1、先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十節(jié)課(20121116)先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十節(jié)課(20121116)5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制飛機(jī)飛控系統(tǒng)分析步驟：建立飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程；建立飛控系統(tǒng)的控制律，并結(jié)合飛機(jī)構(gòu)成飛控系統(tǒng)方程組。構(gòu)造畫出結(jié)構(gòu)圖，寫出等效傳遞函數(shù)。用根軌跡分析系統(tǒng)（穩(wěn)定性、靜差）及用頻率特性分析系統(tǒng)的頻帶及相移等。物理解釋動(dòng)態(tài)過程從力、力矩平衡，及AP信號(hào)平衡兩方面結(jié)合來解釋。 5.4.2 飛機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定與控制飛機(jī)飛控系統(tǒng)分析步驟：（1）比例式自動(dòng)駕駛儀修正初始俯仰角偏差1）穩(wěn)定過程 駕駛儀控制律為：討論俯仰角穩(wěn)定過程，認(rèn)為（1）比例式自動(dòng)駕駛儀修正初始俯仰角偏差1）穩(wěn)定過程修正 的過程：由

2、駕駛儀信號(hào)平衡有： 再由飛機(jī)上力、力矩平衡有： 再從AP信號(hào)平衡看： 修正 的過程：由駕駛儀信號(hào)平衡有： 再由飛機(jī)上修正初始 過渡過程曲線： 修正初始 過渡過程曲線： 2）控制過程可用類似方法分析 2）控制過程可用類似方法分析 說明：控制 過程快慢與最大迎角增量 有關(guān)， 越大 過程越快。 但會(huì)使飛行員感覺不舒服。 越大，法向過載 越大 但 過小， （控制）過程又太慢 ，不希望，需改進(jìn)控制律。說明：控制 過程快慢與最大迎角增量 解決辦法： 控制量不能太大（只有 ）如果要求控制俯仰角 較大，則應(yīng)修改控制律。如運(yùn)七飛機(jī)駕駛儀的大角度控制規(guī)律為： 控制律是使 逐漸加入的。 解決辦法： 控制量不能太大（

3、只有 （2）初始迎角 下的縱向運(yùn)動(dòng)控制律仍為比例式： （2）初始迎角 下的縱向運(yùn)動(dòng)控制律仍為比例式： 分析：從飛機(jī)所受力和力矩平衡知： 在 向下轉(zhuǎn)時(shí)使 出現(xiàn)，且有由AP信號(hào)平衡知： 使升降舵上偏 分析：從飛機(jī)所受力和力矩平衡知：再由力、力矩平衡可知： 阻止 向下轉(zhuǎn)，當(dāng)上仰力矩下俯力矩，縱軸不再向下轉(zhuǎn)，以后上仰力矩超過下俯力矩， 又回轉(zhuǎn)，q由負(fù)變正，最后 ，再由力、力矩平衡可知： 修正初始角 的過渡過程曲線 修正初始角 的過渡過程曲線 （3）階躍垂直風(fēng)干擾下的縱向運(yùn)動(dòng)： 階躍垂直風(fēng)對飛機(jī)的干擾主要體現(xiàn)為一個(gè)法向力的影響。引入到縱向運(yùn)動(dòng)法向力平衡方程中：其中： u為空速（3）階躍垂直風(fēng)干擾下的縱向

4、運(yùn)動(dòng)： 階躍垂直風(fēng)對飛機(jī)的干擾階躍垂直陣風(fēng)干擾下的比例式駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)角過程階躍垂直陣風(fēng)干擾下的比例式駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)角過程結(jié)論：由動(dòng)態(tài)過程曲線知：階躍垂直風(fēng)的影響類似 影響飛機(jī)自駕駛儀過程；但結(jié)束后飛行狀態(tài)是不同的，（一個(gè)是隨風(fēng)爬高，一個(gè)是恢復(fù)原穩(wěn)態(tài)飛行）。結(jié)論：由動(dòng)態(tài)過程曲線知：階躍垂直風(fēng)的影響類似 先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十課課件原因解釋：飛機(jī)進(jìn)入垂直氣流區(qū)開始階段：地速 來不及變化，相當(dāng)于空速 改變方向，出現(xiàn)一個(gè)附加的迎角 增量， 又阻止 轉(zhuǎn)，且逐漸 由負(fù)變正 ， 但此時(shí)由于有垂直風(fēng) 所以合成地速 向上，使飛機(jī)隨風(fēng)沿爬高方向飛行（看 線）原因解釋：飛機(jī)進(jìn)入垂直氣流區(qū)開始階段：地速 來不

5、及變（4）常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過程干擾力矩類型：飛機(jī)燃料消耗與流動(dòng)收放起落架投擲炸彈發(fā)動(dòng)機(jī)推力不通過重心（4）常值干擾力矩作用下的動(dòng)態(tài)過程干擾力矩類型：1）飛機(jī)在常值干擾力矩作用下的穩(wěn)定過程控制律仍為：在干擾力矩作用下：q0， 出現(xiàn)， 向上轉(zhuǎn)。由AP信號(hào)平衡： 升降舵后緣向下轉(zhuǎn)。再由力、力矩平衡： 起削弱 作用， 向上轉(zhuǎn)變慢，當(dāng) 時(shí)，縱軸不再轉(zhuǎn)q=0，動(dòng)態(tài)過程結(jié)束。1）飛機(jī)在常值干擾力矩作用下的穩(wěn)定過程控制律仍為：常值力矩干擾下比例式駕駛儀系統(tǒng)動(dòng)態(tài)過程常值力矩干擾下比例式駕駛儀系統(tǒng)動(dòng)態(tài)過程穩(wěn)態(tài)時(shí)情況：因?yàn)槠胶飧蓴_力矩 的作用，必有： 產(chǎn)生靜差。由于 ， 航跡傾斜角 使空速向量向上偏，飛機(jī)緩

6、慢向上漂，不能穩(wěn)定原高度這正是比例式AP的缺點(diǎn)。 穩(wěn)態(tài)時(shí)情況： 2）穩(wěn)態(tài)誤差的估算： 干擾力矩作用下系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖2）穩(wěn)態(tài)誤差的估算： 干擾力矩作用下系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖說明：干擾力矩 等效為干擾舵偏角 。 表示飛機(jī)重量變化； 表示飛機(jī)重心位置變化由結(jié)構(gòu)圖知，穩(wěn)態(tài)時(shí)： 說明：干擾力矩 等效為干擾舵偏角 重心位置引起的干擾力矩： 帶入穩(wěn)態(tài)誤差公式有：其中：穩(wěn)態(tài)誤差簡化公式為： 重心位置引起的干擾力矩： 帶入穩(wěn)態(tài)誤差公式有：其中：穩(wěn)態(tài)誤飛機(jī)重量變化引起的干擾力矩： 穩(wěn)態(tài)誤差為： 飛機(jī)重量變化引起的干擾力矩： 穩(wěn)態(tài)誤差為： 5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制飛機(jī)側(cè)向角運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定與控制的任務(wù)： 使偏航角 與滾轉(zhuǎn)角

7、 保持為零 用AP控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎5.4.3 飛機(jī)橫側(cè)向姿態(tài)穩(wěn)定與控制飛機(jī)側(cè)向角運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定與控（1）橫側(cè)向穩(wěn)定與控制的基本方式： 側(cè)向角運(yùn)動(dòng)主要涉及飛機(jī)縱軸和空速向量的方向變化問題，即飛機(jī)縱軸在水平面轉(zhuǎn)動(dòng)及飛機(jī)空速向量在水平面的轉(zhuǎn)動(dòng)。縱軸在水平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)靠偏航力矩N，它是靠偏轉(zhuǎn)方向舵 或側(cè)滑 來產(chǎn)生的。空速向量在水平面內(nèi)的轉(zhuǎn)動(dòng)是靠側(cè)力，這個(gè)側(cè)力是由 或飛機(jī)傾斜時(shí)重力的水平分量所引起的 要穩(wěn)定與控制側(cè)向角運(yùn)動(dòng)，必須使空速向量與縱軸相協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動(dòng)。 （1）橫側(cè)向穩(wěn)定與控制的基本方式： 側(cè)向角運(yùn)動(dòng)主要涉?zhèn)认蚪沁\(yùn)動(dòng)的控制方式：通過方向舵穩(wěn)定或控制航向。 只通過副翼修正航向，方向舵用來削弱荷蘭滾及減小側(cè)滑 同時(shí)

8、用副翼和方向舵穩(wěn)定與控制航向。側(cè)向角運(yùn)動(dòng)的控制方式：通過方向舵穩(wěn)定或控制航向。 1）通過方向舵穩(wěn)定或控制航向結(jié)構(gòu)圖：1）通過方向舵穩(wěn)定或控制航向結(jié)構(gòu)圖：1）通過方向舵穩(wěn)定或控制航向 屬于互不交聯(lián)的偏航與傾斜自動(dòng)穩(wěn)定系統(tǒng)功用：用于修正小的航向偏差。缺點(diǎn)：縱軸與空速協(xié)調(diào)性較差，是帶側(cè)滑的水平轉(zhuǎn)彎。1）通過方向舵穩(wěn)定或控制航向 屬于互不交聯(lián)的偏航與傾斜自動(dòng)穩(wěn)2）通過副翼修正航向，方向舵用來削弱荷蘭滾及減小側(cè)滑 只保持航向，不保持航線 修正航向過程中有側(cè)滑角控制律：2）通過副翼修正航向，方向舵用來削弱荷蘭滾及減小側(cè)滑 只保持 自動(dòng)駕駛儀修正初始偏航角的過程 自動(dòng)物理解釋： 設(shè)飛機(jī)航向發(fā)生偏離，出現(xiàn) 由

9、信號(hào)平衡知： 副翼右下左上由力、力矩平衡可知：滾轉(zhuǎn)力矩 飛機(jī)向左傾斜 ，G重力分量產(chǎn)生的側(cè)力 ，使飛機(jī)空速向量向左轉(zhuǎn)（此時(shí)縱軸沒轉(zhuǎn)）當(dāng) 與 信號(hào)平衡時(shí) 。在空速向左轉(zhuǎn)時(shí)，出現(xiàn) ，此時(shí) ，偏航力矩 使 軸轉(zhuǎn)向應(yīng)飛航向物理解釋： 設(shè)飛機(jī)航向發(fā)生偏離，出現(xiàn) 3）同時(shí)用副翼和方向舵穩(wěn)定與控制航向 這屬于協(xié)調(diào)方案，有兩種協(xié)調(diào)方法：航向偏差信號(hào)同時(shí)送入副翼與偏航通道 621A在副翼與方向舵分別引入交聯(lián)信號(hào) 701A3）同時(shí)用副翼和方向舵穩(wěn)定與控制航向 這屬于協(xié)調(diào)方案a）航向偏差信號(hào)同時(shí)送入方向舵與副翼通道 同時(shí)送入兩通道協(xié)調(diào)方案 在方向舵通道中引入傾斜信號(hào) ：用于削弱 這稱為對 的“開環(huán)補(bǔ)償”即補(bǔ)償產(chǎn)生

10、的原因，是主動(dòng)削減 的方案。特點(diǎn)：a）航向偏差信號(hào)同時(shí)送入方向舵與副翼通道 但是產(chǎn)生側(cè)滑 的偶然因數(shù)很多，無法完全預(yù)知，再加上飛行狀態(tài)的變化，用這種方法很難對側(cè)滑完全補(bǔ)償，需要改進(jìn)。改進(jìn)控制律為： 621A 但是產(chǎn)生側(cè)滑 的偶然因數(shù)很多，無法完全預(yù)知，再加上飛行在 通道中引入信號(hào) 這是對 的“閉環(huán)補(bǔ)償”屬于被動(dòng)補(bǔ)償 信號(hào)的方法（ 出現(xiàn)后，才補(bǔ)償 ）上述控制律是同時(shí)采用開環(huán)補(bǔ)償和閉環(huán)補(bǔ)償?shù)恼{(diào)整方法，控制效果較好。在 通道中引入信號(hào) 這是對 b）在副翼和方向舵通道分別引入交聯(lián)信號(hào)控制律為：特點(diǎn)：先將 送入副翼通道，當(dāng)副翼工作后產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)信號(hào) 送入方向舵通道。此控制律適于小轉(zhuǎn)彎狀態(tài)。701A b）在副

11、翼和方向舵通道分別引入交聯(lián)信號(hào)控制律為：701A （2）側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律通過駕駛儀控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎有兩類：關(guān)于小角度自動(dòng)轉(zhuǎn)彎控制律及動(dòng)態(tài)過程與航向自動(dòng)穩(wěn)定的十分相似，這里不介紹了，只介紹協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。（2）側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制律通過駕駛儀控制飛機(jī)轉(zhuǎn)彎有兩類：1）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎 飛機(jī)在水平面內(nèi)，連續(xù)改變飛行方向，保證滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動(dòng)兩者耦合影響最小，即 ，并能保持飛行高度的一種機(jī)動(dòng)飛行定常盤旋。 飛機(jī)在盤旋中，空速、迎角、傾斜角、側(cè)滑角都保持不變稱飛機(jī)為定常盤旋。1）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎 飛機(jī)在水平面內(nèi)，連續(xù)改變飛行方向，保證滾轉(zhuǎn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎又可稱為： 的定常盤旋，協(xié)調(diào) ：即意味著縱軸與空速以相同角速度轉(zhuǎn)動(dòng)，保證協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎又可稱為： 的定

12、常盤旋，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎條件： 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)，各參數(shù)應(yīng)滿足如下條件： 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎條件： 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)，各參數(shù)應(yīng)滿足如下條件： 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式： 設(shè)飛機(jī)原來處于平直飛行，即航跡傾斜角 且 很小， ， 為空速。保持升降速度 必使飛機(jī)沿法線方向力平衡，即保證飛機(jī)在水平面內(nèi)盤旋向心力等于慣性力要保證 ，使縱軸與空速在水平面內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)角速度一致 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎公式： 設(shè)飛機(jī)原來處于平直飛行，即航跡傾斜角 飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎受力圖飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎受力圖協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)偏航及滾轉(zhuǎn)角速度公式機(jī)體軸在水平面轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度 可分解為繞機(jī)體軸立軸 與橫軸 的兩個(gè)分量：要實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎必須同時(shí)操縱副翼、方向舵和升降舵協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)偏航及滾轉(zhuǎn)角速度公式機(jī)體軸在水平面轉(zhuǎn)

13、動(dòng)的角速度 分解側(cè)視圖 分解側(cè)視圖 分解后視圖 分解后視圖保持升降速度 ，有 而平飛時(shí) ， 平飛迎角 現(xiàn)轉(zhuǎn)彎時(shí) 此時(shí) 保持升降速度 ，有結(jié)論：協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)操縱升降舵保持 （這是 常值要求的）還得有個(gè)迎角 增量，以保持飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)不掉高度即協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)縱向控制。結(jié)論：2）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律 a）獨(dú)立的側(cè)向控制系統(tǒng)控制律： 將控制信號(hào)分別加入自動(dòng)駕駛儀的滾轉(zhuǎn)和航向兩個(gè)通道，建立滾轉(zhuǎn)角與轉(zhuǎn)彎角速度同時(shí)，在航向通道引入 信號(hào)，以減小側(cè)滑?？刂坡蔀椋?2）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律 a）獨(dú)立的側(cè)向控制系統(tǒng)控特點(diǎn)： 與 滿足關(guān)系 ：可實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，且只對一定u，若u改變那么給定信號(hào)也變化。 “閉

14、環(huán)補(bǔ)償”的信號(hào)它只能減小 而不能使 具有積分式的控制規(guī)律，所以在常值干擾力矩作用下，穩(wěn)態(tài)時(shí) 均無靜差。 特點(diǎn)： 與 滿足關(guān)系 b）具有相互交聯(lián)信號(hào)的側(cè)向控制律 特點(diǎn)： 建立等坡度控制信號(hào)是用等速漸增的滾轉(zhuǎn)角指令；而為消除由這種信號(hào)帶來的速度誤差，又引入 信號(hào)。將 送入方向舵通道以減小 角，加強(qiáng)協(xié)調(diào)。b）具有相互交聯(lián)信號(hào)的側(cè)向控制律 物理過程：先通過副翼建立一定的滾轉(zhuǎn)角，為使乘員舒適，加一個(gè)等速漸增的滾轉(zhuǎn)角指令。轉(zhuǎn)彎指令信號(hào) 加入副翼通道后，使飛機(jī)傾斜，也使空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)。滾轉(zhuǎn)角信號(hào)控制方向舵使飛機(jī)縱軸跟隨空速向量轉(zhuǎn)動(dòng)。調(diào)節(jié) 可減小 ，基本上實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。 物理過程：先通過副翼建立一定的滾轉(zhuǎn)角，為

15、使乘員舒適，加一個(gè)等c）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎為保證不掉高度必須操縱升降舵 提供舵面力矩以維護(hù)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)對俯仰角速率 的要求和對 的要求c）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的縱向控制協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎為保證不掉高度必須操縱升降舵 無論飛機(jī)是左轉(zhuǎn)彎 ，還是右轉(zhuǎn)彎（ ），為保證高度都要使 向上偏。所以控制律為： 其中： 用來補(bǔ)償高度， 產(chǎn)生抬頭力矩?？捎梅蔷€性電路實(shí)現(xiàn)。無論飛機(jī)是左轉(zhuǎn)彎 ，還是右轉(zhuǎn)彎（ 用非線性電路實(shí)現(xiàn) 用正矢信號(hào)提供對高度的補(bǔ)償 此時(shí)用非線性電路實(shí)現(xiàn) 用正矢信號(hào)提供對高度的補(bǔ)償 此時(shí)5.5 飛機(jī)軌跡控制系統(tǒng)飛行控制的目的是使飛機(jī)以足夠的精確度保持或跟蹤預(yù)定的飛行軌跡?？刂骑w行器運(yùn)動(dòng)軌跡的系統(tǒng)稱為制導(dǎo)系統(tǒng)。它是

16、在角運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上形成的。 軌跡控制一般結(jié)構(gòu)圖 5.5 飛機(jī)軌跡控制系統(tǒng)飛行控制的目的是使飛機(jī)以足夠的精由圖可知： 制導(dǎo)系統(tǒng)中輸入量是預(yù)定軌跡參量，輸出量是飛行器實(shí)際運(yùn)動(dòng)參量，制導(dǎo)裝置（即耦合器）測其偏差并以一定規(guī)律控制角運(yùn)動(dòng)，使飛機(jī)按要求的精度回到給定軌跡上。在制導(dǎo)系統(tǒng)（或軌跡控制系統(tǒng)）中，角運(yùn)動(dòng)控制是內(nèi)回路 由圖可知： 制導(dǎo)系統(tǒng)中輸入量是預(yù)定軌跡參量，輸出量是飛行5.5 飛機(jī)軌跡控制系統(tǒng)5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制5.5.3 空速與M數(shù)的控制與保持5.5 飛機(jī)軌跡控制系統(tǒng)5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制（1）高度自動(dòng)控制系統(tǒng)必要性飛機(jī)編隊(duì)飛行；執(zhí)行轟

17、炸任務(wù)；遠(yuǎn)距離巡航；自動(dòng)進(jìn)場著陸時(shí)初始階段；均需保持高度的穩(wěn)定。艦載飛機(jī)執(zhí)行雷達(dá)導(dǎo)航自動(dòng)著艦；飛機(jī)進(jìn)行地形跟隨等均需高度控制。 5.5.1 飛行高度的穩(wěn)定與控制（1）高度自動(dòng)控制系統(tǒng)必要性飛行高度的穩(wěn)定與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成因飛機(jī)受縱向常值干擾力矩時(shí)，硬反饋式舵回路角穩(wěn)定系統(tǒng)，存在俯仰角及航跡傾斜角靜差，不能保持高度。角穩(wěn)定系統(tǒng)在垂直風(fēng)氣流干擾下同樣會(huì)產(chǎn)生高度漂移。必須有專門的高度穩(wěn)定與控制系統(tǒng)。設(shè)計(jì)高度穩(wěn)定系統(tǒng)時(shí)通常不改變已設(shè)計(jì)完成的角控制系統(tǒng)高度穩(wěn)定系統(tǒng)根據(jù)高度差直接控制飛機(jī)的飛行姿態(tài)，從而改變航跡角，以實(shí)現(xiàn)對飛行高度的閉環(huán)控制。（2）高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立飛行高度的穩(wěn)定與

18、控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成因飛機(jī)受縱（2）高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立（2）高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)的控制律：高度穩(wěn)定和控制系統(tǒng)的控制律：（2）高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立 一般地講高度控制系統(tǒng)，都是以俯仰角自動(dòng)控制系統(tǒng)為基礎(chǔ)的，因此對象方程，應(yīng)從縱向運(yùn)動(dòng)方程入手，考慮到在高度偏差 不太大時(shí)，修正高度過程中，俯仰運(yùn)動(dòng)也不會(huì)劇烈，所以速度相對變化 也不會(huì)太大，為此可用短周期運(yùn)動(dòng)方程。（2）高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖的建立 一般地講高度控制系統(tǒng)，都短周期運(yùn)動(dòng)方程 而短周期運(yùn)動(dòng)方程 而補(bǔ)充描述高度變化的方程：推導(dǎo)運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系的幾何圖補(bǔ)充描述高度變化的方程：推導(dǎo)運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系的幾何圖線性化處理：

19、其中：是起始高度變化率線性化處理： 其中：是起始高度變化率定高系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)： 定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)當(dāng)可簡化為 定高系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)： 定高系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)當(dāng)可簡化為 高度自動(dòng)控制系統(tǒng)的飛機(jī)對象方程 此方程限制條件：飛機(jī)的飛行高度，速度變化均不大認(rèn)為若不滿足局限條件時(shí)飛機(jī)要用全面縱向運(yùn)動(dòng)方程及（）式的方程。 高度自動(dòng)控制系統(tǒng)的飛機(jī)對象方程 此方程限制條件：飛機(jī)的飛行高高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖高度穩(wěn)定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖（3）高度自動(dòng)控制系統(tǒng)控制律及工作原理按閉環(huán)調(diào)整原理引入 做為主信號(hào)?？紤]到高度控制是以俯仰角 控制為基礎(chǔ)的控制律中要引入控制 的信號(hào)。在建立控制律時(shí)，還要考慮對系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)過程的阻尼作用控制律可寫

20、作：（3）高度自動(dòng)控制系統(tǒng)控制律及工作原理按閉環(huán)調(diào)整原理引入 高度控制系統(tǒng)修正初始偏差的過程 起始狀態(tài)：飛機(jī)作等速平飛 且 平衡舵偏角（為了與 產(chǎn)生的力矩平衡， 應(yīng)向上偏，以提供抬頭力矩）因某種原因飛機(jī)偏離給定的飛行高度產(chǎn)生一個(gè)高度初始偏差 高度控制系統(tǒng)修正初始偏差的過程 起始狀態(tài)：飛機(jī)作等速平飛 先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)第十課課件控制律：由AP信號(hào)平衡： 又 其中： ，當(dāng)?shù)侥硶r(shí)刻 ，出現(xiàn) ，但 所以飛機(jī)會(huì)繼續(xù)爬高， 。 控制律： 由于慣性可能出現(xiàn)： 修正高度過程結(jié)束。 由于慣性可能出現(xiàn)：討論：控制律中若無 信號(hào)及 信號(hào)，則舵面反舵時(shí)機(jī)會(huì)更晚，這樣會(huì)出現(xiàn) 后飛機(jī)繼續(xù)向上爬，使 調(diào)節(jié)過程振蕩加劇。說明

21、是起阻尼作用。在修正 過程中，隨著 ， ，當(dāng) 時(shí) 。說明調(diào)整H是靠調(diào)整 來實(shí)現(xiàn)的，即俯仰角控制是做為高度控制的內(nèi)回路。為改善動(dòng)態(tài)質(zhì)量，引用 信號(hào)。討論：控制律中若無 信號(hào)及 信號(hào)，關(guān)于高度系統(tǒng)的靜差分析：類似于俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)在外干擾力矩作用下的誤差分析，只是這里以 代替 分析思路全同，這里不再討論。 關(guān)于高度系統(tǒng)的靜差分析：類似于俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)在外干擾力矩5.5.2 空速與M數(shù)的控制與保持（1）對速度實(shí)現(xiàn)自動(dòng)控制的必要性 早期飛機(jī)，由于飛行速度不大，速度穩(wěn)定儲(chǔ)備很大，加上對速度控制精度要求不高，所以沒有速度自控系統(tǒng)，但隨著現(xiàn)代高速飛機(jī)出現(xiàn)，和機(jī)場吞吐量增大，對速度控制要求越來越高了。為此需增加速度自控制系統(tǒng)。 5.5.2 空速與M數(shù)的控制與保持（1）對速度實(shí)現(xiàn)自動(dòng)控制的必要性 ： 航空的發(fā)展，機(jī)場吞吐量（單位時(shí)間內(nèi)起飛與著陸的飛機(jī)架次），特別是自動(dòng)著陸技術(shù)的發(fā)展，對速度控制精度要求越來越高。由于超音速飛機(jī)的發(fā)展，使速度穩(wěn)定性大大下降了，不少飛機(jī)都具有負(fù)自平衡性（或零自平衡性），使速度不能保持穩(wěn)定工作。速度控制是航跡控制的必要前提