第五章典型飞行控制系统工作原理(4)
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。
第五章 飞行操纵系统
。
操纵系统
主操纵系统
副翼
升降舵
辅助操纵系统
前缘襟翼缝翼
后缘襟翼 扰流板 水平安定面
警告系统
失速警告 起飞警告
方向舵
第一 节 简单机械操纵系统（人力操纵）
简单机械操纵系统是一种人力操纵系统，由于 其构造简单，工作可靠，使用了30余年，才出 现助力操纵系统。 简单机械操纵系统现在仍广泛应用于低速飞机 和一些小型运输机上。
载荷感觉器刚度：
1. 小杆位移时，要求刚度大 2. 大杆位移时，要求刚度小
W
弹簧载荷感觉器（弹簧支柱）构造
F
W
五、调整片效应机构
杆力来源 无助力操纵系统 舵面铰链力矩 助力操纵系统 载荷感觉器 飞行中消除杆力的机构 配平调整片 调整片效应机构
第四节 飞机颤振与副翼反效
飞机颤振是飞机飞行中空气动力、结构弹性力 和惯性力之间的交互作用的现象。 颤振是飞机各种振动中最危险的一种振动，必 须保证在飞机使用中不发生颤振。 副翼反效——发生副翼反效的原因是属于副翼 位于机翼外侧后缘。 副翼偏转所产生的空气动力使机翼发生扭转和 弯曲的弹性变形，由弹性变形产生的附加空气 动力形成横向气动力矩，它与副翼操纵力矩方 向相反，遂降低了副翼操纵效能，甚至使其效 能降低为零，或使飞机随副翼的偏转而逆动， 这一情况称为副翼反效。
根据操纵信号来源不同，操纵系统可分为： 人工飞行操纵系统，其操纵信号由驾驶员发出。
飞机的俯仰、滚转和偏航操纵系统； 增升、增阻操纵系统； 人工配平操纵系统等。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示：
内回路 L ，使短周期
一对复根左移且虚部减小，最
s1
终进入实轴，振荡减小，
阻尼加大。内回路的动态
过程由振荡运动转为按指
z
数规律衰减的单调运动，
s2
L 越大，阻尼作用越强。
j
全系统情况：
图 L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入 俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：
❖
为t1零时，刻当t
在减小但值为正，此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为：
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程，认为
e L L
修正 0 的过程：0 0
比例式控制如何减小静差：
❖ 由前面计算可知：
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有：小使这b个静， g差就存，可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
，所以
❖ 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全
消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪
在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
飞行器飞行控制与导航系统设计
飞行器飞行控制与导航系统设计第一章：引言随着航空技术的飞速发展，飞行器的飞行控制与导航系统的设计变得愈发重要。
飞行控制与导航系统是保障飞行器安全飞行的关键因素之一。
本文将从飞行控制与导航系统的概述入手，深入探讨该系统的设计原理和方法。
第二章：飞行控制系统飞行控制系统主要由飞行控制计算机、执行器、传感器以及作动器等组成。
飞行控制计算机是飞行控制系统的核心，其通过算法和模型来控制飞行器的姿态、航向和高度等。
执行器负责将计算机生成的指令转化为力和力矩，通过作动器作用于飞行器。
传感器则用于采集飞行器的各种状态参数。
飞行控制系统的设计目标是确保飞行器的稳定性、可靠性和安全性。
第三章：导航系统导航系统是指飞行器用于确定其位置、速度和航向等信息的系统。
常见的导航系统包括惯性导航系统（INS）、全球定位系统（GPS）和惯性/全球定位系统（INS/GPS）等。
惯性导航系统通过加速度计和陀螺仪等传感器来测量飞行器的加速度和角速度，进而计算出其位置和航向。
全球定位系统则通过接收地面的卫星信号，来确定飞行器的准确位置和速度。
惯性/全球定位系统是结合了两者优点的一种导航系统。
第四章：飞行控制与导航系统的设计原理飞行控制与导航系统的设计原理主要包括建模、控制算法选择和系统集成等方面。
建模是指将飞行器的动力学和环境模型抽象为数学模型。
控制算法是指根据这些模型，选择合适的控制策略来实现稳定控制和导航。
系统集成则是指将飞行控制系统与导航系统进行有机地集成，确保二者之间的相互作用。
第五章：飞行控制与导航系统的设计方法飞行控制与导航系统的设计方法包括仿真、实验和实际飞行验证等。
仿真是指利用计算机模型来进行系统设计和性能评估。
实验则是通过实际物理设备进行系统验证和优化。
最终需要进行实际飞行验证，以验证系统在真实飞行环境中的性能表现。
第六章：飞行控制与导航系统的发展趋势随着航空技术的不断进步，飞行控制与导航系统也在不断发展。
未来，飞行控制与导航系统将更加智能化和自动化。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
e 虽已到零，但由于飞机的惯 接近零时，
t
图
L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入
俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1 t 2
t
e
e1 L
积分式控制律成立的条件：
亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本 身的软反馈作用。
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。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵 消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后 引起的铰链力矩较小。
积分式控制律的改进：
比例式控制律的优缺点：
优点：结构简单。
缺点：
误差( g) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系 数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修 正 角时 e 较大，产生较大的力矩 Me ， 0 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g
性，且角速率 q 0 飞机会向反方向俯仰以致产 生振荡。
（2）工作原理： （飞机水平平飞状态）
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，Ug 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K 0 1 L 0 产生气动力 e 经舵回路输出 矩M ( 0 使飞机 逐渐减小，只要 e) e 0 0 ,同时 选的 L 合适，就可保证 修正 过程如下图所示：
典型飞行控制系 统工作原理
纵向姿态控制
§5.4 飞机的姿态控制系统
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。
第五章典型飞行控制系统工作原理(2)
一、姿态控制系统的构成与工作原理
1、比例式自动驾驶仪 2、积分式自动驾驶仪 3、比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪
1、比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例） （1）控制规律
U ∆θ g
∆θ
垂直陀螺 K1
+
U ∆θ
∆u
舵回路 Gδ (s )
∆δ e
飞机（对象）
θ 角自动控制系统原理方块图
设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线 性关系， 性关系，即
所以： θ∞ ≠θg 存在静差。 存在静差。 所以： L2 要减小这个静差， 要减小这个静差，应加大 Lθ = β ，所以 只有使 β ↓ ，就可使静差减小。 就可使静差减小。 极端情况： 极端情况： β = 0 切断硬反馈）就可完全 （切断硬反馈） 消除常值干扰下的静差。 消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪 在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。 舵回路方框图参见图5-34
1 s
∆θ
φ内 (s )
Lθ&
根轨迹分析： 根轨迹分析： 当 L& = 0 ，即无一阶微分信号 θ
开环传函为： 开环传函为： L (−Mδe (S + Zα )) G (S) = θ ⋅ 2 开 S S +C dS +C2d 1 根轨迹如左图所示： 根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根右移 θ 增大时， 且虚部增大很快， 且虚部增大很快，振荡加剧
U∆θ = K1 ⋅ ∆θ
舵回路不计惯性时 G (S) = Kδ δ U∆θ ——外加控制电压 外加控制电压 于是 ∆δe = Kδ (U∆θ −U∆θ ) = Kδ K1∆θ −KδU∆θ
g
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。
5.1-2飞行控制系统分析
z
3放大部件
z
将信号处理部件的输出信号进行必要的放 大处理，以便驱动执行机构；
4执行机构
z
根据放大部件的输出信号驱动舵面偏转。 例如，常用的电动伺服舵机和液压伺服舵机等。
二、典型飞行控制系统的分类
基本的飞行自动控制系统包括：
z z
阻尼器（Damper） 增稳系统（Stability augmentation systems-SAS） 控制增稳系统（Control augmentation systems-CAS） 自动驾驶仪（Autopilot）
所以
Lϑ& = f (Q )
3惯性的影响
z
考虑舵回路和助力器的惯性时，控制规律为
& ∆δ e = Ge ( s )Gδ ( s ) Lϑ& ∆ϑ
递函数分别为
G e (s) = 1 s + 1
e
（5-6）。
式中，舵回路的传递函数（振荡环节）和助力器传
Gδ ( s ) = ( 1 s
ωδ
) 2 + 2ξ δ (
第五章 典型飞行控制系统分析 第一节 概述 一、 典型飞行控制系统的构成
MBDA公司展示新型巡飞弹
Cy − 47
CY-47
B-2 战略轰炸机
未来的概念无人战斗机
典型飞行控制系统的回路构成关系
稳定 回路 接 收 机 放大 计算 装置 舵 回 路 舵 面 飞 机 运 动 学 环 节
--
测量器件
控制(制导)回路
d0 de
& ϑ
δe α
*
2 sp
ϑ&
δ
e
α
*
2 sp
系统静操纵性 K de 是随着阻尼比 ξ de 增大而减小的，即以 牺牲了静操纵性而换来阻尼比的改善。
第五章-飞机飞行操纵系统
(2)改善和保持助力器快速性的措施
➢ 通油孔的最大开度，在构造上有配油柱塞的游动 间隙来保证，因此，维护工作应当注意保持游动 间隙正常。
➢ 助力器的来油压力和回油压力，主要取决于液压 系统的工作性能。用专门的助力液压系统来保证 助力器工作。
⑵ 机翼重心的位置
机翼重心现象位置对颤振临界速度的大小也有 严重的影响。为了提高颤振临界速度常在机翼翼 尖的前缘部位上加配重。
5、机翼弯曲——副翼偏转颤振
机翼弯曲——副翼偏转颤振又称舵面型颤振。
发生副翼自由偏转的原因可能是由于副翼操纵 系统的弹性变形或系统中有间隙，也可能由于松 杆式机翼发生不对称的弯曲，如下图所示：
⑴ 放大或缩小力的作用，如图所示：
⑵ 放大或缩小位移的作用：主动臂的半径一定，
在相同的主动臂端点位移s1的条件下，从动臂的 半径越大，所得到的从动臂端点位移s2也越大； 从动臂的半径越小，所得到的从动臂端点位移s2 也越小。如图所示：
⑶ 放大或缩小运动速度的作用：由于整体具有相
同的角速度，通过改变从动臂和主动臂的半径关 系从而实现放大或缩小运动速度。如图所示：
⑷ 改变传动杆运动方向原理如图所示：
差动臂：当驾驶杆左右或前后移动的位移相等， 而舵面上下偏转的角度不等，称之为差动操纵。 实现差动操纵最简单的机构是双摇臂，称为差动 摇臂，其工作原理如图所示：
3、导向滑轮
导向滑轮是由三个或四个小滑轮及其支架所组 成。它的功用是：支持传动杆，提高传动杆的受 压时的杆轴临界应力，使传动杆不至于过早地失 去总稳定性。
3、松紧螺套
第5章 自动驾驶仪系统《民航飞机自动飞行控制系统》
4.2 稳定回路
➢ 如果测量部件测量的是飞机的飞行姿态信息，则姿态测量部件和舵回路就构成了自动驾 驶仪；自动驾驶仪和被控对象（飞机）又构成了稳定回路。稳定回路的主要作用是稳定 和控制飞机的姿态角。
自动驾驶仪的稳定回路
4.3 控制回 路
➢ 稳定回路加上测量飞机重心位置信号的元件以及表征飞机空间位置几何关系的运动学环 节，就组成了控制飞机质心运动的回路，称为控制回路，或称制导回路。控制回路的功 用是控制飞机的轨迹和速度。
➢ 控制升降舵的回路，称为升降舵通道或俯仰 通道；控制副翼的回路，称为副翼通道或横 滚通道；控制方向舵的回路，称为方向舵通 道或航向通道。3 个通道既独立，又相互联 系，相互响应，共同完成对飞机的控制。
三通道自动驾驶仪的组成
3.1→3.3
测量装置
➢ 各种敏感元件，用于测量飞机的运动参数，反映飞机的实际状态，包括主测装置和辅助测量 装置。
➢ 为了实现同步，在自动驾
驶仪中需对应的两个监控
器来监控自动驾驶仪的性 能。分别是自动驾驶仪舵 机位置监控器和舵面位置
监控器。
自动驾驶仪的控制（制导）回路
第5节
自动驾驶仪的控制通道
5.1 副翼控制通 道
➢ 单通道自动驾驶仪只提 供横滚控制（ 绕纵轴的 控制），即只控制飞机 的副翼。
➢ 由于它们的局限性，这 些系统通常被称为 “Wings Leveler（机翼改 平器）”。
信号处理元件
➢ 信号处理元件亦称计算装置，其功用是把各种敏感元件的输出信号和从控制装置输入的给定 信号进行比较，处理为符合控制规律要求的信号。包括综合装置、微分器、积分器、限幅器 及滤波器等，同时还可兼顾机内检测（BIT），甚至故障检测与报警等任务。
典型飞行控制系统分析
Δθ t1 t2 0 Δδe Δδe Δδe1 2 t3
& ∆θ
t
& ∆δ e = Lθ ∆θ + Lθ& ∆θ
0 Δδe2 2
t
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5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理
-比例式自动驾驶仪
（4）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用（续） 自动驾驶仪控制规律中各项的作用： 若锁住舵面，飞机对于起始偏离Δθ的稳定过程： 阻尼力矩 稳定力矩
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自动驾驶仪的俯仰通道：用来控制飞机俯仰角运动的，作 为俯仰角运动的自动控制，既要考虑飞机相对于横轴的转 动，即俯仰角本身的变化，也要考虑速度向量在对称平面 内的转动。 俯仰角本身变化：用纵轴的力矩方程来描述； 速度向量的旋转：用法向力方程来描述。 以上两种转动是通过迎角α相联系，无论是俯仰角θ 改变或是航迹倾斜角µ改变都会使迎角α变化，引起纵向稳 定力矩和升力L的改变。 自动驾驶仪工作状态：稳定状态和操纵状态。 稳定状态：稳定给定的基准状态，使飞机运动尽可能不受 外界干扰的影响； 操纵状态：外加一个控制信号去改变原基准状态的运动。
5.4.1 姿态控制系统的构成与工作原理
对有人驾驶的飞机，其工作状态是是由驾驶员建立的， 接通自动驾驶仪后，这一基准状态就作为自动驾驶仪的稳定 工作点。任何扰动所引起的偏差量都是相对这个工作点来说 的，操纵飞机，是在改变自动驾驶仪的工作点。 建立基准状态的条件：L=G ∑Mz=0
L
Xt V α
δe0
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典型飞行控制系统
增稳系统
某超声速歼击机的横侧增稳系统方框图
增稳系统的缺陷 增稳系统的功能虽比阻尼器完善，但对操纵性影响较大，在 使阻尼比、固有频率和静稳定性提高的同时，却减小了系统 的传递增益，降低了飞机对操纵指令的响应，是以牺牲操纵 性为代价的.
舵回路:为了改善舵机的性能以满足飞行控制系统的要求，通 常将舵机的输出信号反馈到输入端形成负反馈回路（或称为 伺服回路）的随动系统（或称为伺服系统）.
舵回路方框图
如果测量部件测量的是飞机的飞行姿态信息，则姿态测量部件 和舵回路就构成了自动驾驶仪；自动驾驶仪和被控对象（飞机） 又构成了稳定回路，主要起稳定和控制飞机姿态的作用。
① 阻尼器和增稳系统能提高飞机的阻尼比和固有频率，但却 牺牲了操纵性； ② 阻尼器和增稳系统更无法解决非线性操纵指令问题，即当 飞机进行大机动飞行时，要求飞机具有较高的操纵灵敏度， 而做小机动飞行时，则要求有较小的操纵灵敏度。
控制增稳系统
俯仰控制增稳系统的方框图 当无操纵信号时，此控制增稳系统只起增稳的作用.
由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间位置几 何关系的运动学环节构成了控制（制导）回路，主要起稳定和 控制飞机的运动轨迹的作用.
通过姿态的变化来控制飞行轨迹的方式，是目前大多数大气 层飞行器控制飞行轨迹的主要方式.
典型飞行控制系统的分类
根据飞行控制系统的功能和作用,基本的飞行自动控制系 统包括阻尼器(damper)､增稳系统(stability augmentation systems—SAS)､ 控 制 增 稳 系 统 (control augmentation systems—CAS)和自动驾驶仪(autopilot)等｡
飞机飞行操纵系统课件
工作原理
舵机通过内部机构将飞行 控制系统的指令转化为舵 面的角度或位移，实现对 飞机姿态和运动的控制。
舵面类型
常见的舵面包括升降舵、 方向舵和副翼等，它们分 别控制飞机的升降、转向 和滚转运动。
传感器与测量装置
传感器与测量装置的作用 传感器与测量装置用于检测飞机的各种参数，如姿态、速 度、高度等，并将这些参数转换为可处理的信号，供飞行 控制系统使用。
飞机飞行操纵系统课 件
xx年xx月xx日
• 飞机飞行操纵系统概述
目录
01
飞机飞行操纵系统概述
飞机飞行操纵系统的定义与功能
定义
飞机飞行操纵系统是指用于控制和操纵飞机的飞行姿态、速度、位置等参数的 系统。
功能
飞行操纵系统的主要功能是接收飞行员的操作指令，通过一系列机械、电气或 液压装置，将指令传递给相应的翼面、舵面等控制机构，以实现对飞机的操纵。
飞机飞行操纵系统的组成与结构
组成
飞机飞行操纵系统通常由驾驶舱 操纵器件、传动装置、控制机构 和执行机构等部分组成。
结构
根据飞机类型和设计要求的不同， 飞行操纵系统的结构形式也不同， 常见的有机械式、液压式和电传 式等。
飞机飞行操纵系统的工作原理
飞行员通过驾驶舱内的操纵器件（如驾驶杆、脚蹬等）发出操作指令，指令通过传 动装置传递给控制机构（如舵机、调整片驱动机构等）。
飞行控制律设计
飞行控制律设计是飞机飞行操纵系统中的 核心环节，它决定了飞机如何响应各种输入 和外部扰动。
飞行控制律设计涉及到复杂的数学模型和 算法，包括线性系统理论、非线性系统理论、 最优控制等。通过合理的飞行控制律设计， 可以确保飞机在各种飞行条件下都能够保持 稳定、安全和高效的飞行状态。同时，随着 现代科技的发展，飞行控制律设计也在不断 优化和创新，以适应更加严格的飞行要求和
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-Ⅱ0 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。
飞机飞行控制课件
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控制过程：通过传感器获取数据， 计算控制量，输出到执行机构，实 现对飞机的控制
飞机飞行控制系统的硬件组成
飞行控制系统的主要硬件设备
飞行控制计算机：负责处 理飞行控制指令和飞行数 据
传感器：包括加速度计、 陀螺仪、高度计等，用于 测量飞机的姿态、速度、 高度等参数
执行机构：包括舵机、电 动机、液压泵等，用于执 行飞行控制指令
飞行控制系统的功能
控制飞机的飞行姿态和速度
确保飞机的安全性和舒适性
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保持飞机的稳定性和操纵性
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提高飞机的飞行效率和性能
飞机飞行控制系统的工作原理
飞行控制系统的基本原理
飞机飞行控制系统主要由传感 器、执行器和控制器组成
传感器负责收集飞机的各种飞 行参数，如速度、高度、姿态 等
环境适应性：设计 适应各种恶劣环境 的硬件，如高温、 低温、振动等
维护与升级：定期 维护和升级硬件， 确保系统始终处于 最佳工作状态
飞机飞行控制系统的软件设计
飞行控制系统软件的功能和特点
飞行控制系统软 件是飞机飞行控 制的核心部分， 负责控制飞机的 飞行姿态、速度 和高度等参数。
飞行控制系统软 件具有高度的可 靠性和稳定性， 能够保证飞机在 各种飞行条件下 的安全飞行。
通信设备：包括无线电、 卫星通信等，用于传输飞 行控制指令和飞行数据
显示设备：包括显示器、 指示灯等，用于显示飞行 状态电力支持
飞行控制系统硬件的连接方式
传感器：用于检测 飞机的飞行状态和 参数
计算机：用于处理 传感器数据，生成 控制指令
飞行控制系统包括自动驾驶仪、飞行控制计算机、传感器、执行机构等 部分。 飞行控制系统的主要功能包括姿态控制、航向控制、高度控制、速度控 制等。 飞行控制系统是飞机安全飞行的重要保障，也是现代飞机的重要标志之 一。
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2、高度稳定系统结构图的建立
一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自 动控制系统为基础的，因此对象方程，应从 纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差
H 不太大时，修正高度过程中，俯仰运动 v 也不会剧烈，所以速度相对变化v 也不 u
会太大，为此可用短周期运动方程。
短周期运动方程
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
h h e K z K z K z (h hg ) K z h
式中：K z K K , K z K K , K K K K K h , K h h
L q Lq q L e q
（2）高度自控系统控制信号的确定
按闭环调整原理―引入 H 做为主信号。
考虑到高度控制是以俯仰角 控制为基础 的―控制律中要引入控制 的信号。 在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过 程的阻尼作用，控制律可写作：
e Lq q L LH H LH H
此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大
0 H 0 0 0 0 认为 H 0
若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及 （ ）式的 H 方程。
3、高度自动控制系统控制律及工作原理
（1）确定控制律中信号的原则：
按闭环调整的原则确定信号：
想控制哪个量就在控制律中引入哪个信 号，例如稳定俯仰角 的控制律：
0
可简化为
H v0 57 .3S
定高系统运动学环节
高度自动控制系统的飞机对象方程
2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e n U ( ) H 4 0
( S Z ) S 0
由于惯性可能出现：
e 0反舵 M e 0低头 0 L 0 0 轨迹逐渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0
飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控 制来完成。因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反 馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜 角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气 流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高 度稳定与控制系统。 设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角 控制系统。 高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行 姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭 环控制。
L0
X
0
0
L
X
Gபைடு நூலகம்
U
0
Xg
G
0
L0 L
X
U
Xg
L0
X
G
0
G
控制律： e L q L LH H LH H
e LH H 0 舵上偏 M e 0抬头 ox上转 q 0, 1 0 0， v 不转 0 L 0 0 H v上转 0 轨迹上弯 H
飞行轨迹 几何关系
轨迹控制一般结构图
由图可知：
制导系统中输入量是预定轨迹参量，输 出量是飞行器实际运动参量，制导装置 （即耦合器）测其偏差并以一定规律控制 角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨 迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中， 角运动控制是内回路 。
一、飞行高度的稳定与控制
1、高度自动控制系统必要性 飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航； 自动进场着陆时初始阶段；均需保持高度的 稳定。 舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行 地形跟随等均需高度控制。
第五章 典型飞行 控制系统 工作原理
四
5.5 飞机轨迹控制系统
飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持 或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的 系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础 上形成的。
给定飞行 轨迹 制导装置 控制 信号
角控制系统
( s ) ( s)
实际飞行 轨迹
其中：
n4 U 0 cos 0 n4 v sin 0
是起始高度变化率 H 0
定高系统的运动学环节：
v
n4 v sin 0
H 0
H 0
H
0
1 57.3
n4 v v0 cos 0
1 S
H
0 H 0 当 H 0 0 0 0
由AP信号平衡：
， 当到某时刻 e 0 ，出现 0 ，但 0 所以飞机会继续爬高， H 。
又 e L q L LH H LH H L q 0, L 0, LH 其中： H 0, LH H 0
(H H H g )
（3）高度控制系统修正初始偏差的过程
起始状态：飞机作等速平飞 0 且 0 0 0 ， e 0 平衡舵偏角（为了与 0 产生的力矩平衡， e 0 应向上偏，以提供抬头 力矩）
因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一
个高度初始偏差 H 0
Z S Z
补充描述高度变化的方程：
X
U sin H
H
U
Xg
推导运动学关系的几何图
线性化处理：
H H 0 H U 0 sin 0 U 0 cos 0 sin 0 v H 0 n4 n4 v v H 0 H H v
( S Z ) S 0 2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e
M ( S Z ) (S) 2 e ( S ) ( S C1 d S C 2 d ) S
e
而
S S Z