飞行控制原理大作业
飞行控制系统大作业
《飞行控制系统》课程实验报告班级 0314102学号 ********* 姓名孙旭东成绩南京航空航天大学2017年4月（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。
在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果：Eigenvalue Damping Freq. (rad/s)-2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-3.16e-002 1.00e+000 3.16e-002-7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002-7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i阻尼为 2.13e-001自然频率为 3.42e-002(rad/s)短周期的根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i阻尼为 4.88e-001自然频率为 4.69e+000(rad/s)2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态曲线。
sys=ss(alon,blon,clon,dlon)[y,t]=step(sys,500)subplot(221)plot(t,y(:,1,1))xlabel('t(s)')ylabel('\Deltau(m/s)')subplot(222)plot(t,y(:,1,2))xlabel('t(s)')ylabel('\Deltau(m/s)')subplot(223)plot(t,y(:,2,1))xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\alpha(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,2,2))xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\alpha(deg)')200400600-10-505t(s)∆q (d e g /s )200400600-4-2024t(s)∆q (d e g /s )200400600-150-100-50050t(s)∆θ(d e g )0200400600-50050100t(s)∆θ(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-6-4-2t(s)∆α(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-2024t(s)∆α(d e g )subplot(221) plot(t,y(:,3,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(222) plot(t,y(:,3,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\theta(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\theta(deg)')subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)')2004006004t(s)∆h (m )200400600-2.5-2-1.5-1-0.54t(s)∆h (m )以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真，左边一列为升降舵的阶跃输入，右边一列为油门的阶跃输入。
飞行控制系统报告
飞行控制系统报告1. 引言飞行控制系统是飞机的核心组成部分之一，它负责飞机的姿态控制、导航控制、自动驾驶等功能，对飞机的飞行安全和性能至关重要。
本报告将对飞行控制系统的原理、结构和应用进行详细的介绍和分析。
2. 飞行控制系统原理飞行控制系统的基本原理是通过传感器获取飞机当前的状态信息，然后根据预设的飞行模式和飞行指令，通过控制算法和执行器来实现飞机的稳定飞行和精确控制。
飞行控制系统依靠飞行管理计算机（FMC）来进行整体的协调和控制。
3. 飞行控制系统结构飞行控制系统通常由三个重要的部分组成：飞行管理计算机（FMC）、飞行控制计算机（FCC）和执行器。
3.1 飞行管理计算机（FMC）飞行管理计算机（FMC）是飞行控制系统的核心，它负责对飞机进行全面的管理和控制。
FMC接收来自传感器的飞机状态信息，并根据预设的飞行计划和飞行指令来制定飞行控制策略，并将控制指令传递给飞行控制计算机（FCC）。
3.2 飞行控制计算机（FCC）飞行控制计算机（FCC）是飞行控制系统的核心计算单元，负责根据FMC提供的指令和飞机的状态信息，计算出合适的控制指令，并将其传递给执行器来实现飞机的动力控制和姿态控制。
3.3 执行器执行器是飞行控制系统的执行部分，它负责接收来自FCC的控制指令，并通过各种控制机构，如舵面、发动机推力等，来实现对飞机的控制。
4. 飞行控制系统的应用4.1 飞机稳定性和姿态控制飞行控制系统通过对飞机的姿态控制，可以使飞机保持平稳的飞行状态，提供稳定性和安全性。
4.2 飞行导航和自动驾驶飞行控制系统可以通过GPS导航系统，实现对飞机的导航控制，同时也可以实现自动驾驶功能，减轻驾驶员的工作负担。
4.3 飞机性能优化飞行控制系统可以通过精确的控制和调节，优化飞机的飞行性能，提高燃油效率，减少飞行阻力，提升飞机的速度和操纵性。
5. 飞行控制系统的发展趋势随着航空技术的不断发展，飞行控制系统也在不断创新和进步。
飞行动力学与控制大作业
飞行动力学与控制大作业报告院（系）航空科学与工程学院专业名称飞行器设计学号学生姓名目录一．飞机本体动态特性计算分析 (2)1.1飞机本体模型数据 (2)1.2模态分析 (2)1.3传递函数 (3)1.4升降舵阶跃输入响应 (3)1.5频率特性分析 (5)1.6短周期飞行品质分析 (6)二．改善飞行品质的控制器设计 (7)2.1SAS控制率设计 (7)2.1.1控制器参数选择 (8)2.1.2数值仿真验证 (12)2.2CAS控制率设计 (13)三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16)3.1特征结构配置问题描述 (16)3.1.1特征结构的可配置性 (16)3.1.2系统模型 (16)3.2系统的特征结构配置设计 (17)3.2.1设计过程 (17)3.2.2具体的设计数据 (17)3.2.3结果与分析 (18)四．附录 (20)一． 飞机本体动态特性计算分析1.1飞机本体模型数据本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下：.x =Ax +Bu y =Cx (1.1)状态变量为：[]Tu q αθ=x控制变量为：e δ=u基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。
选取状态向量()Tu q αθ=x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得到的矩阵数据如下：-0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦Α (1.2)[]-0.0167-0.0014-0.0956T=B(1.3)[]1.000057.295857.295857.2958diag =C(1.4)1.2模态分析矩阵A 的特征值算出为：1,23,4-0.6778 + 0.5926i-0.0100 + 0.0769iλλ==对应的特征向量如下：0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：表一 飞机长短周期模态特征可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的长周期模态，但不具备明显的短周期的模态特征，模态频率过低，需要使用纵向增稳系统，改善阻尼比和自然频率。
西工大_飞行控制原理试题_试题2017
综合设计1针对所给的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构框图，通过仿真验证其对阵风扰动的响应，阵风模型按GJB-185-86选取，扰动强度中等，扰动时间不小于15s 。
综合设计2利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m ，速度400km/h 开始，以不小于-20deg 的航迹俯仰角俯冲增速，在500m 高度拉起并完成一个筋斗，之后恢复5000m 高度、500km/h 速度的飞行状态。
控制策略自行设计，最大过载不超过5g ，最大速度不超过650km/h 。
结果要求：给出原系统和增稳后的系统模态特性分析结果、控制系统设计结果及框图、所建仿真模型，绘制扰动稳定及飞行过程的过载、角速率、俯仰角、舵面、油门、高度、速度的时间历程曲线及飞行过程的垂直航迹。
飞机纵向简化运动模型：某飞机简化纵向运动方程：X AX BU =+g ,Y CX DU =+控制向量：[]T eT U δδ=，是升降舵偏角、油门调节；状态向量：[]T X Vq αθ=∆∆∆，分别是空速、迎角、俯仰速率、俯仰角；输出向量：[]Tz Y V q n αθγ=∆∆∆∆∆，分别是空速、迎角、俯仰速率、法向过载、俯仰角、航迹俯仰角。
440.035750.01600.1710.00210.051100.00390.1590.35700010A ⨯--⎡⎤--⎢⎥=⎢⎥--⎢⎥⎣⎦420 1.220.1432502.13206000B ⨯⎡⎤-⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎣⎦641000010000100.02049 5.03390.55959000010101C ⨯⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎢⎥-⎣⎦620000000.441600000D ⨯⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥⎢⎥⎣⎦。
第五章典型飞行控制系统工作原理(3)
Xb
θ
& ψ sin θ & ψ cosθ
Xe
θ
& ψ
& ψ 分解侧视图
q
r
φ
& ψ cos θ
& ψ 分解后视图
& 保持升降速度 H∞ = 0 ，有 G = mg = Lcosφ
而平飞时 G = L0 = Q0SCL α0 ，
α
平飞迎角
G α0 = α Q SCL 0
α
现转弯时 L= Q Lα 此时 Lcosφ = G SC
特点：
调转弯，且只对一定u，若u改变那么给定 信号也变化。 而不能使
g & φg与 ψg 满足关系 ψg = tgφg ：可实现协 & u
− Kβ β “闭环补偿”的信号―它只能减小 β
β = 0。
具有积分式的控制规律，所以在常值干扰 力矩作用下，稳态时 φ, β,ψ 均无静差。
2）具有相互交联信号的侧向控制律
协调转弯又可称为： β = 0 的定常盘旋， 协调 ：即意味着纵轴与空速以相同角速度 转动，保证
β =0
协调转弯条件：
协调转弯时，各参数应满足如下条件：
• 稳 滚 角 ∞＝ 数 态 转 φ 常 •航 稳 角 度 &∞＝ 数 向 态 速 ψ 常 & ＝ • 稳 升 速 H∞ 0 态 降 度 • 稳 侧 角 ∞＝ 态 滑 β 0
r 又 ＞ →引 侧 F (β) < 0 →使 向 转 减 β值 起 力r v 左 以 小 β 0 r 而 ＞ →G 水 分 即 侧 为 阻 v向 转 φ 0 沿 平 力 为 力 正 止 左 v 两 平 时 V停 转 力 衡 ， 止 动
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。
飞行控制原理大作业
综合设计1：针对所给出的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构，并对增加控制系统前后的纵向品质特性进行对比分析，并通过仿真验证阶跃和脉冲操纵输入响应。
1纵向方程[∆V ∆α̇∆θq̇][−0.020244−0.8761−2.5373E −4−1.0189−0.32169−0.650200.90484007.9472E −11−2.4982010−1.3861][∆V ∆α∆θq ]+[0 1.22−4.132060−0.14325000][δe δT]2纵向模态分析 2.1 飞行品质要求根据品质规范GJB 185-86 有人驾驶飞机（固定翼）飞行品质的要求：根据飞行品质要求对短周期的指标进行限定，要求如表2.2：表2.1 长短周期模态参数范围表2.1 纵向特征值由特征值可以看到，不论是短周期还是长周期，都是具有负实部的特征根，因而短周期和长周期都是稳定收敛的，并且满足前述飞行品质要求。
2.3 稳定性分析根据所得到的4个具有负实部的特征值知，该系统为稳定的。
现根据系统根轨迹来判断其稳定性。
以速度—升降舵传递函数为例：上图为其开环传递函数根轨迹图。
由图可以看出，所有四个极点均位于纵轴的左侧区域，说明该系统确实稳定。
2.3系统原理结构图图示为方向舵变化脉冲输入、油门变化零输入时的仿真系统结构。
3仿真验证3.1升降舵阶跃响应曲线状态及输出量相对于升降舵通道的阶跃宽度为1s，幅值1∘的响应曲线如下。
从图中可以看出在阶跃信号作用下，各输出变量一开始均有一个阶跃值，随着时间的增加，各个输出量逐渐趋于稳定状态。
飞机纵向运动短周期和长周期均是稳定的。
3.2升降舵脉冲响应曲线状态及输出量相对于升降舵通道的脉冲宽度为1s，幅值1的响应曲线如下。
综合设计2：利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m，速度600km/h开始，以不小于-10deg的航迹俯仰角俯冲增速，在500m高度拉起并完成1个筋斗，之后恢复3000m高度、600km/h速度的飞行状态，控制策略自行设计。
无人机飞行控制系统原理
无人机飞行控制系统原理Unmanned aerial vehicles (UAVs), more commonly known as drones, have become increasingly popular in recent years for both commercial and recreational use. 无人驾驶飞行器（UAV），更常被称为无人机，在近年来越来越受欢迎，无论是商业还是娱乐用途。
One of the key components of a drone is its flight control system, which is responsible for maintaining the stability and control of the aircraft while in flight. 无人机的关键组成部分之一是飞行控制系统，它负责在飞行过程中保持飞机的稳定性和控制。
The flight control system of a drone is typically made up of several components, including the flight controller, inertial measurement unit (IMU), GPS module, and motor controllers. 无人机的飞行控制系统通常由多个组件组成，包括飞行控制器、惯性测量单元（IMU）、GPS 模块和电机控制器。
The flight controller is the "brain" of the drone, receiving input from the pilot or autopilot system and sending commands to the motor controllers to adjust the aircraft's flight attitude and altitude. 飞行控制器是无人机的“大脑”，接收来自飞行员或自动驾驶系统的输入，并向电机控制器发送命令，以调整飞机的飞行姿态和高度。
飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理
飞机飞行品质
❖ 侧向飞行品质:
荷兰滚模态 d ; nd;dnd ; 滚转模态——滚转模态时间常数 R ; 螺旋模态——最小倍幅时间 。
高阶系统的飞行品质评价方法
❖ C*准则——时域内评价飞机的纵向飞行品质 （考虑飞机法向过载（高速飞行）和俯仰角 速率（低速飞行））
❖ D*准则——时域内评价飞机的侧向飞行品质 （考虑飞机侧向加速度（高动压）和侧滑 （低动压））
第五章 典型飞行控制系统分析
❖ 飞机－阻尼器与增稳系统 ❖ 控制增稳系统 ❖ 飞机的态控制系统 ❖ 飞机纵向轨迹控制系统 ❖ 飞机横向轨迹控制系统 ❖ 空速与马赫数控制与保持
概述
❖ 描述飞机运动的参数：
三个姿态角 三个角速度 两个气流角 两个线位移 一个线速度
概述
❖ 典型飞行控制系统结构
重心位置 测量元件
Td2S2 2dTdS 1
q
K j ：机械弹簧 Ke ：助力器的传递函数
Pe ：为杆力
K T S 1 ：飞机短周期运动传递函数
Td2S 2 2dTd S 1
系统传函：
q( s) pe (s)
K j Ke K (T S 1)
Td2S 2 2dTd S 1
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
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 L
❖ 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，机载设备大部分都装到机身上 使质量加大，于是飞机绕立轴及横轴的转动惯量
Ke
1
K T S 1
q
中飞院飞行原理题库
中飞院飞行原理题库
中飞院飞行原理题库可能涉及多方面的知识，以下是其中一些可能的题目：
1. 飞机的升力是如何产生的？
2. 什么是飞机的展弦比、弯度和机翼面积？
3. 飞机的焦点是什么？
4. 迎角对飞机升力的影响是什么？
5. 如果迎角超过临界迎角，飞机会有怎样的表现？
6. 如何使飞机具有纵向静态稳定性？
7. 飞机的重量和诱导阻力有何关系？
8. 以有利迎角对应的速度平飞，飞机的什么最小？
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飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理ppt幻灯片
当
根轨迹进入s右半平面，系统不稳定。
，且航迹倾斜角 减小，使飞机沿曲线拉起
等效系统法（参见书p272-P273) 当
，即无一阶微分信号
❖ 侧向波束导引系统原理与下滑波束导引系统相似，不再作介绍。
都增大了，而绕纵轴的
类似高度控制系统，即俯仰角自控系统为内回路，增加空速传感器，当空速传感器换为M传感器时，就是M数自控系统
表示飞机重心位置变化
协调转弯时偏航及滚转角速度公式
纵向阻尼系统权限为 1的飞机过渡过程
结论：
❖ 无论阻尼器权限如何，与无阻尼飞机相比
qt和t 的振荡性都有很大改善。
❖ 即使是全权限，qt 的超调量也很大。只有
增大 L 使 de 1 才能减 小的 qt 超调。但 这会使 t 的调节时间拖长，故 L 不能取
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。
§2 阻尼器与增稳系统
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
得太大。
4）控制律的改造―清洗网络的引用
❖ 清洗网络为：
s
s 1
❖ 控制律（不计 Ge (S) 、G (S) 时）为：
e
L
s s 1
引入清洗网络原因：
❖ 飞机稳定转弯（或协调转弯）时，
（ 求
g u
tg
q r
q sin
cos sin ），要
cos cos
，于是速率陀螺感受这个恒定
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
飞机操纵原理
一、飞行原理飞机在空气中运动时，是靠机翼产生升力使飞机离陆升空的。
机翼升力是怎样产生的呢？这首先得从气流的基本原理谈起。
在日常生活中，有风的时候，我们会感到有空气流过身体，特别凉爽；无风的时候，骑在自行车上也会有同样的体会，这就是相对气流的作用结果。
滔滔江水，流经河道窄的地方时，水流速度就快；经过河道宽的地方时，水流变缓，流速较慢。
空气也是一样，当它流过一根粗细不等的管子时，由于空气在管子里是连续不断地稳定流动，在空气密度不变的情况下，单位时间内从管道粗的一端流进多少，从细的一端就要流出多少。
因此空气通过管道细的地方时，必须加速流动，才能保证流量相同。
由此我们得出了流动空气的特性：流管细流速快；流管粗流速慢。
这就是气流连续性原理。
实践证明，空气流动的速度变化后，还会引起压力变化。
当流体稳定流过一个管道时，流速快的地方压力小。
流速慢的地方压力大。
飞机在向前运动时，空气流到机翼前缘，分为上下两股，流过机翼上表现的流线，受到凸起的影响，使流线收敛变密，流管（把两条临近的流线看成管子的管壁）变细；而流过下表面的流线也受凸起的影响，但下表面的凸起程度明显小于上表面，所以，相对于上表面来说流线较疏松，流管较粗。
由于机翼上表面流管变细，流速加快，压力较小，而下表面流管粗，流速慢，压力较大。
这样在机翼上、下表面出现了压力差。
这个作用在机翼各切面上的压力差的总和便是机翼的升力（见图）。
其方向与相对气流方向垂直；其大小主要受飞行速度、迎角（翼弦与相对气流方向之间的夹角）、空气密度、机翼切面形状和机翼面积等因素的影响。
当然，飞机的机身、水平尾翼等部位也能产生部分升力，但机翼升力是飞机升空的主要升力源。
飞机之所以能起飞落地，主要是通过改变其升力的大小而实现的。
这就是飞机能离陆升空并在空中飞行的奥秘。
二、飞机的主要组成部队及其功用自从世界上出现飞机以来，飞机的结构形式虽然在不断改进，飞机类型不断增多，但到目前为止，除了极少数特殊形式的飞机之外，大多数飞机都是由下面六个主要部分组成，即：机翼、机身、尾翼、起落装置、操纵系统和动力装置。
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。
【VIP专享】北航飞机飞行操纵系统大作业
飞机飞行操纵系统实验报告教师：于黎明班级：130326姓名：xxx学号：130312xx一、飞机操纵系统传动机构的发展历史1、简单机械操纵系统驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面，舵面上的气动铰链力矩通过机械传动装置使驾驶员获得力和位移的感觉。
机械传动装置直接带动舵面，有软式和硬式两种基本型式。
软式传动装置由钢索和滑轮组成，特点是重量轻，容易绕过障碍，但是弹性变形和摩擦力较大。
硬式传动装置由传动拉杆和摇臂组成，优点是刚度大，操纵灵活。
软式和硬式可以混合使用。
2、可逆助力操纵系统在大型高速飞机上，舵面上的气动铰链力矩很大，虽然用气动补偿的方法可以减小力矩，但很难在高低速范围内达到同样效果。
40年代末出现了液压助力系统，舵面由液压助力器驱动，驾驶员通过中央操纵机构、机械传动装置控制助力器的伺服活门，间接地使舵面偏转。
它同时通过杠杆系统把舵面一部分气动载荷传给中央操纵机构，使驾驶员获得操纵力的感觉,构成所谓“机械反馈”,这就是可逆助力操纵系统。
3、不可逆助力操纵系统可逆助力操纵系统虽可解决杆力过大的问题，但在超音速飞机上还会出现杆力反向变化的问题。
由于杆力反向变化，会使驾驶员产生错觉而无法正确驾驶飞机。
为此，须把可逆助力操纵系统中的机械反馈取消，即舵面气动载荷全部由液压助力器承受。
为了使驾驶员获得操纵力感觉，在系统中增加了人工载荷机构（通常是弹簧的）以及其他改善操纵特性的装置,形成不可逆助力操纵系统。
在高空超音速飞行时，由于空气密度减小，飞机容易发生频率很高的俯仰和横侧振荡，驾驶员来不及作出反应。
为了克服振荡，在超音速飞机上普遍安装自动增稳装置，如俯仰阻尼器和方向阻尼器等。
4、电传操纵系统靠电信号传递飞行员的操纵指令，提高了响应速度性，并减轻了重量和体积。
消除了机械传动结构的非线性因素，改善了机械操纵直接固定在机体上面而引起的人机诱发振荡，改善了飞机的操纵品质，对飞机的结构变化的影响不敏感，可以降低和减少维护工作量以及更容易与自动飞行控制系统相结合。
飞行操纵系统工作原理
空客系列A320、A340以及波音系列的B777等飞机的操纵系 统均采用电传操纵系统。
3.2 对飞行操纵系统的要求
重量轻、制造简单、维护方便、生存力好、足够的强度和刚度 (1)保证驾驶员手、脚操纵动作与人类运动本能相一致。避免发生错误的操
由于增稳系统在增大飞机阻尼和改善动稳定性的同时，必然 在一定程度上削弱了飞机操纵反应的灵敏度，从而降低了飞 机的操纵性。为了消除这个缺点，在自动增稳系统的基础上 研制出了控制增稳系统，改善了飞机的操纵性和机动性 。
3.1.2 飞机操作系统发展过程（续）
由于在复杂的机械系统中存在着摩擦、间隙和弹性变形，始终难以 解决精微操纵信号的传递问题。70年代初，成功地实现了电传操纵 系统 。 若把操纵权限全部赋予控制增稳系统，并使电信号替代机械信号而
3.1.2 飞机操作系统发展过程（续）
中央操纵机构
系统由两 部分组成：
机械传动装置
位于驾驶舱内由驾驶杆、驾 驶盘和脚蹬组成
介于中央操纵机构到舵面之间，
有软式和硬式两种型式
由钢索和滑轮组成，特点：
重量轻，容易绕过飞机内 部装配障碍，弹性变形和 摩擦力较大。
软硬
式 式 由传动拉杆和摇臂组
传 动
传 动
成，特点：刚度大，
升降舵
驾驶杆
方向舵
两杆一舵加上开关电门
副翼
驾驶员手、脚的操纵和人体运动 的本能反应相一致 驾驶员有位移和力的变化的感觉
3.3 飞行操纵系统的工作原理(续)
副翼操纵系统的功用是与扰流板一起提供飞机横向操纵，使其绕纵轴作滚转运动。
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综合设计1：
针对所给出的飞机纵向简化运动模型，设计纵向增稳控制系统，给出系统原理结构，并对增加控制系统前后的纵向品质特性进行对比分析，并通过仿真验证阶跃和脉冲操纵输入响应。
1纵向方程
[∆V ∆α̇∆θ
q̇][−0.020244−0.8761−2.5373E −4−1.0189−0.32169−0.650200.90484007.9472E −11−2.4982010−1.3861][∆V ∆α∆θq ]+[0 1.22
−4.132060−0.14325000
][δe δT
]
2纵向模态分析 2.1 飞行品质要求
根据品质规范GJB 185-86 有人驾驶飞机（固定翼）飞行品质的要求：
根据飞行品质要求对短周期的指标进行限定，要求如表2.2：
表2.1 长短周期模态参数范围
表2.1 纵向特征值
由特征值可以看到，不论是短周期还是长周期，都是具有负实部的特征根，因而短周期和长周期都是稳定收敛的，并且满足前述飞行品质要求。
2.3 稳定性分析
根据所得到的4个具有负实部的特征值知，该系统为稳定的。
现根据系统根轨迹来判断其稳定性。
以速度—升降舵传递函数为例：
上图为其开环传递函数根轨迹图。
由图可以看出，所有四个极点均位于纵轴的左侧区域，说明该系统确实稳定。
2.3系统原理结构图
图示为方向舵变化脉冲输入、油门变化零输入时的仿真系统结构。
3仿真验证
3.1升降舵阶跃响应曲线
状态及输出量相对于升降舵通道的阶跃宽度为1s，幅值1∘的响应曲线如下。
从图中可以看出在阶跃信号作用下，各输出变量一开始均有一个阶跃
值，随着时间的增加，各个输出量逐渐趋于稳定状态。
飞机纵向运动短周期和长周期均是稳定的。
3.2升降舵脉冲响应曲线
状态及输出量相对于升降舵通道的脉冲宽度为1s，幅值1的响应曲线如下。
综合设计2：
利用上述运动模型，设计自动导航控制系统，实现下列自动飞行过程：自高度3000m，速度600km/h开始，以不小于-10deg的航迹俯仰角俯冲增速，在500m高度拉起并完成1个筋斗，之后恢复3000m高度、600km/h速度的飞行状态，控制策略自行设计。
1自动导航控制系统设计：
零输入时，自动导航控制系统结构原理图
1.1高度稳定系统结构图
图示为根据运动学方程ℎ=V0sinμ0+V0cosμ0∆μ+sinμ0∆V可画出定高系统的运动环节，如图。
由于是纵向运动，因而在考虑初始运动条件时，可认为μ0=0，故将前述定高系统简化为图示情况。
1.2 X、Y坐标即航迹输出结构
其中Y方向坐标可视为高度的变化，因为可以用定高系统H来表
示航迹Y方向坐标。
而X方向坐标则需要根据机体坐标轴系中建立的飞行器动力学方程来确定：
ẋg=V cosμcosφ
ẏg=V cosμsinφ
ℎ=V sinμ
同理，由于只考虑纵向，因而φ=0。
将上述各式带入simulink 中，再加入积分环节，就可以得到航迹X的坐标。
1.3 自动导航控制系统设计
由于要控制飞行器做自高度3000m，速度600km/h俯冲并拉起完成筋斗的运动，这里采用过载反馈的形式进行控制。
首先求得过载的变化量对升降舵通道的传递函数，在保证系统稳定的前提下，选择合适的k值，建立反馈回路，达到自动控制的目的。
传递函数如下：
∆n z
e =
0.1432 s^3 + 0.3474 s^2 − 9.79 s − 0.1983
其根轨迹如图：
由上图看到，有1各零点位于右半片面，K值得选取则必须保证系统稳定，K值得选取如下图：
反馈结构图如下：
2仿真实验结果：飞行过程垂直航迹
高度变化曲线
下图依次为飞行过程的速度、迎角、俯仰角、过载、俯仰速率、航迹俯仰角曲线。
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11
结果分析：
由于控制策略选择的不够理想，导致仿真模拟出的航迹曲线不够完美，能基本满足题目要求。
根据前面的分析，可以看到该系统具有短周期收敛迅速，长周期收敛迟缓的特点。
若能改善长周期阻尼比特性，加快收敛速度，使系统更快进入稳定状态，则更加完美。
心得体会：
由于是纵向系统并且稳定，致使设计过程大大简化。
但在设计过程中，仍然遇到不少困难。
对课本知识的理解不够深刻，对MATLAB 中simulink 的不够熟悉，都给解题过程增加了难度。
有几次K 值得选取不合理，导致本来稳定的系统发散。
可以看到合理分配特征根K 值对系统稳定性的影响起着决定性作用。