臺(tái);下滑信標(biāo)臺(tái)在跑道的延長(zhǎng)線上安裝有三個(gè)指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)，利用其確定飛躍它們上空的時(shí)刻,在飛機(jī)上用燈光和音響信號(hào)的形式給出穿越指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái)的信息.近臺(tái)中臺(tái)遠(yuǎn)點(diǎn)機(jī)上無(wú)線電接收設(shè)備：下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)（包括下滑耦合器和俯仰角位

59、移控制系統(tǒng)）。225米50-200米300-450米1050米7400米遠(yuǎn)臺(tái)中臺(tái)近臺(tái)跑道下滑臺(tái)500-1000米航向信標(biāo)臺(tái)(指點(diǎn)信標(biāo)臺(tái))著陸方向1050米7400米跑道航向信標(biāo)臺(tái)上圖: ILS使用的信標(biāo)臺(tái)-國(guó)際上用下圖:ILS系統(tǒng)的特征點(diǎn)DACB600米D6米15米基點(diǎn)30米400米CB下滑波束導(dǎo)引工作原理下滑信標(biāo)臺(tái)給飛機(jī)提供下滑基準(zhǔn),它向飛機(jī)著陸方向連續(xù)發(fā)射兩個(gè)頻率各為90Hz和150Hz的高頻定向無(wú)線電調(diào)幅波,其載波頻率范圍為:329.3-335MHz.90Hz的大波瓣下沿與150Hz最下面一個(gè)小波瓣形成等信號(hào)線(下滑波束中心線,等信號(hào)強(qiáng)度區(qū)),其仰角一般為24.在等信號(hào)線上方,90Hz信

60、號(hào)強(qiáng)于150Hz的信號(hào),在等信號(hào)線下方150Hz信號(hào)強(qiáng)于90Hz信號(hào).5.5.2 下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)-儀表著陸系統(tǒng)ILS機(jī)上裝有下滑波束導(dǎo)引系統(tǒng)，它由下滑耦合器及俯仰角位移控制系統(tǒng)組成。下滑耦合器包括接收、放大、限幅及信號(hào)變換等部分。其中將g=0理解為給定的飛行軌跡參量，因?yàn)橹灰ＷCg=0，飛機(jī)就沿著給定的波束中心線飛行。俯仰角 位移系統(tǒng)-運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)下滑 耦合器R2.5X=2.5+=2.5SdP設(shè)飛機(jī)下滑時(shí)的速度為V0，且由于速度自動(dòng)控制系統(tǒng)的工作，V0為常數(shù)。下俯角為2.5。飛機(jī)偏離波束中心線的垂直距離為d，并規(guī)定飛機(jī)在波束中心線的上方時(shí)d0，在下方是d0.圖中SP=R。由R與d可決定偏差角