直升机飞行控制第5章

5.1直升机自动飞行控制一般结构

图5-1为直升机自动飞行控制的一般结构，它由四个通道组成，俯仰与横滚姿态系统

FCS及FCS分别为纵向速度控制系统FCSu及侧向速度控制FCSv的内回路，而

FCSu及FCSv又分别构成轨迹控制的纵向制导系统FCSx及侧向制导系统FCSy。总

控制系统FCS。尾桨通道构成航向角控距通道构成高度控制系统FCS或垂直速率HHH制系统FCS协调。

，以消除侧滑，使机头的偏转与航迹偏转相，同时引入侧向加速度信息v由自动飞行一般结构图，根据自动飞行任务管理要求，可构建出各种自动飞行模态。

u_x_xc_cFCS|u控制律eucFCS|xFCS|控制律舵机直升_vvc_yc_FCS|H_apqrx机动力ycFCS|y制导律FCS|v控制律控制律舵机HCFCS|H控制律舵机c学yHC_FCS|控制律舵机rvkv5-1 直升机自动飞行一般结构图

v

1

5.2 各类自动飞行模态一般控制律

5.2.1三轴姿态保持模态

引入尾桨通道，以三轴姿态,,保持一般具有如图5-2所示结构。侧向加速度v利于消除侧滑。三轴姿态保持适用于全包线飞行，在稳定飞行状态下，一般要求姿态保持精度1。

扰动c0_k__舵机e直升机动kqk_q舵机ac0pc0_kpp舵机qk_r力学rvkrrvkv

图5-2 三轴姿态保持模态一般结构

5.2.2空速保持模态

空速保持模态是在俯仰姿态系统的基础上构成的，如图5-3所示。通过控制飞机的姿态

角，以达到纵向飞行速度控制目的。当飞行速度75km/h，一般速度控制精度为2.5m/s。空速保持模态工作时，其他通道应处于姿态保持状态。

kuc0u__ku_舵机eq

_kuukq图5-3 空速保持模块结构图

5.2.3地速保持模态

地速保持是指相对地面的纵向速度u及侧向速度v保持不变。它是在横滚通道与俯仰通道基础上构成的。如图5-4所示。一般要求地速保持精度1.2m/s，要求横滚角限制在

8。

2

vc0_vkviskv1kv2v_k_舵机akppkv（a） 侧向地速保持

uc0_ukHIsku1__k_舵机ekH2uku（b） 纵向地速保持 图5-4 地速保持模态

kqq

5.2.4自动悬停模态

自动悬停模态的内回路，由俯仰与横滚姿态系统构成，与地速保持模态时的俯仰与横滚姿态系统相一致，自动悬停的外回路由速度控制构成，它与地速保持模态的结构相一致，只是控制律的参数有变化。

以某直升机为例，自动悬停的高速范围为12m ~100m，滚转角限制为8，速度保持精度1.2m/s。控制高度的最大变化率为0.5m/s，高度控制精度为2m。

5.2.5气压高度保持模态

当空速大于某一值后，例如75km/h，可采用如图5-5所示的气压高度保持模态，由升降速率仪经积分提供高度差，采用PID控制形式控制总距。一般应使气压高度的稳定精度

16m。

Hc0_HkH1kHIs_kH1s舵机ckH2H

图5-5 气压高度保持模态

3

无线电高度保持模态有与气压高度保持模态相同的结构，只是工作范围离地面较近，一般在45m ~350m之间，无线电高度保持精度要求较高，一般为6m。

5.2.6 航向保持模态

航向保持模态有两种形式：第一种形式如图5-6a 结构，当航向有较大偏差时，通过操纵横向周期变距a，使飞机滚转，（如同操纵固定翼飞机相类似）改变飞行航迹偏转角，

使机头偏转，而尾桨通道起航向协调作用，当有侧滑时，感受到的侧向加速度v以消除侧滑。

侧滑包括由侧风wy而引起的侧滑w以及由地速向量vd与机头不一致而引起的侧滑d。 第二种形式如图5-5b所示，用作航向小修正。当有航向偏差信号时，直接控制尾桨通道，

的加入以利于消除侧滑。当工作于第一种形式时，直升机的滚转角有一定使机头偏转，v的限制，例如某直升机，当空速小于38m/s时，最大滚转角为11，而当空速大于75m/s时，其滚转角应限制在22。一般要求航向保持精度2。 c0_10.3s1k_k_舵a机直升机动力学kppc0v_kv_kk舵r机直升机动力学_dvvw(s)w57.3U0wy(侧风)

（a） 航向保持模态形式1

c0_10.05s1k1_k2舵机rkkvv

（b） 航向保持模态形式2 图5-6 航向保持模态

5.2.7 自动区域导航模态

自动区域导航模态的控制结构与航向保持模态的第一种形式相一致，只是工作在控制状态，导航信息以C形式加入系统。

4

5.2.8 对目标的自动航向修正模态

该模态用于作战，对目标进行攻击时，需对航向进行自动修正。其航向修正精度较高，一般要求1。这一模态在前飞时，其控制结构与航向区域导航相一致。但悬停或小速度飞行时，其结构有如图5-7形式。

c_k1_k2k舵机rkvv

图5-7 对目标的自动航向修正模态

5.2.9 垂直速度保持模态

飞行时，应具有如图5-8所示的结构。应当要求直升机以恒定的某一垂直升降速度 H的保持精度应用时，一般空速应大于20m/s,垂直速度控制精度应在5m/s范围内，H1m/s 。

Hc0.05s_HkH1_舵机ckHH图5-8 垂直速度保持模态

kH2

5.2.10自动飞行控制系统结构

作为自动飞行控制系统的一个例子，图5-9给出了中型多用途直升机“山猫”纵向自动控制结构图，它实现角位置姿态稳定，航向稳定，气压高度及无线电高度稳定，实现水声浮标拖索悬停，以及由巡航至悬停的自动过度。其结构特点是实现双余度配置。

5

过渡飞行操纵盒俯仰指令计算机垂直陀螺反馈传感器 过渡状态控制部件空速指示器空速指令计算机比较器至故障信号（伺双服余器度）功率液压助力器自动倾斜器信号输入控制盒反馈传感器 V空速给定器俯仰指令计算机空速指示器V垂直陀螺纵向周期变距位移传感器加载机构配平舵机图5-9中型多用途直升机纵向自动控制结构

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5.3 基于MFCS的自动飞行模态设计

直升机显模型解耦跟踪控制系统（MFCS）具有良好的四通道轴间解耦及动态跟踪效果，已被众多的直升机所采用。因此，本节将以MFCS为内回路对MFCS进行扩展，综合成如下诸外回路模态：空速控制与保持，高度控制与保持及航向控制与保持，以及其它更为复杂的直升机自动飞行模态，诸如自动过渡飞行，自动着陆等，本节将叙述它们的控制律结构及基本设计方法。

5.3.1 外回路结构配置

MFCS的基本结构配置如图5－10所示，由于所设计的控制律能够使直升机的飞行状态在一拍采样周期内，强迫跟踪反映操纵动特性要求的显模型，使得MFCS的四个控制通道相对独立。

c269s4.2s9显模型1作动器1euvwc2129s4.2s9显模型2作动器2awwc20.25s1显模型3控制律作动器3c直升机动力学qprcr1025s27s25显模型4作动器4rr图5-10 MFCS结构配置

指令直接输入显模型，实现纵向通道控制俯仰姿态变化量，横向通道控制横滚角变化量，航向通道控制偏航角速率r，总距通道控制立轴速度w的目的。

根据自动飞行模态设计要求，应在原有MFCS的基础上，对回路进行扩展，以纵向速度

u，横向速度v，高度h和偏航角作为被控量，设计出具有良好指令响应特性的外回路自

动飞行系统，整个外回路系统的结构配置如图5-11所示。

驾驶杆MFCS模态切换yc自动飞行控制律xc显模型MFCS控制律作动系统直升机动力学x传递矩阵（T)y 图5-11 基于MFCS的外回路结构配置

7

5.3.2传递矩阵T的确定

现将外回路定义为FCSu,v,h,(即控制u,v,h,的飞行控制系统)，其输入矢量为

yc[uc,vc,hc,c]T，将MFCS作为内回路，其输入矢量为xc[c,c,wc,rc]T，相应的

输出状态矢量为x[,,w,r]T，为构成FCSu,v,h,,需将状态矢量x通过气动传递矩阵T，转变为输出状态矢量y，即

 yTx （5-1）

式中y[u,v,h,]T。

由直升机机体轴系下的增量线性化状态方程为

FXM （5-2） HX可导出传递阵T。例如求T中T(2,2)，即横滚对侧向速度v的传递关系。为此，写出式（5-2）中的侧向力Y变化的小扰动线性化方程

YvYwYqqYppYrrYuuYvvYwwYuuvw YYYYeeYaaYrrYcc （5-3）

其中Yi(iu,v,.......)为气动导数，i(ie,a,r,c)为四通道作动器变化量，由上式可得出各侧向力的表达式 引起的侧向加速度变化vv1YwYuu[YvvYYppYqqYrrYuuwYv （5-4）

YwwYYYeeYaaYrrYcc]以某型直升机在前飞状态（速度为22m/s）为例，将其气动导数代入（5-4）式，得 0.073v0.1710.010p0.004q0.08r0.0u0.0w0.007uv （5-5）

0.04w0.00.00.002e0.013a0.034r0.020c的主由于MFCS已有优良的各通道解耦效果，故认为上式中产生直升机侧向加速度v要因素是本通道的飞机横滚角和侧向速度的变化量v，故可将（5-4）式简化为

 vYYvv （5-6） YvYv由（5-6）式可得相应结构图，如图5-12所示。

Y/Yvv1svYv/Yv

图5-12 滚转角与横向速度之间关系

由上图可得传递矩阵T(2,2)的拉氏变换式为

8

Y/Yvv(s)0.17 （5-7） (s)sYv/Yvs0.07同理可导出T（1，1），即导出在MFCS状态下的纵向速度变化量u对俯仰姿态的响应，即

X/Xuu(s)0.17 （5-8） (s)sXu/Xus0.026由T(1,1)及T(2,2)可知，在MFCS工作状态下，u对，以及v对的响应近似为积分过程。同样，可导出T(3,3)及T(4,4)，即高度变化h，偏航角变化分别对w及r的响应

hwr， （5-9） ss由于机体坐标轴系的地垂速度w方向是向下为正，而高度变化h向上为正，所以两个变量

wcosw，符号相反。另外还认为由于姿态角很小，h由（5-7），（5-8），（5-9）

三式最终可得传递矩阵T，对某直升机而言，有

0.17s0.0260

T0000.17s0.0700000 （5-10）

10s10s05.3.3 外回路FCSu,v,h,控制律设计

由于图5-10所示的MFCS具有良好的解耦与动静态跟踪特性，使得本来非常复杂的多输入多输出系统外回路控制律设计可简化为四个通道的单输入单输出系统，如图5-13所示。

以纵向的速度控制设计为例，速度控制律采用比例加积分形式，即可用经典控制的根轨迹法设计参数ku,kui。由于MFCS已具有四通道解耦及良好的动态跟踪性能，所以可近似地认为纵向速度控制通道的内回路特性就是要跟踪的显模型特性，例如对某型直升机有如下显模型

(s)692 （5-11）

c(s)s4.2s9由此可得纵向通道的开环传递函数 Gu(s)0.1769ku(skui/ku)s(s0.026)(s4.2s9)2 （5-12）

9

uuceukuiskuc269s4.2s9显模型1（风扰动）Wd0.17s0.026uvcevkvkvisc2129s4.2s9显模型2vhcehkhwch20.25s1显模型3wcekrc1025s27s25显模型4r控制律及直升机动力学0.17s0.07vw1shr1s显模型跟踪控制系统(MFCS)图5-13 FCS基本结构配置

u,v,h,由此可得纵向通道的闭环根轨迹如图5-14所示，当选取

kui0.1，ku0.66时，闭环ku系统的一对振荡根为s1,21.61.78i。此时系统已具有良好的动态阻尼（0.67），对阶跃输入有良好的动态响应，短周期内响应曲线见如图5-15所示。

j43j0.1s4-0.2-0.15-0.10.026-0.050.050-0.05-0.1s1s3-2.5-2-1.5-1-0.50210.5-111.52s2-2-3-4

图5-14 纵向速度控制通道根轨迹

其它三通道的设计有类似于上述的过程。

10

5.3.4 FCSu,v,h,性能验证及分析

为了验证按上述方法设计的FCSu,v,h,的有效性，此时图5-13中的控制对象的动力学及气动传递阵T不再采用设计时的如式（5-10）所示的简化式，而是采用考虑四通道耦合的形式，如式（5-2）所表示的完整的动力学矩阵方程。 1．FCSu,v,h,中的纵向速度控制

图（5.15）为FCSu,v,h,在u阶跃输入下，各状态量的响应特性，u得到控制，而其它状态，h，v，w可近似保持不变。从其中的响应曲线可以看到，直升机由于，加速到要求的u后，姿态角逐渐返回低头，姿态角负向增大，产生直升机纵向加速度u到接近原来的位置，纵向加速度消失。由于坐标极性规定，在正的e作用下，使飞机下俯，所以动态过程中e正向变化。如图5-15所示。按式（5-5）的推导方法可以得到简化后的地垂速度的变化方程

0.14u0.5581w0.62c （5-13） w由上式知，由于u的变化，将引起地垂速度的变化，由于MFCS解耦控制的效果将使地为0，c在动态过程中开始为负垂速度变化为0，所以MFCS自动调整总距c。为使w的变化，以抵消u的增加对w的影响，如图5-15曲线所示。

图5-15 FCS对u的阶跃动态响应 u,v,h,2．FCSu,v,h,中的横向速度控制

图5-16为FCSu,v,h,中的各状态量在横向速度v阶跃输入时的动态响应，呈现出良好的解耦及操纵动特性。其物理过程是，在v输入作用下首先使横滚角正向增大，即右，待横向速度v达到要求值后，逐渐返回。但稳态后由于滚，产生正的横向加速度v横向速度的增大，将引起侧向阻力的增大，所以稳态后必须保持为一右滚的正稳态值，

11

由它所产生的侧力与由于v增加后所产生的阻力相平衡，如图5-16所示。

u(m/s),v(m/s),h(m),(deg)vhuc(cm),a(cm),(deg)ac图5-16 FCS对v的动态响应 u,v,h,3．FCSu,v,h,中的高度控制

在高度通道中加入h阶跃信号。图5-17显示出FCSu,v,h,良好的控制响应及各通道解耦效果。控制时c首先增大，并逐渐减小，最后稳态保持为0，其对应的Z轴速度的变化

w是先负向增大，即直升机向上飞，而后减速，直到高度达到要求的位置，并最终保持Z轴速度不变。由于纵向速度与横向速度的变化量很小，所以纵向周期变距与横向周期变距的变化很小。

uv图5-17 FCS对h的动态响应 u,v,h,4．FCSu,v,h,中的偏航控制

航向保持通道加入幅值为1的阶跃信号。图5-18显示出良好的航向动态跟踪及各通道解耦性能。当控制结束后，r应回至零，使偏航角速率r回到零。

12

u(m/s),v(m/s),h(m),(deg)c(cm),r(cm),r(deg/s)rhvut(s)rct(s)图5-18 FCS对的动态响应 u,v,h,5.3.5 FCSu,v,h,抗气流扰动特性性能

直升机在飞行过程中，受到气流扰动的影响，以MFCS为内回路的FCSu,v,h,对风扰动有良好的鲁棒性，在图5-13所示的仿真结构图中，在直升机动力学环节中加入不同形式的风扰动，如阶跃水平风扰动uw，阶跃垂风扰动ww等，以检验外回路四通道对风扰动的抑制能力。在直升机动力学环节中加入风扰动的方法可参考第二章的图2-30。

图5-19为仅有阶跃水平风uw作用下的FCS跃垂风ww作用下的FCSu,v,h,u,v,h,四通道输出响应，图5-20为仅有阶

四通道输出响应。两种风扰动都是在系统工作后第10秒时

u,v,h,加入。由图5-19的动态响应表明，仿真开始时FCS四通道保持输入为0，直升机在

配平状态下以某初始速度水平前飞，第10秒加入单位阶跃水平风扰动后，纵向空速u几秒钟后回到初始配平状态，其他三个通道的v，，h由于系统有良好的自适应解耦性能，在几秒钟时间内恢复到初始状态。图5-20为0.1m/秒阶跃垂风扰动作用下的动态响应。图5-21为两种阶跃风同时加入后系统的响应，以上动态响应表明以MFCS为内回路的

FCS

u,v,h,具有良好的抑风性能。

13

)ged(,)m(h,)s/m(v,)s/m(u )ged(u,)m(vh,)vs/hm(v,)s/hmu(ut(s)t(s)5-19 阶跃水平风加入后系统的响应 图5-20 阶跃垂风加入后系统的响应)ged(u,)m(h,)s/vm(v,)s/mh(ut(s)

图5-21 阶跃水平风与阶跃垂风同时加入后系统响应

14

图

5.4 直升机自动过渡飞行控制系统设计

直升机自动过渡飞行时，通常要求高度随时间按抛物线规律下降，地速以某种减加速度线性地减速。为使自动过渡更为平稳，在接近悬停高度时，高度改为按指数规律拉平；在接近零速时，速度也改为按指数规律减速到零，所以按图5-22所示自动过渡飞行时，应以适当的规律，控制总距与纵向周期变距，以实现上述高度与速度的变化规律。

抛物线下降H线性下降H0HHl0指数拉平Hxttjd图5-22 直升机过渡悬停示意图

5.4.1 高度的自动过渡

假设自动过渡的初始高度为H0和初始速度为U0，待悬停的高度为Hxt，并假定直升机由H0下降到Hxt的时间为tjd，进入自动过渡的时刻为t0，则高度按抛物线下降的变化规律为

HH012Hdt （5-14） 2为升降加速度，设置为某一常值，且H>0； 式中：H为直升机当前高度；Hdd为 按自动过渡下降时，升降速度HdHt （5-15） Hdd由式（5-14）和式（5-15）可得

2HHH0Hd （5-16）

2Hd为常值，当令K22H时，则式（5-16）可改写为 由于Hdd 15

KH （5-17） Hd如果高度按式（5-14）的规律下降，则必满足式（5-17）。所以可用式（5-17）来控制高

控制系统FCS，引入高度速率H度的自动过渡。将误差信号EKHH5.22所示，则可使直升机的高度按设置的抛物线规律下降。

H，如图

5.4.2 速度的自动过渡

当高度自动过渡到某一悬停高度时，速度应为零，设速度的自动过渡规律为

dt （5-18） uu0ud为期望的减加速度。 式中： u0为进入自动过度时的初始地速；u由式（5-18）可得地速按线性规律减速到零的时间tf

tfu0 （5-19） du由式（5-14）可得高度下降到某一悬停高度Hxt的时间ts

ts2(H0Hxt) （5-20）

Hd为确保直升机自动过渡到所要求的高度时，其速度也下降到零，则ts=tf，故由式（5-19）与（5-20）可得

u02(H0Hxt) （5-21） duHd因为K，则由式（5-21）可得 2HdKd2uu0(H0Hxt) （5-22）

由此可见，为了达到高度与速度的同步必须满足式（5-22）。因此，在控制时，只要根

d，由（5-22）计算相应的K据自动过渡进入的条件u0、H0和Hxt以及选定的减加速度值u值，再由K，则可得到按抛物线下降时的下降加速度H。 2Hdd

5.4.3 按指数规律拉平

当直升机的高度下降到接近悬停高度时，过渡轨迹由原抛物线规律下降的轨迹改为按指数拉平的轨迹。采用的指数拉平轨迹表达式可写为

tHHHxt(Hl0Hxt)e （5-23）

16

式中 Hl0为转入指数拉平时的起始高度，为拉平的时间常数，Hxt为悬停高度，H为当前高度。

及升降加速度H分别为 由式（5-23）可得指数拉平轨迹的升降速度H(HH)eHl0l0xt1t11(HHxt)Hl0

 Hl0式中Hl0HHxt。

12(Hl0Hxt)et12(HHxt)12Hl0 （5-24）

为了使高度轨迹由抛物线平稳过渡到指数拉平，必须使二者转换处的升降加速度相等，

2K，故 也即抛物线下降加速度H等于上式的指数拉平加速度Hdl02K212Hl02 K1Hl02由此可得

KHHl0式中KHK2 （5-25）

1，K值由式（5-22）求得。

综上所述，可得自动过渡时的控制规律：在飞控总距通道中引入式（5-17）所表达的误

，通过控制使之为零。则可实现按设置的高度抛物线规律性下降。如图差信号KHH5-23所示，在下降过程中，按式（5-25）不断比较KHHl0与

K2的值，当二者相等时，

作为控制信息引入至总距通道，并如图即平滑地转入指数拉平轨迹。按式（5-24），将Hl0H0，则可实现按指数轨迹拉平，且实现拉平后的悬停。 5-23那样使Hl05.4.4自动过渡的高度与速度控制系统

为了使自动过渡的高度轨迹控制与速度控制这一外回路具有优越性能，其内回路选择为显模型跟踪飞控系统（MFCS），如图5-13所示。从而使内回路具有自适应解耦性能。同时由于内回路具有四通道优良的动态跟踪及自适应解耦性能，直升机内回路的四控制通道可按

17

四个线性独立的单输入单输出系统配置。所构成的自动悬停外回路即高度控制回路FCS及速度控制回路FCSu也可按独立通道进行设计。

11HHHl0Hxt-开方器比较器Ud电子逻辑开关Hl0H0BH2EHBK11Hgk1Hd限幅器-HHK2SWCHWWC(s)H+MFCS(FCSH)(FCSH)-H01HS0H0+HH0122UdU0(H0Hxt)开方器HxtU0图5-23 自动过渡飞行高度通道结构配置

d、H0和Hxt值由式图5-23 为自动过渡高度控制回路结构配置图，按设置的u0、u（5-22）计算K值。为了提高控制精度，以比例加积分的形式控制MFCS中的总距控制通道。

高度自动过渡时，抛物线下降过渡到按指数规律拉平的转换由图中的比较器完成。当

KHHl0K2限，节点1闭合，H的平方根信号经乘法器与K值相乘，并进入Hd幅器，限幅后信号经比例积分环节输入到MFCS的总距通道，此时具有如下高度控制规律

)(KK2) Wc(KHH (KHBH)1S （5-26）

H)(KK2) Wc(H (KHBH)B1S为限幅器的限幅值，B为限幅器线性段的范围， H限幅器线性范围内的增式中HBdH

益k1。

当KHHl0K2后，节点2闭合，Hl0信号经1信号综合，此时将控直接与H制MFCS总距通道，使飞机按指数规律拉平

1)(KK2) （5-27） Wc(Hl0H1S在进入自动过渡后，如KH值超过限幅器的线性范围BH后，由于限幅器输出为常

，此时高度控制回路控制直升机以恒值的H升降速度下降。 值HBB

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图5-24为直升机过渡飞行的速度控制系统FCSu。该系统将使初始速度u0逐步过渡

到悬停ud0。为了提高控制稳态质量，以比例加加积分形式控制MFCS的纵向周期变距，为提高系统动态阻尼，引入加速度反馈构成内回路。

ud0u-KuuVk1BuBu-Vu(K1SK2)ScWc(s)uW(s)u1uSu0+u限幅器UgMFCS(FCSu)(FCSu)Ku图5-24 直升机自动过渡悬停的速度控制结构

由图5-24可写出由MFCS作为内回路的速度控制控制律

K2(uu)(K) (KuuuV)B1VSc （5-28）

K(uVKuu)(K12) (KuuuV)S限幅器线性范围内的增益B为限幅器的限幅值，uV为限幅器线性段的范围， u式中uk1。

当直升机进入自动过渡时，由于开始时地速较大，超过限幅器的线性范围，限幅器输出为常值，此时FCSuB作用下，直升机的地速以uB（例如成为减加速度控制系统。在u0.07g）减速。随着直升机地速u的不断减小，当KuuuV时（例如速度小于5km/

小时），此时的速度控制系统FCSu由于其内回路FCSu有宽频带特性，因此可近似地认

为FCSu 为一个时间常数等于KuKu的一阶惯性环节，即FCSu1KuKuS1，该传

递函数环节反映出直升机最终将按指数规律减速，直到地速为零，执行悬停。指数下降规律特性取决于时间常数KuKu。

速度控制回路以显模型跟踪控制系统为内回路，外回路速度控制信号通过MFCS控制

u纵向周期变距，以达到纵向速度控制的目的。为求出结构图5-24中的环节W(s)所表达的

直升机动力学特性，为此写出直升机的切向力方程

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uvuXuuuXvvXwwuu XuppXqqXrruuu XXX （5-29）

u。其式中气动导数Xu——表示由u而引起的纵向力的变化而产生的加速度变化u它气动导数含义类同。

当进行纵向速度控制时， MFCS的纵向周期变距控制通道处于控制状态，其他三个通道控制输入量为0，处于镇定状态。因此式（5-29）中的与其他三通道相关气动导数可近似为零。所以式（5-29）可表达成如下结构图。

uXu++1uSSSquXquuXu

图5-24 MFCS工作时的动力学W(s)简化结构图

因此

uuu(s)XqsX （5-30） u(s)sXu5.4.5 自动过渡控制系统的性能

当直升机自动过渡的初始条件H0 为100m，飞行速度为u0＝21m/s，期望悬停高度Hxt

d为－0.7m/s2,指数拉平时间常数τ为10 s，对某直升机自动过渡系为20m，期望减加速度uB＝－2.67(m/s)，将有如图5-25所示的自动B＝－0.97，Ku＝0.24，H统设计。当设定参数u过渡性能。

(a)直升机过渡悬停高度响应曲线 (b) 直升机过渡悬停纵向速度响应曲线

图5-25 直升机过渡悬停响应性能

图5-25 直升机高度响应的曲线段1为抛物线下降段，曲线段2为线性下降段，曲线段3为指数拉平段。速度响应中的曲线段1为线性等减速段，曲线段2为指数减速段。根据所

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设定的期望减加速度最终稳定在0m/s；高度控制实现了抛物线下降（包括由限幅器作用形成的线性下降段），并平滑过渡到指数拉平段；当高度接近期望悬停高度时，速度也已趋近于0。

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