h z h z


2、高度稳定系统结构图的建立
一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自 动控制系统为基础的，因此对象方程，应从 纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差
H 不太大时，修正高度过程中，俯仰运动 v 也不会剧烈，所以速度相对变化v 也不 u
会太大，为此可用短周期运动方程。
短周期运动方程
典型的高度稳定系统结构图
高度稳定和控制系统的控制律
h h e K z K z K z (h hg ) K z h


式中：K z K K , K z K K , K K K K K h , K h h
L q Lq q L e q
（2）高度自控系统控制信号的确定

按闭环调整原理―引入 H 做为主信号。

考虑到高度控制是以俯仰角 控制为基础 的―控制律中要引入控制 的信号。 在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过 程的阻尼作用，控制律可写作：
e Lq q L LH H LH H
此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大
0 H 0 0 0 0 认为 H 0

若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及 （ ）式的 H 方程。
3、高度自动控制系统控制律及工作原理
（1）确定控制律中信号的原则：

按闭环调整的原则确定信号：
想控制哪个量就在控制律中引入哪个信 号，例如稳定俯仰角 的控制律：
0
可简化为
H v0 57 .3S
定高系统运动学环节
高度自动控制系统的飞机对象方程
2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e n U ( ) H 4 0

( S Z ) S 0
由于惯性可能出现：
e 0反舵 M e 0低头 0 L 0 0 轨迹逐渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0


飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控 制来完成。因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反 馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜 角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气 流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高 度稳定与控制系统。 设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角 控制系统。 高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行 姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭 环控制。
L0
X
0
0
L
X
Gபைடு நூலகம்
U
0
Xg
G
0
L0 L
X
U

Xg
L0
X
G
0
G


控制律： e L q L LH H LH H
e LH H 0 舵上偏 M e 0抬头 ox上转 q 0, 1 0 0， v 不转 0 L 0 0 H v上转 0 轨迹上弯 H
飞行轨迹 几何关系
轨迹控制一般结构图
由图可知：
制导系统中输入量是预定轨迹参量，输 出量是飞行器实际运动参量，制导装置 （即耦合器）测其偏差并以一定规律控制 角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨 迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中， 角运动控制是内回路 。
一、飞行高度的稳定与控制
1、高度自动控制系统必要性 飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航； 自动进场着陆时初始阶段；均需保持高度的 稳定。 舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行 地形跟随等均需高度控制。
第五章 典型飞行 控制系统 工作原理
四
5.5 飞机轨迹控制系统
飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持 或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的 系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础 上形成的。
给定飞行 轨迹 制导装置 控制 信号

角控制系统
( s ) ( s)

实际飞行 轨迹
其中：
n4 U 0 cos 0 n4 v sin 0
是起始高度变化率 H 0
定高系统的运动学环节：
v
n4 v sin 0
H 0
H 0
H

0
1 57.3
n4 v v0 cos 0
1 S


H
0 H 0 当 H 0 0 0 0
由AP信号平衡：
， 当到某时刻 e 0 ，出现 0 ，但 0 所以飞机会继续爬高， H 。
又 e L q L LH H LH H L q 0, L 0, LH 其中： H 0, LH H 0

(H H H g )

（3）高度控制系统修正初始偏差的过程

起始状态：飞机作等速平飞 0 且 0 0 0 ， e 0 平衡舵偏角（为了与 0 产生的力矩平衡， e 0 应向上偏，以提供抬头 力矩）

因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一
个高度初始偏差 H 0
Z S Z
补充描述高度变化的方程：
X
U sin H


H
U
Xg
推导运动学关系的几何图
线性化处理：
H H 0 H U 0 sin 0 U 0 cos 0 sin 0 v H 0 n4 n4 v v H 0 H H v
( S Z ) S 0 2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e

M ( S Z ) (S) 2 e ( S ) ( S C1 d S C 2 d ) S
e
而
S S Z