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第二章典型飞行控制系统工作原理(1)

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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。

(完整版)直升机飞行操控的基本原理

(完整版)直升机飞行操控的基本原理

直升机飞行操控的基本原理图 1 直升机飞行操纵系统- 概要图（a）（b）图2 直升机操纵原理示意图1.改变旋翼拉力的大小2.改变旋翼拉力的方向3.改变尾桨的拉力飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。

如图2所示，周期变距操纵系统控制直升机的姿态（横滚和俯仰），总距操纵系统控制直升机的高度，航向操纵系统控制直升机的航向。

一、周期变距操纵系统周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。

当桨距周期改变时，引起桨叶拉力周期改变，而桨叶拉力的周期改变，又引起桨叶周期挥舞，最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜，从而实现直升机的纵向（包括俯仰）及横向（包括横滚）运动。

纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵，但二者是各自独立的。

周期变距操纵系统（见图3）包括右侧和左侧周期变距操纵杆（1）和（3）、可调摩擦装置（2）、橡胶波纹套（4）、俯仰止动件（5）、横滚连杆（7）、俯仰连杆（8）、横滚止动件及中立位置定位孔（9）、横滚拉杆（10）、横滚协调拉杆（11）、俯仰扭矩管轴组件（12）、总距拉杆（13）、与复合摇臂相连接的拉杆（14）、伺服机构（15）、伺服机构（横滚+总距）（16）、伺服机构（俯仰+总距）（17）和可调拉杆（18）等组件。

1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆2.可调摩擦装置4.橡胶波纹套5.俯仰止动件6.复合摇臂 7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件13.总距拉杆14.与复合摇臂相连接的拉杆15.伺服机构16.伺服机构（横滚+总距）17.伺服机构（俯仰+总距）18.可调拉杆图 3 直升机周期变距操纵系统（一）纵向操纵情况当前推驾驶杆时，通过俯仰扭矩管轴组件（9）及俯仰连杆（8），使复合摇臂（6）上的纵向摇臂逆时针转动，通过其后的拉杆、摇臂，使左前侧纵向伺服机构下移，自动倾斜器固定盘向左前方倾斜，旋翼桨盘前倾，进而使直升机向前运动。

航空航天概论复习重点知识点整理

航空航天概论复习重点知识点整理

航空航天概论复习重点知识点整理第⼀章绪论1.叙述航空航天的空间范围航空航天是⼈类利⽤载⼈或不载⼈的飞⾏器在地球⼤⽓层中和⼤⽓层外的外层空间(太空)的航⾏⾏为的总称。

其中,⼤⽓层中的活动称为航空,⼤⽓层外的活动称为航天。

⼤⽓层的外缘距离地⾯的⾼度⽬前尚未完全确定,⼀般认为距地⾯90~100km是航空和航天范围的分界区域。

2.简述现代战⽃机的分代和技术特点超⾳速战⽃机3.简述直升机的发展史、特点及其旋翼的⼯作原理发展史特点:a.可垂直起降、对起降场地⽊有太多特殊要求,b.可在空中悬停,c.能沿任意⽅向飞⾏但速度⽐较低、航程相对较短;⼯作原理:直升机以航空发动机驱动旋翼旋转作为升⼒和推进⼒来源,动能守恒要求,旋翼升⼒的获得靠向下加速空⽓,因此对直升机⽽⾔由旋翼带动空⽓向下运动,每⼀⽚旋翼叶⽚都产⽣升⼒,这些升⼒的合⼒就是直升机的升⼒。

4.试述航空飞⾏器的主要类别及其基本飞⾏原理A.轻于空⽓(浮空器):⽓球;飞艇。

原理:靠空⽓静浮⼒升空。

⽓球没有动⼒装置,升空后只能随风飘动或被系留在某⼀固定位置;飞艇装有发动机、螺旋桨、安定⾯和操纵⾯,可控制飞⾏⽅向和路线。

B.重于空⽓:固定翼航空器(飞机+滑翔机);旋翼航空器(直升机+旋翼机);扑翼航空器(扑翼机)。

原理:靠空⽓动⼒克服⾃⾝重⼒升空。

飞机由固定的机翼产⽣升⼒,装有提供拉⼒或推⼒的动⼒装置、固定机翼、控制飞⾏姿态的操纵⾯,滑翔机最⼤区别在于升空后不⽤动⼒⽽是靠⾃⾝重⼒在飞⾏⽅向的分⼒向前滑翔(装有的⼩型发动机是为了在滑翔前获得初始⾼度);旋翼机由旋转的机翼产⽣升⼒,其旋翼⽊有动⼒驱动,由动⼒装置提供的拉⼒作⽤下前进时,迎⾯⽓流吹动旋翼像风车似地旋转来产⽣升⼒;直升机的旋翼是由发动机驱动的,垂直和⽔平运动所需要的拉⼒都由旋翼产⽣;扑翼机(振翼机)像鸟类翅膀那样扑动的翼⾯产⽣升⼒和拉⼒。

5.简述⽕箭、导弹与航天器的发展史6.航天器的主要类别A.⽆⼈航天器:a.⼈造卫星(科学卫星、应⽤卫星、技术试验卫星),b.空间平台,c.空间探测器(⽉球探测器、⾏星探测器);B.载⼈航天器:a.载⼈飞船(卫星式、登⽉式),b.空间站,c.轨道间飞⾏器(轨道机动器、轨道转移器),d.航天飞机。

飞行力学与飞行控制

飞行力学与飞行控制

课程的主要内容
飞行力学和飞行控制主要分两部分：描述 飞机运动的飞行力学和控制飞机按照预定目 标运动的飞行控制系统原理和设计方法。
飞机飞行动力学是力学的一个分支，其任 务是建立描述飞机运动动力学(或数学)模型， 并在此基础上对所设计飞机稳定性操纵性进 行分析。
飞行学主要内容
1.空气动力学基本知识 飞机为什么能够飞起来？ 空气的特性，描述空气的基本方程，低速和高速
伊-15 号称世界上最好的双翼战斗机
Bf 109E
完善阶段（1939至1945年）
❖ 这一阶段，由于正处在第二次世界大战中，因战争的需要促进了空军迅猛发展， 飞机数量、种类以及性能得到空前提高。当时飞机研发的目标：首先是加大发动 机的功率，提高效能和高空性能；其次是对亚音速气动布局的精心设计和推敲。 在提高发动机功率方面，加大气缸容积，增加气缸数量，加大发动机转速和预压 缩工作介质等措施。在改进气动方面，采取了整流措施，如发动机加整流罩，都 大大降低了飞机的废阻力。在翼型研究上也有了突破，出现了层流翼型、尖锋翼 型等低阻翼型。在这一时期，由于仍然采用的是活塞式发动机，因受音障限制， 飞行速度已经接近这类飞机的极限（时速750千米左右），因此这一时期飞机经 过了完善的发展阶段，也可以说是活塞式内燃发动机发展到极限的特殊阶段。
英国“喷火 Mk5” 机长9.83米， 翼展12.19米， 空机重量2983千克， 最大起飞重量3648千克， 最大飞行速度625千米， 升限10850米。 武器系统4门机炮外加炸弹
P-51野马式战斗机 生产商：北美航空公司 机长：9.83m 翼展：11.28m 机高：4.17m 空重：3465kg 最大起飞重量：5490kg 最大速度：703km/h 巡航速度：580km/h 最大航程（带副油箱）：2655km 升限：12770m 爬升率（3200英尺）：16.3m/s 武器：6x12.7mm机枪， 10x5 8英寸(127mm)火箭/2000磅(907kg)炸弹

飞行控制总复习

飞行控制总复习
c) 协调转弯公式
偏航 俯仰
d) 协调转弯为保证不掉高度及保证提供协调转弯所需的俯仰角速率， 必须操纵升降舵提供舵面力矩。无论飞机左转弯，还是右转弯（），都 应操纵向上偏，使飞机抬头。 7、自动配平
自动配平就是接通自动驾驶仪前，通过操纵调整片或安定面，使 驾驶杆承受力为零即“卸荷”（卸去舵面铰链力矩给驾驶杆带来的力的 影响），而在自动驾驶仪工作中，及时卸去铰链力矩，使驾驶杆承受的 力不为零，这种作用就是自动配平。 8、回零系统
使飞机纵轴向右转弯，且使与协调。
而使信号减弱，且飞机逐渐改平，飞机水平飞向原航线，最
终，，。 5、 给定自动驾驶仪控制律如下：
试分析对于的航向自动稳定过程。 解：应飞航向飞机向左倾斜由于分量即为侧力向左使向左转（向应飞航
向）出现负侧滑。又，（初始侧滑角将使方向舵的作用更强）方向舵向 左偏产生使向左转。由于纵轴转动惯性小于飞机平稳惯性，很快纵轴追 上空速，且超过出现正角，引起正偏航力矩N，使纵轴转变慢，且经一 段时间后可使。
操纵升降舵，使升降舵下偏以减小迎角，实现平飞加速。 16、在速度坐标系建立纵向运动方程；在稳定坐标系建立侧向运动方 程。 17、飞机的航向没有自动恢复某一特定位置的能力。要想保持航向，必 须对飞机进行控制。但有自动消除初始倾斜角（滚转角）及初始侧滑角 的能力。 18、横侧扰动运动的典型模态
一对共轭复数根：对应荷兰滚运动模态（振荡运动模态）。 一个大负实根： 对应快速倾斜运动模态（滚转快速阻尼模 态）。 一个小实根： 对应回旋运动模态（缓慢螺旋运动模态）正负 均有。 快速倾斜运动衰减最快，荷兰滚运动衰减稍慢，螺旋运动衰减特别 慢。 二、计算题 1、已知飞机纵向运动线性化方程如下：
回零系统作用是去掉AP回路中的各种不平衡信号，以保证接通AP 时，飞机原飞行状态不变。 9、空速控制基本方案

多旋翼无人机二次开发 多旋翼无人机二次开发(现代职业)1_知识准备2系统配套飞控详细介绍

多旋翼无人机二次开发 多旋翼无人机二次开发(现代职业)1_知识准备2系统配套飞控详细介绍

第二章系统配套飞控详细介绍2.1硬件介绍2.1.1嵌入式软件介绍常见的嵌入式软件有Nuttx ，它是一种实时的嵌入式操作系统（RTOS），可以使用在微控制器的环境中。

在Nuttx嵌入式系统中，较为常用的是卡尔曼滤波。

卡尔曼滤波典型的应用，简单的讲，就是从一组有限的包含噪声的信号序列中预测出被测物体的位置坐标及其速度。

跟踪目标时，测量所得目标的位置、速度、加速度的信号往往包含有噪声，卡尔曼滤波则可以去除噪声的影响，得到一个较好的目标位置的估计值。

捷联惯导是利用惯性传感器（陀螺仪、角加速度传感器及线加速度传感器）及其基准位置和初始位置信息来计算获得飞行器的位置、速度及加速度的信息的导航方法。

捷联惯导算法的基本过程为：●初始化系统：给定飞行器的初始位置和初速度；校准数学平台；仪表校准。

●误差补偿●姿态矩阵计算。

●导航计算●输出导航信息图4.1 捷联惯导算法基本过程惯性元件有固定的漂移率，这会给导航造成误差，因此捷联惯导系统还须采用指令、GPS或其组合等方式定时进行修正，以获取持续准确的位置参数。

2.1.2安装与调试安装：飞控应该在多旋翼平面的几何中心，并固定在减震器上；连线：见下图。

图4.2 飞控接口图4.3 飞控接线标注●在安装完飞控之后（安装前也可以），我们就需要开始使用地面站软件，也就是Mission Planner（下面使用缩写：MP）来对飞控上的很多传感器进行调试和校准。

下面我们将详细介绍MP软件的使用。

●将飞控和电脑用数据线连接。

在烧录固件完成之前不要点击右上角的连接按钮。

图4.4 MP软件界面●固件升级：最开始的工作就是往飞控内烧录多旋翼飞行器固件，也就是固件升级。

在MP的主界面的左上角有一排按钮，我们仅仅使用前四个按钮。

●点击初始设置，将看到很多图标。

图4.5 烧写固件●选择第三个图标（多旋翼飞行器）图4.6 确认刷新固件●点击Yes开始上传固件。

图4.7 烧写固件中●固件烧录完成！我们第一次使用配套飞控时，也可以通过向导来烧录固件。

飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理课件PPT

飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理课件PPT

L
e
*
me
mV I 不太大时，修正高度过程中，俯仰运动也不会剧烈，所以速度相对变化
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。
也不会太大y，为此可用短周期运动方程。
❖ 为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。
飞机操纵机构
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 产生纵向低头力矩M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 产生滚转力矩L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 产生偏航力矩N<0 油门杆位置T： 向前推杆为正 T〉0 加大油门、加大推力
飞机结构特点及受空气动力影响情况
为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设 ❖ 再由力、力矩平衡：
起削弱 作用， 向上转变慢，当
时，纵轴不再转q=0，动态过程结束。
计时采用薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应 平飞迎角
这个等级是按能见度条件分类的，（包括垂直方向上指允许的最小云雾底部的高度；
阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路
L K
)
其中：L K K K Ke 为角速率到舵偏角传动比
❖ 简化闭环传函：
q(s) pe (s)
K j KeKd (T S 1)
Td2eS 2 2deTdeS 1
式中：
Kd
K 1 L K
Tde
Td 1 L K
de
d
( K T L ) 2Td
1 L K
❖ 适当选择 L 可增大 de ，即增大了阻尼，
❖ 保持升降速度 H 0 ―必使飞机沿法线方
向力平衡，即 L cos G mg
❖ 保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯
性力 L sin mu

飞行器制导复习

飞行器制导复习

一、简答题1. 典型的制导体制有哪些？简述它们的工作原理。

（1）遥控制导以设在飞行器外部的指控站或制导站，来完成飞行器运动状态的监控，或者进行目标与飞行器相对运动参数的测定，然后引导飞行器飞行的一种制导方式。

（2）自主制导按照给定弹道生成预定导航命令或预定弹道参数信息，在发射或起飞前装订到无人飞行器的存储装置中，飞行过程中机载敏感装置会不断测量预定参数，并与存储装置中预先装订参数进行比较，一旦出现偏差，便产生导航或导引指令，以操纵飞行器运动，完成飞行任务。

这是一种自主导航或制导的方式。

（3）寻的制导利用电磁波、红外线、激光或可见光等方式测量目标和无人飞行器之间的相对运动信息，由此实时解算出制导命令，从而导引无人飞行器飞向目标的一种方式。

（4）复合制导复合制导是指在飞行过程中采用两种或多种制导方式。

它可分为串联、并联和串并混合三种。

串联复合制导就是在不同飞行弹道段上采用几种不同的制导方式；并联复合制导则是在整个飞行过程中或在某段飞行弹道上同时采用几种制导方式；而串并联混合制导就是既有串联复合也有并联复合的混合制导方式。

2.请画出一般飞行控制系统结构原理图，并简述各部分功能。

要实现飞行控制的目的，一般均采用内、外环两重反馈控制回路的控制方法来实现，即在外环回路重点进行导航/制导控制方法的研究，从而达到指令飞行的目的；在内环回路重点进行稳定控制方法的研究，从而实现稳定飞行的目的。

3.导弹质心运动的动力学方程和绕质心运动的动力学方程分别在什么坐标系建立有最简单的形式？并给出这两个坐标系的定义。

地心惯性坐标系：I I I E Z Y X O ,E O 为坐标原点，地球的质心 ；I X 指向J2000地球平春分点； I Z 垂直于J2000地球平赤道面，指向北为正；E Y 在平赤道面内与EI X 轴、EI Z 轴形成右手旋转坐标系。

发射坐标系G ：原点发射点o ，x 轴在发射水平面内指向瞄准方向，y 轴垂直发射水平面指向上方，z 轴构成右手坐标系。

一文读懂民航客机飞控系统

一文读懂民航客机飞控系统

⼀⽂读懂民航客机飞控系统埃塞俄⽐亚航空公司波⾳737 MAX 8型客机当地时间10⽇坠毁，这是时隔不到5个⽉，波⾳同⼀型号飞机发⽣的第⼆起空难。

鉴于两起事故具有明显的相似性，越来越多的将⽬标指向了该型号的设计缺陷——飞控系统存在BUG是导致这两起事故的根本原因。

⽬前，越来越多的国家和航空公司已宣布停飞该机型。

那么，飞控系统到底是什么?为什么⼀个⼩⼩的代码错误会导致这么严重的后果?下⾯，就由⼩编来带你作进⼀步的深⼊了解。

实际上，现代民⽤飞机飞⾏控制系统(简称“飞控”)，是整个飞机机载系统的核⼼，也是整架飞机最复杂的系统之⼀。

飞⾏控制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。

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。

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。

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

飞机各个系统的组成及原理

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统二、液压系统三、起落架系统四、飞机飞行操纵系统五、座舱环境控制系统六、飞机燃油系统七、飞机防火系统一、外部机身机翼结构系统1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼2、它们各自的特点和工作原理1)机身机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。

在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。

2)机翼机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。

机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。

机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。

近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。

即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。

为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。

襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。

3)尾翼尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。

1.垂直尾翼垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。

通常垂直尾翼后缘设有方向舵。

飞行员利用方向舵进行方向操纵。

当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。

同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。

某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。

2.水平尾翼水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。

低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。

即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生附加的负升力（向下的升力），此力对飞机重心产生一个使机头上仰的力矩，从而使飞机抬头。

AV全程-自动驾驶 19-4~9

AV全程-自动驾驶 19-4~9

图19-60
FCC与其他系统交联的示意图
MENU
二、FCC基本工作原理
现代飞行器控制系统一般可以分成内回路与外回路两部分。内回路主 要是控制和操纵飞机的姿态运动；而外回路主要是控制飞行器质心的轨 迹运动。FCC对输入信号的处理也是根据这一基本要求来实施的。 1.FCC的功能模块 ：通常有如下功能模块； *.方式及衔接连锁模块：确定所选方式的有效性,控制方式计算模块及指 令计算模块的工作。 *.方式计算模块：计算有效的工作方式， *.自动驾驶伺服指令计算模块：完成自动驾驶伺服指令的计算， *.飞行指引指令计算模块：完成飞行指引指令的计算， *.自动配平指令计算模块：计算相应的配平指令，实现自动配平。 *.数据收/发控制模块：控制数字信息的接收与发送。 *.系统状态监控模块：监控整个飞行控制系统的工作状态， 2.FCC的基本工作原理 FCC的基本功能是实现自动飞行的指令计算与输出，FCC计算控制指令 是围绕两个基本回路进行的，即外回路和内回路。外回路根据系统的工 作方式及飞行参数，计算飞机飞行的目标参数，如位置，速度，垂直速 度等，主要是控制飞行器质心的轨迹运动；内回路根据外回路计算的飞 机飞行目标参数（姿态）及飞机实际运动参数，按照一定的控制规律计 算相应的舵面偏转角度或角速度，主要是控制和操纵飞机的姿态运动。
MENU
19.4.4
一
飞行控制计算机系统软件组成及功能
一、飞行控制软件 飞行控制软件的具体构成因系统的硬件配置不同而异，通常大致应包括 下述几个程序。 1.管理执行程序 管理执行程序具体完成下述功能： · 完成任务调度，速率块的组织； · 系统工作模态的管理与控制； · 中断处理； · 各余度计算机之间的交叉通道的数据传递； · 各余度计算机之间的帧频同步； 2.余度管理功能模块 根据余度管理对象，又可分为传感器，伺服器余度管理模块，计算机余 度管理以及全机余度降级策略和算法计算等模块。 3.控制律计算模块 该模块包括纵向控制律、横侧向控制律计算；边界限制计算；外回路控 制律计算以及大气数据修正计算；备分模态控制计算等。 4.数据管理模块 该模块的主要功能是管理飞控系统与机载电子设备的数据交换。 二、操作系统
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），要求 θ = q = ψ sin φ ，
于是速率陀螺感受这个恒定的偏角值并反馈到阻 尼器产生 δe = Lθ ψ sin φ = Lθ q ，这会减小俯仰角速 率，是不希望的。所以飞行员只有通过操纵才能 补偿掉这个舵偏角，但串联舵权限很小，恒定的 q信号引起的舵偏角可能会超过串联舵机的权 限，而使阻尼器失效，为此要采取措施——用配 平舵机并且加入清洗网络滤去q的稳态分量。
• 控制律中加入俯仰角速率后，系统固有频率及阻 尼比均可通过适当选择 Lq 及Ln来调整.
特点：
• 控制律中含信号 Lq q ―对飞机起增大阻尼比的作用 • 控制律中δe与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的控 制律 • 若引入输入信号的积分，使输出与输入信号之间成积分关 系，则为积分式控制律： t δe = Lq q + Ln n + ∫ ⎡⎢⎣ ( Lq q + Ln n) − Lg Dg ⎤⎥⎦ dt 0
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
−1
− Kθ (Tθ S + 1) Td2 S 2 + 2ξd Td S +1
q
Kδ
Ka
Kq
• 系统闭环传函为：
K j K e K θ (Tθ S + 1) q( s) = 2 pe ( s ) Td S + (2ξd Td + Lθ K θTθ ) S + (1 + Lθ K θ )
二、飞机―增稳系统
作用：
• 现代飞机随着大迎角飞行出现，使飞机静稳定性 下降。 • 为了提高操纵机动能力，使飞机重心与焦点相对 位置发生变化（焦点前移了）这也使系统不稳 定。
为解决上述问题需要增稳系统。
1、俯仰增稳系统控制律及系统分析
• 控制率为：δe = Lα α − Lg Dg Dg指驾驶杆指令 • 飞机纵向短周期方程：
L 其中： θ = 角传动
比
• 简化闭环传函：
K j K e K θ d (Tθ S + 1) q(s) = 2 2 pe ( s ) Tde S + 2 ξ deTde S + 1 K θTθ Lθ ξd + ( ) 2Td ξde = 1 + Lθ K θ
飞控系统的基本性能要求
• 飞控系统设计的规范包括： 1）评定飞机飞行品质可按MIL－F－8785C， GJB185－86 2）评定飞控系统品质可按MIL－F－9490D
飞机飞行品质
• 纵向飞行品质:
– 速度稳定性（纵向静稳定性，沉浮稳定性，飞行轨 迹稳定性）; – 纵向机动特性（等评价等级参数，短周期阻尼比， 操纵期望参数）; – 纵向操纵性。
Td Tde = 1 + Lθ Kθ
式中：
Kθ K θd = 1 + Lθ K θ
• 适当选择 Lθ 可增大 ξde，即增大了阻尼， （ ξde > ξd ） • 但 Lθ ↑ 使 K θd ↓< K θ 静操纵性 ↓→ 阻尼比增大是靠 牺牲静操纵性达到的。 • 由于 Tde 与 1 + Lθ K θ 成反比，Tde 变化不大，即固 有频率变化不大。
q
速率陀螺 放大器 舵回路 阻尼器 助力器
Δδ e
阻尼系统：
• 阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如下图）如同是阻尼
比改善了的新飞机，称为飞机—阻尼系统，简称阻尼系统。
杆力 P
弹簧
助力器
Δδ e
飞机
q
阻尼器
原理：
• 当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q经放大器、 舵回路传递到舵面，使之有个偏角 δe = Lq ⋅ q = Lθ Δθ → 此舵偏角引起舵面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻 尼力矩（ ∵ q > 0 → δe > 0 → M (δe ) < 0 低头，使q受限 制）这就增大了飞机的阻尼。
δe = Lq q + Ln n − Lg Dg
q (s) α • 由飞机短周期方程得到q和攻角的关系： = s + Zα
• 由上页攻角和过载的关系和上述关系可以得到俯 仰角速率与法向过载的关系为：
g q= V0 ⎡ 1 ⎤ ⎢ s + 1⎥ n ⎢ Zα ⎥ ⎣ ⎦
• 闭环系统方程：
⎡ 2 ⎤ nn ⎢ S + (C1 + M δ Lq ) S + (C2 + g Lq + nn Ln )⎥ n = nn Lg Dg e ⎢ ⎥ V0 ⎣ ⎦
1.俯仰阻尼器（纵向阻尼器）
• 俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动的阻 尼 ξd 。 1)最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时 δe = Lq q = Lθ θ • 舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻 尼力矩，增大了飞机阻尼力矩。
无阻尼器飞机操纵系统结构图
Δδ e
K e ：助力器的传递函数 K j ：机械弹簧 Pe ：为杆力 −K θ (Tθ S + 1) ：飞机短周期运动传递函数 2 2 Td S + 2ξd Td S + 1 K j K e K θ (Tθ S + 1) q(s) = 2 2 系统传函： pe ( s ) Td S + 2 ξ d Td S + 1
结论：
• 无论阻尼器权限如何，与无阻尼飞机相比
q (t ) 和α (t )的振荡性都有很大改善。
• 即使是全权限， (t )的超调量也很大。只有增大 Lθ q 使ξde > 1才能减小的q (t )超调。但这会使α (t ) 的调节 时间拖长，故 Lθ 不能取得太大。
3）控制律的改造―清洗网络的引入
飞控系统品质
• 包括：姿态保持，航向保持，航向选择，稳态倾 斜转弯中的协调，滚转时的侧向加速度限制，水 平直线飞行中的协调，高度保持，M数保持，空速 保持，自动导航，自动进场，自动着陆的要求。
飞控系统基本功能包括几方面
• • • 增稳阻尼的要求 姿态的稳定与控制——包括三轴姿态的稳定与控 制，航向保持，预选，航向转弯等 轨迹的稳定与控制——包括高度、侧向偏离、飞 行M控制保持，以及自动进场着陆，地形跟随 等。
飞机结构特点及受空气动力影响情况
• 为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设计时采用 薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应的大后掠前缘的三 角翼，这使横向静稳定导数 Lβ ↑ 为减少阻力，而尽量减小机身的截面积，即机身细长，机 翼又薄，机载设备装到机身上使质量加大，于是飞机绕立 轴及横轴的转动惯量 IY ↑ I Z ↑ 都增大了，而绕纵轴的 I X ↓ 飞机以大M数飞行时，平尾升力系数 ↓ ，舵面效率降 低 ↓ ，加上高空时， ρ ↓ 使飞机横侧阻尼减小，使超音速 飞行时，飞机会发生严重飘摆现象
• •
τs 清洗网络为： s +1 τ 控制律（不计 Ge ( S )
G 、 δ ( S ) 时）为：
τs δe = Lθ θ τ s +1
引入清洗网络原因：
• 飞机稳定转弯（或协调转弯）时，
⎧ q = ψ cosθ sin φ g （ψ = u tgφ → ⎨γ = ψ cosθ cos φ ⎩
D ε° 这里： ＝0.1° ~ 0.2° 是不灵敏区， = Ge ( S )Gδ ( S ) Lθ θ 当再考虑驾驶员的操纵则有：δe = f ( D ) − Ge ( S ) K j Pe
G 其中， e ( S )和 Gδ ( S )分别助 力器和舵回路传递函数
纵向阻尼系统权限为 ± 1 的飞机过渡过程
§2 飞机－阻尼器系统和飞机－增稳系统
一、飞机－阻尼器系统 1、问题的提出：
• 随着飞行包线的扩大，飞机自身的阻尼下降，使驾驶飞 机时飞机角速度会出现强烈振荡——这是由飞机（尤其 超音速飞机）结构特点造成的。 考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时，若用力过 猛，会产生纵向短周期的振荡，即所谓的纵向点头。 为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。
使飞机阻尼特性下降。
• α 与过载 Δn 为比例关系： • • 则控制律可为：δe = Ln n − Lg Dg
V Z α ⋅Δα G g ( S 2 + C1S + C2 )n = −nnδe 飞机方程变为： Δn = Δα ≈ QSCLα
• 同样可得：加入上述控制律后，可提高系统的静 稳定性，但会降低系统阻尼特性。 • 为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼 比，控制律中必须包括n（或 α ）与角速率q两 种信号，于是纵向比例式增稳系统的控制律为：
2）串联舵机的有限权限时的阻尼器控制律
• 串联舵机权限是很小的（对像 δe = ±1°）再考虑 到不灵敏区，则阻尼器有非线性控制律：
⎧ 0 D ＜ε° , ⎪ ⎪ ⎪ δe = f ( D ) = ⎪ D－ε°signD, ε° ≤ D ≤ 1°＋ε° ⎨ ⎪ ⎪ signD, D ＞1°＋ε° ⎪ ⎪ ⎩
•
•
2、阻尼器的组成与作用原理
作用：
• 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率，增大 飞机运动的阻尼，抑制振荡。
分类：
• 因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因而阻尼 器也有俯仰阻尼器、倾斜阻尼器及偏航阻尼器。
• 组成：
阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。舵回路中 包括串联副舵机，反馈元件，总和元件
• •
飞机操纵机构
0 ⎧升降舵偏角δ e：平尾后缘下偏为正 → δ e〉 → 产生纵向低头力矩M<0 ⎪ 0 ⎪副翼偏转角δ a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 → δ a〉 → 产生滚转力矩L<0 ⎨ 0 ⎪方向舵偏转角δ r：方向舵后缘向左偏为正 → δ r〉 → 产生偏航力矩N <0 ⎪油门杆位置δ ： 向前推杆为正 → δ 〉 → 加大油门、加大推力 ⎩ T T 0