纵向控制增稳飞行控制律

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模型参考自适应电传飞行控制系统纵向控制律设计

模型参考自适应电传飞行控制系统纵向控制律设计
王首斌，新民，王李
（北工业大学自动化学院，安西西
俨
７０２）１控制系统中被控对象模型参数时变的特点，用模型参考自适应控制方法设计纵向控制律。论述针应飞机纵向运动的动力学模型和参考模型的建立，以及基于此参考模型用超稳定性理论设计自适应控制律的方法，且通过仿并真试验进行控制性能验证。仿真结果表明，设计的控制律可以根据飞行状态的不同自适应的调节控制律，制性能指标满所控足飞行品质规范要求，计方法可行。设关键词：电传飞行控制系统，型参考自适应控制，稳定性理论模超
引言
以古典方法设计电传飞行控制系统的控制律，
由于被控对象时变的特点，控制参数不能满足所其
有飞行状态，故需要根据飞行状态实时调整控制律
ＸｐＡｐｆｐＢｐ￡：（）＋（）
（）１
式（）１中：Ｆｙ，ａ △ ，ｏ为状态向量，ａＡ，ｇａ３４个分量分别为速度变化量、角变化量、迎俯仰角速率变化
ｌｎｇｔｉａｖｅｅｏｒａｗａｅｉｎｅａｅｎｔｈｅｙｏｄｅｅｅｅｅａｐｉｅｃｎｒ１ｏｉｕｄｎｌｍｏｍｎｔｃｎｔｏｌｌｗｓｄｓｇｄｂｓｄｏｈｅｔｏｒｆｍｏｌｒｆｒｎｃｄａｔｖｏｔｏ．

飞行器稳定性与控制理论的综合应用

飞行器稳定性与控制理论的综合应用在现代航空航天领域，飞行器的稳定性和控制是至关重要的课题。

无论是飞机在万米高空的平稳飞行，还是航天器在浩瀚宇宙中的精准定位，都离不开稳定性与控制理论的支持和应用。

要理解飞行器的稳定性，我们可以先从日常生活中的例子说起。

想象一下骑自行车，如果车身不稳，很容易摔倒；而如果能保持平衡，就能轻松骑行。

飞行器也是如此，稳定性就是让它在飞行过程中保持平衡和可预测的状态。

这包括纵向稳定、横向稳定和方向稳定等多个方面。

纵向稳定主要关注飞行器在俯仰方向上的平衡。

比如，当飞机机头抬起或下降时，要有相应的机制来防止过度偏离正常姿态。

横向稳定则关乎飞行器在滚转方向的平衡，确保飞机不会意外侧翻。

方向稳定则侧重于飞行器在偏航方向上的稳定，使其能沿着预定的航线飞行。

控制理论则是实现飞行器稳定飞行的手段。

就好像我们驾驶汽车时通过方向盘、刹车和油门来控制车辆，飞行器也有各种控制面和系统来调整飞行姿态。

常见的控制面包括副翼、升降舵和方向舵。

副翼用于控制飞机的滚转，升降舵负责俯仰，方向舵则控制偏航。

在实际应用中，飞行器稳定性与控制理论的综合运用体现在多个方面。

首先是飞行器的设计阶段。

工程师们需要根据飞行器的用途、飞行环境和性能要求，精心设计机身结构、机翼形状和控制面布局，以确保飞行器在先天结构上就具备良好的稳定性。

例如，大型客机通常采用大展弦比的机翼设计，以提高升力和纵向稳定性；战斗机则需要更灵活的机翼和控制面设计，以满足高机动性的需求。

飞行控制系统是实现飞行器稳定与控制的核心。

这一系统通过传感器收集飞行器的姿态、速度、高度等信息，然后根据预设的控制算法，向控制面发送指令，实现对飞行器的精确控制。

现代飞行控制系统越来越智能化，能够自动适应不同的飞行条件和任务需求。

比如，在遭遇气流颠簸时，系统可以迅速调整控制面，保持飞行器的稳定；在执行复杂的机动动作时，系统能够精确计算控制指令，确保动作的准确性和安全性。

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。

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制

e 虽已到零，但由于飞机的惯接近零时，

t
图
L 过大时，修正的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入
俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用

t1 t 2

t
e
e1 L

积分式控制律成立的条件：

亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本身的软反馈作用。

飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时，舵机控制不受铰链力矩的影响。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后引起的铰链力矩较小。

积分式控制律的改进：
比例式控制律的优缺点：

优点：结构简单。

缺点：
误差( g) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修正角时 e 较大，产生较大的力矩 Me ， 0 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g

性，且角速率 q 0 飞机会向反方向俯仰以致产生振荡。
（2）工作原理：（飞机水平平飞状态）
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，Ug 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K 0 1 L 0 产生气动力 e 经舵回路输出矩M ( 0 使飞机逐渐减小，只要 e) e 0 0 ,同时选的 L 合适，就可保证修正过程如下图所示：
典型飞行控制系统工作原理
纵向姿态控制
§5.4 飞机的姿态控制系统

飞行器自动控制导论_第四章纵向运动

第四章纵向运动 4.1 纵向运动线性化方程前面推导出来的线性化的纵向方程组重写如下：⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎨⎧∆+∆=∆-+∆+-∆-∆+∆=∆-+-∆--+∆-∆+∆=∆+∆-∆-T e q w w u T e qw w u T e w u T e T e T e M M dt d M dt d w M dt d M u M Z Z g dt d Z u w Z dt d Z u Z X X g w X u X dt dδδθδδθθδδθθδδδδδδ)()(]sin )[())1[()cos ()(22000 （4.1-1）其中e δ∆和T δ∆分别是空气动力控制项和推力控制项。

在工程实践中，力的导数q Z 和w Z 通常被忽略，因为它们对飞机响应的贡献非常小。

考虑到q ∆=∆θ，上面方程改写为状态空间的形式，得 ⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++-=⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆T e w w w q ww w u w u wu w u T T ee Te Te Z M M Z M M Z Z X X q w u u M M Z M M Z M M u Z Z g X X q w uδδθθδδδδδδδδ0001000000（4.1-2）如果写成η B x A x+= 则有u w x q θ∆⎡⎤⎢⎥∆⎢⎥=⎢⎥∆⎢⎥∆⎣⎦，⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆=T e δδη （4.1-3）⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++-=01000000u M M Z M M Z M M u Z Z g X X A w q ww w u w u wu w u （4.1-4） ⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡++=00T TTeTe Z M M Z M M Z Z X X B w w δδδδδδδδ （4.1-5）矩阵中力和力矩的导数已经分别除以飞机的质量和惯性矩。

某小型无人机近地飞行纵向控制律的设计与仿真

２０１４．０７
兵工自动化
ＯｒｄｎａｎｃｅＩｎｄｕｓｔｒｙＡｕｔｏｍａｔｉｏｎ・２９・
３３（７）
某小型无人机近地飞行纵向控制律的设计与仿真
陈鹏，段凤阳，郑志成，肖伟，张庆杰
（空军航空大学飞行器控制系，长春１３００２２）
ｏｆｔｈｅＵＡＶｌｉｆｇｈｔｎｅａｒｔｈｅｇｒｏｕｎｄｐｌａｎｅ，ｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈｔｈｅａｃｔｕａｌａｐｐｅａｒａｎｃｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｐｉｔｃｈａｎｇｌｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｃｏｎｔｒｏｌｕｓｉｎｇｔｈｅｄｏｕｂｌｅｌｏｏｐ，ｕｓｉｎｇｃｌａｓｓｉｃａｌｃｏｎｔｒｏｌｄｅｓｉｇｎｏｆｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｏｆｔｈｅｍａｃｈｉｎｅ，ａｎｄｔｈｅｕｓｅｏｆ２ｕｌｔｒａｓｏｎｉｃ
ａｌｔｉｍｅｔｅｒｔｏｐｒｅｃｉｓｅｌｙｃｏｎｔｒｏｌｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅａｎｄｐａｔｈｏｆｓｍａｌｌＵＡＶ．Ａｎａｌｙｓｉｓｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔ：ｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｅｆｆｅｃｔｉｓｇｏｏｄ，ｃａｎｓａｔｉｓｆｙｔｈｅｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｓｔａｂｉｌｉｔｙａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｌｉｆｇｈｔｎｅａｒａｎｄｅｎｓｕｒｅｔｈｅｓａｆｅｔｙｏｆｔｈｅａｉｒｃｒａｆｔｌｉｆｇｈｔ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＵＡＶ；ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｃｏｎｔｒｏｌｌａｗ；ｕｌｔｒａｓｏｎｉｃａｌｔｉｍｅｔｅｒ；ｐｒｅｖｅｎｔｔｈｅｐｒｏｐｅｌｌｅｒｃｌｅａｎｉｎｇ；ｌｏｗａｌｔｉｔｕｄｅｌｉｆｇｈｔ

飞机纵向稳定性课件

防止失速
纵向稳定性好的飞机在遇到气流扰动时能够更快地恢复原有飞行姿态，降低失速风险。
减轻颠簸
纵向稳定性强的飞机在遇到气流颠簸时能够更好地保持稳定，减轻机组和乘客的不适感。
提高着陆安全性
纵向稳定性有助于飞机在着陆过程中保持平稳，降低着陆事故风险。
02 飞机纵向稳定性原理
飞行中的平衡与稳定性
飞行测试需要专业的飞行员和测试工程师进行操作和监控，以确保测试的安全和准确性。
地面测试与模拟器测试
地面测试包括对飞机起落架、刹车系统、轮胎等部件的测试，以及在风洞中进行的气动性能测试。
模拟器测试利用计算机模拟技术，模拟飞机的飞行状态和环境，以评估纵向稳定性。模拟器测试具有较高的安全性和可重复性，是评估纵向稳
飞机纵向稳定性课件
目录
• 飞机纵向稳定性概述 • 飞机纵向稳定性原理 • 飞机纵向稳定性设计 • 飞机纵向稳定性控制 • 飞机纵向稳定性测试与评估 • 飞机纵向稳定性问题与改进措施
01 飞机纵向稳定性概述
定义与重要性
定义
纵向稳定性是指飞机在受到扰动后恢复原有飞行姿态的能力。
重要性
纵向稳定性是确保飞机安全、稳定飞行的关键因素，有助于防止失速、颠簸等情况发生。
重心位置对俯仰力矩的影响
重心前移会使俯仰力矩减小，重心后移则会使俯仰力矩增大。
俯仰阻尼力矩与稳定性
俯仰阻尼力矩
阻止飞机绕机体轴振动的力矩。
阻尼比
表示阻尼力矩与振幅的比值，影响振荡衰减速度。
稳定性分析
通过分析阻尼比的正负，判断飞机纵向振荡的稳定性。
飞机纵向振荡与稳定性
纵向振荡
飞机在飞行中出现的上下振荡现象。
探索新材料和结构优化

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。

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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。

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？。