第五章典型飞行控制系统工作原理-横航向姿态控制
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
飞机机械与系统-第五章飞行操纵系统
置。
传动 杆 检查小孔
接耳
保险螺帽
传动杆的可调接头
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5.3 传动机构
（1）传动杆 在传动过程中，传动杆不仅要作往复直线运动，而且要相对
于摇臂转动。为了减小磨擦，其接头内通常装有滚珠轴承。 空心的传动杆要求有排水孔，因为潮气能从接头的连接处入到
杆的内腔，然后凝聚成水，除可能发生锈蚀和增加杆的重量外，由于 水能结成冰还可能膨胀而使杆损坏。排水孔必须足够大，在水结冰之 前就可以排除掉，但也不能过大以致过度消弱杆的强度。因此在维护 中不应使小孔堵塞或扩孔。
• 5.1.3 飞机操纵系统组成 （1）主操纵系统
副翼、升降舵、方向舵 （2）辅助操纵系统
增升装置：后缘襟翼、前缘襟翼、缝翼 增阻装置：扰流板、地面扰流板 水平安定面 （3）警告系统 起飞警告系统、失速警告系统
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5.1 飞机操纵系统概述
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5.1 飞机操纵系统概述
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第五章 飞机飞行操纵系统
机电教研室 2010.11
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5.1 飞机操纵系统概述
• 5.1.1 飞机转动轴
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5.1 飞机操纵系统概述
• 5.1.2 飞机平衡 （1）飞机俯仰平衡
(完整版)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
航空航天领域中的飞行控制系统使用教程
航空航天领域中的飞行控制系统使用教程一、简介在航空航天领域中，飞行控制系统是保证飞行器安全、稳定飞行的关键组成部分。
飞行控制系统主要负责飞行器的操作、导航、稳定控制以及姿态调整等功能。
本篇文章将为读者提供航空航天领域中飞行控制系统的基本概念、工作原理以及使用教程。
二、飞行控制系统的基本概念1. 传感器：飞行控制系统使用各种传感器来获取飞行器的位置、速度、姿态等参数。
常用的传感器包括加速度计、陀螺仪、气压计等。
2. 控制器：控制器是飞行控制系统的核心部件，它根据传感器获取的数据，运算得出控制指令，控制飞行器的运动。
控制器通常是由微处理器或者嵌入式系统实现的。
3. 执行器：执行器是根据控制指令，对飞行器进行控制的装置，如电机、舵机等。
三、飞行控制系统的工作原理飞行控制系统的工作原理可以分为传感器数据获取、控制指令计算和执行器控制三个阶段。
1. 传感器数据获取：传感器对飞行器的运动进行感知，并将获取到的数据传输给控制器。
例如，陀螺仪可以感知飞行器的姿态变化，加速度计可以感知飞行器的加速度变化。
2. 控制指令计算：控制器根据传感器获取的数据，通过算法和控制策略计算出控制指令，以实现飞行器的姿态调整、导航等功能。
常用的控制算法包括PID控制器、模糊控制等。
3. 执行器控制：控制指令经过控制器处理后，发送给执行器，执行器负责根据指令控制飞行器的运动。
例如，电机执行器会根据控制指令控制飞行器的推力，舵机执行器会根据指令调整飞行器的姿态。
四、飞行控制系统的使用教程1. 安装和配置：根据飞行控制系统的使用手册，将控制器、传感器和执行器正确安装在飞行器上，并进行相应的配置设置。
确保连接稳定，并校准传感器。
2. 编程和逻辑控制：利用飞控固件软件，对控制器进行编程，设定相应的逻辑控制策略。
在编程过程中，可以根据实际需求，设定飞行器的基本参数，譬如最大速度、最大倾斜角等。
3. 飞行模式选择与切换：飞行控制系统通常支持多种飞行模式，如手动模式、自动模式、定点悬停模式等。
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
直升机飞行控制第5章
第五章 直升机自动飞行控制系统5.1直升机自动飞行控制一般结构图5-1为直升机自动飞行控制的一般结构，它由四个通道组成，俯仰与横滚姿态系统θFCS 及φFCS分别为纵向速度控制系统uFCS及侧向速度控制vFCS的内回路，而u FCS 及v FCS 又分别构成轨迹控制的纵向制导系统x FCS 及侧向制导系统y FCS 。
总距通道构成高度控制系统HFCS 或垂直速率H控制系统HFCS 。
尾桨通道构成航向角控制系统ψFCS ，同时引入侧向加速度信息v∆，以消除侧滑，使机头的偏转与航迹偏转相协调。
由自动飞行一般结构图，根据自动飞行任务管理要求，可构建出各种自动飞行模态。
ψν∆θ∆∆∆∆p ∆q ∆rx∆y ∆H∆φv ∆5-1 直升机自动飞行一般结构图5.2 各类自动飞行模态一般控制律5.2.1三轴姿态保持模态三轴姿态()ψφθ,,保持一般具有如图5-2所示结构。
侧向加速度v∆引入尾桨通道，以利于消除侧滑。
三轴姿态保持适用于全包线飞行，在稳定飞行状态下，一般要求姿态保持精度1±≤。
θ∆φ∆ψ∆=∆c θ=∆c φ=∆c ψp∆v∆r∆q∆图5-2 三轴姿态保持模态一般结构5.2.2空速保持模态空速保持模态是在俯仰姿态系统的基础上构成的，如图5-3所示。
通过控制飞机的姿态角θ，以达到纵向飞行速度控制目的。
当飞行速度75km/h ，一般速度控制精度为≤2.5m/s 。
空速保持模态工作时，其他通道应处于姿态保持状态。
∆图5-3 空速保持模块结构图5.2.3地速保持模态地速保持是指相对地面的纵向速度u 及侧向速度v 保持不变。
它是在横滚通道与俯仰通道基础上构成的。
如图5-4所示。
一般要求地速保持精度s m /2.1±≤，要求横滚角限制在8±≤。
（a ） 侧向地速保持（b ） 纵向地速保持 图5-4 地速保持模态5.2.4自动悬停模态自动悬停模态的内回路，由俯仰与横滚姿态系统构成，与地速保持模态时的俯仰与横滚姿态系统相一致，自动悬停的外回路由速度控制构成，它与地速保持模态的结构相一致，只是控制律的参数有变化。
讲义-第五章第一节
由于
可写成
的形式，而 较大，远大于飞机短周期运动时
间常数，因此，开始时舵机体现出比例作用，只有在进入稳态后体现积分作用， 实现比例加积分控制律。
根据框图，可写出此时自动驾驶仪的控制律为：
Δ
ΔΔ
Δ
Δ
均衡式自动驾驶仪，能消除常值干扰力矩作用下的静差；能消除控制作用Δ 为 斜坡信号时的稳态误差（满足 ≪ 时，前向通道近似有两个积分环节）。均衡 式自动驾驶仪提高了系统的稳定性及控制精度（稳态精度），常用于要求较高的 飞行阶段（如自动着陆）。
Root Locus 10
8
6
4
2
0
-2
-4
-6
-8
-10
-1.5
-1
-0.5
0
0.5
Real Axis (seconds-1)
分析跟轨迹图知，当 增大时，描述飞机短周期的一对复根将右移，导致飞 行器短周期模态的振荡运动加剧。系统稳定的临界增益为 2.4。进一步，可 绘出不同 取值时的阶跃响应。
（2） 0
ΔΔ
lim
→
∗Δ
∗
∗
由上式可以看出，有常值干扰时，比例式控制律存在静差。 最后，我们总结一下比例式控制律的特点。比例式控制律的优点是结构简单，
系统反应较快。缺点是有常值干扰时，系统存在静差。误差 Δ Δ 与干扰力 矩 成正比，与传递系数成反比。增大 可减小误差，但飞机在修正Δ 角时Δ
较大，产生较大的力矩 Δ ，使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态(Δ
图 5‐1 典型飞行控制系统结构图
图 5‐1 中中间回路为姿态控制回路，主要起稳定和控制飞行器姿态的作用， 也称稳定回路。其测量部件测量的是飞机的姿态信息，其测量信息经放大计算装 置送入舵回路，进而操纵舵面并控制飞机的运动姿态。我们也称由测量部件、放 大装置和舵回路组成的部分为自动驾驶仪。也就是说，姿态控制回路由自动驾驶 仪和被控对象（飞机）组成。
第五章-飞机飞行操纵系统教学内容
3、松紧螺套
❖ 作用：调整钢索的预张力 ❖ 注意：调松钢索时，螺杆末端不应超过小孔的位置
4、钢索张力补偿器
❖ 飞机机体外载荷及周围气 温变化会使机体结构和操 纵系统钢索产生相对变形， 导致钢索变松或过紧
❖ 变松将发生弹性间隙，过 紧将产生附加摩擦
❖ 钢索张力补偿器的功用是 保持钢索的正确张力
五、飞机飞行操纵系统的传动系数、传动比及非线 性传动机构
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：
机翼弯曲——副翼偏转颤振的发生过程如下图 所示：
副翼重心到转轴的距离如下图中c所示：
防止机翼弯曲——副翼偏转颤振的措施：
如下图所示，可在副翼前缘加上配重使副翼的重 心前移，这种方法称为重量平衡法。
副翼重量平衡的主要方式有两种：分布配重和 集中配重，如下图所示：
6、尾翼颤振
尾翼颤振是和机身的弯扭、振动联合产生的， 尾翼颤振有机身弯曲——舵面偏转或机身扭转— —舵面偏转。也就是机身弯曲和扭转振动加上舵 面偏转振动。
㈠ 操纵系统的传动系数 舵偏角△δ与杆位移△X的比值
㈡ 操纵系统的传动比
㈢ 改变传动比和传动系数的机构——非线性传动
机构பைடு நூலகம்
❖ 传动系数不变的操纵系统，不 能满足对飞机操纵性的要求：
传动系数大，小舵面偏角小时， 杆行程太小，难以准确地控制操 纵量
第五章 典型飞行控制系统分析ppt课件
❖ 积分式控制规律：舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成 积分关系，或舵面偏转角速度与自动驾驶仪输入信号之间成 比例关系；构成积分式自动驾驶仪（无差式）。
.
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。
.
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）-结论 ➢在一定的舵回路时间常数下，用增加反馈增益 L 来 增大阻 尼是有限度的，特别当T较大时； ➢为确保角稳定回路的性能，不能单纯增加速率陀螺信号强 度（即 L 不能过大），必须同时减小舵回路的惯性，使舵回 路具有足够宽的通频带； ➢一般舵回路时间常数T限制在0.030.1s内，即舵回路的频 带一般比飞行器频带宽35倍。
机的输出信号反馈到输入端形成负反馈回路的随动系统。 ❖ 舵回路的组成：舵机、反馈部件、放大器。
-
-
放大器
舵机
舵面
舵回路
测速机 位置传感器
.
5.1 概述
❖ 自动驾驶仪：测量部件测量的是飞机的飞行姿态信 息，则姿态测量部件+舵回路=自动驾驶仪。
❖ 稳定回路：自动驾驶仪+被控对象 稳定回路。 稳定回路作用：稳定和控制飞机姿态。
eL(g)
式中例：式控L制K 律K的10姿,态g角U 自K 1动g 控由制垂器直如陀下螺：以及舵回路构成了比
垂直陀螺
Ug
K +-
1 U
u
舵回路
《飞行控制系统》第五章典型飞行控制系统工作原理(1
（ ），要 q 求 sin ，于是速率陀螺感受这个恒定 sin L q ， 的舵偏角值并反馈到阻尼器产生 e L 这会减小俯仰角速率，是不希望的。所以飞行员 只有通过操纵才能补偿掉这个舵偏角，但串联舵 权限很小，恒定的q信号引起的舵偏角可能会超过 串联舵机的权限，而使阻尼器失效，为此要采取 措施——用配平舵机并且加入清洗网络滤去q的稳 态分量。
qt 和 t
的振荡性都有很大改善。
de 1 才能减 小的 qt 超调。但
4）控制律的改造―清洗网络的引用
清洗网络为：
s s 1
时）为：
G ( S ) 控制律（不计 Ge ( S ) 、
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，
K j ：机械弹簧 K e ：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
系统传函： q( s ) K j K e K (T S 1) pe ( s ) Td2 S 2 2 d Td S 1
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
1
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 降，使驾驶飞机时飞机角速度会出现强烈 振荡——这是由飞机（尤其超音速飞机） 结构特点造成的。 考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时， 若用力过猛，会产生纵向短周期的振荡， 即所谓的纵向点头。 为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。
第五章 飞机飞行操纵系统
七、飞机颤振与副翼反效、结构承力与传力、操纵系 统的强度与刚度
㈠ 引言
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。 它属于气动弹性问题，是一 种多自由度的自激振动。由 于它在飞机的各种振动中是 一种最危险的振动，因此必 须保证在飞机使用中不发生 颤振。
颤振视频
㈡ 传动杆的振动和翼面振
有助力器的飞机操纵系统，简称助力操纵系统。 一、助力操纵系统的形式 1、有回力的助力操纵系统
有回力的助力操纵系统，通常是利用回力连杆 把舵面传来的一部分载荷传给驾驶杆的。
所谓回力比就是在舵面枢轴力矩相同的条件下， 使用液压助力器使平衡舵面载荷所需的杆力P杆与 不使用液压助力器使平衡舵面载荷所需的杆力P杆
1、振动的主要特性参数
振动有两个主要参数：
①重锤离开中间位置的最大距离Y叫做振幅y1 或y2；
②重锤离开中立位置而振动一周（一个全波） 的时间叫振动周期T。
2、传动杆的振动
传动杆会发生振动，振动的方向与传动杆的长 度垂直，因此叫做弯曲振动。
3、机翼与尾翼颤振的现象 飞机机翼与尾翼的颤振是一种非常强烈的振动。
➢ 传动活塞的摩擦力作用在活塞、活塞杆与外筒内 壁接触的部位，如图所示：
➢ 为了保证助力器的密封性，在外筒两端和传动活 塞周围都装有橡胶密封圈；内部零件装配精密度 很高；此外，许多液压助力器的配油柱塞的凸缘 与它所遮盖的通油孔之间，都有一定的交叠量。
只用中央集中配重来达到百分之百的静平衡是 不够的，还需在舵面的尖端安置端部配重，且是 过度的静平衡，如图所示：
升降舵的过度重量平衡对飞机操纵性有不良的 影响。当飞机做法向过载飞行时，由于升降度配 重的质量力使驾驶杆自动向后倒向驾驶员，一般 在驾驶杆的前面加上反平衡配重，如图所示：
航空航天中的飞行控制系统
航空航天中的飞行控制系统航空航天事业一直是人类追求飞翔梦想的象征。
在这个行业中，飞行控制系统扮演着至关重要的角色。
本文将介绍航空航天中的飞行控制系统的基本原理、关键技术以及未来发展方向。
一、飞行控制系统概述飞行控制系统是指航空航天器为了维持稳定的飞行状态所采用的一系列技术和设备的集合体。
其主要目标是确保飞行器安全地完成预定任务，并保证飞行过程中的舒适性。
飞行控制系统主要包括飞行姿态控制、导航系统、引擎控制系统以及航空电子设备等。
这些组成部分相互配合，通过传感器获取飞行器的状态信息，并根据预定的飞行计划进行计算和控制。
二、飞行控制系统的基本原理飞行控制系统的基本原理是通过控制飞行器的姿态、航向和速度，使其按照预定的轨迹安全飞行。
具体而言，飞行控制系统依赖于以下几个关键技术：1. 飞行姿态控制技术飞行姿态控制是指通过控制飞行器的姿态（如俯仰、横滚和偏航角）以及推力，使飞行器保持稳定飞行状态。
常用的控制手段包括机械控制、液压控制和电气控制等。
2. 导航系统导航系统是飞行控制系统中的关键组成部分，其作用是确定飞行器的位置和速度，并提供导航指令。
常见的导航系统包括惯性导航系统、全球卫星导航系统（如GPS）以及地面导航设备等。
3. 引擎控制系统引擎控制系统用于控制飞行器的动力系统，确保引擎工作稳定，并根据需要提供合适的推力。
这需要通过控制燃料供给、气流调节以及温度控制等手段来实现。
4. 航空电子设备航空电子设备包括飞行仪表、通信设备、自动驾驶系统等，它们与飞行控制系统密切相关，用于获取飞行器的状态信息并进行控制。
三、飞行控制系统的关键技术随着科技的发展，飞行控制系统不断向智能化、自主化发展。
以下几个关键技术将在未来的航空航天中得到应用：1. 自适应控制技术自适应控制技术能够根据飞行器在飞行过程中的变化状态进行实时调整，以适应不同的飞行条件，提高飞行器的稳定性和控制精度。
2. 传感器融合技术传感器融合技术是指将多种传感器（如惯性传感器、气压传感器、磁力传感器等）的数据进行综合和处理，提高飞行器的状态感知和控制能力。
第五章直升机轨迹控制
H
积分式
e L ( g ) L L LH H L H
H
三通道飞行控制系统指：纵、横向周期变距和尾桨 控制通道。 四通道飞行控制系统指：三通道加上总距通道。
利用总距通道实现高度的稳定与控制
H g
地速减速至零所需时间
t dl
u qs ud
t0
下降到某一悬停高度所需时间
t
2( H qs H xt ) H
t0
为确保直升机自动过渡时高度与速度同步下降，则tdl=t。 故有：
当直升机的高度下降到接近悬停高度时，过渡轨迹改为按指 数拉平。
H H H xt ( H lp H xt )e
第五章 直升机轨迹控制
直升机飞行控制的最终目的，是使其以足够的精度 保持预定轨迹上。控制飞行轨迹的系统称为制导系 统，一般在角运动控制系统基础上形成的。
给定飞行轨迹 制导 装置 — 姿态信号
（输入）
角控制 系统
直升机
飞行轨迹几何关系 （输出）
制导回路可在飞行器内部闭合（无线电遥控），亦可由飞行器通过 地面设备闭合（无线电波束导引，自动导引）。
稳定空速，采用空速传感器 稳定地速，一般采用多普勒速度传感器
AⅡ-34B-3型自动驾驶仪空速稳定
原理方块图
备妥信 号器
K2
回 零 放 大
伺 服 放 大
减 速 器
空速传 感器开 口膜合
感应式传感器
V
位置传感器
伺服 放大
作 动 器
限 幅 器
自动倾 斜器
直 升 机
第五章-2飞机姿态控制系统
课后习题
第五章 飞机的姿态控制系统
姿态控制系统的构成与工作原理 飞机纵向姿态稳定与控制
飞机横侧向姿态稳定与控制
南京航空航天大学金城学院 赵宾 2010，12
姿态控制系统的构成与工作原理
自动驾驶仪（autopilot）在姿态控制中的工作原 理：
比例式自动驾驶仪 积分式自动驾驶仪 比例加积分式自动驾驶仪（均衡反馈式自动驾驶仪）
，垂直陀螺仪测出俯仰角偏差 ，输
出电压信号
，如果外加信号
，则通过信号综
合与舵回路后，按照控制规律式驱动升降舵下偏：
使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差 ，最后实现姿态 保持的功能。
姿态控制系统的构成与工作原理
比例式自动驾驶仪
（3）存在常值干扰力矩Mf时比例式自动驾驶仪的静差问题 常值干扰力矩将引起俯仰角静差，此静差与Mf同极性且成正比。 增大反馈增益可减小俯仰角的静差，但是过大的增益会导致 升降舵偏角过大，引发震荡。 为克服其问题，在控制律中引入俯仰角速率，增大阻尼：
减小。
飞机纵向姿态稳定与控制
比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程
平衡打破后，低头力矩的作用下，飞机的纵轴总是先于空速向
量发生转动，因而
。
迎角负向增大，使空速向量向下偏转加快，减缓迎角负向增加 的速度。
迎角达到最大值 ，飞机纵轴与空速向量转动的速度相同， 负迎角不再增加。
飞机纵向姿态稳定与控制
比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程
负值分量的舵偏角
逐渐增大，政府两部分舵偏角
抵消后，由负值分量的舵偏角占主导，则总舵偏角逐渐变为负
值 ，由此产生抬头力矩，使得飞机抬头，减缓纵轴转动速
度，最后使俯仰角偏差 趋于零。
飞行器自动控制导论_第五章横向运动
第五章 横向运动 5.1 横向运动线性化方程前面推导出来的线性化的纵向方程组重写如下：⎪⎪⎪⎩⎪⎪⎪⎨⎧∆+∆=∆-+∆+-∆-∆+∆=∆+-∆-+∆-∆=∆-∆-+∆-∆-r a r pz xz v r a r x xz pv r r p v r a r a r N N r N dt d p N dt d I I v N L L r L dt d I I p L dt d v L Y g r Y u p Y v Y dt dδδδδδφθδδδδδ)()()()()cos ()()(00 （5.1-1）增加一个方程p dtd ∆=∆φ （5.1-2）将式（5.1-1）和（5.1-2）改写成ηB x A x+=形式，即 ⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎣⎡+++++⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎣⎡++++++--=⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆********************r a zxz zxz x xz xxz vz xz r pz xz p vz xz v rx xz r p xxz p v x xz vr pv r r a ar r a a rL I I N L I I N N I I L N I I L Y r p v L I I N L I I N L I I N N I I L N I I L N I I L g Y u Y Y r p v δδφθφδδδδδδδδδ000001000cos )(00（5.1-3）带星号的导数定义如下：))]/((1[2z x xz vv I I I L L -=*（5.1-4）))]/((1[2z x xz vv I I I N N -=*其余类似。
如果惯性积0=xz I ，则运动方程可简化为如下形式：⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡+⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡--=⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆r a r pv r p vr p v r a r ar N N L L Y r pv N N N L L L g Y u Y Y rp vδδφθφδδδδδ000001000cos )(00（5.1-5）有时用侧滑代替侧向速度比较方便，这两者之间的关系如下：arctanu v u v ∆≈∆=∆β （5.1-6）将式（5.1-5）改写为：⎥⎦⎤⎢⎣⎡∆∆⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎣⎡+⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎣⎡--=⎥⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎢⎣⎡∆∆∆∆r a r pr p r p r a r ar N N L L u Y r p N N N L L L u g u Y u Y u Y r p δδφβθφβδδδδδβββ00000100cos )1(0000 （5.1-7）横向导数见表5.1-1 表5.1-1横向导数横向运动的传递函数将状态方程取拉普拉斯变换，再用克莱姆规则（Cramer rule ）就可以得到单输入/单输出（SISO ）的传递函数。
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此时 L cos G
G (1 cos ) 0 Q0 SC L cos
结论：
协调转弯时操纵升降舵除既要保持
（这是 常值要求的）
还得有个迎角 增量，以保持飞机转弯时 不掉高度―即协调转弯时纵向控制。
g qb sin tg cos u
2、协调转弯时自动驾驶仪的控制规律
1）独立的侧向控制系统控制律： 将控制信号分别加入自动驾驶仪的滚转和 航向两个通道，建立滚转角与转弯角速度 同时，在航向通道引入 信号，以减小侧 滑。控制律为：
a I I I ( g ) r K K ( g ) K
转动，保证
0
协调转弯条件：
协调转弯时，各参数应满足如下条件：
稳态滚转角＝常数 航向稳态角速度 ＝常数 ＝0 稳态升降速度H 稳态侧滑角 ＝0
g 协调转弯公式： tg u
设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角 u 0 0 且 很小，cos 1 ， 为空速。 保持升降速度 H 0 ―必使飞机沿法线方 向力平衡，即 L cos G mg 保证飞机在水平面内盘旋―向心力等于惯 性力 L sin mu 要保证 0 ，使纵轴与空速在水平面内 转动角速度一致属于协调方案，有两种协调方法：
航向偏差信号同时送入副翼与偏航通道
621AП
在副翼与方向舵分别引入交联信号
701AП
航向偏差信号同时送入方向舵与副翼通道
a I I ( g ) r K ( g ) K K
非线性电路
垂直陀螺
U
U1
放大器
舵回路
e
用正矢信号提供对高度的补偿
正矢信号发生器
垂直陀螺
U
1 cos cos
U1
放大器
舵回路
e
此时
1 cos e L q L ( g ) L cos
（二）航向自动稳定控制律：
g
0 得到航向自动稳定控制律：
V
0
a I I I r K K
物理解释：
0 0 a I 0 0 L( a ) 0
飞机右倾 0， 0 G分量向右 p v 右转 0, 又 r K 0 方向舵右偏 N , r 0 ox右转 纵轴转动惯性小于飞机 平稳惯性， 很快纵轴追上空速 0 N 0 纵轴转慢 0， 0， 0
此时飞机保持 但不转弯 ＝0
是定常侧滑状态，靠侧滑 来维系着
（三）侧向转弯控制律
通过驾驶仪控制飞机转弯有两类：
1、小角度自动转弯 让飞机转到一定角度 就自动保持航向 2、等坡度转弯（协调或不协调） 属战斗转弯
关于小角度自动转弯控制律及动态过程与 航向自动稳定的十分相似，这里不介绍了， 只介绍协调转弯。
侧向角运动的控制方式：
通过方向舵稳定或控制航向。 只通过副翼修正航向，方向舵用来削弱荷 兰滚及减小侧滑 。 同时用副翼和方向舵稳定与控制航向。
1、通过方向舵稳定或控制航向：
属于互不交联的偏航与倾斜自动稳定系统
a I I r K K ( g )
2）具有相互交联信号的侧向控制律
a I I I g t I g g r K K 特点： 建立等坡度控制信号―是用等速渐增的滚 转角指令；而为消除由这种信号带来的速 度误差，又引入 I g 信号。 g 将 K 送入方向舵通道―以减小 角，加 强协调。
L cos
L
mu 离心力
mg
飞机协调转弯受力图
协调转弯时偏航及滚转角速度公式
机体轴在水平面转动的角速度 ox 可分解为 绕机体轴立轴 OZ b 与横轴 OYb 的两个分量：
u 要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向 舵和升降舵
g r cos cos cos sin u g q cos sin cos sin tg
若 K 不足够大， 可能一直为正值。
1、 0 0, 0 0 时，修正初始偏航角的过渡过程
t
t
t
t
2、在常值干扰力矩 N 作用下， 航向自动稳定的过程
干
控制律仍为：
a I I I r K K
特点： ① ( g ) 同时送入两通道协调方案 ② 在方向舵通道中引入倾斜信号 K ： 用于削弱 ―这称为对 的“开环补偿” 即补偿产生 的原因，是主动削减 的方案。
但是产生侧滑 的偶然因数很多，无法完 全预知，再加上飞行状态的变化，用这种 方法很难对侧滑完全补偿，需要改进。
应飞 航向
V
（初始）
X
应飞 航向
V
X
（过程中）
自动驾驶仪修正初始偏航角的过程
物理解释：
设飞机航向发生偏离，出现 I － g ) 0 （ 由信号平衡知： a I ( - g ) 0 副翼右下左上 由力、力矩平衡可知：滚转力矩 L( a ) 0 飞机向 左倾斜， 0, 0 ，重力分量产生的侧 力 Fy 0 ，使飞机空速向量向左转（此时纵轴没 转）当 I ( g ) 与 ( I I ) 信号平衡 时 a 0 。在空速向左转时，出现 0 ，此 时 r K K 0 ，偏航力矩 L( a ) 0 使 ox 轴转向应飞航向
1、协调转弯
协调转弯 飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证 滚转与偏航运动两者耦合影响最小，即 0 ，并能保持飞行高度的一种机动飞行 定常盘旋 飞机在盘旋中，空速、迎角、倾斜角、侧滑 角都保持不变称飞机为定常盘旋。
协调转弯又可称为： 0 的定常盘旋，
协调 ：即意味着纵轴与空速以相同角速度
在 上述控制律是同时采用开环补偿和闭环补 偿的调整方法，控制效果较好。
在副翼和方向舵通道分别引入交联信号
控制律为：
701AП
特点： 先将 I ( g ) 送入副翼通道，当副翼工 作后产生滚转信号 K 送入方向舵通道。 此控制律适于小转弯状态。
a I I I ( g ) r K K
g g 与 g 满足关系 g tg g ：可实现协 u
特点：
调转弯，且只对一定u，若u改变那么给定 信号也变化。
K
“闭环补偿”的信号―它只能减小 而不能使 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 , , 均无静差。
假若飞机发动机左右不对称推力，而使 N 干 0 ，引起飞机左偏航。
物理过程：
0 L 0 飞机左滚
N 干＜0 飞机左偏航 0 0， 来不及转 v
a I 0 0 L a 0 L 飞机右滚
0， 0 K 0 r 0方向舵右偏 p N r 0 平衡N 干
Xb
sin cos
Xe
分解侧视图
q
r
cos
分解后视图
保持升降速度 H 0 ，有 G mg L cos
G L0 Q0 SC L 0 ， 而平飞时
G 平飞迎角 0 Q SC 0 L
第五章 典型飞行控制系统 工作原理
横航向姿态控制
三、飞机横航向姿态稳定与控制
飞机侧向角运动的稳定与控制的任务：
使偏航角 与滚转角 保持为零 用AP控制飞机转弯 小角度转弯
协调转弯
（一）横航向稳定与控制的基本方式：
侧向角运动主要涉及飞机纵轴和空速向量的方 向变化问题，即飞机纵轴在水平面转动，飞机空 速向量在水平面的转动。 纵轴在水平面内的转动靠偏航力矩N，它是靠偏转 方向舵 r ，或侧滑 来产生的。 空速向量在水平面内的转动是靠侧力，这个侧力 是由 ，或飞机倾斜时重力的水平分量所引起 的 要稳定与控制侧向角运动，必须使空速向量与纵 轴相协调转动。
改进控制律为： 621AП
a I p p I p p I I ( g ) r K r r K r r K ( g ) K
r 通道中引入信号 K ―这是对 的 “闭环补偿”，属于被动补偿 信号的方 法（ 出现后，才补偿 ）
又＞0 引起侧力Fr ( ) 0 使v向左转以减小值 而＞0 G沿水平分力即为侧力为正阻止v向左转 两力平衡时，V停止转动
稳态时各量值为：
r 0, a 0
r K 0, 0 a I I 0, 0 0， 重力有水平分力， 0产生侧力来平衡
无论飞机是左转弯 ( 0) ，还是右转弯 （ 0 ），为保证高度都要使 e 向上偏。 所以控制律为：
e L q L ( g ) L
其中： L 用来补偿高度， e 0 产生 抬头力矩。
可用非线性电路实现。
用非线性电路实现
功用：用于修正小的航向偏差。 缺点：纵轴与空速协调性较差，是带侧滑 的水平转弯。