精编《飞行控制系统》第七章-现代飞行控制技术资料课件.ppt

1、第七章第七章 现代飞行控制技术现代飞行控制技术n控制增稳系统控制增稳系统n电传操纵系统电传操纵系统n主动控制技术主动控制技术n放宽静稳定性放宽静稳定性n直接力控制直接力控制n机动载荷控制机动载荷控制n综合控制综合控制1 概述概述一、主动控制技术一、主动控制技术n过去传统的飞机设计中，并不考虑飞行控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飞控系统只应用

2、在飞机可以提供的控制面（如升降舵、付翼、方向舵等）上，且从（如升降舵、付翼、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所以这种飞行控制只能算是“被动被动”式控式控制制n从七十年代起，出现了一种飞机设计的新技术，从七十年代起，出现了一种飞机设计的新技术，新思想新思想即即随控布局设计思想（即随控布局设计思想（即CCV技术技术control configured vehicle technology），按随控，按随控布局设计思想来设计飞机，可为飞行控制的需要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

3、，如没有某些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

4、飞机。这种随控布局飞机就是应用主动控制技术（ACTActive Control Technology）的飞机。）的飞机。主动控制技术主要包括如下内容：主动控制技术主要包括如下内容： n放宽静稳定性放宽静稳定性 RSS（Relaxed Static Stability）n直接力控制直接力控制DFC（Direct Force Control）n机动载荷控制机动载荷控制MLC（Maneuvering Load Control） n阵风减缓阵风减缓GLA（Gust Load Alleviation）n乘座品质控制乘座品质控制RQC（Ride Quality Control）n主动控制技术的物质基础是电

5、传操纵系统，主动控制技术的物质基础是电传操纵系统，因为在电传操纵系统的基础上，增加一些因为在电传操纵系统的基础上，增加一些线路和操纵面就可实现主动控制。因此采线路和操纵面就可实现主动控制。因此采用主动控制的飞机必须首先是电传操纵的，用主动控制的飞机必须首先是电传操纵的，所以我们先来介绍电传操纵的有关问题。所以我们先来介绍电传操纵的有关问题。二、飞行操纵系统（二、飞行操纵系统（FCS）的发展）的发展飞行操纵系统的发展可分为四个阶段：飞行操纵系统的发展可分为四个阶段： n简单机械操纵系统简单机械操纵系统 n不可逆助力操纵系统不可逆助力操纵系统 n增稳与控制增稳系统增稳与控制增稳系统 n电传操纵系统

6、（电传操纵系统（FBW） 1、简单机械操纵系统、简单机械操纵系统 n50年代以前，由于飞机飞行速度不高，舵年代以前，由于飞机飞行速度不高，舵面气动载荷不大，所以用简单的一杆三舵面气动载荷不大，所以用简单的一杆三舵和机械传动杆系，借飞行员体力可拉动舵和机械传动杆系，借飞行员体力可拉动舵面。面。2、不可逆助力操纵系统、不可逆助力操纵系统 n50年代初期至中期，由于飞行速度增加，年代初期至中期，由于飞行速度增加，舵面载荷增加，飞行员体力难以操纵飞机舵面载荷增加，飞行员体力难以操纵飞机由此出现助力器。由此出现助力器。n为了使飞行员感觉到速度、高度的变化，为了使飞行员感觉到速度、高度的变化，而设置回力杆

7、，将部分舵面载荷传到杆上而设置回力杆，将部分舵面载荷传到杆上出现可逆助力操纵系统。出现可逆助力操纵系统。n在跨音速时，出现了杆力不可操纵性，引在跨音速时，出现了杆力不可操纵性，引出不可逆助力操纵系统。出不可逆助力操纵系统。 原因：原因：n在在 时，舵面效率下降（时，舵面效率下降（焦点后移，焦点后移，使静安定系数使静安定系数 增大，升降舵操纵效能增大，升降舵操纵效能 下降，升降舵操纵力矩下降，升降舵操纵力矩 不足以克服低头不足以克服低头力矩力矩 ，为此采用全动式平尾，扩大升降，为此采用全动式平尾，扩大升降舵面积，补偿效率的降低，此时由于舵面铰舵面积，补偿效率的降低，此时由于舵面铰链力矩很大，而无

8、法实现所需要的回力比链力矩很大，而无法实现所需要的回力比取消回力杆，成为取消回力杆，成为不可逆的助力操纵系统不可逆的助力操纵系统。为使飞行员能感受到载荷增加了载荷机构、为使飞行员能感受到载荷增加了载荷机构、力臂调节和调效机构（调效机构起消除杆力力臂调节和调效机构（调效机构起消除杆力作用）作用）临界MM mCemCeeMM3、增稳与控制增稳系统、增稳与控制增稳系统 n从从50年代中期至年代中期至60年代，由于飞机向高速年代，由于飞机向高速高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性不足，此时通

9、过气动外形改变和飞行操纵不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系统。统。控制增稳系统特点：控制增稳系统特点：n控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个杆力传感器和一个指令模型构成的。一个杆力传感器和一个指令模型构成的。电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号一方面通过机械链使舵面偏转某角度，另一方面通过机械链使舵面偏转

10、某角度，另一方面又通过杆力传感器输出指令信号，一方面又通过杆力传感器输出指令信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏经指令模型与反馈信号综合后控制舵面偏转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。由此可见，电器指令信号增强了操纵量的由此可见，电器指令信号增强了操纵量的作用。作用。4、电传操纵系统、电传操纵系统 n60年代至今，虽然控制增稳系统能兼顾飞年代至今，虽然控制增稳系统能兼顾飞机稳定性与操纵性的要求，但是电气通道机稳定性与操纵性的要求，但是电气通道的操纵权限不是全权限的，也没有可靠的的操纵权限不是全权限的，也没有可靠的安全措施，机械杆系仍然存在。将控制增安全

11、措施，机械杆系仍然存在。将控制增稳系统的电气通道的权限扩展到全权限，稳系统的电气通道的权限扩展到全权限，取消机械通道而出现电传操纵系统，该系取消机械通道而出现电传操纵系统，该系统中必存在计算机，同时采用余度技术。统中必存在计算机，同时采用余度技术。具有很多优点。具有很多优点。 电传操纵系统特点：电传操纵系统特点：n在电传系统中，驾驶杆输出不是机械位移在电传系统中，驾驶杆输出不是机械位移信号，而是电信号，它与自动控制系统产信号，而是电信号，它与自动控制系统产生的电信号综合后，共同操纵舵面，所以生的电信号综合后，共同操纵舵面，所以电传操纵使人工操纵与自动控制在功能上电传操纵使人工操纵与自动控制在功

12、能上和操纵方式上融为一体。和操纵方式上融为一体。n安全可靠、故障率低、无力反传问题、提安全可靠、故障率低、无力反传问题、提高战伤生存能力。这是高战伤生存能力。这是MFCS的第三次变革。的第三次变革。2 控制增稳系统控制增稳系统一、问题的引出一、问题的引出n阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即只改善飞机的静动稳定性和固有频率，即只改善飞机的静动稳定性和固有频率，同时却减小了系统的传递系数，减低了同时却减小了系统的传递系数，减低了飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不利的，所以有必要解决稳定这显然是不利的，所以有必要解决

13、稳定性和操纵性的矛盾。性和操纵性的矛盾。n由于加速度计不安装在飞机重心处，因此由于加速度计不安装在飞机重心处，因此它所感受到的角加速度通过系统作用减小它所感受到的角加速度通过系统作用减小了，影响角加速度灵敏度。此外飞机在大了，影响角加速度灵敏度。此外飞机在大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏度，且杆力不宜过大；作小机动飞行时，度，且杆力不宜过大；作小机动飞行时，要求有较小的灵敏度，且杆力不宜过小。要求有较小的灵敏度，且杆力不宜过小。一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对一般系统很难兼顾这两种要求，影响了对飞机的驾驶。所以有必要改善飞机的操纵飞机的驾驶。所以有

14、必要改善飞机的操纵性。性。二、控制增稳系统的组成及工作原理二、控制增稳系统的组成及工作原理l组成 ：+-+-+yFjkkzk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机说明：说明：n控制增稳系统是在增稳系统基础上添加一控制增稳系统是在增稳系统基础上添加一个杆力传感器和一个指令模型构成的，即个杆力传感器和一个指令模型构成的，即系统由机械通道、电气通道和增稳回路组系统由机械通道、电气通道和增稳回路组成。机械通道与电气通道并行。电气通道成。机械通道与电气通道并行。电气通道相当于一个前馈通道，其

15、作用是增大传递相当于一个前馈通道，其作用是增大传递系数，并使角加速度灵敏度满足驾驶员的系数，并使角加速度灵敏度满足驾驶员的要求。要求。工作原理：工作原理：n 驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使驾驶员的操纵信号一方面通过机械通道使舵面偏转舵面偏转 ；另一方面，通过电气通道由；另一方面，通过电气通道由杆力传感器产生电的指令信号，经指令模杆力传感器产生电的指令信号，经指令模型形成满足操纵特性要求的电信号，与增型形成满足操纵特性要求的电信号，与增稳系统的反馈信号综合后使舵面偏转稳系统的反馈信号综合后使舵面偏转 ，总的舵面偏角为：总的舵面偏角为：n电气指令信号的极性与机械通道来的操纵电气指令信号的极性

16、与机械通道来的操纵信号同相，其值与杆力位移成正比。可见信号同相，其值与杆力位移成正比。可见电气指令信号使操纵量增强，因此电气指令信号使操纵量增强，因此控制增控制增稳稳系统又称系统又称控制增强系统控制增强系统。mMMme控制增稳系统特点：控制增稳系统特点： 由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高。由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高。从而提高了静操纵性。从而提高了静操纵性。n如果没有电气通道，那么当如果没有电气通道，那么当 很大时，虽然很大时，虽然可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正可使闭环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正向通道无关，即系统抗干扰性提高，但同时会使向通道无关，即

17、系统抗干扰性提高，但同时会使以机械通道为输入、以机械通道为输入、 为输出的闭环传递系数变为输出的闭环传递系数变得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增益得太小，也就是说，使原闭环增稳系统闭环增益太小，降低了静操纵性。增设电气通道，则可通太小，降低了静操纵性。增设电气通道，则可通过提高电气通道增益，补偿由于过提高电气通道增益，补偿由于 很大而产很大而产生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上的干扰及飞行状态变化的影响，的干扰及飞行状态变化的影响，KKa、znKKa、二、俯仰控制增稳系统的控制律二、俯仰控制增稳系统的控制律 n比例控制律为：比例控制律为：

18、其中：其中：飞机方程：飞机方程： yjzypzznyqyeFkkFksMkknKqKzzaqyqykkkkK zanynykkkkKzz zgVnzssqsMcscsee;)()(;)(212n具有这种控制律的系统没有自动配平功能，具有这种控制律的系统没有自动配平功能，所以仍要求驾驶员利用调整片效应机构消所以仍要求驾驶员利用调整片效应机构消除杆力实现配平。当纵向力矩不平衡时，除杆力实现配平。当纵向力矩不平衡时，出现出现 ，并通过反馈使舵机动作，舵面，并通过反馈使舵机动作，舵面偏转。偏转到规定权限时，舵机停止转动，偏转。偏转到规定权限时，舵机停止转动，同时接通调校机构，继续向原方向偏转舵同时接通

19、调校机构，继续向原方向偏转舵面。因调校机构是积分环节（例如电机），面。因调校机构是积分环节（例如电机），它使舵面偏转直到它使舵面偏转直到 消失，从而实现自消失，从而实现自动配平，所以将调校机构引入，使比例控动配平，所以将调校机构引入，使比例控制律变为等效的比例加积分控制规律。调制律变为等效的比例加积分控制规律。调校机构转速很慢，起配平作用。校机构转速很慢，起配平作用。znq和znq和有调校机构的控制增稳系统有调校机构的控制增稳系统+-+-+yFjkkzk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路

20、助力器舵机调校机构skj1+2、比例加积分控制律、比例加积分控制律n引入积分不仅是为了提高稳态精度，更重引入积分不仅是为了提高稳态精度，更重要的是为了实现飞机自动配平。纵向力矩要的是为了实现飞机自动配平。纵向力矩不平衡时，舵机自动承担配平任务，无需不平衡时，舵机自动承担配平任务，无需驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题。驾驶员干预，也就不存在杆力配平问题。但要实现积分作用，舵机必须有较大的权但要实现积分作用，舵机必须有较大的权限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只限，所以舵面权限较小的控制增稳系统只能采用比例式控制律。能采用比例式控制律。 dtFsMkkkdtnKqKFkkFksMkknKqKyp

21、zznyqyyjzypzznyqyezz比例加积分控制律结构图比例加积分控制律结构图 +-+-+yFjkssk1zk ssqeq sqs2cosgg1zn111ssznykk123ss skp sMPUMUqykk1机械通道杆力传感器指令模型电气通道增稳回路助力器舵机说明：说明：n在这里舵机作用与比例控制律中调校机构在这里舵机作用与比例控制律中调校机构的作用相同，都是积分作用，承担自动配的作用相同，都是积分作用，承担自动配平任务。但在比例加积分控制律中由舵机平任务。但在比例加积分控制律中由舵机来实现，而在比例控制中有调校机构（电来实现，而在比例控制中有调校机构（电机）来实现。机）来实现。中性速

22、度稳定性控制律概念：中性速度稳定性控制律概念：n中性速度稳定性：中性速度稳定性：以任意速度飞行时，飞机速度以任意速度飞行时，飞机速度都是稳定的。都是稳定的。n中性速度稳定性控制律（中性速度稳定性控制律（NSS）：）：在不需要驾驶在不需要驾驶员施加稳态杆力或配平输入情况下，系统本身具员施加稳态杆力或配平输入情况下，系统本身具有补偿随飞行速度变化所需平尾配平能力的控制有补偿随飞行速度变化所需平尾配平能力的控制律，称为中性速度稳定性控制律。律，称为中性速度稳定性控制律。n飞机在跨音速飞行时，会出现速度不稳定现象，飞机在跨音速飞行时，会出现速度不稳定现象，引起纵向力矩不平衡，驾驶员必须及时操纵平尾引起

23、纵向力矩不平衡，驾驶员必须及时操纵平尾加以修正。采用比例加积分式控制律可以使平尾加以修正。采用比例加积分式控制律可以使平尾自动偏转修正。所以比例加积分式控制律又称为自动偏转修正。所以比例加积分式控制律又称为中性稳定性控制律。中性稳定性控制律。正速度稳定模态（正速度稳定模态（PSS）：）：n采用比例加积分控制律后，舵面的偏转与采用比例加积分控制律后，舵面的偏转与杆位移不再是比例关系，不能满足起飞与杆位移不再是比例关系，不能满足起飞与着陆时驾驶员对于固定关系的要求。因此着陆时驾驶员对于固定关系的要求。因此在起飞与着陆时，应断开积分环节，改接在起飞与着陆时，应断开积分环节，改接比例控制律。此时飞机速

24、度较小，处于正比例控制律。此时飞机速度较小，处于正速度稳定性状态（速度是稳定的），相应速度稳定性状态（速度是稳定的），相应的工作模态称为正速度稳定性模态。的工作模态称为正速度稳定性模态。三、控制增稳系统对飞机稳定性三、控制增稳系统对飞机稳定性 和操纵品质的影响和操纵品质的影响1、增加杆力灵敏度、增加杆力灵敏度 值值 n衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是杆衡量飞机操纵性好坏的一个重要指标是杆力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力灵力灵敏度。控制增稳系统可以增加杆力灵敏度，提高系统操纵性能。下面通过传递敏度，提高系统操纵性能。下面通过传递函数进行分析。函数进行分析。n略去高通环节与滤波环节，并令略去高

25、通环节与滤波环节，并令 有：有：yFM0znyk 简化的俯仰控制增稳系统结构图简化的俯仰控制增稳系统结构图+-yFjkkzk ssqeq skpMUkqyk sMPUn系统闭环传递函数为系统闭环传递函数为:n上式两边同乘上式两边同乘s，以构成俯仰角加速度信号，以构成俯仰角加速度信号 sGKsGksMkkksFsqqqyqzpjyee1 sGKssGksMkkksFsqqqyqzpjyee1n杆力输入为单位节跃，杆力输入为单位节跃， ，应用初值，应用初值定理，对控制增稳系统有：定理，对控制增稳系统有：n对没有电气通道的增稳系统有对没有电气通道的增稳系统有 ，则，则 ssFy1 eeeeMksMk

26、knkksFsGKssGksMkkktqzpzjyqqyqzpjst 301limlim 0SM eMkktqzjt 0limn系统的杆力灵敏度为：系统的杆力灵敏度为：n比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵比较上两式显见：控制增稳系统的杆力灵敏度敏度 要比增稳系统的杆力灵敏度要比增稳系统的杆力灵敏度 值值大。上式虽然是在大。上式虽然是在 情况下得出的，情况下得出的，但结论也适用于其它情况。但结论也适用于其它情况。0tyFFqMyyFMyFM0znyk2、改善操纵系统的杆力特性、改善操纵系统的杆力特性 n单位过载杆力单位过载杆力 为飞机作机动飞行时，产生过载（稳态）为飞机作机动飞行时，产生过载（

27、稳态）时所需杆力，这个力要求要适当。下面根时所需杆力，这个力要求要适当。下面根据单位过载杆力来分析增加增稳控制系统据单位过载杆力来分析增加增稳控制系统对杆力特性的影响。对杆力特性的影响。tzynynFFz不可逆助力操纵系统不可逆助力操纵系统 ：n传递函数为：传递函数为：n杆力梯度为：杆力梯度为：n由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯由此可见：不可逆助力操纵系统的杆力梯度与度与 以及飞机的固有频率以及飞机的固有频率 有关。有关。 22023 .57dddzjyzssgMzukksFsne ezMzukkgnFFzjdtzyny 023 .57 eMz 、d控制增稳系统：控制增稳系统： sGkss

28、ksskksGkkkksMksFsnzzzzenqnyqyanynzjpyz11111123传递函数为：传递函数为： n上式分母第一项值较第二项值小很多，可上式分母第一项值较第二项值小很多，可以忽略，则有：以忽略，则有： sGkssksskkkksMksFsnzzznqnyqyanyjpyz1111123杆力梯度为：杆力梯度为：n假设假设 ，杆力梯度为：，杆力梯度为： 03 .5711ugkkkkkksMksnsFFzzznyqyanyjpsszyny MksM03 .571ukgkkkkkkkkFzzznyqyjMpanyny结论：结论：n比较不可逆助力器操纵系统杆力梯度与控比较不可逆助力器

29、操纵系统杆力梯度与控制增稳系统的杆力梯度可见：控制增稳系制增稳系统的杆力梯度可见：控制增稳系统的杆力梯度只与飞行速度统的杆力梯度只与飞行速度 有关，与飞有关，与飞机固有频率机固有频率 无关，显然好于不可逆助力无关，显然好于不可逆助力器操纵系统。器操纵系统。0ud增稳系统增稳系统 ： 对增稳系统有对增稳系统有 ，n杆力梯度为：杆力梯度为： 0Mk03 .571ukgkkkkkFzzznyqyjanyny比较结果：比较结果： 比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度比较增稳系统与控制增稳系统的杆力梯度可知：可知：n控制增稳系统的杆力梯度比增稳系统的杆控制增稳系统的杆力梯度比增稳系统的杆力梯度降低了力梯

30、度降低了 倍，从而克服了由倍，从而克服了由于采用增稳系统而增大杆力梯度的缺点，于采用增稳系统而增大杆力梯度的缺点，改善了杆力特性。其实这一点正是因为在改善了杆力特性。其实这一点正是因为在控制增稳系统中引入前馈的原因。控制增稳系统中引入前馈的原因。jMpkkkk/3、增加静操纵系数、增加静操纵系数 可以通过写出可以通过写出 的传递函数来进行的传递函数来进行分析，同样可以得出结论：分析，同样可以得出结论：n控制增稳系统的静操纵系数比增稳系统的控制增稳系统的静操纵系数比增稳系统的静操纵系数要大。静操纵系数要大。 sFsqy/四、指令模型形式四、指令模型形式 n在控制增稳系统中设置指令模型的目的是在控

31、制增稳系统中设置指令模型的目的是改善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个改善飞机操纵性，衡量操纵性指标的一个重要指标就是杆力灵敏度重要指标就是杆力灵敏度 ，其值应按，其值应按 飞行状态由规范给出。因飞行状态由规范给出。因 ，所以在给定所以在给定 情况下，可能会出现杆力情况下，可能会出现杆力灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与灵敏度的高低与杆力大小相反的情况，与驾驶员要求相反。指令模型的形式就是根驾驶员要求相反。指令模型的形式就是根据这一情况确定的。据这一情况确定的。 yFMytFyFqM/0 0tq 1、非线性指令模型、非线性指令模型l非线性指令模型实际上是增益随输入信号作非线性变化的电路。 MU

32、PU0n图中：图中： ：为杆力传感器输出电压；：为杆力传感器输出电压； ：为指令模型的输出电压；：为指令模型的输出电压； ：为曲线斜率，即：为曲线斜率，即 的传递系数。的传递系数。n由此可得助力器输入端总位移为：由此可得助力器输入端总位移为： 一般情况有：一般情况有： ，n所以有：所以有： PUMUMk sM ypjzFksMkkW1 jpkksMk ypzFksMkW1代入灵敏度表达式可得：代入灵敏度表达式可得：n由非线性指令模型可见：在大杆力由非线性指令模型可见：在大杆力( 大大)情况下，情况下， 值大；再由上式可得：值大；再由上式可得： 值大，值大，相应的相应的 也大，飞机具有较高的灵敏

33、度。也大，飞机具有较高的灵敏度。同理，小杆力时，同理，小杆力时， 值小，值小， 也小，飞机也小，飞机可获得较低的灵敏度，恰好能满足飞行品可获得较低的灵敏度，恰好能满足飞行品质要求。质要求。100ztMpytFWqkkkFqMyPUMkMkyFMMkyFM2、滞后网络指令模型、滞后网络指令模型n传递函数为：传递函数为： 式中：式中： 为传递系数，为传递系数， 为时间常数。为时间常数。n将将 的幅值带入灵敏度表达式有：的幅值带入灵敏度表达式有： 1/sksMMMMkMjM1/0ztpFWjMqkkMy滞后网络幅频特性：滞后网络幅频特性：jMlg200m结论：结论：n因为驾驶员用大杆力作大机动飞行时

34、，杆因为驾驶员用大杆力作大机动飞行时，杆力变化缓慢，所以输入滞后网络的是低频力变化缓慢，所以输入滞后网络的是低频信号。由图可见，低频段的传递系数大，信号。由图可见，低频段的传递系数大，灵敏度较高；小机动飞行时由于动作快，灵敏度较高；小机动飞行时由于动作快，杆力变化是高频信号，传递系数小，灵敏杆力变化是高频信号，传递系数小，灵敏度低。这就兼顾了对不同机动飞行时的杆度低。这就兼顾了对不同机动飞行时的杆力灵敏度的要求。力灵敏度的要求。 2 电传操纵系统电传操纵系统一、问题的提出一、问题的提出1、控制增稳系统的舵面操纵权限有限、控制增稳系统的舵面操纵权限有限n控制增稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系控制增

35、稳系统的舵面操纵权限虽比增稳系统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权统有所增大，但为确保飞行安全，操纵权限也只有最大舵偏角的限也只有最大舵偏角的30%左右，很难满足左右，很难满足整个飞行包线内改善飞行品质的要求。整个飞行包线内改善飞行品质的要求。2、存在力及功率反传问题、存在力及功率反传问题n无论增稳系统还是控制增稳系统都存在机无论增稳系统还是控制增稳系统都存在机械杆系与舵机两种系统，在人工操纵时，械杆系与舵机两种系统，在人工操纵时，有力传到舵机，但不影响舵机的工作；舵有力传到舵机，但不影响舵机的工作；舵机工作时，也有力传到驾驶杆，称为力反机工作时，也有力传到驾驶杆，称为力反传现象。由于舵机为随

36、动系统，工作时断传现象。由于舵机为随动系统，工作时断时续，或时快时慢，因此会使驾驶杆产生时续，或时快时慢，因此会使驾驶杆产生非周期振荡现象。非周期振荡现象。n此外还有功率反传问题，是由舵机和助力此外还有功率反传问题，是由舵机和助力器输出速度不匹配引起的。一般舵机的输器输出速度不匹配引起的。一般舵机的输出速度总是大于助力器的输出速度，因此，出速度总是大于助力器的输出速度，因此，由舵机到助力器之间的动量在助力器输入由舵机到助力器之间的动量在助力器输入端引起的碰撞会反传到驾驶杆，从而引起端引起的碰撞会反传到驾驶杆，从而引起驾驶杆和助力器输入端的瞬间撞击现象。驾驶杆和助力器输入端的瞬间撞击现象。n上述

37、力反传和功率反传都会随操纵权限的上述力反传和功率反传都会随操纵权限的增大而增大，通过改进机械系统本身很难增大而增大，通过改进机械系统本身很难克服。克服。3、战场生存能力低、战场生存能力低 n由于增稳系统和控制增稳系统都存在机械由于增稳系统和控制增稳系统都存在机械杆系，其传输线分布范围较大，一旦被火杆系，其传输线分布范围较大，一旦被火炮击中，可能使整个操纵系统失灵，战场炮击中，可能使整个操纵系统失灵，战场生存能力较低。生存能力较低。4、结构复杂、重量重、结构复杂、重量重n由于控制增稳系统是在不可逆助力操纵系由于控制增稳系统是在不可逆助力操纵系统基础上，通过复合摇臂（机械系统）叠统基础上，通过复合

38、摇臂（机械系统）叠加电气通道构成的，显然在结构复杂程度加电气通道构成的，显然在结构复杂程度和重量方面，均大于不可逆助力操纵系统。和重量方面，均大于不可逆助力操纵系统。此外机械系统存在间隙、摩擦等非线性与此外机械系统存在间隙、摩擦等非线性与弹性变形，致使难于精确传递微小操纵信弹性变形，致使难于精确传递微小操纵信号。号。 n由上述可知，由上述可知，产生这些缺点的根本原因在产生这些缺点的根本原因在于控制增稳系统存在机械杆系。于控制增稳系统存在机械杆系。在在50年代年代末期提出了一种全新的操纵系统末期提出了一种全新的操纵系统电传操电传操纵系统（纵系统（FBW）。）。二、电传操纵系统的特点与分类二、电传

39、操纵系统的特点与分类1、特点、特点a）FBW系统主要靠电路传递飞行员指令，因系统主要靠电路传递飞行员指令，因而在这种系统中不再含有机械操纵系统。而在这种系统中不再含有机械操纵系统。2）此外，因无机械杆系，可以减轻重量，消）此外，因无机械杆系，可以减轻重量，消 除机械系统存在的间隙摩擦等非线性与弹除机械系统存在的间隙摩擦等非线性与弹 性变形的影响，有利微小信号传递。性变形的影响，有利微小信号传递。3） 因无机械杆系，无复合摇臂装置，可克因无机械杆系，无复合摇臂装置，可克服服 力反传，功率反传现象，从而不会引起驾力反传，功率反传现象，从而不会引起驾 驶杆非周期振荡。驶杆非周期振荡。 b) 全权限的

40、控制增稳系统全权限的控制增稳系统可在整个飞行可在整个飞行包线内满足及改善飞行品质的要求。包线内满足及改善飞行品质的要求。 c) 多余度配置多余度配置保证不亚于机械操纵系统保证不亚于机械操纵系统的可靠性，通常用飞机损失概率作为飞行的可靠性，通常用飞机损失概率作为飞行安全可靠性指标。军用飞机一般要求失效安全可靠性指标。军用飞机一般要求失效率率 次次/飞行小时，民航机为飞行小时，民航机为 次次/飞飞行小时。行小时。710 910 为保证电传操纵系统的可靠性，需采用余度技术为保证电传操纵系统的可靠性，需采用余度技术即引入多套系统执行同一项工作任务。即引入多套系统执行同一项工作任务。多重系统多重系统也成

41、为也成为余度系统余度系统，系统应满足下列三个条件：，系统应满足下列三个条件： 对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力。的能力。 一旦系统或组成系统的某部分出现故障，应有故一旦系统或组成系统的某部分出现故障，应有故障隔离能力，即应有二次故障能工作的能力。障隔离能力，即应有二次故障能工作的能力。 出现故障后，系统能重新组织余下的完好部分，出现故障后，系统能重新组织余下的完好部分，具有故障安全的能力，并在少量降低性能指标的具有故障安全的能力，并在少量降低性能指标的情况下继续承担任务。情况下继续承担任务。n若不满足条件若不满足条件a），即含有机械备份

42、系统），即含有机械备份系统则称不纯电传系统或伪电传系统。则称不纯电传系统或伪电传系统。n若不满足条件若不满足条件b），则称电信号系统，所以），则称电信号系统，所以电传系统电信号系统控制增稳系统。电传系统电信号系统控制增稳系统。电传操纵系统与主动控制技术间的关系：电传操纵系统与主动控制技术间的关系：引入教控技术，可以具有灵活性，多功能性控制增稳系统CAS余度技术redundance电传系统FBW新气动技术教控技术DCT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解决机动性稳定性考虑安全可靠性而引入增加多舵面等2、分类、分类 电传操纵系统基本上可分为两类：电传操纵系统基

43、本上可分为两类：n数字式电传操纵系统数字式电传操纵系统n模拟式电传操纵系统模拟式电传操纵系统（1）模拟式系统：）模拟式系统： 模拟式电传系统模拟式电传系统是去掉了机械操纵的控制增是去掉了机械操纵的控制增稳系统，它是多余度的。稳系统，它是多余度的。n在这种系统中主要包括模拟式传感器，舵在这种系统中主要包括模拟式传感器，舵机及模拟式电子组件（模拟计算机），这机及模拟式电子组件（模拟计算机），这就是说系统的一切部件和电路均是由单功就是说系统的一切部件和电路均是由单功能的硬件组成，通过这些硬件来实现控制能的硬件组成，通过这些硬件来实现控制律与余度管理。律与余度管理。 单通道模拟式系统的组成单通道模拟式

44、系统的组成 原理：原理：n变增益在于使信号适合飞行状态的变化，有时为变增益在于使信号适合飞行状态的变化，有时为防止结构共振与颤振，还加结构滤波，由于模拟防止结构共振与颤振，还加结构滤波，由于模拟式元部件及技术在自动驾驶仪与增稳系统中用了式元部件及技术在自动驾驶仪与增稳系统中用了多年，技术较成熟。多年，技术较成熟。缺点：缺点：n这种系统缺点是系统中每一个细小功能都要用特这种系统缺点是系统中每一个细小功能都要用特定的硬件或电路来实现，所以结构复杂，尤其在定的硬件或电路来实现，所以结构复杂，尤其在实现多余度管理之后，系统就更庞杂，且不精确，实现多余度管理之后，系统就更庞杂，且不精确，因此近年代逐渐被

45、数字式电传系统所代替。因此近年代逐渐被数字式电传系统所代替。（2 2）数字式系统）数字式系统 n数字系统又分两种，即：数字系统又分两种，即： 数字部件组成全数字式系统全部由舵机等仍是模拟式的部件，如传感器，计算机是数字外，其它统）系统中除半数字系统（混合式系目前所用的数字式电传，实际上是混合式系统目前所用的数字式电传，实际上是混合式系统（半数字系统）（半数字系统） 三、电传操纵系统的功能与控制原理三、电传操纵系统的功能与控制原理n电传操纵系统实际上是在控制增稳基础上，电传操纵系统实际上是在控制增稳基础上，取消不可逆助力机械操纵通道，只保留驾取消不可逆助力机械操纵通道，只保留驾驶杆经杆力传感器输

46、出电气指令信号的通驶杆经杆力传感器输出电气指令信号的通道构成的。无论模拟式或数字式系统的功道构成的。无论模拟式或数字式系统的功能与控制原理都是相同的。对每一种给定能与控制原理都是相同的。对每一种给定的飞机来说可能有不同的系统结构和功能的飞机来说可能有不同的系统结构和功能要求，也即有不同的控制规律，但是在基要求，也即有不同的控制规律，但是在基本方面将是同小异的。本方面将是同小异的。 单通道纵向电传操纵系统的组成及工作原理单通道纵向电传操纵系统的组成及工作原理 n电传操纵系统比控制增稳系统电传操纵系统比控制增稳系统在前向通道在前向通道中中增加了自动配平网络，过载限制器以及增加了自动配平网络，过载限

47、制器以及为补偿飞机静不稳定而设置的放宽静稳定为补偿飞机静不稳定而设置的放宽静稳定性回路（性回路（Relaxed Static Stability Relaxed Static Stability RSSRSS）。如果飞机是稳定的，则不必引入）。如果飞机是稳定的，则不必引入RSSRSS。为提高飞机安全性，。为提高飞机安全性，在反馈通道内在反馈通道内增增加了迎角加了迎角/ /过载限制器。过载限制器。NSSNSS、PSSPSS前面已介前面已介绍为中性速度稳定性控制律及正速度稳定绍为中性速度稳定性控制律及正速度稳定性模态。性模态。电传操纵系统主要功能回路：电传操纵系统主要功能回路： n电气指令通路：电

48、气指令通路：它的功能相当于机械操纵它的功能相当于机械操纵系统中除助力器以外的全部功能，它是驾系统中除助力器以外的全部功能，它是驾驶员通过杆力传感器输出电气指令信号的驶员通过杆力传感器输出电气指令信号的通路。通路。n指令梯度指令梯度：这是个非线性环节，其作用是：这是个非线性环节，其作用是对与杆力成正比的电信号进行整形（非线对与杆力成正比的电信号进行整形（非线性整形），以保证飞机在驾驶杆出现大偏性整形），以保证飞机在驾驶杆出现大偏转时有大的机动性，而在小杆力操纵时，转时有大的机动性，而在小杆力操纵时，又不至于有过于灵敏的反应。又不至于有过于灵敏的反应。- -非线性整形非线性整形n过载限制器：过载限

49、制器：用于保证过载指令永远不超过最大用于保证过载指令永远不超过最大允许值，对允许值，对YFYF1616飞机来讲，过载的最大允许范飞机来讲，过载的最大允许范围为（围为（-48-48）g g。原因是：飞机在高速飞行时虽然。原因是：飞机在高速飞行时虽然迎角不大，但若操纵过猛，也会出现很大的法向迎角不大，但若操纵过猛，也会出现很大的法向过载，严重时可导致飞机结构破坏。为此在指令过载，严重时可导致飞机结构破坏。为此在指令模型模型前前设置一个非对称的限幅电路。过大的过载设置一个非对称的限幅电路。过大的过载指令信号经限幅电路后，其输出电压的最大值受指令信号经限幅电路后，其输出电压的最大值受到限制，从而限制了

50、平尾的最大偏转角，也就限到限制，从而限制了平尾的最大偏转角，也就限制了飞机最大法向过载，确保飞机安全。制了飞机最大法向过载，确保飞机安全。n迎角迎角/ /过载限制器：过载限制器：飞机低速飞行时，法向飞机低速飞行时，法向过载一般不大，但若操纵疏忽，迎角超过过载一般不大，但若操纵疏忽，迎角超过某值，就可能使飞机的某值，就可能使飞机的纵向纵向运动由静稳定运动由静稳定变成静不稳定；超过失速迎角时，会造成变成静不稳定；超过失速迎角时，会造成飞机失速。为此需要设置迎角限制值飞机失速。为此需要设置迎角限制值 。此外当实际迎角大于某值时，（此外当实际迎角大于某值时，（ ），飞），飞机静稳定性导数机静稳定性导数