民用飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)全冊(cè)配套完整課件2

民用飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)

全冊(cè)配套完整課件2

民用飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)

（飛行學(xué)院）

讓飛機(jī)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)飛行

自動(dòng)飛行控制

1.1飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)

1.1.1民用飛機(jī)現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的作用1

自動(dòng)飛行控制就是利用一套專(zhuān)門(mén)的系統(tǒng)，在無(wú)人參與的條件下，自動(dòng)操縱飛機(jī)按規(guī)定的姿態(tài)和航跡飛行。第1章緒論自動(dòng)飛行的好處

·長(zhǎng)距離飛行解除駕駛員的疲勞，減輕駕駛員的工作負(fù)擔(dān)；

·在壞天氣或復(fù)雜的環(huán)境下，駕駛員難于精確控制飛機(jī)的姿態(tài)和航跡，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的精確控制；

·有一些飛行操縱任務(wù)，駕駛員難于完成，如進(jìn)場(chǎng)著陸，采用自動(dòng)飛行控制則可以較好地完成這些任務(wù)。

實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)性能的改善飛機(jī)性能和飛行品質(zhì)由飛機(jī)本身氣動(dòng)特性和發(fā)動(dòng)機(jī)特性決定。隨著飛行高度及速度逐漸擴(kuò)大，飛機(jī)自身特性變壞，如飛機(jī)的阻尼下降。現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，常將飛機(jī)設(shè)計(jì)成靜不穩(wěn)定的。靜不穩(wěn)定的飛機(jī)，駕駛員難于操縱?，F(xiàn)代飛機(jī)上常用增穩(wěn)系統(tǒng)或阻尼器系統(tǒng)，這些系統(tǒng)也是飛行控制系統(tǒng)，其作用是改善飛機(jī)的性能。飛機(jī)現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的作用

----實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)飛行；

----改善飛機(jī)的特性，實(shí)現(xiàn)所要求的飛行品質(zhì)和飛行性能。23

飛機(jī)人工駕駛的基本過(guò)程

1.1.2飛行控制系統(tǒng)的基本工作原理和組成1

飛機(jī)：被控的對(duì)象手臂及駕駛桿：執(zhí)行機(jī)構(gòu)眼睛：反饋測(cè)量部件大腦：控制器和比較部件，形成誤差，產(chǎn)生控制指令。各部分的功能閉環(huán)負(fù)反饋原理

自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)*參照人工駕駛的原理構(gòu)成飛行控制系統(tǒng)。2飛機(jī)：被控對(duì)象

具體一個(gè)系統(tǒng)的被控物理參數(shù)可能是飛機(jī)某一個(gè)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，如俯仰角，高度或傾斜角等。被控的參量通常稱(chēng)為被控量。執(zhí)行機(jī)構(gòu)(又稱(chēng)舵機(jī)或舵回路)

接收控制指令，其輸出跟蹤控制指令的變化，并輸出一定的能量，拖動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。（反饋）測(cè)量部件

它測(cè)量和感受飛機(jī)被控量的變化，并輸出相應(yīng)的電信號(hào)。不同的被控量需采用不同的測(cè)量元件。綜合比較部件將測(cè)量的反饋信號(hào)與指令信號(hào)進(jìn)行比較，產(chǎn)生相應(yīng)的誤差信號(hào)。這種功能可以與控制器的功能組合在一起?？刂破饕勒`差信號(hào)和系統(tǒng)的要求，進(jìn)行分析、判斷，產(chǎn)生相應(yīng)的控制指令。目前，這種功能均用數(shù)字計(jì)算機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

操縱指令部件給定系統(tǒng)的輸入指令信號(hào)，它通常是被控量的期望值。飛行控制系統(tǒng)的基本構(gòu)成基本由三個(gè)典型回路組成。舵回路

-----基本回路舵機(jī)、放大器、反饋元件穩(wěn)定回路（自動(dòng)駕駛儀）

——姿態(tài)控制控制（制導(dǎo)）回路

——軌跡控制3飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的基本構(gòu)成飛行控制系統(tǒng)的基本原理

飛行控制系統(tǒng)分為：

人工控制系統(tǒng)和自動(dòng)控制系統(tǒng)。

人工飛行控制系統(tǒng)是由駕駛員手動(dòng)操縱的主、輔飛行控制系統(tǒng)組成，可能是常規(guī)的機(jī)械操縱系統(tǒng)，也可能是現(xiàn)代飛機(jī)常用的電傳操縱系統(tǒng)。

自動(dòng)控制系統(tǒng)包括多個(gè)子系統(tǒng)。

4人工飛行控制系統(tǒng)主飛行控制系統(tǒng)

輔飛行控制系統(tǒng)

升降舵、平尾（俯仰）副翼、擾流板（滾轉(zhuǎn)）方向舵（偏航）前緣縫翼/后緣襟翼（高增升）擾流板（減速、減升）自動(dòng)駕駛儀自動(dòng)著陸自動(dòng)油門(mén)

飛行指引包線控制飛行制導(dǎo)飛行管理自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)飛行控制系統(tǒng)

除個(gè)別的開(kāi)環(huán)操縱系統(tǒng)（如機(jī)械操縱系統(tǒng)）外，

所有的飛控系統(tǒng)都采用了閉環(huán)反饋控制的工作原理。

人工操縱駕駛員通過(guò)駕駛桿、腳蹬、油門(mén)桿的位移（或力）

給出控制信號(hào)經(jīng)過(guò)飛行控制計(jì)算機(jī)

（FCC）計(jì)算控制律后給出控制指令。作動(dòng)器根據(jù)此指令驅(qū)動(dòng)相應(yīng)的舵面（或油

門(mén)、噴口）產(chǎn)生位移使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)變量轉(zhuǎn)換為

電信號(hào)一路反饋給FCC

另一路輸入顯示裝置，供駕駛

員讀取，形成目視信息。

送給FCC的反饋信號(hào)與駕駛員給出的控制信號(hào)相比較，當(dāng)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)變量與駕駛員的控制目標(biāo)值相等時(shí)，兩種信號(hào)的代數(shù)和為零，飛行控制不再輸出驅(qū)動(dòng)指令，飛機(jī)按照駕駛員要求的狀態(tài)飛行。飛行控制系統(tǒng)原理

自動(dòng)控制

在自動(dòng)控制的情況下駕駛員通過(guò)控制面板上的模式選擇按鈕（或開(kāi)關(guān)、旋鈕、鍵盤(pán)等）

給出控制模式要求飛控系統(tǒng)自動(dòng)控制飛機(jī)按照給定的模式飛行。自動(dòng)控制的基本控制原理與人工控制飛行時(shí)相同。只是駕駛員只需監(jiān)視顯示信息，不需要對(duì)駕駛桿等裝置進(jìn)行操作。

飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展

1912年誕生簡(jiǎn)單姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)；

2次世界大戰(zhàn)期間發(fā)展為典型自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)；

2次世界大戰(zhàn)后發(fā)展為航跡導(dǎo)航自動(dòng)控制系統(tǒng)；

50年代開(kāi)始發(fā)展阻尼器、增穩(wěn)系統(tǒng)；

70年代進(jìn)一步發(fā)展控制增穩(wěn)及電傳操縱系統(tǒng)及主動(dòng)控制技術(shù)；進(jìn)行驗(yàn)證及開(kāi)發(fā)飛機(jī)：F-16A/B；86年A32070—80年代發(fā)展飛行管理系統(tǒng)。5地面坐標(biāo)系：原點(diǎn)，地面上某一點(diǎn)軸：地平面內(nèi)并指向某一方向；軸：在地平面內(nèi)，垂直于軸指向右方軸：垂直于地面并指向地心。

1.4飛控課程的相關(guān)基礎(chǔ)知識(shí)坐標(biāo)系

原點(diǎn):飛機(jī)質(zhì)心處縱軸():在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)并平行于飛機(jī)的設(shè)計(jì)軸線指向機(jī)頭；橫軸():垂直于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面指向機(jī)身右方；豎軸（）:在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，與縱軸垂直并指向機(jī)身下方。機(jī)體坐標(biāo)系

原點(diǎn):飛機(jī)質(zhì)心處

軸:與飛行速度重合一致；軸:在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)與軸垂直并指向機(jī)腹；軸:垂直于平面并指向機(jī)身右方。速度坐標(biāo)系俯仰角：機(jī)體縱軸與地平面間夾角。

抬頭為正。偏航角：機(jī)體縱軸在地平面上的投影與給定航向間夾角。機(jī)頭右偏航為正。滾轉(zhuǎn)角：機(jī)體豎軸與通過(guò)機(jī)體縱軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正。1.飛機(jī)的姿態(tài)角

飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)

飛行速度向量機(jī)體坐標(biāo)系迎角：速度向量在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面上的投影

與機(jī)體軸間夾角。的投影在機(jī)體軸下面為正。側(cè)滑角：速度向量飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面間夾角。

的投影在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面右側(cè)為正。2.氣流角

速度坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系航跡傾斜角：速度向量與地平面間夾角。飛機(jī)向上飛時(shí)為正。航跡方位角:速度向量在地平面上的投影與地軸間夾角,投影在軸右側(cè)為正。航跡滾轉(zhuǎn)角：速度軸與通過(guò)速度軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正。3.飛機(jī)的航跡角

升降舵偏轉(zhuǎn)角向下偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的俯仰力矩為負(fù)，即產(chǎn)生低頭力矩；

方向舵偏轉(zhuǎn)角向左偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的偏航力矩為負(fù)；

副翼偏轉(zhuǎn)角副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)，“左上右下”偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩為負(fù)。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（1）駕駛桿（和）

推桿為正（）升降舵正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生低頭力矩

；左壓桿為正（）副翼“左上右下”正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；（2）腳蹬（）

左腳蹬前移為正（），方向舵正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩,飛機(jī)向左偏航。

飛機(jī)桿和腳蹬的定義前推加油門(mén)為正（）,發(fā)動(dòng)機(jī)加大推力，后拉收油門(mén)（）,減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

油門(mén)桿（）油門(mén)桿的定義自動(dòng)控制理論簡(jiǎn)介（附錄）

1.按偏差調(diào)節(jié)的閉環(huán)控制閉環(huán)負(fù)反饋控制的基本原理是:“檢測(cè)偏差，糾正偏差”

2.

自動(dòng)控制系統(tǒng)的分類(lèi)（多種分類(lèi)方法）連續(xù)模擬式系統(tǒng)：系統(tǒng)中控制器由模擬式部件構(gòu)成；計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)：計(jì)算機(jī)參與控制，系統(tǒng)中的控制器由數(shù)字計(jì)算機(jī)來(lái)完成?，F(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)均為計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)。

(1)放大環(huán)節(jié)：該環(huán)節(jié)的輸入輸出關(guān)系是

y(t)=kx(t)(2)積分環(huán)節(jié)：該環(huán)節(jié)的輸入輸出關(guān)系是(3)微分環(huán)節(jié)，該環(huán)節(jié)的輸入與輸出的關(guān)系為其他:一階慣性環(huán)節(jié)和二階振蕩環(huán)節(jié)。3.典型環(huán)節(jié)的函數(shù)關(guān)系4.控制系統(tǒng)的性能指標(biāo)穩(wěn)定性：若一個(gè)系統(tǒng)處于平衡狀態(tài)，受到外界干擾，偏離了原平衡狀態(tài)。干擾消失后，系統(tǒng)能自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)，則稱(chēng)該系統(tǒng)是穩(wěn)定的，否則是不穩(wěn)定。動(dòng)態(tài)特性：

---峰值時(shí)間tp:輸出y(t)達(dá)到最大值的時(shí)間；

---調(diào)節(jié)時(shí)間ts:輸出y(t)達(dá)到穩(wěn)態(tài)輸出y(

)的

5%差帶，但又不重新退出該誤差帶的時(shí)間。

---超調(diào)量

%：超調(diào)量定義為：

說(shuō)明：

----峰值時(shí)間tp和調(diào)節(jié)時(shí)間ts反映了過(guò)程的快

速性；

%反映了運(yùn)動(dòng)的平穩(wěn)性。

----通過(guò)改變控制器形式和參數(shù)達(dá)到設(shè)計(jì)者要

求。靜態(tài)特性要求（靜差要求）

---穩(wěn)態(tài)誤差=（期望的穩(wěn)態(tài)值

實(shí)際的穩(wěn)態(tài)值）

---靜態(tài)誤差與系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和開(kāi)環(huán)放大系數(shù)有關(guān)，

也與輸入信號(hào)的大小和形式有關(guān)?？垢蓴_能力

---要求系統(tǒng)抑制干擾的能力強(qiáng)

---決定于系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、參數(shù)和干擾的特性5.改善系統(tǒng)性能的方法

（1）串聯(lián)校正：在控制器信號(hào)傳輸通道中串接一定特性的校正環(huán)節(jié)

.---改變控制器信號(hào)傳輸?shù)姆糯蟊稊?shù)

·增加系統(tǒng)響應(yīng)的快速性；

·可以減少穩(wěn)態(tài)誤差。

---在控制器中接入一個(gè)微分環(huán)節(jié)．減少階躍響應(yīng)的超調(diào)量，降低調(diào)節(jié)時(shí)間。

---在控制器中串接積分環(huán)節(jié)．優(yōu)點(diǎn)是可以提高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度。

（2）反饋校正最常用方法是在與被控量的負(fù)反饋部件平行地引入被控量的微分信號(hào)的負(fù)反饋，如圖所示。減少系統(tǒng)輸出的超調(diào)量，減小調(diào)節(jié)時(shí)間。課程內(nèi)容及安排

?內(nèi)容

1.飛行控制的基礎(chǔ)知識(shí)

2.飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀和飛行指引儀

3.先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)

4.飛行管理系統(tǒng)

5.民機(jī)現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)（實(shí)例）

?課時(shí)安排：26學(xué)時(shí)

?教學(xué)要求

?參考講義：《民用飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)》概述：舵回路是飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)必要組成部分。概念：舵回路是按照指令模型或敏感元件輸出的電信號(hào)去操縱舵面的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。組成：舵機(jī)、伺服放大器、反饋裝置、信號(hào)綜合裝置。舵機(jī):舵回路的執(zhí)行元件，輸出力矩（或力）驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。第2章舵機(jī)和舵回路

電動(dòng)舵機(jī)、液壓舵機(jī)、電動(dòng)液壓舵機(jī)三種。電動(dòng)舵機(jī)能源：電力為能源組成：電動(dòng)機(jī)（直流或交流）、減速機(jī)構(gòu)、反饋（測(cè)速、位置）、齒輪傳動(dòng)裝置和安全保護(hù)裝置等。2.1舵機(jī)

1.舵機(jī)的基本類(lèi)型

2.1.1舵機(jī)介紹液壓舵機(jī)（直接推動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)）

?液壓舵機(jī)：直接推動(dòng)操縱面的舵機(jī)。

?電液副舵機(jī)：通過(guò)液壓助力器帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)的舵機(jī)。電動(dòng)液壓復(fù)合舵機(jī)（電液復(fù)合舵機(jī)）電液副舵機(jī)和液壓主舵機(jī)的組合，兼有兩種舵機(jī)的功能。余度舵機(jī)幾套相同的舵機(jī)組合在一起共同操縱舵面的舵機(jī)。目的：提高可靠性

——一般用于電傳操縱系統(tǒng)中

用來(lái)推動(dòng)氣流中的舵面，受到空氣動(dòng)力的反作用力，反作用力的大小與飛機(jī)的飛行狀態(tài)有關(guān)；同時(shí)滿足自動(dòng)控制和人工控制的需要（目前采用兩種情況）強(qiáng)力操縱：適用于低速飛行，應(yīng)急情況下，用人工強(qiáng)行推動(dòng)舵面；設(shè)計(jì)多功能的復(fù)合舵機(jī)。（高速飛機(jī)的特點(diǎn)）2.駕駛儀舵機(jī)的特點(diǎn)從控制系統(tǒng)角度對(duì)舵機(jī)的要求:應(yīng)有足夠的功率輸出；應(yīng)具有一定的輸出行程(或轉(zhuǎn)角)；偏轉(zhuǎn)角速度應(yīng)連續(xù)可調(diào)，速度的調(diào)節(jié)范圍要寬；動(dòng)態(tài)響應(yīng)要快，慣性小，且運(yùn)行平穩(wěn)，死區(qū)(不靈敏區(qū))及滯環(huán)要小；應(yīng)有安全保護(hù)裝置以及制動(dòng)能力；體積重量小，安裝維護(hù)方便。3.對(duì)舵機(jī)要求（主要）

現(xiàn)代高速飛機(jī)偏轉(zhuǎn)操縱面時(shí)所需力及力矩較大，駕駛員直接操縱較為困難；在駕駛桿與舵面之間裝有液壓助力器，平衡作用在舵面上的鉸鏈力矩，且不會(huì)直接傳到駕駛桿上。單腔液壓助力器．分油活門(mén)(又稱(chēng)控制閥)和作動(dòng)筒兩大部分組成。．作動(dòng)筒外殼與機(jī)體相連，活塞桿一端與舵面相連，另一端與分油活門(mén)外殼相連。．駕駛桿與分油活門(mén)的閥芯相接。

2.1.2液壓助力器

工作過(guò)程：

---一定桿位移對(duì)應(yīng)一定的作動(dòng)筒活塞的位移；

---反饋?zhàn)饔茫?/p>

能源：高壓液體為能源特點(diǎn)：功率增益大；快速性好；結(jié)構(gòu)緊湊，體積小，重量輕（無(wú)減速器）靈敏度高，可獲得滿意的操縱品質(zhì)；可實(shí)現(xiàn)多余度控制技術(shù)。缺點(diǎn)：加工、裝配精度要求高，生產(chǎn)成本高。2.1.3舵機(jī)原理

液壓舵機(jī)

1.組成

?電液伺服閥

力矩馬達(dá)——信號(hào)轉(zhuǎn)換裝置

液壓放大器:前置放大器，功率放大器噴咀擋板——液壓前置放大器（將力矩馬達(dá)輸出的角位移轉(zhuǎn)換成噴咀左右兩前腔壓力差）滑閥液壓放大器——液壓功率放大器（將噴嘴擋板輸出的壓力差轉(zhuǎn)換為閥芯的位移）

?

作動(dòng)筒——輸出裝置

?位移傳感器

電液副舵機(jī)2.結(jié)構(gòu)與工作原理

工作原理：輸入信號(hào)為0時(shí)：即,

力矩馬達(dá)銜鐵兩端電磁力平衡擋板不偏轉(zhuǎn)與左右兩噴嘴間距離相等閥心兩端面上的壓力相等、方向相反閥心處于中間位置作動(dòng)筒活塞位移=0舵面不偏轉(zhuǎn)。輸入信號(hào)不為0時(shí)：,

左：，左右

閥芯右移，左高壓油接通供油，作動(dòng)筒右移；

力反饋桿右移，彈簧力矩—電磁力矩—液動(dòng)力矩平衡擋板位移正比于輸入信號(hào)。

．復(fù)合舵機(jī)是由電液副舵機(jī)和助力器(液壓主舵機(jī))

組合一體構(gòu)成的。．有并聯(lián)式與串聯(lián)式兩種組合方式。并聯(lián)復(fù)合舵機(jī)

并聯(lián)復(fù)合舵機(jī)典型原理結(jié)構(gòu)如圖2.9所示。三種工作狀態(tài):

助力工作狀態(tài)：用于人工駕駛工作狀態(tài)，即搖桿A點(diǎn)不動(dòng)，搖臂桿可以繞A點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)移動(dòng)駕駛桿時(shí)，使0點(diǎn)移動(dòng)，帶動(dòng)B點(diǎn)移動(dòng)，操縱分油活門(mén)，作動(dòng)筒活塞拖動(dòng)舵面轉(zhuǎn)動(dòng)。

電液復(fù)合舵機(jī)

自動(dòng)控制工作狀態(tài)：

在駕駛桿不動(dòng)情況下，自動(dòng)控制系統(tǒng)產(chǎn)生控制指令，加于電液副舵機(jī)，使B點(diǎn)移動(dòng)，通過(guò)助力器使舵面偏轉(zhuǎn)。

復(fù)合工作狀態(tài)：自動(dòng)控制系統(tǒng)通過(guò)舵機(jī)操縱舵面，駕駛員亦可通過(guò)駕駛桿操縱舵面。此時(shí)B點(diǎn)運(yùn)動(dòng)是兩者疊加。操縱權(quán)限：兩種不同操縱方式，各自造成的可操縱舵面的行程，稱(chēng)為操縱權(quán)限。

復(fù)合工作時(shí)，舵機(jī)的操縱權(quán)限較小，僅為全權(quán)限的(5-10)%左右。

串聯(lián)復(fù)合舵機(jī)三種工作狀態(tài)：助力工作狀態(tài)

舵機(jī)活塞不動(dòng)，舵機(jī)相當(dāng)于拉桿的一部分，駕駛桿移動(dòng)時(shí)，通過(guò)舵機(jī)整體運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)分油活門(mén)中的閥芯，從而控制舵面偏轉(zhuǎn)。自動(dòng)控制工作狀態(tài)駕駛桿不動(dòng)，舵機(jī)外殼移動(dòng)，并拉動(dòng)分油活門(mén)中的閥芯，從而控制舵面偏轉(zhuǎn)。復(fù)合工作狀態(tài)分油活門(mén)的位移由駕駛桿位移和控制信號(hào)決定，并在舵機(jī)上實(shí)現(xiàn)綜合。．復(fù)合工作僅用于增穩(wěn)、控制增穩(wěn)或阻尼器系統(tǒng)。．電傳操縱系統(tǒng)取消了人工機(jī)械操縱系統(tǒng)，復(fù)合工作狀態(tài)已不存在。．飛機(jī)有人工操縱和自動(dòng)駕駛工作狀態(tài)時(shí)，則也不存在復(fù)合工作狀態(tài)。液壓舵機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)

優(yōu)點(diǎn):·在同樣的功率下，液壓舵機(jī)體積小，重量輕。

·力矩與慣量比值大，運(yùn)動(dòng)平穩(wěn)，快速性好。

·功率增益大，控制功率小，靈敏度高，可承受的載荷大。

缺點(diǎn)：加工精度要求高，復(fù)雜，維修困難，成本高。

多余度技術(shù)——提高可靠性的主要措施1.多余度概念:多余度就是有備份余度舵機(jī):用幾套相同的舵機(jī)組合在一起共同操縱舵面，構(gòu)成所謂余度舵機(jī)。2.三余度電液副舵機(jī)

三套相同的電液副舵機(jī)

(包括液壓伺服閥和作動(dòng)器)

結(jié)構(gòu)和原理:（1）三套作動(dòng)筒的活塞桿同時(shí)連接在一根桿上并一起運(yùn)動(dòng)

;

余度舵機(jī)（2)在正常情況下，余度副舵機(jī)中，只有一套(伺服閥)處于“主動(dòng)”狀態(tài)，其余兩套處于靜止?fàn)顟B(tài)。（3)三套電液副舵機(jī)在輸入信號(hào)作用下，協(xié)調(diào)的操縱一個(gè)舵面偏轉(zhuǎn)，如同一個(gè)整體的舵機(jī)。（4）監(jiān)控器檢測(cè)、判斷各自的工作情況，當(dāng)一套有問(wèn)題時(shí)發(fā)出邏輯控制信號(hào)，通過(guò)一定的轉(zhuǎn)換措施，進(jìn)行另外一套（或兩套）舵機(jī)的轉(zhuǎn)換，即可將原“備份”狀態(tài)的舵機(jī)變?yōu)椤爸鲃?dòng)”狀態(tài)，而將“主動(dòng)”狀態(tài)的舵機(jī)變?yōu)椤皞浞荨睜顟B(tài)。*在三套舵機(jī)中即使有兩套出現(xiàn)故障，余度舵機(jī)也能照常操縱舵面偏轉(zhuǎn)——大大提高系統(tǒng)的可靠性，保證飛機(jī)安全飛行。

三余度電液副舵機(jī)原理方塊圖1．飛機(jī)操縱系統(tǒng)：駕駛員用來(lái)操縱飛機(jī)上各操縱面，實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)飛行的系統(tǒng)。（1）主操縱系統(tǒng)：操縱升降舵、副翼和方向舵；可逆型助力操縱系統(tǒng)：駕駛員通過(guò)回力桿，真實(shí)地感受舵面上氣動(dòng)力矩的變化，改變助力器的傳動(dòng)比,使桿力變小。通常用于高亞音速飛機(jī)。不可逆助力系統(tǒng)：無(wú)回力桿，駕駛員與舵面之間無(wú)直接聯(lián)系，不存在桿力反向問(wèn)題；（2）輔助操縱系統(tǒng)：用來(lái)操縱調(diào)整片、水平安定面及起落架、襟翼和減速板等。2.1.4舵機(jī)與操縱系統(tǒng)的連接方式2．舵機(jī)與主操縱系統(tǒng)的連接（1）舵機(jī)與操縱系統(tǒng)并聯(lián)：

自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)與人工操縱系統(tǒng)對(duì)舵面的操縱關(guān)系是并聯(lián)的。特點(diǎn)：人工駕駛和自動(dòng)控制可通過(guò)同一機(jī)械傳動(dòng)裝置操縱舵面。舵機(jī)操縱對(duì)人系統(tǒng)有影響。駕駛儀舵機(jī)對(duì)舵面操縱時(shí)，駕駛桿處于隨動(dòng)狀態(tài)，所以人工駕駛和駕駛儀不能同時(shí)進(jìn)行；要直接操縱舵面，必須斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀；人可通過(guò)駕駛儀操縱臺(tái)上旋鈕發(fā)出信號(hào)，通過(guò)舵機(jī)操縱飛機(jī)。舵機(jī)要有離合器和舵面相連，以便在人操縱時(shí)，將舵機(jī)斷開(kāi)。要有安全保護(hù)裝置，一旦在離合器斷不開(kāi)的情況下，駕駛員可以較大的力量克服舵機(jī)中摩擦離合器的摩擦力，使離合器打滑，強(qiáng)行操縱舵面。（2）舵機(jī)與人工操縱系統(tǒng)串聯(lián)

舵機(jī)與人工操縱系統(tǒng)對(duì)舵面的操縱關(guān)系是串聯(lián)的。舵機(jī)和人能夠同時(shí)操縱飛機(jī)。

——串聯(lián)連接方式常用于阻尼和增穩(wěn)系統(tǒng)中。

特點(diǎn)：舵機(jī)串聯(lián)在駕駛桿和液壓助力器的傳動(dòng)桿之間，舵機(jī)成了人工操縱系統(tǒng)的一個(gè)環(huán)節(jié)。在自動(dòng)控制時(shí)，對(duì)助力器施以推力，從而推動(dòng)舵面，而對(duì)駕駛桿無(wú)作用力；在人工駕駛時(shí)，舵面自動(dòng)回到中立位置而鎖死不動(dòng)，不影響人工駕駛。

“力反傳”現(xiàn)象，會(huì)干擾人工操縱。當(dāng)舵機(jī)推動(dòng)助力器閥芯帶動(dòng)舵面動(dòng)作時(shí)，助力器分油閥具有的摩擦力對(duì)駕駛桿有作用力，干擾了飛行員的操縱感覺(jué)，這一現(xiàn)象稱(chēng)為“力反傳”。

解決的辦法：采用“人感裝置”人工操縱時(shí)舵機(jī)回中但不鎖死，結(jié)果舵機(jī)處在隨遇狀態(tài)，致使飛行員不能有效地操縱飛機(jī)。

舵機(jī)的“硬性”故障。即舵機(jī)出現(xiàn)機(jī)械故障，不能自動(dòng)回中，特別是舵機(jī)輸出桿有很大的位移偏離時(shí)，卡死不能回中，此時(shí)舵面有很大的角度，而駕駛桿正處在中立位置，結(jié)果使得“桿”、“舵”不協(xié)調(diào)，致使飛行員無(wú)法操縱飛機(jī)。——最嚴(yán)重的缺點(diǎn)解決的辦法：采用余度技術(shù)提高自動(dòng)控制系統(tǒng)的可靠性；減小舵機(jī)操縱權(quán)限，一般僅為全權(quán)限的1/3~1/10。將舵機(jī)或復(fù)合舵機(jī)用舵機(jī)偏轉(zhuǎn)角或偏轉(zhuǎn)角速度反饋信號(hào)包圍起來(lái)，形成一個(gè)舵回路。．改善舵機(jī)跟蹤控制指令的特性和精度，減少鉸鏈力矩的影響。

2.2舵回路目的從控制系統(tǒng)角度對(duì)舵回路的要求：

·應(yīng)穩(wěn)定工作；

·舵回路的靜態(tài)性能滿足系統(tǒng)所提出的輸入與輸出關(guān)系的要求；

·舵回路應(yīng)有較寬的通頻帶；

·舵回路應(yīng)有良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性。對(duì)舵回路的要求（主要）1.引入輸出轉(zhuǎn)角速度反饋的反饋（1）結(jié)構(gòu)圖舵回路的構(gòu)成與基本類(lèi)型結(jié)論：在舵機(jī)內(nèi)部引入反饋構(gòu)成的閉合回路，當(dāng)反饋量相當(dāng)大時(shí)，可以削弱鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)的影響，而與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。穩(wěn)態(tài)時(shí)的輸出角速度正比于輸入電壓?？梢钥刂贫鏅C(jī)輸出軸的偏轉(zhuǎn)角速度。*

飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)指令可按比例控制舵偏角速度。類(lèi)型：軟反饋式舵回路2.引入輸出轉(zhuǎn)角的反饋（位置反饋）（1）結(jié)構(gòu)圖

結(jié)論：舵機(jī)型能僅決定于舵機(jī)自身結(jié)構(gòu)參數(shù)和反饋量大小，與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。穩(wěn)態(tài)時(shí)輸出轉(zhuǎn)角，正比于輸入電壓，反比于反饋量；可以削弱鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)的影響，而與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。*飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)指令可按比例控制舵偏角度。類(lèi)型：硬反饋式舵回路（位置反饋舵回路）

現(xiàn)代飛機(jī)上常用的增穩(wěn)系統(tǒng)或阻尼器系統(tǒng)，也是一種控制系統(tǒng)，但它不是用來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)飛行控制，而是用來(lái)改善飛機(jī)的某些特性，實(shí)現(xiàn)所要求的飛行品質(zhì)和飛行特性。這種系統(tǒng)雖不實(shí)現(xiàn)自動(dòng)飛行控制，但它們?nèi)允且环N用于飛行的控制系統(tǒng)，成為飛機(jī)飛行不可缺少的組成部分。第三章阻尼增穩(wěn)和電傳操縱系統(tǒng)3.1.1偏航阻尼器(又稱(chēng)荷蘭滾阻尼器)（1）偏航阻尼器的功能

提高飛機(jī)的荷蘭滾阻尼。（2）偏航阻尼器的基本控制方案增大偏航阻尼力矩的一種人工方法，就是直接測(cè)量飛機(jī)的偏航角速度r作為反饋量，并使方向舵偏轉(zhuǎn)角與r成比例：（3.2）式中為傳遞系數(shù)。

3.1飛機(jī)

阻尼器系統(tǒng)（3）基本控制結(jié)構(gòu)偏航角速率陀螺，測(cè)量飛機(jī)的偏航角速度；控制器產(chǎn)生控制信號(hào)；復(fù)合舵機(jī)(串聯(lián))。

（4）控制規(guī)律系統(tǒng)原理框圖為

引入洗出網(wǎng)絡(luò)原因傾斜轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生偏航角速度產(chǎn)生常值舵偏

產(chǎn)生附加阻尼力矩，阻尼飛機(jī)偏轉(zhuǎn)，降低飛機(jī)的偏航角速度。同理，駕駛員用腳蹬操縱方向舵，控制飛機(jī)作有意識(shí)偏航（盤(pán)旋）時(shí)，也會(huì)發(fā)生類(lèi)似問(wèn)題，即偏航阻尼器將會(huì)降低駕駛員的操縱效率。

為了克服偏航阻尼器對(duì)穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎速率的影響，常在控制器中加入一種“洗出網(wǎng)絡(luò)”的控制算法。

其中，為清洗網(wǎng)絡(luò)的時(shí)間常數(shù)。主要特征：若某個(gè)環(huán)節(jié)的輸入信號(hào)等于常數(shù)（或變化很緩慢），則輸出為零（或近似為零）。人工操縱、自動(dòng)駕駛狀態(tài)，該環(huán)節(jié)都在起作用。

方向舵偏轉(zhuǎn)權(quán)限：5~10%。系統(tǒng)中加入“洗出網(wǎng)絡(luò)”后，當(dāng)飛機(jī)作穩(wěn)態(tài)盤(pán)旋時(shí)（r=常數(shù)），“洗出網(wǎng)絡(luò)”輸出近似為零，即控制器輸出和方向舵偏轉(zhuǎn)均為零，即不會(huì)產(chǎn)生阻礙穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎的控制。

----主要用于改善飛機(jī)穩(wěn)態(tài)操縱特性。加入洗出網(wǎng)絡(luò)的系統(tǒng)原理框圖俯仰阻尼器的主要作用和功能就是用來(lái)改善飛機(jī)的縱向短周期運(yùn)動(dòng)的阻尼特性。3.1.2俯仰阻尼器

飛機(jī)俯仰阻尼器系統(tǒng)的方框圖①適當(dāng)選擇阻尼器的控制律增益，可增大阻尼比，改善飛機(jī)的阻尼特性；②增加阻尼器后可使飛機(jī)的固有頻率增加；③增加阻尼器后，系統(tǒng)的靜操縱性減小了，也就是說(shuō)，靜操縱性隨著阻尼比增大而減小，是以犧牲靜操縱性換來(lái)阻尼比的改善的。結(jié)論

功能：用來(lái)改善飛機(jī)-阻尼器系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性。方框圖：

3.1.3滾轉(zhuǎn)阻尼器

·采用阻尼器可提高飛機(jī)阻尼比；

·阻尼器對(duì)固有頻率的影響不大。

·當(dāng)飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下飛行時(shí)，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨著迎角的增大而變大，甚至變?yōu)檎?，使得飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性變差。飛機(jī)難以操縱，必須應(yīng)用增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。

3.2飛機(jī)增穩(wěn)控制3.2.1關(guān)于飛機(jī)的靜穩(wěn)定性

1.縱向靜穩(wěn)定性靜穩(wěn)定靜不穩(wěn)定中性穩(wěn)定

2.放寬飛機(jī)的過(guò)載（迎角）靜穩(wěn)定性效益減少飛行阻力

---提高爬升率；

---提高升限；

---增大航程靜穩(wěn)定的飛機(jī)式中，為焦點(diǎn)距平均氣動(dòng)弦前緣的無(wú)因此距離；

為重心距平均氣動(dòng)弦前緣的無(wú)因此距離。結(jié)論：若使飛機(jī)具有過(guò)載靜穩(wěn)定，飛機(jī)的重心要位于焦點(diǎn)的前邊。后果：為了配平，即氣動(dòng)力矩平衡，飛機(jī)的平尾必須前緣向下，產(chǎn)生向下氣動(dòng)力，使飛機(jī)力矩平衡。

為此，需增大機(jī)身的升力，以補(bǔ)償平尾上的負(fù)升。結(jié)果須增大配平的迎角。飛機(jī)的阻力增大飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和燃油消耗量增加，并降低飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。

放寬飛機(jī)的過(guò)載（迎角）靜穩(wěn)定性,則可減少飛行阻力，從而提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。

3.2.2增穩(wěn)控制系統(tǒng)的構(gòu)成

（1）引入迎角反饋信號(hào)構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)---控制規(guī)律---適當(dāng)調(diào)整可使飛機(jī)由縱向不穩(wěn)定變?yōu)榉€(wěn)定。---等效地改變了靜穩(wěn)定性。---缺點(diǎn)：迎角測(cè)量精度低；噪聲較大。系統(tǒng)組成（2）引入法向過(guò)載反饋構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)

表明迎角與法向過(guò)載有一定比例關(guān)系。

---測(cè)量法向過(guò)載構(gòu)成系統(tǒng)?？刹捎孟旅娴目刂坡桑?/p>

（3）迎角與俯仰角速度組合反饋控制

---前種方法缺點(diǎn)：短周期阻尼比降低，振蕩增大。

---控制方案：測(cè)量迎角及俯仰角速度，控制升降舵：

---優(yōu)點(diǎn)：增穩(wěn)及增大阻尼。---阻尼器或增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機(jī)的阻尼和穩(wěn)定性。

---增穩(wěn)系統(tǒng)引入反饋信號(hào)與飛行員指令信號(hào)的綜合，影響了飛機(jī)的操縱性能，降低了飛行員的操縱靈敏度

。3.3控制增穩(wěn)系統(tǒng)俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的方框圖俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的工作原理①駕駛員的操縱信號(hào)經(jīng)由不可逆助力操縱系統(tǒng)構(gòu)成的機(jī)械通道使升降舵面偏轉(zhuǎn)；②駕駛員的操縱信號(hào)同時(shí)又經(jīng)前饋電氣通道，由桿力傳感器kp(s)產(chǎn)生電壓指令信號(hào)，通過(guò)指令模型M(s)形成滿足操縱要求的電信號(hào)，再與增穩(wěn)回路的反饋信號(hào)綜合后使升降舵面偏轉(zhuǎn)；③機(jī)械通道與前饋電氣通道產(chǎn)生的操縱信號(hào)是同號(hào)的，總的升降舵面偏轉(zhuǎn)為

即前饋電氣通道可使駕駛員的操縱量增強(qiáng)。

由于電氣通道是采用前饋形式，因此可以使系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)增益取得很高，又不會(huì)減小系統(tǒng)的閉環(huán)增益而降低靜操縱性，這是俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的顯著特點(diǎn)之一。利用這一特點(diǎn)可以通過(guò)提高前饋電氣通道的增益，以補(bǔ)償由于增穩(wěn)反饋回路的增益取得很大時(shí)，所造成系統(tǒng)的閉環(huán)增益減小問(wèn)題，從而改善系統(tǒng)的靜操縱特性。

．具有增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋通道；．操縱桿指令變成電信號(hào)，處理后送入增穩(wěn)穩(wěn)系統(tǒng)中；．前饋控制器對(duì)桿指令進(jìn)行平滑處理。．系統(tǒng)即有增穩(wěn)作用又可以改善操縱特性。

．權(quán)限增大。

控制增穩(wěn)系統(tǒng)---結(jié)論

在座艙中，駕駛員移動(dòng)駕駛桿或腳蹬,通過(guò)操縱系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)位于不同翼面上的氣體操縱面，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的控制。一.飛機(jī)操縱系統(tǒng)的發(fā)展

1.全機(jī)械操縱系統(tǒng)：鋼索軟式拉桿硬式操縱3.4.1飛機(jī)操縱系統(tǒng)的發(fā)展

3.4電傳操縱系統(tǒng)2.半助力的機(jī)械操縱系統(tǒng)

液壓助力器安裝在操縱系統(tǒng)中通過(guò)拉桿或鋼索感受舵面上所受到的氣動(dòng)力依據(jù)這種感覺(jué)來(lái)操縱飛機(jī)。

3.全助力操縱系統(tǒng)

---人感系統(tǒng)：產(chǎn)生駕駛員操縱感覺(jué)

駕駛員操縱指令控制助力器上的分油活門(mén)助力器改變舵面的偏轉(zhuǎn)。（存在問(wèn)題：駕駛桿上所承受的桿力與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)，駕駛員無(wú)法從桿力的大小來(lái)感受飛機(jī)飛行狀態(tài)的變化）系統(tǒng)中增加人感裝置（用彈簧，緩沖器以及配重等構(gòu)成的系統(tǒng)）提供駕駛桿上所受的人工感力駕駛桿的操縱情況隨飛行狀態(tài)變化利用特定的力臂調(diào)節(jié)器等來(lái)實(shí)現(xiàn)。4.具有增穩(wěn)功能的全助力操縱系統(tǒng)

將人工操縱系統(tǒng)與自動(dòng)控制結(jié)合起來(lái)，將增穩(wěn)系統(tǒng)引入到人工操縱系統(tǒng)中。

做法：角速率陀螺（加速度計(jì)）測(cè)量飛機(jī)相關(guān)變量的變化形成人工阻尼和增穩(wěn)信號(hào)通過(guò)串聯(lián)或并聯(lián)舵機(jī)操縱舵面飛機(jī)在高空或高速條件下仍具有滿意的操縱品質(zhì)。

※增穩(wěn)系統(tǒng)是飛機(jī)的組成部分，駕駛員操縱的猶如一架具有優(yōu)良品質(zhì)的“等效飛機(jī)”。

（特點(diǎn)：增穩(wěn)系統(tǒng)和駕駛桿互相獨(dú)立，舵面既受駕駛桿機(jī)械傳動(dòng)指令控制，又受增穩(wěn)系統(tǒng)產(chǎn)生的指令控制，為安全起見(jiàn)，增穩(wěn)系統(tǒng)對(duì)舵面操縱權(quán)限受到限制，一般僅為舵面全權(quán)限的3~6%。）5.控制增穩(wěn)系統(tǒng)

將駕駛員操縱駕駛桿的指令信號(hào)變換為電信號(hào)，并經(jīng)過(guò)一定處理后，引入到增穩(wěn)系統(tǒng)中，作為增穩(wěn)系統(tǒng)的指令輸入信號(hào)，控制舵機(jī)的運(yùn)動(dòng)。

（控制增穩(wěn)系統(tǒng)權(quán)限可增大到全權(quán)限的30%以上）

從控制增穩(wěn)發(fā)展電傳操縱系統(tǒng)的主要原因·機(jī)械操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，重量重，占據(jù)空間大；·機(jī)械傳動(dòng)系統(tǒng)傳輸?shù)乃绤^(qū)、間隙等特性，影響對(duì)飛機(jī)的操縱，容易引發(fā)人

機(jī)耦合振蕩。·控制增穩(wěn)系統(tǒng)對(duì)舵面的操縱權(quán)限有限，很難滿足對(duì)飛行品質(zhì)改善的要求?！ぎa(chǎn)生這些缺點(diǎn)的根本原因是機(jī)械桿系的存在，那么能否取消機(jī)械桿系呢？回答是肯定的。所以，電傳操縱系統(tǒng)為解決現(xiàn)代高性能飛機(jī)操縱系統(tǒng)中的許多問(wèn)題，提供了更有效的方法。

目前國(guó)內(nèi)外許多軍機(jī)和民機(jī)上都采用了這種系統(tǒng)。一.概念電傳操縱系統(tǒng)是將駕駛員操縱裝置發(fā)出的信號(hào)轉(zhuǎn)換成電信號(hào)，通過(guò)電纜直接傳輸?shù)阶灾魇蕉鏅C(jī)的一種系統(tǒng)。電傳操縱系統(tǒng)就是一個(gè)全時(shí)全權(quán)限的“電信號(hào)系統(tǒng)+控制增穩(wěn)”的飛行操縱系統(tǒng)。3.4.2電傳操縱系統(tǒng)(FBW-Fly-by-wire)概述

二．電傳操縱（Fly-by-wire,FBW）系統(tǒng)

將控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的機(jī)械操縱部分完全取消，駕駛員的操縱指令完全通過(guò)電信號(hào)，利用控制增穩(wěn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)操縱。----也稱(chēng)為電子操縱系統(tǒng)

三.電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展與應(yīng)用電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展

1．上世紀(jì)50年代末:電傳操縱系統(tǒng)出現(xiàn)第一架采用電傳操縱系統(tǒng)的作戰(zhàn)飛機(jī)是F-111，該機(jī)于1964年開(kāi)始飛行，當(dāng)時(shí)采用了三余度帶機(jī)械備分的模擬式系統(tǒng)。之后在其它型號(hào)的飛機(jī)（如“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)，F(xiàn)-8C飛機(jī)，西德的F-104G、波音YC-14短距起落運(yùn)輸機(jī)等）也進(jìn)行了電傳操縱系統(tǒng)驗(yàn)證，并且開(kāi)始采用數(shù)字式系統(tǒng)。*最初電傳操縱系統(tǒng)的特點(diǎn):

為了安全可靠，都帶有機(jī)械備份系統(tǒng)。

2.六十年代中期：無(wú)機(jī)械備份的電傳操縱系統(tǒng)（全電傳（Fullfly-by-wire，F(xiàn)FBW）操縱系統(tǒng)）

美國(guó)F-16輕型戰(zhàn)斗機(jī)——世界上第一架無(wú)機(jī)械備份的模擬式電傳操縱系統(tǒng)的飛機(jī)。

3.八十年代：數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)

英國(guó)“美洲虎”戰(zhàn)斗機(jī)——

1981年首次試飛。（第一架無(wú)任何機(jī)械備份的數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)的飛機(jī)。）

（1）電傳操縱系統(tǒng)的可靠性技術(shù)可靠性要求：致命故障概率：

---軍用飛機(jī)：10-7/飛行小時(shí)；

---民用飛機(jī)：10-9/飛行小時(shí)；

---單套電系統(tǒng)：10-3/飛行小時(shí)。解決方法*提高各元部件的可靠性。潛力不大；*構(gòu)成余度電傳操縱系統(tǒng)：用功能相同但可靠性較低的多套系統(tǒng)同時(shí)工作，以獲得高可靠性的系統(tǒng)，即通過(guò)增加資源來(lái)?yè)Q取高可靠性。3.4.3電傳操縱系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)余度電傳系統(tǒng)應(yīng)滿足如下條件：·具有故障監(jiān)控和信號(hào)表決的能力；·具有故障隔離能力，即將故障部件斷開(kāi)后，系統(tǒng)仍能繼續(xù)工作；·具有重新組織能力，即在性能稍有降低的情況下，仍能繼續(xù)承擔(dān)任務(wù)。采用非相似余度技術(shù)，防止相同的多重系統(tǒng)共點(diǎn)故障。

采用備份系統(tǒng)

---當(dāng)正常余度系統(tǒng)完全失效時(shí)，能自動(dòng)接通備份系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)操縱和控制飛機(jī)；

---機(jī)械備分系統(tǒng)簡(jiǎn)單、性能稍差，可靠；

---模擬式；數(shù)字式；應(yīng)急機(jī)械備分。（2）控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)

精心設(shè)計(jì)控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的前饋、反饋以及正向通道的控制器——實(shí)現(xiàn)所要求的飛行品質(zhì)（穩(wěn)定性、操縱性、最佳的和隨飛行狀態(tài)很少變化的操縱桿力梯度、位移梯度等）。（3）機(jī)內(nèi)自檢測(cè)和飛行監(jiān)控技術(shù)

滿足電傳操縱系統(tǒng)的飛行安全和維護(hù)要求，達(dá)到系統(tǒng)可靠性和故障工作要求。（4）四防設(shè)計(jì)防電源中斷、防失掉液壓源、防雷電和防電磁干擾

三.電傳操縱系統(tǒng)特征

1.電傳操縱系統(tǒng)主要靠電信號(hào)傳遞飛行員操縱指令。

——這種系統(tǒng)中不再含有機(jī)械操縱系統(tǒng)。

——當(dāng)取消了控制增穩(wěn)系統(tǒng)中機(jī)械傳動(dòng)的操縱作用后，僅保留電信號(hào)的操縱，該系統(tǒng)就是

FBW。

——“電信號(hào)系統(tǒng)+控制增穩(wěn)系統(tǒng)”

——又稱(chēng)為電子操縱系統(tǒng)。2.控制增穩(wěn)系統(tǒng)是電傳操縱系統(tǒng)不可分割的組成部分。如果沒(méi)有控制增穩(wěn)功能，系統(tǒng)僅能稱(chēng)為電信號(hào)系統(tǒng)，而不能稱(chēng)為電傳操縱系統(tǒng)。四.存在的問(wèn)題

1.全時(shí)全權(quán)限的電傳操縱系統(tǒng)必須要具有相當(dāng)于機(jī)械操縱系統(tǒng)的可靠性，而要達(dá)到這種要求需要付出極高的代價(jià)。

2.成本比較高采用余度系統(tǒng)提高系統(tǒng)的可靠性。

3.易受雷電和周?chē)h(huán)境電磁干擾的影響。解決防雷電和電磁相容性問(wèn)題，是電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的重要問(wèn)題。（光傳操縱系統(tǒng)）3.4.4B777飛機(jī)電傳飛機(jī)操縱系統(tǒng)實(shí)例

1.B777飛機(jī)與主飛行操縱系統(tǒng)

B777飛機(jī)是美國(guó)波音飛機(jī)公司制造的一種中遠(yuǎn)程寬體運(yùn)輸機(jī)。飛機(jī)采用了傳統(tǒng)外型布局，下單翼外掛兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙，水平安定面/升降舵以及垂直安定面/方向舵位于機(jī)尾。為了增加低速飛行的升力以便進(jìn)行起飛和著陸，機(jī)翼上除了外側(cè)副翼和襟副翼外，還安裝了增升裝置：每側(cè)有外側(cè)后緣襟翼、內(nèi)側(cè)后緣襟翼和克魯格襟翼各一塊以及七塊前緣縫翼。每側(cè)大翼上還有七塊擾流片，以幫助空中操縱和著陸減速。

B777飛機(jī)的飛行操縱面兩個(gè)升降舵和一個(gè)活動(dòng)的水平安定面：實(shí)現(xiàn)俯仰控制；兩個(gè)襟副翼和兩個(gè)副翼、14塊擾流板：完成橫滾的控制，在正常方式時(shí)，襟副翼都是用來(lái)控制橫滾的；偏航由惟一的一個(gè)幾乎與垂直尾翼一樣高的方向舵控制。方向舵下段有一活動(dòng)部份，提供附加的偏航控制能力。

B777的飛行控制系統(tǒng)主要由三大部分構(gòu)成（1）電傳操縱系統(tǒng)(主飛行操縱系統(tǒng))(Primaryflightcontrolsystems—PFCS)

（2）自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)（3）自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)B777主飛行操縱系統(tǒng)基本組成電傳操縱系統(tǒng)主要由以下部件組成:·主飛行計(jì)算機(jī)

(PFC：primaryflightcomputer)·作動(dòng)筒控制電子裝置

(ACE：ActuatorControlElectronics)·動(dòng)力控制組件

(PCU：PowerControlUnit)·桿位置傳感器(positiontransducers)·人感系統(tǒng)(Feelunits)·大氣數(shù)據(jù)及慣性基準(zhǔn)組件(ADIRU)·飛行控制ARINC629總線。2.系統(tǒng)的余度技術(shù)

PFC：3余度．每個(gè)PFC由三個(gè)支路組成：指令、備用、監(jiān)控．每個(gè)支路的處理器是非相似的：

AMD—29050；

Motorola—68040；

Intel—80486。．軟件是用不同編譯系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的。其它部件．ACE：4余度；ARINC629：3余度；．桿位移傳感器：4~6余度；PCU：不同余度。3.電傳系統(tǒng)的工作模式電傳操縱系統(tǒng)有如下幾種操縱方式：

正常方式、次要方式、直接方式和備用機(jī)械操縱。正常操縱方式

．各種功能均可實(shí)現(xiàn)

人工飛行時(shí)，正常方式，作動(dòng)筒電子控制裝置接收飛行員操縱輸入信號(hào)，并把這些信號(hào)送給三臺(tái)主飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)（PFCS），PFCS利用這些信號(hào)和來(lái)自其它飛機(jī)系統(tǒng)的有關(guān)信息，按設(shè)計(jì)的控制規(guī)律計(jì)算出操縱面指令。這些指令又被送到作動(dòng)筒電子控制裝置（ACES），ACES把這些指令分發(fā)給相應(yīng)操縱面作動(dòng)筒。電傳系統(tǒng)的工作模式

——正常模式

次要工作方式．缺少反饋信號(hào)或PFCS有故障，自動(dòng)進(jìn)入；．電傳功能降級(jí)，其他功能取消(A/P，F(xiàn)/D

等)。直接工作方式．當(dāng)三臺(tái)PFCS信號(hào)中斷后，自動(dòng)轉(zhuǎn)到該方式；．駕駛員電信號(hào)直接控制PCU；具有繼續(xù)安全飛行和著陸的所有操縱，但飛行品質(zhì)降低。備用機(jī)械操縱

電氣系統(tǒng)完全切斷。．安定面機(jī)械操縱仍可使飛行員，一直飛到電氣系統(tǒng)重新起動(dòng)為止。優(yōu)點(diǎn)：

1.減輕了操縱系統(tǒng)的重量

2.減少了體積

3.節(jié)省設(shè)計(jì)和安裝時(shí)間

4.減少維護(hù)工時(shí)

5.消除機(jī)械操縱系統(tǒng)中非線性因素的影響

6.改善了飛機(jī)的飛行品質(zhì)

7.簡(jiǎn)化了主操縱系統(tǒng)與自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的組合

8.增大了座艙布局靈活性3.4.5電傳操縱系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)和問(wèn)題

待解決的問(wèn)題：務(wù)必提高全時(shí)全權(quán)限電傳操縱系統(tǒng)單通道的可靠性，以降低余度系統(tǒng)的復(fù)雜性。防雷電以及電磁兼容性。簡(jiǎn)化余度系統(tǒng)降低各部件的成本。

第四章飛機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)

自動(dòng)駕駛儀飛行指引儀自動(dòng)飛行指引系統(tǒng)飛行器運(yùn)動(dòng)的自由度剛體空間運(yùn)動(dòng)：六個(gè)自由度質(zhì)心的位移：飛行器的質(zhì)心沿著地面坐標(biāo)系的三個(gè)軸向的位移；繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)：飛行器繞機(jī)體坐標(biāo)系的三個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)：空間運(yùn)動(dòng)六個(gè)自由度：·質(zhì)心的位移（線運(yùn)動(dòng)）：飛行速度增減運(yùn)動(dòng)、升降運(yùn)動(dòng)和側(cè)移運(yùn)動(dòng)繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)（角運(yùn)動(dòng)）：俯仰角運(yùn)動(dòng)、偏航角運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。補(bǔ)充：飛行器運(yùn)動(dòng)介紹

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的劃分

（對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)、非對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)）

1．縱向運(yùn)動(dòng)（對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)）：速度增減、質(zhì)心升降、繞橫軸的俯仰角運(yùn)動(dòng)。

2．橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)（非對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)）：質(zhì)心側(cè)向移動(dòng)、繞立軸偏航角運(yùn)動(dòng)、繞縱軸滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn)特征方程描述了飛機(jī)本身的固有穩(wěn)定性；特征方程完全取決于飛機(jī)本身構(gòu)造參數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)和飛行狀態(tài)—描述了飛行器的固有特征。飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的重要特征特征方程的根及其特點(diǎn)一般飛機(jī)特征方程可表示成兩個(gè)因式之積的形式：特點(diǎn)：兩對(duì)共軛復(fù)根一對(duì)大的共軛復(fù)根一對(duì)小的共軛復(fù)根兩對(duì)共軛復(fù)根分別代表兩種差別很大的周期模態(tài)。第一種模態(tài)：短周期模態(tài)

一對(duì)大的共軛復(fù)根——振蕩周期短而衰減快

第二種模態(tài)：長(zhǎng)周期模態(tài)

一對(duì)小的共軛復(fù)根——振蕩周期長(zhǎng)和衰減慢

結(jié)論：當(dāng)存在擾動(dòng)（或輸入）時(shí)，飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)分為兩種運(yùn)動(dòng)模態(tài)。短周期模態(tài)——運(yùn)動(dòng)的初始階段

是以迎角和俯仰角為主要變量的運(yùn)動(dòng)。長(zhǎng)周期模態(tài)——主要是飛機(jī)質(zhì)心的軌跡運(yùn)動(dòng)

是以速度和俯仰角為主要變量的運(yùn)動(dòng)?！M側(cè)向運(yùn)動(dòng)：滾轉(zhuǎn)、偏航、側(cè)移三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)·特點(diǎn)：（1）橫側(cè)向有交聯(lián)關(guān)系；（2）整個(gè)側(cè)向運(yùn)動(dòng)對(duì)于飛機(jī)整體來(lái)講是一個(gè)不獨(dú)立的運(yùn)動(dòng)；（3）交聯(lián)中有側(cè)滑的存在。飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的重要特征·橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的三種模態(tài)

滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)、螺旋模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)。滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)

意義：代表了受干擾后，飛機(jī)繞OX軸滾轉(zhuǎn)自由度中變量（滾轉(zhuǎn)角速度）、（滾轉(zhuǎn)角）的快速收斂運(yùn)動(dòng)。

、

成因：（1）飛行器結(jié)構(gòu)布局決定繞OX軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量是三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量中最小的；（2）各氣動(dòng)面的配置（機(jī)翼、平尾、垂尾）決定在正常迎角下往往具有較大的阻尼外干擾時(shí)，引起的會(huì)在氣動(dòng)阻尼力矩作用下消失。

螺旋模態(tài)意義：橫側(cè)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)小實(shí)根代表的模態(tài)。當(dāng)小時(shí)根為負(fù)時(shí)，這一模態(tài)是穩(wěn)定的；當(dāng)小時(shí)根為正時(shí)，這一模態(tài)是不穩(wěn)定的；

——飛機(jī)將作半徑愈來(lái)愈小的螺旋運(yùn)動(dòng)，角也會(huì)不斷加大。特點(diǎn)：收斂（發(fā)散）很慢。飛行軌跡：盤(pán)旋半徑愈來(lái)愈小、且高度不斷下降的螺旋線。荷蘭滾模態(tài)意義：橫側(cè)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)中一對(duì)共軛復(fù)根對(duì)應(yīng)的模態(tài)。荷蘭滾運(yùn)動(dòng)——飛機(jī)進(jìn)行側(cè)滑角正負(fù)振蕩運(yùn)動(dòng)的同時(shí)又產(chǎn)生左右滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

的正負(fù)振蕩即擺振、又滾轉(zhuǎn)的左右滾轉(zhuǎn)（以滑冰姿態(tài)得稱(chēng)）

特點(diǎn)：頻率較快，周期性運(yùn)動(dòng)。

成因：橫滾靜穩(wěn)定力矩和航向靜穩(wěn)定力矩作用的結(jié)果。

(橫滾靜穩(wěn)定性太大會(huì)引起荷蘭滾模態(tài)不穩(wěn)定)

4.1

自動(dòng)駕駛儀

4.1.1自動(dòng)飛行系統(tǒng)綜述在現(xiàn)代運(yùn)輸飛機(jī)上，為減輕駕駛員的體力和精力，提高飛機(jī)飛行精度、保證飛行安全，高質(zhì)量地完成任務(wù)，一般都裝有自動(dòng)飛行系統(tǒng)AFS（AutomaticFlightSystem）。該系統(tǒng)能自動(dòng)完成駕駛、導(dǎo)航、性能和動(dòng)力管理，可在飛機(jī)起飛、離場(chǎng)、爬升、巡航、下降和進(jìn)場(chǎng)著陸的整個(gè)飛行階段中使用。

功能

控制飛機(jī)的姿態(tài)與航向?？刂骑w機(jī)的軌跡?？刂骑w機(jī)的飛行速度。改善飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性。

自動(dòng)駕駛儀AP(AutoPilot)飛行指引儀FD(FlightDirector)自動(dòng)油門(mén)系統(tǒng)AT(AutoThrottle)偏航阻尼系統(tǒng)YD(YawDamper)自動(dòng)俯仰配平系統(tǒng)APT(AutoPitchTrim)飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)FMCS(FlightManagementComputerSystem)等自動(dòng)飛行系統(tǒng)

自動(dòng)飛行系統(tǒng)方塊圖偏航阻尼系統(tǒng)自動(dòng)駕駛/飛行指引系統(tǒng)自動(dòng)安定面配平/馬赫配平/速度穩(wěn)定系統(tǒng)維護(hù)控制系統(tǒng)(MCDP)偏航控制系統(tǒng)(方向舵)

橫滾控制系統(tǒng)(副翼、擾流板)顯示AFDS告示和警告俯仰控制系統(tǒng)(安定面、升降舵）

自動(dòng)飛行系統(tǒng)推力管理系統(tǒng)推力控制（油門(mén)）按給定的平飛姿態(tài)和航向保持飛機(jī)平直飛行。按給定的傾斜角或預(yù)選航向?qū)崿F(xiàn)操縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎。按給定的俯仰角或升降舵實(shí)現(xiàn)飛機(jī)上升或下降。完成飛機(jī)著陸前的進(jìn)近。按飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)或其他導(dǎo)航系統(tǒng)要求，實(shí)行按預(yù)定的航路飛行，保持航跡。4.1.2自動(dòng)駕駛儀（AP)

飛行中代替飛行員控制飛機(jī)舵面，以使飛機(jī)穩(wěn)定在某一狀態(tài)或操縱飛機(jī)從一種狀態(tài)進(jìn)入另一種狀態(tài)。

-------飛機(jī)姿態(tài)的穩(wěn)定與控制1.自動(dòng)駕駛儀的基本功用姿態(tài)控制----構(gòu)成了自動(dòng)飛行控制的基本功能。分為縱向平面的俯仰角運(yùn)動(dòng)和橫側(cè)平面的滾轉(zhuǎn)角與偏航角運(yùn)動(dòng)。姿態(tài)控制有兩種工作狀態(tài)：控制與穩(wěn)定。

---控制是指飛機(jī)原處于某種平衡狀態(tài)，在外加指令作用下，建立新的平衡狀態(tài)的過(guò)程；

---穩(wěn)定是指原飛機(jī)處于某種平衡狀態(tài)，由于某種原因，偏離了該平衡狀態(tài)，系統(tǒng)使飛機(jī)能恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的過(guò)程。

自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)的過(guò)程與駕駛員操縱飛機(jī)的過(guò)程一樣。它通過(guò)三套控制回路分別去控制飛機(jī)的副翼、升降舵和方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的控制。每套自動(dòng)控制回路又稱(chēng)為通道(Channel)。控制飛機(jī)升降舵的回路，稱(chēng)為俯仰通道；控制飛機(jī)副翼的回路，稱(chēng)為橫滾通道；控制飛機(jī)方向舵的回路，稱(chēng)為航向通道。有的飛機(jī)上，自動(dòng)駕駛儀只控制副翼和升降舵，而方向舵由偏航阻尼器控制。因此，自動(dòng)駕駛儀接通時(shí)，偏航阻尼器也自動(dòng)接通。

2.自動(dòng)駕駛儀基本組成

單通道自動(dòng)駕駛儀組成：測(cè)量裝置、計(jì)算裝置、放大裝置、舵機(jī)、回輸裝置和控制顯示裝置等。

測(cè)量裝置測(cè)量裝置控制顯示裝置自動(dòng)駕駛

計(jì)算機(jī)放大器舵機(jī)回輸裝置飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀單通道組成方塊圖

1

各組成部分的功能

有的飛機(jī)上，自動(dòng)駕駛儀有專(zhuān)門(mén)的測(cè)量裝置；有的飛機(jī)上，無(wú)專(zhuān)門(mén)的測(cè)量裝置，而由飛機(jī)上的其他系統(tǒng)向自動(dòng)駕駛儀輸送信號(hào)。2（1）測(cè)量裝置用來(lái)感受飛機(jī)的角速度和角加速度信號(hào)。用來(lái)感受偏離初始位置的角位移信號(hào)主測(cè)量裝置輔助測(cè)量裝置說(shuō)明在不同的飛機(jī)上測(cè)量裝置可能不一樣。如輸出飛機(jī)俯仰角和傾斜角信號(hào)的測(cè)量裝置，在有的飛機(jī)上使用陀螺平臺(tái)，有的飛機(jī)上是用慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)，有的飛機(jī)上是用垂直陀螺等。輸出飛機(jī)航向信號(hào)的測(cè)量裝置，在有的飛機(jī)上是用羅盤(pán)系統(tǒng)，有的飛機(jī)上是用陀螺半羅盤(pán)，有的飛機(jī)上是用慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)的等。

接收自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)的各種信號(hào)，經(jīng)過(guò)計(jì)算機(jī)處理后，將信號(hào)送給放大器?，F(xiàn)在為數(shù)字式飛行控制計(jì)算機(jī)。（2）自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)

放大器接收自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)送來(lái)的微小信號(hào)，經(jīng)放大后，將信號(hào)送至舵機(jī)。

舵機(jī)是自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)舵面的執(zhí)行機(jī)構(gòu)自動(dòng)駕駛儀的舵機(jī)有電動(dòng)舵機(jī)和液壓式舵機(jī)兩種。（4）舵機(jī)（3）放大器

回輸裝置反映舵面的偏轉(zhuǎn)角和偏轉(zhuǎn)角速度，并控制舵面的回收。

（5）回輸裝置（6）控制顯示裝置

控制顯示裝置用于接通/斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀、選取自動(dòng)駕駛儀的工作方式以及方式通告顯示。不同型號(hào)的自動(dòng)駕駛儀，其控制顯示裝置的式樣有所不同。從控制板上的開(kāi)關(guān)、旋鈕和按鈕可了解此型自動(dòng)駕駛儀的功能。B757飛機(jī)方式選擇板俯仰配平控制開(kāi)關(guān)

方式通告牌

方式選擇板飛行前測(cè)試鈕AP接通鈕KAP150自動(dòng)駕駛儀的控制顯示裝置面板

按下某一按鈕，AP即工作在相應(yīng)的工作方式。AP接通鈕。按下，接通AP；再按，斷開(kāi)AP。通告自動(dòng)駕駛儀正在以什么方式控制飛機(jī)。飛行中，駕駛員應(yīng)以飛行方式通告牌的顯示，而不是以方式控制板上按下的電門(mén)來(lái)判斷自動(dòng)駕駛儀的工作方式。

用于AP的飛行前測(cè)試。

撥動(dòng)此開(kāi)關(guān)可操縱飛機(jī)俯仰方式選擇鈕方式通告牌測(cè)試鈕俯仰配平控制開(kāi)關(guān)自動(dòng)駕駛儀除了用控制板上的接通/斷開(kāi)電門(mén)脫開(kāi)外，飛機(jī)上還專(zhuān)門(mén)設(shè)置有便于駕駛員脫開(kāi)自動(dòng)駕駛儀的脫開(kāi)電門(mén)。此電門(mén)一般安裝在駕駛盤(pán)上。為了提醒駕駛員注意，在自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)時(shí)，設(shè)置有專(zhuān)門(mén)的自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)警告紅燈，有的飛機(jī)上還設(shè)置有自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)時(shí)的音響裝置。警告紅燈和音響可以人工切斷。

（7）自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)電門(mén)和脫開(kāi)警告燈

自動(dòng)駕駛儀的工作方式由方式選擇板（MCP）控制。在現(xiàn)代飛機(jī)上，自動(dòng)駕駛儀的控制板一般位于駕駛艙的遮光板上。方式選擇板上的按鈕和旋鈕用于不同的工作模式和接通與斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀。

飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀有俯仰、航向和橫滾三個(gè)通道，每個(gè)通道由相應(yīng)的控制面板控制。3.自動(dòng)駕駛儀的常見(jiàn)工作方式

橫向和航向之間常常有交聯(lián)信號(hào)，所以通常將自動(dòng)駕駛儀分為縱向通道和橫側(cè)向通道，而各通道的控制面板也集成在一起，構(gòu)成方式控制面板。

穩(wěn)定和控制飛機(jī)的俯仰角、高

度、速度、升降速度等；

穩(wěn)定和控制飛機(jī)的航向角、傾

斜角、偏航距離等。

說(shuō)明

縱向通道

縱向通道

控制飛機(jī)的這些不同變量，就對(duì)應(yīng)了自動(dòng)駕駛儀不同的工作方式。根據(jù)控制的狀態(tài)量，可以完成姿態(tài)（俯仰角和滾轉(zhuǎn)角）保持、高度保持、航向保持、自動(dòng)改平以及復(fù)飛等功能。通過(guò)操縱方式控制面板上相應(yīng)的控制旋鈕或開(kāi)關(guān)，可以實(shí)行自動(dòng)駕駛儀的銜接、脫開(kāi)和工作方式之間的轉(zhuǎn)換。自動(dòng)駕駛儀常見(jiàn)的銜接形式

駕駛盤(pán)操作

（

CWS：controlwheelsteer-ing

駕駛盤(pán)將駕駛員的操作量作為輸入指令，被轉(zhuǎn)換為電信號(hào)后，送到自動(dòng)駕駛儀的核心計(jì)算機(jī)---FCC，F(xiàn)CC再輸出信號(hào)給液壓作動(dòng)器，帶動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)。

自動(dòng)駕駛儀僅起到助力器的作用，相當(dāng)于電傳操縱飛機(jī)上的人工操作。1作用原理

指令(command,CMD)方式

當(dāng)自動(dòng)駕駛儀以CMD方式銜接

時(shí)，其縱向通道和橫側(cè)向通道分別以不同的方式來(lái)工作。FCC會(huì)根據(jù)其縱向方式和橫側(cè)向方式來(lái)自動(dòng)計(jì)算輸出指令，然后通過(guò)液壓作動(dòng)器控制飛機(jī)的相應(yīng)操縱舵面，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)控制。2作用原理自動(dòng)駕駛儀常見(jiàn)的工作方式

常見(jiàn)的工作方式有：

高度保持方式（ALTITUHOLD）、升降速度方式（或稱(chēng)垂直速度，V/S）、高度層改變方式（LEVELCHANGE）、高度截獲或高度獲得方式（ALTITUACQUIRE）、垂直導(dǎo)航方式（VNAV）、下滑道方式（G/S）、復(fù)飛方式（GOAROUND）等?？v向通道

工作方式有：

航向保持方式（HEADINGHOLD）、航跡方式（TRACK）、水平導(dǎo)航方式（LNAV）、VOR方式、航向道方式(LOC)、復(fù)飛方式(RWYTRACK)等。*在一般情況下，自動(dòng)駕駛儀橫向和縱向的不同工作方式，就對(duì)應(yīng)了不同的控制規(guī)律。當(dāng)進(jìn)行切換時(shí)，就伴隨著控制規(guī)律的改變。橫側(cè)向通道一、飛機(jī)俯仰角的穩(wěn)定與控制

1.比例式自動(dòng)駕駛儀

（硬反饋式自動(dòng)駕駛儀）

縱向自動(dòng)駕駛儀:垂直陀螺和舵回路構(gòu)成（1）控制律

其中：4.1.2飛機(jī)俯仰角的穩(wěn)定與控制（2）俯仰角控制系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)

當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)行等速水平直線飛行狀態(tài)時(shí)，受到紊流干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差，，垂直陀螺儀測(cè)出俯仰角偏差后，輸出電壓信號(hào)。如果外加的控制信號(hào)為零，通過(guò)信號(hào)綜合于舵回路后，按照控制規(guī)律，,驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn),即使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。

（3）飛機(jī)俯仰角穩(wěn)定與控制的原理

俯仰角的穩(wěn)定過(guò)程外加控制信號(hào)，則。如果飛機(jī)原來(lái)處于直線平飛狀態(tài)，即輸入信號(hào)為，其結(jié)果,舵面偏轉(zhuǎn)為,升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，飛機(jī)繞橫軸向上轉(zhuǎn)動(dòng)，增加，最終趨近于指令信號(hào)。

俯仰角的控制過(guò)程（1）控制律：（2）引入俯仰角速率的作用----改善系統(tǒng)性能引入俯仰角速率，對(duì)飛機(jī)振蕩運(yùn)動(dòng)增加阻尼的作用。當(dāng)升降舵偏角由正值逐漸減小時(shí)，使飛機(jī)低頭的力矩值也逐漸減小，俯仰角也隨之逐漸減小。由于的引入，使得的相位超前于角位移信號(hào)，舵面的極性提前變號(hào)為負(fù)值，產(chǎn)生抬頭力矩，阻止飛機(jī)繼續(xù)俯沖，所產(chǎn)生提前相位的作用，稱(chēng)為提前反舵。2.引入俯仰角速率的比例式自動(dòng)駕駛儀1-1飛機(jī)角速度陀螺垂直陀螺帶角速度反饋的俯仰角控制系統(tǒng)（圖4.7）

引入飛機(jī)俯仰角速率反饋信號(hào)可以使飛機(jī)舵面提前反舵，以減少飛機(jī)接近平衡時(shí)的速度，使得過(guò)程變得比較平穩(wěn)。這種作用就是一種運(yùn)動(dòng)的阻尼?？梢哉f(shuō)，系統(tǒng)中引入角速度反饋的目的是增大系統(tǒng)的阻尼，減少運(yùn)動(dòng)的超調(diào)量，使穩(wěn)定控制過(guò)程比較平穩(wěn)。結(jié)論

控制律采用比例式舵回路時(shí)，常致干擾力矩作用下會(huì)出現(xiàn)靜差，這時(shí)必須有一恒定的舵偏角才能平衡。積分式自動(dòng)駕駛儀，進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，靠的積分信號(hào)產(chǎn)生舵偏角，可使的靜差為零。即舵偏角與俯仰角的偏離值成比例。

3.積分式自動(dòng)駕駛儀二.飛機(jī)航向角運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定與控制

1.飛機(jī)航向角運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定與控制的基本方式

航向角運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定與控制三種方式：（1）方向舵控制----實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎偏轉(zhuǎn)方向舵，產(chǎn)生偏航力矩，副翼保持水平，實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎；側(cè)滑較大；與速度協(xié)調(diào)差，少用。（2）利用副翼----傾斜轉(zhuǎn)彎副翼控制飛機(jī)傾斜；升力傾斜產(chǎn)生水平分力，速度向量偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角，利用航向穩(wěn)定性，機(jī)體軸偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎。應(yīng)用較多。（3）同時(shí)控制副翼及方向舵航向協(xié)調(diào)控制與穩(wěn)定，較為復(fù)雜。

2.利用副翼控制與穩(wěn)定航向

（1）飛機(jī)傾斜運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)的關(guān)系

傾斜時(shí)，升力法向分力與重力相等；轉(zhuǎn)彎時(shí)離心力與升力水平分力相等：

（2）航向角控制系統(tǒng)基本結(jié)構(gòu)圖及控制律測(cè)量航向偏差角，通過(guò)傾斜角控制系統(tǒng)，操縱副翼，飛機(jī)傾斜，實(shí)現(xiàn)偏航角的控制與穩(wěn)定。

說(shuō)明：在控制規(guī)律中傾斜角反饋的作用相當(dāng)于偏航角速率反饋，起阻尼作用。如果傾斜角反饋的作用不足時(shí)，還可引進(jìn)偏航角速度反饋，以增加航向阻尼。自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（1）概念

為實(shí)現(xiàn)自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，必須同時(shí)完成三種動(dòng)作:

·操縱副翼建立穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)角，即

=常數(shù)；

·操縱方向舵，建立所要求的偏航角速度r，消除側(cè)滑；

·操縱升降舵保持高度不變。

飛機(jī)在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向，實(shí)現(xiàn)無(wú)側(cè)滑(即β≈0)，并保持等高度的機(jī)動(dòng)飛行，稱(chēng)為自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

測(cè)量側(cè)滑角β，通過(guò)方向舵進(jìn)行控制控制規(guī)律：缺點(diǎn)：側(cè)滑角測(cè)量不準(zhǔn)，受大氣擾動(dòng)較大。（2）消除側(cè)滑的三種可能控制方案引入側(cè)向加速度反饋，通過(guò)方向舵消除側(cè)滑轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生側(cè)向加速度：利用側(cè)向加速度計(jì)測(cè)得的側(cè)向加速度控制方向舵，抑制側(cè)向加速度，從而抑制側(cè)滑角。

缺點(diǎn)：因?yàn)檩^小，故要求加速度計(jì)的靈敏度高，死區(qū)小。但容易感受結(jié)構(gòu)模態(tài)影響。

利用計(jì)算的偏航角速率反饋通過(guò)方向舵消除側(cè)滑協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎：在傾斜角（）和空速一定時(shí)，必須保持有一定的偏航角速率r及俯仰角速率q。

該式表明，飛機(jī)傾斜后，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，即β=0，應(yīng)有上式偏航角速率r及俯仰角速度q。根據(jù)傾斜角

計(jì)算求得偏航角速度r，作為指令信號(hào)rg控制方向舵，使實(shí)測(cè)的偏航角速度r等于指令偏航角速度rg。系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)圖如圖4.20所示。

（3）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)縱向控制為了保持飛機(jī)在水平面內(nèi)轉(zhuǎn)彎，使飛機(jī)不掉高，要解決如下兩個(gè)問(wèn)題:保持法向力與重力平衡

平飛時(shí)有L=G，傾斜時(shí)，法向力為如保持法向力與重力平衡，應(yīng)增加升力，以使上式表示在飛行速度不變情況下，欲使升力增加，則必須操縱升降舵上偏，以增大迎角

迎角增量所引起的縱向力矩，與由升降舵偏角產(chǎn)生的力矩相平衡

升降舵必須適當(dāng)上偏，產(chǎn)生一定的抬頭力矩。保持協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)的上仰角速度

當(dāng)有俯仰角速度q時(shí)，飛機(jī)將會(huì)產(chǎn)生阻尼力矩。

為克服阻尼力矩需升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩。

自動(dòng)駕駛儀的使用范圍

----除起飛以外的所有飛行