飞机操纵系统设计与分析

I G I T C W技术 分析Technology Analysis62DIGITCW2022.121 民用飞机综合航电系统发展现状本文以波音787和空客A380的综合航电系统为例进行现状分析。

1.1 波音787波音787的综合航电系统采用开放式CCS 结构，具体构成为CDN （通用数据网）、CCR （通用计算设备）、RDC （远程数据采集器）等，构成相对复杂，结构成分较多。

其中，通用计算设备的机柜中安插若干个GCM （通用处理模块）、通用数据网（每秒100兆字节）以及LR M （可更换模块）。

波音787的综合航电系统还整合了非传统航电系统的处理与控制功能，具体包括燃油、环控、防火、电源、起落架、液压、防冰、舱门系统等。

除此之外，其计算机系统以ARINC 653为标准进行设计，以此控制系统改变流程期间的成本投入，同时提高系统的兼容属性，为日后迭代优化等工作提供支持。

该民用飞机的综合航电系统中还采用了网络技术以及与其相兼容的技术，由此可以实现数据的准确、高效传递。

数据链由核心网络、孔底数据链和通用核心系统组成，主要负责外界数据采集与上传。

其中，数据传输期间统一落实AFDX 标准，依托于LED 液晶显示屏的使用以及工业标准GUI 图形界面的设计，满足相关人员的数据查看与操控所需[1]。

1.2 空客A380空客A 380的综合航电系统以I M A 为主，所谓IMA ，是指集成模块化航空电子设备，同时辅以CTOS （商用货架产品）技术和Integeity-178B 操作系统。

在整个系统框架中，该飞机共使用32个IMA 模块，均属于场外可更换模块，分别应用于起落架、显示系统、告警系统、环控系统、引气系统、电传操纵系统、电气系统、自动驾驶系统、燃油系统和液压系统等。

对于该综合航电系统的核心处理以及输入、输出模块而言，其统称为CPIOM ，组成要素较多，构成成分包括PCI 内部互联板、中央处理器线路板、输入线路板等。

飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究1. 引言1.1 研究背景飞机平尾操纵系统是飞机的重要部件，负责控制飞机在飞行中的姿态和稳定性。

如果平尾操纵系统出现偏离特性，可能会导致飞机的飞行性能下降甚至出现事故。

研究飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法具有重要意义。

在过去的飞机事故中，有不少是由于飞机平尾操纵系统偏离特性引起的。

这些事故给飞行安全带来了严重威胁，也对飞机制造商和航空公司造成了巨大损失。

研究如何及时检测和纠正飞机平尾操纵系统的偏离特性，对于提高飞行安全性具有非常重要的意义。

在这样的背景下，对飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法进行研究，可以为飞行员提供更准确的飞行数据，帮助他们及时发现并纠正潜在的问题。

这将有助于减少飞机事故的发生，提高飞机的飞行安全性和可靠性。

本文旨在探讨飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法，为飞机制造商和航空公司提供参考。

1.2 研究意义飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究的意义在于提高飞机飞行安全性和可靠性。

飞机平尾操纵系统是飞机控制系统中至关重要的一部分，其偏离特性对飞机的飞行性能和稳定性有着重要影响。

通过研究飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法，可以帮助飞机制造商和飞行员更好地了解飞机的性能特点，提前发现和解决潜在的问题，确保飞机在飞行过程中稳定、安全地运行。

试飞验证方法的研究也有助于推动飞机设计和制造技术的进步，为飞机制造业的发展提供技术支持和指导。

对飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法的研究具有重要的实际意义和应用前景。

通过本研究的开展，将能够为飞机飞行安全性和效率性的提升做出重要贡献，促进航空行业的发展和进步。

2. 正文2.1 飞机平尾操纵系统偏离特性介绍飞机平尾操纵系统是飞机上非常重要的一个部件，它通过控制平尾来影响飞机的姿态和飞行性能。

在飞机飞行中，如果平尾操纵系统发生偏离或故障，可能会影响飞机的稳定性和操纵性，进而导致飞机飞行不安全。

飞机平尾操纵系统的偏离特性是指在不同飞行状态下，平尾操纵系统输出与预期输入之间的差异。

飞机前起落架转弯系统性能分析张丹丹南京航空航天大学，南京 210000摘要：飞机前轮操纵技术是飞机地面操纵的核心。

作为起落架设计中的重要组成部分，前轮转弯操纵系统的结构及性能对起落架地面滑跑及操纵稳定性存在较大影响。

特别地，转弯机构能否实现大角度转弯，满足大转弯力矩的要求，对飞机起落架的滑跑转弯性能有重要影响。

本文某型飞机为研究对象，针对双作动筒式前轮转弯系统和齿轮齿条式前轮转弯系统的前轮转弯机构和液压控制系统两部分，在LMS b AMESim中建立了双作动筒式和齿轮齿条式前轮转弯操纵系统的液压系统模型。

然后基于LMS b Motion软件平台分别建立了含有双作动筒式前轮转弯机构和齿轮齿条式前轮转弯机构的前起落架动力学模型，并与AMESim中建立的两种转弯系统的液压控制模型进行联合仿真，分析不同工况下飞机转弯操纵的性能。

关键词：民机起落架、转弯系统、Virtual Lab Motion、AMESim、联合仿真0 前言作为飞机设计的基础领域之一，起落架的设计结果对飞机性能的影响是非常大的。

飞机的起飞着陆过程是飞机安全事故的多发阶段，因此飞机具有良好的地面操纵性就显得尤为重要。

对于大型飞机，起落架多采用前三点式布局。

该布局常用的转弯操纵技术有以下三种：发动机推力差动、前轮操纵以及差动刹车技术。

其中，发动机差动对飞机地面机动和方向难以达到精准控制，而差动刹车对机轮磨损严重，现代飞机多采用前轮操纵的方式来实现飞机的转向以及地面机动。

前轮转弯系统不仅能对飞机运动方向进行操纵，当飞机滑跑过程中遇到扰动或侧风、单侧轮胎爆破漏气等原因导致的飞机前轮摆振或偏离预定航向时，前轮转弯操纵系统能及时响应，消除前轮摆振并对航向进行纠正。

液压传动是飞机各操纵系统动力的主要来源。

由于技术水平的限制，国内早期军用飞机的前轮转弯系统大多采用的是机械—液压系统。

此类系统通过机械机构（手轮或脚蹬）传递操纵指令控制液压助力器，以此提供转弯力矩驱动前轮转弯。

座舱操纵系统驾驶柱应急倾倒机构仿真分析探究【内容摘要】针对座舱操纵系统中驾驶柱应急倾倒功能和机构设计，进行建模仿真和分析，探究不同控制变量对驾驶柱倾倒时间指标的影响，为驾驶柱应急倾倒机构设计提供仿真依据和指导。

【关键词】座舱操纵系统；驾驶柱倾倒；动力学仿真1.引言座舱操纵系统作为电传飞行控制系统的子系统，负责将飞行员的驾驶期望转换为具体的控制信号，传递给主飞控分系统和自动驾驶分系统。

在中大型飞机中，座舱操纵系统的操纵器件主要包括：驾驶柱、驾驶盘、脚操纵台。

其中驾驶杆运动对应升降舵偏转控制，驾驶盘运动对应副翼偏转控制，脚操纵台对应方向舵偏转和机轮刹车控制。

在具备弹射救生功能的飞机上，飞行员需要进行弹射救生时，弹射救生通道必须进行空间清理，避免物体与飞行员发生干涉造成伤害。

中央杆盘式的操纵系统由于驾驶盘存在一定宽度且正常操纵范围位于驾驶员腿部上方，因此需要设计一种驾驶柱应急倾倒机构，能够在弹射救生时使驾驶柱倒向前极限位，进而保证驾驶盘不会与飞行员腿部发生干涉。

1.倾倒机构设计倾倒机构设计时，需要满足以下两点：倾倒功能未启用时，倾倒机构不得影响驾驶柱正常操纵，不得影响操纵线系的刚度和间隙值。

倾倒功能启动时，需要断开驾驶柱与后方的机械连接，且驾驶柱需要在规定时间内从任一位置稳定倾倒在前极限位。

倾倒机构设计思路为将两点的机械连接改变为一点的机械连接。

具体通过弹簧和拔销实现。

倾倒功能未启用时，拔销插入摇臂孔中，此时驾驶柱与下方摇臂作为整体，拉簧产生的力为内力。

倾倒功能启动时，拔销从摇臂孔内拔出，在弹簧力的作用下，驾驶柱绕自身转轴向前倾倒至机械限位处。

图 1驾驶柱应急倾倒机构设计1.驾驶柱倾倒建模在CATIA V5R20软件中已建立起完整详细的驾驶柱组件三维模型。

为便于分析，对模型做如下简化：1.忽略驾驶柱组件内部与副翼操纵相关的较为复杂的链轮、链条、钢索结构。

忽略驾驶柱组件上相关标准件、保险丝等细小结构。

2.驾驶柱组件均为刚体，不考虑结构形变的影响。

飞机设计手册第 14 分册——起飞着陆系统设计随着现代航空技术的不断发展，飞机设计和制造领域也在不断完善和创新。

起飞着陆系统作为飞机设计的重要组成部分，对飞机的安全性和性能起着至关重要的作用。

本文将对起飞着陆系统进行详细的介绍和设计分析。

一、起飞着陆系统的作用起飞着陆系统是飞机起飞和降落过程中的关键装置，其主要作用包括但不限于以下几个方面：1. 提供起飞和降落所需的动力和推力，确保飞机可以安全起飞和降落。

2. 控制飞机在起飞和降落过程中的姿态和飞行轨迹，保证飞机的稳定性和安全性。

3. 提供刹车和减速装置，帮助飞机在降落后快速减速并停稳。

二、起飞着陆系统的设计要求起飞着陆系统设计需要满足一系列严格的技术要求和安全标准，包括但不限于以下几个方面：1. 可靠性和安全性要求高，起飞和降落是飞机飞行过程中最危险的环节，起飞着陆系统的设计必须能够在各种特殊情况下保证飞机和乘客的安全。

2. 性能稳定和精准，起飞和降落过程需要对飞机的速度、姿态和轨迹有精准的控制，起飞着陆系统需要具有良好的性能稳定性和操控精度。

3. 多样性和适应性，飞机起降的场地和条件各不相同，起飞着陆系统需要能够适应不同的起降场地和环境条件。

三、起飞着陆系统的设计原则在设计起飞着陆系统时，需要遵循一些基本的设计原则，以确保系统具有良好的性能和安全性：1. 安全第一，起飞着陆系统的设计必须以安全为首要考虑因素，确保在任何情况下都能保证飞机和乘客的安全。

2. 稳定可靠，起飞着陆系统需要具有稳定可靠的性能，能够在各种飞行条件下保持飞机的性能和稳定性。

3. 精准操控，起飞着陆系统需要能够实现精准的操控和调整，确保飞机在起降过程中能够按照预定轨迹和姿态进行飞行。

四、起飞着陆系统的设计要点在实际的起飞着陆系统设计工作中，需要特别关注一些重要的技术要点，包括但不限于以下几个方面：1. 引擎和动力系统的设计，确保提供足够的动力和推力，以满足起飞和爬升的要求。

民航机飞行控制系统改进分析摘要：在进行飞机飞行中，自动化飞行控制系统起到了十分重要的作用，直接影响到了飞机飞行的安全性与可靠性。

因此，就需要对其飞行系统进行良好的分析与评估，始终将其保持在一个合理的运行范围当中。

在本文的分析中，主要阐述民航机飞行控制系统的改进措施，希望能够为相关领域的工作人员提供一定参考，提高系统性能。

关键字：民航飞机；飞行控制；自动控制引言：在当前所设计出的一些民航飞机当中，其采用的自动化飞行控制系统当中，一旦出现一些设计当中的问题，就会直接导致对民航飞机带来较大的影响。

加上飞机当中的传感器以及主操纵系统的结构设计，会受到一些影响，使得需要进行全面的优化改进，以此满足系统运行的实际需求。

1 研究背景在干线客机的研制当中，受到了国家层面上的重视，因此为了进一步的抢占市场，大量国家在实际的研究当中，采用了联合研究的方式，以此推出更加先进的民航机。

这样的设计方式，无论是从飞机的机身构型设计，还是在发动机和机载设备的设计，都需要积极的采用一些先进的技术，这样才可以很好的保障安全性、经济性以及舒适性，极大的提升工艺材料和制作的工艺水平，以此在市场当中得到较强的竞争力。

我国当前在进行民航机的研究中，加强了与外国的合作，并积极引进各种关键技术，以及采用技术咨询的方式，对其支线与干线民航机进行了深入的研究与分析，提出了一些自动飞行控制系统[1]。

2 自动飞行控制系统在进行这样的关键系统研究中，需要积极的吸纳一些国外的先进技术，以及一些较为成熟的研究经验和理论成果。

在过去的一些系统设计方法越发的凸显出设计的弊端问题，因此就需要逐渐过渡到计算机辅助设计的方式，在飞控领域当中，一些知名的企业已经设计出了能力较强的使用软件程序包，以此将其运用到系统的控制律当中，实现针对性的设计、综合的处理，并进行较为合理的数字仿真的计算处理[2]。

其次，在进行自动化的飞行控制系统的研究中，采用了数字信息技术，针对不同的型号，研制出计算机软硬件，例如采用了余度计算机。

民用飞机俯仰操纵特性控制律设计研究2.航空工业第一飞机设计研究院西安 710089摘要:由于CCAR25 B分布中对飞机俯仰操纵特性的要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，没有具体指标要求，从而导致在民机研发过程中这些规定很难指导具体的飞控控制律设计。

本论文将适航对飞机俯仰操纵特性定性要求定量化，作为具体控制律设计需求，然后针对某民机的本体俯仰操纵特性评估结果提出相应的改善其俯仰操纵特性的控制律设计方法，经过驾驶杆位移整型和电子配重功能最终保证飞机满意的俯仰操纵特性以满足适航要求。

关键词：CCAR25；俯仰操纵特性；杆位移整型；电子配重中图分类号：V249.1 文献标识码：A1.引言俯仰操纵特性作为飞机一个重要的飞行品质指标，除了可以通过飞机总体布局保证，还可以通过控制律设计来优化其性能[9]。

然而，相比较为健全的军用飞机飞行品质标准体系,比如GJB2874-97，目前民机飞行品质要求主要来自CCAR 25 B 分布，但是这些要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，大部分都是定性描述,需要通过工程模拟器或者飞行试验基于HQRM 飞行员打分来做验证。

所以基于民机研发流程，以需求驱动设计的理念[1-2]，这就导致适航标准很难具体指导控制律设计[6]。

某新型民用飞机采用电传操纵系统，在设计中发现，本体飞机在后重心出现杆力过载梯度和极限过载对应的俯仰操纵力偏小的问题，本论文通过对适航条款B分布俯仰操纵特性和失配平条款解读，并分析出具体的设计指标从而提出相应的控制律设计需求，然后进行控制律方案设计，最后通过仿真评估验证，最终提高飞机的俯仰操纵特性。

1.适航条款解读分析与分解飞机俯仰操纵特性的好坏常用杆力和杆位移特性表征，其中杆力过载梯度也是衡量飞机做机动飞行时杆力特性好坏的一个重要指标。

对于飞机俯仰操纵特性主要在CCAR 25中143条款和 255条款以及AC25-7C中飞机机动特性中阐述。

基于SCADE的自动飞行控制系统设计与仿真王禹;曹义华【摘要】飞机飞行的安全性是航空业发展的重要课题，自动飞行控制是降低驾驶员工作负荷，提高飞行安全性的有效途径。

利用高安全性应用开发环境SCADE，综合考虑飞机运动安全特性，通过数据流程图，平面状态以及安全状态机的建模方法，建立了飞机俯仰方向的自动飞行控制系统的模型。

通过飞机仪表盘可视化以及襟翼状态仿真界面，利用验证模块，飞行数据测试等手段，完成了模型的可靠性验证并利用SCAD-KCG生成满足DO-178B民航A级标准的高可靠性嵌入式实时C 语言代码。

%Aircraft flight safety is an important topic in the aviation industry development, the automatic flight control is the effective way to reduce pilot workload and improve flight safety.Considering the aircraft movement security features,automatic pitchingflight control system model is set up in a high security SCADE application development environment by the data flow diagram,surface state and safety state machine modeling method.Through designing the dashboard and flap state simulation interface,the reliability of the model validation is completed by using the authentication module and data test.A high reliability embedded real-time C language code which meets the DO-178B grade A standard of civil aviation is generated by SCADE-KCG.【期刊名称】《科技创新导报》【年(卷),期】2015(000)027【总页数】4页(P3-6)【关键词】SCADE;安全性;自动飞行控制;仿真【作者】王禹;曹义华【作者单位】北京航空航天大学中法工程师学院;北京航空航天大学航空科学与工程学院北京 100191【正文语种】中文【中图分类】V24随着航空业的发展，飞机飞行的安全性越来越受到人们的关注，如何有效减轻驾驶员的驾驶压力，实现自动飞行控制系统是提高飞机飞行安全性的有效途径。

基于系统辨识的飞机飞行动力学模型建模与分析飞机的飞行动力学模型建模与分析一直是航空工程中重要的研究课题之一。

通过建立准确的模型，我们能够更好地了解飞机的飞行特性，并且能够为设计新型飞机、开展飞行仿真和飞行控制等工作提供有力支持。

本文将介绍一种基于系统辨识的方法来建立飞机的飞行动力学模型，并对其进行分析。

一、系统辨识方法的背景系统辨识是一种通过实验数据分析，从系统输入与输出之间的关系来建立数学模型的方法。

在飞机飞行动力学模型中，通常通过测量飞机的输入（如操纵面的移动、发动机输出等）和输出（如速度、姿态角等）来得到实验数据，然后利用系统辨识方法建立模型。

二、系统辨识方法的步骤1. 数据采集：首先需要设计实验方案，采集飞机的输入和输出数据。

为了获得准确的数据，需要选择合适的传感器和数据记录设备，并保证实验过程的可靠性和安全性。

2. 数据预处理：对采集到的数据进行预处理，包括去除噪声、修正错误、同步数据等。

这一步的目的是保证数据的准确性和可靠性，为后续的处理提供良好的基础。

3. 建立数学模型：通过系统辨识方法，将输入和输出数据之间的关系建立为数学模型。

在飞行动力学模型的建立中，常用的方法包括传递函数模型、状态空间模型等。

通过选择合适的模型结构和参数表示，可以使得模型更加准确地描述飞机的飞行特性。

4. 模型参数辨识：对建立的数学模型进行参数辨识，即通过使模型输出与实验数据拟合，来确定模型的参数。

在飞行动力学模型建立中，通常采用最小二乘法、极大似然法等统计方法进行参数辨识。

5. 模型验证与分析：完成模型参数辨识后，需要对模型进行验证与分析。

通过对比模型输出与实验数据，评估模型的拟合能力和预测精度。

同时，还可以通过灵敏度分析、频率响应分析等方法，进一步了解飞机的飞行特性。

三、飞行动力学模型分析的应用1. 飞机设计与改进：通过建立准确的飞行动力学模型，可以对飞机的性能进行预测和分析。

设计师可以根据模型结果进行飞机结构和参数的优化，以提高飞机的飞行性能和经济性。

第二十四届（2008）全国直升机年会论文小型无人倾转旋翼机飞行操纵控制系统研究郭剑东 宋彦国 夏品奇（南京航空航天大学 直升机旋翼动力学重点实验室，南京 210016）摘 要: 本文通过研究倾转旋翼机的飞行动力学模型，建立了小型无人倾转旋翼机在直升机、倾转及飞机飞行模式的飞行力学模型。

仿真计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态，并提取了工作点处的线性模型。

采用特征结构配置理论实现了小型倾转旋翼机的角速率解耦控制（RCAH ），在各通道解耦的基础上利用经典控制理论完成了姿态保持控制（ACAH ）。

通过仿真结果表明设计的控制系统具有良好的指令跟踪性能。

关键词：倾转旋翼机；非线性方程；特征结构配置；引 言倾转旋翼机属于垂直起降飞行器（VTOL ：Vertical Take-Off and Landing ）的一个重要分支，兼有直升机和飞机的优点，具有直升机垂直起降和空中悬停，固定翼飞机高速前飞的特点[1、2]。

飞行模式多样，具有直升机飞行模式、过渡飞行模式和飞机飞行模式，过渡飞行模式的操纵与控制技术是亟待解决的关键技术。

近年来我国十分重视倾转旋翼机相关技术的发展和理论知识的积累。

本文针对小型无人倾转旋翼机建立了全量非线性飞行动力学数学模型，并在Matlab 的Simulink 的仿真环境中建立飞行力学仿真模型，展开该飞行器飞行性能与操纵控制策略的仿真。

1 小型无人倾转旋翼机飞行动力学模型 1.1 数学模型分析该飞行器飞行操纵控制策略的基础是系统的飞行动力学数学模型。

在分析时假定小型倾转旋翼机为刚体，在空中的运动有6个自由度，即质心的3个移动自由度和绕质心的3个转动自由度。

其机体坐标系如图1所示。

分别建立倾转旋翼机的旋翼、机翼、发动机短舱、机身、平尾、垂尾的风轴坐标系，在各自坐标系中计算气动力及力矩，最后将力及力矩通过坐标转换至重心，各部件的计算方法参考[3、4]，合外力及外力矩分别为：),,(,,z y x i M F i i =即),,(z y x i = (1)其中，下标ir 表示右旋翼，il 表示左旋翼，iw 表示机翼（包括副翼），ip 表示发动机短舱，if 表示机身，ih 表示平尾（包括升降舵），iv 表示垂尾（包括方向舵）。

摘要四旋翼飞行器是一种四螺旋桨驱动的、可垂直起降的飞行器，这种结构被广泛用于微小型无人飞行器的设计，可以应用到航拍、考古、边境巡逻、反恐侦查等多个领域，具有重要的军用和民用价值。

四旋翼飞行器同时也具有欠驱动、多变量、强耦合、非线性和不确定等复杂特性，对其建模和控制是当今控制领域的难点和热点话题。

本次设计对小型四旋翼无人直升机的研究现状进行了细致、广泛的调研，综述了其主要分类、研究领域、关键技术和应用前景，然后针对圆点博士的四旋翼飞行器实际对象，对其建模方法和控制方案进行了初步的研究。

首先，针对四旋翼飞行器的动力学特性，根据欧拉定理以及牛顿定律建立四旋翼无人直升机的动力学模型，并且考虑了空气阻力、转动力矩对于桨叶的影响，建立了四旋翼飞行器的物理模型；根据实验数据和反复推算，建立系统的仿真状态方程；在Matlab环境下搭建了四旋翼飞行器的非线性模型。

选取四旋翼飞行器的姿态角作为控制对象，借助Matlab模糊工具箱设计了模糊PID控制器并依据专家经验编辑了相应的模糊规则；通过仿真和实时控制验证了控制方案的有效性，并在此控制方案下采集到了输入输出数据；利用单片机编写模糊PID算法控制程序，实现对圆点博士四旋翼飞行器实物的姿态控制。

本设计同时进行了Matlab仿真和实物控制设计，利用模糊PID算法，稳定有效的对四旋翼飞行器的姿态进行了控制。

关键词：四旋翼飞行器；模糊PID；姿态控制ⅠAbstractQuadrotor UA V is a four propeller driven, vertical take-off and landing aircraft, this structure is widely used in micro mini unmanned aerial vehicle design and can be applied to multiple areas of aerial, archaeology, border patrol, anti-terrorism investigation, has important military and civil value.Quadrotor UA V is a complicated characteristic of the complicated characteristics such as the less drive, the multi variable, the strong coupling, the nonlinear and the uncertainty, and the difficulty and the hot topic in the control field.Research status of the design of small quadrotor UA V were detailed and extensive research, summarized the main classification, research areas, key technology and application prospect of and according to Dr. dot quadrotor actual object, the modeling method and control scheme were preliminary study.First, for the dynamic characteristics of quadrotor UA V, dynamic model of quadrotor UA V is established according to the theorem of Euler and Newton's laws, and consider the air resistance and rotation torque for the effects of blade, the establishment of the physical model of the quadrotor UA V; root according to experimental data and repeated calculation, the establishment of system simulation equation of state; under the MATLAB environment built the nonlinear model of the quadrotor UA V Select the attitude of the quadrotor angle as the control object, with the help of matlab fuzzy toolbox to design the fuzzy PID controller and according to experience of experts to edit the corresponding fuzzy rules; through the simulation and real-time control verify the effectiveness of the control scheme, and this control scheme under the collection to the data input and output; written by SCM fuzzy PID control algorithm, dots, Quad rotor UA V real attitude control. The design of the Matlab simulation and the physical control design, the use of fuzzy PID algorithm, the stability of the four rotor aircraft attitude control.Keywords:Quadrotor UA V;F uzzy PID;Attitude controlⅡ目录摘要（中文） (Ⅰ)摘要（英文） (Ⅱ)第一章概述 (1)1.1 课题背景及意义 (1)1.2 四旋翼飞行器的研究现状 (2)1.3 四旋翼飞行器的关键技术 (5)1.3.1 数学模型 (6)1.3.2 控制算法 (6)1.3.3 电子技术 (6)1.3.4 动力与能源问题 (6)1.4 本文主要内容 (6)1.5本章小结 (7)第二章四旋翼飞行器的运动原理及数学模型 (7)2.1四旋翼飞行器简介 (7)2.2 四旋翼飞行器的运动原理 (8)2.2.1 四旋翼飞行器高度控制 (8)2.2.2 四旋翼飞行器俯仰角控制 (9)2.2.3 四旋翼飞行器横滚角控制 (9)2.2.4 四旋翼飞行器偏航角控制 (10)2.3四旋翼飞行器的数学模型 (11)2.3.1坐标系建立 (11)2.3.2基于牛顿-欧拉公式的四旋翼飞行器动力学模型 (12)2.4 本章小结 (15)第三章四旋翼飞行器姿态控制算法研究 (15)3.1模糊PID控制原理 (15)3.2 姿态稳定回路的模糊PID控制器设计 (16)3.2.1 构建模糊PID控制器步骤 (17)3.2.2 基于Matlab的姿态角控制算法的仿真 (22)3.3 本章小结 (25)第四章四旋翼飞行器飞行控制系统软件设计 (25)4.1 模糊PID控制算法流程图 (25)4.2 系统实验及结果分析 (26)4.3 本章小结 (27)第五章总结与展望 (28)5.1 总结 (28)5.2 展望 (28)参考文献 (28)第一章概述有史以来，人类一直有一个梦想，那就是可以像蓝天上自由翱翔的鸟儿一样。

技术改造—278—电传飞行控制系统的余度设计技术分析孙亚南 侯培浩 朱佳琦（石家庄海山航空电子科技有限公司，河北 石家庄 050000）引言：为了确保电气系统的运行有较高的可靠性，就需要在飞行控制系统的研究开发过程中将余度技术充分利用起来。

现在的单套单个电控系统运行中的安全可靠性要比机械控制系统低一万倍之多，所以，电传控制系统提高可靠性是需要深入研究的课题，应用余度设计技术可以获得良好的效果[1]。

一、飞行控制系统余度设计概述从飞行控制系统的构成来看，主要包括传感器、计算机、数据处理设备和伺服作动系统等等，计算机用于执行控制功能，伺服作动系统用于操纵舵面。

该系统是使用人机接口部件控制。

现在，国内外先进的军用飞机以及民用飞机普遍采用电子电气部件，多数为三余度配置或者四余度配置。

军用飞机的动力执行器多采用串联双余度，对飞机油源的数量有效适应。

如果为民用飞机，要保证其结构的完整性，所使用的执行器驱动操纵面要超过三个，以对飞机有效控制。

在操纵面不同位置的情况下，功能会相同或相似，所以，使用功能余度技术实施飞行控制是非常必要的[2]。

为了实现飞机的飞行控制，新业态对于精确测量飞机的飞行参数进行研究，诸如姿态角、过载、迎角、飞行的速度以及飞行的高度等等。

要对飞机的运动状态有效控制，它还需要对飞行员的指令予以测量，比如杆的力度以及位移等等，因此有各种敏感元件。

现代飞控系统，尤其是电传飞控系统中使用的传感器，要求都按照余度进行配置，其具有自主监测功能，在空中飞行的时候就可以实时监测，在地面还可以自检测。

因此，三个传感器组件或四个传感器组件组装在一个盒子里。

二、相似余度技术余度技术是指拥有余度的资源，当系统的一部分产生故障或者全部产生故障的时候，余度部分可以部分替换故障部分或者全部替换故障部分，以确保系统规定的功能在规定的时间内正常完成，主要采用的方法是增加余度资源，使其安全可靠性提高。

余度资源包括的内容很多，主要为硬件余度、软件余度、信息余度、时间重复，并将余度逻辑状态有效设置。

飞机操纵舵面偏角测量系统设计肖砷宇【摘要】针对传统舵面测量方法的弊端,提出了一种新型的舵面偏角自动化测量系统.通过分析测量系统各组成部分的工作原理及布局,对整体测量系统的设计及详细实现方案进行了论证,表明该新型舵面偏角测量系统能够节省人力、提高生产效率、缩短生产周期.%A new type of automatic measuring system for rudder angle is proposed to deal with the shortcomings of the traditional rudder surface measurement method.By analyzing the working principle and layout of each component of the measurement system,the design and detailed realization scheme of the whole measurement system are demonstrated,which shows that the new rudder angle deviation measuring system can save manpower,improve the production efficiency and shorten the production cycle.【期刊名称】《西安航空技术高等专科学校学报》【年(卷),期】2017(035)003【总页数】4页(P30-32,36)【关键词】舵面测量;测量系统;数据采集【作者】肖砷宇【作者单位】海军装备部,陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V241.02飞机操纵舵面包括副翼、扰流板、方向舵、升降舵等，它们的装配质量直接影响着飞机的飞行轨迹及安全。

某型机飞行控制系统为三轴四余度电传+模拟备份+机械备份的操纵系统。

直升机电动负荷操纵系统工作原理對直升机电动负荷操纵系统的工作原理进行了介绍，对直升机的各部分人感系统结构进行的描述，包括周期变距杆负荷系统、总距杆负荷系统、脚蹬负荷系统。

对电动负荷系统各部件主要功能进行了描述，包括加载系统、控制器、传感器。

最后，对系统工作原理进行了介绍。

标签：直升机；电动负荷操纵系统；分析引言飞行员进行飞行训练，人感系统对训练水平的影响很大，高逼真度的杆力特性模拟，可以使飞行员体会到与上天飞行中一样的操纵“手感”，飞行员的操纵动作，驾驶技巧也能得到良好的锻炼。

相反，如果养成错误的操作习惯，不但没有起到地面培训的效果，反而会在空中飞行中产生风险隐患。

典型的负荷系统是由弹簧、阻尼筒组成的机械式系统，当飞行员操纵驾驶杆产生位移时，弹簧拉伸或压缩，反馈到驾驶杆的作用力，即为操纵杆力。

选择不同刚度的弹簧，即可改变操纵系统的杆力-杆位移梯度，而改变阻尼筒，即可改变驾驶杆自由运动时的振荡阻尼。

电动负荷系统的电机代替了弹簧阻尼系统，由自动控制设备控制电机的力输出，通过控制软件的精心设计，可以模拟出弹簧阻尼系统的力学特性。

1 系统结构直升机的机动飞行是绕着3条轴线来转动的：横轴、纵轴和立轴。

它可以绕纵轴做横滚运动，绕横轴做俯仰运动，绕立轴做航向运动[1]。

同其他航空器一样，直升机在正副驾驶位置也可以是双套操纵装置，而有些直升机的副驾驶操纵装置还会被设计成可拆卸的，以便满足飞行的需要（见图1）。

电动负荷操纵系统主要包括机械、电气两大部分，如图2所示。

其中机械部分包括主动杆手柄、减速器、连杆、支撑件、外壳等；电气部分包括控制器、电机、力传感器和位移传感器。

力传感器测量主动杆手柄上的飞行员操纵力，位移传感器测量当前主动杆手柄的位移及电机转子位置。

控制器根据力和位移传感器的反馈信号以及设定的系统模型参数控制电机的输出扭矩，最终通过减速器给主动杆手柄提供相应的动力或阻力。

控制器与主控平台之间通过RS422总线通讯，实时收发系统指令及工作状态[3]。

飞行模拟器自动飞行控制系统设计摘要：自动飞行控制系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵，保证飞行品质，降低了飞行员的工作量。

介绍了自动飞行系统的组成，功能。

在飞行控制系统的自动测试中,飞行控制接口信号是必需的。

论述了飞行控制接口信号的模拟方案,并详细介绍了信号模拟器的软硬件工作原理。

关键词：自动飞行控制系统；飞行模拟器；系统设计1前言自动飞行系统，是指自动驾驶仪以舵回路稳定系统为主，配合无线电导航，惯性导航的航向指令输入，增加姿态控制回路，和自动油门结合后形成的完整的控制系统。

飞行仿真器中，自动飞行系统仿真的任务是要用相应的软件模块与仿真设备来仿真飞机自动飞行系统的功能。

随着机载计算机广泛的应用,各机载电子设备之间的联系越来越紧密,飞行控制系统所接收的信号越来越多,这虽然大大加快了航空电子综合化的进程,然而也给飞行控制系统设备的测试带来了困难。

由于缺乏与被测试部件相关的飞行控制接口设备,使得很多测试工作难以进行。

因此 ,研制飞行模拟器自动飞行控制系统就变得十分有意义。

2自动飞行控制系统基本概念2.1自动飞行系统组成自动飞行系统是飞机飞行系统的重要组成部分,由自动驾驶仪，自动油门与飞行方式控制面板组成。

自动驾驶仪是一种不需要飞行员干预就能保持飞机飞行姿态的自动控制设备。

他是自动飞行系统的核心部件，主要用于稳定飞机的俯仰角、倾斜角和航向角,稳定飞机的飞行高度和飞行速度,操纵飞机的升降和协调转弯。

还可以与导航系统交联进行自动导航,与地形雷达交联进行地形自动跟踪,与仪表着陆系统交联进行自动着陆。

此外还有增稳、自动配平，高度报警的作用。

自动驾驶仪主要由操纵装置、测量装置、综合装置、放大器、舵机和回输装置组成。

自动驾驶仪的原理如图1所示。

自动驾驶仪发出信号控制舵面偏转,产生舵面操纵力矩,实现对飞机的操纵,而后飞机改变飞行姿态,通过测量装置改变自动驾驶仪的输出信号,这样反复作用,最后达到平衡。

自动油门根据飞行员选定的模式，计算出油门杆驱动信号，使油门杆位置自动调整到保证发动机推力处于最佳配置状态。

某型号飞机下垂尾操纵面失控原因分析与故障模拟近年来，民航事故频发，其中不少事故与飞机的机电系统或控制系统存在缺陷有关。

在这些事故中，下垂尾操纵面失控成为了一种常见的故障。

本文将对此问题进行深入分析，探讨可能的原因与故障模拟。

一、下垂尾操纵面失控现象下垂尾操纵面是飞机尾部的控制面，通过它的运动，可以改变飞机的姿态和高度。

当下垂尾操纵面失控时，飞机就会失去对尾部姿态和高度的控制，这将严重影响飞行安全。

下垂尾操纵面失控通常表现为机组人员操作下垂尾操纵杆时，操纵面没有按照预期的方式运动，甚至没有运动。

这往往会导致飞机产生不稳定的尾部姿态，从而对飞机的飞行安全产生威胁。

二、可能的原因分析下垂尾操纵面失控的原因可能会有很多，这些原因可以从多个方面进行分析。

1.飞机机械构造设计缺陷可能是由于下垂尾操纵面的机械结构在设计方面存在缺陷，导致出现问题。

例如，操纵面的机械连接、传动链等存在不合理设计，或者使用的材料不足以承受机械受力。

2.飞机电气系统故障下垂尾操纵面运动需要依靠电气系统的驱动力来完成，如果电气系统存在故障，也可能会导致下垂尾操纵面失控。

例如，电气线路短路、开路、接触不良等问题都可能导致操纵面失控。

3.飞行员操作错误操纵失误或误操作也是导致下垂尾操纵面失控的可能原因之一。

例如，操作人员误操作下垂尾操纵杆，或者未按照正确程序进行操纵，导致操纵面无法正常运动。

4.环境原因飞机的操作环境也可能会影响下垂尾操纵面的运行。

例如，极端气象和大气动力效应等因素，都可能对操纵面的运动产生影响。

三、故障模拟为了更好地了解下垂尾操纵面失控可能出现的情况，需要进行故障模拟。

故障模拟是一种将可能发生的故障模拟在计算机模型中，以便于预测并解决故障的方法。

对于下垂尾操纵面失控的情况，例如下垂尾操纵面机械机构故障，可以在计算机模型中进行模拟，并进行虚拟试验。

模拟中可以分析出飞机在失去对操纵面控制时，可能会产生什么样的飞行状态，从而更好地了解下垂尾操纵面失控的飞行危害。

摘要：主旋翼操纵系统是直升机的关键部件，其线刚度直接关系到无人直升机的飞行安全。

现基于有限元分析方法，采用ANSYS软件计算了某型无人直升机主旋翼操纵系统的线刚度，为主旋翼系统的设计提供依据。

关键词：无人直升机；操纵系统；线刚度0 引言无人直升机主旋翼操纵系统包括舵机系统、自动倾斜器系统、防扭臂组件及推拉杆组件等。

采用外置式操纵系统，自动倾斜器分为动环和不动环，分别用于连接变距拉杆和主舵机。

操纵过程中，主舵机通过推、拉不动环，动环推、拉变距拉杆，进而驱动旋翼系统完成总距及周期变距操纵。

操纵系统作为重要组件，将舵机产生的运动控制桨毂进而操纵主旋翼。

操纵系统的安全与否直接关系到直升机的安全飞行，材料的选择关系到其线刚度及疲劳性能的好坏，要承受较大的交变载荷。

与所有旋转结构一样，旋转交变载荷导致操纵组件的塑性变形及疲劳断裂，尤其是连接处的断裂，严重威胁桨毂的使用安全，而且疲劳断裂会导致直升机坠毁，同时操纵系统的线性刚性与旋翼颤振直接相关，会引起直升机的气弹稳定性问题，所以操纵系统线刚度的设计是否满足设计要求直接关系到直升机的飞行安全。

1 有限元建模及分析1.1 建模方法某型无人直升机主桨毂操纵系统组件的几何模型如图1所示，几个主要部分通过螺栓、轴承连接而成，部分局部连接部件如图2所示。

由于连接部件过于复杂，且本文研究的重点不是局部细微的应力、应变情况，因此对该几何模型进行了简化处理，如图3所示。

1.2实体建模在ANSYS软件中可供选用的solid单元中，四面体单元不如六面体单元计算精度高，特别是涉及小孔边缘等应力集中区域。

由于主轴在小孔处施加扭矩时两端的应力几乎为零，因此建模时忽略了一些影响网格划分的倒角，同时为了方便网格划分忽略了加载孔处的倒角。

划分网格时，在ANSYS软件中将实体模型分割成若干个小实体，从而可以通过自适应网格划分出需要的六面体网格，采用solid45单元对模型进行网格划分，如图4、图5所示，共计553 629个单元、148 679个节点。