纵向控制增稳飞行控制律
飞行器稳定性控制理论
飞行器稳定性控制理论飞行器稳定性控制理论是指通过对飞行器的设计和控制系统进行优化，以确保飞行器在各种飞行条件下能够保持平稳、可控的飞行状态。
飞行器的稳定性是飞行器设计和操作的基础，对于飞行安全和任务执行至关重要。
稳定性是指一个系统在受到扰动后，能够自身恢复到平衡状态的能力。
对于飞行器而言，稳定性是指飞行器在受到外部扰动（如气流、风力等）或内部控制输入改变时，能够保持平稳飞行的能力。
稳定性控制理论的目标是通过设计合理的控制系统，以稳定飞行器的运动轨迹，确保飞行器的安全与可控性。
在飞行器稳定性控制理论中，有两个重要的概念：平稳和操纵。
平稳是指飞行器在没有外界扰动时，能够保持平稳飞行的能力。
对于飞行器而言，平稳包括稳定的纵向飞行（俯仰运动）和稳定的侧向飞行（滚动和偏航运动）。
俯仰稳定性是指飞行器沿纵向轴旋转时，能够恢复到平衡状态。
俯仰稳定性控制通常通过调整飞行器的重心位置和纵向控制面的设计来实现。
例如，通过将飞行器的重心放在前方，可增加飞行器的静稳定性，使其更容易保持平稳飞行状态。
滚动和偏航稳定性是指飞行器在侧向运动时，能够保持平衡状态。
滚动和偏航稳定性控制通常通过调整飞行器的侧向控制面和控制输入来实现。
例如，通过调整飞行器的侧向控制面的形状和面积，可以改变飞行器的侧向稳定性，使其能够更好地应对侧向风力和操纵输入。
操纵是指飞行器通过调整控制面和控制输入来实现不同的飞行动作和机动性能。
飞行器操纵性是指飞行器在执行特定飞行动作时的响应能力和稳定性。
操纵性通常由飞行器的动态特性和控制系统设计来决定。
为了实现飞行器的稳定性和操纵性，需要采用合适的控制算法和控制器设计。
常见的控制算法包括比例-积分-微分（PID）控制、线性二阶经验控制（LQR）和模型预测控制（MPC）等。
这些控制算法通过对飞行器的动态特性建模和优化，实现对飞行器的控制和稳定。
飞行器稳定性控制理论的应用非常广泛，包括民用航空、军事航空、太空探索和航空器制造等领域。
飞行控制律
飞行控制律
一、手动增稳控制
副翼输出=遥控器副翼输出—滚转角速率 *Kd
升降舵输出 = 遥控器升降舵输出—俯仰角速率 *Kd
方向舵输出 = 遥控器方向舵输出—指向角速率 *Kd
以上均采用角速率负反馈增稳，其中Kd由地面站上传，三个参数可以互不相同。
二、手动姿态控制
滚转副翼控制：
期望滚转角=遥控器输出的副翼舵量
Error=期望滚转角-传感器测出的实际滚转角
新的滚转角速率=传感器测出的滚转角速率
PID控制律设计：
比例项=Kp * Error
积分项=上一次+这一次（Ki*Error,离散型）
微分项：
一阶微分项=Kd * 新的滚转角速率
二阶微分项=Kd*（新的滚转角速率－上一次滚转角速率）
副翼输出=比例项＋积分项＋微分项
其中，Kp,Ki,Kd均由地面站上传，可以实时地面站调参数。
升降舵、方向舵控制律同副翼。
三、手动角速率反馈控制
滚转副翼控制：
期望角速率=遥控器输出的副翼舵量
Error=期望角速率-传感器测出的实际角速率
新的滚转角速率=传感器测出的滚转角速率
PID控制律设计：
比例项=Kp* Error
积分项=这一次+上一次（Ki*Error,离散型）
微分项=Kd*（新的滚转角速率-上一次滚转角速率）
副翼输出=比例项+积分项+微分项
其中，Kp,Ki,Kd均由地面站上传，可以实时地面站调参数。
升降舵、方向舵控制律同副翼。
四、自主导航控制
获取目标航点信息：高度、导航角、
根据航点计算出。
飞行动力学飞行器的纵向平衡、静稳定性和静操纵性
内内容容绪言绪言7.1 静稳定力矩7.3 定常直线飞行时的飞机平衡特性7.6 定常拉升飞行时的飞机平衡特性小结研究的问题研究的问题::飞机作对称定直对称定直曲线曲线飞行飞行时作用在飞机上的纵向力矩及其如何实纵向力矩及其如何实现平衡。
现平衡。
1 纵向力矩的计算、如何来实现配平:2 平衡状态由于外界扰动外界扰动而被破坏时飞机恢复原状态的趋势3 从一平衡状态到另一平衡状态操纵面操纵面偏转偏转和驾驶杆力的驾驶杆力的最终变化最终变化平衡平衡::指状态参数不随时间变化的飞行。
如定常直线飞行、正常盘旋等。
稳定性稳定性::飞机受到外界扰动后自动恢复原来平衡状态的能力。
操纵性操纵性::飞机在驾驶员的操纵下从一种飞行状态过渡到另一种飞行状态的能力。
包括稳态增量和瞬态过程。
稳定性与操纵性的概念静稳定静稳定假定飞机初始作定常直线飞行外力、外力矩平衡若受到某种外界瞬瞬时扰动时扰动作用后具有自动恢复自动恢复到原来平衡状态的初始趋势初始趋势则称飞机是静稳定静稳定的静不稳定静不稳定在外界瞬时扰动作用后若飞机存在力图扩大偏离平衡状态的初始趋势则称飞机是静不稳定静不稳定的中立静稳定中立静稳定若外界瞬时扰动作用后既无扩大无扩大、又无恢复无恢复原来平衡状态的初始趋势则称为中立静稳定中立静稳定。
静稳定性的概念内内容容绪言7.1 7.1 静稳定力矩静稳定力矩7.3 定常直线飞行时的飞机平衡特性7.6 定常拉升飞行时的飞机平衡特性小结内内容容7.1 静稳定力矩7.1.1 7.1.1 静稳定力矩的组成静稳定力矩的组成7.1.2 定速静稳定性7.1.3 速度静稳定性7.1.4 定载静稳定性静稳定力矩静稳定力矩::指飞行迎角所引起的那部分俯仰力矩。
静稳定力矩的组成静稳定力矩的组成::1.1. 机翼部分机翼部分压心压心气动合力的作用点随迎角而变它不通过机翼的质心焦点焦点机翼上存在的特殊点当迎角变化时气动力对该点的力矩零升力矩始终保持不变。
它是迎角变化时升力增量升力增量的作用点。
第六章增稳与控制增稳系统2
XT (i) 为配平状态， U U (i) UT (i) 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 X (i) X T (i) X (i 1) X (i) BD[U (i) UT (i)]
侧向气动模型及航向控制增稳系统
耦合作用
v
p a
N
r
N
r v
N
r p
Nra
杆 系
串联 舵机
助力器
自动倾 斜器
r Nrr
伺服控 制器
权限限制
静稳定性
N
r
0
1 r 1
r s
s
阻尼
N
r r
kr
杆位移传感器
M (S)
指令模型
k
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
a 加速度计
z
助力器
自动倾斜器
方块图
指令模型 杆力传感器 FP
FP=0系统只起增稳作用 FP>0 =e+j
M (s)
Kp
N (s)
校正网络
+
Km 机械逻辑
助力器
+
Ka
放大
R(s)
B1(s)
伺服机构 + e
•
速度陀螺
Kg
自动倾斜器
B2 (s)
G• (s)
K ny
两反馈通道提高稳定精度n 加速度计
飞行控制律的原理与应用
飞行控制律的原理与应用1. 引言飞行控制律是指飞机飞行过程中，用来控制飞机姿态和飞行性能的控制算法。
飞行控制律的设计和应用对于飞机的稳定性、操纵性和安全性至关重要。
本文将介绍飞行控制律的基本原理和应用。
2. 飞行控制律的原理飞行控制律根据飞机的需求和动力学原理设计，主要包括姿态控制律、航向控制律和高度控制律等。
2.1 姿态控制律姿态控制律用于控制飞机的姿态，即飞机的俯仰角、滚转角和偏航角等。
常用的姿态控制律包括PID控制律和模型预测控制律等。
•PID控制律：PID控制律根据当前姿态误差、偏差的变化率和积分项来计算控制指令，实现飞机的姿态控制。
其中P项用于响应当前误差，I项用于消除系统偏差，D项用于抑制系统震荡。
•模型预测控制律：模型预测控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的飞机姿态和控制效果来计算控制指令。
这种控制律能够更好地适应复杂的飞行动态。
2.2 航向控制律航向控制律用于控制飞机的航向角，使飞机保持特定航向。
常用的航向控制律包括比例控制律和模糊控制律等。
•比例控制律：比例控制律通过将当前航向角误差乘以比例增益来计算控制指令，实现飞机的航向控制。
比例增益决定了控制器对于航向误差的响应速度。
•模糊控制律：模糊控制律根据模糊推理原理，通过定义一系列模糊规则来计算控制指令。
模糊控制律具有较好的适应性和鲁棒性，在复杂的飞行环境中表现较好。
2.3 高度控制律高度控制律用于控制飞机的飞行高度，使飞机保持特定高度。
常用的高度控制律包括反馈控制律和前馈控制律等。
•反馈控制律：反馈控制律根据当前高度误差和变化率来计算控制指令，实现飞机的高度控制。
反馈控制律可以根据飞机的实际状态进行实时调整，以实现稳定的高度控制。
•前馈控制律：前馈控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的高度变化来计算控制指令。
前馈控制律可以提前响应高度变化，具有较好的动态性能。
3. 飞行控制律的应用飞行控制律的应用广泛存在于飞机的自动驾驶系统和飞行操纵系统中。
飞机纵向稳定性课件
03
飞机纵向稳定性控制
俯仰控制装置
升降舵
升降舵是控制飞机俯仰的主要装置，通过偏转升降舵可以产生俯仰力矩，使飞机 抬头或低头。
水平安定面
水平安定面是固定在机尾的水平翼面，它与升降舵协同工作，通过调整水平安定 面的偏转角度来控制飞机的俯仰姿态。
配平装置与调整片
配平调整片
配平调整片是位于升降舵后方的可调 小翼面，通过调整配平调整片的偏转 角度，可以改变升降舵的力矩，从而 调整飞机的俯仰姿态。
02
飞机纵向稳定性原力与机翼面积、飞 行速度和空气密度等因素有关。 在飞行过程中，机翼升力与重力 相平衡，以保持飞机的稳定。
重力
重力是地球对物体的吸引力，对 于飞机而言，重力主要作用在机 翼和尾翼上，产生向下拉力。
俯仰力矩与配平力矩
俯仰力矩
俯仰力矩是由于机翼和尾翼的升力或阻力产生的力矩，它使飞机抬头或低头。 俯仰力矩与机翼和尾翼的面积、飞行速度和空气动力中心的位置等因素有关。
振动和摆动。
问题
俯仰阻尼器可能出现问题，如阻尼 器失效、调节不当等，导致飞机出 现纵向不稳定性。
影响
俯仰阻尼器问题会导致飞机在飞行 过程中出现振动和摆动，增加飞行 员的负担，并可能影响飞机的结构 和性能。
配平装置问题
定义
配平装置是用于调节飞机姿态的 装置，通过调整飞机的水平尾翼 和副翼等部件的位置和角度，以
纵向稳定性的影响因素
01
飞机设计
合理的飞机设计能够提供更好 的纵向稳定性，如合适的重心 位置、机翼和尾翼的布局等。
02
飞行条件
飞行速度、高度和风向等因素 会影响纵向稳定性的表现。
03
飞行员操作
飞行员的操作技巧和经验对纵 向稳定性的保持至关重要，如
飞机机电设备维修《纵向操纵性和纵向稳定性的关系》
5.4.3 纵向操纵性和纵向稳定性的关系为了了解这个问题，我们再看一下纵向操纵进行的过程。
以使飞机抬头为例，当飞机做定常直线飞行时，纵向力矩等于零，飞机处于纵向平衡状态。
这时驾驶员向后拉一点杆，升降舵向上偏转一个角度，对重心产生的附加力矩使飞机抬头，这是迫使飞机改变原飞行姿态的操纵力矩M操纵〔见图5-13〕。
飞机一抬头使迎角增大，产生了向上的附加气动升力作用在全机焦点上。
因为飞机具有纵向稳定性，焦点在重心之后，向上的附加气动升力必然对重心产生使飞机低头的力矩，这就是力图使飞机保持原飞行姿态的稳定力矩M稳定〔见图5-13〕。
随着迎角的逐渐增大，M稳定也慢慢增加，直到等于M操纵，飞机的俯仰力矩又重新取得平衡，飞机停止了转动，以一个新的姿态—较大迎角和较小速度—进行定常直线飞行。
飞行到达新的平衡姿态时，M操纵和M稳定的关系是：M操纵=M稳定。
图5-13 飞行员操纵升降舵后，飞机俯仰力矩的变化飞机的纵向稳定性越大〔焦点在重心之后越远〕，迎角改变引起的M稳定越大，所需要的M操纵越大，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就要越大，飞机对驾驶员的操纵反响不灵敏，飞机的操纵性能下降。
相反，如果飞机的纵向稳定性小〔焦点在重心之后距离重心较近〕，迎角改变引起的M稳定小，所需要的M 操纵小，驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就小，飞机对驾驶员的操纵反响灵敏，飞机的操纵性能提高。
但稳定性过小也会使操纵飞机时驾驶杆的位移和升降舵的偏转角过小，飞机对驾驶员的操纵反响过于灵敏，驾驶员很难精确地操纵飞机。
由此可知，飞机的稳定性和操纵性是互相制约的：稳定性越大，飞机保持原飞行姿态的能力太强，要改变它就很不容易，操纵起来就很费力，飞机的操纵性就很迟钝；稳定性太小，飞机的飞行姿态很容易改变，驾驶员很难精确地操纵飞机，飞机的操纵性又过于灵敏。
所以，应在稳定性和操纵性两者之间选取一个平衡点，以使飞机具有足够的稳定性和良好的操纵性。
飞机控制增稳系统设计中的控制律分析
—142—工装设计摘 要：本文将飞机控制增稳系统中的控制律设计作为具体实例，结合围绕飞机纵向以及横向的控制律和参数的选择，通过对比无控制增稳系统的飞机运行品质，最终证明具备飞机控制增稳系统能够优化飞机运行的荷兰滚模式品质，增强飞机运行的稳定性，使飞机品质能够满足设计要求。
关键词：增稳系统；控制律；荷兰滚飞机控制增稳系统设计中的控制律分析 申晓玲 蒙 杨（中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司设计研究院，陕西 汉中 723000）前言：当前大多数高性能飞机的飞行包线范围增加，单单通过改变飞机的外形设计无法契合其低空低速、高空高速的需求。
飞机在飞行过程中容易出现横向震荡或纵向震荡，影响飞机的操纵性。
因此，有必要在飞机操纵系统中增加自动增稳装置，提升飞机的震荡阻尼比，优化其稳定性，满足增稳系统控制律设计的目的。
1纵向控制律分析1.1要求分析针对飞机纵向控制增稳的要求主要包含以下内容：飞行品质、纵向系统功能、系统权限、使用范围等。
部分飞机的纵向控制增稳系统功能配备了多模态自动驾驶仪，该设备具备定高、俯仰状态改平、自动拉起、自动俯仰配平、俯仰状态保持等性能。
一般飞机要求控制增稳系统需要在使用包线中完成全时运行，而自动驾驶仪的使用范围会对高度和姿态角进行限制。
对飞机飞行品质分析会对纵向短周期固频率、阻尼比、操纵期望参数、单位过载杆位/杆力移梯度等因素进行限制。
不过系统控制律在设计时需要确保飞机可以满足I 级品质要求。
例如，某飞机属于双操纵，因此自动驾驶与控制增稳的控制律应确保前后舱的飞行员拥有相同操纵感觉，同时系统的控制逻辑应保障前后舱的飞行员完成协调操纵合作[1]。
1.2控制律设计1.2.1增稳设计飞机纵向控制系统中设计增稳系统控制律是关键，控制律设计品质与飞机的飞行质量、自动驾驶仪的性能密切相关。
增稳控制律也就是内回路控制律，部分飞机的外挂构型数量和种类较多，因此飞行包线大，若只设置固定参数控制律将无法契合相关要求，其中控制律参数与速压、马赫数、高度相关。
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纵向控制增稳飞行控制系统实验指导书
1. 实验目的
（1）理解并掌握飞行控制系统纵向控制增稳的工作原理、控制方法、主要控制参数设计等；
（2）掌握机械操纵系统、增稳系统、控制增稳系统的相关飞控知识； （3）熟练使用Matlab 仿真软件、FlightGear 仿真环境、网络数据通讯等基本工具进行数值仿真。
2. 实验内容
（1）数值仿真模型搭建 （2）模型认知与参数设置 （3）纵向控制增稳控制仿真 3、实验原理
（1）控制增稳控制律构型的设计
控制增稳控制律构型采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合而实现。
控制律如下：
,,e c z z c q
s k n n k q s b δ⎛⎫=-+ ⎪+⎝
⎭
（2）放宽静稳定性控制律设计
静稳定性补偿采用经低通滤波器输出的迎角反馈进行纵向静稳定性补偿，以保证系统静稳定性的同时，不影响动态响应性能。
控制律如下：
,e c c
k s c
α
δα=-+
（3）中性速度稳定性控制律设计
中性速度稳定性控制律通过在前向支路过载指令与反馈信号综合处的下游加入比例积分控制律来实现。
综上得到最终的纵向控制增稳飞行控制律如下：
,,1e c z z c q a
s
c
k n n k q k s s b s c αδα⎛⎫⎛
⎫
=+-+- ⎪⎪++⎝⎭⎝
⎭
（4）基于FlightGear 的飞行仿真环境搭建
本文借鉴飞行模拟器的结构框架，设计的基于FlightGear 的飞行仿真系统的
总体结构如图所示。
该系统主要由操纵输入设备、飞行仿真及虚拟仪表系统、通信网络和视景显示系统四部分组成，其硬件均采用常规商业产品，具有成本低廉，结构简单，构建方便，移植性强等优点，最重要的是它突出了飞行控制研究最关心的高效的飞行仿真和逼真的视景显示。
视景
飞行视景
力学仿真
操纵设备
构建的基于FlightGear 的飞行仿真系统实物如图所示。
其中，视景显示采用液晶显示器，根据需要可扩展为投影显示系统。
4. 操作步骤
（1）数值仿真模型搭建
在Matlab中打开Simulink组件，搭建纵向控制增稳控制律仿真模型，如图所示。
（2）模型认知与参数设置
双击其中每个Simulink 组件图标，弹出对话框后可设置参数，如图所示为放宽静稳定性控制律的参数设置对话框。
该实验给定了四种典型的系统状态点预设参数和一种自定义参数的设计。
在典型状态点处，纵向控制增稳控制律的控制器参数设计可参考下表数据：
包线区域 状态点状态 控制器参数
Ⅰ H=500，M=0.177 2.6513,0.4787,0.0752q k k k α=== Ⅱ H=500，M=0.207 2.1636,0.0984,0.1118q k k k α==-= Ⅲa H=9000，M=0.593 1.6298,0.1378,0.1359q k k k α=== Ⅲb
H=3000，M=0.791
1.5,0.5,0.167q k k k α===
5、纵向控制增稳控制仿真
对于四种典型的系统状态点，给定预设的控制器参数，可对纵向通道控制增稳飞行控制律进行仿真。
以区域I 为例，给定法向过载增量指令,0.1z c n ∆=，数值控制器参数值为 2.6513,0.4787,0.0752q k k k α===，飞机各状态变量的短周期响应过程如图所示。
n z
( g )
α ( ︒ )
22
242628θ ( ︒ )
H ( m
)
V ( m /s )
0.168
0.170.1740.178
M
time ( s )
∆δ e
( ︒
)time ( s )
∆δ
l e f
( ︒
)
1
time ( s )
q ( ︒/s )
按照同样的方法，改变飞机模型为其他三种典型工作点，设置控制器参数，均可得到给定法向过载增量指令时的飞机各状态变量的短周期响应过程。
控制器参数设计需要注意：
（1）所设计的纵向控制增稳控制律对于规定的法向过载增量指令的控制精度要更高，全包线内均优于法向过载时间响应准则的要求。
其它各状态变量的响应迅速而柔和，因而具有较好的短周期特性。
（2）舵面偏转增量较小，需要满足实际系统对用舵量的限制。
6、实验思考题
（1）解释采用法向过载与经由高通滤波的俯仰角速率综合的控制增稳原理是什么？其优势在哪？
（2）解释采用迎角反馈进行纵向静稳定性补偿的基本原理是什么？ （3）设计的控制增稳飞行控制律是如何保证中性速度稳定的？
（4）根据设计的控制增稳飞行控制律，分析系统的幅值裕度和相角裕度，
是否满足国军标要求？。