現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)設(shè)計

前言

近幾十年來，隨著飛機性能的不斷提高，飛行控制技術(shù)發(fā)生了很大的變化，出現(xiàn)了主動控制技術(shù)、綜合控制技術(shù)、自主飛行控制技術(shù)等先進(jìn)的飛行控制技術(shù)，飛行控制系統(tǒng)與航電系統(tǒng)出現(xiàn)了高度綜合化的趨勢?，F(xiàn)代高性能飛機對飛行控制系統(tǒng)提拙了更高的要求，使用古典控制理論設(shè)計先進(jìn)飛機的飛行控制系統(tǒng)已越來越困難。為了獲得更好的飛行品質(zhì)，許多現(xiàn)代控制方法被應(yīng)用到飛機飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計中。這些控制方法可以概括為三類：頻域法，如線性二次型調(diào)節(jié)器／線性二次型高斯函數(shù)／回路傳遞恢復(fù)方法（LQR／LQG／LTR）、定量反饋理論（Quanti-tatiVe Feedback Theory）方法和動態(tài)逆方法等；數(shù)值最優(yōu)方法，如H。。方法、u綜合方法等；時域法，如特征結(jié)構(gòu)配置（Eigenstructure Assignment）方法。應(yīng)該說明的是，到目前為止由于飛機的設(shè)計規(guī)范和評價體系仍然是用古典控制理論的概念來描述的，而且在大多數(shù)情況下古典控制方法仍十分有效，所以現(xiàn)代控制方法在當(dāng)代飛機控制系統(tǒng)的設(shè)計中應(yīng)用不是很廣泛。但是人們對飛機飛行性能的不斷追求和古典控制理論的局限性也促使人們堅持不懈地開展現(xiàn)代控制方法在飛機飛行控制系統(tǒng)中的應(yīng)用研究。隨著人們對飛機性能要求的提高，現(xiàn)代控制方法將在飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計中取得更廣泛的應(yīng)用。本書各章節(jié)具體內(nèi)容為：第1章，飛行動力學(xué)，主要介紹作用在飛機上的力和力矩、飛機的靜穩(wěn)定性、飛機的飛行性能；第2章，現(xiàn)代飛行品質(zhì)及其評價方法，主要介紹飛機的操縱性、飛行品質(zhì)規(guī)范、等效系統(tǒng)、飛機縱側(cè)向飛行品質(zhì)和人一機閉環(huán)特性；第3章，LQG／LTR設(shè)計方法，主要介紹LQG／LTR設(shè)計方法的基本理論和設(shè)計步驟，并通過兩個實例詳細(xì)說明了該方法在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用；第4章，定量反饋理論（QFT）設(shè)計方法，主要介紹QFT方法的基本理論和設(shè)計步驟，并通過兩個實例詳細(xì)說明了該方法在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用；第5章，特征結(jié)構(gòu)配置方法，主要介紹特征結(jié)構(gòu)配置方法的基本理論和設(shè)計步驟，并通過兩個實例詳細(xì)說明了該方法在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中的應(yīng)用；第6章，電傳飛行控制系統(tǒng)，主要介紹電傳飛行控制系統(tǒng)的特點、余度技術(shù)、典型飛機的電傳飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、控制律結(jié)構(gòu)。

內(nèi)容概要

　　《現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)設(shè)計》重點介紹了現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計方法和近年來飛行控制系統(tǒng)的新發(fā)展和新技術(shù)。全書共分為8章。第1章，飛行動力學(xué)；第2章，現(xiàn)代飛行品質(zhì)及其評價方法；第3章，LQGLTR設(shè)計方法；第4章，定量反饋理論（QFT）設(shè)計方法；第5章，特征結(jié)構(gòu)配置方法；第6章，電傳飛行控制系統(tǒng)；第7章，主動控制技術(shù)；第8章，其他現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)?！　　冬F(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)設(shè)計》大部分內(nèi)容是結(jié)合作者多年科研成果編寫而成的。《現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)設(shè)計》可用做導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制學(xué)科研究生的教材，也可用做高年級本科生及相關(guān)專業(yè)科技工作者的參考書。

書籍目錄

第1章 飛行動力學(xué)1.1 引言1.2 描述飛機運動常用坐標(biāo)系和常用運動參數(shù)1.2.1 坐標(biāo)系的定義1.2.2 常用坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換1.3 作用在飛機上的力和力矩1.3.1 空氣動力和力矩1.3.2 飛機的操縱機構(gòu)及其偏轉(zhuǎn)極性1.3.3 縱向氣動力和力矩1.3.4 橫側(cè)向氣動力和力矩1.4 飛機的運動方程1.4.1 基本假設(shè)1.4.2 基本動力學(xué)方程1.4.3 運動學(xué)方程1.4.4 飛機運動方程的線性化1.5 飛機縱向運動和橫側(cè)向運動方程及其線性化1.5.1 縱向運動方程1.5.2 縱向運動方程線性化1.5.3 飛機的橫側(cè)運動1.6 飛機縱向運動和橫側(cè)向運動的傳遞函數(shù)和典型運動模態(tài)1.6.1 飛機縱向運動的典型示例、擾動運動的兩種模態(tài)1.6.2 縱向運動模態(tài)及其物理成因1.6.3 縱向運動的傳遞函數(shù)1.6.4 橫側(cè)向運動的傳遞函數(shù)1.6.5 飛機橫側(cè)運動典型示例1.6.6 荷蘭滾模態(tài)、螺旋和滾轉(zhuǎn)模態(tài)小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第2章 現(xiàn)代飛行品質(zhì)及其評價方法2.1 概述2.2 飛機飛行品質(zhì)規(guī)范的基本體制2.2.1 飛機的分類2.2.2 飛行任務(wù)階段的種類2.2.3 飛行品質(zhì)的等級2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性2.4 飛機飛行品質(zhì)的常用評價準(zhǔn)則2.4.1 等效系統(tǒng)的概念、原理和方法2.4.2 俯仰軸的飛行品質(zhì)評價準(zhǔn)則2.4.3 飛機法向飛行軌跡軸的要求2.4.4 飛機縱向速度軸的要求2.4.5 飛機滾轉(zhuǎn)軸的飛行品質(zhì)評價準(zhǔn)則2.4.6 航向軸的飛行品質(zhì)評價準(zhǔn)則2.5 人－機閉環(huán)系統(tǒng)小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第3章 LQG／LTR設(shè)計方法3.1 多變量頻域技術(shù)3.1.1 靈敏度與補靈敏度3.1.2 頻域性能指標(biāo)3.2 觀測器設(shè)計3.3 卡爾曼濾波器3.4 基于分離定理的動態(tài)調(diào)節(jié)器設(shè)計3.5 線性二次型調(diào)節(jié)器的穩(wěn)定裕度3.6 回路傳遞恢復(fù)3.7 飛行控制律設(shè)計實例3.7.1 俯仰姿態(tài)保持控制律設(shè)計3.7.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第4章 定量反饋理論(QFT)設(shè)計方法4.1 定量反饋理論基礎(chǔ)4.1.1 Nichols圖4.1.2 Nyquist穩(wěn)定判據(jù)4.1.3 閉環(huán)系統(tǒng)性能指標(biāo)4.2 LTISISO系統(tǒng)QFT設(shè)計原理和步驟4.2.1 QFT的設(shè)計結(jié)構(gòu)4.2.2 對象模板4.2.3 性能指標(biāo)設(shè)計4.2.4 邊界的種類與計算4.2.5 復(fù)合邊界4.2.6 回路整定4.2.7 前置濾波器設(shè)計4.2.8 QFT設(shè)計步驟小結(jié)4.3 LTIMIMO系統(tǒng)的QFT設(shè)計4.3.1 問題描述4.3.2 MIM0系統(tǒng)到MISO系統(tǒng)的等效分解4.3.3 近似不相關(guān)設(shè)計方法4.3.4 設(shè)計步驟4.4 非最小相位不穩(wěn)定系統(tǒng)的QFT設(shè)計4.5 飛行控制律設(shè)計實例4.5.1 俯仰姿態(tài)保持控制律設(shè)計4.5.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第5章 特征結(jié)構(gòu)配置方法5.1 特征值和特征向量對系統(tǒng)動態(tài)響應(yīng)的影響5.2 全狀態(tài)反饋5.3 輸出反饋5.3.1 問題描述5.3.2 特征向量的可配置性5.3.3 反饋增益矩陣算法5.4 飛行控制律設(shè)計實例5.4.1 俯仰姿態(tài)保持控制律設(shè)計5.4.2 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制律設(shè)計5.4.3 飛行品質(zhì)評價小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第6章 電傳飛行控制系統(tǒng)6.1 飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展6.2 電傳飛行控制系統(tǒng)的特點6.3 電傳飛行控制系統(tǒng)的余度技術(shù)6.3.1 概述6.3.2 余度設(shè)計方法6.3.3 余度配置6.3.4 余度管理6.4 電傳飛行控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)6.4.1 空客A320飛機電傳飛行控制系統(tǒng)6.4.2 空客A340飛機電傳飛行控制系統(tǒng)6.4.3 空客A380飛機電傳飛行控制系統(tǒng)6.4.4 F-16飛機電傳飛行控制系統(tǒng)6.5 電傳飛行控制系統(tǒng)的控制律結(jié)構(gòu)6.5.1 控制律的余度6.5.2 正?？刂坡山Y(jié)構(gòu)6.5.3 備選控制律結(jié)構(gòu)6.5.4 直接控制律結(jié)構(gòu)小結(jié)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)第7章 主動控制技術(shù)7.1 概述7.2 放寬靜穩(wěn)定性7.2.1 飛機靜穩(wěn)定性的定義……第8章 其他現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)復(fù)習(xí)思考題參考文獻(xiàn)

章節(jié)摘錄

插圖：第二步：確定設(shè)計特性要求。根據(jù)對象響應(yīng)要求來確定其動態(tài)和穩(wěn)態(tài)特性指標(biāo)。如是時域指標(biāo)應(yīng)轉(zhuǎn)換成頻域的指標(biāo)。第三步：選擇頻率集。在進(jìn)行設(shè)計前，首先選擇一個頻率集，以便進(jìn)行模板和邊界計算。由于模板和邊界的計算比較復(fù)雜，運算量也比較大，在選擇頻率集時既要顧及到準(zhǔn)確性也要考慮到計算量。第四步：被控對象參數(shù)變化范圍的確定及模板計算。通常，參數(shù)的變化范圍由實驗或依參數(shù)變化規(guī)律經(jīng)歸納后定出。同樣是考慮到計算量，范圍不宜太大；而考慮到被控對象描述的準(zhǔn)確性，范圍不宜太?。贿@就需要設(shè)計者依經(jīng)驗和實際情況來界定。第五步：標(biāo)稱模型的選取。它將用于生成邊界和控制器合成。第六步：邊界的生成及其綜合。利用第二步得到的設(shè)計特性和第四步得到的模板，在頻域內(nèi)的每個試驗頻率點處生成相應(yīng)的邊界。第七步：回路整定。根據(jù)第六步得到的最優(yōu)邊界來設(shè)計控制器。設(shè)計控制器就是使開環(huán)頻率響應(yīng)曲線在所選擇的設(shè)計頻率點處的位置位于對應(yīng)頻率點的邊界的上方，且離邊界越近越好，在高頻處還應(yīng)保證該曲線不與穩(wěn)定邊界相交，最好不進(jìn)入高頻。一般的回路整定過程可總結(jié)如下：（1）控制以純增益來滿足低頻特性。（2）加入超前和或滯后環(huán)節(jié)來滿足低頻邊界，同時減小控制器的增益。（3）增加滯后環(huán)節(jié)來滿足高頻邊界。（4）改變控制器參數(shù)，通過降低控制器的高頻增益來減小控制器的帶寬。（5）每增加一個零點，增加足夠遠(yuǎn)的極點或者復(fù)數(shù)極點對，以使極點數(shù)不少于零點數(shù)。第八步：設(shè)計前置濾波器?；芈氛ㄔO(shè)計出的控制器確保了系統(tǒng)閉環(huán)回路在頻域里的穩(wěn)定性要求和對擾動的抑制作用，但不能保證系統(tǒng)的輸出滿足單位階躍響應(yīng)的上下邊界要求，加入前置濾波器可以調(diào)整系統(tǒng)的整體頻率響應(yīng)特性。第九步：分析驗證。QFT方法的最后一步是分析新系統(tǒng)的閉環(huán)頻率響應(yīng)是否滿足所有的設(shè)計要求。同時，也要進(jìn)行時域仿真，檢查系統(tǒng)是否滿足單位階躍響應(yīng)特性要求。如果全部滿足，則設(shè)計結(jié)束，否則進(jìn)行必要的修改或重新設(shè)計。設(shè)計程序時希望對干擾輸入抑制得越小越好，但是指標(biāo)設(shè)置得越小則控制器的結(jié)構(gòu)就越復(fù)雜，并且由于實際被控對象的舵面存在限幅，使得指標(biāo)設(shè)置小時反而控制效果較差。因此該指標(biāo)應(yīng)權(quán)衡取值。

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