第六章增稳与控制增稳系统_2.ppt
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1、第三节增稳与控制增稳系统第三节增稳与控制增稳系统n直升机稳定性与操纵性较差 n早期直升机任务简单,性能要求低,不稳定运动模态发散周期长,驾驶员可人工修正 n现代直升机任务复杂,反潜、对地攻击、对空射击,超低空贴地飞行、地形跟随与地形回避机动、抵御阵风扰动等,再加上直升机固有的不稳定性,仅依靠人工操纵已十分困难n增稳系统(SAS)、控制增稳系统(CSAS)、自动飞行控制系统(AFCS),主动控制技术 增稳与控制增稳系统增稳与控制增稳系统n阻尼器和增稳系统提高直升机的稳定性,但对机动性具有一定程度上的消弱作用。n解决办法:在增稳系统基础上增加一个前向通道,增大控制输入给定量的控制能力。一般由杆力传
2、感器和指令模型组成。控制增稳系统组成:机械通道控制增稳系统组成:机械通道,前向通道前向通道,舵回路舵回路,增稳增稳系统(阻尼器)系统(阻尼器)控制增稳系统结构驾驶员操纵有两路:(1)机械通道助力器/自动倾斜器(2)前向通道+增稳通道舵回路助力器 方块图控制规律:FP=0系统只起增稳作用FP0=e+j比例式控制规律比例式控制规律积分式控制规律积分式控制规律两反馈通道提高稳定精度两反馈通道提高稳定精度增稳回路增稳回路 n直升机动力学:如简单用调参办法应是比较困难的,即使引入了负反馈,仍有可能不稳定,因为取决于直升机本身零极点,需要设计校正网络 助力器:舵机:设计出发点利用频域设计方法 从相角裕度和
3、幅值裕度分析入手(频域的相对稳定性)增控回路:增控回路:n指令模型确定 低通滤波器 增益和时间常数 俯仰控制增稳实例(某型直升机)纵向运动就能收敛 稳定性和阻尼都比较好 要求机动飞行可采用变增益 数学模型与结构图数学模型与结构图n纵向运动方程纵向运动方程 n侧向运动方程侧向运动方程 纵向俯仰通道气动模型及俯仰控制增稳系统纵向俯仰通道气动模型及俯仰控制增稳系统 纵向高度通道气动模型及高度控制增稳系统纵向高度通道气动模型及高度控制增稳系统 侧向气动模型及横滚控制增稳系统侧向气动模型及横滚控制增稳系统 侧向气动模型及航向控制增稳系统侧向气动模型及航向控制增稳系统 增稳与控制增稳系统工作原理增稳与控制
4、增稳系统工作原理 n机械稳定装置 q贝尔稳定杆,洛克希德稳定杆,杭尼韦尔稳定杆贝尔稳定杆,洛克希德稳定杆,杭尼韦尔稳定杆q适用小型及跷跷板式旋翼直升机适用小型及跷跷板式旋翼直升机q稳定裕量有限稳定裕量有限,不能在全飞行包线内提供不能在全飞行包线内提供q稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力稳定杆及其联动装置增加旋翼阻力 n电子反馈增稳及控制增稳系统q姿态角速率及角位移反馈,增加直升机阻尼力矩及稳定(恢姿态角速率及角位移反馈,增加直升机阻尼力矩及稳定(恢复)力矩复)力矩 三轴增稳系统控制律三轴增稳系统控制律n俯仰增稳系统俯仰增稳系统 q角速率反馈,弥补俯仰阻尼力矩系数不足角速率反馈,弥补俯仰阻尼力矩系数
5、不足q角位移反馈,弥补俯仰静稳定力矩系数不足。角位移反馈,弥补俯仰静稳定力矩系数不足。n横滚增稳系统横滚增稳系统 q角速率反馈,弥补横滚阻尼力矩系数不足角速率反馈,弥补横滚阻尼力矩系数不足q角位移反馈,弥补横滚稳定力矩系数不足。角位移反馈,弥补横滚稳定力矩系数不足。n偏航增稳系统偏航增稳系统 q角速率反馈,弥补偏航阻尼力矩系数不足角速率反馈,弥补偏航阻尼力矩系数不足q角位移反馈,弥补偏航稳定力矩系数不足角位移反馈,弥补偏航稳定力矩系数不足。n高度增稳系统高度增稳系统 q垂向速度反馈,弥补垂向速度反馈,弥补Z向速度稳定性导数不足向速度稳定性导数不足q垂向加速度反馈,增加垂向速度稳定系统阻尼。垂向
6、加速度反馈,增加垂向速度稳定系统阻尼。控制增稳系统控制增稳系统 n电子反馈增加稳定性,降低系统增益,削弱操电子反馈增加稳定性,降低系统增益,削弱操纵灵敏度纵灵敏度 n前馈通道输入舵机,增强操纵性前馈通道输入舵机,增强操纵性n角速度和角位移反馈作用角速度和角位移反馈作用q相当于在根轨迹相当于在根轨迹s平面中增加一个具有相位提前补偿作用的平面中增加一个具有相位提前补偿作用的零点零点 增稳系统设计方法增稳系统设计方法 n俯仰增稳经典控制设计方法俯仰增稳经典控制设计方法 q增稳直升机工作在前飞状态(增稳直升机工作在前飞状态()。)。q不考虑纵侧向之间气动耦合,得纵向传递函数为不考虑纵侧向之间气动耦合,
7、得纵向传递函数为增稳系统设计方法增稳系统设计方法n俯仰增稳分析俯仰增稳分析q零点的选取可使不稳定的长周期运动模态处于稳定,且有零点的选取可使不稳定的长周期运动模态处于稳定,且有足够的阻尼足够的阻尼 q选取选取 时的闭环根轨迹时的闭环根轨迹 q增稳系统特征根增稳系统特征根 增稳系统设计方法增稳系统设计方法 n航向增稳经典控制设计方法航向增稳经典控制设计方法 q增稳直升机工作在悬停状态。增稳直升机工作在悬停状态。增稳系统设计方法增稳系统设计方法n航向增稳分析航向增稳分析q零点选取零点选取q闭环根轨迹闭环根轨迹 q增稳系统特征根增稳系统特征根 模型跟踪解耦自适应控制系统设计模型跟踪解耦自适应控制系统
8、设计 n用矢量表示的显模型控制系统用矢量表示的显模型控制系统 跟踪的动静态性能将取决于前向增益对角阵和积分常数阵。其中,调节对角阵的元素可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性,调节对角阵阵的相应元素置零。显模型跟踪控制系统具有良好的解耦性能,通过跟踪动静态性能取决于前向增益对角阵跟踪动静态性能取决于前向增益对角阵R和积分常数阵和积分常数阵G4。其中,调节对角阵。其中,调节对角阵R的元素的元素可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性,调节对角阵可以改善系统在一拍内跟踪的动态特性,调节对角阵G4的相应元素可以减少系统一拍的相应元素可以减少系统一拍跟踪的稳态误差。跟踪的稳态误差。四个作动器中任一个的速率或位置
9、限制超出饱和值时,控制量与直升机实际输出量之四个作动器中任一个的速率或位置限制超出饱和值时,控制量与直升机实际输出量之间的误差迅速建立起来,且由于饱和积分而导致系统不稳定,克服的办法是停止控制间的误差迅速建立起来,且由于饱和积分而导致系统不稳定,克服的办法是停止控制输出信号的积分,哪个轴的作动器处于限制状态,就把输出信号的积分,哪个轴的作动器处于限制状态,就把G4阵的相应元素置零。阵的相应元素置零。具有良好的解耦性能,通过具有良好的解耦性能,通过G3阵设计可使直升机的实际状态量分别跟踪相应的模型输阵设计可使直升机的实际状态量分别跟踪相应的模型输出。不操纵的其他通道模型输出量为出。不操纵的其他通
10、道模型输出量为0,处在镇定状态。,处在镇定状态。由操纵通道工作而耦合至镇定通道的耦合运动可视作由操纵通道工作而耦合至镇定通道的耦合运动可视作“干扰干扰”,而良好的镇定系统本,而良好的镇定系统本身又具有抑制耦合干扰的能力。这样,就从本质上减小了直升机的轴间耦合,极大的身又具有抑制耦合干扰的能力。这样,就从本质上减小了直升机的轴间耦合,极大的改善了直升机控制系统的解耦性能。改善了直升机控制系统的解耦性能。通道显模型传递函数通道显模型传递函数 n纵向通道 n横向通道 n航向通道 n总距通道 显模型参数设计显模型参数设计 n带宽设计带宽设计 q根据实际直升机动力学模型带宽,结合军用规范对各通道小幅度操
11、纵输入根据实际直升机动力学模型带宽,结合军用规范对各通道小幅度操纵输入的短周期响应的要求,设定各通道对应带宽的短周期响应的要求,设定各通道对应带宽q如如:纵向、横向、航向、总距通道带宽纵向、横向、航向、总距通道带宽3、3、5、4rad/s,q时间常数时间常数0.33、0.33、0.20、0.25秒秒n灵敏系数的确定灵敏系数的确定 q有两条准则,一是在驾驶员操纵下获得良好的性能,很大程度上取决于经有两条准则,一是在驾驶员操纵下获得良好的性能,很大程度上取决于经验和主观感觉;另一种定量方法,利用军标对直升机性能的要求来确定灵验和主观感觉;另一种定量方法,利用军标对直升机性能的要求来确定灵敏系数。可
12、参考军用旋翼飞行品质规范敏系数。可参考军用旋翼飞行品质规范(ADS-33C)要求后确定显模型的灵要求后确定显模型的灵敏系数敏系数Cii。q总距通道的灵敏系数为负,因为总距通道中速度方向向下为正。总距通道的灵敏系数为负,因为总距通道中速度方向向下为正。q如如:纵向通道:纵向通道:(/cm)横向通道:横向通道:(/cm)q 航向通道:航向通道:(/s/cm)总距通道:总距通道:(m/s/cm)n阻尼系数的选取阻尼系数的选取 q参照军用规范参照军用规范ADS-33C对系统阻尼的要求。对系统阻尼的要求。q例如可将确定为二阶线性显模型的阻尼系数取例如可将确定为二阶线性显模型的阻尼系数取0.7。控制阵的设
13、计控制阵的设计 n线性状态方程线性状态方程 qA为为9X9动力学状态矩阵,动力学状态矩阵,B为为9X4控制矩阵控制矩阵q状态向量状态向量q控制向量控制向量 n后向差分法离散化方程后向差分法离散化方程n相对配平状态的小扰动线性化方程相对配平状态的小扰动线性化方程q 为配平状态,为配平状态,表示四个作动器相对于配平表示四个作动器相对于配平位置的变化位置的变化 q假定:经历一个采样周期后,可使系统进入新的配平状态假定:经历一个采样周期后,可使系统进入新的配平状态 qPI控制器的输出控制器的输出q积分器输出信号总是跟踪系统配平信号积分器输出信号总是跟踪系统配平信号 q最好的跟踪效果应使直升机的当前输出
14、状态和显模型的前一拍最好的跟踪效果应使直升机的当前输出状态和显模型的前一拍输出相等输出相等 q则得则得q内回路角速率控制的比例控制项的控制律:内回路角速率控制的比例控制项的控制律:q控制阵是自然直升机离散动力学控制阵的逆控制阵是自然直升机离散动力学控制阵的逆 q控制量控制量 ,状态量,状态量 ,将状态矢量,将状态矢量X分解为被控制的状态量分解为被控制的状态量 及未及未被控制的状态量被控制的状态量 ,若控制系统有优良的抑制扰动能力,则未被控制的状,若控制系统有优良的抑制扰动能力,则未被控制的状态对被控制的状态影响可看作是干扰。态对被控制的状态影响可看作是干扰。q 将写为将写为q 表示控制量对被控
15、制的状态量的控制阵,表示控制量对被控制的状态量的控制阵,表示控制量对未被控制的表示控制量对未被控制的状态量的控制阵。状态量的控制阵。q内回路被控制的状态量内回路被控制的状态量q控制量控制量q角速率跟踪系统中,仅对角速率跟踪系统中,仅对 进行控制,故进行控制,故q 为为4X4可逆矩阵,故控制阵可逆矩阵,故控制阵G3最终为最终为n经控制系统设计优化表明,控制阵经控制系统设计优化表明,控制阵G3前乘以一个前乘以一个R因子,以改变系统前向增因子,以改变系统前向增益,获得优良的动态跟踪性能;益,获得优良的动态跟踪性能;n具体写成具体写成 n为了使直升机输出状态量为了使直升机输出状态量 仅跟踪各自的线性显
16、模型仅跟踪各自的线性显模型指令指令 ,那么各通道的舵面(以,那么各通道的舵面(以 为例)不仅应为例)不仅应引入本通道的跟踪误差引入本通道的跟踪误差 ,还应引入其他通道的跟踪误差信息,还应引入其他通道的跟踪误差信息 ,从而实现各通道间的优良解耦特性。,从而实现各通道间的优良解耦特性。模型跟踪系统控制及解耦性能模型跟踪系统控制及解耦性能 n以某型直升机为例,在低空、前飞、速度为以某型直升机为例,在低空、前飞、速度为22m/s,前进比的前进比的飞行状态下,其线性动力学状态方程飞行状态下,其线性动力学状态方程 n当取采样时间当取采样时间T=0.1秒时,由于秒时,由于 ,则可求,则可求系统动态特性系统动
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- 第六 章增稳 控制 系统 _2
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