主动控制技术1

造成运动模态耦合是由于升力和侧力的产 生是先通过旋转运动才能获得。设法通过 控制面的作用，保证产生轨迹运动时，不 产生姿态变化―这是设计的第二个出发点。 而这些控制面只能靠自动控制系统实现。
〖例〗对常规飞机
修正高度时： 先使 e 向上偏 e 0 M e 0 抬头力矩 飞机纵轴 ox 上转，此时 v 来不及转 0 产生升力增量 L＞0，出现 v 向 上转，飞机高度↑；当高度达到给定值时， 还得实现上述过程的反操纵，修正过程慢， 机动能力不高，要是实现目标跟踪的话， 则易丢失目标。


三、设计思想和基本原理

RSS主要是解决与配平状态有关的性能问题 若重心位置在焦点之后，则从力矩平衡来 看：升降舵应下偏才可保证力矩平衡。这 时由力平衡有 L＋l=G 升力L增加了尾翼 升力l的作用，一起去平衡G重量。所以配 平所用的迎角小，平尾偏度也小，这就降 低了配平阻力，降低了机翼载荷，提高了 机动能力，另外尾翼承载小，尾翼结构重 量也可减轻（∵偏度小）
M f ( v )

Cm f ( , v )
对俯仰力矩系数求导数得：
Cm Cm v dCm d dv Cm d Cm dv v

短周期中静稳定导数起重要作用
又
Cm Cm C L C C Cm L C L ( X G X F )C L C L
特点：

直观：直接用于补偿静稳定性。
有适应性―可省去对传动比调参。 信号是全量（包含配平分量）∴不能
从自动配平积分环节之前加入。 对 传感器测量精度要求高―是实现中 的关键。

2）过载反馈：

在RSS中较少用来增加静稳定性，原理是：
用 n z补偿静稳定性不如用 补偿效果好― 需要按重心位置调参。 结构上不如用 反馈简单（∵ 参机构） 还影响闭环系统稳定性。
现代飞行控制系统（下） 主动控制技术（一） 西北工业大学讲义
§1 概述
一、主动控制技术 过去传统的飞机设计中，并不考虑飞行 控制系统的协调和提高整机性能的作用， 因此设计出来的飞机即使不加任何飞行自 动控制设备，也必须是稳定可飞的。所加 的飞控系统只应用在飞机可以提供的控制 面（如升降舵、副翼、方向舵等）上，且 从安全考虑，其操纵权限还要受到严格限 制所以这种飞行控制只能算是“被动”式 控制，基本功能是辅助飞行员对飞机进行 姿态和航迹控制。


为弥补亚音速小迎角飞行时飞机静稳定性 不足，在系统中引入了迎角反馈，以增大 等效飞机的静稳定性导数，即产生人工稳 定性，实现放宽静稳定度要求。但这样会 使等效飞机的阻尼比下降，为补偿之，又 在RSS回路中引入q的反馈， U q kq q ，在 增加静稳定性的同时，也相应增加系统的 阻尼比。

设计直接力控制系统，解决各种模态运动的耦 合问题，实现纯模态操纵。 飞机是六自由度的运动，在三个正交轴上的 平移与转动，这六个自由度运动彼此是相互影 响的，要想形成一个纯模态运动是困难的，只 有驾驶员同时操纵几个操纵器与舵面才行，所 以操纵十分复杂；对于进场着陆阶段而言，由 于给飞行员的时间、空间都有严格限制，一旦 操纵失误，可能会引起危险，尤其在侧风进场 中难度更大，所以要设法解决“去耦”问题， 实现纯模态控制。
从力平衡上看出，L升力既要平衡重力G 又要平衡尾翼的负升力，要求平飞迎角α 大，造成机翼载荷增加，由于α大而使飞 机迎风面积和配平阻力加大。


高速飞机由于平尾配平偏度大，使尾翼承 载大，这就要求设计坚固的平尾和转轴而 导致尾翼重量增大。 有的飞机设计时，重心位置无法满足在焦 点前一定距离的要求，而不得不给飞机前 机身加配重―这是不合理的。 放宽静稳定就是针对上述问题提出来的。
显然可以产生更大的升力。

扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。
直接升力操纵面
直接侧力操纵面
由垂直鸭翼和方向舵配合来实现。如果 推力是可转动的，则也可通过推力向量来 产生侧力。

操纵面的偏转必须是快速、连续可调的；


操纵面必须能够产生正的和负的力变化；
合成的直接力作用点应位于质心附近。
二、设计思想和基本原理
边界控制（Limited Boundary Control)
阵风减缓GLA（Gust Load Alleviation）和乘座 品质控制RQC（Ride Quality Control）

机动载荷控制MLC（Maneuvering Load Control）
电传操纵系统与主动控制技术间的关系：
控制增稳系统 CAS
主动控制飞机设计过程
任务性能 要求 推进装置 设计
飞机参数
气动力设计
主动控制 设计概念
结构设计
各 方 协 调 折 衷
飞机构型
产品定义
辅助要求
先进飞行 控制设计 构型及性能 优化
主动控制技术主要包括如下内容：

放宽静稳定性 RSS（Relaxed Static Stability） 直接力控制DFC（Direct Force Control）

直接升力控制：单纯直接升力，单纯俯仰 运动，垂直平移模式.
直接侧力控制：单纯侧力运动，单纯偏航 运动，单纯侧向平移模式。 阻力/推力控制


产生直接升力的控制面

水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合
对称襟翼与平尾结合结合 襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼，这种 方案将可能产生较大的升力。

水平鸭翼与机动襟翼相配合
3、减小飞机盘旋半径

飞机水平盘旋时，盘旋半径R为： u R 2 g nz 1
由于静不稳定飞机可使全机升力增加，法 向过载也必然增大，使飞机盘旋半径R减小， 从而提高了飞机机动性。

六、应用效益

F-4E CCV验证机：放宽纵向静稳定性4%， 起飞重量下降20%。
YF-16 CCV：已实现纵向静不稳定6%—10% 大型飞机：可提高巡航性能，如波音运输 机，重心后移5%立尾下降，重量下降，有 效载荷增加30%，航程加长417公里。 可与机动载荷结合，提高机动性

二、问题的提出

常规飞机为保证静稳定性，重心与焦点间 距离要满足一定的数量要求―即“重心后 限”—焦点在重心之后。在平飞配平状态 下有：
M L M l 升降舵偏转产生的力矩 而L＝l G 力矩平衡 力平衡
常规飞机，焦点在后
L

l
G
存在问题：

配平时平尾必须有一个向上偏转，使平尾 机动偏度下降，而该配平偏度随H升高而 增加，歼击机在升限上时，飞机平尾几乎 配平到极限位置，不再有剩余操纵量。
1、提高飞机的升阻比

前已讲过，放宽静稳定性的飞机尾翼升力 与机翼升力方向一致，使全机升力增加。 而且同一升力系数在静不稳定情况下迎角 比静稳定情况下迎角小，所以升致阻力小。
2、提高平飞时的加速能力


采用放宽静稳定度技术，除提高飞机可用 升力外还可提高平飞时加速能力。平飞加 速度为： du P D g / G dt 在平衡状态下，由于阻力小，使相同推力 下的 du dt 增大，即增加了飞机水平加速性 能。
常规飞机设计过程
任务性能 要求
推进装置 设计
飞行控制 系统设计
飞机参数
气动力设计
飞机构型
产品定义
辅助要求
结构设计
构型及性能 优化
从七十年代起，出现了一种飞机设计的新技 术，新思想——即随控布局设计思想（即CCV技 术control configured vehicle technology），按随 控布局设计思想来设计飞机，可为飞行控制的需 要专门设置必要的控制面。这种飞机，如没有某 些必备的飞行控制系统，就根本做不到稳定与可 靠地飞行。换句话说，飞控系统已是飞机不可分 割的一部分。这种飞机的布局是按气动、结构、 推进和自动控制四个基本要素来协调确定的，因 此飞行控制系统，在飞机设计时，可以对飞机提 出新的控制面结构要求，而且可以实现全权限操 纵飞机。这种随控布局飞机就是应用主动控制技 术（ACT－Active Control Technology）的飞机。
m
其中：
X G X G / cA
为飞机重心在平均气动弦上的相对位置
X F X F / cA
为全机焦点在平均气动弦上的相对位置

常规布局飞机，( X G X F ) 0 且
∴ Cm 0 飞机为静稳定的。

CL 0


若 ( X G X F ) 0 时，（重心后移）则
静不稳定CCV飞机
Ml
ML
L
l

G
四、系统方案与控制原理
（一）结构方案：

放宽静稳定性原则上不需增加舵面，只将 重心后移即可，或重心后移与焦点前移结 合起来实现。 如何将焦点前移？―借助水平鸭翼实现，该 鸭翼一般是固定或是浮动的，不必对它进 行操纵。

（二）控制系统方案与原理
1、原理：

俯仰力矩及系数为：
3 3
§2、放宽静稳定性RSS
一、什么是RSS

所谓放宽静稳定性，就是把飞机静稳定性 设计的比正常要求值小，甚至设计成是静 不稳定的。这种飞机在受到扰动或实施机 动是不够稳定或者不稳定的―这取决于静稳 定性放宽的程度，对这样的飞机一般要用 自动控制方法来补偿其静稳定性。包括纵 向与航向，主要讲放宽纵向静稳定性。 解决纵向静稳定度太大，操纵费力，飞机 机动性差的问题。
C 0 ，飞机为静不稳定的。
现在通过控制系统增加静稳定性，就必须 在 0 出现时，使平尾向下偏，以产生 低头力矩去抵消抬头力矩，形成实际上静 稳定的飞机―即用迎角反馈。
m
2、方案：
1） 迎角反馈：

利用迎角反馈补偿飞机的静稳定性，是目 前广泛采用的控制律。 经限幅，低通滤 波，按恒定传动比加到伺服器入端。


§3、直接力控制（DFC）
1、什么是直接力控制？
直接力控制是飞机在某些自由度不产生 运动的条件下，直接通过控制面造成升力 或侧力来操纵飞机机动。也称为“非常规 机动”
对于常规飞机要产生升力或侧力必须是 间接地通过迎角α或侧滑角β的改变来产生， 而它们的变化又与飞机的转动有关，这样 就造成了常规飞机各种模态运动间的相互 耦合。直接力控制是直接产生按要求改变 轨迹的力，只对飞机力的平衡产生影响， 而不需要使飞机先产生姿态变化，再产生 力的变化，所以这种直接力控制实际上是 解耦控制。这种直接力控制对于增强飞机 的机动性，提高轰炸准确度和保持精确航 迹具有重要意义。

常规操纵方法的的缺点：
（1）飞机升力、侧力建立或航迹改变缓慢， 如图表示纵向拉杆飞机升力和高度的变化 过程。
（2）常规操纵时，舵面偏转所产生的气动力 与航迹运动所需气动力是相反的，因此在 开始时，供会产生一种相反的航迹变化， 这也是很不利的。
常规飞机操纵时高度变化的滞后过程
飞机纵向受力
分类：

n Leabharlann Baidu 需要调

n z 测量受传感器安装位置影响大，此外，
3）滞后俯仰速率反馈：

这是
K 反馈的一种代替，∵ T S 1 q
即q经滞后滤波后可代替

，测q比测
K 容易准确，但 a , Ta
的。
滞后滤波器中参数
必随重心调整，所以工程上用起来是很难
五、采用RSS布局的益处
解决机动性 稳定性
余度技术 redundance
考虑安全可靠性 而引入
新气动技术
电传系统 FBW
教控技术 DCT
引入教控技术，可以具 有灵活性，多功能性
增加多舵面等
随控布局 CCV
放 宽 静 稳 定 性
机 动 载 荷 控 制
直 接 力 控 制
阵 风 减 载 乘 感 控 制
颤 振 控 制

放宽静稳定性回路：放宽静稳定度（RSS） 是主动控制技术的主要功能之一，对提高 飞机性能有重要意义。它不仅可以减轻飞 机重量，降低燃油消耗，更重要的是可以 大大提高战斗机的机动性。 放宽静稳定度：为获得高机动性，常将飞 机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中 立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此 方法称为放宽静稳定度要求。
常规飞机舵上偏修正高度偏差
L
e
M e

非常规飞机

当采用直接力控制后——将常规襟翼改为 机动襟翼 qj，这样当向上修正高度时，可 直接向下偏转机动襟翼，使 M 平衡 M ， 只有升力增量，可实现纯粹的平移。
qj
e

由此可知：设计出发点是：通过对附加控 制面的操纵，达到运动模态去耦，实现直 接力产生。