《先進(jìn)飛行控系統(tǒng)》第十五課

先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)

第十五節(jié)課(20121205)放寬靜穩(wěn)定度（RSS）是主動控制技術(shù)的主要功能之一，對提高飛機(jī)性能有重要意義。它不僅可以減輕飛機(jī)重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動性。為獲得高機(jī)動性，常將飛機(jī)設(shè)計成亞音速飛行時靜不穩(wěn)定或接近中立穩(wěn)定，而超音速飛行時是靜穩(wěn)定的。此方法稱為放寬靜穩(wěn)定度要求。

復(fù)習(xí)放寬靜穩(wěn)定性RSS復(fù)習(xí)放寬靜穩(wěn)定性放寬靜穩(wěn)定性原則上不需增加舵面，只將重心后移即可，或重心后移與焦點前移結(jié)合起來實現(xiàn)。如：飛機(jī)前后身各有一個平衡油箱，在超音速飛行時，向后油箱輸油，使重心后移；亞音速飛行時反之，向前油箱輸油，使重心前移。如何將焦點前移？―借助水平鴨翼實現(xiàn)，該鴨翼一般是固定或是浮動的，不必對它進(jìn)行操縱。復(fù)習(xí)放寬靜穩(wěn)定性RSS主要是解決與配平狀態(tài)有關(guān)的性能問題若重心位置在焦點之后，則從力矩平衡來看：升降舵應(yīng)下偏才可保證力矩平衡。這時由力平衡有L＋l=G升力L增加了尾翼升力l的作用，一起去平衡G重量。所以配平所用的迎角小，平尾偏度也小，這就降低了配平阻力，降低了機(jī)翼載荷，提高了機(jī)動能力，另外尾翼承載小，尾翼結(jié)構(gòu)重量也可減輕（∵偏度?。┏Ｒ?guī)飛機(jī)，焦點在后靜不穩(wěn)定CCV飛機(jī)7.2.3直接力控制（DFC）

（1）什么是直接力控制？

直接力控制是飛機(jī)在某些自由度不產(chǎn)生運(yùn)動的條件下，直接通過控制面造成升力或側(cè)力來操縱飛機(jī)機(jī)動。也稱為“非常規(guī)機(jī)動”

對于常規(guī)飛機(jī)要產(chǎn)生升力或側(cè)力必須是間接地通過迎角α或側(cè)滑角β的改變來產(chǎn)生，而它們的變化又與飛機(jī)的轉(zhuǎn)動有關(guān)，這樣就造成了常規(guī)飛機(jī)各種模態(tài)運(yùn)動間的相互耦合。直接力控制是直接產(chǎn)生按要求改變軌跡的力，只對飛機(jī)力的平衡產(chǎn)生影響，而不需要使飛機(jī)先產(chǎn)生姿態(tài)變化，再產(chǎn)生力的變化，所以這種直接力控制實際上是解耦控制。這種直接力控制對于增強(qiáng)飛機(jī)的機(jī)動性，提高轟炸準(zhǔn)確度和保持精確航跡具有重要意義。（1）什么是直接力控制？（2）分類：

直接升力控制：單純直接升力，單純俯仰運(yùn)動，垂直平移模式。

直接側(cè)力控制：單純側(cè)力運(yùn)動，單純偏航運(yùn)動，單純側(cè)向平移模式。（3）直接升力控制所謂直接升力控制就是通過一些復(fù)雜操縱面，在不改變機(jī)翼迎角的情況下，而使飛機(jī)的總升力發(fā)生變化。因為它不需要為使普通飛機(jī)升力變化的復(fù)雜的“力矩控制”過程而直接產(chǎn)生升力，所以稱為直接升力控制。（3）直接升力控制1）產(chǎn)生直接升力的控制面水平鴨翼的對稱偏轉(zhuǎn)與平尾的結(jié)合對稱襟翼與平尾結(jié)合結(jié)合

襟翼可以是機(jī)動前緣或后緣襟翼，這種方案將可能產(chǎn)生較大的升力。水平鴨翼與機(jī)動襟翼相配合

顯然可以產(chǎn)生更大的升力。擾流片的偏轉(zhuǎn)與水平鴨翼相配合等。直接升力操縱面2）設(shè)計思想和基本原理設(shè)計直接升力控制系統(tǒng)，需要解決各種模態(tài)運(yùn)動的耦合問題，實現(xiàn)純模態(tài)操縱。

飛機(jī)是六自由度的運(yùn)動，在三個正交軸上的平移與轉(zhuǎn)動，這六個自由度運(yùn)動彼此是相互影響的，要想形成一個純模態(tài)運(yùn)動是困難的，只有駕駛員同時操縱幾個操縱器與舵面才行，所以操縱十分復(fù)雜；對于進(jìn)場著陸階段而言，由于給飛行員的時間、空間都有嚴(yán)格限制，一旦操縱失誤，可能會引起危險，尤其在側(cè)風(fēng)進(jìn)場中難度更大，所以要設(shè)法解決“去耦”問題，實現(xiàn)純模態(tài)控制。造成運(yùn)動模態(tài)耦合是由于升力的產(chǎn)生是先通過旋轉(zhuǎn)運(yùn)動才能獲得。設(shè)法通過控制面的作用，保證產(chǎn)生軌跡運(yùn)動時，不產(chǎn)生姿態(tài)變化―這是設(shè)計的第二個出發(fā)點。而這些控制面只能靠自動控制系統(tǒng)實現(xiàn)。2）設(shè)計思想和基本原理〖例〗對常規(guī)飛機(jī)

修正高度時：先使向上偏抬頭力矩飛機(jī)縱軸上轉(zhuǎn)，此時來不及轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力增量出現(xiàn)向上轉(zhuǎn)，飛機(jī)高度↑；當(dāng)高度達(dá)到給定值時，還得實現(xiàn)上述過程的反操縱，修正過程慢，機(jī)動能力不高，要是實現(xiàn)目標(biāo)跟蹤的話，則易丟失目標(biāo)。常規(guī)飛機(jī)舵上偏修正高度偏差非常規(guī)飛機(jī)當(dāng)采用直接升力控制后——將常規(guī)襟翼改為機(jī)動襟翼，這樣當(dāng)向上修正高度時，可直接向下偏轉(zhuǎn)機(jī)動襟翼，使平衡，只有升力增量，可實現(xiàn)純粹的平移。由此可知：設(shè)計出發(fā)點是：通過對附加控制面的操縱，達(dá)到運(yùn)動模態(tài)去耦，實現(xiàn)直接升力產(chǎn)生。3）單純直接升力控制

a)控制目的

保持迎角不變，使空速向量與機(jī)體軸作等速轉(zhuǎn)動，即俯仰角速率q與航跡角變化速率近似相等，從而加快垂直平面內(nèi)飛行航跡的改變，提高航跡的機(jī)動性。

b)YF-16直接升力控制原理方塊圖圖7-17直接升力控制原理方塊圖說明：圖中：實線表示基本的FBW信號通路；虛線表示CCV系統(tǒng)信號通路。實現(xiàn)單純直接升力控制―要有升力控制面。一般用后緣機(jī)動襟翼或?qū)ΨQ偏轉(zhuǎn)的副翼即襟翼副翼。直接升力控制的實現(xiàn)方法是開環(huán)指令使襟副翼做對稱偏轉(zhuǎn)，同時協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)平尾以得到凈升力。c)工作原理：若要產(chǎn)生直接升力使飛機(jī)上升，用此信號經(jīng)滯后驅(qū)動左、右襟副翼對稱向下偏轉(zhuǎn)（），產(chǎn)生直接升力系數(shù)和俯仰升力系數(shù)。與此同時，產(chǎn)生三個輔助信號：其一是，使平尾自動協(xié)調(diào)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加升力系數(shù)（向下）和俯仰力矩系數(shù)。穩(wěn)定狀態(tài)時應(yīng)達(dá)到兩種舵面產(chǎn)生的俯仰力矩及由于飛機(jī)作曲線運(yùn)動引起的俯仰阻尼力矩之間的相互平衡。兩種舵面產(chǎn)生的升力合力為一個凈升力增量。產(chǎn)生上升過載曲線運(yùn)動。與常規(guī)縱向過載相比無滯后，也不降低飛行速度。其余兩個輔助信號分別用來抵消基本FBW系統(tǒng)中的俯仰角速率反饋和過載反饋。直接力控制通道中必須引入滯后網(wǎng)絡(luò)，建立過載控制的時間常數(shù)，防止飛機(jī)機(jī)動過猛。顯然，上述方法為開環(huán)補(bǔ)償方法，襟副翼與平尾的偏轉(zhuǎn)必須精確協(xié)調(diào)才能獲得純凈的直接升力。單純直接升力控制d)使用場合這種機(jī)動方式適用于俯仰姿態(tài)修正。由于俯仰拉起時高度損失最小，因而適用于射投空—地武器后的快速拉起；或在空戰(zhàn)中，在不增大迎角的拉起時達(dá)到較大的加速度，使飛機(jī)容易得到制空優(yōu)勢。此外還能改善在爬升和下滑過程中航跡控制的精度。例如YF－16的控制律簡寫為：

式中：直接升力指令信號升降舵偏度。襟副翼舵偏角用來補(bǔ)償過載及俯仰角速率變化。

4）單純俯仰轉(zhuǎn)動控制（保持航跡不變）a)控制目的

該方法是在法向過載增量（法向加速度）為零的條件下，改變飛機(jī)迎角和俯仰角，即在不改變航跡傾斜角的情況下控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)。直接力作用點位于飛機(jī)的焦點上。b)工作原理

駕駛員給出指令驅(qū)動襟副翼向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加升力，以及俯仰力矩，同時產(chǎn)生輔助信號使平尾向下協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生相應(yīng)的附加升力與俯仰力矩。如果這時兩升力之和為零，兩個俯仰力矩綜合構(gòu)成總俯仰力矩那么就只改變飛機(jī)的俯仰姿態(tài)（迎角）而不改變法向加速度和軌跡角。

但在此過程中，迎角的變化又會產(chǎn)生附加升力和俯仰力矩，可由偏轉(zhuǎn)平尾平衡。由力及力矩平衡有下式成立：

由于俯仰姿態(tài)（迎角）的改變，在基本的FBW系統(tǒng)中會出現(xiàn)相應(yīng)的俯仰速率q和迎角的反饋信號，其作用是抑制俯仰角運(yùn)動和的變化，因此必須引入輔助信號以抵消這些反饋信號。

c)用途

這種機(jī)動方式，在機(jī)頭下俯時，有利于對地面目標(biāo)的連續(xù)攻擊；而機(jī)頭上仰，在空戰(zhàn)中是有價值的。由于機(jī)頭可上仰3°～4°，擴(kuò)大了對縱向目標(biāo)的射擊范圍。機(jī)身俯仰指向機(jī)動在對地攻擊中的應(yīng)用5）垂直平移方式(俯仰角不變）a）控制目的

該方法是在不改變飛機(jī)俯仰姿態(tài)的情況下控制飛機(jī)的垂直速度W。要求直接升力的作用點位于焦點。

b）工作原理

若想使飛機(jī)有一個向上的垂直速度，則由駕駛員用側(cè)桿上相應(yīng)按鈕輸出指令驅(qū)動襟副翼向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加力，以及俯仰力矩，同時產(chǎn)生輔助信號使平尾向上協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動產(chǎn)生相應(yīng)的附加升力與俯仰力矩。兩升力形成的俯仰力矩由相互平衡到隨著垂直速度增大，迎角出現(xiàn)負(fù)方向增量，形成向下的升力增量和抬頭力矩，引起俯仰角變化，但可在該狀態(tài)下自動接通自動駕駛儀來消除，從而保證在俯仰姿態(tài)不變的情況下使飛機(jī)實現(xiàn)穩(wěn)定垂直上升運(yùn)動。c)用途飛機(jī)向前飛行同時又向上平移，相當(dāng)于在保持俯仰姿態(tài)的同時使空速向量逐漸轉(zhuǎn)動到一定方向。由于襟翼操縱權(quán)限不大以及迎角不能負(fù)的太多，因此這種方式主要適用于微小的垂直位置修正，例如可用于編隊飛行和進(jìn)場著陸過程中的下滑道捕獲。飛機(jī)下滑修正過程這種工作方式的實現(xiàn)原理與直接升力方式相似，主要差別是在垂直平移過程中必須接通自動駕駛儀以保持姿態(tài)不變。此外也需要引入輔助信號抵消FBW系統(tǒng)中出現(xiàn)的迎角反饋信號，以免該信號抑制垂直平移。當(dāng)自動駕駛儀俯仰姿態(tài)保持通道自動接通時，要斷開反饋，這樣既可保持俯仰姿態(tài)又不會阻止建立垂直速度。（4）直接側(cè)力控制直接側(cè)力控制實際上是直接升力控制的橫向運(yùn)動方案。其原理也類似，在此不累述。其應(yīng)用場合為：進(jìn)行空—地武器投放、空中格斗、空中加油等。使駕駛員能快而準(zhǔn)地改變飛機(jī)航向，而且不需要使飛機(jī)橫滾或使飛機(jī)的既定航跡發(fā)生其它擾動。直接側(cè)力操縱面由垂直鴨翼和方向舵配合來實現(xiàn)；由水平尾翼差動偏轉(zhuǎn)和方向舵配合來實現(xiàn)；如果推力是可轉(zhuǎn)動的則也可通過推力向量來產(chǎn)生側(cè)力。通常采用由垂直鴨翼和方向舵配合來實現(xiàn)的方案。7.2.4機(jī)動載荷控制（1）什么是機(jī)動載荷控制？機(jī)動載荷控制：利用自動控制的方法，在機(jī)動飛行時，重新分布機(jī)翼上的載荷使其具有理想的分布特性，從而達(dá)到減小機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量和機(jī)動性能的提高。機(jī)動載荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放寬靜穩(wěn)定性）功能一起最先投入應(yīng)用。從機(jī)動性上講，也希望有一個理想的載荷分布，以獲取最小阻力特性和最大的升阻力。（2）設(shè)計思想和基本原理在飛機(jī)設(shè)計中，希望機(jī)翼上的載荷有一個理想的分布規(guī)律，從而降低翼根彎矩，減輕結(jié)構(gòu)疲勞，延長飛機(jī)的壽命。（適用于運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)）從機(jī)動性上講，也希望有一個理想的載荷分布，以獲取最小阻力特性和最大的升阻力。而在通常的飛機(jī)設(shè)計中，一般只能在平飛狀態(tài)（過載＝1g）作出部分參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計，而對機(jī)動飛行，由于飛行狀態(tài)的不同，將使此種設(shè)計（結(jié)構(gòu)上與機(jī)動性兩者方面的希望）難以實現(xiàn)，要想實現(xiàn)只有借助自動控制的方法。對于大型飛機(jī)（轟炸機(jī)、運(yùn)輸機(jī)）和小型飛機(jī)（殲擊機(jī)），因為轟炸機(jī)和殲擊機(jī)在結(jié)構(gòu)、性能要求與執(zhí)行任務(wù)上的不同，機(jī)動載荷控制的設(shè)計目的也是不同的。（2）設(shè)計思想和基本原理（3）運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)的擾動載荷控制1）設(shè)計出發(fā)點：考慮巡航性能（航程，載重）和結(jié)構(gòu)性能（疲勞，壽命），大型飛機(jī)經(jīng)常需要長時間作過載的巡航飛行，所以設(shè)計時設(shè)法改善巡航性能，因此設(shè)計時提出的要求是降低翼根彎矩，減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，改善結(jié)構(gòu)疲勞。飛機(jī)機(jī)翼彎矩分布圖：由上圖可見：靠翼根處機(jī)翼彎矩，機(jī)翼剪力與機(jī)翼載荷較大，而越靠翼尖處越小。由于翼根處彎矩，剪力和載荷都大，∴設(shè)計時翼梁凸緣面積要大。機(jī)動飛行時，使機(jī)翼載荷增大甚多。設(shè)法通過自動控制方法，在飛機(jī)機(jī)動飛行時，將其機(jī)翼載荷增量集中在機(jī)身附近，這樣就可避免翼根彎矩的明顯增加（如圖a中紅線所示），若根據(jù)這種載荷分布設(shè)計機(jī)翼，就可減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，也就減輕了飛機(jī)的重量，提高了飛機(jī)巡航的經(jīng)濟(jì)性。2）控制方法對稱地偏轉(zhuǎn)副翼、襟翼、調(diào)整升力分布（這要按預(yù)先確定的最優(yōu)規(guī)律來偏轉(zhuǎn)內(nèi)側(cè)、前、后緣襟翼）B－52轟炸機(jī)機(jī)動載荷控制系統(tǒng)：內(nèi)襟翼―改為快速動作的機(jī)動襟翼。在原來副翼內(nèi)側(cè)―增加一對可同時對稱偏轉(zhuǎn)的外側(cè)襟副翼。機(jī)動飛行時：左右內(nèi)側(cè)機(jī)動襟翼向下偏轉(zhuǎn)―提高機(jī)身附近翼段的升力。左右外側(cè)襟副翼同時上偏―降低外翼段升力，并保證其升力增量滿足機(jī)動飛行的要求。結(jié)果：使更多載荷分配到翼根區(qū)，使氣動中心被迫向內(nèi)翼段移動，減小了翼根的彎矩，由計算彎矩減少10%～15%，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量可減輕5%，航程可增加30%。帶來問題：這樣配置翼面，機(jī)動飛行時會增加阻力，但由于機(jī)動飛行時間只占很少時間，所以為達(dá)到減輕結(jié)構(gòu)載荷目的，可允許降低升阻比。（4）殲擊機(jī)的機(jī)動載荷控制1）設(shè)計出發(fā)點：主要考慮機(jī)動性。這是因為殲擊機(jī)翼展較小，使用壽命也比運(yùn)輸機(jī)短，所以減少翼根彎矩和結(jié)構(gòu)疲勞不是主要矛盾，主要是提高機(jī)動性。2）衡量飛機(jī)機(jī)動性主要有兩項基本指標(biāo)（a）飛機(jī)最大的法向過載式中：法向力導(dǎo)數(shù)（最大值）在高空、亞音速飛行時，取決于有抖振迎角時的抖振升力系數(shù)。（b）飛機(jī)的單位（重量）的剩余功率：

大小可表示飛機(jī)加速度性能，單位（重量）剩余功率即飛機(jī)在一定速度條件下的剩余功率以飛機(jī)重量，即：

式中：T：發(fā)動機(jī)推力；G：飛機(jī)重量；D：飛機(jī)阻力；u：飛行速度。飛機(jī)剩余功率愈大，飛機(jī)的機(jī)動性愈好由此兩項指標(biāo)可知：要提高剩余功率，應(yīng)減小飛機(jī)阻力；要提高法向過載，應(yīng)提高抖振升力系數(shù)。此二者可通過載荷重新分布來實現(xiàn)。3）殲擊機(jī)機(jī)動載荷控制的理想分布：在機(jī)動飛行時使機(jī)翼升力是橢圓形分布（見下圖），從而減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，同時，在亞音速時延緩機(jī)翼上的氣流分離，提高抖振升力系數(shù)，提高升力。（阻力↓使↑，升力↑使↑）采用機(jī)動載荷控制的戰(zhàn)斗機(jī)升力分布4）控制方案與原理機(jī)動載荷控制主要是靠飛機(jī)的控制面來實現(xiàn)。包括兩種方法前緣控制面：前緣機(jī)動襟翼，前緣縫翼

后緣控制面：機(jī)動襟翼，與對稱偏轉(zhuǎn)的副翼前緣機(jī)動襟翼一般是自動按迎角增加而向下偏，改變機(jī)翼彎度，減小氣流分離改變壓力分布，提高升阻比。而機(jī)動襟翼偏轉(zhuǎn)的角度是與M的函數(shù)其具體規(guī)律通常由風(fēng)洞實驗給出：YF－16：其襟翼偏轉(zhuǎn)規(guī)律為：

式中：配平迎角為：前緣襟翼偏角隨變化規(guī)律M＞1以后，前緣襟翼偏轉(zhuǎn)會引起波阻劇增，自動操縱應(yīng)不起作用，前緣襟翼應(yīng)收起不動。此外，前緣襟翼還與起落架收放聯(lián)動，即：起落架收上時，襟翼隨、M自動調(diào)節(jié)起落架放下時，（起飛、著陸時）襟翼固定偏轉(zhuǎn)25°成為增升襟翼，改善起落性能。前緣襟翼控制方塊圖：特點：按迎角與俯仰速率q來偏轉(zhuǎn)襟翼偏角引入q經(jīng)清洗網(wǎng)絡(luò)后的作用是增加系統(tǒng)的動態(tài)阻尼效益：對YF－16，在H＝9000m，以最大推力作穩(wěn)定盤旋時，穩(wěn)定盤旋過載可提高18%。就改變翼型彎度，減小大迎角阻力而言，后緣襟翼作用較小，所以后緣襟翼控制用的較少（只F－5E用了）。7.2.5陣風(fēng)減緩與乘感控制

陣風(fēng)減緩是研究如何利用主動控制技術(shù)來減小陣風(fēng)干擾下可能引起的過載，從而達(dá)到減小機(jī)翼彎曲力矩和減輕結(jié)構(gòu)疲勞的目的。

乘感控制也是研究如何利用主動控制技術(shù)使機(jī)上的乘員在風(fēng)干擾的條件下也感到舒適。兩種控制控制目的雖不同，但都是根據(jù)風(fēng)干擾條件下載荷減緩的程度來衡量其控制效果。（1）陣風(fēng)減緩

1）陣風(fēng)與過載

在大氣中，經(jīng)常有各個方向的氣流，使得飛機(jī)在這種不平靜空氣中飛行時產(chǎn)生過載。過載與陣風(fēng)的關(guān)系：

為翼載。

飛機(jī)在陣風(fēng)中飛行時，過載增量與飛行速度、翼載P以及升力系數(shù)有關(guān)，同時也與垂直陣風(fēng)速度成正比。

陣風(fēng)還會引起飛機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)振動，尤其對于機(jī)身細(xì)長而撓性較大的高速飛機(jī)影響更為嚴(yán)重。不僅使乘員感到不舒服，甚至?xí)绊戱{駛員完成任務(wù)的能力。

一般，垂直過載超過0.2g時，儀表判讀就很困難，而在超過0.5g并持續(xù)幾分鐘時，駕駛員由于擔(dān)心飛機(jī)要出事故，便會改變飛機(jī)的高度、速度。橫向振動過載的允許值為垂直過載的1/2。2）陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)

在陣風(fēng)干擾時，降低均方根過載反應(yīng)，提高擾流中飛行的平穩(wěn)性，從而改善乘員的舒適感——這