1、第七章第七章 主动控制技术主动控制技术（Active control technology-ACT）7.1 7.1 概述概述 传统飞机设计特点：传统飞机设计特点： 总体布局设计时，主要考虑气动力、结构和发总体布局设计时，主要考虑气动力、结构和发动机三大因素，并在它们之间进行折衷以满足动机三大因素，并在它们之间进行折衷以满足飞机的技术要求。飞机的技术要求。 一般说这种飞机本身必须是稳定可飞的。一般说这种飞机本身必须是稳定可飞的。 * *飞行控制系统只处于被动地位。提供必要的控飞行控制系统只处于被动地位。提供必要的控制，它仅对驾驶员的操纵或飞机的性能提供部制，它仅对驾驶员的操纵或飞机的性能提供部分
2、的改善，而无根本性的提高。分的改善，而无根本性的提高。 按传统方法设计飞机，常常会在上述三大要按传统方法设计飞机，常常会在上述三大要素的设计中产生矛盾且难于克服，限制了飞机素的设计中产生矛盾且难于克服，限制了飞机性能的提高。性能的提高。 主动控制技术概念主动控制技术概念传统飞机设计过程传统飞机设计过程 主动控制的飞机主动控制的飞机 从飞机设计角度来说，主动控制技术就是：从飞机设计角度来说，主动控制技术就是：在飞机设计的初始阶段，考虑飞机控制系统对在飞机设计的初始阶段，考虑飞机控制系统对飞机总体设计的影响，充分发挥飞行控制的潜飞机总体设计的影响，充分发挥飞行控制的潜力的一种飞机设计技术力的一种飞
3、机设计技术 。 从飞行控制角度来说，主动控制技术就是：从飞行控制角度来说，主动控制技术就是：在各种飞行状态下，通过飞行控制系统使作用在各种飞行状态下，通过飞行控制系统使作用在飞机上的气动力按照需要变化，使飞机性能在飞机上的气动力按照需要变化，使飞机性能达到最佳，并使成本、使用费用降低的一种飞达到最佳，并使成本、使用费用降低的一种飞行控制设计技术。行控制设计技术。 主动控制飞机设计过程主动控制飞机设计过程 主动控制技术的发展主动控制技术的发展 六十年代中期：主动控制技术首先在美国发展六十年代中期：主动控制技术首先在美国发展 的一种飞机设计技术的一种飞机设计技术 。 七十年代初：在很多航空工业发达
4、国家开展了主七十年代初：在很多航空工业发达国家开展了主 动控制技术的验证工作。美国在发展主动控动控制技术的验证工作。美国在发展主动控 制技术方面一直处于领先地位制技术方面一直处于领先地位 。 七十年代末：主动控制技术已开始广泛用于七十年代末：主动控制技术已开始广泛用于 F-16A/B F-16A/B 、F-18 F-18 等飞机。等飞机。 八十至九十年代：八十至九十年代：A320 A320 、B777B777等民机上采用。等民机上采用。 我国从我国从19781978年秋开始年秋开始 。 主动控制的主要功能主动控制的主要功能 放宽静稳定性（放宽静稳定性（Relaxed static stabil
5、ity RSS） 边限控制边限控制（Boundary Control BC） 直接力控制直接力控制（Direct Force Control ,DFC） 阵风载荷减缓阵风载荷减缓（Gust load Alleviation GLA） 乘座品质控制乘座品质控制（Ride Quality Control RQC 或 RC） 机动载荷控制机动载荷控制（Maneuvering load Control MLC） 颤振模态控制颤振模态控制（Flutter Mode Control FMC） 主动控制的特点主动控制的特点 放宽静稳定的或本身就是静不稳定的，控制增放宽静稳定的或本身就是静不稳定的，控制增稳保
6、证飞机具有期望的飞行品质；稳保证飞机具有期望的飞行品质； 采用电传操纵系统，电传操纵系统是实现各种采用电传操纵系统，电传操纵系统是实现各种主动控制功能的物质基础。主动控制功能的物质基础。 采用多个操纵面，使飞行控制律更为复杂。采用多个操纵面，使飞行控制律更为复杂。 主动控制飞机的驾驶舱布局和仪表显示不同。主动控制飞机的驾驶舱布局和仪表显示不同。采用新型综合仪表显示。达到三轴高过载能力，采用新型综合仪表显示。达到三轴高过载能力，要求座舱应是抗高过载座舱等。要求座舱应是抗高过载座舱等。7.2 7.2 放宽静稳定放宽静稳定性性 放宽静稳定性是主动控制技术中的最重要放宽静稳定性是主动控制技术中的最重要
7、的功能。现代主要的军用或民用飞机几乎都具的功能。现代主要的军用或民用飞机几乎都具有有这这种功能。种功能。 将飞机的静稳定性放宽，对提高飞机的性将飞机的静稳定性放宽，对提高飞机的性能极为有利。能极为有利。 u 放宽静稳定的放宽静稳定的概念 传统飞机设计时，都要求传统飞机设计时，都要求将飞机设计成是静稳定将飞机设计成是静稳定的，即重心应位于焦点之前的，即重心应位于焦点之前，并应保持一定的距，并应保持一定的距离，即要求有一定的静稳定裕度。离，即要求有一定的静稳定裕度。 放宽静稳定性设计，就是在飞机设计时，将飞机放宽静稳定性设计，就是在飞机设计时，将飞机本身的静稳定性要求放宽，使静稳定裕度小于常本身的
8、静稳定性要求放宽，使静稳定裕度小于常规数值，也可以设计为中性稳定，甚至是静不稳规数值，也可以设计为中性稳定，甚至是静不稳定的，即可以将重心移至靠近焦点，甚至与焦点定的，即可以将重心移至靠近焦点，甚至与焦点重合或位于焦点之后。重合或位于焦点之后。 放宽静稳定度的主动控制飞机和普通飞机的比较放宽静稳定度的主动控制飞机和普通飞机的比较 u 放宽静定性的效益放宽静定性的效益 1.1.传统飞机传统飞机 静稳定的飞机静稳定的飞机 在水平直线飞行时，为使飞机配平，要求可动平在水平直线飞行时，为使飞机配平，要求可动平尾前缘向下，产生负升力尾前缘向下，产生负升力L LP P，并使：，并使： 配平结果配平结果（1
9、）升力）升力L增加增加LP，需较大的攻角，增大配平阻，需较大的攻角，增大配平阻 力，使巡航时发动机的消耗增大。力，使巡航时发动机的消耗增大。（2）亚速飞行时静稳定，在超音速飞行时，焦点亚速飞行时静稳定，在超音速飞行时，焦点大幅度后移，焦点后移，为了配平，就需平尾产大幅度后移，焦点后移，为了配平，就需平尾产生较大的负升力，配平时，升致阻力急剧增加。生较大的负升力，配平时，升致阻力急剧增加。 FXppwpTFLGL0LL)XX(L（3 3）平尾偏度有限，配平平尾前缘向下偏转减少）平尾偏度有限，配平平尾前缘向下偏转减少 了爬升机动时可用平尾偏度了爬升机动时可用平尾偏度, ,使飞机机动能使飞机机动能
10、力变坏。力变坏。 如希望保持平尾的可用偏度，则要求平尾面如希望保持平尾的可用偏度，则要求平尾面 积增加，从而使飞机重量增大；积增加，从而使飞机重量增大；（4 4）配平时，升力需要克服平尾的负升力，有用升）配平时，升力需要克服平尾的负升力，有用升 力降低，机动能力变坏。力降低，机动能力变坏。 如要保证机动能力，要求机翼更大升力，增如要保证机动能力，要求机翼更大升力，增 大攻角和机翼面积，飞机阻力增大，升阻比大攻角和机翼面积，飞机阻力增大，升阻比 降低，这种现象对小展弦比高性能飞机更为降低，这种现象对小展弦比高性能飞机更为 突出。突出。 ,()0TFLLpG LGLpXXLLpw Lp0mC2.
11、2. 放宽静稳定的飞机放宽静稳定的飞机 当将飞机设计成是静当将飞机设计成是静 不稳定的，即不稳定的，即 水平直线飞行配平需水平直线飞行配平需 要平尾前缘向上偏转，要平尾前缘向上偏转， 平衡时需满足下述方平衡时需满足下述方 程：程：设计结果：设计结果：（1 1）阻力减少）阻力减少 配平时所需升力减少，故攻角减少，导致阻配平时所需升力减少，故攻角减少，导致阻力降低。力降低。 阻力减少，将使飞机性能得到改善：在发动阻力减少，将使飞机性能得到改善：在发动机推力一定时，提高平飞加速能力；飞机爬机推力一定时，提高平飞加速能力；飞机爬升率增大升率增大 ；飞机的容许升限增大，；飞机的容许升限增大，P=0时时的
12、高度的高度 ；由于阻力减少；由于阻力减少,燃料消耗量降低，所燃料消耗量降低，所以有效航程增大。以有效航程增大。 （2 2）减轻飞机的重量）减轻飞机的重量 （3 3）有用升力增加）有用升力增加 平尾升力为正升力，故增加了全机升力平尾升力为正升力，故增加了全机升力 。可。可以得到下述好处：总升力系数的最大值增加了，以得到下述好处：总升力系数的最大值增加了，升力线斜率亦增加了；在同一总升力系数下，升力线斜率亦增加了；在同一总升力系数下，RSSRSS所需攻角减小，升致阻力减少所需攻角减小，升致阻力减少 ；RSSRSS飞机，飞机，配平时平尾前缘向上，可用转角增大，产生较配平时平尾前缘向上，可用转角增大，
13、产生较大的攻角和升力；有用升力的增加，使飞机的大的攻角和升力；有用升力的增加，使飞机的机动能力提高，增大飞机的过载能力机动能力提高，增大飞机的过载能力 ，提高，提高飞机的转弯角速度，降低飞机的转弯半径。飞机的转弯角速度，降低飞机的转弯半径。 7.3 7.3 边界控制技术边界控制技术1.1.定义：定义：边界控制系统是指对飞机的一些重要状态边界控制系统是指对飞机的一些重要状态变量的边界值包线实现限制的飞行控制系统。变量的边界值包线实现限制的飞行控制系统。2.2.目的：目的：目的是减轻驾驶员的工作负担，实现无扰目的是减轻驾驶员的工作负担，实现无扰虑操纵虑操纵, ,保证飞机安全和实现飞机的作战性能。保
14、证飞机安全和实现飞机的作战性能。 包线限制可分为如下几种包线限制可分为如下几种 ：与失去控制相对：与失去控制相对应的限制，主要为飞机的攻角、侧滑角和空速；应的限制，主要为飞机的攻角、侧滑角和空速；与飞机结构应力过大相对应的限制，主要是对过与飞机结构应力过大相对应的限制，主要是对过载、滚转角速率等参数的限制载、滚转角速率等参数的限制 ； 与飞行员耐力与飞行员耐力相关的限制，过载的大小以及在瞬变条件下，过相关的限制，过载的大小以及在瞬变条件下，过载变化率的限制。载变化率的限制。 3. 两种包线差别两种包线差别 极限包线：超过该包线边界将会引起飞机损极限包线：超过该包线边界将会引起飞机损 失。失。
15、遵循下述准则：遵循下述准则： 就所有的驾驶指令而言，可达到的包线必就所有的驾驶指令而言，可达到的包线必须尽可能宽，而又不超过限制包线；须尽可能宽，而又不超过限制包线； 就某个稳定和有意义的驾驶指令，可达到就某个稳定和有意义的驾驶指令，可达到的包线能够扩大，尽可能宽不超过极限包线。的包线能够扩大，尽可能宽不超过极限包线。4.4.攻角闭环边界控制系统攻角闭环边界控制系统 攻角闭环边界限制系统，常用的调节规律为攻角攻角闭环边界限制系统，常用的调节规律为攻角误差的误差的PIDPID控制控制 ： 对攻角信号难于进行直接微分，所以经常采用俯对攻角信号难于进行直接微分，所以经常采用俯仰角速率反馈仰角速率反馈
16、q q来代替：来代替： eIqLLdtL q 攻角边界限制利用共同的升降舵攻角边界限制利用共同的升降舵 ：小机动操纵：小机动操纵时，控制增稳模态下工作。进行大迎角机动时应时，控制增稳模态下工作。进行大迎角机动时应自动切换到边界控制模态。自动切换到边界控制模态。LIeLdtLL7.4 7.4 直接力控制直接力控制 1.1.概述概述 概念：直接力控制可以直接产生不改变姿态而期概念：直接力控制可以直接产生不改变姿态而期 望改变航迹的气动力。望改变航迹的气动力。 常规飞机：常规飞机：“力矩操纵力矩操纵”或或“间接升力操纵间接升力操纵”。改变航迹的气动力是通过改变飞机的姿态，引起改变航迹的气动力是通过改
17、变飞机的姿态，引起攻角或侧滑角变化实现的攻角或侧滑角变化实现的, ,而姿态的变化又是通过而姿态的变化又是通过气动操纵面的偏转产生力矩而实现的。气动操纵面的偏转产生力矩而实现的。 主要缺点：主要缺点： （1 1）升力或侧力的建立或航迹的改变比较慢，）升力或侧力的建立或航迹的改变比较慢，在控制与航迹变化之产生时间滞后。在控制与航迹变化之产生时间滞后。 （大飞机进场着陆时，滞后可达到（大飞机进场着陆时，滞后可达到2-32-3秒。）秒。） 航迹变化的滞后，无法较好地补偿力的扰动（如航迹变化的滞后，无法较好地补偿力的扰动（如阵风扰动）。下图表示了纵向拉杆时，飞机升力阵风扰动）。下图表示了纵向拉杆时，飞机
18、升力和高度的变化过程，从中可见轨迹滞后的过程。和高度的变化过程，从中可见轨迹滞后的过程。 (2) (2) 舵面偏转所产生的气动力与航迹运动所需气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，在开始时会产生一种相反的航动力是相反的，在开始时会产生一种相反的航迹变化，这也是很不利的。迹变化，这也是很不利的。 例如，飞机进场着陆通过升降舵控制航迹上例如，飞机进场着陆通过升降舵控制航迹上升时，就会产生一种下沉航迹升时，就会产生一种下沉航迹, ,这对安全着陆这对安全着陆是不利的，是不利的， 特别是当飞机受到顺风作用时，由于气流速特别是当飞机受到顺风作用时，由于气流速度的减少度的减少, ,升力受到损
19、失，导致下沉速度，在升力受到损失，导致下沉速度，在这种情况下，升降舵拉升作用所产生的反向升这种情况下，升降舵拉升作用所产生的反向升力的不利作用，就更为明显，这将使下沉速度力的不利作用，就更为明显，这将使下沉速度进一步增大。进一步增大。（3 3）当飞机进行较大机动，例如加速俯仰姿态）当飞机进行较大机动，例如加速俯仰姿态响应时响应时, ,常常需要使升降舵有较大的偏转，此常常需要使升降舵有较大的偏转，此时力矩可以得到改善时力矩可以得到改善, ,但它对升力及航迹的改但它对升力及航迹的改变却产生了坏的作用，上述时间延迟不仅不能变却产生了坏的作用，上述时间延迟不仅不能缩小，甚至扩大了。缩小，甚至扩大了。（
20、4 4）这种操纵使飞机转动运动与平移运动强烈）这种操纵使飞机转动运动与平移运动强烈耦合，从而使飞机快速跟踪轨迹的能力降低了。耦合，从而使飞机快速跟踪轨迹的能力降低了。 直接力控制：通过附加操纵面的控制，不产生直接力控制：通过附加操纵面的控制，不产生 力矩，直接产生升力或侧力。力矩，直接产生升力或侧力。 克服上述缺点；克服上述缺点； （1 1）增大了改善飞行特性的可能性，可以实）增大了改善飞行特性的可能性，可以实 现力与力矩的解耦；现力与力矩的解耦； （2 2）可用于改善飞机的时间响应特性；）可用于改善飞机的时间响应特性； 2 2分类：分类： 直接升力，直接侧力直接升力，直接侧力及直接阻力或推力
21、控制。及直接阻力或推力控制。 为了产生直接力，单凭一个操纵面是无法实为了产生直接力，单凭一个操纵面是无法实 现的（除非这个操纵面所产生的空气动力正现的（除非这个操纵面所产生的空气动力正 好作用于重心），需要配置其它辅助操纵面。好作用于重心），需要配置其它辅助操纵面。 3.直接升力控制直接升力控制 产生直接升力需要一个直接升力控制系统，这种产生直接升力需要一个直接升力控制系统，这种控制系统所控制的气动操纵面有下述几种方式控制系统所控制的气动操纵面有下述几种方式: : 1. 1.水平鸭翼和水平尾翼联动；水平鸭翼和水平尾翼联动； 2.2.扰流器偏转；扰流器偏转； 3.3.前缘襟翼对称偏转；前缘襟翼对
22、称偏转； 4.4.可变安装角机翼偏转；可变安装角机翼偏转； 5.5.水平鸭翼对称偏转加上后缘襟翼的偏转。水平鸭翼对称偏转加上后缘襟翼的偏转。 （1 1）水平鸭翼和水平尾翼联动水平鸭翼和水平尾翼联动4. 4. 直接侧力直接侧力 通常要由垂直鸭翼和方向舵配合来实现。通常要由垂直鸭翼和方向舵配合来实现。 如果推力是可转动的，也可以通过推力矢量来如果推力是可转动的，也可以通过推力矢量来 产生侧力。产生侧力。5.5.直接力控制时，应满足如下要求：直接力控制时，应满足如下要求： 操纵面的偏转必须是快速连续可调的；操纵面的偏转必须是快速连续可调的； 操纵面必须能产生正的和负的升力变化；操纵面必须能产生正的和
23、负的升力变化； 合成的直接力作用点应位于重心附近。合成的直接力作用点应位于重心附近。 7.5 7.5 阵风减缓和乘座品质控制阵风减缓和乘座品质控制概述概述 阵风减缓阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来减少阵是研究如何利用主动控制技术来减少阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的。曲力矩和结构疲劳的目的。 乘座品质乘座品质控制的目的是如何通过主动控制技术使控制的目的是如何通过主动控制技术使机上的乘员在风干扰条件下也感到舒适。机上的乘员在风干扰条件下也感到舒适。 两种控制都根据风干扰条件下载苛减缓的程两种控制都根据风干扰条件下载苛
24、减缓的程度来衡量其控制效果，是从不同角度出发的具有度来衡量其控制效果，是从不同角度出发的具有相同功能的主动控制技术。相同功能的主动控制技术。飞机在阵风中飞行时，过载增量与下述因素有关：飞机在阵风中飞行时，过载增量与下述因素有关： 飞行速度飞行速度V V0 0； 翼载翼载P P； 升力系数；升力系数； 垂直阵风速度垂直阵风速度W W0 0。为了减少大气扰动对飞机结构强度的影响，减轻为了减少大气扰动对飞机结构强度的影响，减轻飞机的重量，需采用措施来减少大气扰动所引起的飞机的重量，需采用措施来减少大气扰动所引起的法向过载，从而达到减轻飞机结构重量的目的。法向过载，从而达到减轻飞机结构重量的目的。 阵
25、风减缓和乘座品质控制系统阵风减缓和乘座品质控制系统 带有角速度反馈的阻尼系统以及电传操纵系统，带有角速度反馈的阻尼系统以及电传操纵系统，可以降低阵风引起的过载增量。可以降低阵风引起的过载增量。 理想的阵风减缓系统，必须设法消除阵风所引起理想的阵风减缓系统，必须设法消除阵风所引起的升力变化。的升力变化。 应偏转相应的操纵面，产生一个大小相等，方向应偏转相应的操纵面，产生一个大小相等，方向相反的升力变化来抵消阵风的影响，其实质是直相反的升力变化来抵消阵风的影响，其实质是直接力控制在抑制阵风干扰中的应用。接力控制在抑制阵风干扰中的应用。 机翼上的快速可调节的襟翼或副翼。也可使用机机翼上的快速可调节的
26、襟翼或副翼。也可使用机翼上的扰流片，但缺点是，处于中立工作点（即翼上的扰流片，但缺点是，处于中立工作点（即不产生升力变化的工作位置）时，增大阻力。不产生升力变化的工作位置）时，增大阻力。 要求上述这些操纵面有较好的动态响应特性。要求上述这些操纵面有较好的动态响应特性。 为了减缓飞机上局部位置的阵风法向过载，还可为了减缓飞机上局部位置的阵风法向过载，还可以在指定的位置上安装特殊的操纵面以在指定的位置上安装特殊的操纵面采用的控制方法：采用的控制方法：（1 1）开环控制方法）开环控制方法 NB-52CVVNB-52CVV所采用的开环补偿方法。该系统利用所采用的开环补偿方法。该系统利用法向加速度计，测
27、量法向过载，并通过洗出网络法向加速度计，测量法向过载，并通过洗出网络与低通滤波器，分别驱动左右水平鸭翼偏转，产与低通滤波器，分别驱动左右水平鸭翼偏转，产生一定的直接升力，克服垂直阵风影响。生一定的直接升力，克服垂直阵风影响。 其中洗出网络的作用是消除定常的过载信号，其中洗出网络的作用是消除定常的过载信号，从而保证不至于阻挠正常的机动。从而保证不至于阻挠正常的机动。 （2 2）闭环控制方案）闭环控制方案 波音公司在小型民用客机波音公司在小型民用客机DHC-6DHC-6上进行了乘上进行了乘座品质控制系统的研究。应用对称副翼偏转和座品质控制系统的研究。应用对称副翼偏转和升降舵以及扰流片实现了垂直阵风
28、减缓控制。升降舵以及扰流片实现了垂直阵风减缓控制。 为了使乘座品质控制系统与人工操纵兼容使为了使乘座品质控制系统与人工操纵兼容使用各操纵面：用各操纵面： 该飞机的原有操纵面进行分割，提供部分但该飞机的原有操纵面进行分割，提供部分但足够的权限用于阵风减缓系统；副翼分割出足够的权限用于阵风减缓系统；副翼分割出4040的翼面用于阵风减缓控制；升降舵提供了的翼面用于阵风减缓控制；升降舵提供了2020的翼面；扰流片仅用于进场着陆，从基本位的翼面；扰流片仅用于进场着陆，从基本位置开始动作，增强副翼产生的直接升力，实现置开始动作，增强副翼产生的直接升力，实现着陆过程中的乘座品质控制。着陆过程中的乘座品质控制
29、。 DCH-6DCH-6的乘座品质控制系统结构的乘座品质控制系统结构 重心处的法向加速度信号通过洗出网络馈送给重心处的法向加速度信号通过洗出网络馈送给副翼和扰流片以改善飞机的乘座品质。但分析副翼和扰流片以改善飞机的乘座品质。但分析表明，加速度反馈将要减少飞机的短周期自然表明，加速度反馈将要减少飞机的短周期自然频率并增大阻尼，使飞机对驾驶员输入的响应频率并增大阻尼，使飞机对驾驶员输入的响应变得迟缓。变得迟缓。 乘座品质控制必须与飞机的增稳控制系统结合乘座品质控制必须与飞机的增稳控制系统结合起来进行设计。起来进行设计。 俯仰角速度信号通过低通滤波器和洗出网络对俯仰角速度信号通过低通滤波器和洗出网络
30、对升降舵实现控制，以改善飞机的操纵品质。升降舵实现控制，以改善飞机的操纵品质。 反馈通道均采用了洗出网络反馈通道均采用了洗出网络, ,这样作是为了消除这样作是为了消除转弯时对稳态加速度和俯仰速率的影响。转弯时对稳态加速度和俯仰速率的影响。 （3 3）对大型飞机）对大型飞机 ，下图给出了一种减少阵风引起的，下图给出了一种减少阵风引起的机翼上气动载荷的闭环控制系统示意图。机翼上气动载荷的闭环控制系统示意图。 1 1 是机翼处的加速度计是机翼处的加速度计; ;2 2 为质心处的加速度计为质心处的加速度计; ;3 3、4 4、5 5分别为不同通道上的滤波器分别为不同通道上的滤波器; ;6 6和和8 8分别为副翼及升降舵舵机。分别为副翼及升降舵舵机。 该系统敏感阵风引起的机翼上的法向加速该系统敏感阵风引起的机翼上的法向加速度差度差 ，控制副翼对称偏转，以减缓阵风引，控制副翼对称偏转，以减缓阵风引起的气动载荷。起的气动载荷。 同时控制升降舵来减少副翼偏转所引起的同时控制升降舵来减少副翼偏转所引起的飞机的角运动。飞机的角运动。yn
