飛機均衡式自動駕駛儀控制規律設計及仿真

曲東才，林志剛，盧建華

（1.海軍航空工程學院控制工程系，山東煙臺264001；2.92840部隊，山東膠南266405）

飛機均衡式自動駕駛儀控制規律設計及仿真

曲東才1，林志剛2，盧建華1

（1.海軍航空工程學院控制工程系，山東煙臺264001；2.92840部隊，山東膠南266405）

飛機在干擾力矩或斜坡信號作用下，其比例式自動駕駛儀控制規律會產生控制靜差，難以控制飛機按預定航跡準確飛行。為解決該問題，首先，簡要分析均衡式自動駕駛儀基本工作原理；然后，建立了均衡式自動駕駛儀結構圖，對其控制規律進行設計；最后，進行了大量仿真研究。仿真結果顯示，所設計均衡式自動駕駛儀控制規律是良好的和有效的，與比例式自動駕駛儀控制規律相比，其控制系統的穩態性能得到有效改進。

穩態精度；舵回路；自動駕駛儀；均衡式反饋；控制規律

雖然比例式自動駕駛儀結構簡單，控制規律調節方便，但其穩態精度不高，在干擾力矩作用下會產生俯仰角、高度等參數靜差，進而不能準確實現預定飛行航跡[1-2]。為消除常值干擾力矩、斜坡控制信號作用下的靜差，具有均衡式反饋舵回路的自動駕駛儀得到快速發展，以使飛機在進行自動著陸等要求較高的飛行階段，在兼顧控制系統動態性能前提下，能提高其控制精度。因此，對均衡式自動駕駛儀控制規律進行深入研究是非常有實際意義的。

1 均衡式自動駕駛儀基本工作原理

均衡式自動駕駛儀所采用的舵回路種類是均衡式反饋舵回路。均衡式反饋主要由2種不同性質反饋構成：舵機硬反饋kδf（負反饋）+非周期環節kδf/(Tes+1)（Te較大的正反饋，一般2～3 s至10 s左右）。均衡式反饋舵回路結構圖如圖1所示[2-3]。

圖1 均衡式反饋舵回路結構圖Fig.1 Structure diagram of balanced feedback rudder loop

由均衡式反饋舵回路構成的均衡式自動駕駛儀基本工作原理分析如下：

在穩定與控制飛機角運動時，舵回路的動態過程通常在零點幾秒時間內完成。此時，由于均衡式舵回路中的非周期環節通路還沒有明顯的反饋作用，因而可看成是斷開的，故整個系統仍工作在硬反饋式駕駛儀的工作狀態。當過程逐漸進入穩態后，該通路的正反饋量越來越大，最終正反饋量等于硬反饋通路的負反饋量。由于正、負反饋相互抵消，整個舵回路成為環節于是，在干擾與之間增添了一個積分環節，其作用是消除靜差。

2 均衡式自動駕駛儀結構圖建立及控制規律設計

2.1均衡式反饋舵回路傳遞函數

對圖1的正、負反饋合并，可得衡式反饋舵回路的負反饋為

進而可推得，均衡式反饋舵回路的傳遞函數：

一般時間常數Tp值很小，可忽略，則均衡式反饋舵回路近似傳遞函數：

如何實現舵回路的均衡反饋，關鍵在于如何得到時間常數Te很大的非周期環節，這可通過電子線路，或采用帶硬反饋的慢速隨動系統來實現。

2.2 飛機均衡式控制系統結構圖建立

基于均衡式反饋舵回路近似傳遞函數（3），以飛機縱向姿態控制系統為例，可建立均衡式反饋角位移控制系統如圖2所示[2，4-7]。

圖2 飛機均衡式自動駕駛儀控制系統結構圖Fig.2 Structure diagram of control system with balanced feedback automatic pilot

為分析方便，對飛機縱向姿態控制系統可作如下簡化：

1）忽略長周期擾動運動，而僅考慮其短周期擾動運動；

2）因Te?Td，飛機阻尼回路是阻尼短周期運動，故環節(Tes+1)/Tes在飛機短周期運動工作頻段內可近似為1，并可從阻尼回路中移出。

基于以上分析，可將圖2簡化為圖3所示的飛機均衡式控制系統結構圖[2，8]。

圖3 簡化的均衡式自動駕駛儀控制系統結構圖Fig.3 Structure diagram of the simple control system with balanced feedback automatic pilot

圖3中：1+(1/Tes)＝(Tes+1)/Tes為飛機俯仰角Δ?到舵偏角Δδz間的傳動比；K?為位置陀螺的傳遞系數為單位俯仰角速度?˙所產生的舵偏角Δδz間的傳動比；K?˙為垂直角速率陀螺的傳遞系數。

2.3 飛機均衡式自動駕駛儀控制規律

基于圖3，飛機均衡式自動駕駛儀控制規律設計：

對飛機均衡式自動駕駛儀控制規律分析[1-2，9]：

1）由式（5）可見，控制規律的組成信號中除比例式（硬反饋式）自動駕駛儀控制規律中與俯仰角差值(Δ?-Δ?g)、微分信號Δ?˙成比例的信號外，還引入了積分信號∫(Δ?-Δ?g)dt。該積分信號的引入，對減小控制系統的穩態誤差是非常必要的。

3）由圖3可見，簡化后的均衡式自動駕駛儀控制系統的正向通道出現2個積分環節，屬于II型系統，對斜坡信號Δ?g的穩態誤差為0。

3 仿真研究

在某一飛行狀態下，某型飛機的縱向短周期傳遞函數[9-12]：

在Matlab平臺下，進行仿真研究。仿真步驟如下：

1）按阻尼飛機短周期運動的要求（如阻尼回路的阻尼比ξ=0.6～0.707），仿真選取內回路（阻尼回路）傳動比，進而獲取內回路傳遞函數（等效機體傳遞函數）；

2）忽略Te，即按硬反饋式自動駕駛儀的設計要求（如系統穩態時間、穩態誤差等），仿真選取外回路傳動比

3）按減小或消除穩態誤差時間要求，并結合其他動態指標要求，仿真取Te，并使（-1/Te）所確定的一個零點z與系統前向通路中的一個極點（1/s）基本抵消，即z=-1/Te≈1/s，使整個控制系統達到基本“均衡”；

4）對由被控對象和控制器所組成的整個系統進行仿真，檢測其控制系統的性能是否達到要求，如穩態誤差等指標不能達到要求，則重復步驟1）～3）。

仿真參數：舵回路時間常數為0.08 s，常值干擾力矩所產生的等效干擾舵偏角Δδzr=0.15°；仿真選取傳動比=0.86、=1.62。

主要選取3種典型Te（Te=2 s，7 s，15 s）進行仿真研究，其仿真曲線如圖4 a）～c）。為與比例式自動駕駛儀的控制性能進行對比分析，在相同下，也對比例式自動駕駛儀進行仿真，仿真曲線見圖5。

圖4 均衡式自動駕駛儀仿真曲線Fig.4 Simulation curve of control system with balanced feedback automatic pilot

圖5 比例式自動駕駛儀仿真曲線Fig.5 Simulation curve of control system with proportional automatic pilot

由仿真曲線可見：①與比例式自動駕駛儀相比，均衡式自動駕駛儀Δ?的穩態精度得到提高；②Δ?、Δ?˙、Δδz均包含長、短2種典型運動模態，即第1階段以快速變化為主要特性的動態過程（約前10 s，其特點與硬反饋式駕駛儀控制系統相似）和第2階段以慢變為主要特征的穩態調整過程（在后10 s，穩態調整時間取決于Te）；③隨著Te的增大，均衡式自動駕駛儀Δ?的穩態時間得到減小，其快速性得到提高。

4 結論

在簡要分析均衡式自動駕駛儀基本工作原理上，建立了均衡式自動駕駛儀結構圖，對其控制規律進行設計，并進行大量仿真。仿真顯示，所設計均衡式自動駕駛儀控制規律是良好的和有效的，與比例式自動駕駛儀控制規律相比，其控制系統的穩態性能得到有效改進。由于z=-1/Te≈1/s，Te越大，由（-1/Te）所建立的零點z越接近坐標原點。雖然這可看作一對偶極子，但因已十分靠近坐標原點，故不能隨意互相消去。

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Design and Simulation of Aero Control Law with Balanced-Autopilot

QU Dong-cai1,LIN Zhi-gang2,LU Jian-hua1
（1.Department of Control Engineering,NAAU,Yantai Shandong 264001,China; 2.The 92840thUnit of PLA,Jiaonan Shandong 266405,China）

The aero proportional control law of the automatic pilot would bring control stability error under interference moment or ramp signal,airplane then can't make airplane accurate fly along scheduled flight path.Firstly,basic work principle foundation of the balanced-automatic pilot was briefly analyzed.Secondly,structure diagram of balanced-automatic automatic pilot was established,and it's control law was designed.Finally,a great deal of simulation research was done. Simulation results manifested that the designed balanced-automatic pilot control law was good and valid,with comparison proportional control law of automatic pilot,and the steady state capabilities of the control system with balanced-automatic pilot were gotten valid improvement.

steady precision;rudder loop;autopilot;balanced feedback;control law

V249.122

A

1673-1522（2014）01-0001-04

10.7682/j.issn.1673-1522.2014.01.001

2013-09-24；

2013-11-20

國家自然科學基金資助項目（60774016）

曲東才（1964-），男，教授，博士。