飞控复习概念及简答24244.pdf

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1、-.z.第一章第二章概念 1、体轴系纵轴ox在飞机对称平面；速度轴系纵轴aox不一定在飞机对称平面；稳定轴系纵轴ox在飞机对称平面，与体轴系纵轴ox相差一个配平迎角0。2、俯仰角的测量轴为地轴系横轴goy；滚转角倾斜角的测量轴为体轴系纵轴ox；偏航角的测量轴为地轴系铅锤轴goz。3、迎角：空速向量v在飞机对称平面投影与机体纵轴ox夹角。以v的投影在ox轴之下为正。4、侧滑角：空速向量v与飞机对称平面的夹角。以v处于对称面右为正。5、坐标系间的关系 机体轴系bS与地轴系gS之间的关系描述为飞机姿态角、；速度轴系aS与机体轴系bS之间的关系描述为气流角、；速度轴系aS与地轴系gS之间的关系描述为航

2、迹角、。6、舵偏角符号 升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正0e，产生低头力矩。0M 副翼偏转角a：右翼后缘下偏右下左上为正0a，产生左滚转力矩0N。方向舵偏角r：方向舵后缘左偏为正0r，产生左偏航力矩0L。7、稳定性、操纵性与机动性 动稳定性：扰动停顿后，飞机能从扰动运动恢复到基准运动。静稳定性：扰动停顿的最初瞬间，运动参数变化的趋势。操纵性：飞机以相应的运动，答复驾驶员操纵各操纵机构的能力。机动性：指在一定时间，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mC：mC值应为负，即飞机质心在全机焦点之前，这样才能保证当0时

3、，0mC，产生低头力矩，使恢复原值。航向静稳定性导数nC：nC值应为正0nC，当0右侧滑时，0nC产生右偏航力矩，使ox向右转，值恢复。横滚静稳定性导数lC：lC值应为负0lC，当0时，0lC产生左滚力矩，产生左侧力，-.z.使速度向量v左转，值恢复。9、在建立飞机方程时考虑牵连：牛顿定律是相对惯性坐标系的，机体坐标系为动坐标系。10、ipjqkr 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

4、，衰减慢的运动。称为浮沉运动。转折频率在伯特图上低频段。12、纵向运动中 在)(t过程中以短周期运动为主；而在)(tV中则是以长周期运动为主；在)(t中，长、短周期均占很多，两种运动差不多。13、长短周期成因 V切向速度变化率是以长周期为主的，而V与xaF有关，所以长周期是反映切向力的平衡过程；q 俯仰角加速度是以短周期为主的，而q 与aM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0T，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。单独

5、改变升降舵舵偏角，不仅飞机俯仰角稳态值改变，而且速度的稳态值改变。当升降舵后缘向上偏时，速度稳态值将减小，俯仰角稳态值将增大，要想在保持俯仰角不变时增加速度，必须前推油门杆，前推驾驶杆。16、在速度坐标系建立纵向运动方程；在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*一特定位置的能力。要想保持航向，必须对飞机进展控制。但有自动消除初始倾斜角滚转角0及初始侧滑角0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：对应盘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

6、动衰减稍慢，螺旋运动衰减特别慢。第四章概念 1、舵回路是由假设干个部件组成的随动系统。舵回路由反响元件，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。2、铰链力矩jM的大小、符号随飞行状态而变。-.z.jM的大小：动压 Q 越大，铰链力矩也越大。AjjbQSmM jM的符号：取决于舵面转轴O相对于舵面气动力R压力中心位置。3、舵回路类型 1位置反响硬反响 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1)()()(STKsUss 2速度反响软反响 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iSKsUss)()(

7、)(3均衡反响弹性反响 舵回路传函是由一个位置反响环节和一个均衡环节相串联。4、位置反响：可提高通频带，快速性，影响静态稳定性。速度反响：一般可提高稳定性，改善动态响应。5、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 6、飞控系统对舵回路系统具有以下技术要求：舵机要有足够的功率输出；各种飞行状态下，舵机都能稳定地工作；舵回路静、动态性能应满足系统提出的输入/输出要求；舵回路要有较宽的频带。舵回路要有良好的动态响应和较大的阻尼并且相位滞后要小。第五章概念 1、飞行控制系统由三个回路组成。舵回路为回路改善舵机性能；自动驾驶仪与飞机构成回路，称为稳定回路，稳定飞机

8、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，组成外回路制导回路。1、阻尼器 作用：以飞机角运动作为反响信号，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。反响到助力器输入端。2、要使舵回路与助力器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。4、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 znnn反响。-.z.偏航增稳系统：引用侧滑角及偏航角速率 r 反响。横侧增稳系统：引用侧滑角

9、及偏航角速率 r 反响，副翼交联信号a。5、自动驾驶仪控制律 1比例式控制律舵回路：硬反响位置反响。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：软反响速度反响。阶跃无差，斜坡有差。3均衡式控制律舵回路：均衡反响位置反响与均衡环节串联 优点：积分作用在低频时起作用稳态时，对动态性能影响较小。对斜坡输入信号无差。6、协调转弯 a)0的定常盘旋。b)协调转弯条件：c)协调转弯公式 tgug偏航 sincoscoscosugrb 俯仰 tgugqbsincossincos 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e提供舵面力矩。无论

10、飞机左转弯)0(，还是右转弯0，都应操纵e向上偏，使飞机抬头。消除方法：测量侧滑角，通过方向舵进展控制。引入侧向加速度 ay反响消除侧滑利用计算的偏航角速率反响消除侧滑。7、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。8、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，飞机原飞行状态不变。9、空速控制根本方案 单独操纵升降舵e：V和均发生显著变化。单独操纵油门杆T：r和变化大，而V几乎不变。

11、同时操纵Te和：可使V、均到达希望值 第六章概念 1、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；-.z.降低杆力梯度杆力与过载的灵敏度。所用方法为：在增稳系统的根底上增加一个杆力前馈通路，以增加系统的放大 系数。2、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。3、直接力控制 直接力控制是飞机在*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

12、飞机机动。也称为“非常规机动。改善飞机机动性。4、机动载荷控制 机动载荷控制是指：利用自动控制的方法，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，从而到达减小机翼构造重量及提高机动性能的作用。5、电传系统的主要构造 1自动配平网络：在系统正向回路中引入自动配平网络 当开关处于图中位置时，系统具有中性速度稳定性控制律NSS，当开关处于 PSS 位置时，系统具有正速度稳定性控制律。对于 NSS，是由积分器构成的控制环节，传函为:在高频区此环节近似为一个比例环节，使整个系统具有快速响应的优点。在低频区此环节近似为一个积分环节，使系统具有一阶无静差的特点即中性速度稳定性 NSS 有了这

13、个自动配平网络，可使驾驶员在完成操纵后，可以松杆。2放宽静稳定性回路：为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。放宽静稳定度RSS不仅可以减轻飞机重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高战斗机的机动性。3迎角/过载限制器：飞机低速飞行时，法向过载一般不大但假设操纵疏忽，迎角超过*值，就可能使飞机的纵向运动由静稳定变成静不稳定；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。4指令模型：这是个非线性环节，其作用是对与杆力成正比的电信号进展整形非线性整形，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，又不至于有过于灵敏的反

14、响。5机体构造陷幅滤波器：初步设计飞控系统时，通常将飞机视为刚体，但对高 速飞机，为减小阻力，采用了较小细长比的机身和薄翼，飞机应视为弹性体。采用构造滤波器使机体构造振动模态信号得到足够的衰减 简答题 1、什么是控制增稳系统，它与增稳系统有何不同。1）为了解决增稳系统增强稳定性和降低操纵性的矛盾，提出了控制增稳系统。2控制增稳系统除了具有增稳系统的反响通道外，还将驾驶员的操纵杆指令变成电信号，并经过变换处理后也送入增稳系统中，使该系统既有增强稳定性的作用又有改善操纵特性的功能。2、什么是电传操纵系统，它有哪些优点。系统的主要构造如何，与增稳系统、控制增稳系统有何不同。1电传操纵系统实际上就是在

15、上述带控制增稳作用的机械操纵系统中取消了机械传动的操纵作用，仅保存了电信号的操纵，电传操纵系统就是“电信号系统+控制增稳系统 2 下优点:减轻了操纵系统的重量减少体积节省设计和安装的时间减少维护工时消除机械操纵系统中非线形因素的影响改善飞机的飞行品质简化了主操纵系统与自动飞行控制系统的组合增大坐舱SkSSkSFAAA1)(-.z.局部灵活性 3位于计算机:前馈控制器、反响控制器、正向通道控制器 位于计算机外:杆位移传感器、舵回路、飞机、测量部件 3、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

16、滑阶段：当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高，是失速速度的 1.3 倍，垂直下降度smH/5.45.3,航迹倾斜角35.2。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smH/6.05.0，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V方向与地面平行；此时逐渐加大角，保持V方向与地平面平行；当速度到达降落速度时，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。4、飞机纵

17、向运动有几种模态.各运动参数的主要表现特征.物理成因.两种模态:1短周期模态:周期短,衰减快.其对应特征方程的一对大共轭复根；2长周期模态:周期长,衰减慢.其对应特征方程的一对小共轭复根。物理成因：在扰动运动的初始阶段,飞机的角加速度变化得比飞机速度剧烈得多；起始迎角 0 所产生的阻力和俯仰角变化所产生重力分量,远远小于飞机质量,因而初期线加速度 dV/dt 很小。但是在力矩根本恢复平衡之后,作用于飞机上的外力仍然处于不平衡状态。5、飞机横侧向运动有几种模态.各运动参数的主要表现特征.横侧扰动运动三种模态：滚转模态：具有一个绝对值较大的负实根；荷兰滚模态(震荡模态)：具有一个绝对值很小的负实根

18、,或是有一个很小的正实根；螺旋模态：具有一对共轭复根,其实部的绝对值介于两个实根的绝对值之间。6、飞行速度控制系统的方案有什么.有何不同点.飞行速度控制系统的作用是什么.控制和稳定飞行速度有哪两种根本实现方案.1)通过升降舵偏转来改变俯仰角从而实现;2)通过自动油门系统控制油门大小控制。因为自动驾驶仪有着两种不同方式的工作状态，所以使得这两种控制速度的方案存在着以下差异：如果自动驾驶仪工作在高度保持状态，空速向量处于水平方向，则重力在切向上的投影为零，如果增加油门，则发动机的推力增量将全部反映在增加空速上。如果自动驾驶仪工作在俯仰角保持状态，则控制油门产生的发动机推力的变化，只有一局部反映在-

19、.z.空速中。因为当今进展无滚转角飞行时，俯仰角与迎角和航迹角满足关系式，所以除反映在空速变化中的发动机推力之外，其余局部的发动机推力只引起了迎角和航迹角的变化和高度的变化。7常规飞机存在问题，放宽静稳定性对提高飞机的性能有什么好处。存在问题：1配平时平尾必须有一个向上偏转，使平尾机动偏度下降，而该配平偏度随 H 升高而增加，歼击机在升限上时，飞机平尾几乎配平到极限位置，不再有剩余操纵量。2从力平衡上看出，L 升力既要平衡重力 G 又要平衡尾翼的负升力，要求平飞迎角大，造成机翼载荷增加，由于大而使飞机迎风面积和配平阻力加大。3高速飞机由于平尾配平偏度大，使尾翼承载大，这就要求设计稳固的平尾和转

20、轴而导致尾翼重量增大。4有的飞机设计时，重心位置无法满足在焦点前一定距离的要求，而不得不给飞机前机身加配重这是不合理的。效益：1减少飞行阻力：提高飞机的爬升率。dH/dt。提高了允许升限。在推力一定时，阻力 D 的减少将增大水平加速能力；在燃料一定时，航程将增大。2可以减轻飞机重量：增加有效载荷，提高航程。3增加有用升力：法向过载 nZ，机动能力，盘旋能力。8协调转弯时为什么要对俯仰轴进展控制，应如何控制。为了实现自动协调转弯，在转弯过程中为了保持飞机不掉高度，所以要操纵升降舵对俯仰角进展控制 俯仰控制：1在转弯过程中是重力与升力垂直力量相平衡。2要保持飞机绕垂直轴盘旋，除了要控制一定的偏航角速率 r 外，还需使飞机绕 OY 轴有一个上仰角速度 q0，当飞机产生俯仰角速度 q 时，飞机自身将会产生阻尼力矩 Mq0，为了抑制该阻尼力矩也需升降舵上偏，产生一抬头力矩。不管飞机左或右倾，升降舵均应上偏，既总为负舵面，并且近似与倾斜角成正比。