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第五章典型飞行控制系统工作原理(2)

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飞机飞行控制课件

飞机飞行控制课件

特点：智能化、自动化、高 精度、高可靠性
应用场景：无人机在军事、 农业、物流、救援等领域的 应用
发展趋势：智能化、网络化、 小型化、低成本化
航天飞行控制系统
航天飞行控制系 统是飞机飞行控 制系统的重要组 成部分
航天飞行控制系 统主要用于控制 航天器的姿态、 轨道和速度
航天飞行控制系 统可以保证航天 器在太空中的稳 定飞行和精确定 位
计算机技术
飞行控制计算机： 负责处理飞行控 制指令和传感器 数据
飞行控制算法： 实现飞行控制功 能，如姿态控制、 导航控制等
传感器技术：提供 飞行状态和外部环 境信息，如加速度 计、陀螺仪等
通信技术：实现飞 行控制计算机与传 感器、执行器之间 的数据传输和通信
导航技术
惯性导航系统（INS）：利用陀 螺仪和加速度计等传感器测量飞 机的加速度和角速度，计算飞机 的位置和姿态。
法规限制：技术创新需要遵守相关法规 和标准，确保产品的合法性和安全性
合作与交流：加强与行业内外的合作 与交流，共同应对技术创新的挑战和 应对策略
安全保障的挑战和应对策略
挑战：飞机飞行控制系统的安全性要求 越来越高
应对策略：加强飞机飞行控制系统的测 试和验证，确保系统的稳定性和可靠性
应对策略：加强飞机飞行控制系统的安 全性设计，提高系统的可靠性和稳定性
早期的飞行控制系统20世纪源自，飞机开始使用 机械式飞行控制系统，如操 纵杆、舵面等
20世纪30年代，飞机开始 使用液压式飞行控制系统，
提高了控制精度和稳定性
19世纪末，莱特兄弟发明 了飞机，开启了飞行控制系 统的发展历程
20世纪50年代，飞机开始 使用电动式飞行控制系统，
实现了自动化控制
现代的飞行控制系统

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制

e 虽已到零，但由于飞机的惯 接近零时，

t
图
L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入
俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用

t1 t 2

t
e
e1 L

积分式控制律成立的条件：

亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本 身的软反馈作用。

飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时， 舵机控制不受铰链力矩的影响。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵 消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后 引起的铰链力矩较小。

积分式控制律的改进：
比例式控制律的优缺点：

优点：结构简单。

缺点：
误差( g) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系 数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修 正 角时 e 较大，产生较大的力矩 Me ， 0 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g


性，且角速率 q 0 飞机会向反方向俯仰以致产 生振荡。
（2）工作原理： （飞机水平平飞状态）
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，Ug 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K 0 1 L 0 产生气动力 e 经舵回路输出 矩M ( 0 使飞机 逐渐减小，只要 e) e 0 0 ,同时 选的 L 合适，就可保证 修正 过程如下图所示：
典型飞行控制系 统工作原理
纵向姿态控制
§5.4 飞机的姿态控制系统

第五章典型飞行控制系统工作原理(4)

第五章典型飞行控制系统工作原理(4)

由于惯性可能出现：
e 0反舵 M e 0低渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0
修正高度过程结束。
讨论：
控制律中若无 L 信号及L q 信号，则舵 面反舵时机会更晚，这样会出现 H 0 后 飞机继续向上爬，使 H 调节过程振荡加剧。 说明 是起阻尼作用。 在修正 H 过程中，随着 H ， ，当 H 0 时， 0 。说明调整H是靠调整 来实现的，即俯仰角控制是做为高度控制的 内回路。 为改善动态质量，引用 L H H 信号。
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
K h (h h ) K h h e K z K z z g z


式中：K z K K , K z K K , K K K h , K h K K h
3、下滑波束导引系统
下滑波束导引系统结构图建立： a) 飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角г之 下滑波束线 间的几何关系

d
2.5
2.5
U0

飞机重心
R
2.5

设下滑波束线仰角为 2.5 (与水平线夹角)飞 机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d（飞 机在波束线下方，d<0）且波束偏差角г 根据图中几何关系有：
飞机航迹倾斜角偏差与波束偏差角之间的几何关系下滑波束线飞机重心设下滑波束线仰角为与水平线夹角飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d飞机在波束线下方d0且波束偏差角积分关系随着飞机接近地面r使积分速率导引系统将发散由于航迹倾斜角与波束偏差角之间有一个积分环节为保证系统有良好的动态特性和稳态精度取耦合具有比例加积分的形式同时为改变动态特性又接入相位超前网零点用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点

飞行控制系统

飞行控制系统

飞行控制系统为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。

为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。

与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。

多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。

关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ0 引言飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。

随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。

高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。

此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。

基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。

1 飞控系统总体设计飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。

飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。

飞机飞行控制系统

飞机飞行控制系统

飞机飞行控制系统飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。

3.4.1. 飞行控制系统概述飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。

由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。

最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。

不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。

自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。

飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。

控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。

传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。

飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。

作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。

自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。

信息传输链用于系统各部件之间传输信息。

常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。

接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。

图3.4.1 飞行控制系统基本原理飞控系统基本工作原理除个别的开环操纵系统(如机械操纵系统)外，所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。

图3.4.1是通用的飞控系统基本工作原理框图。

第5章综合火力飞行控制系统

第5章综合火力飞行控制系统

第5章综合火力/飞行控制系统5.1 概述综合火力/飞行控制（Integrated Fire/Flight Control，IFFC）是在七十年代中期由美国空军率先提出并展开研究的一种新的飞机控制技术。

其基本思想是通过火力/飞行耦合器把火力控制系统与飞行控制系统综合起来，形成一个闭环武器自动攻击、投放系统，以帮助驾驶员自动地实现瞄准攻击的目的。

其基本工作原理如图5-1所示。

图5-1 综合火力/飞行控制原理图综合火力/飞行控制系统（IFFC）基本工作过程如下：根据机载跟踪雷达及目标状态估计器提供的目标运动状态信息，以及飞机自身传感器提供的本机信息，经火力控制系统解算，给出瞄准偏差信息。

该偏差信息一方面通过平视显示器显示给驾驶员，另一方面，输送给火力/飞行耦合器，由它产生控制指令送至飞行控制系统，由于飞控系统不断地纠正飞机的航迹，使瞄准偏差趋向于零。

从而自动完成对目标的瞄准和攻击。

综合火力/飞行控制系统实现武器攻击自动化，减轻了驾驶员在空战和对地攻击时的负担，并提高了攻击机的生存力，可使机炮攻击射击时间缩短二分之一，命中率可提高两倍，在对地攻击中，可使武器投放精度提高一倍。

从七十年代开始，美国对综合火力/飞行控制系统的研究可划分为以下几个阶段：（1）先进战斗机技术综合 (Advanced Fighter Technology Integration，AFTI)研究计划（1974～1976）该计划主要研究飞机的综合技术，运动模态和飞行管理。

是火力/飞行（FIREFLY）计划的先导，它促进了飞机主动控制技术（ACT）在综合火力/飞行控制中的运用。

（2）终端航空武器投放仿真(Terminal Aerial Weapon Delivery Simulation，TAWDS)研究计划（1973～1975）它是以F-4飞机为研究对象，计划最终目的是提供终端武器投放系统，并提出对飞行控制系统的设计规范和要求。

（3）火力/飞行（FIREFLY）研究计划（1975～1983）FIREFLY计划是由美国通用电气（GE）公司立项研制，它是综合飞机主动控制技术与指挥仪型火力控制原理的概念来设计火力控制系统。

航空科普飞行器控制系统的原理与应用

航空科普飞行器控制系统的原理与应用

航空科普飞行器控制系统的原理与应用飞行器的控制系统是航空科技领域中至关重要的一个组成部分。

它通过引入现代电子技术和自动控制理论，实现了飞行器在空中飞行时的精准控制和稳定性。

本文将介绍航空科普飞行器控制系统的原理与应用。

1. 飞行器控制系统的原理飞行器控制系统的原理主要包括传感器、执行器和控制器三部分。

传感器负责感知飞行器的状态，如位置、速度、方向等；执行器负责根据控制器发出的指令进行动作，如改变舵面、引擎推力等；控制器则是系统的核心部分，负责识别飞行器当前状态并制定相应的控制策略。

在传统的飞行器控制系统中，控制器通常采用经典的PID控制器，即比例-积分-微分控制器。

PID控制器通过不断地调节输出信号，使得飞行器能够在飞行中保持稳定。

然而，随着飞行器的发展和技术的进步，越来越多的先进控制方法被引入到飞行器控制系统中，如模糊控制、神经网络控制等。

2. 飞行器控制系统的应用飞行器控制系统广泛应用于民用飞机、军用飞机、直升机、导弹、火箭等各类飞行器上。

在民用飞机上，控制系统能够保证飞机在整个飞行过程中的安全和稳定性，减少飞行员的负担，提高飞行效率。

在军用飞机上，控制系统更是扮演着至关重要的角色，保证了飞机在复杂环境下的作战效果。

除了飞行器本身，飞行器控制系统还广泛应用于飞行模拟器、航空器材测试设备等各种飞行器相关设备中。

通过模拟真实飞行过程，控制系统能够帮助飞行员进行飞行技能培训、飞行器设计验证等。

总结飞行器控制系统的原理和应用是航空科技领域中一个重要的研究方向。

掌握飞行器控制系统的工作原理，了解其在不同飞行器上的应用，对于提高飞行器的性能和安全性具有重要意义。

希望通过本文的介绍，读者能够对航空科普飞行器控制系统有更深入的了解。

【字数超出限制，删减字数】。

飞行控制系统的原理和应用分析

飞行控制系统的原理和应用分析

飞行控制系统的原理和应用分析一、概述飞行控制系统是航空航天领域中不可或缺的重要部分，旨在确保飞机、航天器等航空器在飞行过程中具有稳定的飞行性能和安全的飞行状态。

此文将从原理、应用两个方面对飞行控制系统进行深入探讨。

二、原理飞行控制系统的原理是通过将不同的控制量进行协调和控制来保证飞机稳定飞行。

这些控制量包括姿态、速度、高度等。

现代飞行控制系统的工作原理基于内置的计算机和传感器。

飞行控制系统的目标是将飞机保持在良好的飞行状态，同时还必须考虑落地、轮胎和刹车的问题，以及其他任何可能影响飞行的因素。

在飞行控制系统中，有两个基本的控制方式：开环控制和闭环控制。

开环控制是指飞机飞行时仅仅根据输入的控制信息来调整飞机的飞行姿态，而不关心飞机当前的状态是否符合预期。

闭环控制比开环控制更为高级，它会根据飞机状态发出反馈信号来进一步调整飞机的飞行姿态。

除了开环和闭环控制之外，飞行控制系统还可以通过借鉴人工智能技术来提高控制系统的精度和可靠性。

比如采用神经网络、遗传算法等人工智能技术可以实现自适应和智能优化。

三、应用飞行控制系统在航空领域的应用非常广泛，主要可以分为以下几个方面：1.自动驾驶随着科技的发展，自动驾驶技术已经成为现代飞行控制系统的普遍应用。

自动驾驶可以极大地减轻飞行员的工作负担，增强飞行的安全性和舒适性。

2. 导航飞行控制系统可以提供准确的导航信息，同时根据掌握的信息指导飞机进行行进和起降操作。

3. 系统监测飞行控制系统的集成传感器可以监测飞机的各项状态，保障飞机的安全和稳定飞行。

4. 电子攻击和干扰克服现代飞行控制系统还可以通过集成电子攻击和干扰克服技术来应对电磁干扰和电子攻击行为，从而保障飞机的安全。

综上所述，飞行控制系统是保证飞机安全和稳定飞行的核心技术。

在现代航空领域中，飞行控制系统的应用将成为越来越多的研究热点。

未来，随着科技的不断发展，飞行控制系统的应用将会更加精确、可靠、高速和安全。

飞行控制系统的原理与优化

飞行控制系统的原理与优化

飞行控制系统的原理与优化飞行控制系统是现代飞机中极为重要的组成部分，可谓是飞机的“大脑”。

它不仅能够完成飞机的姿态控制和导航功能，还能够监控和修复系统故障。

其作用可谓是不可或缺的，在民航飞行中占据了巨大的地位。

本文将介绍飞行控制系统的基本原理和优化方法，以及其在航空运输业中的应用。

一、飞行控制系统的原理飞行控制系统是由自动飞行控制系统和飞行管理计算机系统两个主要部分组成的。

自动飞行控制系统是进行飞机运动和姿态航向控制的核心模块，而飞行管理计算机系统则是为飞行提供导航和飞行信息，向驾驶员提供必要的帮助和建议。

飞行控制系统的原理可简单概括为以下两个方面：1. 印证传感器：飞行控制系统中的传感器是用于监控飞机状态的。

多数飞机的主要传感器通常包括加速度计、压力计、陀螺仪、罗盘、气压传感器、空速传感器等等。

这些传感器或多或少地被用来捕获飞机状况，从而检测和纠正飞行的误差。

传感器是飞行控制系统的基础，如果它们不可靠或故障，那么整个系统就会崩溃。

2. 运用控制算法：为了使飞行控制系统更加智能化和实用化，现在的飞行控制系统广泛的运用了控制算法，其中最为常见的是反馈控制算法。

反馈控制算法是一种主动控制系统，通过对系统控制量的测量和与设定值进行比较，自动调整控制量的大小来实现控制目标。

由于算法的使用，现代飞行控制系统更加强悍，更加智能化，能够使飞机变得更加平稳和安全。

飞行控制系统的原理并非十分复杂，但其衍生的应用确有极大的专业性和技术性。

下面将介绍优化飞行控制系统的方法及其优势。

二、飞行控制系统的优化1. 时间响应和频率响应分析：时间响应是飞行控制系统的系统动态行为，描述了系统输入改变时系统内部稳态状态的变化过程。

频率响应是飞行控制系统对信号频率变化的反应特性。

频率响应分析是飞行控制系统设计中的重要工具，可以用于评估系统的稳定性和性能，并进行优化。

2. 控制器优化：控制器的设计十分重要，可用于调节飞行控制系统的性能。

航空航天中的飞行控制系统

航空航天中的飞行控制系统

航空航天中的飞行控制系统航空航天事业一直是人类追求飞翔梦想的象征。

在这个行业中，飞行控制系统扮演着至关重要的角色。

本文将介绍航空航天中的飞行控制系统的基本原理、关键技术以及未来发展方向。

一、飞行控制系统概述飞行控制系统是指航空航天器为了维持稳定的飞行状态所采用的一系列技术和设备的集合体。

其主要目标是确保飞行器安全地完成预定任务，并保证飞行过程中的舒适性。

飞行控制系统主要包括飞行姿态控制、导航系统、引擎控制系统以及航空电子设备等。

这些组成部分相互配合，通过传感器获取飞行器的状态信息，并根据预定的飞行计划进行计算和控制。

二、飞行控制系统的基本原理飞行控制系统的基本原理是通过控制飞行器的姿态、航向和速度，使其按照预定的轨迹安全飞行。

具体而言，飞行控制系统依赖于以下几个关键技术：1. 飞行姿态控制技术飞行姿态控制是指通过控制飞行器的姿态（如俯仰、横滚和偏航角）以及推力，使飞行器保持稳定飞行状态。

常用的控制手段包括机械控制、液压控制和电气控制等。

2. 导航系统导航系统是飞行控制系统中的关键组成部分，其作用是确定飞行器的位置和速度，并提供导航指令。

常见的导航系统包括惯性导航系统、全球卫星导航系统（如GPS）以及地面导航设备等。

3. 引擎控制系统引擎控制系统用于控制飞行器的动力系统，确保引擎工作稳定，并根据需要提供合适的推力。

这需要通过控制燃料供给、气流调节以及温度控制等手段来实现。

4. 航空电子设备航空电子设备包括飞行仪表、通信设备、自动驾驶系统等，它们与飞行控制系统密切相关，用于获取飞行器的状态信息并进行控制。

三、飞行控制系统的关键技术随着科技的发展，飞行控制系统不断向智能化、自主化发展。

以下几个关键技术将在未来的航空航天中得到应用：1. 自适应控制技术自适应控制技术能够根据飞行器在飞行过程中的变化状态进行实时调整，以适应不同的飞行条件，提高飞行器的稳定性和控制精度。

2. 传感器融合技术传感器融合技术是指将多种传感器（如惯性传感器、气压传感器、磁力传感器等）的数据进行综合和处理，提高飞行器的状态感知和控制能力。

飞行操纵系统工作原理

飞行操纵系统工作原理

典型飞机操纵舵面的布局
3.1.2 飞机操作系统发展过程
民用飞机的操纵系统划分为：机械操纵系统 电传操纵系统
简单
初级
人工 机械 操纵
气动 助力 操纵
液压 助力 操纵
复杂 完善
电传 操纵
机械操纵系:驾驶杆、脚蹬、钢索、滑轮、传动杆、摇臂 机械传动装置直接驱动各舵面:升降舵、副翼、方向舵 舵面上的气动力矩反馈给驾驶员，获得力和位移的感觉。
且力的指向总是与偏转方向相反，这样，驾驶杆（或脚蹬）就有自动回 中（即回到配平位置）的趋势。
正确的操纵动作应是：驾驶杆前推，机头应下俯，飞机下降；
驾驶杆向左转，飞机应向左侧倾斜；
踩右脚蹬，机头应向右偏转。
(6)驾驶杆力（或脚蹬力）应随飞行速度增加而增加，并随舵面偏转角度增 大而增大。
(7)为防止驾驶员无意识动杆及减轻驾驶员的疲劳，操纵系统的启动力应在 合适的范围内。“启动力”是指飞机在飞行中舵面开始运动时所需的操纵 力，启动力包括操纵系统中的摩擦（其中包括助力器分油活门的摩擦） ，预加载荷等。
纵动作和分散驾驶员的注意力，同时可以缩短训练驾驶员的时间。 (2)驾驶杆既可操纵升降舵，又可操纵副翼，同时要求在纵向或横向操纵时
彼此互不干扰。 (3)驾驶舱中的脚操纵机构应当能够进行调节，以适应不同身材的需要。 (4)驾驶员是凭感觉来操纵飞机的，除感受过载大小之外，还要有合适的杆
力和杆位移的感觉，其中杆力尤为重要。脚蹬力和脚蹬位移也是如此。 (5)驾驶杆（或脚蹬）从配平位置偏转时，所需的操纵力应该均匀增加，并
副翼系统 升降舵系统 方向舵系统
飞行操纵系统 辅助操纵系统 扰流板系统
后缘襟翼 前缘襟翼和缝翼
警告系统 失速警告系统 起飞警告系统

飞行控制系统

飞行控制系统

飞行控制系统为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。

为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC ／OS-Ⅱ实时操作系统。

与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。

多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。

关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ0 引言??? 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。

随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。

高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。

此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。

基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。

1 飞控系统总体设计????飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。

??? 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。

飞行控制系统

飞行控制系统

飞行控制系统为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。

为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。

与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。

多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。

关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ0引言???飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。

随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。

高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。

此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。

基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion 的无人机飞行控制系统。

1飞控系统总体设计????飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。

???飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。

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典型飞行控制系 统工作原理
第二讲
§5.4 飞机的姿态控制系统
控制原理： 按自控原理的思想―要想控制哪个物理 量，就应测量它的值，然后按一定的反馈规 律调整它，使它达到期望的值。 在飞行控制中,对于自动驾驶仪来说，要想 稳定与控制三轴姿态则应该是：

用陀螺仪测量角度信号 θ 用垂直陀螺仪

g
g
g
K K1 (
U g K1
)L ( g )
(*1)
式中
L＝K K1
g
U g K1
说明：

升降舵偏角的增量与俯仰角偏差（ ） g 成比例——具有这种控制律的姿态角自动控
制器称作比例式自动驾驶仪。
（2）工作原理： （飞机水平平飞状态）
参见例：5-32
（c） T 0.25s
结论：

L 考虑舵回路惯性 T 时， 增加到一定值后 再加大时，使阻尼特性急剧变坏，所以在增 加 L 同时，应尽量减小舵回路惯性（T 值 尽量小）一般限制 T 0.03 ~ 0.1 秒,这可保 证舵回路频带宽度为飞机的3~5倍。


等效开环传函为：
G等 ( S )
根轨迹如图5-30所示： 内回路 L ，使短周期 一对复根左移且虚部减小，最 终进入实轴，振荡减小， 阻尼加大。内回路的动态 过程由振荡运动转为按指 数规律衰减的单调运动， L 越大，阻尼 作用越强。

j
s1
z

s 2
全系统情况：
全系统开环传函： L M e ( S Z ) L G开 ( S ) 内 ( S ) 2 S S ( S C1d S C 2d ) M e L ( S Z )
ψ－用航向陀螺仪
经调理后（综合、放大器），送入舵回路 形成指令信号驱动舵面
升降舵 e 副翼（控制偏航角速度也用副翼 a ) a 方向舵 r
一、姿态控制系统的构成与工作原理
1、比例式自动驾驶仪 2、积分式自动驾驶仪 3、比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪
t
e
e1 L
t
e 2 L
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：

由正值变为负值，产生抬头力矩，阻止飞 机俯冲的势头。 t t 2 时，此时 0 ， e 仍为负值，产 生抬头力矩，继续阻止飞机俯冲，这就减 弱了 修正过程中的振荡，L 信号起到 使舵 e 提前从正值向负值的转变（与 由正值向负值转变时间相比），这种作用 称为“提前反舵”作用，阻止减弱了 调 整过程中的振荡。

AP控制律： e L ( g ) L
飞机－AP系统结构图：
g
+
L
+
e M s Z e 2 s c1d s c2d
1 s

内s
L
根轨迹分析： 当 L 0 ，即无一阶微分信号
开环传函为： L ( M e ( S Z )) G开 ( S ) 2 S S C1d S C2d 根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根右移 且虚部增大很快，振荡加剧
t1 时刻 在减小但值为正，此时舵 e 已 为零，当 t t1 ， 仍为正值时，舵 e 已

建飞机方程（用短周期方程）
( M S M ) ( S M q ) S M e e ( S Z ) S 0
e L L L ( g )

积分式控制律只在常值干扰 M f 作用下
无差，当斜坡信号作用时，仍是有差系统。
因为飞机―飞控是Ⅰ型系统。

角加速度信号 在AP中的获取，通常是将 信号 经有源微分电路产生——这可减少
噪声影响。
3、均衡式反馈自动驾驶仪 （比例加积分控制律的自动驾驶仪）

积分式控制律成立的条件：

亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本 身的软反馈作用。

飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时， 舵机控制不受铰链力矩的影响。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵 消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后 引起的铰链力矩较小。

积分式控制律的改进：
比例式控制律的优缺点：

优点：结构简单。

缺点：
误差( g ) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系 数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修 正 角时 e 较大，产生较大的力矩 M e ， 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g 0


性，且角速率 q 生振荡。
g
u 0
e 0
控制过程如下图所示：

g
控制
的过渡过程
（3）干扰力矩
Mf
影响：
假定有常值干扰力矩 M f ，飞机稳定后 必有一个 e 使产生的力矩平衡 M f ，由于
e 存在也就出现一个稳态的偏差
g Mf Q0 Sb Cm e L
计算过程：
已知： 所以有： 又由控制律： 得出：
M ( e ) QS wc ACm e
e
由力矩平衡有：
M ( e ) M f 0
Mf QS wc ACme
e
e L ( g )
Mf QS wc ACm e L
g
j
s2
z
s3

s1

当 L 0 时
内( S )

M e ( S Z ) ( S 2 C1d S C2d ) M e L ( S Z )
特征方程式：
s
2
c1d s c2d M e L s Z 0
L M e ( S Z ) S 2 C1d S C 2 d
比例式控制律根本原因 ：

舵回路中含舵面位置反馈（即有硬反馈）
舵回路
g
L2
+
K
e
1 s
e
飞机

1 s

b
L1 L2
+
+
K 舵回路传函： w ( S ) S Kb

当K很大时简化为：
w ( s)

1
b

g
e
L L ( ) L L ( b


t
修正 的过渡过程
工作原理——外加控制信号

如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
飞机抬头 。只要 L 选的合适就可使
U g K1 g 0 。飞机原来水平等速飞行 0 0 ，舵回路输入电信号为 U g 0， 使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( e ) 0 e
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，U g 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K1 0 经舵回路输出 e L 0 产生气动力 矩M ( e ) 0 使飞机 逐渐减小，只要 选得 L 合适，就可保证 0 ， 同时 e 0 修正 过程如下图所示：




系统特征方程：
S ( S 2 C1d S C2d ) M e L ( S Z ) L M e ( S Z ) 0



等效传函为：
G等 ( S )
L M S 2 ( Z A) S Z A S ( S 2 C1d S C2d )
1
，
1
2
g

)
其中： L
L1
b
L
L2
b
这是比例式规律
自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是： 舵回路中含舵面位置反馈 （硬反馈）
比例式控制如何减小静差：

由前面计算可知：
g Mf Q0 Sb Cm e L
所以： g 存在静差。 L2 L 要减小这个静差，应加大 b ，所以 只有使 b ，就可使静差减小。 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全 消除常值干扰下的静差。


L A L
根轨迹： 适当选择A，可增大阻尼
j z2 s2 s1
s2 j

z2

z1

s1 s3

s3
z1
（a） 复零点情况 随
（b）实零点情况
L变化的根轨迹
（5）考虑舵回路惯性情况

考虑舵回路惯性时系统方块图为：
g -
L
+
+
1 T s 1
1、比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例） （1）控制规律
U g

垂直陀螺 K1
+
U
u
舵回路
e
G s
飞机（对象）
角自动控制系统原理方块图

设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线 性关系，即
U K1
舵回路不计惯性时 G (S ) K U ——外加控制电压 于是 e K (U U ) K K1 K U
e L L ( g ) 控制律中， 与 信 在 e 号成比例， 为主信号，而 信号对系统 稳定性起重要作用，称为稳定信号。

为进一步改善稳定与控制飞机姿态的动态 性能，再引入 角加速度信号，起阻尼作 用。
e L g dt L L