飞行控制系统功能介绍

飞行控制系统功能介绍

目录

一、综述 (1)

二、飞控的相关系统说明 (1)

1.飞控的基本子系统 (2)

1.1航向控制系统 (2)

1.2速度控制系统 (3)

1.3高度控制系统 (4)

1.4自动着陆系统 (5)

2.测试机飞控所需的子系统 (6)

2.1GPS系统 (7)

2.2传感器、温湿度传感器系统 (8)

2.3飞行器自动稳定控制系统 (11)

2.4航向偏离控制系统 (11)

2.5显示系统 (12)

2.6信号反馈控制系统 (12)

2.7自动飞行控制系统 (13)

2.8自动导航系统 (14)

3.测试机飞控所需扩充系统功能 (15)

3.1自动避障系统 (15)

3.2语音播报系统 (17)

3.3物联网系统 (17)

3.4摄录系统 (18)

4.测试机飞控的其他功能 (18)

4.1自动寻路控制系统 (18)

4.2自动跟踪系统 (19)

4.3一键返航系统 (19)

4.4双飞控系统 (19)

4.5降落伞系统 (19)

5.飞行控制系统的常用外设接口 (20)

一、综述

本设计调研依据飞行控制系统（以下简称“飞控”）功能进行的系统调研。本飞行控制系统删减了翻滚、特技系统功能；以此对飞控系统的相关系统功能进行功能收集，由于本人的资料有一大部分是网络收集，会造成信息描述不准，还请大家见谅！。

飞控系统的相关子系统描述如下图1：

图1

二、飞控的相关系统说明

飞控系统的子系统功能分类方式有很多种，可以按飞控系统的子系统功能分类，按飞控系统涉及的子系统关联关系分类，按飞控系统设计的子系统基本功能和选配功能分类等等，本文现阶段以调研飞控系统功能为主，故选择按飞控系统的系统功能分类为主。

1.飞控的基本子系统

飞控的基本子系统功能包括航向控制系统、速度控制系统、高度控制系统和自动着陆系统。如图1-1所示。

图1-1

1.1航向控制系统

航向控制系统包括前飞、后飞、左飞、右飞、左转弯和右转弯；基本用途是获取手动控制信号或自动控制指令，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到方向控制舵机，让舵机实现相应的动作，从而配合旋动系统（动力系统）完成方向的控制。

通过转向舵和方向舵两个通道控制飞行器在水平面内的航迹的系统，它以偏航角(ψ)控制系统或转向角(γ)控制系统为内回路。其中典型的方案以方向舵通道为主通道，以转向舵通道为辅助通道，后者只起阻尼和协调的作用。侧向偏离(Z，即飞行器位置与预定航线的横向偏差)信号通过第一限幅器后与偏航角信号

综合，再经过第二限幅器与转向角和转向角速度信号综合，然后送入转向舵回路操纵转向舵机。第一限幅器的作用是防止因侧向偏离信号过大而产生超过90°的偏航角，从而造成"之"字形的航线;第二限幅器的作用是在转弯时限制滚转角，使它不致过大。航向控制系统功能如图1.1所示。

图1.1

1.2速度控制系统

速度控制系统包括最大速度设定和巡航速度设定，基本用途是获取手动控制信号或自动控制指令，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到电机控制器或发动机油门控制系统，从而完成实现对飞行速度的控制。

在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。在预选空速状态下，空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。为提高控制速度的精度，须引入空速差的积分信号。在保持飞行器姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。将空速差和空速变化率信号引入油门控制器来改变发动机油门的大小。如不满足上述条件，改变油门大小只能使飞行器升高或降低，而速度不变。为防止随机阵风引起空速频繁变化以致对发动机过分频繁调节，一般将空速差和空速变化率信号经过阵风滤波器(通常为低通滤波器)进行滤波。为了改善飞行器速度控制的质量，常采用比例加积分再加微分的控制方式。

当飞行速度达到设计最大值时，飞控系统将对超出最大值的电机控制信号或发动机油门控制信号进行锁定，使飞行速度将不再进行增加。

当飞行器飞行时，设计当手控制速度摇杆在一个位置超过5秒时，进入自动巡航模式和定高模式，人可以松开控制速度和方向的摇杆，飞行器将按照手控制摇杆的速度和方向等高飞行；解除巡航与定高模式时，为了防止误碰摇杆，需要轻微拨动速度控制摇杆或方向控制摇杆两次后，即可回到手动模式。

1.3高度控制系统

高度控制系统包括最大高度设定、上升、下降和悬停。基本用途是获取手动控制信号或自动控制指令，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到电机控制器或发动机油门控制系统，从而完成实现对飞行高度的控制。

它以飞行器俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件(如俯仰角敏感元件、计算机、舵回路等)外，还包括产生高度差(当前高度与期望高度的差值ΔH)信号和升降速度信号的敏感元件。专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。高度控制系统有两种工作状态:一种是自动保持飞行器在当时的高度上飞行，简称定高状态;另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞行器自动进入爬高(或下滑)状态。在飞行器趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。

当飞行高度达到设计最大值时，飞控系统将对超出最大值的电机控制信号或发动机油门控制信号进行锁定，使飞行高度将不再进行增加。

当飞行器飞行时，设计当手控制速度摇杆在一个位置超过5秒时，进入自动巡航模式和定高模式，人可以松开控制速度和方向的摇杆，飞行器将按照手控制摇杆的速度和方向等高飞行；解除巡航与定高模式时，为了防止误碰摇杆，需要轻微拨动速度控制摇杆或方向控制摇杆两次后，即可回到手动模式。功能如图1.3所示。

图1.3

1.4自动着陆系统

自动着陆系统先把飞行器导引和控制到某一高度(拉平起始高度)，然后利用拉平计算机、自动油门系统和自动抗偏流系统使飞行器拉平直到接地。拉平计算机又称拉平耦合器。从飞行器进入拉平起始高度，到平稳接地称为着陆段(拉平段)。在着陆段拉平计算机连续向自动驾驶仪纵向通道发出指令信号，使飞行器由下滑状态变为着陆状态;减小垂直下降速度，最后以小于国家规定标准值的垂直速度接地。自动抗偏流系统用来自动消除飞行器在接地前由侧风等因素引起的偏流，保证飞行器航向精确对准航迹，并保证机身水平。

自动着陆系统包括在飞行中着陆下降速度的设定，着陆高度设定，低于着陆高度后的着陆下降标准，着陆后机身水平的问题考虑。基本用途是获取到手动控制信号的着陆指令或自动控制指令的着陆信息时，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到电机控制器或发动机油门控制系统，从而完成实现对自动着陆的控制。

当飞行器到达目标地点后，手动或自动控制飞行器下降，下降速度依据手动控制或自动信号控制的反馈信号执行。

当下降到着陆高度设定值时，飞行器进行下降速度调整，调整到按自动着陆标准下降速度进行下降。

在下降着陆时，自动伸缩支架上设计触点设置，与飞控的陀螺仪功能配合，保持机体的水平。功能如图1.4所示。

图1.4

2.测试机飞控所需的子系统

测试机飞控所需的子系统功能包括GPS系统，传感器、温湿度传感器系统，自动稳定控制系统，航向偏离控制系统，显示系统，信号反馈系统，自动飞行控制系统，自动导航系统。功能如图2-1所示。

图2-1

2.1GPS系统

简单来说GPS定位系统是靠信号传输到后台，来实现定位，GPS终端就是这个后台，可以帮你实现一键导航、后台服务、等各种人性服务。

GPS用户设备由GPS接收机、数据处理软件及其终端设备(如计算机)等组成。GPS接收机可捕获到按一定卫星高度截止角所选择的待测卫星的信号,跟踪卫星的运行,并对信号进行交换、放大和处理，再通过计算机和相应软件,经基线解算、网平差，求出GPS接收机中心(测站点)的三维坐标。GPS接收机的结构分为天线单元和接收单元两部分。现今，各种类型的接受机体积越来越小，重量越来越轻，便于野外观测使用。

供出行路线规划是导航系统的一项重要的辅助功能，它包括自动线路规划和人工线路设计。自动线路规划是由驾驶者确定起点和目的地，由计算机软件按要求自动设计最佳行驶路线。人工线路设计是由驾驶员根据自己的目的地设计起点、终点和途经点等，自动建立路线库。线路规划完毕后，显示器能够在电子地图上显示设计路线，并同时显示飞行器运行路径和运行方法。

GPS选择应考虑的因素有：定位精度、使用环境、匹配的接收系统和应用前景。功能如图2.1所示。

图2.1

2.2传感器、温湿度传感器系统

传感器系统、温湿度传感器系统包含限位传感器、温湿度传感器、倾角传感器、加速度传感器、高度传感器、距离传感器、方向传感器和电流传感器等。

I)限位传感器

限位传感器就是用以限定上下旋翼位置的运动极限位置的电气开关，这种开关有接触式的和非接触式的。接触式的比较直观，机械设备的运动部件上，安装上行程开关，与其相对运动的固定点上安装极限位置的挡块，或者是相反安装位置。当行程开关的机械触头碰上挡块时，切断了（或改变了）控制电路，机械就改变运行。

其基本原理就是当上、下限位开关被触碰后，产生电路导通信号，使飞控系统接收到限位开关的导通信号，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到舵机控制系统，从而避免上下旋翼互相碰撞。

II)温湿度传感器

温湿度传感器是指能将温度量和湿度量转换成容易被测量处理的电信号的设备或装置。用于对飞行器周围的温湿度进行监测，在周围环境温湿度不符合飞行要求时，对飞行器禁止起飞；或飞行中发现温湿度变化较大，接近下雨时的湿度值时提示驾驶者紧急降落。从而达到保护飞行安全的一种辅助设备。

其基本原理就是把温湿度传感器的测量值变换为电信号传输到飞控系统，经过飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到电机控制器或发动机油门控制系统，从而锁定电机控制器或发动机油门控制系统，保障飞行的安全。

III)倾角传感器

倾角传感器经常用于系统的水平测量，从工作原理上可分为"固体摆"式、"液体摆"式、"气体摆"三种倾角传感器，倾角传感器还可以用来测量相对于水平面的倾角变化量。倾角传感器是飞控系统自稳模式的主要部件。用于保障飞行器的平稳飞行。

其基本原理就是把倾角传感器的测量值变换为电信号传输到飞控系统，经过

飞控系统进行计算并进行补偿后把指令输出到舵机控制系统，使飞行器进行平稳的飞行，辅助保障飞行的安全。

IV)加速度传感器

加速度传感器是一种能够测量加速力的电子设备。加速力就是当物体在加速过程中作用在物体上的力，就好比地球引力，也就是重力。加速力可以是个常量，比如g，也可以是变量。加速度计有两种：一种是角加速度计，是由陀螺仪（角速度传感器）的改进的。另一种就是线加速度计。

V)风速传感器

风速传感器是可连续监测上述目标地点的风速、风量(风量=风速x横截面积)大小，能够对所处地方的风速风量进行实时显示，是飞行器起飞前风速安全参数测量的仪表。

VI)高度传感器

高度传感器，又称压力传感器，是用于航空电子设备，引擎和飞行测试，流量和压力测量的仪器。

其原理是测得滑臂与基准线的夹角的大小来换算出相应的熨平板的高度。这种方法为接触式测量。

VII)距离传感器

距离传感器是利用“飞行时间法”（flying time）的原理来实现测距离，以检测物体的距离的一种传感器。

飞行时间法”（flying time）是通过发射特别短的光脉冲，并测量此光脉冲从发射到被物体反射回来的时间，通过测时间间隔来计算与物体之间的距离。

VIII)方向传感器

方向传感器是指安装在飞行器上用以检测飞行器本身处于何种方向状态的部件,而不是通常理解的指南针的功能。

方向传感器（方向感应器）通过对力敏感的传感器，感受飞行器在变换姿势时，重心的变化，从而使飞行器依据重心的变化计算出水平方向。

重力感应技术:利用压电效应实现，简单来说是是测量内部一片重物(重物和压电片做成一体)重力正交两个方向的分力大小，来判定水平方向。

IX)电流传感器

为了自动检测和显示电流，并在过流、过压等危害情况发生时具有自动保护功能和更高级的智能控制，具有传感检测、传感采样、传感保护的电源技术渐成趋势，检测电流或电压的传感器便应运而生。

电流传感器是用来测量飞行器电机或关键耗电设备的电流测试部件，并对关键部件进行电流阀值设定，用以电路自动保护或电机过度损耗。

X)光流传感器

光流是一种简单实用的图像运动的表达方式，通常定义为一个图像序列中的图像亮度模式的表观运动，即空间物体表面上的点的运动速度在视觉传感器的成像平面上的表达。

光流的研究是利用图像序列中的像素强度数据的时域变化和相关性来确定各自像素位置的"运动"，即研究图像灰度在时间上的变化与景象中物体结构及其运动的关系。

然而，在实际应用中，由于遮挡性、多光源、透明性和噪声等原因，使得光流场基本方程的灰度守恒假设条件不能满足，不能求解出正确的光流场，同时大多数的光流计算方法相当复杂，计算量巨大，不能满足实时的要求，因此，一般不被对精度和实时性要求比较高的飞行器系统所采用。功能如图2.2所示。

图2.2

2.3飞行器自动稳定控制系统

飞行器自动稳定控制系统包括姿态控制，姿态控制是指由飞行器通过IMU姿态结算后进行PID控制，实现自身最小化倾斜；自稳功能又利用陀螺仪功能对飞行器的水平倾角进行水平计算，然后进行补偿；飞行器在飞行中利用自动稳定系统对飞行器的飞行姿态进行最小化倾斜控制，从而实现飞行器自身稳定。

2.4航向偏离控制系统

航向偏离控制系统主要包含航向陀螺仪（directional gyroscope），利用陀螺特性测量飞行器航向的飞行仪表。陀螺转子高速旋转时，其旋转轴具有方向稳定不变的特性。因此方位陀螺仪在飞行器转弯时，虽然仪表壳体随着飞行器转向，但陀螺转子仍稳定在一定方位上，航向刻度指出了飞行器所转过的角度。由于飞行器所在位置的地理北向随着地球自转和飞行器的运动而不断地相对于惯性空

间转动，所以需随时修正陀螺自转轴的指向，才能正确地测量飞行器航向角。

2.5显示系统

飞行器的显示系统包括显示设备，显示设备包括：信息源，它包含有与飞行器及其环境有关的信息和相关传感器的反馈信息；信息处理装置，它能够根据从信息源发出的信息构成飞行器的环境图像，信息处理装置构成三维合成图像以便能够看得见飞行器的位置，以及飞行器通过的环境，特别是包括飞行器要飞越的地形；及显示装置，它包括至少一个显像屏，并在显像屏的至少一个区域上显示出合成图像，显示系统的特征在于：合成图像至少与另一显示有关的信息相一致；显示设备与能够实现其它显示的装置相链接，信息处理装置利用放大过的高度来建立合成图像上的地形表示，这个放大的高度对应于从信息源所接收到的实际地形的高度，它由数值范围基本上在显示设备的系数ｋ倍乘而得。

显示屏的的选择需要考虑的参数有显示屏自身所具有的参数，显示屏的扩展和显示屏所具有的兼容性。功能如图2.5所示。

图2.5

2.6信号反馈控制系统

反馈控制系统一般是负反馈，组成闭环控制回路。输入信号（指令信号、期望信号）与输出信号相减形成的误差信号对执行机构进行控制，信号最终都是由被控制的物理量转换为电压或电流信号。

一个反馈控制系统必须有四个最基本的环节，即控制对象、测量单元、调节

单元和执行机构。控制对象是指所要控制的机器，设备或装置，而所要控制的运行参数则称为被控量。控制对象也可称为被控对象。测量单元的作用是，检查被控量的实际值，并把它转换成统一的标准信号，该信号称为被控量的测量值。

反馈控制系统的作用是设系统处于平衡状态时突然受到一个外部扰动，被控量将离开初始稳定值发生变化，测量单元将把被控量的实际值送至调节器，在调节器内部，被控量的给定值与测量值进行比较，得到偏差值e，调节器依据偏差值的大小和方向按照某种调节作用规律输出一个控制信号，通过执行机构改变流入控制对象的物质或能量流量，被控量朝着偏差减小的方向变化，这一信号又通过测量单元送至调节器，重复上述过程，最终使被控量又回到给定值或给定值附近，系统达到一个新的平衡状态。当改变给定值时，系统的工作与上述过程类似。

2.7自动飞行控制系统

所谓自动控制，是指在没有人直接参与的情况下，利用外加的设备或生产过程的某个工作状态或参数自动的按照预定的规律运行。这些外加的设备或装置称为自动控制装置，它们和控制对象一起形成自动控制系统。

自动飞行控制系统 flight control system 是指飞行器在飞行过程中，不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令，能够对飞行器的构形、飞行姿态和运动参数实施控制的系统。

该系统可用来保证飞行器的稳定性和操纵性、提高完成任务的能力与飞行品质、增强飞行的安全及减轻驾驶员负担。

自动飞行控制系统的作用是自动保持飞机沿三个轴的稳定（姿态稳定）；接受驾驶员指令，操纵飞机以达到希望的俯仰角、航向角、空速或升降速度等；接受驾驶员的设定，控制飞机按预定的高度、预定的航向飞行；与飞行管理计算机系统耦合，实现按预定飞行轨迹的飞行；与着陆系统（ILS）耦合，实现飞机的自动着陆（CATⅠ, Ⅱ, Ⅲ等）。

2.8自动导航系统

自动驾驶仪与导航系统交联，即构成自动导航系统。导航系统通过总线或其他装置(如飞行管理计算机)将飞机当前的位置和航向偏差信号送入自动驾驶仪计算机，由自动驾驶仪计算机形成并输出控制指令，将飞机的位置和航向调整到并保持在预先给定的航线上飞行。

自动导航系统的用途是由飞行器GPS（全球卫星定位系统）接收机监测其当前位置并将数据跟用户自定义的目的地相比较、参照电子地图计算行驶路线，并实时将信息提供给飞行器驾驶者。

飞行器自动导航系统的工作过程如下：

I)定义目标数据信息

飞行器驾驶者可以在系统显示的电子地图上直接选取目标地点；或将目的地名称输入到系统中。根据输入设备的不同，有不同的地名输入方法，依靠键盘或触摸屏可实现几乎全部的操纵功能。为了便利，人们正在加紧开发应用语音识别技术的产品。

II)显示电子地图

存储在光盘或内置存储器(如硬盘)中的电子地图，是飞行器导航系统中至关重要的一部分。电子地图的信息库包括地理、道路和飞行器管制区域等信息，并与地点对应存储了相关的经纬度信息。当主机从GPS接收机得到经过筛选计算确定的当前点经纬度数值，然后通过与电子地图数据的对照，确定飞行器当前所在的地点。

一般来说，导航系统会将定义目的地时飞行器的当前位置默认为出发点，当目的地确定后，导航系统根据电子地图上存储的地图信息，自动计算出一条最佳的推荐路线。有些系统中，用户还可以指定途中希望经过的地点，或者定义一定的路线选择逻辑(如不允许经过飞行限制区域、按照飞行路线最短的原则等)。推荐的路线将以醒目的方式显示在屏幕地图中，同时屏幕上即时显示出飞行器的当前位置，以作为参照。如果行驶过程中飞行器偏离了推荐的路线，系统会自动更

改原有路线并以飞行器当前点为出发点重新计算最佳路线，并将修正后的路线作为新的推荐路线。

3.测试机飞控所需扩充系统功能

测试机飞控所需的功能包括自动避障功能、语音播报功能、物联网系统和摄录系统。功能如图3-1所示。

图3-1

3.1自动避障系统

自动避障系统利用测距模块测得前方障碍物的距离，采用捕获中断方式测得发射信号发送的边沿跳变信号与经障碍物反射回来的反射信号边沿跳变信号，做差换算得到测距模块与障碍物的距离。

主流的飞行器避障系统主要有三种，分别是超声波、TOF，以及相对更复杂的，由多种测距方法和视觉图像处理组成的复合型方法。

I)超声波避障系统

超声波是最简单的测距系统，当超声波遇到障碍的时候就会反射回来，避障系统的接收器根据接收到的信号强度，从而探测目标的距离，确定飞行路线。在飞行器上安装定向的超声波发射和接收器，然后将其接入飞控系统。

但是，超声波在飞行器避障系统的应用中也有比较明显的干扰问题。虽然超声波避障系统不会受到光线、粉尘、烟雾，但在部分场景下也会受到声波的干扰。

如果物体表面反射超声波的能力不足，避障系统的有效距离就会降低，安全隐患会显著提高。一般来说，超声波的有效距离是5米，对应的反射物体材质是水泥地板，如果材质不是平面光滑的固体物，比如说地毯，那么超声波的反射和接收就会出问题。

对于飞行器来说，这种超声波系统应该放在多个方向，如放在前后左右四个方向，可以在悬停和飞行的时候对周围保持监控；而放在机身下方，则可以在起飞、下降以及降落的时候避免速度太快碰到障碍物或者地面。

II)光相位检测(TOF)

检测方法有两种一种是光的时间，另一种是光的相位。但是总的来说，都是把光打出去，然后检测反射回来的光，进而判断无人机的周围是否有障碍物，距离几何等等。

和超声波同样，光波也会受到干扰，而目前城市环境下楼宇间的光污染，给TOF避障系统带来了难题，系统发出的光，必须避开太阳光的主要能量波段，从而避免太阳光的直射、反射等对避障系统造成干扰。

至于TOF系统的有效距离，“目前，TOF在室内测量距离最大可以到10米，室外强光干扰的话，5米左右。

III)复合型、机器视觉避障系统

这种复合型避障系统，相对前两种提到的模式来说技术含量更高一些。识别的机制分为两个部分，分别为是超声波和机器视觉。即除了常规的超声波模块以外，还专门放置了摄像头用于获取视觉图像，然后直接传输到机载的处理器进行计算处理。当然在工作效率上也有一定的优势。

超声波与机器视觉加起来，几乎可以在任何照度下对多种材质进行较好的识别，从而对无人机在地下停车场封闭环境中的飞行提供更好的指导，识别的有效范围可以显著提升，准确度往往可以达到厘米级。

3.2语音播报系统

语音播报系统根据设置的语音函数实现播放和事件提示，根据设定函数完成语音播报，可按照设定的飞控系统控制程序进行相应的控制，能够随意设置语音播报内容。

语音播报系统原理如下：

利用避障系统模块反馈的信号，经过飞控系统的信号处理，语音控制系统模块根据接收到的信号，选择相应的语音输出信号，经过扬声器进行播放，也可以通过功率放大，连接到音箱。

在语音播报系统中，语音控制系统可以接收按键输入、触屏输入和语音输入等信号，经过语音控制系统进行相应的信号处理后输出到扬声器或音箱。

3.3物联网系统

物联网英文为Internet of Things，缩写为IOT，国际电信联盟在2005年将其定义为:将各种信息传感设备，如射频识别(RFID)装置、红外感应器、传感器、全球定位系统、激光扫描器等等，与互联网结合起来而形成的一个巨大网络，实现智能化识别和管理。

物联网是面向物与物和人与物的网络，它包含多种感知单元(传感器、RFID 等等)，同时支持一种或几种网络通信方式，通过信息物理融合系统为现实世界提供服务和应用。

信息物理融合系统(CPS)是一个综合计算、网络和物理环境的多维复杂系统，通过3C(Computing、Communication、Control)技术的有机融合与深度协作，实现大型工程系统的实时感知、动态控制和信息服务。CPS实现计算、通信与物理系统的一体化设计，可使系统更加可靠、高效、实时协同。

3.4摄录系统

飞行器摄录系统主要运用于:拍照摄像、信号指示、资料存储，也可用于现场降落环境勘察等。

4.测试机飞控的其他功能

测试机飞控的其他功能包括自动寻路控制系统、自动跟踪系统、一键返航系统和双飞控系统。功能如图4-1所示。

图4-1

4.1自动寻路控制系统

自动导航系统与自动避障系统相互配合构成自动寻路控制系统，该系统通过超声波等传感装置，探测和识别障碍物并测距，避免飞行器对障碍物进行碰撞，及时避开障碍物，还可通过自带的摄像头拍摄周围环境图像，自动对飞行器进行路径规划控制。

飞行器不管是执行简单的飞行任务，还是复杂的多点旅游光、抢险救灾等任务，都需要选择一条安全可行的路径，避免与飞行空间的障碍物碰撞，即飞行器路径自动规划。

图像处理技术的发展促进了计算机视觉在飞行器领域的应用发展。计算机视觉主要通过视觉传感器获取环境信息，通过图像处理，提取需要的有用信息。使自动寻路控制系统更加精准的在复杂地域进行避障与路径规划。

飞行控制系统简介

自动飞行控制系统 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。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 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。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!

飞行器控制系统设计

课程设计任务书 学生姓名： 李攀 专业班级： 自动化0804 指导教师： 谭思云 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4000)(+= s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 008.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于85度。 要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： （1） 课程设计任务书的布置，讲解 （一天） （2） 根据任务书的要求进行设计构思。（一天） （3） 熟悉MATLAB 中的相关工具（一天） （4） 系统设计与仿真分析。（四天） （5） 撰写说明书。 （两天） （6） 课程设计答辩（一天） 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

摘要 根据被控对象及给定的技术指标要求，设计自动控制系统，既要保证所设计的系统有良好的性能，满足给定技术指标的要求，还有考虑方案的可靠性和经济性。本说明书介绍了在给定的技术指标下，对飞行器控制系统的设计。为了达到给定要求，主要采用了串联之后—超前校正。 在对系统进行校正的时候，采用了基于波特图的串联之后—超前校正，对系统校正前后的性能作了分析和比较，并用MATLAB进行了绘图和仿真。对已校正系统的高频特性有要求时，采用频域法校正较其他方法更为方便。 关键词：飞行器控制系统校正 MATLAB

飞行控制系统设计

(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);

nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1

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-Ⅱ 0 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。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。

飞行器自动控制导论_第一章飞行控制系统概述

第一章飞行控制系统概述 1.1飞行器自动控制 1.1.1飞行控制系统的功能 随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。 飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。 飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点： 1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担； 2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制； 3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。 一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。

飞行器控制系统设计

学号： 课程设计 题目飞行器控制系统设计 学院自动化学院 专业自动化 班级自动化1002班 姓名 指导教师肖纯 2012 年12 月19 日

课程设计任务书 学生姓名： 专业班级：自动化1003班 指导教师： 肖 纯 工作单位： 自动化学院 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件：飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+= s s K s G 要求设计控制系统性能指标为调节时间ts 008.0≤秒，单位斜坡输入的稳态误差000443.0≤，相角裕度大于75度。 要求完成的主要任务:（包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写 等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

随着经济的发展，自动控制技术在国民经济中发挥着越来越重要的作用。自动控制就是在没有人的参与下，系统的控制器自动的按照人预订的要求控制设备或过程，使之具有一定的状态和性能。在实际中常常要求在达到制定性能指标的同时能更加节约成本、能具有更加优良的效果。本次飞行器设计中，采用频域校正的方法使系统达到指定的性能指标，同时采用matlab仿真软件更加直观的进行仿真分析和验证。 在此设计中主要采用超前校正的方法来对系统进行性能的改进，通过分析、设计、仿真、写实验报告书的过程，进一步加深了对自动控制原理基本知识的理解和认识，同时通过仿真系统的奈奎斯特图、bode图、单位阶跃响应曲线，进一步理解了系统的性能指标的含义，同时也加深了对matlab仿真的掌握，培养了认识问题、分析问题、解决问题的能力。

自动飞行控制系统电子讲稿第一部分

学习情景1 课程导论 1.飞行控制系统发展概述 自动飞行控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置即已出现。 1.1方向稳定器 1873年，法国雷纳德（C.C.Renard）无人多翼滑翔机的方向稳定器。 1.2 电动陀螺稳定装置-姿态稳定 1914年，美国的爱莫尔·斯派雷（Eimer Sperry）研制成功第一台可以保持飞机稳定平飞的电动陀螺稳定装置，该装置利用陀螺的稳定性和进动性，建立一个测量基准，用来测量飞机的姿态，它和飞机的控制装置连在一起，一旦飞机偏离指定的状态，这个机构就通过飞机的控制装置操纵飞机的舵面偏转使飞机恢复到原来的状态。 1.3 自动驾驶仪 20世纪30年代出现了可以控制和保持飞机高度、速度和航迹的自动驾驶仪。 第二次世界大战促使自动驾驶仪等设备得到进一步发展，由过去气动-液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个 或两个陀螺来操纵飞机，并可作机动、爬高及自动保持高度等。 二次大战期间，美国和原苏联相继研制出功能较完善的电气式自动驾驶仪C-1和其仿制品A∏-5； 德国在二战后期研制成功飞航式导弹V-1和弹道式导弹V-2，

更进一步促进了飞行自动控制装置的研制和发展。 20世纪50年代后，和导航系统、仪表着陆系统相联，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。 1.4 自动飞行控制系统 1947年成功突破音障后，飞机的飞行包线（飞行速度和高度的变化范围）扩大，越来越复杂的飞行任务对飞机性能的要求也越来越高，仅靠气动布局和发动机设计所获得的飞机性能已经很难满足复杂飞行任务的要求。因此，借助于自动控制技术来改善飞机稳定性的飞行自动控制装置（如增稳系统）相继问世，在此基础上，自动驾驶仪的功能得到进一步的扩展，发展成为自动飞行控制系统（AFCS）。 20世纪60年代，产生了随控布局飞行器（congtrol configured vehicle--CCV）的设计思想。 20世纪60年代前的以模拟电路或模拟计算机为主要计算装置的飞行控制系统，逐渐发展成为现在已普遍应用的数字式飞行控制系统，这也为新技术应用和更复杂更完善系统的综合提供了实现的可能性。例如： 主动控制技术（active control technology—ACT）； 余度技术 容错控制技术 20世纪80年代得到迅速发展的火/推/飞综合控制系统等。 20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一个综合系统，使飞机的各种传感器数据、指

QFT飞行控制系统设计

QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。

西工大飞行控制系统总复习

总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（侧滑角）：空速向量v 与飞机对称平面的夹角。以v 处于对称面右为正。 5、坐标系间的关系 机体轴系b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0a δ，产生左滚转力矩 0r δ，产生左偏航力矩0

自动飞行控制系统的设计技术

自动飞行控制系统的设计技术 摘要以某具体型号自动飞行控制系统为例，在对自动飞行控制系统的基本原理技能型论述的基础上，对系统设计过程中存在的典型故障以及解决故障的相关技术进行了论述和分析，给自动飞行控制系统设计工作提供参考。 关键词自动飞行；飞控系统；设计 1 自动飞行控制系统的构成与原理 1.1 系统的基本构成 1.2 系统原理 1）自动驾驶实现的原理 飞行控制系统主要包括三个基本回路，其中：导航回路，用以实现对飞机飞行轨迹的控制，又被称作为外回路；驾驶仪回路，主要用于确保系统的稳定性，确保对系统控制时具有稳定性特征，一般还被称作为内回路；伺服网路，该回路是控制命令的执行机构，确保控制系统的控制命令得以可靠执行，又被称作舵回路；驾驶仪回路，该回路是具有独立功能的分系统，不但能够保持飞机员设定的飞行姿态稳定飞行，同时还可以实现透明驾驶、比普配平等功能。 在启动自动驾驶设备之后，自动驾驶计算机中的存储设备将对飞机的即时飞行状态进行记忆，并将之作为基准值。而飞机上各个部位设置的传感设备将探测得到飞机此时的姿态信息，并将这些信息实时的传递到自动驾驶设备的计算机当中。在和计算机设备中存储的基准值对比之后，对与基准值不符的相关数据通过发出飞行指令进行调整，从而达到控制飞行的目的。驾驶设备在工作过程中总需要保持控制系统处于完全平衡的状态，利用对飞机飞行姿态的控制达到是飞行误差为零的目的，或者是尽量使得飞行姿态稳定在一个相对稳定的基准值附近。 在飞行系统实现自动控制的过程中，传递函数f=B/（E—S）通常被称作是自动驾驶设备的控制律，系统的所有的控制指令都是基于这个控制规则发出的。根据PID控制理论，这个控制规则主要包括与偏差变化率相关的导数项、比例项和偏差积分项等几个部分构成。其中，比例项是控制规则的主要控制项，当飞机在飞行过程中若由于其他原因导致其偏离基准值过远时，飞行驾驶控制系统的计算机将发出与误差成对应比例的飞行姿态调整指令。但是，考虑到信号传递延迟以及飞机飞行过程中的惯性作用，飞机执行机构在响应指令时刻的飞行姿态已经发生了对应的变化，这将导致飞行姿态控制命令存在对应误差。所以，为了控制这种变化，系统控制规则中的导数项，则是通过增加系统的阻尼的方式，对飞机的飞行姿态进行调节，控制飞行姿态调节过程中的调节质量。所以，在实际的飞行控制系统设计过程中，为了避免出现飞行姿态变化过大、控制常值扰动等问题，通常在系统设计过程中引入一个对应的积分电路，通过其驱动与之并联的舵

变体飞行器控制系统综述

第30卷 第10期航 空 学 报 Vol 130No 110 2009年 10月ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUT ICA SINICA Oct. 2009 收稿日期:2008208212;修订日期:2008212205 基金项目:国家自然科学基金(90605007);南京航空航天大学博 士生创新基金((B CXJ06208) 通讯作者:何真E 2mail:hezhen@https://www.wendangku.net/doc/5c6867700.html, 文章编号:100026893(2009)1021906 206变体飞行器控制系统综述 陆宇平,何真 (南京航空航天大学自动化学院,江苏南京 210016) A Survey of Morphing Aircraft Control Systems Lu Yuping,H e Zhen (College of Automation Engineering,Nanjing Universit y of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China) 摘 要:介绍了变体飞行器控制系统和涉及的控制理论问题。分析了变体飞行器的控制系统,指出变体飞行器的控制系统由变形控制层和飞行控制层组成。对变体飞行器的硬件结构和变体飞行器控制方法的研究现状进行了阐述。分析了集中式和分布式两种变形机械结构以及控制系统体系结构,提出采用总线网络连接变形结构的分布式元件。总结了变体飞行器需深入研究的变形控制和飞行控制问题,包括大尺度变体飞行器的飞行控制问题,通信受约束的大数目的驱动器的协调控制问题。关键词:变体飞行器;变形控制;飞行控制系统;分布式控制;网络控制中图分类号:V249 文献标识码:A Abstr act:The control system and r elated cont rol theor y of morphing aircraft a re introduced.The cont rol sys 2tem of mor phing air cr aft is analyzed.I t is shown that the system consists of a shape cont rol loop and a f light cont rol loop.Advances in the mechanical structures and contr ol appr oaches of mor phing aircraft ar e discussed.The centra lized mechanica l morphing structur e,the distributed mechanical morphing st ructur e,and the contr ol system structure are analyzed.It is pr oposed that the distr ibuted components in a morphing st ructur e should be connected through a bus net work.F utur e work in the shape contr ol and flight control of morphing aircraft is summar ized,including the flight contr ol of large 2scale shape air craft,cooperat ive contr ol of large numbers of actuators under communication constraints. Key words:morphing aircraft;sha pe control;flight control systems;distr ibuted control;networked contr ol 变体飞行器能根据飞行环境和飞行任务的变化,相应地改变外形,始终保持最优飞行状态,以满足在变化很大的飞行环境(高度、马赫数等)里执行多种任务(如起降、巡航、机动、盘旋、攻击等) 的要求。变体飞行器还能够改善飞行器空气动力学性能,增加续航时间,用能连续、光滑变形的变形结构代替传统操纵面,提高隐身性能。由于具有这些优势,变体飞行器得到了各国的重视。目前,已开展过的或正在开展的变体飞行器项目有 [125] :美国的AFTI/F111自适应机翼项目,主动 柔性翼(AFW)计划,智能机翼(Smart Wing)项目 和近期启动的变形飞机结构(MAS)项目;欧洲的3AS(Active Aeroelastic A ir craft Structures)研究项目等。 与传统飞行器相比,变体飞行器最特殊之处在于它具有变形结构。这给气动、材料、结构、控 制和优化等多个学科提出了一系列有待研究的问题。在控制学科方面,变形结构的分布式驱动特性以及变形引起的飞行器模型的不确定性和非线性等都引出了许多具有挑战性的研究课题。本文总结与思考了变体飞行器的控制体系结构设计和控制理论研究,提出了需深入研究的变形控制和飞行控制方面的问题。 1 工作原理 变体飞行器的控制系统可分为两个层次,如图1所示。第1层可称为变形控制系统,对变形结构进行控制,即实现变形控制;第2层可称为飞行控制系统,控制整个飞行器的飞行状态,即实现飞行控制。 变体飞行器的变形结构是使变体飞行器实现/变体0的部件。为了获得高气动效率,变体飞行器的变形应该是连续的、光滑的,因此,大部分变形结构由大数量的分布式驱动单元组成。变形结构可以是分布式作动器驱动的机械连杆结构(驱

1 飞行控制系统的硬件设计

1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具

飞行控制系统功能介绍

飞行控制系统功能介绍

目录 一、综述 (1) 二、飞控的相关系统说明 (1) 1.飞控的基本子系统 (2) 1.1航向控制系统 (2) 1.2速度控制系统 (3) 1.3高度控制系统 (4) 1.4自动着陆系统 (5) 2.测试机飞控所需的子系统 (6) 2.1GPS系统 (7) 2.2传感器、温湿度传感器系统 (8) 2.3飞行器自动稳定控制系统 (11) 2.4航向偏离控制系统 (11) 2.5显示系统 (12) 2.6信号反馈控制系统 (12) 2.7自动飞行控制系统 (13) 2.8自动导航系统 (14) 3.测试机飞控所需扩充系统功能 (15) 3.1自动避障系统 (15) 3.2语音播报系统 (17) 3.3物联网系统 (17) 3.4摄录系统 (18) 4.测试机飞控的其他功能 (18) 4.1自动寻路控制系统 (18) 4.2自动跟踪系统 (19) 4.3一键返航系统 (19) 4.4双飞控系统 (19) 4.5降落伞系统 (19) 5.飞行控制系统的常用外设接口 (20)

一、综述 本设计调研依据飞行控制系统（以下简称“飞控”）功能进行的系统调研。本飞行控制系统删减了翻滚、特技系统功能；以此对飞控系统的相关系统功能进行功能收集，由于本人的资料有一大部分是网络收集，会造成信息描述不准，还请大家见谅！。 飞控系统的相关子系统描述如下图1： 图1 二、飞控的相关系统说明 飞控系统的子系统功能分类方式有很多种，可以按飞控系统的子系统功能分类，按飞控系统涉及的子系统关联关系分类，按飞控系统设计的子系统基本功能和选配功能分类等等，本文现阶段以调研飞控系统功能为主，故选择按飞控系统的系统功能分类为主。

飞行操纵系统

飞行操纵系统

飞行操纵系统 ——飞机系统结课论文 指导老师：闫凤良 班级：080441D 学号：080441436 姓名：朱仕广 2010.6.25

摘要：飞行操纵系统是飞机在天空中自由飞行必不可少的系统。飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。此文对飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例进行简单介绍。 关键词：飞行操纵系统空客A320的操纵系统相关案例 正文： 飞机要想在天空中自由自在的翱翔，飞行操纵系统是必不可少的。飞行操纵系统让飞机在空中能按照人的意愿自由改变飞行状态，从而飞抵人们想要飞去的地方。下面，我们简单介绍飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例。 一、飞行操纵系统 定义：飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。

1.飞行操纵系统分类 按照操纵指令的来源分为：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。 （1）人工飞行操纵系统：其操纵信号由驾驶员发出。包括主飞行操纵系统和辅助飞行操纵系统。 主飞行操纵系统：操纵升降舵、方向舵、副翼、三个主舵面，实现飞机的俯仰、偏航和滚转操纵；辅助飞行操纵系统：操纵襟翼、副翼、扰流板、调整片等增升、增阻及水平安定面配平、方向舵配平等系统。 （2）自动飞行控制系统：其操纵信号由系统本身发出。 对飞机实施自动和半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对扰动的响应。 包括：自动驾驶、飞行指引和自动油门。 按照指令的执行方式来分： （1）机械式操纵系统 （2）电传操纵系统 2.基本飞行操纵原理 （1）飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶

飞行器控制系统课程设计

文档来源为:从网络收集整理.word 版本可编辑.欢迎下载支持. 课程设计任务书 学生姓名： 专业班级： 指导教师： 工作单位： 题 目: 飞行器控制系统设计 初始条件： 飞行器控制系统的开环传递函数为： ) 2.361(4500)(+=s s K s G 控制系统性能指标为调节时间s 01.0≤，单位斜坡输入的稳态误差000521.0≤，相角裕度大于84度。 要求完成的主要任务: （包括课程设计工作量及其技术要求，以及说明书撰写 等具体要求） （1） 设计一个控制器，使系统满足上述性能指标； （2） 画出系统在校正前后的奈奎斯特曲线和波特图； （3） 用Matlab 画出上述每种情况的阶跃响应曲线，并根据曲线分析系统 的动态性能指标； （4） 对上述任务写出完整的课程设计说明书，说明书中必须写清楚分析 计算的过程，给出响应曲线，并包含Matlab 源程序或Simulink 仿 真模型，说明书的格式按照教务处标准书写。 时间安排： 指导教师签名： 年 月 日 系主任（或责任教师）签名： 年 月 日

目录 1串联滞后—超前校正的原理...................... 错误!未定义书签。2飞行器控制系统的设计过程................ 错误!未定义书签。 2.1飞行器控制系统的性能指标 ...................... 错误!未定义书签。 2.2系统校正前的稳定情况 .......................... 错误!未定义书签。 ............................................. 错误!未定义书签。 (2) ............................................. 错误!未定义书签。 2.3飞行器控制系统的串联滞后—超前校正 (4) (4) (6) 2.4系统校正前后的性能比较 (8) (8) (9) (11) 3设计总结与心得体会 (12) 参考文献 (13)

典型飞行控制系统

三、典型飞行控制系统 1、已知某飞机的传递函数是： ) 69.19.0()4.0(5.1) () (2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的 控制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+T ? ? ??δ? ? δ)()1(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）要控制该飞机舵回路的时间常数应作何限制？ （3）若飞机受到常值力矩92 .0=?M Z γ 公斤*米，已知 Z Z M δ=-1.15公斤*米/度，若要求 稳定后其静差 s θ?<0 1 ，应对Z K ? 作何限制； （4）若要保证该系统的动态性能，应如何选取Z ? K ? 的值。 （5）分析在垂直向上风干扰下，系统的动态相应过程以及稳态情况。 2、已知某飞机的传递函数是： ) 47.15.1()59.0(2.1) ()(2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的控 制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+? ???δ? ? )()11.0(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）求出内回路闭环传递函数，并绘制随参数? Z K ? 变化的根轨迹图，并求取 值时的使? Z K =? ξ87.0以及此时三个内回路闭环极点值； （3）求出外回路闭环传递函数，并绘制随参数?Z K 变化的根轨迹图，并求取 值时的使?ξZ K =8.0以及此时三个外回路闭环极点值； （4）采用根轨迹方法分析舵回路时间常数对飞行控制系统工作性能的影响； （5）分析参数? Z K ? 与?Z K 之间的关系。 ● 自动驾驶仪有哪几个工作回路？ (1）同步回路 (2)舵回路 (3)稳定回路 (4)控制回路 ● 俯仰阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性 ● 滚转阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机—阻尼器系统的滚转特性 ● 什么是控制增稳系统？其作用是什么？ 不牺牲操纵性来提高飞机的阻尼比和固有频率，又可以解决非线性操纵指令问题 ● 飞行高度控制系统需要 最基本的信号？ 需要直接测量飞行高度，使用高度差传感器，根据高度差的信息来直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹请教，以实现对飞行高度的闭环稳定和控制

自动飞行控制系统 AFCS

涡轮发动机飞机 第六章自动飞行控制系统AFCS 自动飞行控制系统的组成和基本功能 自动驾驶仪（AP）飞行指引（FD）偏航阻尼系统（YDS）俯仰配平系统（Auto Trim）自动油门系统（ATS） 6.1自动飞行控制系统AFCS的组成和基本功能 系统的功用——自动飞行控制系统可在除起飞的飞机的整个飞行阶段中使用：离场、爬升、巡航、下降和进近着陆。 6.1.1 自动飞行控制系统AFCS由下列分系统组成： 自动驾驶仪(A/P)—既可用于控制飞行轨迹，也可用于控制飞行速度减轻飞行员 的工作负担，还可实现飞机的自动着陆。 飞行指引仪(F/D) 在PFD或EADI上显示计算机提供的自动飞行的指令使飞行 员按照飞行指引杆的指引驾驶飞机，或监控飞机的姿态。自动配平系统自动调节飞机的水平安定门，改善飞机的俯仰稳定性 偏航阻尼系统（Y/D）改善飞机整个飞行阶段的动态稳定性 自动油门系统（ATS）自动调节发动机输出功率，实现最佳飞行，并减轻飞行 员的负担。 偏航阻尼系统与自动配平系统合称为增稳系统。 飞行管理系统FMS 在现代飞机上，利用飞行管理系统FMS，可完成对飞机的全自动导航； 提供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨迹和垂直飞行剖面的计算， 实现最佳飞行。FMS的输出信号加到AFCS,控制自动飞行控制系统 的工作，实现对飞机的制导和推力管理；同时监测AFCS的工作，防止 飞机在不正常条件下的自动飞行。 6.1.3 AFCS的基本结构 AFCS的基本组成： 飞行控制计算机——计算控制指令。 控制板——（方式控制板MCP）是人机接口，用于向计算机输入飞行员的控制 指令，如飞行方式、速度、高度等。 输出设备——将计算机产生的控制信号加到飞行控制系统（通过舵机控制飞行操 纵面等），将显示信息输往显示器。 数字式AFCS的结构 80年代AP/FD计算机集成为FCC。 电子飞行控制系统EFCS的结构

现代飞行控制系统的评估与确认方法

现代飞行控制系统的评估与确认方法 摘要：现代飞行控制系统是飞机的飞行关键系统，其性能直接影响飞机的飞行 品质和飞机的性能，直接关系到飞机的飞行安全。同时现代飞行控制系统十分复杂，其研制过程是一个庞大的系统工程。因此需要对其进行缜密严格，详尽认真的评估与确认，确保系统实现的正确性，安全性。所以迫切需要研究先进的验证与确认技术和方法，以提高系统开发的效率和可靠性。 1飞行控制系统的发展 在过去的一个世纪里，飞行控制技术经历了增稳，控制增稳，自动飞行控制，全权限电传控制，综合控制等发展阶段。特别值得注意的是，自从20世纪下半页电传飞行控制（FBW）和主动控制技术（ACT）这两个具有划时代意义的飞行控制概念出现以来，飞机的发展历程出现了巨大的变化，体现在： （1）改变了传统的飞机设计概念好方法论，飞行控制技术首次与气动，结构和动力装置一起成为保证先进飞机平台性能的四大技术支柱。 （2）改变了自莱特兄弟首次飞行以来一直采用以机械操纵链作为飞机主飞行控制系统的传统方法，使采用飞机状态反馈的电闭环控制系统成为现代飞机的主飞行控制系统。 （3）打破了飞机布局设计中重心配置的限制原则，使飞机可以设计成中立稳定和静不稳定的构型。 （4）飞行控制系统不仅用于增强飞机刚体运动特性，同时也用于解决飞机弹性模态的控制问题。 （5）使得飞机主要控制性能，如飞行控制，推力控制和火力控制等的综合成为可能以数字式电传飞行控制系统为核心和纽带的综合飞行/火力/推力控制技术取得了迅速的发展，使飞机（尤其是战斗机）的性能得到大幅提升。 目前，数字式电传飞行控制系统和各种主动控制技术已广泛应用于第三代军机和先进的民机，综合控制技术也成为了第四代军机典型标志之一。 近二十年来，在相关学科飞速发展的支撑下，飞行控制技术领域也涌现出很多具有创造性的新技术，这新新技术很有可能成为支持飞机未来革命性发展所需的主要飞行控制技术。