主動控制技術(shù)ppt課件-文庫吧資料
2025-02-27 12:27本頁面
【正文】 ，具體數(shù)值由圖形曲線給出。 ? ,u w vL L L,u w v? ? ?53 3. 4u w vL L L m? ? ?u w v? ? ???? 馮 模型優(yōu)點(diǎn)：頻譜形式簡單，是有理式，可做因式分解。 ?LC0WV二、大氣擾動的數(shù)學(xué)描述 大氣擾動通常有三種形式： ? 大氣紊流； ? 突風(fēng)； ? 風(fēng)切變； (1)大氣紊流的數(shù)學(xué)模型 ? 德萊頓（ Dryden）模型 : 水平前向風(fēng)： 側(cè)向風(fēng)： 垂直風(fēng)： 221( ) 21 ( )uu g u uLL? ?? ? ? ??22221 3 ( )()[1 ( ) ]vvv g vvLLL? ???? ? ???22221 3 ( )()[1 ( ) ]www g wwLLL? ???? ? ???式中： 為空間頻率， 為紊流尺度， 為風(fēng)速的均方值。 一般 ，垂直過載超過 ，儀表判讀就很困難，而在超過 ，駕駛員由于擔(dān)心飛機(jī)要出事故，便會改變飛機(jī)的高度、速度。 ?? ?????? SqCLLLL L,0GqSCGLLn Lz)(10 ?? ??????PVVCPVqVCGVq s VCn wLwLwLz 2111 000000???? ??????SGP ? 飛機(jī)在陣風(fēng)中飛行時，過載增量與飛行速度 V、翼載 P以及升力系數(shù) 有關(guān)，同時也與垂直陣風(fēng)速度 成正比 . 陣風(fēng)還會引起飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)振動，尤其對于機(jī)身細(xì)長而撓性較大的高速飛機(jī)影響更為嚴(yán)重。 在大氣中，經(jīng)常有各個方向的氣流，使得飛機(jī)在這種不平靜空氣中飛行時產(chǎn)生過載。 乘感控制也是研究如何利用主動控制技術(shù)使機(jī)上的乘員在風(fēng)干擾的條件下也感到舒適。 167。乘感控制也是研究如何利用主動控制技術(shù)使機(jī)上的乘員在風(fēng)干擾的條件下也感到舒適。 ? 信號選擇器的輸出按下式計(jì)算： ? 邏輯控制參數(shù) KB )1()(BBNBBNBBEKeeKeeKeU??????增穩(wěn)模態(tài)邊界限制模態(tài),1,0,????BBNBBNKeeKee167。 ??????? ???????????? ?LIe LdtLL ??qLdtLL qIe ????? ? ??? ?? 由于迎角邊界限制需要利用共同的升降舵來實(shí)現(xiàn)，因此存在與通常的控制增穩(wěn)系統(tǒng)相兼容的問題。 三、迎角閉環(huán)邊界限制系統(tǒng) 迎角邊界限制系統(tǒng)有兩種實(shí)現(xiàn)方法： （ 1）采用專門的閉環(huán)控制系統(tǒng)對迎角進(jìn)行限制； （ 2）在通常的電傳操縱系統(tǒng)中加入適當(dāng)?shù)挠窍拗破?。但現(xiàn)代飛機(jī)由于采用細(xì)長機(jī)身和相對厚度較少的機(jī)翼，飛機(jī)的剛度下降，在空中飛行時，除了剛體運(yùn)動外，還包括有機(jī)體的結(jié)構(gòu)彈性模態(tài)。當(dāng)桿指令為零時，向前積分器使飛機(jī)處于平飛狀態(tài)。 ? 5）前向通道模塊：系統(tǒng)中前向通道模塊主要實(shí)現(xiàn)如下功能： ? 中性速度穩(wěn)定性模塊：在前向通路中串聯(lián)有積分環(huán)節(jié)，便可獲得中性速度穩(wěn)定特性。從該式中可見，當(dāng)飛行速度 V較大時，若實(shí)現(xiàn)了對 nz極值的限制，則攻角 ?即不會超過最大值。所以，如前所述，過載限制是通過在桿力指令模塊中引入限幅環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)的。 ? （ 4）攻角限制模塊： ? 對法向過載和攻角的邊界值加以限制。如果飛機(jī)本身是靜不穩(wěn)定的，通過電傳操縱系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)，應(yīng)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定性的補(bǔ)償。從該系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖中可知，在高速飛行階段系統(tǒng)采用過載反饋，因?yàn)楦咚亠w行時，過載對駕駛員的操縱是重要的；低速飛行時 (動壓 q小于 12kpa) ，過載的效應(yīng)是不重要的，所以，此時的控制規(guī)律采用法向過載和俯仰速率的組合反饋形式。該濾波器的主要作用是濾除桿力的猛烈沖動和高頻噪聲，并使指令變得柔和平滑；另一方面該網(wǎng)絡(luò)的超前作用又可補(bǔ)償系統(tǒng)中后續(xù)環(huán)節(jié)（如舵機(jī)、助力器）中的相位遲后，改善系統(tǒng)的飛行品質(zhì)。 ? 俯仰過載限制環(huán)節(jié)：由于該系統(tǒng)基本上是實(shí)現(xiàn)桿指令對應(yīng)穩(wěn)態(tài)過載的“ g” 指令響應(yīng)形式，所以為了限制高速飛行時的法向過載，通過引入桿指令的飽和特性，達(dá)到限制法向過載的目的；由于飛機(jī)對正負(fù)過載要求不同，所以飽和特性的正負(fù)限幅值不同。 ? 常用的技術(shù)包含： （ 1）使用飛行控制系統(tǒng)的前饋和反饋； （ 2）使用適當(dāng)?shù)姆蔷€性控制技術(shù) （ 3）使用模型跟蹤技術(shù) 考慮到飛機(jī)的邊界限制是飛機(jī)飛行條件的函數(shù)，邊界限制系統(tǒng)的參數(shù)應(yīng)隨高度、空速及外部載荷而變化。 二、邊界限制方案分析 早期，參數(shù)的邊界限制采用告警方案，由飛行員采取措施加以限制。 （ 2）極限包線 超過該包線邊界將會引起飛機(jī)損失。 ? （ 3）與飛行員耐力相關(guān)的限制 ，如在定常條件下，過載的大小限制，以及在瞬變條件下，過載變化率的限制。飛行速度過小，將有可能造成失速。 側(cè)滑角也應(yīng)限制在允許的范圍內(nèi)，否則會造成側(cè)向過載過大。 迎角超過最大升力迎角，將會引起飛機(jī)的失速和尾旋，迎角過大還會引起橫側(cè)向不穩(wěn)定。其目的是減輕飛行員的工作負(fù)擔(dān)，實(shí)現(xiàn)“無憂慮”操縱，保證飛機(jī)安全和實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的作戰(zhàn)性能。1??167。139。39。39。39。39。為此，可在第 1個方程中引入控制 U1 ： 在第 2個方程中引入控制 U2 ： ? 則（ 1）式變?yōu)? q??,?qZZU LLMM ???? ??1qMMMU qLLMM 39。39。39。 縱向解耦控制律設(shè)計(jì) （ 1）單純直接升力模態(tài) 為實(shí)現(xiàn)這種控制，必須實(shí)現(xiàn)迎角與俯仰角速率之間的解耦。 ，故只要目標(biāo)處于航線左右 5176。這種
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