第五章典型飞行控制系统工作原理(4)
直升机飞行操控的基本原理
直升机飞行操控的基本原理图 1 直升机飞行操纵系统- 概要图（a）（b）图2 直升机操纵原理示意图1.改变旋翼拉力的大小2.改变旋翼拉力的方向3.改变尾桨的拉力飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。
如图2所示，周期变距操纵系统控制直升机的姿态（横滚和俯仰），总距操纵系统控制直升机的高度，航向操纵系统控制直升机的航向。
一、周期变距操纵系统周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。
当桨距周期改变时，引起桨叶拉力周期改变，而桨叶拉力的周期改变，又引起桨叶周期挥舞，最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜，从而实现直升机的纵向（包括俯仰）及横向（包括横滚）运动。
纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵，但二者是各自独立的。
周期变距操纵系统（见图3）包括右侧和左侧周期变距操纵杆（1）和（3）、可调摩擦装置（2）、橡胶波纹套（4）、俯仰止动件（5）、横滚连杆（7）、俯仰连杆（8）、横滚止动件及中立位置定位孔（9）、横滚拉杆（10）、横滚协调拉杆（11）、俯仰扭矩管轴组件（12）、总距拉杆（13）、与复合摇臂相连接的拉杆（14）、伺服机构（15）、伺服机构（横滚+总距）（16）、伺服机构（俯仰+总距）（17）和可调拉杆（18）等组件。
1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆2.可调摩擦装置4.橡胶波纹套5.俯仰止动件6.复合摇臂 7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件13.总距拉杆14.与复合摇臂相连接的拉杆15.伺服机构16.伺服机构（横滚+总距）17.伺服机构（俯仰+总距）18.可调拉杆图 3 直升机周期变距操纵系统（一）纵向操纵情况当前推驾驶杆时，通过俯仰扭矩管轴组件（9）及俯仰连杆（8），使复合摇臂（6）上的纵向摇臂逆时针转动，通过其后的拉杆、摇臂，使左前侧纵向伺服机构下移，自动倾斜器固定盘向左前方倾斜，旋翼桨盘前倾，进而使直升机向前运动。
第五章 飞行操纵系统
。
操纵系统
主操纵系统
副翼
升降舵
辅助操纵系统
前缘襟翼缝翼
后缘襟翼 扰流板 水平安定面
警告系统
失速警告 起飞警告
方向舵
第一 节 简单机械操纵系统（人力操纵）
简单机械操纵系统是一种人力操纵系统，由于 其构造简单，工作可靠，使用了30余年，才出 现助力操纵系统。 简单机械操纵系统现在仍广泛应用于低速飞机 和一些小型运输机上。
载荷感觉器刚度：
1. 小杆位移时，要求刚度大 2. 大杆位移时，要求刚度小
W
弹簧载荷感觉器（弹簧支柱）构造
F
W
五、调整片效应机构
杆力来源 无助力操纵系统 舵面铰链力矩 助力操纵系统 载荷感觉器 飞行中消除杆力的机构 配平调整片 调整片效应机构
第四节 飞机颤振与副翼反效
飞机颤振是飞机飞行中空气动力、结构弹性力 和惯性力之间的交互作用的现象。 颤振是飞机各种振动中最危险的一种振动，必 须保证在飞机使用中不发生颤振。 副翼反效——发生副翼反效的原因是属于副翼 位于机翼外侧后缘。 副翼偏转所产生的空气动力使机翼发生扭转和 弯曲的弹性变形，由弹性变形产生的附加空气 动力形成横向气动力矩，它与副翼操纵力矩方 向相反，遂降低了副翼操纵效能，甚至使其效 能降低为零，或使飞机随副翼的偏转而逆动， 这一情况称为副翼反效。
根据操纵信号来源不同，操纵系统可分为： 人工飞行操纵系统，其操纵信号由驾驶员发出。
飞机的俯仰、滚转和偏航操纵系统； 增升、增阻操纵系统； 人工配平操纵系统等。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
G等 (S)
L M e (S Z ) S 2 C1d S C2d
❖ 根轨迹如右图所示：
内回路 L ，使短周期
一对复根左移且虚部减小，最
s1
终进入实轴，振荡减小，
阻尼加大。内回路的动态
过程由振荡运动转为按指
z
数规律衰减的单调运动，
s2
L 越大，阻尼作用越强。
j
全系统情况：
图 L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入 俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1•
t •
2
t
e
e1 L
e2 L
t
e L L
由图可见，微分作用的物理本质为：
❖
为t1零时，刻当t
在减小但值为正，此时舵e 已
1、比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程 0 0 驾驶仪控制律为：
g 0
e L L ( g )
讨论俯仰角稳定过程，认为
e L L
修正 0 的过程：0 0
比例式控制如何减小静差：
❖ 由前面计算可知：
g
Mf Q0Sb Cme
L
❖ ❖
所 要 只以 减 有：小使这b个静， g差就存，可在应使静加静差大差。减L小。Lb2
，所以
❖ 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全
消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪
在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。
1
T s 1
s 2 c1d s c2d
s
内 s
飞行器飞行控制与导航系统设计
飞行器飞行控制与导航系统设计第一章：引言随着航空技术的飞速发展，飞行器的飞行控制与导航系统的设计变得愈发重要。
飞行控制与导航系统是保障飞行器安全飞行的关键因素之一。
本文将从飞行控制与导航系统的概述入手，深入探讨该系统的设计原理和方法。
第二章：飞行控制系统飞行控制系统主要由飞行控制计算机、执行器、传感器以及作动器等组成。
飞行控制计算机是飞行控制系统的核心，其通过算法和模型来控制飞行器的姿态、航向和高度等。
执行器负责将计算机生成的指令转化为力和力矩，通过作动器作用于飞行器。
传感器则用于采集飞行器的各种状态参数。
飞行控制系统的设计目标是确保飞行器的稳定性、可靠性和安全性。
第三章：导航系统导航系统是指飞行器用于确定其位置、速度和航向等信息的系统。
常见的导航系统包括惯性导航系统（INS）、全球定位系统（GPS）和惯性/全球定位系统（INS/GPS）等。
惯性导航系统通过加速度计和陀螺仪等传感器来测量飞行器的加速度和角速度，进而计算出其位置和航向。
全球定位系统则通过接收地面的卫星信号，来确定飞行器的准确位置和速度。
惯性/全球定位系统是结合了两者优点的一种导航系统。
第四章：飞行控制与导航系统的设计原理飞行控制与导航系统的设计原理主要包括建模、控制算法选择和系统集成等方面。
建模是指将飞行器的动力学和环境模型抽象为数学模型。
控制算法是指根据这些模型，选择合适的控制策略来实现稳定控制和导航。
系统集成则是指将飞行控制系统与导航系统进行有机地集成，确保二者之间的相互作用。
第五章：飞行控制与导航系统的设计方法飞行控制与导航系统的设计方法包括仿真、实验和实际飞行验证等。
仿真是指利用计算机模型来进行系统设计和性能评估。
实验则是通过实际物理设备进行系统验证和优化。
最终需要进行实际飞行验证，以验证系统在真实飞行环境中的性能表现。
第六章：飞行控制与导航系统的发展趋势随着航空技术的不断进步，飞行控制与导航系统也在不断发展。
未来，飞行控制与导航系统将更加智能化和自动化。
第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
e 虽已到零，但由于飞机的惯 接近零时，
t
图
L 过大时，修正 的过渡过程
要想减弱这一振荡过程，应在控制律中引入
俯仰角速率q，对飞机运动起阻尼作用，也就是 引入微分信号。
（4）一阶微分信号在比例式控制中的作用
t1 t 2
t
e
e1 L
积分式控制律成立的条件：
亚音速飞机铰链力矩的作用远小于舵机本 身的软反馈作用。
飞机上采用助力器，飞机超音速飞行时， 舵机控制不受铰链力矩的影响。
现代飞机上均有自动配平系统，可基本抵 消基准配平舵偏角 e 0 所产生的铰链力矩， e 此后 引起的铰链力矩较小。
积分式控制律的改进：
比例式控制律的优缺点：
优点：结构简单。
缺点：
误差( g) 与干扰力矩 M f 成正比，与传递系 数 L 成反比。增大 L 可减小误差，但飞机在修 正 角时 e 较大，产生较大的力矩 Me ， 0 使飞机有较大的角速度。在稳定工作状态 g
性，且角速率 q 0 飞机会向反方向俯仰以致产 生振荡。
（2）工作原理： （飞机水平平飞状态）
假定飞机处于等速平飞状态 0 0 ，Ug 0 飞机受到干扰后，出现俯仰角偏差 0 0 陀螺测到这个偏差并输出电信号 U K 0 1 L 0 产生气动力 e 经舵回路输出 矩M ( 0 使飞机 逐渐减小，只要 e) e 0 0 ,同时 选的 L 合适，就可保证 修正 过程如下图所示：
典型飞行控制系 统工作原理
纵向姿态控制
§5.4 飞机的姿态控制系统
第五章典型飞行控制系统工作原理(4)
由于惯性可能出现：
e 0反舵 M e 0低渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0
修正高度过程结束。
讨论：
控制律中若无 L 信号及L q 信号，则舵 面反舵时机会更晚，这样会出现 H 0 后 飞机继续向上爬，使 H 调节过程振荡加剧。 说明 是起阻尼作用。 在修正 H 过程中，随着 H ， ，当 H 0 时， 0 。说明调整H是靠调整 来实现的，即俯仰角控制是做为高度控制的 内回路。 为改善动态质量，引用 L H H 信号。
典型的高度稳定系统结构图
高度稳定和控制系统的控制律
K h (h h ) K h h e K z K z z g z
式中：K z K K , K z K K , K K K h , K h K K h
3、下滑波束导引系统
下滑波束导引系统结构图建立： a) 飞机航迹倾斜角偏差 与波束偏差角г之 下滑波束线 间的几何关系
d
2.5
2.5
U0
飞机重心
R
2.5
设下滑波束线仰角为 2.5 (与水平线夹角)飞 机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d（飞 机在波束线下方，d<0）且波束偏差角г 根据图中几何关系有：
飞机航迹倾斜角偏差与波束偏差角之间的几何关系下滑波束线飞机重心设下滑波束线仰角为与水平线夹角飞机航迹在下滑波束下方一个垂直距离d飞机在波束线下方d0且波束偏差角积分关系随着飞机接近地面r使积分速率导引系统将发散由于航迹倾斜角与波束偏差角之间有一个积分环节为保证系统有良好的动态特性和稳态精度取耦合具有比例加积分的形式同时为改变动态特性又接入相位超前网零点用来补偿俯仰角位移系统传函中最靠近原点的极点
飞机飞行控制系统
飞机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。
3.4.1. 飞行控制系统概述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。
图3.4.1 飞行控制系统基本原理飞控系统基本工作原理除个别的开环操纵系统(如机械操纵系统)外，所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。
图3.4.1是通用的飞控系统基本工作原理框图。
第五章典型飞行控制系统工作原理(2)
一、姿态控制系统的构成与工作原理
1、比例式自动驾驶仪 2、积分式自动驾驶仪 3、比例加积分式（均衡反馈式）自动驾驶仪
1、比例式自动驾驶仪（以俯仰通道为例） （1）控制规律
U ∆θ g
∆θ
垂直陀螺 K1
+
U ∆θ
∆u
舵回路 Gδ (s )
∆δ e
飞机（对象）
θ 角自动控制系统原理方块图
设陀螺仪输出电信号与测量信号之间为线 性关系， 性关系，即
所以： θ∞ ≠θg 存在静差。 存在静差。 所以： L2 要减小这个静差， 要减小这个静差，应加大 Lθ = β ，所以 只有使 β ↓ ，就可使静差减小。 就可使静差减小。 极端情况： 极端情况： β = 0 切断硬反馈）就可完全 （切断硬反馈） 消除常值干扰下的静差。 消除常值干扰下的静差。
2、积分式自动驾驶仪 在舵回路中采用速度反馈或称为软反馈形式的 信号，组成了积分式自动驾驶仪。 舵回路方框图参见图5-34
1 s
∆θ
φ内 (s )
Lθ&
根轨迹分析： 根轨迹分析： 当 L& = 0 ，即无一阶微分信号 θ
开环传函为： 开环传函为： L (−Mδe (S + Zα )) G (S) = θ ⋅ 2 开 S S +C dS +C2d 1 根轨迹如左图所示： 根轨迹如左图所示： 可见 L 增大时，一对复根右移 θ 增大时， 且虚部增大很快， 且虚部增大很快，振荡加剧
U∆θ = K1 ⋅ ∆θ
舵回路不计惯性时 G (S) = Kδ δ U∆θ ——外加控制电压 外加控制电压 于是 ∆δe = Kδ (U∆θ −U∆θ ) = Kδ K1∆θ −KδU∆θ
g
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2、高度稳定系统结构图的建立
一般地讲高度控制系统，都是以俯仰角自 动控制系统为基础的，因此对象方程，应从 纵向运动方程入手，考虑到在高度偏差
H 不太大时，修正高度过程中，俯仰运动 v 也不会剧烈，所以速度相对变化v 也不 u
会太大，为此可用短周期运动方程。
短周期运动方程
典型的高度稳定系统结构图
高度稳定和控制系统的控制律
h h e K z K z K z (h hg ) K z h
式中：K z K K , K z K K , K K K K K h , K h h
L q Lq q L e q
（2）高度自控系统控制信号的确定
按闭环调整原理―引入 H 做为主信号。
考虑到高度控制是以俯仰角 控制为基础 的―控制律中要引入控制 的信号。 在建立控制律时，还要考虑对系统的动态过 程的阻尼作用，控制律可写作：
e Lq q L LH H LH H
此方程限制条件：飞机的飞行高度，速度变化均不大
0 H 0 0 0 0 认为 H 0
若不满足局限条件时―飞机要用全面纵向运动方程及 （ ）式的 H 方程。
3、高度自动控制系统控制律及工作原理
（1）确定控制律中信号的原则：
按闭环调整的原则确定信号：
想控制哪个量就在控制律中引入哪个信 号，例如稳定俯仰角 的控制律：
0
可简化为
H v0 57 .3S
定高系统运动学环节
高度自动控制系统的飞机对象方程
2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e n U ( ) H 4 0
( S Z ) S 0
由于惯性可能出现：
e 0反舵 M e 0低头 0 L 0 0 轨迹逐渐向下弯 H 0, e e 0 , 0 , 0 , 0
飞行高度的稳定与控制不能由俯仰角的稳定与控 制来完成。因飞机受纵向常值干扰力矩时，硬反 馈式舵回路角稳定系统，存在俯仰角及航迹倾斜 角静差，不能保持高度。角稳定系统在垂直风气 流干扰下同样会产生高度漂移。必须有专门的高 度稳定与控制系统。 设计高度稳定系统时通常不改变已设计完成的角 控制系统。 高度稳定系统根据高度差直接控制飞机的飞行 姿态，从而改变航迹角，以实现对飞行高度的闭 环控制。
L0
X
0
0
L
X
Gபைடு நூலகம்
U
0
Xg
G
0
L0 L
X
U
Xg
L0
X
G
0
G
控制律： e L q L LH H LH H
e LH H 0 舵上偏 M e 0抬头 ox上转 q 0, 1 0 0， v 不转 0 L 0 0 H v上转 0 轨迹上弯 H
飞行轨迹 几何关系
轨迹控制一般结构图
由图可知：
制导系统中输入量是预定轨迹参量，输 出量是飞行器实际运动参量，制导装置 （即耦合器）测其偏差并以一定规律控制 角运动，使飞机按要求的精度回到给定轨 迹上。在制导系统（或轨迹控制系统）中， 角运动控制是内回路 。
一、飞行高度的稳定与控制
1、高度自动控制系统必要性 飞机编队飞行；执行轰炸任务；远距离巡航； 自动进场着陆时初始阶段；均需保持高度的 稳定。 舰载飞机执行雷达导航自动着舰；飞机进行 地形跟随等均需高度控制。
第五章 典型飞行 控制系统 工作原理
四
5.5 飞机轨迹控制系统
飞行控制的目的是使飞机以足够的精确度保持 或跟踪预定的飞行轨迹。控制飞行器运动轨迹的 系统称为制导系统。它是在角运动控制系统基础 上形成的。
给定飞行 轨迹 制导装置 控制 信号
角控制系统
( s ) ( s)
实际飞行 轨迹
其中：
n4 U 0 cos 0 n4 v sin 0
是起始高度变化率 H 0
定高系统的运动学环节：
v
n4 v sin 0
H 0
H 0
H
0
1 57.3
n4 v v0 cos 0
1 S
H
0 H 0 当 H 0 0 0 0
由AP信号平衡：
， 当到某时刻 e 0 ，出现 0 ，但 0 所以飞机会继续爬高， H 。
又 e L q L LH H LH H L q 0, L 0, LH 其中： H 0, LH H 0
(H H H g )
（3）高度控制系统修正初始偏差的过程
起始状态：飞机作等速平飞 0 且 0 0 0 ， e 0 平衡舵偏角（为了与 0 产生的力矩平衡， e 0 应向上偏，以提供抬头 力矩）
因某种原因飞机偏离给定的飞行高度产生一
个高度初始偏差 H 0
Z S Z
补充描述高度变化的方程：
X
U sin H
H
U
Xg
推导运动学关系的几何图
线性化处理：
H H 0 H U 0 sin 0 U 0 cos 0 sin 0 v H 0 n4 n4 v v H 0 H H v
( S Z ) S 0 2 ( M S M ) ( S M q S ) M e e
M ( S Z ) (S) 2 e ( S ) ( S C1 d S C 2 d ) S
e
而
S S Z