直升机轨迹控制 直升机飞行控制的最终目的，是使其以足够的精度保持预定轨迹上

第五章直升机轨迹控制制导回路可在飞行器内部闭合（无线电遥控），亦可由飞行器通过地面设备闭合（无线电波束导引，自动导引）。直升机飞行控制的最终目的，是使其以足够的精度保持预定轨迹上。控制飞行轨迹的系统称为制导系统，一般在角运动控制系统基础上形成的。（输出）—飞行轨迹几何关系（输入）给定飞行轨迹直升机角控制系统制导装置姿态信号第一节纵向高度稳定控制 由运动学看高度变化定高飞行时一般为前飞状态，航迹角比较小，故可以近似。调整直升机俯仰角能够控制直升机高度变化，稳定和控制飞行高度。 高度稳定和控制结构当直升机高度发生变化，通过测量高度变化量移入俯仰角控制系统，调整俯仰角，控制升降速度，修正高度偏差，使直升机回到预定高度，达到稳定与控制目的。利用俯仰角控制系统实现高度的稳定与控制--+�EMBEDEquation.3���-�EMBEDEquation.3���-微分环节高度差传感器�EMBEDEquation.3���垂直陀螺仪俯仰角速度陀螺直升机俯仰舵回路俯仰角控制回路_1157828148.unknown_1157828227.unknown_1157827540.unknown 自动驾驶仪控制律 比例式 积分式三通道飞行控制系统指：纵、横向周期变距和尾桨控制通道。四通道飞行控制系统指：三通道加上总距通道。利用总距通道实现高度的稳定与控制 由传感器测得高度变化量->放大处理（计算）->驱动舵机->控制旋翼的桨距和/或发动机油门->改变旋翼拉力->稳定高度调整总距，修正高度偏差。高度测量：（1）气压高度（2）无线高度。直升机总距舵回路高度差传感器�EMBEDEquation.3���-�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���_1157831458.unknown_1157977833.unknown_1157831208.unknown AⅡ-34B型比例式自动驾驶仪实现高度稳定与控制控制律基本型结构方块图改进型�EMBEDEquation.3���总距舵回路直升机+�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���高度差传感器-�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���_1157978925.unknown_1157979758.unknown_1157979856.unknown_1157979107.unknown_1157978461.unknown第二节速度稳定与控制 前飞速度与俯仰角之间的对应关系图直升机前飞靠旋翼拉力纵向分量。显然纵向分量取决于自动倾斜器的前倾角，与俯仰角密切相关。通过自动驾驶仪俯仰角通道控制俯仰角实现飞行速度的稳定与控制。速度控制在自动驾驶仪中没有专门的独立通道，它是通过俯仰通道的控制间接实现的。直升机能前飞，依靠旋翼拉力的纵向分量。拉力一定时，纵向分量的大小取决于俯仰角的大小。 飞行速度稳定与控制方块图稳定空速，采用空速传感器稳定地速，一般采用多普勒速度传感器俯仰舵回路直升机俯仰角速度陀螺垂直陀螺速度传感器�EMBEDEquation.3���---�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���+�EMBEDEquation.3���_1157997185.unknown_1157997334.unknown_1157997453.unknown_1157997623.unknown_1157997402.unknown_1157997192.unknown_1157996981.unknown AⅡ-34B-3型自动驾驶仪空速稳定原理方块图感应式传感器备妥信号器伺服放大作动器限幅器自动倾斜器直升机角速度陀螺仪位置传感器地平仪俯仰同步发送器补偿传感器同步接收器空速传感器开口膜合回零放大伺服放大减速器�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���-�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���_1158088316.unknown_1158088629.unknown_1158088797.unknown_1158330829.unknown_1158088696.unknown_1158088424.unknown_1158088248.unknown 控制规律前飞速度增量前飞速度控制量在速度稳定飞行中，俯仰角等信号起阻尼作用第三节自动过渡 自动过渡是直升机特有的飞行控制方式。依靠自动驾驶仪把直升机从一个高度自动过渡悬停在另一个较低的高度上。 自动过渡悬停是一种复杂的飞行自动控制过程，需要自动驾驶仪的俯仰、倾斜、航向和高度四个通道协同工作来完成。自动过渡形式 按预定程序自动过渡 无预定程序的自动过渡 自动过渡悬停过程减速定高目标HR转换Hxt减速下降Vx<5里/时Vx>5里/时延迟2秒延迟6秒延迟2秒第一步第二步第三步第四步第五步第六步驾驶员在选择自动过渡工作状态之前，将直升机调至50米左右高度的前飞状态，利用“预选高度”旋钮选定待悬停高度（如25米、15米），并同时接通“无线电高度”、“多普勒”两个功能，系统即进入自动过渡状态第四步无线电高度同步。直升机依惯性下降到悬停点。第五步无线电高度转换。第六步在预选高度上的无线电高度稳定和多普勒悬停。第一步无线电高度同步。消除该通道中的零位信号；第二步保持高度减速。将速度减至与高度差相对应。第三步减速同时下降高度。速度减至5节，高度降至接近预定高度。HxtHqsHqs-Hxt第一步无线电高度同步 无线电高度功能接通后2秒内，由于延迟电路作用通道中所有继电器都不工作，即此时高度通道对直升机高度不起控制作用，同步回路起主要作用，同步回路中的同步器转子信号与高度差信号(Hqs-Hxt)相抵消，防止通道进入稳定工作时因系统中信号存在造成直升机突然运动。�EMBEDEquation.3���综合放大器前置放大器伺服放大器舵机总距机构直升机放大器电动机高速离合器同步器转子垂直加速度计解调器校正网络�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���K803K802测速机-_�EMBEDEquation.3���H_1158240074.unknown_1158240507.unknown_1158240776.unknown_1158238108.unknown第二步减速并保持高度 当直升机的前飞速度较大，直升机必须先减速。为保证安全，直升机被控制在不大于8度。为了防止直升机因抬头减速等原因而造成的爬高，高度通道还有三路信号实行控制。垂直加速度信号经校正网络加给高度伺服放大器，防止直升机产生突然的垂直运动。一旦直升机的高度在原来的基础上升高或降低，则大小产生变化，此信号也加给高度伺服放大器。高度伺服放大器的直流输出控制总距杆位移，同时总距杆传感器产生总距杆位置回输信号。根据多普勒纵向信号的大小由高度预控器输出控制信号给高度伺服放大器，当多普勒纵向速度大于15节时，高度预控器输出防止直升机高度升高的信号；当多普勒纵向速度等于15节时，高度预控器输出为零；高度预控器输出防止直升机高度降低的信号。多普勒耦合器高度预控器前置放大器伺服放大器舵机总距机构直升机总距传感器�EMBEDEquation.3���高度差基准综合放大器鉴别器垂直加速度解调器校正网络-�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���H_1158318336.unknown_1158318370.unknown_1158318383.unknown_1158263126.unknown第三步减速同时下降高度 当直升机的实际速度u降低到与高度差相对应的预选速度相等时（由鉴别器控制），直升机开始按预定的程序减速同时降低高度。 直升机的减速依然利用俯仰通道多普勒功能控制直升机的仰角，按一定的速率进行减速。当直升机的前飞速度到达程序线上时，鉴别器输出正相信号给同步电机开锁。此时，多普勒纵向信号经倒相后加给同步放大器，同步机构工作，通过低速离合器使同步器转子慢慢转动（改变基准），直升机降低高度。垂直加速度信号经校正网络加给高度伺服放大器，防止直升机产生突然的垂直运动；总距杆传感器产生总距杆位置回输信号。H�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���-校正网络解调器垂直加速度倒相放大器综合放大器�EMBEDEquation.3���总距传感器直升机总距机构舵机伺服放大器前置放大器高度预控器耦合器多普勒同步放大器电动机低速离合器测速机�EMBEDEquation.3���-_1158318336.unknown_1158318383.unknown_1158319860.unknown_1158318370.unknown_1158263126.unknown第四步无线电高度同步 当多普勒纵向速度减至5节时，最小继电器输出信号实现信号转换： 高度通道处于同步工作状态。直升机依靠惯性下降到悬停点。�EMBEDEquation.3���综合放大器前置放大器伺服放大器舵机总距机构直升机放大器电动机高速离合器同步器转子-�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���K802测速机--H_1158240074.unknown_1158240507.unknown_1158238108.unknown第五步无线电高度大回路同步 “6秒零伏延时”结束后，所有高度通道继电器处于不工作态。1秒钟后“6秒零伏延时”电路工作结束，继电器重新接通。高度通道实行大回路同步，两秒后转入无线电高度稳定。�EMBEDEquation.3���综合放大器前置放大器伺服放大器舵机总距机构直升机-+垂直加速度计解调器校正网络�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���测速机-总距传感器-低速离合器�EMBEDEquation.3���H电动机同步放大器_1158240074.unknown_1158240507.unknown_1158240776.unknown_1158238108.unknown第六步预定高度上的无线电高度稳定和多普勒悬停 减速下降阶段控制规律 定高飞行阶段控制规律按预定程序的自动过渡，轨迹是分段的，因而高度下降轨迹不平滑，而且由于程序切换条件的限制，限制了自动过渡的进入条件。 无预定程序的自动过渡英国“山猫”直升机上采用了无预定程序的自动过渡。“山猫”直升机在自动过渡时，高度随时间按抛物线规律下降，地速以-0.07g线性地减速。在接近悬停高度时，改为按指数规律下降；在接近零速时，速度也改为按指数规律减速到零。飞控系统利用总距通道控制高度，利用纵向周期变距通道控制速度。 自动过渡高度控制原理 假设自动过渡的初始条件为Hqs和u0，待悬停的高度为Hxt，自动过渡时间为t，进入自动过渡的时刻为t0=0，则自动过渡高度的变化规律为：升降速度：升降加速度(常数-0.07g)，令高度变化:有如果自动过渡时高度差和该时刻的升降速度满足上式，则高度按抛物线规律下降。高度控制回路使误差信号时刻保持为零，这是“山猫”实现无预定程序自动过渡的高度控制原理。误差信号 自动过渡地速控制原理 直升机的地速变化规律地速减速至零所需时间下降到某一悬停高度所需时间为确保直升机自动过渡时高度与速度同步下降，则tdl=t。故有：当直升机的高度下降到接近悬停高度时，过渡轨迹改为按指数拉平。 此时升降加速度为在高度轨迹由抛物线平稳过渡到指数拉平，二者转换处的升降加速度相等，由此可得轨迹转换的条件：令有 要保持高度与速度同步，上式必须满足。根据自动过渡进入条件uqsHqs和Hxt及选定的减加速度，可计算相应的K值，调节高度下降过程。由前面所令K值和上述达式，可得K的两种表达形式无预定程序自动过渡时，在飞控系统中引入误差信号，使之为零，即可实现高度按抛物线规律性下降。在下降过程中，不断地比较与，当二者相等时，平滑地转入指数拉平轨迹，通过对K值的计算，调节抛物线轨迹的曲率，达到高度与速度的同步下降。 自动过渡的高度与速度控制回路时时 高度控制回路（总距通道）：限幅器的限幅值限幅器线性段范围指数拉平时间常数的倒数轨迹计算器不停地根据速度和高度偏差计算常数K，当过渡悬停节同时，便记忆和值，并输出值供自动过渡悬停控制用。 速度控制回路： 积分调节：提高控制精度 微分电路：提高阻尼�EMBEDEquation.3���俯仰角限幅器�EMBEDEquation.3���垂直陀螺多普勒传感器速度限幅器�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���俯仰舵回路�EMBEDEquation.3���—�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���—�EMBEDEquation.3���_1158344962.unknown_1158345173.unknown_1158346207.unknown_1158346300.unknown_1158345385.unknown_1158345106.unknown_1158344405.unknown_1158344752.unknown_1158344190.unknown第四节侧向偏离控制 侧向偏离控制的目的是使直升机按给定的航线飞行。当直升机偏离应飞航线时，可以通过控制倾斜与航向运动，使之按预定航线飞行。 侧向偏离描述--偏航距和航迹角偏差偏航距（Y）：指直升机重心到应飞航线的垂直距离。（右为正，左为负）航迹角偏差（s）：指应飞航线与实际航迹的夹角。侧向轨迹控制时，倾斜和航向运动处于协调状态，协调转弯满足： 控制直升机运动滚转角,修正运动航迹就能控制侧向偏离量，最终使直升机保持零偏航距飞行。侧向偏离控制在稳定航向，保持平直飞行基础上进行的。此控制制方式特点：侧向偏离量控制倾斜角运动，尾桨只起阻尼与协调作用。需要时还可引入侧滑角信号，保证两通道协调控制。（当然还有其它控制方式）。侧向偏离控制原理方块图： 比例式控制律：�EMBEDEquation.3���滚转舵回路直升机�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���滚转角速度陀螺垂直陀螺�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���————�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���Y�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���_1158392982.unknown_1158393519.unknown_1158393642.unknown_1158393770.unknown_1158394040.unknown_1158393591.unknown_1158393146.unknown_1158393403.unknown_1158393072.unknown_1158392305.unknown_1158392514.unknown_1158392123.unknown第五节侧向速度控制 原理方块图： 控制规律：补偿加速度计感受重力分量的影响。平滑滤波，滤去高频噪音。放大器放大器滚转舵回路直升机角速度陀螺侧向加速度计�EMBEDEquation.3���g垂直陀螺速度传感器�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���————�EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3����EMBEDEquation.3���+_1158409282.unknown_1158409472.unknown_1158409594.unknown_1158409677.unknown_1158409349.unknown_1158408825.unknown_1158409021.unknown_1158408404.unknown第六节侧向制导系统一、侧向制导系统组成与功能关键：导航参数计算，控制律设计。二、导航参数计算1.位置计算 航位推算法直升机对地飞行速度Vx，Vy导航系统耦合器自动驾驶仪直升机飞行轨迹—飞行计划当前位置地球经纬度值：（假定地球不转动，半径为R）地轴系下惯性加速度ax，ay计算地速Vx，Vy 无线电定位法2.地速计算 GPS全球定位系统（x1,y1)和(x2,y2)为已知点，t为经历两点间的时间间隔。平均地速3.航迹角计算4.偏流角计算三、侧向制导参数计算为真航向角5.风速计算真空速Vk大气数据系统测得地速Vd可由上述方法得到1.偏航距计算：航路点坐标为(xi-1,yi-1)和(xi,yi)，连线直线方程：直升机当前位置为(x0,y0)，则偏航距Y为2.待飞距离计算：3.待飞时间计算：4.期望航迹计算：四、侧向制导控制律5.航迹角偏差计算：