电传飞行控制作动系统
电传飞行控制作动系统
第27卷
2007拄
第4期
O8月
飞机设计
AIRCRAFTDESIGN
V01.27No.4
Aug2007
文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08
电传飞行控制作动系统
张冰凌,张勇
(1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035)
(2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035)
摘要:YF一23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在
亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能.
其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附
加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统. 关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制
中图分类号:V227.83文献标识码:A
Fly-By-WireFlightControlActuationSystem
forHighPerformanceFighter
ZHANGBing—ling,ZHANGYong
(1.Aero-NavalMilitaryRepresentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035,Chi
na)
(2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China) Abstract:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunstableaircraftthatcruisedats uperson- icspeedswithoutafterburnerandwasdesignedtooutmaneuveropponentsatsubsonicandsup ersonic
https://www.360docs.net/doc/f55026203.html,biningthesedemandedaflightcontrolactuationsystemofunprecedentedpowe randper-
formance.Itsuniqueflightandmaneuveringenveloprequiredhighsurfacerateandlargeactu atorex—
cursionatlowfliglitspeeds,aswellasthepowertogenerateincreasedhingemomentsatsupers onic
speeds.Toachievethesespecifications,hydraulicflowandelectricalpowerconservationtec hniques
wasutilized.
Keywords:actuator;directdrivevalve;variableareaactuation;flightcontrol
YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡
航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特
征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动
平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右
前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀
(EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直
接驱动阀(DDV)控制.
收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28
系统设计要求
基于下列的要求/约束来设计作动系统:
(1)速率/铰链力矩/刚度要求;
(2)作动器的频率响应/负载响应;
(3)发动机的功率提取和液压流量限制;
(4)在单液压系统或发动机故障的情况下,
飞第27卷
保持作动系统的性能不变;
(5)在双发熄火或双液压系统故障的情况
下,保持稳定/飞机着陆;
(6)在与液压系统故障无关的电气2次故障
(2次故障操作)时,保特系统性能不变;
(7)电源消耗限制;
(8)在丧失后缘襟翼或前缘襟翼功能的情况
下,保持飞行/飞机着陆.
极大的静不安定性使得飞行器具有优越的战
斗机动能力.然而,为保证实现精确控制,高的
舵面速率和频率响应是必须的.在严重的扰动和侧风条件下的进近,着陆,要求舵面具有高品质
的控制响应,这对确定液压系统的流量具有重要的影响.另一方面,要求YF一23A具有持续的超声速巡航能力并能够进行战斗机动.大马赫数的巡航/机动要求作动器具有足够的带载能力,高速飞行时大负载,大铰链力矩组合作用对作动系统提出了铰链力矩最大化的要求.
要求YF-23A的作动器在故障后仍然提供全部
性能.在单发故障或单液压系统失压后,飞机必须保持全部机动能力,这就要求在故障之后作动系统输出的铰链力矩,速率,刚度以及系统的频率响应保持不变;在两个液压系统发生失压时,飞机仍然具有起飞,着陆和高速巡航的能力;液压系统失压后飞行包线的缩小和机动能力的降低是可以接受的.双发熄火认为是可能发生的事件,应急动力单
元(EPU)用于在应急状态下提供必要的压力和流量,以满足控制飞机的铰链力矩,速率,刚度和响
应要求,使飞机具有安全着陆的能力.
作动系统的电子驱动部分具有双故障一工作
能力,双液压系统具有切换能力雎J.
失去前缘襟翼或内侧后缘襟翼的功能并不影
响飞机的安全飞行或着陆,机动能力的降低是可以接受的.作动系统的第一次电气故障或第二次? 电气/液压故障瞬态不应大于0.5g.
2系统设计的挑战及解决措施
YF一23A的独特要求对作动系统的设计提出
了挑战,飞机控制和(正常和故障状态)性能保证所必需的液压系统功率超过任何已有的飞机液压系统能力.
2.1液压系统的流量和输入功率限制
由于发动机提取功率和泵的尺寸限制,液压
系统采用4台流量为212—302L/min,压力为28 MPa的飞行液压泵.每台发动机驱动的飞机附件机匣(AMAD)为两台液压泵提供动力.在发动机处于慢车状态时液压泵的输出流量为212L/min, 发动机处于军用推力状态时液压泵的输出流量为302L/rain.液压泵分为2个主系统泵和2个公管系统泵如图1.每个主系统泵备有自已的蓄压器, 公管系统泵共用一个蓄压器.
如此配置液压系统(2个主操纵泵,2个公管
系统泵)是为了确保飞行安全,使得在发生单液
压系统或单台发动机故障的情况下飞行器控制性能保持不变.关键是在包线的高动压区域,此时
如果发生单液压系统失压,将导致系统刚度的大
幅降低,引发高速颤振,导致损失飞机.典型的
解决措施是加大作动器的尺寸,以保证单液压系统提供所需的颤振刚度,但由于受到液压系统能力的限制,这样做是不可能的.解决办法是每个
作动器(前缘襟翼作动器除外)采用双系统供压, 在发生单系统失压时,按压力信号,通过液压系
统切换阀(HSSV)将公管系统液压泵切人,保证
系统正常供压.
2.2变面积作动
采用变面积作动的方式来解决液压系统的流
量不足问题.变面积的含义就是按飞行状态改变作动器活塞的工作面积.低速飞行时,飞行控制
面要求具有高的速率,而控制负载却较小;高速
飞行时,气动负载较大,所需舵面偏转速率较低. 在小流量状态,按小面积配置作动器,在实现作
动器高速率运动的同时可节约60%的液压流量; 在大流量状态,为克服负载,作动器应采用最大
的活塞面积工作.
在YF一23A飞机上的平尾和后缘襟副翼采用了变面积作动系统.前缘襟翼采用可偏置的液压马达以达到节约流量的目的.平尾和后缘襟副翼作动器在控制阀体中装有面积选择阀(ASV)以控制活塞的有效工作面积.面积选择阀的概念示意在图2.
面积选择阀是双系统供压的滑阀,依控制律
的要求接断开直接驱动阀(DDV)进人大流量
腔室的油路.在小流量状态,处于大流量腔室内
的液体处于旁通状态.2个小功率的直接驱动阀(DDV)式指令阀(每个液压系统配备1个)用于面
积选择阀(ASV)的往复移动和定位.考虑到主飞控系统对变面积作动系统的依赖性,要求指令阀具有双故障/工作的能力.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统55
§?U
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左
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飞控系统1公管系统飞控系统2
I冬11主飞行控制液压系统
统进人危险状态.
载荷(失稳载荷的百分比)
图2变面积作动的概念
动力进近阶段的液压流量需求是确定液压系
统最大流量的主要考虑因素之一.对于固定面积的作动系统,这个阶段的流量需求大约是每个系统输出为379L/min.在这个阶段依据发动机的转速,每个液压泵的流量输出在212～302L/min之间,考虑到系统的泄漏,每个系统的实际输出要
少于212L/min.如果是在双发熄火的条件下进近,能得到的总流量仅有170lMmin.如果不采用变面积作动或附加的专用液压源如辅助动力单元(APU)是不可能满足这项要求的.对于固定面积的作动系统,单台发动机出现故障时,会导致系
翼
翼
变面积作动使得液压流量减少50%～60%,
从而使得单个液压泵的流量就可以满足系统的工作要求,与此同时系统留有足够的储备能力,其
好处是可以使伺服阀的尺寸减小50%以上,最终是节约阀体的质量和电力消耗.
面积选择阀(ASV)是由飞行器管理计算机(VMCs)控制的,面积选择阀的指令阀接收来自
控制律的驱动指令.控制律依据静压和马赫数来计算面积选择阀的指令,当需要大流量时,2个
指令阀被施加四余度的电气指令,使得面积选择阀由小流量状态转换为大流量状态,除了顺序相反外,从大流量返回到小流量状态的过程是相似的.当飞机在面积选择阀的切换点附近飞行时,
为避免控制滑阀的有害往复运动,在控制律中采用了磁滞环节.指令阀采用低功率的力马达,其
所需功率最小(每个指令阀的驱动电流小于0.5 A),对于减小飞行器管理计算机的发热也是具有重大意义的.
2.3二级直接驱动阀
YF一23A的平尾作动系统是由二级直接驱动
阀控制的,之所以采用这种类型的直接驱动阀是因为在电功率消耗极低的同时,具有优异的性能, 这也是二级直接驱动阀首次在战斗机上得到飞行应用.
飞机设计第27卷
平尾作动器的大流量消耗是源于作动器的较
大面积,而面积的大小是由其刚度确定的.为抵
抗舵面铰链力矩,作动器必须具有一定的刚度.
颤振裕度以及地面/低速共振的因素同样要求增加作动器的刚度,因而要采用较大的活塞面积.作
动器所需的液压流量是与其运动速率和活塞面积成正比的,这就导致作动器必须具有大的液压流量.尽管采用变面积作动的设计手段,平尾作动
器的流量仍然在液压系统的总流量中占有重要的份额.
电液伺服阀(EHSV)曾经是战斗机飞控主舵
面的优选计量阀.电液伺服阀是由电驱动的指令阀和主控滑阀组成,指令阀负责主控滑阀的定位. 指令级一般采用力矩马达驱动的喷嘴挡板阀或射流喷嘴,挡板或射流喷嘴偏离零位后导致主控阀两端的压力不平衡,使滑阀移动.主控阀的精
确定位是依靠滑阀与挡板(射流喷嘴)之间的机械弹簧反馈杆来实现的,这项技术保证主控阀的位置与力矩马达输入电流成正比.
电液伺服阀在过去和现在得以广泛应用的主
要原因是:主控阀在控制流向舵面作动器的高速液流的同时具有免受负载扰动和液动力影响的特性;电气闭环控制简单,它不需要高频的阀芯位
置反馈.最主要的是电液伺服阀具有成本低,高
可靠的特点.困扰它的问题是:指令级复杂,静
态泄漏以及仅能计量流过主控阀的单个液压系统的流量.当采用多液压系统作动单个作动器时会造成主控阀设计复杂.
直接驱动阀(DDVs)取消了电液伺服阀的液压
放大级,采用力或力矩马达直接定位主控阀,降
低了控制阀设计的复杂性,但为了完成对主控阀
的定位需要较大的电动力.正是因为如此导致直接驱动阀最初并没有在主飞控中得到应用,电机材料,液动力的补偿以及位置反馈电传感器的发展减少了直接驱动阀的应用风险.
二级直接驱动阀巧妙的解决了液压流量和功
率消耗问题,流过主控阀的液体计量与电液伺服阀相似.由于一,二级之间的高压放大作用使得
主控阀免受液动力和扰动力的影响.正是因为如此,主控阀可以通过很大的流量,不必考虑切削力,液动力或扰动的影响.同电液伺服阀采用的
中心弹簧直接耦合方式相比,二级直接驱动阀的液压耦合,粘性阻尼的作用使得主控阀的稳定性也得到了改善,其频率响应特性很高,远远满足
平尾作动器的使用要求.
2.4平尾的共振控制
YF一23A采用的是全动平尾,面积很大,其
总面积比F一5机翼的的面积还要大.选择平尾转轴位置的主要考虑因素是颤振要求,表现在作动器上就是存在大的惯性负载.大惯性与低刚度(由于活塞面积的减小造成的)的复合会引起低速飞行的稳定性问题.在零速度或低速度时,由于
缺乏气动阻尼会诱导出舵面共振(大流量状态的共振频率是27Hz,小流量状态是23Hz,应急状态是2OHz),共振又会与作动控制系统相互耦合,
这种共振状态就其本质而言是低阻尼,发散的.
对此问题原始的解决办法是增加作动器的刚度, 导致必须增加作动器的面积,为此在质量和液压系统上要付出重大代价.
液压系统的刚度是正常工作液压系统数量和
作动器工作活塞数量的函数.反过来,整个系统
的刚度和惯性又确定了控制面,作动器和支撑结构三者的共振频率.采用飞行器管理计算机(VMC)中的电子陷波器来消除共振,效果良好.
依据正常工作的液压系统的数量和正常工作的活塞的数量接人不同的陷波器;根据液压系统的故障情况,可用的电气通道数量以及工作活塞的数量由飞行器管理计算机调节整个回路的增益.
3舵面作动器设计
3.1总体设计
内侧后缘襟翼,外侧后缘襟翼和前缘襟翼作
动器是根据偏转速率和铰链力矩设计的,而平尾作动器是依据刚度(颤振和共振要求)来设计的. 尽管变面积作动的设计方法可以解决流量受限这个问题,但作动器活塞的面积不应仅由流量确定, 应该考虑作动器在机体的安装空间以及液压系统故障后应维持的控制能力等因素综合确定.作动系统故障以后出现力纷争和活塞杆回缩都是不允许的.
3.2平尾作动器设计
平尾作动器采用的是共用阀体双活塞杆并联
的结构方式图3.作动器活塞是由二级直接驱动阀定位的,在小流量状态是通过指令4个活塞中的后端2个来实现流量守恒的,在大流量状态由面积选择阀再将余下的前端2个活塞接人,面积选择阀仅能实现单液压系统的切换.作动器由3 套液压系统供压:2个主系统,1个备份(公管)
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统57
系统.如果2个主液压系统之一被敏感到失压,
由系统切换阀将备份液压系统接人.电控指令阀
用于液压系统切换阀(HSSV)的状态保持,为实
现双液压系统失压或双发动机熄火后的飞机着陆,
备份
供
舒份系统
供压
液压系统切换阀保证作动器仅有单个活塞工作
(保证系统的最大流量).由于只有1个双系统二
级直接驱动阀,所以在设计中并没有使用旁通阀.
平尾是飞行关键舵面,不能将其转为旁通状态.
图3平尾作动器原理结构图
3.3后缘襟翼作动器设计
内/外侧襟翼作动器的设计思路是相似的,内
侧襟翼作动器是单腔的,外侧襟翼作动器是双腔
串列作动器.作动器系统由一对活塞/简体组件及
其控制阀体组成如图4.
控制阀体组件由单级直接驱动阀,面积选择
阀以及面积选择阀的指令阀组成.双余度主液压
系统负责提供压力源,在小流量状态由每个组件
的内侧活塞工作(为最大面积的50%),高速飞行
大流量状态时,余下的外部活塞通过面积选择阀
供压工作.由作动器的直接驱动阀实现精确的流
量匹配,精心设计的油路可以保证,甚至在故障
状态,消除液动力的影响.图4后缘襟翼作动系统结构图
58飞机设计第27卷
3.4前缘襟翼作动器设计
每侧的前缘襟翼是由动力驱动单元(PDU)和
变速驱动单元(GDU)独立控制的,参见图5.动
力驱动单元由单余度液压源供压,负责前缘襟翼的定位;变速驱动单元负责舵面运动和力矩的传送.动力驱动单元是变轴心的液压马达,其轴心
由小型电液伺服阀控制的活塞定位.之所以采用这种设计是为了实现流量守恒,液压马达的偏心角度保证实现所需要的舵面偏转速率和力矩.传统的作法是采用固定的液压马达与大流量的电液伺服阀,以满足偏转速率和力矩的需要.此时的
系统供压
液压马达是按最大力矩设计的,为实现所有的运动速率,需要附加的流量,其效率不高.YF一23A 的设计方法可以节约30%的流量,液压马达的转速是通过转速计来控制的,其轴的定位是依靠旋转式变位移传感器(RVDT)实现的.系统中还设
置有液压制动阀,在发生灾难性故障时用于前缘襟翼的锁死.为实现扭矩管破坏状态下对前缘襟翼的定位,采用了余度扭矩轴.采用扭矩监控器
检测系统的故障并将系统转入应急状态,此时飞行员可以使用座舱内的开关以较低的速度控制襟翼的偏转.
4闭环控制
图5前缘襟翼作动系统结构图
图6,图7分别是用于平尾/后缘襟副翼/前
缘襟翼作动系统的闭环控制电路.平尾/后缘襟翼作动系统的内环,外环分别由直接驱动阀的伺服电流反馈,主控阀位置反馈和活塞杆的位置反馈组成.前缘襟翼闭环控制与之不同,采用的是电
液伺服阀的电流反馈,摇板控制活塞的位置反馈, 液压马达的速度反馈以及液压马达的位置四重反馈.
闭环控制电路驻留在飞行器管理计算机的模
拟电路板上.平尾/后缘襟翼的闭环控制是以模拟电路的方式实现的;前缘襟翼的内环控制是以模拟方式实现的,其外环是以数字控制方式实现的. 活塞杆的位置闭环控制是以传统的方式实现的: 将位置指令与活塞杆的实际值相比较,形成位置偏差,按偏差控制.主控阀的指令与位置误差成
正比,主控阀的指令转化为驱动主控阀运动的力矩马达电流并与流入作动器活塞的流量成比例, 最终使活塞运动.作动器活塞持续运动直到位置误差等于零,此时,主控阀关闭,活塞运动停止.
主控阀和活塞的位置均由四余度的线性可变位移传感器(LVDTs)感测.
作动器设计时,其机械行程和运动速率都留
有余量,为实现精确的速率控制,在软件控制律
中设置有电子缓冲器和速率限制器以免除采用作动器/舵面机械硬限位的必要.由于缓冲器的采用,降低了脉冲测试的要求,减轻了作动器的设
计质量.
变面积控制设计方法的采用要求改变作动器
位置控制前向回路的增益以适应作动器工作面积的变化.当从一个动压区转入到另一个动压区飞行时,为保证位置控制回路的增益不变,需要按
比例调节回路的电增益.为实现平尾作动器的负载共振控制,针对不同的负载状况需要采用不同的陷波器,从而增加了平尾作动器设计的复杂性.
第4期张冰凌等:电传飞行控制作动系统59
位置
指令
变面积状态
祭萋
故障字
益选
开关
补偿器
伺
服
放
大
器
活塞杆位置
图6平尾和后缘襟翼闭环控制电路
图7前缘襟翼闭环控制电路
平尾作动器采用的是二级直接驱动阀,然而,其他通道的表决电流以消除通道电流的失配.
所用的闭环控制逻辑与后缘襟翼作动器单级直接前缘襟翼的闭环控制是混合系统:内回路为
驱动阀却是相似的.平尾作动器的第一级驱动阀模拟控制,位置控制是数字控制.位置控制之所
流量很小,依靠机械弹簧反馈就可以实现精确的以采用数字方式是为了便于实现全速率限制.前
定位,第二级或主控阀为保证精确的定位使用的缘襟翼的位置控制是通过数字位置指令与液压马
是四余度线性可变位移传感器(LVDTs)反馈.后达输出轴(RVDT)的实际位置相比较,按偏差信
缘襟翼作动器仅为单级直接驱动阀,其闭环位置号闭环控制的.偏差信号经过滤波,速率限制之
控制是依靠四余度线性可变位移传感器(LVDTs)后形成舵面的偏转速度指令.液压马达的实际速
反馈实现的.度是由电液伺服阀控制的马达摇板位置决定的.
驱动主控阀(MCV)运动的力马达在4个独力摇板控制活塞的位移形成摇板的偏角,液压马达
线圈的作用下工作.每个飞行器管理计算机仅向的旋转速率是与摇板的偏角成比例的.前缘襟翼
1个线圈提供控制电流,4个线圈磁通综合后形成持续运动,直到实际的传感器位置与指令的位置
马达的输出力.飞行器管理计算机之间的力马达相等为止.
.
5容错/机内自检(BIT)这些能量最终会转化为热量
.为此采用了电流平"一一
衡电路,通过向局部电流加偏压的手段使其跟踪主作动系统按双故工作设计,然而,对于
器一度T酴
一
第27卷
平尾控制面要求三故障后仍然有一条通路工作.
监控系统的主要关注点是在最大限度保证安全的
同时,消除虚警.精确的故障检测依赖于鲁棒监
控系统的使用.系统设计时将单点故障限定为小
概率事件,同时肖除系统的级联故障.
作动系统利用四余度的飞行器管理计算机
(VMCs)实现电气控制和故障检测.每个飞行器
管理计算机中含有作动器控制以及交叉通道数据
连接(CCDL)所必需的软件和硬件,通过交叉通
道数据连接可以实现飞行器管理计算机之间的数据比较.
利用交叉通道监控器实现作动器传感器的故
障检测和隔离.本通道的传感器反馈信号与来自其他通道的3个信号(经过交叉通道数据连接得到)进行比较,如果本通道的信号与其他3个通
道的信号不一致,超出预设的门限值且持续一定时间,则判定本通道故障,断开相应的作动器通道.采用交叉通道监控器的有线性可变位移传感器(LVDT),角度可变位移传感器(RVDT),转速计,前缘襟翼伺服电流.
在监控系统中使用在线监控器有多种原因:
一
是通道问的误差比较大,无法使用交叉通道监控,采用较高的电子增益时就会造成这种状况.
有些时候,为了验证某项功能,需要同时比较不
同的传感器输出时就要采用在线监控;最后是系统运行在双通道状态,而且两者的输出之间又存在差异,此时为了确定通道的状态(良好与否),
必须采用在线监控.乎尾和后缘襟翼作动器的伺服控制电流采用的是在线监控,前缘襟翼在线监控包括电液伺服阀,四余度传感器的失效,变速
箱的卡死,液压马达超速以及变速驱动单元(GDU)的扭矩监控器.伺服放大器监控器将本通道的电流与模型电流相比完成监控.利用实际的位置指令以及传感器的反馈值进行模型电流的计算,如果电流的实际值与计算值之问的差值过大将断开电流驱动.在线监控器也用于断开相关的
连接,线性可变位移传感器(INDT)的和值/差值
监控器就是完成这种功能的.每个通道的线性可
变位移传感器(LVDT)通过检查其和值及差值电
压来决定传感器的工作正常与否,如果传感器出
现故障,本通道自行断开.
当作动器的某个驱动通道故障断开后,剩余
通道的前向同路增益相应的要增加,以便保持系
统的性能不变j.力马达内部线圈电流的磁通综
合工作方式,使这种概念成为现实.
BIT功能是确保飞行前每个通道的作动系统
工作都是正常的.飞行前BIT是在每次飞行前起
动工作,确保所有的作动器及其闭环控制电路的
工作正常.维护BIT是飞行前BIT的扩展,检测
的内容最全面,负责对每个通道的动态验证,确
保作动器工作正常.维护BIT所消耗的时间比飞
行前BIT要长些,但却是故障诊断的极好工具.
6结论
YF一23A的飞行控制作动系统所采用的流量
守恒,二级直接驱动阀以及变面积作动的概念,
成功地解决了大流量作动系统中的剪切力,液动
力等问题,实现了单泵大流量作动控制.
参考文献
[1]:~onsteinDC,HirsehbergMJ,PieeifilloAC.Advancedtaeti? calfightertoF-22raptor:originsofthe21stcenturyairdominance fighter[M].AmericanInstituteofAeronauticsandAstronautics, lnc,1998.
[2]RogerW.Prattflightcontrolsystemspracticalissuesindesignand implementationtheinstitutionofEleetr/ealengineer[M].Printed England,2000.
[3]王春行.液压伺服控制系统[M].北京:机械工业出版社, 1986.
[4]胡寿松.冉动控制原理(修订版)上册[M].北京:国防工业
出版社,1987.
作者简介
张冰凌(1964一),男,吉林柳河人,硕士,高级工程师,主要从
事仪表与传感器设计,自动控制系统设计技术研究等.
张勇(1966一),男,辽宁沈阳人,硕士,高级工程师,主要从
事飞行控制系统设计与工程开发工作,感兴趣的领域包括:控制律设计方法,系统仿真等.
飞行控制系统简介
自动飞行控制系统 飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。信息传输链用于系统各部件之间传输信息。常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!
飞行控制系统设计
(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);
nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1
飞行控制系统
飞行控制系统 为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。 关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ 0 引言 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。 1 飞控系统总体设计
飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。
飞行器自动控制导论_第六章
第六章 典型飞行自动控制系统的工作原理 概述 6.1.1典型飞行自动控制系统的组成 描述飞机运动的参数有三个姿态角（θ、ψ、φ）、两个气流角（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及一个线速度（V ）。飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。有时也根据需要也可控制与速度V 和迎角α有关的马赫数M 及法向过载。实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞行器实现闭环控制。 典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。 舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图所示。舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。 图 舵回路方框图 舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。 如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。典型的稳定回路如图所示。
图稳定回路 由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。 图控制（或制导）回路 6.1.2 纵向控制 飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保
典型飞行控制系统
三、典型飞行控制系统 1、已知某飞机的传递函数是： ) 69.19.0()4.0(5.1) () (2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的 控制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+T ? ? ??δ? ? δ)()1(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）要控制该飞机舵回路的时间常数应作何限制？ （3）若飞机受到常值力矩92 .0=?M Z γ 公斤*米，已知 Z Z M δ=-1.15公斤*米/度，若要求 稳定后其静差 s θ?<0 1 ，应对Z K ? 作何限制； （4）若要保证该系统的动态性能，应如何选取Z ? K ? 的值。 （5）分析在垂直向上风干扰下，系统的动态相应过程以及稳态情况。 2、已知某飞机的传递函数是： ) 47.15.1()59.0(2.1) ()(2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的控 制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+? ???δ? ? )()11.0(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）求出内回路闭环传递函数，并绘制随参数? Z K ? 变化的根轨迹图，并求取 值时的使? Z K =? ξ87.0以及此时三个内回路闭环极点值； （3）求出外回路闭环传递函数，并绘制随参数?Z K 变化的根轨迹图，并求取 值时的使?ξZ K =8.0以及此时三个外回路闭环极点值； （4）采用根轨迹方法分析舵回路时间常数对飞行控制系统工作性能的影响； （5）分析参数? Z K ? 与?Z K 之间的关系。 ● 自动驾驶仪有哪几个工作回路？ (1）同步回路 (2)舵回路 (3)稳定回路 (4)控制回路 ● 俯仰阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性 ● 滚转阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机—阻尼器系统的滚转特性 ● 什么是控制增稳系统？其作用是什么？ 不牺牲操纵性来提高飞机的阻尼比和固有频率，又可以解决非线性操纵指令问题 ● 飞行高度控制系统需要 最基本的信号？ 需要直接测量飞行高度，使用高度差传感器，根据高度差的信息来直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹请教，以实现对飞行高度的闭环稳定和控制
自动飞行控制系统电子讲稿第一部分
学习情景1 课程导论 1.飞行控制系统发展概述 自动飞行控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置即已出现。 1.1方向稳定器 1873年，法国雷纳德（C.C.Renard）无人多翼滑翔机的方向稳定器。 1.2 电动陀螺稳定装置-姿态稳定 1914年，美国的爱莫尔·斯派雷（Eimer Sperry）研制成功第一台可以保持飞机稳定平飞的电动陀螺稳定装置，该装置利用陀螺的稳定性和进动性，建立一个测量基准，用来测量飞机的姿态，它和飞机的控制装置连在一起，一旦飞机偏离指定的状态，这个机构就通过飞机的控制装置操纵飞机的舵面偏转使飞机恢复到原来的状态。 1.3 自动驾驶仪 20世纪30年代出现了可以控制和保持飞机高度、速度和航迹的自动驾驶仪。 第二次世界大战促使自动驾驶仪等设备得到进一步发展，由过去气动-液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个 或两个陀螺来操纵飞机，并可作机动、爬高及自动保持高度等。 二次大战期间，美国和原苏联相继研制出功能较完善的电气式自动驾驶仪C-1和其仿制品A∏-5； 德国在二战后期研制成功飞航式导弹V-1和弹道式导弹V-2，
更进一步促进了飞行自动控制装置的研制和发展。 20世纪50年代后，和导航系统、仪表着陆系统相联，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。 1.4 自动飞行控制系统 1947年成功突破音障后，飞机的飞行包线（飞行速度和高度的变化范围）扩大，越来越复杂的飞行任务对飞机性能的要求也越来越高，仅靠气动布局和发动机设计所获得的飞机性能已经很难满足复杂飞行任务的要求。因此，借助于自动控制技术来改善飞机稳定性的飞行自动控制装置（如增稳系统）相继问世，在此基础上，自动驾驶仪的功能得到进一步的扩展，发展成为自动飞行控制系统（AFCS）。 20世纪60年代，产生了随控布局飞行器（congtrol configured vehicle--CCV）的设计思想。 20世纪60年代前的以模拟电路或模拟计算机为主要计算装置的飞行控制系统，逐渐发展成为现在已普遍应用的数字式飞行控制系统，这也为新技术应用和更复杂更完善系统的综合提供了实现的可能性。例如： 主动控制技术（active control technology—ACT）； 余度技术 容错控制技术 20世纪80年代得到迅速发展的火/推/飞综合控制系统等。 20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一个综合系统，使飞机的各种传感器数据、指
QFT飞行控制系统设计
QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。
西工大飞行控制系统总复习
总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（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b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0 飞行控制系统的故障诊断与容错控制 周晓宇08010201 聆听姜斌老师的讲座后，我对飞行控制系统的故障诊断与容错控制方面有了初步的了解，并产生了较为浓厚的兴趣。 首先，飞行控制系统的被控对象包括飞艇、飞机、近空间飞行器、火箭、导弹、人造地球卫星、空间探测器、载人飞船、航天站、航天飞机等，而飞机又包含客机、运输机、直升机、无人机、战斗机等类型。我们对飞行控制系统进行飞行控制的主要目的大概有四个方面：（1）稳定飞行，主要指姿态稳定，这是任何飞行器的首要任务；（2）轨迹控制，包括航迹、高度、航向、起飞着陆等；（3）目标跟踪，主要针对目标的跟踪和拦截；（4）轨迹跟踪，主要指队预定轨迹(进场着陆)实时路径规划轨迹。以上是飞行控制系统的一些基本概念，为达到设计者期望的技术指标，需要详细了解飞行器的特性、控制要求、控制方法和验证方法。 其次，在飞行控制系统方面，让我感慨较深的有两个方面，分别是光传飞行控制系统和飞行控制系统的建模问题。 对于光传飞行控制系统，它是飞行控制系统发展中较高级的阶段，和之前出现的简单飞行操纵系统、机械操纵系统、控制增稳系统、电传飞行控制系统相比，它不仅可有效地防御电磁干扰、雷电冲击、核爆辐射、消除各信号通道间的串扰，而且还可以极大地减轻飞机重量，增加飞机上的可用空间，同时这种方法可使光纤传输损耗低、频带宽。可以说，随着计算机技术和控制理论的发展，飞行控制系统的 设计方法也发生了变化，从最初的经典控制方法，发展到了自适应控制、模糊控制、神经网络控制、容错控制等现代控制方法。飞行器结构的复杂化和种类的多样化注定了飞行控制系统必将成为现代控制理论研究的热点领域。 除了光传飞行控制系统外，我对飞行控制系统的建模问题也产生了一些想法。通过建模方程，我们可以把一些抽象的问题用数学模型的方法表示出来，譬如，我们可以建立飞行器姿态测量系统，对飞机的姿态角、航向、转动角速度等使用专业仪器测量后，在多维坐标系中进行问题的分析和研究。又比如，飞机模型的线性化问题，我们可以采用小扰动法将含有扰动运动参数与基准运动参数间差值的高阶小项略去，并同时在平衡点上利用泰勒级数对化简式进行展开并仅保留一次项，由此即可得到雅可比矩阵形式的线性化状态方程。 通过对以上两个例子的分析，我有两点心得体会，一是要学会学以致用，将所学到的知识融会贯通，分类组合，只有这样，才能将看似复杂的问题简单化；其二，就是上面提到过的，大自然中的物理量，绝大部分是模拟量，然而如果我们想对事务进行深入的分析和研究的话，最好的办法还是将它们转化为数字量，其实也就是真实事物的建模问题。 通过这场讲座，我除了对飞行控制系统有了一个大致的了解外，还对飞行系统的故障诊断与容错控制方面有了更深入的了解。 近几年，随着经济的快速发展，民航运载任务越来越重，民航飞机朝着大型、多载重方向发展，飞机系统的复杂性也在不断增加，故 电传操纵系统概况 一、电传操纵系统的概念及发展概况 1、电传操纵系统的概念 电传操纵系统是将从驾驶员的操纵装置发出的信号转换成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。也就是说，电传操纵系统也是一个全时、全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统。电传操纵系统是人工操作和自动控制在功能上和操纵方式上较好地融为一体。电传操纵系统主要依靠电信号传递驾驶员的操纵指令，所以这种系统不再含有机械操纵系统。带有机械备份的电传操纵系统成为准电传操纵系统。控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分，只有具备控制增稳功能的电信号系统才能称为电传操纵系统。 2、电传操纵系统发展概况 20世纪前半期,采用闭环反馈原理的自动控制技术作为机械操纵系统的辅助手段,其主要作用是针对已设计好的飞机刚体动力学特性的缺陷进行补偿,实现精确的姿态和航迹控制,减轻驾驶员长期、紧张工作的负担。到了20世纪60年代,飞机的发展遇到了一些重大难题。例如:大型飞机挠性机体气动弹性模态问题,进一步提高战斗机机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术已经不能解决,或者要在性能、重量、复杂性和成本方面付出巨大代价才能得到某种折衷的解决方案。研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术,通过对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证,产生了两个具有划时代意义的新飞行控制概念:主动控制技术(ACT)和电传飞行控制(FBW)系统。这两项新技术的出现对飞机的发展产生了巨大的影响。 1.采用主动控制技术的电传操纵系统 采用主动控制技术的电传操纵系统,可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功能综合成为可能,从而极大地改善了飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统后,放宽静稳定性(RSS)控制技术使B-52轰炸机平尾面积减少45%,结构总重量减少6.4%,航程增加了4.3%;使战斗机升阻比提高了8%~15%。机动载荷控制NILC)技术使C-5A运输机翼根弯曲力矩减少30%~50%;使F4E 第一章飞行控制系统概述 1.1飞行器自动控制 1.1.1飞行控制系统的功能 随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。 飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。 飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点： 1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担； 2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制； 3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。 一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。 1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具 电传操纵系统 “电传操纵系统”是英文"Fly by wire flight control system"(FBW)的中文意译，也被译为“线传操纵系统”。它是一种先进的电子飞行控制系统。 1简介 从飞机发明直到现在，飞机的操纵系统仍然主要是机械式的操纵系统。机械操纵系统在操纵装置（操纵杆、脚蹬）和飞机的舵机之间存在着一套相当复杂的机械联动装置和液压管路，飞行员操纵操纵杆和脚蹬，通过上述联动装置控制舵机位置，从而使飞机达到希望的姿态和航向。 早期的飞机只是直接人工机械操纵。随着飞机的尺寸和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力，目前液压助力器仍在许多飞机上使用。 第二次世界大战后不久，出现了全助力操纵系统。在这种系统中，操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要原因是在跨音速飞行时，作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。这样，操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。全助力操纵系统本身是不可逆的，因此不受跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去改变舵面状态，使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态，于是就借助一些力反馈装置来提供人工杆力，这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员提供适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。 随着飞机尺寸的继续增加和性能的进一步提高，增加稳定性帮助飞行员操纵变得十分迫切，于是从全助力操纵系统发展到增稳系统，如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统。系统通过传感器反馈的飞机状态，在程序控制下自动控制舵机偏转，以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是互相独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。 从增稳系统发展到电传操纵（FBW）系统只是很小的一步，通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现，“协和”超音速客机上就装有这种系统。 把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵（FFBW）系统。 在这里我们已经能够给电传操纵系统下一个定义了：电传操纵（Flying By Wire）系统是将飞行员的操纵信号，经过变换器变成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。由飞机操纵系统的发展我们可以体会到，任何事物的发展都是由需要和可能这两个因素决定的，电传操纵系统的发展也是如此。它是随着飞机（包括某些飞行器）的飞行控制技术的不断提高以及科学技术的发展而逐渐发展起来的。 电传操纵的重要性在于打破了飞机设计中需要保持静稳定性的布局，设计师们可以为战斗任务选择和优化最有效的布局，然后由储存在飞行控制计算机软件中的相应控制律增加人工稳定性。现役战斗机中已经有多种飞机采用电传操纵系统，例如F-16、幻影2000、“狂风”战斗机、F-15、Su-27、F/A-18等等。 飞行操纵系统 飞行操纵系统 ——飞机系统结课论文 指导老师：闫凤良 班级：080441D 学号：080441436 姓名：朱仕广 2010.6.25 摘要：飞行操纵系统是飞机在天空中自由飞行必不可少的系统。飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。此文对飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例进行简单介绍。 关键词：飞行操纵系统空客A320的操纵系统相关案例 正文： 飞机要想在天空中自由自在的翱翔，飞行操纵系统是必不可少的。飞行操纵系统让飞机在空中能按照人的意愿自由改变飞行状态，从而飞抵人们想要飞去的地方。下面，我们简单介绍飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例。 一、飞行操纵系统 定义：飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。 1.飞行操纵系统分类 按照操纵指令的来源分为：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。 （1）人工飞行操纵系统：其操纵信号由驾驶员发出。包括主飞行操纵系统和辅助飞行操纵系统。 主飞行操纵系统：操纵升降舵、方向舵、副翼、三个主舵面，实现飞机的俯仰、偏航和滚转操纵；辅助飞行操纵系统：操纵襟翼、副翼、扰流板、调整片等增升、增阻及水平安定面配平、方向舵配平等系统。 （2）自动飞行控制系统：其操纵信号由系统本身发出。 对飞机实施自动和半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对扰动的响应。 包括：自动驾驶、飞行指引和自动油门。 按照指令的执行方式来分： （1）机械式操纵系统 （2）电传操纵系统 2.基本飞行操纵原理 （1）飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶 电传飞行控制作动系统 第27卷 2007拄 第4期 O8月 飞机设计 AIRCRAFTDESIGN V01.27No.4 Aug2007 文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08 电传飞行控制作动系统 张冰凌,张勇 (1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035) (2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035) 摘要:YF一23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在 亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能. 其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附 加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统. 关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制 中图分类号:V227.83文献标识码:A Fly-By-WireFlightControlActuationSystem forHighPerformanceFighter ZHANGBing—ling,ZHANGYong (1.Aero-NavalMilitaryRepresentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035,Chi na) (2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China) Abstract:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunstableaircraftthatcruisedats uperson- icspeedswithoutafterburnerandwasdesignedtooutmaneuveropponentsatsubsonicandsup ersonic https://www.360docs.net/doc/f55026203.html,biningthesedemandedaflightcontrolactuationsystemofunprecedentedpowe randper- formance.Itsuniqueflightandmaneuveringenveloprequiredhighsurfacerateandlargeactu atorex— cursionatlowfliglitspeeds,aswellasthepowertogenerateincreasedhingemomentsatsupers onic speeds.Toachievethesespecifications,hydraulicflowandelectricalpowerconservationtec hniques wasutilized. Keywords:actuator;directdrivevalve;variableareaactuation;flightcontrol YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡 航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特 征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动 平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右 前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀 (EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直 接驱动阀(DDV)控制. 收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28 系统设计要求 基于下列的要求/约束来设计作动系统: (1)速率/铰链力矩/刚度要求; (2)作动器的频率响应/负载响应; (3)发动机的功率提取和液压流量限制; 涡轮发动机飞机 第六章自动飞行控制系统AFCS 自动飞行控制系统的组成和基本功能 自动驾驶仪（AP）飞行指引（FD）偏航阻尼系统（YDS）俯仰配平系统（Auto Trim）自动油门系统（ATS） 6.1自动飞行控制系统AFCS的组成和基本功能 系统的功用——自动飞行控制系统可在除起飞的飞机的整个飞行阶段中使用：离场、爬升、巡航、下降和进近着陆。 6.1.1 自动飞行控制系统AFCS由下列分系统组成： 自动驾驶仪(A/P)—既可用于控制飞行轨迹，也可用于控制飞行速度减轻飞行员 的工作负担，还可实现飞机的自动着陆。 飞行指引仪(F/D) 在PFD或EADI上显示计算机提供的自动飞行的指令使飞行 员按照飞行指引杆的指引驾驶飞机，或监控飞机的姿态。自动配平系统自动调节飞机的水平安定门，改善飞机的俯仰稳定性 偏航阻尼系统（Y/D）改善飞机整个飞行阶段的动态稳定性 自动油门系统（ATS）自动调节发动机输出功率，实现最佳飞行，并减轻飞行 员的负担。 偏航阻尼系统与自动配平系统合称为增稳系统。 飞行管理系统FMS 在现代飞机上，利用飞行管理系统FMS，可完成对飞机的全自动导航； 提供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨迹和垂直飞行剖面的计算， 实现最佳飞行。FMS的输出信号加到AFCS,控制自动飞行控制系统 的工作，实现对飞机的制导和推力管理；同时监测AFCS的工作，防止 飞机在不正常条件下的自动飞行。 6.1.3 AFCS的基本结构 AFCS的基本组成： 飞行控制计算机——计算控制指令。 控制板——（方式控制板MCP）是人机接口，用于向计算机输入飞行员的控制 指令，如飞行方式、速度、高度等。 输出设备——将计算机产生的控制信号加到飞行控制系统（通过舵机控制飞行操 纵面等），将显示信息输往显示器。 数字式AFCS的结构 80年代AP/FD计算机集成为FCC。 电子飞行控制系统EFCS的结构 现代飞行控制系统的评估与确认方法 摘要：现代飞行控制系统是飞机的飞行关键系统，其性能直接影响飞机的飞行 品质和飞机的性能，直接关系到飞机的飞行安全。同时现代飞行控制系统十分复杂，其研制过程是一个庞大的系统工程。因此需要对其进行缜密严格，详尽认真的评估与确认，确保系统实现的正确性，安全性。所以迫切需要研究先进的验证与确认技术和方法，以提高系统开发的效率和可靠性。 1飞行控制系统的发展 在过去的一个世纪里，飞行控制技术经历了增稳，控制增稳，自动飞行控制，全权限电传控制，综合控制等发展阶段。特别值得注意的是，自从20世纪下半页电传飞行控制（FBW）和主动控制技术（ACT）这两个具有划时代意义的飞行控制概念出现以来，飞机的发展历程出现了巨大的变化，体现在： （1）改变了传统的飞机设计概念好方法论，飞行控制技术首次与气动，结构和动力装置一起成为保证先进飞机平台性能的四大技术支柱。 （2）改变了自莱特兄弟首次飞行以来一直采用以机械操纵链作为飞机主飞行控制系统的传统方法，使采用飞机状态反馈的电闭环控制系统成为现代飞机的主飞行控制系统。 （3）打破了飞机布局设计中重心配置的限制原则，使飞机可以设计成中立稳定和静不稳定的构型。 （4）飞行控制系统不仅用于增强飞机刚体运动特性，同时也用于解决飞机弹性模态的控制问题。 （5）使得飞机主要控制性能，如飞行控制，推力控制和火力控制等的综合成为可能以数字式电传飞行控制系统为核心和纽带的综合飞行/火力/推力控制技术取得了迅速的发展，使飞机（尤其是战斗机）的性能得到大幅提升。 目前，数字式电传飞行控制系统和各种主动控制技术已广泛应用于第三代军机和先进的民机，综合控制技术也成为了第四代军机典型标志之一。 近二十年来，在相关学科飞速发展的支撑下，飞行控制技术领域也涌现出很多具有创造性的新技术，这新新技术很有可能成为支持飞机未来革命性发展所需的主要飞行控制技术。 第16章飞行管理系统 16.1飞行管理系统概述 随着飞机性能的不断提高，要求飞行控制系统实现的功能越来越多，系统变得越来越复杂，从而迫使系统系统设计师们在可用的技术条件、任务和用户要求，飞机可用空间和动力，飞机的气动力特性及规范要求等诸因素的限制下，把许多分系统综合起来，实施有效的统一控制和管理。于是便出现了新一代数字化、智能化、综合化的电子系统－飞行管理系统（FMS-Flight Management System）。在1981年12月，飞行管理系统首次安装在B767型飞机上。此后生产的大中型飞机广泛采用飞行管理系统。 16.2飞行管理系统的组成和功能 16.2.1飞行管理系统的组成 飞行管理系统由几个独立的系统组成。典型的飞行管理系统一般由四个分系统组成，如图16-1，包括： （1）处理分系统－飞行管理计算机系统（FMCS），是整个系统的核心； （2）执行分系统－自动飞行指引系统和自动油门，见自动飞行控制系统； （3）显示分系统－电子飞行仪表系统（EFIS），见仪表系统； （4）传感器分系统－惯性基准系统（IRS）、数字大气数据计算机（DADC）和无线电导航设备。 驾驶舱主要控制组件是自动飞行指引系统的方式控制面板（AFDS MCP）、两部控制显示组件（CDU）、两部电子飞行仪表系统（EFIS）控制面板。主要显示装置是CDU、电子姿态指引仪（EADI）、电子水平状态指示器（EHSI）和推力方式显示。各部分都是一个独立的系统，既可以单独使用，又可以有多种组合形式。飞行管理系统一词的概念是将这些独立的部分组成一个综合系统，它可提供连续的自动导航、指引和性能管理。 图16-1飞行管理系统 16.2.2飞行管理系统的功能 FMS的主要功能包括导航／制导、自动飞行控制、性能管理和咨询／报警功能。FMS实现了全自动导航，大大减轻了驾驶员的工作负担。另外，飞机可以在FMS的控制下，以最佳的飞行路径、最佳的飞行剖面和最省油的飞行方式完成从起飞直到进近着陆的整个飞行过程。 FMS在各飞行阶段的性能管理功能： （1）起飞前 通过FMS的控制显示组件人工向FMC输入飞行计划、飞机全重和外界温度。如果飞行计划已经存入FMC的导航数据库，则可直接调入。飞行计划包括起飞机场、沿途航路点和目的机场的经纬度、高度等。 （2）起飞 根据驾驶员输入的飞机全重和外界温度，FMC计算最佳起飞目标推力。 （3）爬升 根据驾驶员的选择，FMC计算最佳爬升剖面。FMC还根据情况向驾驶员提供阶梯爬升和爬升地点的建议，供驾驶员选择，以进一步节约燃油。 （4）巡航 FMC根据航线长短、航路情况等因素，选择最佳巡航高度和速度。结合导航设施，确定起飞机场至目的机场的大圆航线，以缩短飞行距离。 （5）下降 FMC根据驾驶员输入或存储的导航数据确定飞机下降的顶点。在下降阶段，FMC确定下降速度，最大限度利用飞机的势能，节约燃油。 （6）进近 FMS以优化速度引导飞机到达跑道入口和着陆点。 16.2.3飞行管理计算机系统 由飞行管理计算机（FMC）和控制显示组件（CDU）组成。飞行控制系统的故障诊断与容错控制
飞机电传操纵系统
飞行器自动控制导论_第一章飞行控制系统概述
1 飞行控制系统的硬件设计
电传操纵系统
飞行操纵系统
电传飞行控制作动系统
自动飞行控制系统 AFCS
现代飞行控制系统的评估与确认方法
飞行管理系统