飞行控制系统典型飞行控制系统工作原理
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纵向操纵性。
飞机飞行品质
❖ 侧向飞行品质:
荷兰滚模态 d ; nd;dnd ; 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
❖ 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））
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
重心位置 测量元件
Td2S2 2dTdS 1
q
K j ：机械弹簧 Ke ：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
Td2S 2 2dTd S 1
系统传函：
q( s) pe (s)
K j Ke K (T S 1)
Td2S 2 2dTd S 1
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
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
Ke
1
K T S 1
q
Td2S2 2dTd S 1
K
Ka
Kq
系统闭环传函为：
放大计 算装置
－
放大器
－
舵机
反馈元件 舵回路
敏感元件
舵面
飞机
稳定回路
运动学 环节
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)
杆力 弹簧
P
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
偏角 e Lq q L 此舵偏角引起舵
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。
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。
飞机操纵机构
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 产生纵向低头力矩M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 产生滚转力矩L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 产生偏航力矩N<0 油门杆位置T： 向前推杆为正 T〉0 加大油门、加大推力
❖ 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 ; ❖ 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。
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
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。
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 P263~P274）
I Z IY 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
率降低 ，加上高空时， 使飞机横侧阻尼减小，
使超音速飞行时，飞机会发生严重飘摆现象
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。
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 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
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 qZ
1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时
e Lqq 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
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
飞机飞行品质
❖ 侧向飞行品质:
荷兰滚模态 d ; nd;dnd ; 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
❖ 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））
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
重心位置 测量元件
Td2S2 2dTdS 1
q
K j ：机械弹簧 Ke ：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
Td2S 2 2dTd S 1
系统传函：
q( s) pe (s)
K j Ke K (T S 1)
Td2S 2 2dTd S 1
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
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
Ke
1
K T S 1
q
Td2S2 2dTd S 1
K
Ka
Kq
系统闭环传函为：
放大计 算装置
－
放大器
－
舵机
反馈元件 舵回路
敏感元件
舵面
飞机
稳定回路
运动学 环节
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)
杆力 弹簧
P
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
偏角 e Lq q L 此舵偏角引起舵
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。
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。
飞机操纵机构
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 产生纵向低头力矩M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 产生滚转力矩L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 产生偏航力矩N<0 油门杆位置T： 向前推杆为正 T〉0 加大油门、加大推力
❖ 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 ; ❖ 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。
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
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。
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 P263~P274）
I Z IY 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
率降低 ，加上高空时， 使飞机横侧阻尼减小，
使超音速飞行时，飞机会发生严重飘摆现象
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。
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 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
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 qZ
1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时
e Lqq 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
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