《主动控制技术》PPT课件
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第十四页，共102页。
5、纵向解耦控制律设计
（1）单纯直接升力模态
为实现这种控制，必须实现迎角与俯仰角速
率之间的解耦。若令力矩操纵面偏角短周
L
q
Z M '
1 Mq
'
q
ZM M M
'
ZL M （1）
M
L
'
L
第十五页，共102页。
垂直风：
wg ()
2 w
Lw
1 [1
3(Lw)2 (Lw)2 ]2
第四十六页，共102页。
式中： 为空间频率， Lu, Lw, Lv 为紊流尺度，
u,w,v 为风速的均方值。
军标规定： Lu Lw Lv 533.4m
u
第六页，共102页。
2、机身偏航指向
要求在不改变航迹角 的情况下改变侧滑
角，控制飞机的偏航姿态，
即 0, ，如图所示。此时要求 直接侧力点作用于侧向焦点处，但由于飞机航 向的随遇平衡特性，飞机不一定能保持给定的 航线，航线还需导航系统加以修正。
第七页，共102页。
机身偏航指向控制方式
第二十五页，共102页。
在常用的g指令响应型的电传系统中，对法向过 载边界限制的基本方法是，在杆力输入的前馈通 道中加入指令限幅器，如下图所示：
第二十六页，共102页。
第二十七页，共102页。
整个控制律结构大致由下述几个功能模块组 成：
（1）俯仰指令模块，主要包括：
杆指令整形：应按规范中的有关要求，实现所要求的 杆力梯度特性。
第四十一页，共102页。
在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞 机在这种不平静空气中飞行时产生过载。
VW 0
V V0 cos
第四十二页，共102页。
升力改变量：
L L0 L,
L CL qS
nz
L0
L G
1 (CL qS ) G
nz 1 CL qsVw0 V0G 1 CL qVw0 V0P 1 CL V0Vw0 2P
'
ZL ML
'
1
1 Mq
'
q
1 ZM M L 'ZLM 'M
M 'L M 'q ZL M 'q ZM M 'M
q
第十七页，共102页。
§4、边界控制系统
一、概述
边界控制系统（包线限制系统）是指对飞机 的一些重要状态变量的边界值（包线）实现限 制的飞行控制系统。其目的是减轻飞行员的工 作负担，实现“无忧虑”操纵，保证飞机安全 和实现飞机的作战性能。
第四十四页，共102页。
二、大气扰动的数学描述
大气扰动通常有三种形式：
大气紊流；
突风； 风切变；
第四十五页，共102页。
(1)大气紊流的数学模型
德莱顿（Dryden）模型:
水平前向风：
ug ()
2
2 u
Lu
1
1 ( Lu)2
侧向风： vg ()
2 v
Lv
1 [1
3(Lv)2 (Lv)2 ]2
逻辑控制参数KB
eN eB , KB 0,边界限制模态 eN eB , KB 1,增稳模态
第三十九页，共102页。
§5、阵风减缓与乘感控制
阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来 减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。 乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使 机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。 两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干 扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。
第三十六页，共102页。
由于迎角边界限制需要利用共同的升降舵 来实现，因此存在与通常的控制增稳系统相兼 容的问题。下图为F-8C主动控制验证机上的信
号选择器方案。
第三十七页，共102页。
第三十八页，共102页。
信号选择器的输出按下式计算：
UE eB KB (eN eB ) KBeN eB (1 KB )
利用控制系统实现边界限制的基本方案是 ，利用不同的手段控制飞机相应参数的时间 响应历程，使其在给定的边界范围内。
第二十四页，共102页。
常用的技术包含：
（1）使用飞行控制系统的前馈和反馈； （2）使用适当的非线性控制技术 （3）使用模型跟踪技术
考虑到飞机的边界限制是飞机飞行条件的函 数，边界限制系统的参数应随高度、空速及外部 载荷而变化。
三、迎角闭环边界限制系统
迎角边界限制系统有两种实现方法： （1）采用专门的闭环控制系统对迎角进行限制
； （2）在通常的电传操纵系统中加入适当的迎角
限制器。
第三十五页，共102页。
常用的迎角边界限制系统为采用迎角误差 的PID控制。
e L LI dt L
L
e L LI dt Lqq
要保持常值迎角运动，则要求（1）式的
, q方程与q无关。为此，可在第1个方程中引
入控制U1 ：
U1 ZMM ZL L q
在第2个方程中引入控制U2 ：
U2 M 'M M M 'L L M q 'q
则（1）式变为
Z q M
第十六页，共102页。
因此
M
L
ZM M M
过载和滚转速率等参数的限制。
（3）与飞行员耐力相关的限制 ，如在定常条件
下，过载的大小限制，以及在瞬变条件下，过 载变化率的限制。
第二十一页，共102页。
设计包线限制系统应区分下述两种包线的差 别： （1）限制包线
允许飞行员在应急情况下，超过该包线的 边界，其后果可能发生某些永久性的变形。 （2）极限包线
第十八页，共102页。
包线限制可分为以下几种
（1）与失去控制相对应的限制，如飞机的迎角
、侧滑角和空速的限制。
迎角超过最大升力迎角，将会引起飞机的 失速和尾旋，迎角过大还会引起横侧向不稳 定。对静不稳定的飞机，当最大平尾偏度引 起的低头力矩不足以抵消大迎角带来的上仰 力矩时，电传操纵便失去了静稳定的补偿作 用。
第二页，共102页。
这种机动方式可以消除在跟踪地面目标过 程中，为修正航向偏差和瞄准偏差而出现的横 滚摇摆现象，对地投弹时能显著提高飞行员瞄 准目标的能力。在攻击空中目标时，可提高飞 机的反应速度和改善瞄准精度。
第三页，共102页。
直接侧力控制
第四页，共102页。
直接侧力控制
第五页，共102页。
大值。但是在飞行速度较低时，攻角超过了最大值
时，过载nz并不会达到最大值。
第三十二页，共102页。
5）前向通道模块：系统中前向通道模块主要实现
如下功能：
中性速度稳定性模块：在前向通路中串联有积分环 节，便可获得中性速度稳定特性。在大速度工作模 态的机动飞行中，前向通道积分器把杆指令与法向 过载的稳态误差保持为零；在小速度工作模式的机 动飞行中，积分器使任何非指令的俯仰速度和法向 过载自动减少到零。当杆指令为零时，向前积分器 使飞机处于平飞状态。
第四十页，共102页。
§5、阵风减缓与乘感控制
阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来 减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减 小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。
乘感控制也是研究如何利用主动控制技术 使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。 两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干 扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。
第三十一页，共102页。
（4）攻角限制模块：
对法向过载和攻角的边界值加以限制。由于该系 统杆力在高速飞行时对应稳态过载。所以，如前 所述，过载限制是通过在杆力指令模块中引入限 幅环节实现的。尽管法向过载与攻角有一定的关 系nz=vz/g，但只实现过载限制还不能保证实现对 攻角的限制。从该式中可见，当飞行速度V较大时， 若实现了对nz极值的限制，则攻角即不会超过最
第十九页，共102页。
侧滑角也应限制在允许的范围内，否则会造成 侧向过载过大。
对于飞机的空速，不能过高也不能过低，飞 机速度不断提高，会引起飞机机翼的弹性震荡 模态阻尼降低，从而引起飞机的伺服弹性颤振 。飞行速度过小，将有可能造成失速。
第二十页，共102页。
（2）与飞机结构应力过大相对应的限制，主要为
其传递函数通常为（T1s+1）/(T2S+1) ，其中T2>T1
。该滤波器的主要作用是滤除杆力的猛烈冲动和高 频噪声，并使指令变得柔和平滑；另一方面该网络 的超前作用又可补偿系统中后续环节（如舵机、助 力器）中的相位迟后，改善系统的飞行品质。
第二十九页，共102页。
（2）机动指令反馈模块：
机动指令反馈是指稳态时，对特定的俯仰杆指令， 飞机机动参数的设置，它可能对应俯仰速率、法向 加速率、攻角或三者的任意组合，应依飞行阶段、 飞机的构型、空速或飞机实际机动要求确定。从该 系统结构图中可知，在高速飞行阶段系统采用过载 反馈，因为高速飞行时，过载对驾驶员的操纵是重
超过该包线边界将会引起飞机损失。
第二十二页，共102页。
设计准则 就所有的驾驶指令而言，可达到的包线尽可能
宽而又不超过限制包线； 就某个特定和有意义的驾驶指令而言，可达到
的包线将尽可能宽而又不超过极限包线。
第二十三页，共102页。
二、边界限制方案分析
早期，参数的边界限制采用告警方案，由 飞行员采取措施加以限制。
P G S 为翼载。
第四十三页，共102页。
飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度 V、翼
载P以及升力系数
成正比. VW 0
有关，C同L 时也与垂直阵风速度
阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机
身细长而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅
使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的
能力。
一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难 ，而在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心 飞机要出事故，便会改变飞机的高度、速度。横向 振动过载的允许值为垂直过载的1/2。
第八页，共102页。
偏航指向动力学
第九页，共102页。
3、侧向平移控制方式
在不改变飞机航向的条件下，控制飞机的 侧向速度，即要求 0, ，如 图所示 。此时要求直接侧力作用点位于侧向焦点处， 并实现航向角不变的控制。
第十页，共102页。
侧向平移动力学关系
第十一页，共102页。
要建立右向的平移速度uy 时，驾驶员发出指令
要的；低速飞行时(动压q小于12kpa) ，过载的效 应是不重要的，所以，此时的控制规律采用法向 过载和俯仰速率的组合反馈形式。
第三十页，共102页。
（3）增稳控制模块：
电传操纵系统的重要功能就是可以实现增强飞机的 稳定性。如果飞机本身是静不稳定的，通过电传操 纵系统控制律设计，应实现稳定性的补偿。增强飞 机稳定性较好的方案是采用攻角及俯仰角速度的 组合反馈。
第三十三页，共102页。
结构模态的滤波功能：电传操纵系统控制律设计时 ，视飞机为刚体。但现代飞机由于采用细长机身和 相对厚度较少的机翼，飞机的刚度下降，在空中飞 行时，除了刚体运动外，还包括有机体的结构弹性 模态。因此，在系统正向通道或反馈通道中加入机 体的结构模态滤波器。
第三十四页，共102页。
直接侧力平衡，飞机就以恒定的侧向速度做稳
态平移。
第十二页，共102页。
侧向平移
第十三页，共102页。
侧向平移运动的响应过程很慢，通常需 要10s左右才能建立稳定的侧向速度。这种 机动方式用于空－空攻击及空－地攻击中 ，可以扩大攻击范围。一般偏航指向可使 机头左右侧滑5°，故只要目标处于航线左 右5°以内，即可进行攻击。
现代飞行控制系统（下）
xxx 课件： xxx
第一页，共102页。
四、侧向直接力控制
1、单纯直接侧力（机翼水平转弯）
此时保持 0, ， 或 r ，如图所示。 类似，这种机动要求直接侧力作用点位于质心 之转前弯一时小，段由距于离航，向且与使滚转的耦合作用x，1。为x在FB保水 x持c平.g. xMB 机翼水平，还应适当控制副翼。
俯仰过载限制环节：由于该系统基本上是实现杆指 令对应稳态过载的“g” 指令响应形式，所以为了 限制高速飞行时的法向过载，通过引入杆指令的饱 和特性，达到限制法向过载的目的；由于飞机对正 负过载要求不同，所以饱和特性的正负限幅值不同 。
第二十八页，共102页。
前置滤波器：实际上是一个迟后——超前低通滤波器 网络，又称为驾驶指令模型（或指令成形滤波器），
信号 使垂 ya直鸭翼左偏 ，同时给出方向舵协
调信号
使方向a /舵 ya也向左偏转，二者分别
产生侧力和偏航力矩。两个偏航力矩相互平衡
，两个侧力则合成总侧力是飞机产生向右的侧
向加速度，并随之产生侧滑角。由于侧滑角会
产生静偏航稳定力矩是飞机向右偏航，因此需
接入航向保持模态和倾斜保持模态，保持飞机
水平姿态向右平移。当由侧滑角产生的侧力与
5、纵向解耦控制律设计
（1）单纯直接升力模态
为实现这种控制，必须实现迎角与俯仰角速
率之间的解耦。若令力矩操纵面偏角短周
L
q
Z M '
1 Mq
'
q
ZM M M
'
ZL M （1）
M
L
'
L
第十五页，共102页。
垂直风：
wg ()
2 w
Lw
1 [1
3(Lw)2 (Lw)2 ]2
第四十六页，共102页。
式中： 为空间频率， Lu, Lw, Lv 为紊流尺度，
u,w,v 为风速的均方值。
军标规定： Lu Lw Lv 533.4m
u
第六页，共102页。
2、机身偏航指向
要求在不改变航迹角 的情况下改变侧滑
角，控制飞机的偏航姿态，
即 0, ，如图所示。此时要求 直接侧力点作用于侧向焦点处，但由于飞机航 向的随遇平衡特性，飞机不一定能保持给定的 航线，航线还需导航系统加以修正。
第七页，共102页。
机身偏航指向控制方式
第二十五页，共102页。
在常用的g指令响应型的电传系统中，对法向过 载边界限制的基本方法是，在杆力输入的前馈通 道中加入指令限幅器，如下图所示：
第二十六页，共102页。
第二十七页，共102页。
整个控制律结构大致由下述几个功能模块组 成：
（1）俯仰指令模块，主要包括：
杆指令整形：应按规范中的有关要求，实现所要求的 杆力梯度特性。
第四十一页，共102页。
在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞 机在这种不平静空气中飞行时产生过载。
VW 0
V V0 cos
第四十二页，共102页。
升力改变量：
L L0 L,
L CL qS
nz
L0
L G
1 (CL qS ) G
nz 1 CL qsVw0 V0G 1 CL qVw0 V0P 1 CL V0Vw0 2P
'
ZL ML
'
1
1 Mq
'
q
1 ZM M L 'ZLM 'M
M 'L M 'q ZL M 'q ZM M 'M
q
第十七页，共102页。
§4、边界控制系统
一、概述
边界控制系统（包线限制系统）是指对飞机 的一些重要状态变量的边界值（包线）实现限 制的飞行控制系统。其目的是减轻飞行员的工 作负担，实现“无忧虑”操纵，保证飞机安全 和实现飞机的作战性能。
第四十四页，共102页。
二、大气扰动的数学描述
大气扰动通常有三种形式：
大气紊流；
突风； 风切变；
第四十五页，共102页。
(1)大气紊流的数学模型
德莱顿（Dryden）模型:
水平前向风：
ug ()
2
2 u
Lu
1
1 ( Lu)2
侧向风： vg ()
2 v
Lv
1 [1
3(Lv)2 (Lv)2 ]2
逻辑控制参数KB
eN eB , KB 0,边界限制模态 eN eB , KB 1,增稳模态
第三十九页，共102页。
§5、阵风减缓与乘感控制
阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来 减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。 乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使 机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。 两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干 扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。
第三十六页，共102页。
由于迎角边界限制需要利用共同的升降舵 来实现，因此存在与通常的控制增稳系统相兼 容的问题。下图为F-8C主动控制验证机上的信
号选择器方案。
第三十七页，共102页。
第三十八页，共102页。
信号选择器的输出按下式计算：
UE eB KB (eN eB ) KBeN eB (1 KB )
利用控制系统实现边界限制的基本方案是 ，利用不同的手段控制飞机相应参数的时间 响应历程，使其在给定的边界范围内。
第二十四页，共102页。
常用的技术包含：
（1）使用飞行控制系统的前馈和反馈； （2）使用适当的非线性控制技术 （3）使用模型跟踪技术
考虑到飞机的边界限制是飞机飞行条件的函 数，边界限制系统的参数应随高度、空速及外部 载荷而变化。
三、迎角闭环边界限制系统
迎角边界限制系统有两种实现方法： （1）采用专门的闭环控制系统对迎角进行限制
； （2）在通常的电传操纵系统中加入适当的迎角
限制器。
第三十五页，共102页。
常用的迎角边界限制系统为采用迎角误差 的PID控制。
e L LI dt L
L
e L LI dt Lqq
要保持常值迎角运动，则要求（1）式的
, q方程与q无关。为此，可在第1个方程中引
入控制U1 ：
U1 ZMM ZL L q
在第2个方程中引入控制U2 ：
U2 M 'M M M 'L L M q 'q
则（1）式变为
Z q M
第十六页，共102页。
因此
M
L
ZM M M
过载和滚转速率等参数的限制。
（3）与飞行员耐力相关的限制 ，如在定常条件
下，过载的大小限制，以及在瞬变条件下，过 载变化率的限制。
第二十一页，共102页。
设计包线限制系统应区分下述两种包线的差 别： （1）限制包线
允许飞行员在应急情况下，超过该包线的 边界，其后果可能发生某些永久性的变形。 （2）极限包线
第十八页，共102页。
包线限制可分为以下几种
（1）与失去控制相对应的限制，如飞机的迎角
、侧滑角和空速的限制。
迎角超过最大升力迎角，将会引起飞机的 失速和尾旋，迎角过大还会引起横侧向不稳 定。对静不稳定的飞机，当最大平尾偏度引 起的低头力矩不足以抵消大迎角带来的上仰 力矩时，电传操纵便失去了静稳定的补偿作 用。
第二页，共102页。
这种机动方式可以消除在跟踪地面目标过 程中，为修正航向偏差和瞄准偏差而出现的横 滚摇摆现象，对地投弹时能显著提高飞行员瞄 准目标的能力。在攻击空中目标时，可提高飞 机的反应速度和改善瞄准精度。
第三页，共102页。
直接侧力控制
第四页，共102页。
直接侧力控制
第五页，共102页。
大值。但是在飞行速度较低时，攻角超过了最大值
时，过载nz并不会达到最大值。
第三十二页，共102页。
5）前向通道模块：系统中前向通道模块主要实现
如下功能：
中性速度稳定性模块：在前向通路中串联有积分环 节，便可获得中性速度稳定特性。在大速度工作模 态的机动飞行中，前向通道积分器把杆指令与法向 过载的稳态误差保持为零；在小速度工作模式的机 动飞行中，积分器使任何非指令的俯仰速度和法向 过载自动减少到零。当杆指令为零时，向前积分器 使飞机处于平飞状态。
第四十页，共102页。
§5、阵风减缓与乘感控制
阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来 减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减 小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。
乘感控制也是研究如何利用主动控制技术 使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。 两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干 扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。
第三十一页，共102页。
（4）攻角限制模块：
对法向过载和攻角的边界值加以限制。由于该系 统杆力在高速飞行时对应稳态过载。所以，如前 所述，过载限制是通过在杆力指令模块中引入限 幅环节实现的。尽管法向过载与攻角有一定的关 系nz=vz/g，但只实现过载限制还不能保证实现对 攻角的限制。从该式中可见，当飞行速度V较大时， 若实现了对nz极值的限制，则攻角即不会超过最
第十九页，共102页。
侧滑角也应限制在允许的范围内，否则会造成 侧向过载过大。
对于飞机的空速，不能过高也不能过低，飞 机速度不断提高，会引起飞机机翼的弹性震荡 模态阻尼降低，从而引起飞机的伺服弹性颤振 。飞行速度过小，将有可能造成失速。
第二十页，共102页。
（2）与飞机结构应力过大相对应的限制，主要为
其传递函数通常为（T1s+1）/(T2S+1) ，其中T2>T1
。该滤波器的主要作用是滤除杆力的猛烈冲动和高 频噪声，并使指令变得柔和平滑；另一方面该网络 的超前作用又可补偿系统中后续环节（如舵机、助 力器）中的相位迟后，改善系统的飞行品质。
第二十九页，共102页。
（2）机动指令反馈模块：
机动指令反馈是指稳态时，对特定的俯仰杆指令， 飞机机动参数的设置，它可能对应俯仰速率、法向 加速率、攻角或三者的任意组合，应依飞行阶段、 飞机的构型、空速或飞机实际机动要求确定。从该 系统结构图中可知，在高速飞行阶段系统采用过载 反馈，因为高速飞行时，过载对驾驶员的操纵是重
超过该包线边界将会引起飞机损失。
第二十二页，共102页。
设计准则 就所有的驾驶指令而言，可达到的包线尽可能
宽而又不超过限制包线； 就某个特定和有意义的驾驶指令而言，可达到
的包线将尽可能宽而又不超过极限包线。
第二十三页，共102页。
二、边界限制方案分析
早期，参数的边界限制采用告警方案，由 飞行员采取措施加以限制。
P G S 为翼载。
第四十三页，共102页。
飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度 V、翼
载P以及升力系数
成正比. VW 0
有关，C同L 时也与垂直阵风速度
阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机
身细长而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅
使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的
能力。
一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难 ，而在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心 飞机要出事故，便会改变飞机的高度、速度。横向 振动过载的允许值为垂直过载的1/2。
第八页，共102页。
偏航指向动力学
第九页，共102页。
3、侧向平移控制方式
在不改变飞机航向的条件下，控制飞机的 侧向速度，即要求 0, ，如 图所示 。此时要求直接侧力作用点位于侧向焦点处， 并实现航向角不变的控制。
第十页，共102页。
侧向平移动力学关系
第十一页，共102页。
要建立右向的平移速度uy 时，驾驶员发出指令
要的；低速飞行时(动压q小于12kpa) ，过载的效 应是不重要的，所以，此时的控制规律采用法向 过载和俯仰速率的组合反馈形式。
第三十页，共102页。
（3）增稳控制模块：
电传操纵系统的重要功能就是可以实现增强飞机的 稳定性。如果飞机本身是静不稳定的，通过电传操 纵系统控制律设计，应实现稳定性的补偿。增强飞 机稳定性较好的方案是采用攻角及俯仰角速度的 组合反馈。
第三十三页，共102页。
结构模态的滤波功能：电传操纵系统控制律设计时 ，视飞机为刚体。但现代飞机由于采用细长机身和 相对厚度较少的机翼，飞机的刚度下降，在空中飞 行时，除了刚体运动外，还包括有机体的结构弹性 模态。因此，在系统正向通道或反馈通道中加入机 体的结构模态滤波器。
第三十四页，共102页。
直接侧力平衡，飞机就以恒定的侧向速度做稳
态平移。
第十二页，共102页。
侧向平移
第十三页，共102页。
侧向平移运动的响应过程很慢，通常需 要10s左右才能建立稳定的侧向速度。这种 机动方式用于空－空攻击及空－地攻击中 ，可以扩大攻击范围。一般偏航指向可使 机头左右侧滑5°，故只要目标处于航线左 右5°以内，即可进行攻击。
现代飞行控制系统（下）
xxx 课件： xxx
第一页，共102页。
四、侧向直接力控制
1、单纯直接侧力（机翼水平转弯）
此时保持 0, ， 或 r ，如图所示。 类似，这种机动要求直接侧力作用点位于质心 之转前弯一时小，段由距于离航，向且与使滚转的耦合作用x，1。为x在FB保水 x持c平.g. xMB 机翼水平，还应适当控制副翼。
俯仰过载限制环节：由于该系统基本上是实现杆指 令对应稳态过载的“g” 指令响应形式，所以为了 限制高速飞行时的法向过载，通过引入杆指令的饱 和特性，达到限制法向过载的目的；由于飞机对正 负过载要求不同，所以饱和特性的正负限幅值不同 。
第二十八页，共102页。
前置滤波器：实际上是一个迟后——超前低通滤波器 网络，又称为驾驶指令模型（或指令成形滤波器），
信号 使垂 ya直鸭翼左偏 ，同时给出方向舵协
调信号
使方向a /舵 ya也向左偏转，二者分别
产生侧力和偏航力矩。两个偏航力矩相互平衡
，两个侧力则合成总侧力是飞机产生向右的侧
向加速度，并随之产生侧滑角。由于侧滑角会
产生静偏航稳定力矩是飞机向右偏航，因此需
接入航向保持模态和倾斜保持模态，保持飞机
水平姿态向右平移。当由侧滑角产生的侧力与