飞行控制系统小抄全集.doc

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1、_总复习一、概念：1、体轴系：纵轴在飞机对称平面内；速度轴系纵轴不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴在飞机对称平面内，与体轴系纵轴相差一个配平迎角。以上轴系立轴都在对称平面内，且垂直于纵轴指向机腹。航迹坐标系立轴位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与纵轴垂直并指向下方。2、俯仰角的测量轴为地轴系横轴；滚转角（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴；偏航角的测量轴为地轴系铅锤轴。3、迎角：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴夹角。 以的投影在轴之下为正。 4、（侧滑角）：空速向量与飞机对称平面的夹角。以处于对称面右为正。5、 坐标系间的关系机体轴系与地轴系之间的关系描述为飞机姿态角（）；速度轴系与机体轴系

2、之间的关系描述为气流角（）；速度轴系与地轴系之间的关系描述为航迹角（）。6、 舵偏角符号升降舵偏角：平尾后缘下偏为正，产生低头力矩。副翼偏转角：右翼后缘下偏（右下左上）为正，产生左滚转力矩方向舵偏角：方向舵后缘左偏为正，产生左偏航力矩。7、稳定性、操纵性与机动性动稳定性：扰动停止后，飞机能从扰动运动恢复到基准运动。静稳定性：扰动停止的最初瞬间，运动参数变化的趋势。操纵性：飞机以相应的运动，回答驾驶员操纵各操纵机构的能力。机动性：指在一定时间内，飞机改变速度大小，方向和在空间位置的能力。稳定性与操纵性及机动性矛盾。过稳则不易操纵，机动性差。8、静稳定性 静安定性导数：值应为负，即飞机质心在全机焦

3、点之前，这样才能保证当时，产生低头力矩，使恢复原值。航向静稳定性导数：值应为正，当（右侧滑）时，产生右偏航力矩，使向右转， 值恢复。横滚静稳定性导数：值应为负，当时，产生左滚力矩，产生左侧力，使速度向量左转，值恢复。9、 在建立飞机方程时考虑牵连运动的原因是：牛顿定律是相对惯性坐标系的，机体坐标系为动坐标系。10、表示：飞机三个姿态角变化率或绕机体轴的三个角速度分量都能合成飞机总角速度分量。 p、q、r一定正交，但三者不一定正交。11、纵向短周期运动对应大复根，周期短，频率高，衰减快的运动。转折频率在伯特图上中频段。 纵向长周期运动对应小复根，周期长，频率低，衰减慢的运动。称为浮沉运动。转折频

4、率在伯特图上低频段。12、纵向运动中在过程中以短周期运动为主；反映的是力矩平衡的过程；而在中则是以长周期运动为主；反映力的平衡过程。在中，长、短周期均占很多，两种运动差不多。13、长短周期成因 （切向速度变化率）是以长周期为主的，而与有关，所以长周期是反映切向力的平衡过程；（俯仰角加速度）是以短周期为主的，而与有关的，所以可以说短周期反映的是力矩平衡的过程。14、油门杆前推，发动机推力增大，稳态时速度、迎角不变，但飞机俯仰角发生变化，飞机爬升。15、要提高速度，而飞机又不爬升，应在推油门杆时，同时前推驾驶杆操纵升降舵，使升降舵下偏以减小迎角，实现平飞加速。16、在速度坐标系建立纵向运动方程；在

5、稳定坐标系建立侧向运动方程。17、飞机的航向没有自动恢复某一特定位置的能力。要想保持航向，必须对飞机进行控制。但有自动消除初始倾斜角（滚转角）及初始侧滑角的能力。18、横侧扰动运动的典型模态一对共轭复数根：对应荷兰滚运动模态（振荡运动模态）。一个大负实根： 对应快速倾斜运动模态（滚转快速阻尼模态）。一个小实根： 对应回旋运动模态（缓慢螺旋运动模态）正负均有。快速倾斜运动衰减最快，荷兰滚运动衰减稍慢，螺旋运动衰减特别慢。19、飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶、地面等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：

6、飞机与气压为101325Pa的气压面之间的垂直距离。20、飞机的飞行速度有四种：真空速：飞机相对于空气的运动速度，或者说考虑空气密度影响的飞机运动速度，简称为空速。指示空速：归化到标准空气速度（即海平面的空气密度）的真空速，或者说忽略空气密度变化的飞机运动速度。指示空速又称为仪表空速，简称表速。地速：飞机相对于地面运动速度的水平分量，也是真空速和风速水平分量的向量和。垂直速度：飞机相对于地面运动速度的垂直分量，即飞机的升降速度。21、迎角传感器按其敏感方式可分为风标式和探头式两大类（按其具体结构可分为风标式、压差管式和探头式三种），按信号转换方式又可分为电位计式和同步器式两大类。22、陀螺仪是

7、重要的惯性测量元件，它由陀螺转子.内环.外环和基座(壳体)组成。二自由度陀螺仪保持其自转轴在惯性空间的方向不发生变化的特性。三自由度陀螺仪的稳定性有两种表现形式，即定轴性和章动。当陀螺转子高速旋转后，若不受外力的作用，不管基座如何转动，支承在万向支架上的陀螺自转轴指向空间的方位不变，这种特性称为定轴性。章动：当陀螺高速旋转受到瞬时冲击力矩作用后，自转轴在原方位附近作微小的圆锥运动，且转子轴的方向基本保持不变，这种现象叫做陀螺的章动。当三自由度陀螺受到外加力矩作用时，陀螺仪并不在外加力矩所作用的平面内产生运动，而是在与外力矩作用平面相垂直的平面内运动，陀螺仪的这种特性称为进动性。23、舵回路是由

8、若干个部件组成的随动系统。舵回路由反馈元件，放大器及舵机组成。舵机是执行元件，它的负载是舵面上的铰链力矩，是随飞行状态变化的。24、铰链力矩的大小、符号随飞行状态而变。的大小：动压Q越大，铰链力矩也越大。的符号：取决于舵面转轴相对于舵面气动力（）压力中心位置。25、舵回路类型（1）位置反馈（硬反馈）舵面的转角与输入信号成比例比例式飞控系统。舵回路传函为一个惯性环节 （2）速度反馈（软反馈）舵面转角与输入信号的积分成比例积分式飞控系统。舵回路传函为一个积分环节 （3）均衡反馈（弹性反馈）舵回路传函是由一个位置反馈环节和一个均衡环节相串联。26、位置反馈：可提高通频带，快速性，影响静态稳定性。速度

9、反馈：一般可提高稳定性，改善动态响应。27、 舵机与飞机操纵系统的联接方式：阻尼增稳系统使用串联方式自动驾驶仪使用并联方式28、飞行控制系统由三个回路组成。舵回路为内回路改善舵机性能；自动驾驶仪与飞机构成回路，称为稳定回路（自动驾驶仪、姿态控制回路），稳定飞机的姿态；稳定回路加上测量飞机重心位置信号的元件以及表征飞机空间位置几何关系的运动学环节，组成外回路制导（控制）回路。29、 阻尼器作用：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。组成：阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。反馈到助力器输入端。缺点：使闭环放大系数减小，操纵性能下降。30、要使舵回路与助力器

10、回路对飞机系统影响可以忽略，必须保证舵回路与助力器回路的连接频率比系统的截止频率大35倍。31、 飞机增稳系统作用：提高系统的固有频率；提高飞机静稳定性；加宽系统频带，提高快速性。组成： 俯仰增稳系统：引用迎角或过载反馈。偏航增稳系统：引用侧滑角及偏航角速率r反馈。横侧增稳系统：引用侧滑角及偏航角速率r反馈，副翼交联信号。32、 自动驾驶仪控制律 （1）比例式控制律 舵回路：硬反馈位置反馈。微分作用为加大阻尼。缺点：对阶跃输入及常值干扰存在静差。（2）积分式控制律 舵回路：软反馈速度反馈。阶跃无差，斜坡有差。（3）均衡式控制律 舵回路：均衡反馈位置反馈与均衡环节串联 优点：积分作用在低频时起作

11、用（稳态时），对动态性能影响较小。 对斜坡输入信号无差。33、协调转弯 a) 的定常盘旋。b) 协调转弯条件： c) 协调转弯公式 偏航 俯仰d) 协调转弯为保证不掉高度及保证提供协调转弯所需的俯仰角速率，必须操纵升降舵提供舵面力矩。无论飞机左转弯，还是右转弯（），都应操纵向上偏，使飞机抬头。34、自动配平 自动配平就是接通自动驾驶仪前，通过操纵调整片或安定面，使驾驶杆承受力为零即“卸荷”（卸去舵面铰链力矩给驾驶杆带来的力的影响），而在自动驾驶仪工作中，及时卸去铰链力矩，使驾驶杆承受的力不为零，这种作用就是自动配平。35、回零系统回零系统作用是去掉AP回路中的各种不平衡信号，以保证接通AP时，

12、飞机原飞行状态不变。36、空速控制基本方案单独操纵升降舵：均发生显著变化。单独操纵油门杆：变化大，而几乎不变。同时操纵：可使均达到希望值37、控制增稳系统主要解决问题为： 解决飞机稳定性与操纵性的矛盾； 解决角加速度灵敏度与驾驶杆力的匹配问题（通过指令模型实现）； 提高角加速度的灵敏度的需要； 降低杆力梯度（杆力与过载的灵敏度）。所用方法为：在增稳系统的基础上增加一个杆力前馈通路，以增加系统的放大系数。38、自动着陆的五个典型阶段为：定高阶段、下滑阶段、拉平阶段、保持（飘落）阶段、滑跑阶段。定高阶段：飞机在着陆前，大约300500m高度上做定高飞行下滑阶段：当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑

13、坡度下滑，此时速度较高，是失速速度的1.3倍，民航机约v7085m/s而垂直下降度, 航迹倾斜角。拉平阶段：大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有 ，且航迹倾斜角减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段保持（漂落）阶段：大约飞机离地0.51.0m时，进一步减小速度，且使方向与地面平行（即）；此时逐渐加大角，保持方向与地平面平行；当速度达到降落速度时，将由于GL（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落。滑跑阶段：当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。39、非相似余度技术是什么？非相似余度技术就是采用完全不同的硬件和软件来组成余

14、度通道，产生和监控飞行控制信号，从而可以避免多通道余度系统的共点故障、达到高的可靠性。40、中性速度稳定性：以任意速度飞行时，飞机速度都是稳定的。中性速度稳定性控制律（NSS）：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。41、主动控制技术主要包括那几个方面？ 放宽静稳定性 RSS（Relaxed Static Stability） 直接力控制DFC（Direct Force Control） 机动载荷控制MLC（Maneuvering Load Control） 阵风减缓GLA（Gust Load Allevi

15、ation） 乘座品质控制RQC（Ride Quality Control） 主动颤振抑制FMC（Flutter Mode Control）42、放宽静稳定性放宽静稳定性，就是把飞机静稳定性设计得比正常要求值小，甚至设计成是静不稳定的。解决纵向静稳定度太大，飞机机动性差的问题。 借助于水平鸭翼实现焦点前移，水平鸭翼一般不需要控制。43、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”。改善飞机机动性。直接升力控制包括：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模式.直接侧力控制包括：单纯侧力运动，单纯偏航运动，单纯侧向平移模式

16、。44、对直接升力控制三种模式进行比较，说明其各自特点。三种模式：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模式.(1.单纯直接升力控制工作原理:若要产生直接升力使飞机上升，用此信号经滞后驱动左、右襟副翼对称向下偏转（），产生直接升力系数和俯仰升力系数。与此同时，产生三个辅助信号：（2.单纯俯仰转动控制该方法是在法向过载增量（法向加速度）为零的条件下，改变飞机迎角和俯仰角，即在不改变航迹倾斜角的情况下控制飞机的俯仰姿态。直接力作用点位于飞机的焦点上。（3.垂直平移方式该方法是在不改变飞机俯仰姿态的情况下控制飞机的垂直速度W。要求直接升力的作用点位于焦点。45、机动载荷控制机动载荷控制是指：利用自动控

17、制的方法，在机动飞行时，重新分布机翼上的载荷，使其具有理想的分布特性，从而达到减小机翼结构重量及提高机动性能的作用。二、 分析计算题1、 分析阶跃垂直风干扰下的飞机姿态变化（提示：垂直风的等效影响、空速与地速关系、动态过程及稳态情况，其余分析过程要求一样。）阶跃垂直风对飞机的干扰主要体现为一个法向力的影响。 引入到纵向运动法向力平衡方程中： 其中： u为空速阶跃垂直阵风干扰下的比例式驾驶仪稳定飞机姿态角过程由动态过程曲线知：阶跃垂直风的影响类似影响飞机自驾驶仪过程；但结束后飞行状态是不同的，（一个是随风爬高，一个是恢复原稳态飞行）。飞机进入垂直气流区开始阶段：地速来不及变化，相当于空速改变方向

18、，出现一个附加的迎角增量，又阻止转，且逐渐由负变正， 但此时由于有垂直风所以合成地速向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看 线）2、 分析飞机协调转弯动态过程。（提示：三通道同时进行控制）协调转弯是飞机在水平面内，连续改变飞行方向，保证滚转与偏航运动两者耦合影响最小，即，并能保持飞行高度的一种机动飞行定常盘旋。设飞机原来处于平直飞行，即航迹倾斜角且很小， ，为空速。保持升降速度必使飞机沿法线方向力平衡，即保证飞机在水平面内盘旋向心力等于惯性力要保证，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致。机体轴在水平面转动的角速度可分解为绕机体轴立轴与横轴的两个分量：要实现协调转弯必须同时操纵副翼、方向舵和升降舵3

19、、 分析高度控制系统修正过程。控制律为：起始状态：飞机作等速平飞且， 平衡舵偏角（为了与产生的力矩平衡，应向上偏，以提供抬头力矩）因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一个高度初始偏差 由AP信号平衡： 又其中，当到某时刻，出现，但 所以飞机会继续爬高， 由于惯性可能出现： 修正高度过程结束。 4、 分析飞机侧向左偏离（）时的稳定过程。控制律为：其余控制律类似解：假定左偏离飞机右滚，侧力向右转； 使飞机纵轴向右转弯，且使与协调。而使信号减弱，且飞机逐渐改平，飞机水平飞向原航线，最终，。5、 给定自动驾驶仪控制律如下：试分析对于的航向自动稳定过程。 解：应飞航向飞机向左倾斜由于分量即为侧力向左使向

20、左转（向应飞航向）出现负侧滑。又，（初始侧滑角将使方向舵的作用更强）方向舵向左偏产生使向左转。由于纵轴转动惯性小于飞机平稳惯性，很快纵轴追上空速，且超过出现正角，引起正偏航力矩N，使纵轴转变慢，且经一段时间后可使。 6、 说明如下控制律中各信号的作用，并画出飞机高度控制系统结构图（控制律为：）解：俯仰角反馈，在积分式控制律中起积分作用。消除俯仰静差。：俯仰角速度反馈，在积分式控制律中起比例作用。加快俯仰速度。：俯仰角加速度反馈，在积分式控制律中起微分作用。加大俯仰阻尼。：高度信号反馈，在积分式控制律中起积分作用。消除高度静差。：高度微分反馈，在积分式控制律中起比例作用。加快速度。7、 给定某型

21、飞机自动驾驶仪高度控制律为：（1） 分析飞机在垂直风作用下的过渡过程；（假定V保持不变）（2） 分析说明稳态时，系统有无高度误差?（3） 画出飞机进入垂直气流区瞬间与稳定后飞机的姿态变化。解：（1）飞机在垂直风作用下的过渡过程飞机进入垂直气流区开始阶段：地速来不及变化，相当于空速改变方向，出现一个附加的迎角增量，即。在向下转时使出现，且出现由AP信号平衡知： ，使升降舵向上偏再由力、力矩平衡可知：阻止向下转当上仰力矩下俯力矩，纵轴不再向下转以后上仰力矩超过下俯力矩，又回转，q由负变正，最后，。 但此时由于有垂直风，所以合成地速向上，使飞机随风沿爬高方向飞行（看线）。（2）由于控制律采用积分式，

22、而且控制律中存在高度控制，稳态时，系统无高度误差。8、 已知某偏航阻尼器在线性带内的调整规律为：试结合飞机平面航向运动方程分析其工作原理。为进一步提高增稳性能，应如何调整控制律？解：平面航向运动方程为： 不加阻尼器时，特征方程为：， 增加阻尼器后，特征方程为：，由上两式可见：适当选择可增大。为进一步提高增稳性能，应在控制律中增加侧滑角反馈项控制律为：特征方程为：显然固有频率有所增加，增加航向静稳定性。9、 飞机以坡度和向左协调转弯，（1） 试求出协调转弯公式； （2） 分析p、q、r应满足的关系式；（3） 指出三个舵面的偏转方向，说明此种情况下，对纵向运动的影响，提出一种补偿方法。(升降舵上偏

23、；副翼左上右下；方向舵左偏。纵向掉高度，用非线性电路或正失信号发生器进行补偿。)设飞机原处于平直飞行，即航迹倾斜角且很小，为空速。保持升降速度必使飞机沿法线方向力平衡，即保证飞机在水平面内盘旋向心力等于惯性力要保证，使纵轴与空速在水平面内转动角速度一致机体轴在水平面转动的角速度分解为绕机体轴立轴与横轴的两个分量： 飞机协调转弯受力图 平飞迎角 现转弯时此时 协调转弯时操纵升降舵保持 （这是常值要求的） 还得有个迎角增量，以保持飞机转弯时不掉高度即协调转弯时纵向控制。 10、 绘制下滑波束导引系统结构图，并阐明其中各个方块的意义。飞机方程用短周期纵向方程 图中考虑基准下滑航迹倾斜角 ；姿态控制中

24、加 补偿信号进入姿态控制系统，对沿下滑线下降的过渡过程有好处。对常值力矩干扰 是折算成舵面偏角加到系统中，而垂直风则折成迎角干扰考虑分析的。进场时间短，对精度影响大的是飞机外形的变化，v变化和r的变化。分析误差主要应分析 ， 引起的 变化。测量距离由指点信标台完成，如不好准确测量，可用高度来近似计算。12、 叙述设计拉平轨迹的原理，推导拉平轨迹，说明其缺陷以及改进方法。使下滑时的下降垂直速度与高度成比例地减小到允许的着地下降速度。（一般为0.30.6米/秒）使下滑时的下降垂直速度与高度成比例地减小到允许的着地下降速度。（一般0.30.6米/秒） 即： 拉平开始高度， 为指数曲线的时间常数拉平时飞机空速 不变，飞机着陆经过的距离为 ，则有： 拉平轨迹方程为： 由此可见：当要求着地时 必有 即实际着陆距离为 米 ，这是不允许的。改进拉平轨迹令拉平轨迹渐近线距跑道平面为 米，则此时有： 其中 为规定的飞机着陆速度 当已知时间常数 （比例系数）及着地点垂直距离 时，可由上式算出 规定飞机着地时： 而 时，有 ； 时，有 由于允许着地速度受限了 （一般为 米/秒），则 必受限： 拉平距离公式：15_