飞机升降速度控制系统
飞机飞行操纵系统
安全问题
安全标准
01
确保飞行操纵系统符合国际国内安全标准，系统进行严格质量
控制测试。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
冗余设计
02
防止单一故障导致系统失效，采冗余设计，增加系统可靠性安
全性。
紧急备份系统
03
紧急情况提供备份操纵系统，确保飞行员能够控制飞机并采取
必紧急措施。
技术更新问题
持续研发
断投入研发资源，更新改进飞行操纵系统，满足航空工业发展需 求。
电动操纵系统
电动操纵系统通过电动机传动装置将飞行员操作指令传递 舵面，实现飞行姿态航向操纵。
电动操纵系统优点结构简单、可靠性高、维护成本低，且 易实现自动控制远程操控。现代飞机中，电动操纵系统已 经成主流飞行操纵系统之一。
气压操纵系统
气压操纵系统利气压差将飞行员操作指令传递舵面，实现飞行姿态航向操纵。
发展历程
飞机飞行操纵系统经历从简单机械式复杂电传式演变，技术 断升级换代，提高飞机安全性机动性能。
趋势
未飞行操纵系统发展将更加注重智能化、自主化、复合控制 等方面，提高飞机自主飞行能力适应复杂环境能力。随着无 驾驶技术断发展，无机飞行操纵系统也将成研究重方向。
02
飞行操纵系统种类
机械操纵系统
机械操纵系统最早飞行操纵系统，通过钢索、滑轮连杆等机 械部件将飞行员操作指令传递飞机各舵面，实现飞行姿态航 向操纵。
飞机飞行操纵系统
目 录
• 飞机飞行操纵系统概述 • 飞行操纵系统种类 • 飞行操纵系统关键技术 • 飞行操纵系统应 • 飞行操纵系统挑战与解决方案 • 未飞行操纵系统发展趋势
01
飞机飞行操纵系统概述
定与功能
定
飞机飞行操纵系统指控制飞机飞行姿 态轨迹操作系统，包括飞行控制系统 飞行操纵系统。
APM飞控系统程序概述
在APM飞控系统中，采用的是两级PID控制方式，第一级是导航级，第二级是控制级，导航级的计算集中在medium_loop( ) 和fastloop( )的update_current_flight_mode( )函数中，控制级集中在fastloop( )的stabilize( )函数中。
导航级PID控制就是要解决飞机如何以预定空速飞行在预定高度的问题，以及如何转弯飞往目标问题，通过算法给出飞机需要的俯仰角、油门和横滚角，然后交给控制级进行控制解算。
控制级的任务就是依据需要的俯仰角、油门、横滚角，结合飞机当前的姿态解算出合适的舵机控制量，使飞机保持预定的俯仰角，横滚角和方向角。
最后通过舵机控制级set_servos_4( )将控制量转换成具体的pwm信号量输出给舵机。
值得一提的是，油门的控制量是在导航级确定的。
控制级中不对油门控制量进行解算，而直接交给舵机控制级。
而对于方向舵的控制，导航级并不给出方向舵量的解算，而是由控制级直接解算方向舵控制量，然后再交给舵机控制级。
以下，我剔除了APM飞控系统的细枝末节，仅仅将飞控系统的重要语句展现，只浅显易懂地说明APM飞控系统的核心工作原理。
一，如何让飞机保持预定高度和空速飞行要想让飞机在预定高度飞行，飞控必须控制好飞机的升降舵和油门，因此，首先介绍固定翼升降舵和油门的控制，固定翼的升降舵和油门控制方式主要有两种：一种是高度控制油门，空速控制升降舵方式。
实际飞行存在四种情况，第一种情况是飞机飞行过程中，如果高度低于目标高度，飞控就会控制油门加大，从而导致空速加大，然后才导致拉升降舵，飞机爬升；第二种情况与第一种情况相反；第三种情况是飞机在目标高度，但是空速高于目标空速，这种情况飞控会直接拉升降舵，使飞机爬升，降低空速，但是，高度增加了，飞控又会减小油门，导致空速降低，空速低于目标空速后，飞控推升降舵，导致飞机降低高度。
这种控制方式的好处是，飞机始终以空速为第一因素来进行控制，因此保证了飞行的安全，特别是当发动机熄火等异常情况发生时，使飞机能继续保持安全，直到高度降低到地面。
飞行控制系统设计
飞行控制系统设计飞行控制系统是保障飞机正常飞行的核心系统。
它通过感知环境、收集数据、分析信息，并采取相应的控制措施，确保飞机在各种飞行阶段和飞行任务中保持安全、平稳和可靠。
本文将从飞行控制系统的组成部分、设计原则和优化策略等方面来讨论飞行控制系统的设计。
一、飞行控制系统的组成部分飞行控制系统主要包括飞行引导、航向控制、姿态控制和自动驾驶等几个主要功能模块。
1. 飞行引导：飞行引导是飞行控制系统的基础部分，负责获取飞机的位置、速度、姿态等基本信息，并根据这些数据提供相应的引导指令，保证飞机在指定的航线上飞行。
2. 航向控制：航向控制是确保飞机在水平面上维持所需的航向的功能。
它通过调整飞机的方向舵和副翼等控制面，实现对飞机航向的控制。
3. 姿态控制：姿态控制是确保飞机在各种飞行动作中能够保持合适的姿态，如升降、俯仰和滚转等。
它通过调整飞机的副翼、方向舵和升降舵等控制面，实现对飞机姿态的控制。
4. 自动驾驶：自动驾驶是飞行控制系统的高级功能之一，它能够根据设定的飞行计划和任务要求，实现自主导航、自主飞行和自主着陆等操作。
自动驾驶的实现需要依赖精密的惯性导航系统、电子航图以及先进的控制算法。
二、飞行控制系统设计原则在设计飞行控制系统时，需要考虑以下几个原则：1. 安全可靠性原则：飞行控制系统是飞机的核心系统，设计时必须确保其安全性和可靠性。
系统需要具备故障检测与容错能力，能够在出现故障时及时切换到备用控制模式，保证飞机飞行的安全。
2. 稳定性原则：飞行控制系统设计应保证飞机在各种飞行阶段和飞行任务中保持稳定。
系统需要具备良好的控制性能，能够对飞机的姿态和航向进行精确的控制，确保飞机飞行平稳。
3. 灵活性原则：飞行控制系统应具备一定的灵活性，能够适应不同飞行任务的需求。
系统需要具备可调节参数和可编程控制算法等功能，能够在不同的飞行条件下进行自适应控制。
4. 性能优化原则：飞行控制系统的设计需要尽可能优化系统的性能。
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统由主操纵系统和辅助操纵系统组成。
主操纵系统主要用于控制飞机的升降舵、副翼和方向舵，而辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等，用于控制飞机的运动状态。
主操纵系统通过驾驶杆和脚蹬来控制飞机的升降舵、副翼和方向舵的操纵机构，以控制飞机的飞行轨迹和姿态。
中央操纵机构由驾驶杆和脚蹬组成，通过传动装置直接偏转舵面，传递操纵信号。
辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
这些机构仅靠驾驶员选择相应开关、手柄位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成操作。
此外，机械操纵系统还包括驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面的部分。
这种系统由两部分组成：位于驾驶舱内的中央操纵机构和构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。
飞机操纵系统的组成因飞机类型和设计而异，但上述部分是常见于现代飞机的操纵系统的重要组成部分。
随着技术的发展，一些新型的飞机还采用了电传操纵系统和主动控制技术等更先进的技术。
飞行管理计算机系统(二)
飞行管理计算机系统（二）引言概述：飞行管理计算机系统（FMCS）是一种集成的航空电子设备，用于飞机的飞行管理和控制。
它通过提供自动化的飞行指导、导航和性能计算等功能，提高了飞行的效率和安全性。
本文将介绍飞行管理计算机系统的五个主要方面，包括导航功能、性能计算、飞行计划管理、仪表显示和故障管理。
正文：一、导航功能：1. 提供精确的位置信息，包括经度、纬度和海拔高度。
2. 可以进行自动航路规划和路线优化。
3. 提供导航图显示和总体航行显示功能。
4. 支持雷达地图、电子地图和气象信息的显示。
5. 提供导航指引，如航向指示、航迹保持和垂直引导等。
二、性能计算：1. 将飞机的性能参数输入系统，如速度、高度和载荷等。
2. 根据这些参数计算最佳的爬升和下降速度。
3. 可以进行燃油消耗和剩余燃油计算。
4. 能够计算最佳的巡航高度和速度。
5. 提供性能优化建议，并进行实时更新。
三、飞行计划管理：1. 提供飞行计划的输入和修改功能。
2. 支持航路、航段和航路点的管理和编辑。
3. 可以进行飞行计划的性能分析和验证。
4. 提供飞行计划的实时监控和调整能力。
5. 提供备降机场和紧急情况下的替代航线计算和选择。
四、仪表显示：1. 显示飞机的关键参数，如空速、高度和航向。
2. 支持人工和自动驾驶仪的操作和显示。
3. 提供危险警告和警报的显示。
4. 可以显示附近的航空器和地形信息。
5. 支持航向和上升/下降角度的精确指示。
五、故障管理：1. 监控飞行系统的状态和性能。
2. 提供故障诊断和排除建议。
3. 支持系统故障的自动隔离和备份。
4. 可以进行故障历史记录和故障趋势分析。
5. 提供故障修复建议和计划。
总结：飞行管理计算机系统（FMCS）在飞机的飞行管理和控制中起到关键作用。
它具有导航功能、性能计算、飞行计划管理、仪表显示和故障管理等五个主要方面。
这些功能和特性提供了航空器的自动化和智能化，可以提高飞行的效率和安全性，减轻飞行员的工作负担，并提供及时准确的飞行信息和指引。
升降舵操控飞机的原理
升降舵操控飞机的原理升降舵是飞机上的一个重要部件，用于控制飞机的上升和下降。
它能够改变飞机机身的姿态，使得飞机可以上升或下降。
升降舵的操控原理是通过改变升降舵的位置，进而改变飞机的升降力。
飞机的升降力是由机翼产生的，通过改变升降舵的位置，可以改变机翼产生的升力分布，从而影响飞机的升降运动。
升降舵通常位于飞机的尾翼上，可以沿着飞机的纵轴旋转。
当升降舵旋转向上时，它会改变机翼产生的升力分布，增加机翼后缘的升力，从而使飞机产生向上的升力，使飞机上升；当升降舵旋转向下时，它会减小机翼后缘的升力，使飞机产生向下的升力，使飞机下降。
升降舵的操控通常是通过飞机的操纵杆或脚蹬来实现的。
当飞机的操纵杆向前推动时，升降舵会旋转向下；当操纵杆向后拉动时，升降舵会旋转向上。
这样，飞行员可以通过操纵杆的前后运动来控制飞机的上升和下降。
升降舵的操控还可以通过飞机自动驾驶系统来实现。
自动驾驶系统通过飞机的传感器感知飞机的姿态和飞行状态，并根据预设的飞行计划和飞行参数来控制升降舵的位置。
通过自动驾驶系统，飞机可以实现自动的升降控制，提供更加精准的飞行控制。
升降舵的操控还需要考虑飞机的平衡和稳定性。
在飞行中，飞机需要保持平衡，以保证飞行的安全。
升降舵的位置改变会影响飞机的平衡，因此需要根据飞机的设计和飞行参数来确定升降舵的合适位置，以保证飞机的平衡和稳定性。
升降舵的操控在飞机的起飞、飞行和降落等各个阶段都非常重要。
在起飞阶段，飞机需要通过控制升降舵的位置来改变飞机的升力，以实现起飞性能的要求。
在飞行阶段，飞机需要通过控制升降舵的位置来保持飞机的姿态和高度。
在降落阶段，飞机需要通过控制升降舵的位置来调整下降速度和着陆的角度，以实现安全的降落。
总之，升降舵是飞机上的一个重要控制部件，通过改变升降舵的位置来改变飞机的升降力，从而实现飞机的上升和下降。
升降舵的操控可以通过飞机的操纵杆、自动驾驶系统等方式进行。
升降舵的操控在飞机的起飞、飞行和降落等各个阶段都非常重要，能够保证飞机的安全和平稳飞行。
简述飞控系统的部件组成
简述飞控系统的部件组成飞控系统是指飞机上的一套系统，用于控制和管理飞机的飞行状态和操作。
飞控系统由多个部件组成，每个部件都有不同的功能和作用。
1. 飞行管理计算机（FMC）：飞行管理计算机是飞控系统的核心部件，负责控制飞机的航向、高度、速度等飞行参数。
它通过计算和控制飞机的推力、升降舵、副翼等控制面，来维持飞机在特定的航线上飞行。
2. 飞行控制计算机（FCC）：飞行控制计算机是飞控系统的另一个重要部件，负责控制飞机的姿态和稳定性。
它通过控制飞机的副翼、升降舵、方向舵等控制面，来调整飞机的姿态和保持飞机的稳定飞行。
3. 自动驾驶仪（AP）：自动驾驶仪是飞控系统中的一个重要组成部分，可以根据预设的航线和飞行参数自动驾驶飞机。
它可以控制飞机的航向、高度和速度，实现飞机的自动导航和自动操控。
4. 数据链路系统（DLS）：数据链路系统是飞控系统中的通信部件，通过无线电通信与地面站和其他飞机进行数据传输和交流。
它可以传输飞行计划、气象信息、导航数据等重要信息，提供飞行控制和管理的支持。
5. 传感器系统：传感器系统是飞控系统中的关键部件，用于感知和获取飞机的各种参数和状态。
常见的传感器包括惯性导航系统（INS）、GPS导航系统、空速计、高度计、姿态传感器等。
这些传感器可以实时监测飞机的位置、速度、姿态等信息，为飞行控制提供准确的数据支持。
6. 执行机构：执行机构是飞控系统中的执行部件，负责根据飞行控制计算机的指令来控制飞机的各种运动。
常见的执行机构包括发动机、舵面（副翼、升降舵、方向舵）和襟翼等。
这些执行机构可以根据飞行控制计算机的指令，调整飞机的推力、航向、姿态等参数。
7. 监控和故障诊断系统（CMS）：监控和故障诊断系统是飞控系统中的重要组成部分，用于监测飞机的各个系统和部件的工作状态，并及时报告和处理故障信息。
它可以实时监测飞机的各种传感器和执行机构，检测和诊断飞机的故障，提供故障诊断和维修指导。
总结起来，飞控系统的部件包括飞行管理计算机、飞行控制计算机、自动驾驶仪、数据链路系统、传感器系统、执行机构和监控和故障诊断系统。
飞行控制系统的组成
飞行控制系统的组成飞行控制系统是指用于控制飞机飞行的一系列设备和程序。
它是飞机的重要组成部分，直接影响着飞机的操纵性、稳定性和安全性。
飞行控制系统的主要组成包括飞行操纵系统、飞行指示系统、飞行保护系统和自动飞行控制系统。
一、飞行操纵系统飞行操纵系统是飞行控制系统的核心部分，用于操纵飞机的姿态和航向。
它包括操纵杆、脚蹬和相关的机械传动装置。
操纵杆通过机械传动装置将飞行员的操作转化为飞机的姿态变化，从而实现对飞机的操纵。
脚蹬主要用于控制飞机的航向。
飞行操纵系统的设计需要考虑飞行员的操作感受和操作精度，以及飞机的动力特性和气动特性。
二、飞行指示系统飞行指示系统用于向飞行员提供飞机的状态和参数信息，以帮助飞行员准确地掌握飞机的飞行情况。
飞行指示系统包括人机界面设备和显示设备。
人机界面设备包括仪表板、显示器和按钮等，用于向飞行员显示飞机的状态和参数，并接收飞行员的操作指令。
显示设备一般采用液晶显示屏或投影显示技术，能够实时显示飞机的速度、高度、姿态、航向等信息。
飞行指示系统的设计需要考虑信息的清晰度和可读性，以及对飞行员的操作需求和反馈。
三、飞行保护系统飞行保护系统用于提供飞机的保护和安全功能，防止飞机发生失控或危险情况。
飞行保护系统包括防护装置、警告系统和应急措施。
防护装置主要包括防止飞机过载的装置、防止飞机超速的装置和防止飞机失速的装置等，能够保护飞机免受过载、超速和失速等不安全飞行状态的影响。
警告系统主要用于向飞行员提供飞机的警告和提示信息，以帮助飞行员及时发现和解决飞机的异常情况。
应急措施主要包括自动驾驶和自动下降等功能，能够在紧急情况下自动控制飞机的飞行。
四、自动飞行控制系统自动飞行控制系统是飞行控制系统的高级形式，能够实现自动驾驶和飞行管理功能。
自动飞行控制系统主要包括飞行管理计算机、自动驾驶仪和导航系统等。
飞行管理计算机负责计算飞机的飞行参数和航路信息，并根据飞行员的指令进行飞行计划和航线管理。
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飞机垂直速度控制系统
自控大作业
韩谨阳
2015300464
一、系统背景
升降速度（或称作垂直速度）控制系统是现代自动飞行控制系统的重要模式，系统将按照最优的（最省油）的升降速度自动控制飞机的爬升和下降。
在一些飞机上，已经将垂直速度控制系统作为纵向自动飞行控制系统的默认模式，改变了以俯仰角自动控制系统作为默认模式的传统。
从动力学来看，对垂直速度的控制，若在飞行速度或空速不变的条件下，实际上就是对纵向轨迹角或者航轨迹角的控制，而对鬼计较的控制是飞机驾驶的最终目标。
从这一意义上来说，垂直速度控制系统成为纵向自动飞行控制系统的重要工作模式是容易理解的。
但从固定翼飞机纵向运动的操作实质来说，只能通过改变俯仰角力矩来达到对垂直速度的是需要通过对俯仰角的控制来间接达到对纵向轨迹倾角控制的目的。
一次，垂直速度控制系统的核心是俯仰角控制系统，将以此作为内回路来建立垂直速度控制系统。
二、控制系统模型建立
飞机的垂直速度，实际指的是飞机重心相对于地面坐标e e
o z 轴方向的速度，但方向与e e o z 方向相反。
根据运动学方程，可以得到垂直速度的线性方程
000cos sin e v v ωγγγ=-- （1）
其中，0γ、0v 为飞机平衡时的航迹倾角和速度
在实际中常用高度作为变量并以标准海平面作为测量基准，
平衡状态时的高度为0H ∆，则（1）式表示为
H •∆000cos sin v v γγγ=--
（2）
如果平衡状态下0
γ
0H •
∆=0.
/57.3v γ∆ （3） 由于是通过俯仰角控制系统来控制垂直速度，因此余姚求出航迹倾角和俯仰角之间的关系
即
γ=θα∆-∆
（4）
将（4）式变换成传递函数形式
()()
1()()
s s s s γαθθ∆∆=-∆∆
在短周期运动的条件下，则有
()()()
[]/[
()()()
e e s s s s s s ααθθδδ∆∆∆=∆∆∆]
（5）
将（5）代入到（4）中，于是有
()
()
s s γθ∆∆=
2-Z ()
+（-Z ）
e
e
e
e
e e e q s M Z s M Z M Z M s M Z M δδαδδδαδδαα++-
（6）
由于在某些飞行状态下，式（6）很容易出现非最小相位系统，所谓化简系统：
()()
s s γθ∆∆Z （M Z ）
Z ()
M e
e
e
M s M Z α
δ
ααδδααδ
-≈
+-
（7）
式（7）在系统设计中，精度是足够的，并能保证是最小相位系统，将该式代入（3）中
00()
V
H =（）
()57.3
()
e e
Z M Z M Z s Z s M Z M ααδα
αδα
δα
αθδ•
--∆+-
（8）
根据式（8）就可以建立在俯仰角控制系统基础上的垂直速度控制系统了，而式（4）可用于建立数学仿真模型。
三、升降速度控制系统的设计
升降速度控制系统是由俯仰角系统作为回路的，垂直速度控制器将形成俯仰角指令并将其作为俯仰角控制系统的输入，进而对垂直速度实施控制。
同时根据负反馈的原则，需引入升降速度的反馈作为控制器生成俯仰角质量的必要信息。
垂直速度控制系统的方框图如图（1）
上述升降速度控制系统中为俯仰角控制系统的闭环传递函
数，且开环传递函数并不包含积分环节，将会场内在垂直速度的稳态误差。
所以垂直控制系统控制率的基本是由比例和积分环节所组成。
控
滤
下面假设高度为4000M，速度130m/s下飞机动力学和俯仰角控制系统模型。
在和时的闭环传递函数为
2
c
52.337（3s+0.6199)
=
（s+60207)（s+0.3948)（s 5.087s13.24)
θ
θ
∆
∆++
（9）
由前式得，此飞行状态下飞机俯仰角和根轨迹之间的关系
0.6199
=
s+60199
γ
θ
∆
∆
（10）
H0.6199 1.4079
=2.2712=
s+6.199s+0.6199
θ
∆
⨯
∆
（11）
垂直速度控制系统方框图如图所示：
当控制率结构确定后，就可以进行参数选择了，首先确定的
主要参数增益，然后再设计用于改善系统稳态进度的积分参数选
择，首先确定系统的主要参数增益.在比例积分控制中，
起主导作用，而则主要用于响应以改变稳定精度，因此在设计时，可
先假定为0，这样就可以
作为闭环特征根的单一变量绘制根轨
迹。
变化是的系统闭环特征根的根轨迹曲线如图（1）所示
图（1） 设计
时，应使得系统的主导复极点是欠阻尼的，这样有利于
的选择，并满足闭环极点中仍存在一对主导复极点。
如图（1）所示，当=0.936时，主导复极点的阻尼比0.601，
震荡模态是由复极点
=1.3897
决定的
为了设计
，需要对图（1）所示的系统的闭环特征方程进行变
换。
如图（1）所示闭环特征方程为
vsi
vs K 1+（K +
）0
s
G （12）
式中H/()c G s θ∆∆= ，其中
已知。
上式的两边同出因子
1+K ,vs G 得到 1+K 0(1)
vsi
vs G
K G =+
（13）
显然式（13）是以开环传递函数op vs G
G =
[(1G)]
s K + 、增益构成负反
馈系统的闭环特征方程，因此其闭环特征根是以其开环传递进行
绘制，显然满足式（12）、式（13）在变化时的根轨迹是一致的要
求。
传递函数为
op 273.6866
G =s （s+50115)(s+3.845)(s 2.729 5.157)
s ++
（14）
当
变化时，其闭环根轨迹如图（2）
图（2）
由于
将决定积分器工作时的性能，因此将主动复极点选择在
阻尼比为0.7处，此时=0.388
当=0.936，,在指令垂直速度为1m/s的阶跃控制系统的垂直速度响应下如图（3）
图（3）
俯仰角度变化响应如图（4）
图（4）
由图很明显可以得到，垂直速度进入2%误差带的调节时间大致为5s，这是基本可以接受的。