第五章典型飞行控制系统分析

1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时
e Lq q L
舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等
效于阻尼力矩，增大了飞机阻尼力矩。
无阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
1
e
K T S 1 Td2 S 2 2dTd S 1
q
Td2 S 2 2 d Td S 1
; 角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求 ; 轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态 响应要求 ; 具体指标见书P273-274所写
飞控系统品质
包括：姿态保持，航向保持，航向选择，稳
态倾斜转弯中的协调，滚转时的侧向加速度 限制，水平直线飞行中的协调，高度保持， M数保持，空速保持，自动导航， 自动进厂，自动着陆的要求。
第五章 典型飞行控制系统分析
飞机－阻尼器与增稳系统 控制增稳系统 飞机的姿态控制系统 飞机纵向轨迹控制系统 飞机横向轨迹控制系统 空速与马赫数控制与保持
概述
描述飞机运动的参数：
三个姿态角
三个角速度 两个气流角 两个线位移 一个线速度
概述
典型飞行控制系统结构
q
速率陀螺 放大器 舵回路 阻尼器 助力器
e
阻尼系统：

阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如
下图）如同是阻尼比改善了的新飞机，称
为飞机—阻尼系统，简称阻尼系统。
杆力 P
弹簧
助力器
e
飞机
q
阻尼器
原理：
当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q
经放大器、舵回路传递到舵面，使之有个 此舵偏角引起舵 偏角 L q L
P263~P274） 1）评定飞机飞行品质可按MIL－F－8785C， GJB185－86（P263-273) 2）评定飞控系统品质可按MIL－F－9490D
飞机飞行品质

纵向飞行品质:
速度稳定性（纵向静稳定性，沉浮稳定性，飞行轨迹稳
定性）;
纵向机动特性（等评价等级参数，短周期阻尼比，操纵
重心位置 测量元件
－
放大计 算装置
－
放大器
舵机
舵面
飞机
运动学 环节
反馈元件
舵回路
稳定回路
敏感元件
控制回路
典型飞行控制系统的分类
阻尼器(damper)
增稳系统(stability
augmentation systems-
SAS) 控制增稳系统（control augmentation system-CAS) 自动驾驶仪(Autopilot)
飞机结构特点及受空气动力影响情况


为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设 计时采用薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应 的大后掠前缘的三角翼，这使横向静稳定导数 L 为减少阻力，而尽量减小机身的截面积，即机身 细长，机翼又薄，机载设备大部分都装到机身上 使质量加大，于是飞机绕立轴及横轴的转动惯量 都增大了，而绕纵轴的 I X 飞机以大M数飞行时，平尾升力系数 ，舵面效 使飞机横侧阻尼减小， 率降低 ，加上高空时， 使超音速飞行时，飞机会发生严重飘摆现象
e q

面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻尼力 矩（ q 0 e 0 M ( e ) 0 低头，使
q受限制）这就增大了飞机的阻尼。
俯仰阻尼器（纵向阻尼器）
俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动
的阻尼 d 。
d s
Z M q M 2 M M q Z
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——包括三轴姿态的源自文库定 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 飞机－阻尼器系统和飞机－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。
C*准则——时域内评价飞机的纵向飞行品质
（考虑飞机法向过载（高速飞行）和俯仰角 速率（低速飞行）） D*准则——时域内评价飞机的侧向飞行品质 （考虑飞机侧向加速度（高动压）和侧滑 （低动压）） 等效系统法（参见书p272-P273)
飞控系统的基本性能要求
姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应
飞行控制系统的任务和设计目标

改善飞行品质
固有运动特性：改善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率
特性； 操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特 性； 扰动特性：风干扰 大扰动的控制问题
协助航迹控制 全自动航迹控制 监控和任务规划

飞控系统的基本性能要求
飞控系统设计的规范包括：（详见书
I Z IY

2、阻尼器的组成与作用原理
作用： 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳 定飞机的角速率，增大飞机运动的阻尼， 抑制振荡。 分类： 因为飞机的角运动通常可以分解为绕三 轴的角运动，因而阻尼器也有俯仰阻尼器、 倾斜阻尼器及偏航阻尼器 。
组成：
阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路 组成。舵回路中包括串联副舵机，反馈元 件，总和元件
飞机操纵机构
0 产生纵向低头力矩M<0 升降舵偏角 e：平尾后缘下偏为正 e〉 0 产生滚转力矩L<0 副翼偏转角 a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉 0 产生偏航力矩N <0 方向舵偏转角 r：方向舵后缘向左偏为正 r〉 油门杆位置 ：向前推杆为正 〉 T T 0 加大油门、加大推力
期望参数）; CAP是升降舵阶跃变化时飞机初始俯仰角加速度与稳态法 向过载之比，反映飞行航迹是否易于控制
纵向操纵性。
飞机飞行品质
侧向飞行品质:
荷兰滚模态 d ; nd ; d nd ;
滚转模态——滚转模态时间常数 R 螺旋模态——最小倍幅时间 。
;
高阶系统的飞行品质评价方法