飞控考试题型

一、飞行控制系统组成及主要系统的作用。

飞行控制系统组成：自动驾驶仪A/P、飞行指引仪FD、安定面配平（STAB/T）、偏航阻尼系统（Y/D）
飞行指引仪的作用：1、在自动驾驶仪衔接前，指引仪将飞机实际飞行路线与目标路线比较，计算出进入目标路线所需要的操纵量，为驾驶员提供目视飞行指引指令2、在自动驾驶仪衔接后，监控自动驾驶仪的工作状态。

即（1）提供目视操作指令；（2）监控自动驾驶仪。

偏航阻尼系统作用：（1）阻尼飞机“荷兰滚”运动；（2）协调转弯。

安定面配平（STAB/T）的作用：（1）产生附加力矩，以保持纵向力矩的平衡。

卸掉由于升降舵偏转产生的铰链力矩（间接），使升降舵回到相对零位，驾驶杆力也为零。

（2）解决自动驾驶仪的衔接与断开过程中引起飞机的剧烈运动。

分为M/T、SPD/T、AP/T、人工电气配平、备用电气配平。

AP/T：驾驶仪接通后，保持姿态的稳定。

自动配平系统是在自动驾驶衔接后工作。

SPD/T：（适用于起飞、复飞阶段）：提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定。

在飞机起飞和复飞过程中减小因速度变化引起的不稳定，是根据计算空速的变化对安定面进行配平。

在起飞、复飞阶段，速度配平系统提供在低速大推力条件下的速度稳定。

即当空速增加时使飞机抬头配平，当空速减小时使飞机低头配平。

速度配平是在飞机起飞20秒后，并且人工配平和自动配平都没有衔接的情况下开始衔接。

一旦人工配平或自动配平衔接则速度配平就脱开。

M/T（范围一般在，高速巡航阶段）：当马赫数接近临界值时，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，此时，自动控制升降舵（或安定面）的偏转来进行补偿，使飞机不再出现速度不稳定的现象，飞机的操纵也符合正常规律。

作用是提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定性，防止“反操纵”。

马赫配平系统是为了防止飞机马赫数增加时产生的俯冲。

人工电气配平：由飞行员操纵配平电门输入配平指令给配平计算机。

备用电气配平：当人工电气配平失效时应急使用
偏航阻尼系统：主要功用是由偏航阻尼器通过计算，输出方向舵偏转信号来控制方向舵的偏转来抑制荷兰滚，稳定飞机的航向，并对飞机的转弯起协调作用。

偏航阻尼器的y控制规律为：δR=K yω；当飞机偏航时，偏航阻尼器通过测量偏航角速度，计算输出一个与偏航角速度成比例的舵偏角，此舵偏角产生的附加力矩与飞机运动方向相反，起到了增大偏航轴上阻尼力矩的作用，抑制了飞机偏航运动。

偏航阻尼器不仅能对飞机的荷兰滚进行阻尼，还能对飞机的正常转弯不阻尼。

为此，采取的措施是：加入带通滤波器，并对增益K y进行调整。

带通滤波器的作用就是只允许荷兰滚对应的频率信号（大约1/4Hz）通过，不允许正常转弯对应的常值信号或机动飞行时的低频信号通过；在转弯初始阶段，随着飞机倾斜角增大，按一定函数关系逐步减小增益；在进近和航向道截获阶段，将对增益在上述基础上进一步调整。

二、电传操纵的基本要求，如何实现及增稳及余度的意义。

1、电传操纵系统：是一种没有机械操纵系统，将驾驶员的操纵装置发出的信号转变成电信号，按照一定的规律和原理构成的飞机操纵系统。

具有以下特征：（1）电传操纵系统主要靠电信号传递驾驶员的操纵指令，所以这种系统不再含有机械操纵系统（2）控制增稳系统是电传系统不可分割的组成部分。

只有具有控制增稳功能的电信号系统才能称为电传操纵系统。

2、其主要组成部件有：杆力传感器（位移传感器），计算机，伺服作动器，飞机运动参数测量装置。

系统主要电子组件是飞行控制计算机。

3、解决电传操纵系统的可靠性问题有两种途径：一种途径是进一步提高元部件的可靠性，这是有限的；另一种有效方法是采用余度技术，即采用多重可靠性。

4、传操纵系统的优点：1、克服了机械操纵系统的缺点，进一步改善了飞机的操纵品质。

2、对飞机结构变化的影响不敏感，减少了维护工作量以及更容易与自动飞行控制系统耦合。

3、电传操纵系统为解决现代高性能飞机操纵与稳定中的许多问题提供有效手段。

电传操纵系统的缺点：1、达到电传操纵系统的可靠性，需付出极高的代价；2、由于电传操纵系统的核心部件是电子部件，易受到雷电和周围环境（如电磁干扰）的影响。

解决防雷电和电磁兼容性问题，是电传操纵系统设计的主要问题。

5、解决系统安全可靠最有效地的方法就是采用余度技术。

为了保证电传操纵系统的安全可靠性，目前通常采用余度技术。

所谓余度技术是指用多重（多套）系统执行同一指令，完成同一项工作任务。

余度技术需满足下列三个条件：
故障监控，信号表决能力；
故障隔离能力，都应有二次故障能工作能力。

故障后，系统重组能在降低性能指标的情况下继续完成任务。

例题：
什么是电传操纵系统，其优缺点是什么？什么是余度系统？它有哪些功能？
（1）控制系统中没有机械信号，而是电信号；
（2）电信号利于传输、叠加、维修等；
（3）完成同一功能的多重多套系统；
（4）系统故障监控、故障隔离、系统重构
三、FMC的主要功能，导航和性能数据库包含哪些信息。

导航数据库：内容：导航设备、机场、航路信息。

功能：确定飞机当时位置、进行导航计算；以及导航台自动调谐管理特点：内含有56天有效的导航数据，分成2个有效日期，每隔28天用数据装载机把数据装载到FMC中。

除导航台和机场所在地
的标高不大可能改变，其它数据都有可能变化。

分类：标准数据：包含世界范围内的机场、导航台等有关数据，对各航空公司都适用一般都与美国杰普逊(Jeppeson)航图发行公司
签订合同，由杰普逊公司定期提
特定数据：是仅与航空公司飞行航线的航路结构有关的数据。

性能数据库：
功能：飞机的飞行纵向（垂直）剖面管理，亦即飞机飞行的高度、速度、爬升、下降、爬升和下降的速率
数据内容：对飞机垂直导航进行性能计算的有关数据，与飞机和发动机型号有关的参数。

分类：飞机空气动力模型
发动机数据模型
特点：数据基本上是固定，这些数据是在飞机机身和发动机设计好后就已确定了，一般说来是不用更改的。

但是，包含在性能数据
库范畴内的飞机阻力系数和发动机燃油流量系数是可能会有
一些变动的，这可由工程维护人员在CDU上进行修正。

五、分析推力、速度、高度及迎角变化之间的相互影响。

1、升降舵偏角不变，只改变推力
例：只增大飞机的推力，飞机的速度最终怎么变化，为什么？
答：只增大推力，速度最终不变，只能使飞机抬头爬升。

因为：推力增大→速度增大→升力增大→轨迹角增大，迎角减小，在原舵偏角作用下，由于静稳定力矩，飞机抬头→阻力增大→速度下降。

最终：阻力增量等于推力增量，速度不变。

2、升降舵偏角改变，推力保持不变
当单纯通过驾驶杆改变升降舵的位置时，不仅能改变飞机的俯仰角，而且飞行速度也会发生显著的改变。

3、什么是正常操纵？
对于亚音速飞机，在飞行速度没达到临界马赫数以前，飞机具有
速度稳定性。

此时，油门杆与驾驶杆的配合操纵动作，称为正常操纵。

正常操纵时，飞机运动特征：
（1）、单纯改变油门杆位置，并不能改变飞行速度，而只能改变俯仰姿态和航迹倾角。

要想改变飞机的飞行速度，可在改变油门杆位置的同时，操纵驾驶杆控制住俯仰姿态的变化。

即在推油门的同时推驾驶杆，飞机增速；或在收油门的同时拉驾驶杆，飞机减速。

（2）、当单纯通过驾驶杆改变升降舵的位置时，不仅能改变飞机的俯仰角，而且飞行速度也会发生显著的改变。

4、什么是反操纵？
在飞行速度达到临界马赫数后，由于飞机升力中心（焦点）急剧后移，出现速度不稳定特性。

此时油门杆与驾驶的配合操纵动作必须与上述相反，称之为反操纵。

5、为什么要进行反操纵？
因为在速度不稳定情况下，油门加大，速度的增加不会使飞机抬头，而由于焦点后移后，升力的作用会使飞机产生低头力矩，造成飞机下俯，若此时再推驾驶杆，飞机会下俯更快，速度也会增加更快，如此种情况不纠正，必然会造成难以挽回的后果。

所以在速度不稳定时，操纵方式必须与正常方式不同，即在前推油门杆的同时，要后拉驾驶杆。

六、协调转弯
1、协调转弯时为什么要对俯仰轴进行控制，应如何控制。

为了实现自动协调转弯，在转弯过程中为了保持飞机不掉高度，所以要操纵升降舵对俯仰角进行控制。

俯仰控制：（1）在转弯过程中是重力与升力垂直力量相平衡。

（2）要保持飞机绕垂直轴盘旋，除了要控制一定的偏航角速率r外，还需使飞机绕OY轴有一个上仰角速度q0，当飞机产生俯仰角速度q时，飞机自身将会产生阻尼力矩M q＜0，为了克服该阻尼力矩也需升降舵上偏，产生一抬头力矩。

不论飞机左或右倾，升降舵均应上偏，既总为负舵面，并且近似与倾斜角成正比。

2、何谓自动协调转弯？试说明消除侧滑角β的三种办法，画出控制系统的基本结构图。

定义：飞机在水平面内连续改变飞行方向，实现无侧滑(即β≈0)，保持高度的机动飞行，操纵副翼建立稳定的滚转叫，既Φ=常数；操纵方向舵建立所要求的偏航角速度r，消除侧滑，操纵升降舵保持高度不变。

消除方法：①测量侧滑角β，通过方向舵进行控制。

②引入侧向加速度a y反馈消除侧滑③利用计算的偏航角速率反馈消除侧滑。

3、协调转弯的原理？
协调转弯即是飞机平稳转弯且高度不变为了平衡飞机转弯时产生的离心侧滑力，应使飞机横向倾侧一定角度，利用机翼升力在水平方向的分量提供向心力，以平衡转弯离心力。

而由于飞机倾侧，升力在垂直方向上的分量会减小，造成飞机高度下降。

为了抵消飞机下降趋势，在转弯时应向后轻拉驾驶盘，使飞机迎角增加。

4、什么是协调转弯？飞机向左协调转弯时，副翼、方向舵、升降舵？ 飞机在水平面内连续改变方向，保证偏航角与滚转运动两者耦合影响最小，并能保持飞行高度的一种机动动作称为协调转弯
升降舵：向上偏
副翼：左上右下，进行负向滚转
方向舵：左偏，防止侧滑
5、P236
a) 0=β的定常盘旋。

b) 协调转弯条件：
⎪⎪⎭
⎪⎪⎬⎫
••••∞∞∞∞00H ＝稳态侧滑角＝稳态升降速度＝常数航向稳态角速度＝常数稳态滚转角βψφ c) 协调转弯公式 φψtg u
g = 偏航角速率 φθφθψsin cos cos cos u
g r b =⋅= 俯仰角速率 φφθφθψtg u
g q b sin cos sin cos == 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e δ提供舵面力矩。

无论飞机左转弯)0(<φ，还是右转弯（0>φ），都应操纵e δ∆向上偏，使飞机抬头。

6、写出具有高度补偿(升降舵倾斜协调) 比例式A/P 俯仰角通道的控制规律,并说明升降舵舵偏角的作用。

（1）||321γϑϑδk k k z +∆+∆=•
（2）为使飞机不掉高度，要求升力垂直分量与重力平衡，需增大升力。

升降舵上偏，增大迎角，从而增大升力；要保持飞机沿铅垂轴盘旋，需提供一上仰角速度，由此产生的阻尼力矩也需升降舵上偏来平
衡。

7、写出具有高度补偿（升降舵倾斜协调）比例式A/P 俯仰通道的控制规律。

并说明升降舵舵偏角的作用。

r K K K r z z g z z -∆+∆-∆=∆•
•ϑϑϑδϑϑ)( 上式表明：当飞机倾斜转弯时，不论飞机向左还是向右倾斜，升降舵舵的偏转总是负的，即向上偏转。

原因如下：
1）产生附加升力，保证飞机不掉高度的需要：
s q C Y y ••∆=∆αα
要增大升力，必须使升降舵上偏以增大迎角，才
能保证：
（Y+ΔY ）COS γ=G 。

2）要保证飞机沿铅垂轴盘旋，除控制ωy 外，还需ωz >0。

而ωz 产生的阻尼力矩需升降舵上偏来平衡，以保证所需的ωz 。

七、荷兰滚
1、什么是飞机的荷兰滚？分析飞机产生荷兰滚的原因？偏航阻尼器的作用是什么？⑴荷兰滚：是一种既摆振又滚转的组合震荡运动。

飞机进行侧滑角的正负振荡运动的同时又造成左右滚转的运动。

⑵当侧滑角>0时C lb产生正的偏航力矩，消除侧滑，产生正的偏航角速度，C lb产生负的滚转力矩，飞机向左滚转此时升力L左倾斜，L与G的合力加剧左侧滑，抵消部分偏航运动的阻尼效果，若出项右侧滑，则重复以上过程，方向相反，这样出现了侧滑角正负振荡，滚转角左右滚转的运动过程
⑶偏航阻尼器的作用：偏航阻尼器给出指令使方向舵与飞行的偏航力矩成比例并与其相反的方向移动
2、试说明偏航阻尼器的功用以及实现控制的基本方法。

为什么要在系统中采用洗出网络？①改善飞机的性能,提高“等效”飞机的荷兰滚震荡阻尼。

②直接测量飞机的偏航角速度作为反馈,按其控制规律是舵面偏转③当飞机稳态倾斜转弯时,偏航阻尼器会阻尼飞机偏转,降低飞机的偏转角速度,偏航阻尼器将会降低驾驶员的操纵效率。

为了克服偏航阻尼器对稳态转弯速率的影响,所以,在控制器中加入一种
“洗出网络”的控制算法。

3、横侧扰动运动的典型模态
一对共轭复数根：对应、运动模态（振荡运动模态）。

Y/D
一个大负实根：对应快速倾斜运动模态（滚转快速阻尼模态）。

A/P 一个小负实根：对应回旋运动模态（缓慢螺旋运动模态）正负均有。

人工控制
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。

4、
八、高度控制，巡航阶段组成及控制律、进近下滑及拉平阶段组成。

1、说明在巡航、进近下滑、拉平三个阶段，纵向轨迹控制的主要异同点。

相同：三者均在俯仰角稳定系统基础上的轨迹控制。

不同：三者工作在不同的飞行阶段，制导环节及运动学环节也不相同。

2、（1）比例式A/P控制飞机高度需要哪些信号？（2）指出上述系统在纵向常值干扰力矩及垂直气流作用下的稳定结果，如何消除误差？答：1）俯仰角、俯仰角速率、高度差、高度变化率。

2）常值干扰力矩作用下：存在轨迹（高度）误差，采用积分式控制规律可以消除。

垂直气流作用下：存在高度及俯仰角误差，采用积分式控制规律或取消俯仰角反馈控制信号，可消除高度稳态误差。

3、简述比例式高度控制系统受到上升气流干扰，其稳定结果是什么，怎样消除稳态误差。

答：在上升气流作用下，短周期稳定的结果只有轨迹角误差，随着飞行继续，产生高度偏差，比例式控制系统将产生控制作用的稳定飞行高度，使飞机低头。

最终飞机高度不再变化，但存在高度及姿态静差。

采用积分式控制关系或取消姿态反馈可消除稳态误差。

4、写出比例式A/P控制飞机高度时的控制规律？并指出此系统在纵向常值干扰力矩及垂直气流作用下的稳定结果，如何消除误差？
1）••∆+∆+∆+∆=∆ϑϑδ4321k k H k H k z
2）常值干扰力矩作用下：存在轨迹（高度）误差，采用积分式控制规律可以消除。

垂直气流作用下：存在高度及俯仰角误差，采用积分式控制规律或取消俯仰角反馈控制信号，可消除高度稳态误差。

5、说明如下控制律中各信号的作用，并画出飞机高度控制系统结构
图（控制律为：H L H L L q L q L H H q q e ++++= θδθ） H L 11+-S T δ)()(S S e δθ)()(S S θγ∆3.570v S 1)
()
(S S U e δv n 4θθL S L + g
H ∆高空e
δθγ∆γ∆∆H u 0H 0H ∆H
∆H ∆舵回路飞机飞机姿态角控制系统
u ∆0
sin γγ4n +-+-+++++高度运动学环节方程*式H H L S L +
解：θθL ：俯仰角反馈，在积分式控制律中起积分作用。

消除俯仰静差。

q L q ：俯仰角速度反馈，在积分式控制律中起比例作用。

加快俯
仰速度。

q
L q ：俯仰角加速度反馈，在积分式控制律中起微分作用。

加大俯仰阻尼。

H L H ：高度信号反馈，在积分式控制律中起积分作用。

消除高度静差。

H L H ：高度微分反馈，在积分式控制律中起比例作用。

加快速度。

6、给定某型飞机自动驾驶仪高度控制律为：H L H L L q L q L H H q q
e ++++= θδθ （1） 分析飞机在垂直风作用下的过渡过程；（假定V 保持不变）
（2） 分析说明稳态时，系统有无高度误差?
（3） 画出飞机进入垂直气流区瞬间与稳定后飞机的姿态变化。

解：（1）飞机在垂直风作用下的过渡过程
飞机进入垂直气流区开始阶段：地速w
来不及变化，相当于空速u 改变方向，出现一个附加的迎角α∆增量，即0>∆α。

⎩⎨⎧→>∆→<∆→∆向上转法向力静安定力矩，使v 0L ox 0)( ααM ⎭⎬⎫↓∆α 在ox 向下转时使0<∆θ出现，且0<q 出现
由AP 信号平衡知： 0<++++=H L H L L q L q L H H q q e θδθ，
使升降舵向上偏，再由力、力矩平衡可知：→>∆→<∆0)(0e e M δδ阻止向下转→当上仰力矩＝下俯力矩，纵轴不再向下转→以后上仰力矩超过下俯力矩，又回转，q 由负变正，最后0→∆α，0→∆θ。

但此时由于有Z v 垂直风，所以合成地速D
w 向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看)(t H ∆线）。

2）由于控制律采用积分式，而且控制律中存在高度
控制，稳态时，系统无高度误差。

7、 分析高度控制系统修正00>∆H 过程。

控制律为：H L H L L q L H H e ∆+++= θδθθ
起始状态：飞机作等速平飞0αα=且00μ=，0θαα==，0e δ 平衡舵偏角（为了与0α产生的力矩平衡，0e δ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0H -∆
由AP 信号平衡：
()10000,00L 0
v 00e H e L H M ox q v H H δδθθθαμα=∆<→→>→→>∆=->→∆>→∆>→→∆>→→>→∆↓→∆↓舵上偏抬头上转
，不转上转轨迹上弯
又 e H H L q L L H L H θθδθ=+++∆
其中0,0,0,0H H L q L L H L H θθθ>>>∆<，当到某时刻0e δ→，出现0α∆→，但 0μ∆≠所以飞机会继续爬高，H ∆↓ 由于惯性可能出现：
()000000
000,,,,0e e e e M L H δδαμδδααθθμ>→<→∆<→∆<→∆<→→∆→→→→∆=反舵低头轨迹逐渐向下弯
修正高度过程结束。

九、FCC 控制功能，知道CMD 及CWS 工作方式的异同点。

主要功能1、采集驾驶员输入指令及飞机运动的反馈信号，并进行必要的处理；2、飞行控制系统工作方式的管理与控制；3、计算不同工作方式下的控制律，并生成必要的控制指令；4、对各种控制指令的输出与管理；5、对飞行控制系统中各传感器及伺服作动器进行余度管理；6、对飞行控制本身的硬件及软件进行余度管理与检测；7、完成飞行前地面及飞行中在机内对系统各子系统及部件的自动检测；
8、完成与飞机上其它任务的计算机及电子部件的信息交换的管理。

2、自动驾驶仪两种常见的衔接方式：指令CMD 方式和驾驶盘CWS 方式。

CWS 方式衔接时，自动驾驶仪工作原理： 飞行员在驾驶盘上的操作量作为输入指令，装换成电信号后，送到FCC ，FCC 再通过舵回路带动舵面运动，此时AP 仅响应飞行员的操纵或保持飞机的现有姿态。

CWS 状态信号流程：驾驶盘（驾驶杆）→力传感器（或位移传感器）→FCC 输入接口→外回路计算→内回路计算→输出接口→自动驾驶仪伺服回路→动力控制组件→舵面。

CMD 方式衔接时，AP 如何工作：自动驾驶仪通过MCP 和FMC 以指令CMD 方式衔接时，纵向（俯仰）通道和横侧向（倾斜）通道分别以不同的方式工作，以实
现对飞机飞行轨迹的控制。

CMD状态信号流程：FMC+MCP+运动参数→FCC输入接口。

AP衔接在CMD方式FCC根据FMC、MCP以及飞机的运动参数等输入信号依次进行外回路与内回路的计算，然后通过输出接口将指令送到伺服回路，通过PCU控制舵面。

AP衔接在CWS方式
驾驶员通过驾驶盘带动与其相固联的力传感器或角位置传感器，将操纵信号变换成电信号，并通过输入接口送给FCC，FCC依次进行外回路与内回路的计算，通过输出接口将指令送到伺服回路，通过PCU控制舵面。