第3章飞行推力综合控制

现代飞行控制技术

第3章 飞行/推力综合控制

3.1概述

3.1.1 飞行/推力综合控制的发展

飞行/推力综合控制（IFPC：Integrated Flight Power Control）系统是在利用主动控制技术提高飞机性能的基础上发展起来的。

50年代的飞机利用燃烧涡轮喷气发动机，增加了燃油油量控制器和主燃油控制器，同时还采用具备跨音速飞行性能的模拟电子增稳系统。 60年代的飞机利用可变形状进气道、涡轮风扇喷气发动机和飞行控制自动驾驶仪与大气数据计算机。

70年代起走向综合化，某些飞机上采用自动油门控制和发动机的电子控制。此后，电传操纵系统与主动控制技术的采用使系统之间的综合容易实现，飞行/推力综合控制系统进入试飞阶段。例如，F-111，验证了自动油门控制与发动机数字控制系统的交联；YF-12综合控制计划实现了自动驾驶仪、自动油门以及进气道的数字控制；试飞F-15验证了飞行/推力综合控制技术概念及其可行性。

80年代，美国根据DMICS(Design Methods for Integrated Control System)计划试飞F-15B和F/A-18,验证了飞行/推力综合控制技术的可行性，完成了短距离起落、地形跟随/回避、空－空格斗机动、空－地攻击机动和超音速巡航的飞行/推力综合控制系统建模、控制律设计、仿真和评价。此外，美国还进行了HIDEC(Highly Integrated Digital Electronic Control)研究，它分为ADECS(Adaptive Digital Engine Control System Mode)与TGO(Trajectory Guidance Optimization Mode)

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两种模态。ADECS模态通过增加发动机压力比（Engine Pressure Ratio）获得了12%的附加推力，从而提高了飞机的加速度、改善转弯速度和转弯角度。TGO模态通过飞行/推力/导航等系统的综合，优化了轨迹，增加了航程，节省了燃料并减小了接触交战时间。美国另一项研究计划FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)是由海军、惠普公司、哈密尔顿标准公司共同进行的，主要研究全权限数字电子发动机控制系统。IFPC技术效益显著，增加了定点推力6%，减少了发动机喘振，改进了推进系统性能。在F/A-18飞机上进行IFPC技术验证结果表明，扩大了飞行包线，提高了飞行性能，特别是低音速着陆性能和高空性能。

3.1.2 飞行/推力综合控制的组成与功能

长期以来，飞机上的飞行控制系统与推进系统是彼此独立的，只有必要时飞行员予以适当协调。近代飞机，由于采用了变几何形状进气道以及具有推力矢量和反推特性的发动机等方案，这样就发生了发动机/进气道/机身之间的耦合。使飞机产生发散的横向振荡，畸变系数超过限制、不稳定的荷兰滚和长周期振荡，甚至可能产生发动机熄火的故障。因此，有必要对飞行控制和推力控制进行综合，以便抑制由于耦合作用对飞机稳定性和控制性能的影响。

综合飞行/推力控制系统工作过程如下：在飞行过程中，飞/推计算机收到飞机迎角、侧滑角、飞行速度和加速度等信号的同时，也收到来自发动机的进气道压力比、进气整流锥位置等信号。经飞/推控制律计算后，一方面向飞控系统发出控制信号，操纵飞机的相应的控制面，使

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飞机按预期的姿态和轨迹飞行；另一方面又向发动机系统发出控制信号，控制进气锥位置伺服装置和油门，控制飞机的推力。这样，就把飞行控制和推力控制融为一体达到综合控制的目的。

3.2 自然飞机低动压下的轨迹响应特性

为阐述飞行/推力控制,对执行精确飞行轨迹控制的必要性,本章将

以舰载飞机在低动压下着舰状态下的飞行/推力控制,即自动动力补偿系统(APCS)为例,说明飞行/推力综合控制的几种形式、工作原理，控制律构成及设计。

由图3.1所示的纵向自动着舰系统原理结构可知，当自动着舰导引系统（ACLS：Automatic Carrier Landing System）

噪声

图3.1纵向自动着舰系统原理图

出现着舰高度偏差Her时，经导引律计算发送给飞机的导引信息是通过控制飞机的姿态（ ），以实现对航迹倾斜角的控制（ ），从而完成对高度的纠偏。因此飞机 对 的响应质量W (s)直接关系着ACLS的性

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能。图3.1中所示的动力补偿系统（APCS）将使飞机在低动压着舰状态下，使 对 有快速精确的跟踪能力。

为说明无舵面控制作用（ e=0）时,自然飞机(无动力补偿系统)航迹倾斜角（ ）对姿态角（ ）的响应特性W

(s)，首先建立飞机在

稳定轴系下的动力学数学模型。所谓稳定轴系OXSYSZS，是指取OXSO与飞机配平后的相对气流U0一致的机体坐标系。

图3.2稳定轴系

对于一般的机体坐标系OXYZ,飞机的配平角 0>0；而当稳定轴系OXSYSZS时，由于OXS0与U0方向一致，故配平迎角 0=0，因此OXS与机体坐标系的OX间的夹角为 0。

稳定轴系中的量纲形式：

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1． 有关轴的量

2．纵向扰动量

3． 几个角度

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飞机的纵向力与力矩方程为：

Fx m(U

WQ) Fy m(W UQ)

(3.1)

M IyQ

在稳定轴系中，有： U U0 u W w Q0 0

U

u W w

Q q

其中Q、q分别为俯仰角速度的全量和增量。

经增量线性化后，得如下的小扰动动力学线性化方程：

u Xu(u ug) Xw(w wg) g X e

e X T T

w U0 Zu(u ug) Zw(w wg) Zw w Z e

e Z T T Mu(u ug) Mw(w wg) Mw

w Mq M e

e M T T My/Iy 式3-3 还可以写为：

U0 w Zu(u uZwZw Z e

ZUq) (w wg) w

T

e T 0U0U0U0U0U0

考虑运动学方程后，最终可得到：

u Xu(u ug) Xw(w wg) g X T T X e

e w U0 Zu(u ug) Zw(w wg) Zw w Z T T Z e

e Mu(u ug) Mw(w wg) Mw w Mq M e

e M T T H

U0 U0 w

式中 H

为高度变化率（m/s）, H为高度变化量； 迎角传感器可以感受迎角增量 ，并且 w wgU。

不计风扰动的运动方程为：

(3.2)

(3.3) (3.4)(3.5)(3.6)

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Xuu Xww g X e X T T u

U0 Zuu Zww Zw w Z e Z T T (3.7) w w Mq M e M T T Muu Mww Mw

U0 U0 az w

e

e

e

长周期运动方程为

Xuu Xww g X e X T T u

Zu Zw Z Z T(不计Z w U0 ) (3.8) wuw e Tw

Muu Mww M e(力矩稳态平衡） U U0 az w0

ee

e

自然飞机飞行轨迹角对姿态角的响应：

所谓自然飞机是指舵锁住且不进行推力控制的飞机（即 e=0，

T=0），此时具有如下方程：

Xuu Xww g u (3.9) Zuu Zww Uo w

由（3.9）可得：

ZuZw u w

U0U0

(3.10)

(3.11)

并且w U0 U0( ) 状态方程为：

Xu XwU0 u u XwU0 g

Zu Z Z (3.12)

w w U 0

对应的结构图见图3.3。其相应的传递函数为(某型飞机低动压着舰状态下)：

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(s)0.476s 0.015

W(s) 2

(s)s 0.56s 0.021 (3.13)

图3.3 自然飞机 对 的响应结构图

当W (s)S 0 0.7。图3.5曲线1 为自然飞机 对 的阶跃响应。

由此可知，自然飞机在无动力补偿情况下， 非但不能跟踪 ，而且稳态时 方向与 相反，这是因为，系统无信息反馈到油门（即

T=0）时，在重力 g的作用下，飞机必须加大迎角 (或w)，以产

生足够的法向力去平衡由于重力而导致的法向力减小。

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图3.4 APCS工作时 对 的响应结构图

3.3 保持速度恒定的飞行/推力综合控制

为补偿重力的影响，可采用速度恒定APCS，其控制律为

kui kE 1

APCS|u 0 W(s) ku TEs 1T s 1 s (3.14)

T

u

图3.4表明，速度恒定的APCS相当于增加飞机速度稳定导数

Xu，

从而有效地抑制了由姿态变化 而引起的速度变化，改善了长周期运动阻尼。但存在由于Z T而引起的跟踪差

s

g

[Z T( Xw)/ZwX T] (3.15)

U0

W (s)响应时间较长（约20秒）。曲线如图

且3.5

图3.5 动力补偿控制律对W (s)的动特性影响

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3.4 保持迎角恒定的飞行/推力综合控制 3.4.1油门中引入迎角 信息

迎角恒定的APCS的设计思想是：由迎角的变化量 调节发动机推力（ T），使飞机在姿态控制时始终保持设计的基准迎角 0（ 0）。其控制律具有如下形式：

W

T

k k ikE1

(s) [ ] （3.16）

TEs 1T s 1T s 1s

TW由图3.4可知， (s)与Zw并联，相当于增加飞机气动导数Zw，从

而加速了 对 的响应过程。故这种动力补偿系统实际功能相当于

W轨迹响应增强器。此时 (s)具有如下形式：

22

W (s) A{(Ts 1)/(T 1 s 2 T s 1) (3.17)

式中：

gZuA 1 {1/[XuZw XwZu) W T(s)(XuZ T X TZu)]}

(3.18)

U0

(s)

T

[X Z W (s)Z]

(3.19)

T

由式（3.18）及式（3.19）表明：此时的动力补偿W (s)，使W (s)

出现响应加快但阻尼不足的动态过程，如图3.5的曲线3所示。

3.4.2 油门中引入法向加速度信息 az

W 为进一步改善 (s)的动态响应品质，增加阻尼，需在迎角恒定

的动力补偿（

APCS| 0）中引入法向加速度信息 az,使油门具有如

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下控制律

kazk k I1

T(s) [( ) az] (3.20)

T s 1T s 1sTazs 1

为证明 az信息阻尼长周期运动效果，作出如图3.6所示的结构图(作等迎角假设)。长周期运动近似模态为：

g

s Xus UZu 0 (3.21)

2

TW a由图3.6可知，z引入油门所构成的 (s)反馈相当于增加气动导

z

数

Xu，从而使飞机具有阻尼良好的长周期运动模态

g2 T

s [X XW(s)Z]s Zu 0 (3.22) u T zu

U0

W此时， (s)将具有如图3.5曲线4所示的动态过程。

图3.6 az对阻尼长周期运动的原理

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下面由不作简化处理的飞机全面运动增量运动方程

s Xu

Zu Mu

Xws Zw Mw

u Xw

U0s w Z e

2

s Mqs M e

gX T

e Z T (3.23) T M T

, az U0 W U0 (3.24)

证明 az引入油门对阻尼长周期运动的效果。作出如图3.7(a)所示的结构图。图中各传递函数由式（3.23）（3.24）给出。 1为仅在 e作用下而无油门干预时姿态变化， 2 为在 e作用下，由于出现 az而引起的姿态变化。数字仿真表明， 2(t)与 1(t)相位相反（见图3.7(b)），体现了 az阻尼长周期运动的效果。

(a)

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(b)

图3.7 az引入油门阻尼长周期运动仿真验证

3.4.3 油门中引入舵的偏转信息 e

在油门中引入舵的偏转信息 e，此时的飞行姿态控制如图3.8所示，

图3.8含飞行推力控制的姿态系统

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在轨迹机动时，舵的偏转使姿态发生变化。但舵的作用也导致速度

u

GG(s)与迎角的偏离，体现为传递函数 e及 e(s)。为适当抑制舵对飞

行速度与迎角的影响，其有效途径是将舵信息 e引入油门（参见图3.8）。

为了改变自然飞机的上述不良后果，将迎角信息 、法向加速度信息 az、舵的偏转信息 e引入油门，调节推力 T，改变速度，使迎角保持恒定不变，使 准确迅速地跟踪姿态命令 c。这就是所谓的迎角恒定的飞行/推力系统。 最终的油门控制律为

kazk k i1

T(s) [( ) az k e e] (3.25)

T s 1T s 1sTazs 1

为验证舵信息引入油门的效果，应作出如图3.9（a）所示结构图，其中各传递函数由式（3.23）给出。图3.9（b）为数字仿真结果。其中u1(t)为仅在 e作用下的

u的变化； u(t)为舵信息引入油门对速度变

2

化的补偿作用。同样，舵信息引入油门形成的迎角变化 2(t)也相应地补偿了仅由舵引起的 1(t)，从而有效地抑制了由于机动舵偏角过大而引起的失速。

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(a)

(b)

图3.9 舵信息引入油门的补偿效果

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3.5 迎角恒定飞行/推力系统与速度恒定飞行/推力系统的关联

上节分析了速度恒定的动力补偿及迎角恒定的动力补偿控制律的构成，仿真表明保持迎角恒定的APCS0)的性能。现作如下证明：

W 在APCS中引入 信息后的 s 特性描述如下：

0，也兼有保持速度恒定(u＝

u Xuu Xww g X T T

Zuu Zww

U0U0 w U0 T Gww k I G k

w Gp

sT s 1 由(3.26)的第2式，可得：

ZuZw

U0su U0

sw 将它代入(3.26)第3式，最终可得：

w U0 s Zuu

s Zw

由(3.26)第1式可得：

s Xu u Xw X TGw w g 将（3.28）式代入（3.29）式可得：

(3.26) (3.27)

(3.28) (3.29)

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U0 s Zuu

g (3.30) s Xu u Xw X TGww

s Zw

由此可得如下传递函数：

Xw X TGw U0s g s Zw u s

ss Xus Zw Xw X TGwZu (3.31)

将Gw表达式代入上式，最终可得：

u s s

Xs Ts 1 X

w

T

Gp k T s k k Is U0s g s Zw s T s 1

sT s 1s Xus Zw XwsT s 1 X TGpk T s k k IsZu

由上式可知，u对 的稳态响应

lim

s 0

u s s 0 (3.33)

结论：由于在APCS 中引入了 的积分信息， 可精确地跟踪 ，使 ＝0，在此过程中，可保持u＝0。 图3.10为该特性的仿真证明。

图3.10 具有APCS 动力补偿系统的飞控特性

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3.6 两种改进型迎角恒定的飞行/推力综合控制

在式（3.25）所示的控制律中，将

s

使

信息引入油门，控制推力 T,

跟踪 的性

0，系统的响应速度不甚快，为进一步改善

能，本节提出一种对控制律进行改进的动力补偿系统，其设计思想是在

APCS| 0中引入 信息，补偿由 g造成的静差，代替引入油门的

迎角积分信号，以达到消除静差及加快动态过程的目的。其控制律为：

kazk 1

T(s) [ az k e e k ]

T s 1T s 1Tazs 1

由于 对 c的响应存在一定的过渡过程，因此第二种改进型控制律为将 c直接引入油门，增加油门响应的速度，且可不从陀螺仪中取 信息，增加了系统的可靠性，消除了噪声，其控制律如下：

kazk 1

T(s) [ az k e e k c c]

T s 1T s 1Tazs 1

图3.11为不同结构配置的APCS， 对 的响应特性。由图可知，不同的APCS稳态值相同，而改进型的APCS其动态过程已加快。

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(deg

图3.11 具有不同APCS的 c 的阶跃响应

3.7 迎角恒定的飞行/推力系统参数设计

本文对APCS控制律参数的设计方法进行了研究，提出了采用多变量寻优方法，进行控制律参数设计, 仿真表明可得到良好效果。 应用随机射线法，其基本途径是：从给定的初始点O出发，随机地选取一个试探点进行,若失败，则回到原点再试探。本节以图3.12所示

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图3.12 带有APCS的姿态控制系统结构图

1、按 对 最优时域响应要求设计G1、G2、G3

APCS 中含 ，az信息时的W (s)可由如下方程描述：

Xuu Xww g X T T u ZuZw u w

UoUo

az Uo w Uo （3.36）

T Gp G1 G2 G3 az

kak Ik

式中 G1 ，G2 ，G3 Ts 1

T s 1sa

zz

对W (s)阶跃响应特别进行关注，取目标函数：

tf

J te(t)

to

3/2

dt (3.37)

其中e(t)＝ (t)－ (t)＝ (t)。经随机射线法寻优，可得：

2、按 对 c最优时域响应要求设计G4

FCSW 具有姿态控制系统 和引入G4后的 s 系统，可由如下

c

k I＝0.71(deg.s/deg)、k ＝15.40(deg/deg)、kaz

＝8.37(deg/(m/s2))。

方程描述：

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Xuu Xww g X e e X T T u w Uo Zuu Zww Z e e

Mu Mw Mw Mq M e euww 20 K K c es 20 (3.38)

T Gp G1 G2 G3 az G4 e a w U o z

式中

G4 k e

tf

按 对 c的响应要求，取目标函数

J

t0

te t (3.39)

其中e(t)＝ c(t)－ (t)，经寻优，最终可得k e＝5.38(deg/s/deg) 。

3.8 具有保持迎角恒定的飞行/推力系统飞机简化动力学

具有保持迎角恒定的动力补偿系统的飞机动力学具有短周期特性，因此设计姿态控制系统时可采用飞机短周期传递函数，本文证明这种简化是可行的。

在飞机的短周期运动假设下，其运动方程为：

M u M w w Mw M (3.40) M ugwgwq ee

Z u Z w w Z U0 wugwg ee

因此飞机在舵控制下，着舰状态的短周期传递函数为：

本文来源：https://www.bwwdw.com/article/qnge.html