飞机操纵系统设计与分析
民用飞机综合航电系统技术分析
I G I T C W技术 分析Technology Analysis62DIGITCW2022.121 民用飞机综合航电系统发展现状本文以波音787和空客A380的综合航电系统为例进行现状分析。
1.1 波音787波音787的综合航电系统采用开放式CCS 结构，具体构成为CDN （通用数据网）、CCR （通用计算设备）、RDC （远程数据采集器）等，构成相对复杂，结构成分较多。
其中，通用计算设备的机柜中安插若干个GCM （通用处理模块）、通用数据网（每秒100兆字节）以及LR M （可更换模块）。
波音787的综合航电系统还整合了非传统航电系统的处理与控制功能，具体包括燃油、环控、防火、电源、起落架、液压、防冰、舱门系统等。
除此之外，其计算机系统以ARINC 653为标准进行设计，以此控制系统改变流程期间的成本投入，同时提高系统的兼容属性，为日后迭代优化等工作提供支持。
该民用飞机的综合航电系统中还采用了网络技术以及与其相兼容的技术，由此可以实现数据的准确、高效传递。
数据链由核心网络、孔底数据链和通用核心系统组成，主要负责外界数据采集与上传。
其中，数据传输期间统一落实AFDX 标准，依托于LED 液晶显示屏的使用以及工业标准GUI 图形界面的设计，满足相关人员的数据查看与操控所需[1]。
1.2 空客A380空客A 380的综合航电系统以I M A 为主，所谓IMA ，是指集成模块化航空电子设备，同时辅以CTOS （商用货架产品）技术和Integeity-178B 操作系统。
在整个系统框架中，该飞机共使用32个IMA 模块，均属于场外可更换模块，分别应用于起落架、显示系统、告警系统、环控系统、引气系统、电传操纵系统、电气系统、自动驾驶系统、燃油系统和液压系统等。
对于该综合航电系统的核心处理以及输入、输出模块而言，其统称为CPIOM ，组成要素较多，构成成分包括PCI 内部互联板、中央处理器线路板、输入线路板等。
飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究
飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究1. 引言1.1 研究背景飞机平尾操纵系统是飞机的重要部件，负责控制飞机在飞行中的姿态和稳定性。
如果平尾操纵系统出现偏离特性，可能会导致飞机的飞行性能下降甚至出现事故。
研究飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法具有重要意义。
在过去的飞机事故中，有不少是由于飞机平尾操纵系统偏离特性引起的。
这些事故给飞行安全带来了严重威胁，也对飞机制造商和航空公司造成了巨大损失。
研究如何及时检测和纠正飞机平尾操纵系统的偏离特性，对于提高飞行安全性具有非常重要的意义。
在这样的背景下，对飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法进行研究，可以为飞行员提供更准确的飞行数据，帮助他们及时发现并纠正潜在的问题。
这将有助于减少飞机事故的发生，提高飞机的飞行安全性和可靠性。
本文旨在探讨飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法，为飞机制造商和航空公司提供参考。
1.2 研究意义飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法研究的意义在于提高飞机飞行安全性和可靠性。
飞机平尾操纵系统是飞机控制系统中至关重要的一部分，其偏离特性对飞机的飞行性能和稳定性有着重要影响。
通过研究飞机平尾操纵系统偏离特性的试飞验证方法，可以帮助飞机制造商和飞行员更好地了解飞机的性能特点，提前发现和解决潜在的问题，确保飞机在飞行过程中稳定、安全地运行。
试飞验证方法的研究也有助于推动飞机设计和制造技术的进步，为飞机制造业的发展提供技术支持和指导。
对飞机平尾操纵系统偏离特性试飞验证方法的研究具有重要的实际意义和应用前景。
通过本研究的开展，将能够为飞机飞行安全性和效率性的提升做出重要贡献，促进航空行业的发展和进步。
2. 正文2.1 飞机平尾操纵系统偏离特性介绍飞机平尾操纵系统是飞机上非常重要的一个部件，它通过控制平尾来影响飞机的姿态和飞行性能。
在飞机飞行中，如果平尾操纵系统发生偏离或故障，可能会影响飞机的稳定性和操纵性，进而导致飞机飞行不安全。
飞机平尾操纵系统的偏离特性是指在不同飞行状态下，平尾操纵系统输出与预期输入之间的差异。
飞行控制系统重构控制技术研究
２飞 行控 翩系 统■构 控 制方法 ２ １基 于故 障信 息进 行重 构设 计 的方 法 。主要 有伪 逆法 、多模 型 自适 ．
应法 等 。 ２ １ １伪 逆 法。伪 逆 法是 一种 最常 用 的重构 控 制方 法 。该方 法 主要 利 ．．
提 出 了许 多重 构控 制方 法 。这 些 方法 包括 基 于故 障信 息进 行 重构 设 计 的方 法 和不 需要 故障信 息 的方法 ，下 面具 体研 究这 两类 重构 方法 。
动 的物 体 ，系 统状 态 及 参数 变化 极 快 ，对控 制 律 重构 方法 的 实时 性要 求较 高 。而 目前基 于 知识 的专 家 故 障诊 断方 法 、基 于神 经 网络 及模 糊 推理 等智
电 子
√ 骚一
科 学
飞 行 控 制 系 统 重 构 控 制 技 术研 究
魏 青 赵 莉
葫 芦 岛 １ ５０１ ２０ ） （ 宁 葫芦 岛海 军 飞 行学 院 辽 辽宁
摘
一
要 ： 现代飞控 系统是 飞机的核 心系统之一 ，其重构 技术可 以有效地提 高飞机 的生存 能力和任务 效能 ，已成为现代 飞行器综 合设计 领域的热 门研究专题 之
。
介绍 飞控系统重构技术 的发展历史及 现状 ，对 目前几种重要 的飞行控制 系统重构方法 进行 了分析 ，总结飞控 系统重构技 术领域存在 的一些 问题 ，最后展望 未来
飞控系统重 构技 术的发展趋势 。
关键词 ： 飞行控制系统 ；可重构控翻 ；重构方法 中图分类号 ：Ｔ ９ 文献标识码 ：Ａ 文章编 号：１ ７ －７ ９ ２ １ ）０ ２ ０ ５ １ Ｍ１ ６ １ ５ ７（ ０ ０ ４ ０ １ —０
065-飞机前起落架转弯系统性能分析
飞机前起落架转弯系统性能分析张丹丹南京航空航天大学，南京 210000摘要：飞机前轮操纵技术是飞机地面操纵的核心。
作为起落架设计中的重要组成部分，前轮转弯操纵系统的结构及性能对起落架地面滑跑及操纵稳定性存在较大影响。
特别地，转弯机构能否实现大角度转弯，满足大转弯力矩的要求，对飞机起落架的滑跑转弯性能有重要影响。
本文某型飞机为研究对象，针对双作动筒式前轮转弯系统和齿轮齿条式前轮转弯系统的前轮转弯机构和液压控制系统两部分，在LMS b AMESim中建立了双作动筒式和齿轮齿条式前轮转弯操纵系统的液压系统模型。
然后基于LMS b Motion软件平台分别建立了含有双作动筒式前轮转弯机构和齿轮齿条式前轮转弯机构的前起落架动力学模型，并与AMESim中建立的两种转弯系统的液压控制模型进行联合仿真，分析不同工况下飞机转弯操纵的性能。
关键词：民机起落架、转弯系统、Virtual Lab Motion、AMESim、联合仿真0 前言作为飞机设计的基础领域之一，起落架的设计结果对飞机性能的影响是非常大的。
飞机的起飞着陆过程是飞机安全事故的多发阶段，因此飞机具有良好的地面操纵性就显得尤为重要。
对于大型飞机，起落架多采用前三点式布局。
该布局常用的转弯操纵技术有以下三种：发动机推力差动、前轮操纵以及差动刹车技术。
其中，发动机差动对飞机地面机动和方向难以达到精准控制，而差动刹车对机轮磨损严重，现代飞机多采用前轮操纵的方式来实现飞机的转向以及地面机动。
前轮转弯系统不仅能对飞机运动方向进行操纵，当飞机滑跑过程中遇到扰动或侧风、单侧轮胎爆破漏气等原因导致的飞机前轮摆振或偏离预定航向时，前轮转弯操纵系统能及时响应，消除前轮摆振并对航向进行纠正。
液压传动是飞机各操纵系统动力的主要来源。
由于技术水平的限制，国内早期军用飞机的前轮转弯系统大多采用的是机械—液压系统。
此类系统通过机械机构（手轮或脚蹬）传递操纵指令控制液压助力器，以此提供转弯力矩驱动前轮转弯。
某型飞机电传操纵系统典型故障分析
人类 社 会 的生 产 活动 ，是 一步 又 一 步 由低 级 向 高 级 发展 。飞机 的操 纵 系统 ， 是 由低级 向高级 逐步 也
和航 向等 通道 。
行 补偿 ， 实现精确的姿态和航迹控制 ， 减轻驾驶员长 期 、 张工 作 的 负担 。 紧 到了 ２ 世纪 ６ 年代 ， Ｏ Ｏ 飞机的发展遇到了一些重 大难题 。 例如 ： 大型飞机绕性机体动弹性模态问题 ， 进 步 提高 战 斗机 机动性 能 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 、 质量 、 杂性 和成 本 方 净 复 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 向技术 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 飞 行控 制 概 念 ： 主动 控 制技 术 （ Ｃ ） 电传 飞行 控制 Ａ Ｔ和 （ Ｂ 系 统 ， 两 项新 技 术 的 出现 ， 飞机 的发展 产 Ｆ ｗ） 这 对 生 了 巨大 的影 响 。
亮， 电传计算机面板报“ 左伺服” 故障 。 首先为了验证 １ 通道电传计算机是否故障， １ 把 通道计算 机安装在 ２ 通道位置 ， 电上液压检查 故障复现 ， 以判 断 ｌ 通 所 通道计算机故障 ， 在和成 品所技术员分析后 ， 一致认 为， 可能是 １ 通道 电源组件故障 ， 造成安装在 １ 通道 位置上的计算机故障 ，更换 １ 通道计算机 和电源组 件 ， 电检 查 系统 工 作 良好 ， 液 压 检 查 ， 机 仍 然 通 上 飞 报“ 左伺服” 故障， 通道故障灯亮。 １ 分 析认 为 ， 通道 的 线路 短路 ，造成 安 装 在 １ ｌ 通 道 的计 算机 烧 坏 ， １ 道 的线 路 进 行 绝缘 测 量 （ 对 通 同 时 对故 障 的 ２台计 算 机 进行 返 厂 修 理 ）测 量 结 果 良 ， 好， 对舵机反馈传感器进行测量 ， 结果 良好。 当测 量 左平 尾 舵机 时 ，发 现 １ 道 电磁 阀线 圈 通 的电阻值偏小 （ 因无法在舵机工作情况下进行线 圈 阻值 的测量 ）同时返厂的计 算机 ， 理反馈 的信息 ， 修
座舱操纵系统驾驶柱应急倾倒机构仿真分析探究
座舱操纵系统驾驶柱应急倾倒机构仿真分析探究【内容摘要】针对座舱操纵系统中驾驶柱应急倾倒功能和机构设计，进行建模仿真和分析，探究不同控制变量对驾驶柱倾倒时间指标的影响，为驾驶柱应急倾倒机构设计提供仿真依据和指导。
【关键词】座舱操纵系统；驾驶柱倾倒；动力学仿真1.引言座舱操纵系统作为电传飞行控制系统的子系统，负责将飞行员的驾驶期望转换为具体的控制信号，传递给主飞控分系统和自动驾驶分系统。
在中大型飞机中，座舱操纵系统的操纵器件主要包括：驾驶柱、驾驶盘、脚操纵台。
其中驾驶杆运动对应升降舵偏转控制，驾驶盘运动对应副翼偏转控制，脚操纵台对应方向舵偏转和机轮刹车控制。
在具备弹射救生功能的飞机上，飞行员需要进行弹射救生时，弹射救生通道必须进行空间清理，避免物体与飞行员发生干涉造成伤害。
中央杆盘式的操纵系统由于驾驶盘存在一定宽度且正常操纵范围位于驾驶员腿部上方，因此需要设计一种驾驶柱应急倾倒机构，能够在弹射救生时使驾驶柱倒向前极限位，进而保证驾驶盘不会与飞行员腿部发生干涉。
1.倾倒机构设计倾倒机构设计时，需要满足以下两点：倾倒功能未启用时，倾倒机构不得影响驾驶柱正常操纵，不得影响操纵线系的刚度和间隙值。
倾倒功能启动时，需要断开驾驶柱与后方的机械连接，且驾驶柱需要在规定时间内从任一位置稳定倾倒在前极限位。
倾倒机构设计思路为将两点的机械连接改变为一点的机械连接。
具体通过弹簧和拔销实现。
倾倒功能未启用时，拔销插入摇臂孔中，此时驾驶柱与下方摇臂作为整体，拉簧产生的力为内力。
倾倒功能启动时，拔销从摇臂孔内拔出，在弹簧力的作用下，驾驶柱绕自身转轴向前倾倒至机械限位处。
图 1驾驶柱应急倾倒机构设计1.驾驶柱倾倒建模在CATIA V5R20软件中已建立起完整详细的驾驶柱组件三维模型。
为便于分析，对模型做如下简化：1.忽略驾驶柱组件内部与副翼操纵相关的较为复杂的链轮、链条、钢索结构。
忽略驾驶柱组件上相关标准件、保险丝等细小结构。
2.驾驶柱组件均为刚体，不考虑结构形变的影响。
飞机设计手册第 14 分册——起飞着陆系统设计
飞机设计手册第 14 分册——起飞着陆系统设计随着现代航空技术的不断发展，飞机设计和制造领域也在不断完善和创新。
起飞着陆系统作为飞机设计的重要组成部分，对飞机的安全性和性能起着至关重要的作用。
本文将对起飞着陆系统进行详细的介绍和设计分析。
一、起飞着陆系统的作用起飞着陆系统是飞机起飞和降落过程中的关键装置，其主要作用包括但不限于以下几个方面：1. 提供起飞和降落所需的动力和推力，确保飞机可以安全起飞和降落。
2. 控制飞机在起飞和降落过程中的姿态和飞行轨迹，保证飞机的稳定性和安全性。
3. 提供刹车和减速装置，帮助飞机在降落后快速减速并停稳。
二、起飞着陆系统的设计要求起飞着陆系统设计需要满足一系列严格的技术要求和安全标准，包括但不限于以下几个方面：1. 可靠性和安全性要求高，起飞和降落是飞机飞行过程中最危险的环节，起飞着陆系统的设计必须能够在各种特殊情况下保证飞机和乘客的安全。
2. 性能稳定和精准，起飞和降落过程需要对飞机的速度、姿态和轨迹有精准的控制，起飞着陆系统需要具有良好的性能稳定性和操控精度。
3. 多样性和适应性，飞机起降的场地和条件各不相同，起飞着陆系统需要能够适应不同的起降场地和环境条件。
三、起飞着陆系统的设计原则在设计起飞着陆系统时，需要遵循一些基本的设计原则，以确保系统具有良好的性能和安全性：1. 安全第一，起飞着陆系统的设计必须以安全为首要考虑因素，确保在任何情况下都能保证飞机和乘客的安全。
2. 稳定可靠，起飞着陆系统需要具有稳定可靠的性能，能够在各种飞行条件下保持飞机的性能和稳定性。
3. 精准操控，起飞着陆系统需要能够实现精准的操控和调整，确保飞机在起降过程中能够按照预定轨迹和姿态进行飞行。
四、起飞着陆系统的设计要点在实际的起飞着陆系统设计工作中，需要特别关注一些重要的技术要点，包括但不限于以下几个方面：1. 引擎和动力系统的设计，确保提供足够的动力和推力，以满足起飞和爬升的要求。
民用飞机自动飞行控制系统：第7章 主动控制技术
以在指定的位置上安装特殊的操纵面
采用的控制方法：
（1）开环控制方法
NB-52CVV所采用的开环补偿方法。该系统利用 法向加速度计，测量法向过载，并通过洗出网络 与低通滤波器，分别驱动左右水平鸭翼偏转，产 生一定的直接升力，克服垂直阵风影响。
（4）这种操纵使飞机转动运动与平移运动强烈 耦合，从而使飞机快速跟踪轨迹的能力降低了。
• 直接力控制：通过附加操纵面的控制，不产生 力矩，直接产生升力或侧力。
克服上述缺点； （1）增大了改善飞行特性的可能性，可以实
现力与力矩的解耦； （2）可用于改善飞机的时间响应特性； 2．分类：
直接升力，直接侧力及直接阻力或推力控制。 为了产生直接力，单凭一个操纵面是无法实 现的（除非这个操纵面所产生的空气动力正 好作用于重心），需要配置其它辅助操纵面。
其中洗出网络的作用是消除定常的过载信号， 从而保证不至于阻挠正常的机动。
（2）闭环控制方案
波音公司在小型民用客机DHC-6上进行了乘 座品质控制系统的研究。应用对称副翼偏转和 升降舵以及扰流片实现了垂直阵风减缓控制。
为了使乘座品质控制系统与人工操纵兼容使用 各操纵面：
该飞机的原有操纵面进行分割，提供部分但 足够的权限用于阵风减缓系统；副翼分割出40 ％的翼面用于阵风减缓控制；升降舵提供了20 ％的翼面；扰流片仅用于进场着陆，从基本位 置开始动作，增强副翼产生的直接升力，实现 着陆过程中的乘座品质控制。
例如，飞机进场着陆通过升降舵控制航迹上 升时，就会产生一种下沉航迹,这对安全着陆 是不利的，
特别是当飞机受到顺风作用时，由于气流速 度的减少,升力受到损失，导致下沉速度，在 这种情况下，升降舵拉升作用所产生Байду номын сангаас反向升 力的不利作用，就更为明显，这将使下沉速度 进一步增大。
民航机飞行控制系统改进分析
民航机飞行控制系统改进分析摘要：在进行飞机飞行中，自动化飞行控制系统起到了十分重要的作用，直接影响到了飞机飞行的安全性与可靠性。
因此，就需要对其飞行系统进行良好的分析与评估，始终将其保持在一个合理的运行范围当中。
在本文的分析中，主要阐述民航机飞行控制系统的改进措施，希望能够为相关领域的工作人员提供一定参考，提高系统性能。
关键字：民航飞机；飞行控制；自动控制引言：在当前所设计出的一些民航飞机当中，其采用的自动化飞行控制系统当中，一旦出现一些设计当中的问题，就会直接导致对民航飞机带来较大的影响。
加上飞机当中的传感器以及主操纵系统的结构设计，会受到一些影响，使得需要进行全面的优化改进，以此满足系统运行的实际需求。
1 研究背景在干线客机的研制当中，受到了国家层面上的重视，因此为了进一步的抢占市场，大量国家在实际的研究当中，采用了联合研究的方式，以此推出更加先进的民航机。
这样的设计方式，无论是从飞机的机身构型设计，还是在发动机和机载设备的设计，都需要积极的采用一些先进的技术，这样才可以很好的保障安全性、经济性以及舒适性，极大的提升工艺材料和制作的工艺水平，以此在市场当中得到较强的竞争力。
我国当前在进行民航机的研究中，加强了与外国的合作，并积极引进各种关键技术，以及采用技术咨询的方式，对其支线与干线民航机进行了深入的研究与分析，提出了一些自动飞行控制系统[1]。
2 自动飞行控制系统在进行这样的关键系统研究中，需要积极的吸纳一些国外的先进技术，以及一些较为成熟的研究经验和理论成果。
在过去的一些系统设计方法越发的凸显出设计的弊端问题，因此就需要逐渐过渡到计算机辅助设计的方式，在飞控领域当中，一些知名的企业已经设计出了能力较强的使用软件程序包，以此将其运用到系统的控制律当中，实现针对性的设计、综合的处理，并进行较为合理的数字仿真的计算处理[2]。
其次，在进行自动化的飞行控制系统的研究中，采用了数字信息技术，针对不同的型号，研制出计算机软硬件，例如采用了余度计算机。
民用飞机俯仰操纵特性控制律设计研究
民用飞机俯仰操纵特性控制律设计研究2.航空工业第一飞机设计研究院西安 710089摘要:由于CCAR25 B分布中对飞机俯仰操纵特性的要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，没有具体指标要求，从而导致在民机研发过程中这些规定很难指导具体的飞控控制律设计。
本论文将适航对飞机俯仰操纵特性定性要求定量化，作为具体控制律设计需求，然后针对某民机的本体俯仰操纵特性评估结果提出相应的改善其俯仰操纵特性的控制律设计方法，经过驾驶杆位移整型和电子配重功能最终保证飞机满意的俯仰操纵特性以满足适航要求。
关键词：CCAR25；俯仰操纵特性；杆位移整型；电子配重中图分类号：V249.1 文献标识码：A1.引言俯仰操纵特性作为飞机一个重要的飞行品质指标，除了可以通过飞机总体布局保证，还可以通过控制律设计来优化其性能[9]。
然而，相比较为健全的军用飞机飞行品质标准体系,比如GJB2874-97，目前民机飞行品质要求主要来自CCAR 25 B 分布，但是这些要求基本是从飞行验证角度提出的最低安全性要求，大部分都是定性描述,需要通过工程模拟器或者飞行试验基于HQRM 飞行员打分来做验证。
所以基于民机研发流程，以需求驱动设计的理念[1-2]，这就导致适航标准很难具体指导控制律设计[6]。
某新型民用飞机采用电传操纵系统，在设计中发现，本体飞机在后重心出现杆力过载梯度和极限过载对应的俯仰操纵力偏小的问题，本论文通过对适航条款B分布俯仰操纵特性和失配平条款解读，并分析出具体的设计指标从而提出相应的控制律设计需求，然后进行控制律方案设计，最后通过仿真评估验证，最终提高飞机的俯仰操纵特性。
1.适航条款解读分析与分解飞机俯仰操纵特性的好坏常用杆力和杆位移特性表征，其中杆力过载梯度也是衡量飞机做机动飞行时杆力特性好坏的一个重要指标。
对于飞机俯仰操纵特性主要在CCAR 25中143条款和 255条款以及AC25-7C中飞机机动特性中阐述。