第五章典型飞行控制系统工作原理-横航向姿态控制
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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 ox v 。
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。
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。
物理过程：
先通过副翼建立一定的滚转角，为使乘员 舒适，加一个等速渐增的滚转角指令。转 弯指令信号 I g g t 加入副翼通道后，使飞机 倾斜，也使空速向量转动。 滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟随空 速向量转动。调节 K 可减小 ，基本上实 现协调转弯。
3、协调转弯的纵向控制
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
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。
3、同时用副翼和方向舵稳定与控制航向
这属于协调方案，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
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
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
现转弯时 L QSC L
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。
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 ）
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
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。
2、通过副翼修正航向，方向舵用来削弱 荷兰滚及减小侧滑
只保持航向，不保持航线 修正航向过程中有侧滑角
控制律：
a I I I ( g ) r K K 增稳阻尼作用
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
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 )
（二）航向自动稳定控制律：
g
wk.baidu.com0 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
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
协调转弯为保证不掉高度必须操纵升降舵 e 提供舵面力矩，以维护协调转弯时对俯仰 角速率 q b的要求和对 的要求。
e e e
1 2
g M e L
uM W m1 cos M q costg sin QSC L cos u
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
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
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。
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
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。
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
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
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 ox v 。
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。
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。
物理过程：
先通过副翼建立一定的滚转角，为使乘员 舒适，加一个等速渐增的滚转角指令。转 弯指令信号 I g g t 加入副翼通道后，使飞机 倾斜，也使空速向量转动。 滚转角信号控制方向舵使飞机纵轴跟随空 速向量转动。调节 K 可减小 ，基本上实 现协调转弯。
3、协调转弯的纵向控制
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
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。
3、同时用副翼和方向舵稳定与控制航向
这属于协调方案，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
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
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
现转弯时 L QSC L
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。
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 ）
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
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。
2、通过副翼修正航向，方向舵用来削弱 荷兰滚及减小侧滑
只保持航向，不保持航线 修正航向过程中有侧滑角
控制律：
a I I I ( g ) r K K 增稳阻尼作用
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
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 )
（二）航向自动稳定控制律：
g
wk.baidu.com0 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
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
协调转弯为保证不掉高度必须操纵升降舵 e 提供舵面力矩，以维护协调转弯时对俯仰 角速率 q b的要求和对 的要求。
e e e
1 2
g M e L
uM W m1 cos M q costg sin QSC L cos u
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
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
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。
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
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。
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
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