《先进飞行控制系统》第(IV).ppt

先进飞行控制系统,第十三节课(20121128),第七章 现代飞行控制技术,7.1 电传操纵系统7.2 主动控制技术放宽静稳定性直接力控制机动载荷控制阵风减缓与乘感控制主动颤振抑制,7.1 电传操纵系统,7.1.1 飞行操纵系统（FCS）的发展飞行操纵系统的发展可分为四个阶段：简单机械操纵系统 不可逆助力操纵系统 增稳与控制增稳系统 电传操纵系统（FBW）,（1）简单机械操纵系统,50年代以前，由于飞机飞行速度不高，舵面气动载荷不大所以用简单的一杆三舵和机械传动杆系，借飞行员体力可拉动舵面。,（2）不可逆助力操纵系统,50年代初期至中期，由于飞行速度增加，舵面载荷增加，飞行员体力难以操纵飞机由此出现助力器。为了使飞行员感觉到速度、高度的变化，而设置回力杆，将部分舵面载荷传到杆上出现可逆助力操纵系统。在跨音速时，出现了杆力不可操纵性，引出不可逆助力操纵系统。,原因：,在 时，舵面效率下降（焦点后移，使静安定系数 增大,升降舵操纵效能 下降,升降舵操纵力矩 不足以克服低头力矩，为此采用全动式平尾，扩大升降舵面积，补偿效率的降低，此时由于舵面铰链力矩很大，而无法实现所需要的回力比取消回力杆，成为不可逆的助力操纵系统为使飞行员能感受到载荷增加了载荷机构、力臂调节和调效机构（调效机构起消除杆力作用）,（3）增稳与控制增稳系统,从50年代中期至60年代，由于飞机向高速高空方向发展，歼击机外型变化（大后掠、三角机翼，细长身），使飞机自身稳定性不足，此时通过气动外形改变和飞行操纵系统难以提高稳定性，为此出现了阻尼增稳系统。这样会引起操纵性下降，为解决稳定性与操纵性的矛盾而出现控制增稳系统。,（4）电传操纵系统,60年代至今，虽然控制增稳系统能兼顾飞机稳定性与操纵性的要求，但是电气通道的操纵权限不是全权限的，也没有可靠的安全措施，机械杆系仍然存在。将控制增稳系统的电气通道的权限扩展到全权限，取消机械通道而出现电传操纵系统，该系统中必存在计算机，同时采用余度技术具有很多优点。,1）电传操纵系统特点：,在电传系统中，驾驶杆输出不是机械位移信号，而是电信号它与自动控制系统产生的电信号综合后，共同操纵舵面，所以电传操纵使人工操纵与自动控制在功能上和操纵方式上融为一体。安全可靠、故障率低、无力反传问题、提高战伤生存能力。这是MFCS的第三次变革。,2）电传操纵系统的发展：,传操纵系统在上世纪50年代末就已出现。第一架采用电传操纵系统的作战飞机是F-111，该机于1964年开始飞行，当时采用了三余度带机械备份的模拟式系统。之后在其它型号的飞机（如“狂风”战斗机，F-8C飞机，西德的F-104G、波音YC-14短距起落运输机等）也进行了电传操纵系统的验证并且开始采用数字式系统。但最初电传操纵系统的共同特点是为了安全可靠，都带有机械备份系统，以提供非相似的余度,2）电传操纵系统的发展：,六十年代中期集成电路的出现，对航空技术的发展产生了巨大影响，为制造小型可靠的余度电传系统提供了物质条件1972年美国空军发起的轻型战斗机验证计划的竞标中，第一架采用无机械备份的电传操纵系统飞机YF-16被美国空军选为新的轻型战斗机，从此开始了无任何机械备份的电传操纵系统的发展。为了强调无机械备份电传操纵系统的巨大潜力有时还将其称为全电传（Full fly-by-wire，FFBW）操纵系统。YF-16经过试验证及大量技术改造之后，F-16很快成为世界上第一架无机械备份的模拟式电传操纵系统的飞机,2）电传操纵系统的发展：,数字技术的发展，更小、更密集和更有效的大规模集成电路的发展，推动了数字式电传系统的应用。1978年，美国已开始将数字式电传系统用于F-18战斗机，但该机仍保留有机械备份系统。在此期间，英国采用一架“美洲虎”战斗机作为研究电传操纵系统的验证机，该机装有四余度数字式电传操纵系统，于1981年首次试飞，这是第一架无任何机械备份的数字式电传操纵系统的飞机。,2）电传操纵系统的发展：,80年代中期，美国利用AFTI/F-16验证机所用的数字式电传系统的改型，重新装备了F-16C/D型飞机。该电传系统为四余度双故障/工作的系统，采用四余度的数字备份系统。系统的体积比模拟式系统降低了2/3。由于电传操纵系统比机械操纵系统具有许多无可比拟的优点并且随着科学技术的发展，电传操纵系统所亟待解决的某些问题已逐步得到了解决，所以，从80年代以来，电传操纵系统获得了极大的发展，许多新研制的军用及民用飞机均采用了电传操纵系统。,2）电传操纵系统的发展：,80年代开始研制的瑞典的JAS39“鹰狮”战斗机,采用了数字式全电传操纵系统，该系统没有机械备份系统，是一种具有“非相似余度”并作为最后备份的三个模拟通道的三通道数字系统。1986年投入商业运营的空客A320飞机是带有机械备份的数字式电传操纵系统，采用双一三共五套非相似余度的数字计算机，可以保证其中任何一套计算机正常工作时飞机安全飞行。90年代中期投入运营的B777飞机也采用了数字式电传操纵系统，利用人工应急机械配平系统作为系统最后备份系统。俄罗斯生产的su-27战斗机是一种四余度模拟式电传操纵系统，可实现双故障/工作，该系统无任何备份系统,7.1.2 余度技术,（1）可靠性指标就一般的产品或系统来说，可靠性的定义为，产品在规定的使用条件下，在规定的时间内，完成规定功能的能力。可靠性的基本特征量主要有：可靠度函数：即产品在规定的使用条件下，在规定的时间内，完成规定功能的概率，或定义为，产品工作到某一时刻之前不发生故障的概率。累积寿命分布函数（累积故障概率或不可靠度）：它表示产品的寿命比规定时间t短的概率，也就是产品在t时间以前发生故障的概率 平均寿命：产品寿命的平均值。对不可修复的产品来说，又称为平均无故障时间。对多数可修复产品，则用平均无故障间隔时间表示即“MTBF”(Mean time between failures)。,（1）可靠性指标,飞机电传操纵系统的可靠性，依军用规范规定，主要由下述几个可靠性指标描述：1）基本可靠性：70年代初期，国外在新飞机设计中将平均无故障间隔时间（MTBF）作为飞控系统可靠性指标。对电传操纵系统，为满足飞机飞行安全可靠性要求，一般都采用多余度系统，在当前技术水平下，四余度电传操纵系统的基本可靠性的目标值（固有值）大约为250小时左右。实际上，基本可靠性除反映组成系统单元的可靠性外，主要反应了对系统维修和后勤保障要求。,（1）可靠性指标,通常余度套数增多，出故障的可能性增多，基本可靠性（即MTBF）就越低，因此，就要增加维修工作量。余度套数增多，只能提高执行任务的可靠性，即在执行任务期间，保证有足够高的可靠度，达到任务可靠度要求因此，在电传操纵系统设计时，应对任务可靠度与基本可靠度间进行权衡考虑。对数字电传操纵系统，若采用在线监控技术，其余度数可降为三套，这时MTBF可达到350飞行小时。,（1）可靠性指标,2）完成任务可靠性：电传操纵系统，由于有关工作单元故障造成的每次飞行任务失败概率，定义为完成任务可靠性。国外有关军用标准规定：如订货方未提出对飞机总的完成任务可靠性要求，规定电传系统的完成任务可靠性要求为：/每次飞行任务 如订货方规定了飞机总的完成任务可靠性要求，则电传操纵系统的任务失败概率QM为：QM（1-RM）AM式中RM为飞机完成任务可靠度，AM为电传操纵系统任务失败概率的分配因子（由承包商确定）。,（1）可靠性指标,3）飞行安全可靠性：电传操纵系统，由于有关工作单元故障造成的每次飞机损失概率应不超过：如订货方规定了对飞机总的失效概率，则由电传操纵系统故障引起的飞机每次飞行损失概率QS应不超过：QMS（1-Rs）As式中Rs为全机总的飞行安全可靠度，As 为电传操纵系统的飞机损失概率的分配因子（由承包商确定）。,（1）可靠性指标,若订货方没有给出全机总的飞行安全可靠度，目前，国外电传操纵系统飞机损失概率的目标植为/飞行小时，这样的安全可靠要求与机械操纵系统相比较，在数量级上是相当的。,表7.1 电传系统部件和装置的可靠性,（1）可靠性指标,对电传操纵系统来说，要实现上述安全可靠性指标是困难的。对单套电传操纵系统来说，由于它是由众多的电气电子部件构成的，尽管每个部件的可靠性已经很高，组合起来形成的系统，其可靠性指标仍然难于提高，通常仅能达到/飞行小时。为了进一步提高单套电传操纵系统的可靠性，努力提高系统元部件的精度和可靠性是一个重要的方面，然而，这种方法是有限的常常是付出的代价很大，可靠性提高的并不显著，也达不到要求的可靠性指标。为了实现电传操纵系统的可靠性指标，目前采用的主要方法是使用余度技术。,（2）余度技术,现代飞机的电传操纵系统，一方面必须要能可靠地实现原机械操纵系统对飞机的不同操纵；另一方面更为重要的是，电传操纵系统还采用杆指令的前馈信号以及各种不同形式的反馈信号，使飞机具有不同的响应特性以及优秀的飞行品质。为了实现对飞机的可靠操纵和在整个飞行包线内具有所要求的响应特性和优秀的飞行品质，系统的安全可靠性对于研制和开发电传操纵系统来说是十分重要的。而解决系统安全可靠性最有效的方法就是采用余度技术。,（2）余度技术,1）余度技术定义：所谓余度技术，即用多重可靠性较低的相同或相似的元部件组成可靠性较高的系统，一般称其为冗余系统。如何构成余度系统并使其达到所要求的可靠性指标以及使系统成本降低，这是采用余度技术需要深入研究的问题应当指出，现今的电传操纵系统多数为数字式系统，因此，系统的可靠性除了硬件可靠性外，还存在软件可靠性问题。,（2）余度技术,余度系统应满足下列三个条件：对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力。一旦系统或组成系统的某部分出现故障，应有故障隔离能力即应有二次故障能工作的能力。出现故障后，系统能重新组织余下的完好部分，具有故障安全能力，并在少量降低性能指标的情况下承担任务。可见，采用余度技术的实质是通过消耗、应用更多的资源换取可靠性的提高。,（2）余度技术,2）余度技术的类型及分类：从余度结构分，有三种型式：无表决无转换的余度结构：这种系统，当结构中任一部件故障时，不需要外部部件完成故障的检测，判断和转换功能如并联开关系统；有表决无转换的余度结构：这种系统需要一个外部元件检测和作出判断（即表决），但不要完成转换功能，如多数表决逻辑系统；有表决有转换的余度结构，这种系统需要一个外部元件检测判断、并转换到另一个通道或系统，以代替故障通道或系统，如备分式余度等。,（2）余度技术,从余度系统运行方式划分，有两种型式：主动并列运行，这种系统有多重系统同时并列工作，由表决器信号选择器输出经过选择的正确信号。表决器具有信号选择功能，如取中值，均值、次大、次小等，可用软件实现这种系统又称为表决系统。该系统又分整机余度与分机余度两种，如图7-1所示。,（2）余度技术,图7-1 主动并行运行余度型式,（2）余度技术,备用转换运行，这种系统中一个或部分分系统工作，其余分系统处于备用状态。当工作的分系统有故障时，通过监控装置检测出故障并转换至备用的完好分系统，使系统继续正常工作。这种系统又分为热贮备系统与冷贮备系统两种。前一系统与工作系统处于同步随动状态，但输出不起作用。后一种系统处于中立位置,仅在转换时才启动工作。从上述分类中可见设计余度系统时，主要是解决余度数和表决、监控的设置及运行方式。,四余度模拟式电传操纵系统,四余度杆力传感器接收驾驶员指令输入信号四余度传感器含速率陀螺与加速度计，用于提供增稳信号；四余度的综合补偿器是电子组件，也是模拟式飞控计算机完成数据处理、增益调整、滤波、动态补偿、信号放大等功能；四余度表决器/监控器也是飞控计算机中的功能，其中表决器（又叫信号选择器）：完成信号选择；监控器则实现故障监控、检测、识别及隔离故障信号，使其不传到舵机上去。余度舵机四个舵回路输出通过机械装置其同操纵一个助力器使舵面偏转。若有2个舵回路是故障信号，助力器仍可按正确信号工作，具有双故障工作能力。,（3）非相似余度技术,在采用多通道方法构成余度系统时，如果各通道均采用相同的硬件和软件则容易发生共点故障。非相似余度技术就是采用完全不同的硬件和软件来组成余度通道，产生和监控飞行控制信号，从而可以避免多通道余度系统的共点故障、达到高的可靠性。例如，现代先进民用飞机，要求电传操纵系统的失效故障概率达到/飞行小对，故均采用非相似余度技术。,（3）非相似余度技术,B777飞机的主飞行控制计算机是三余度的，是由三个完全相同的数字主飞行操纵计算机构成的。每个主飞行计算机从三余度的ARINC629总线上接收信息，并完成控制律及余度管理的计算，但每条通道计算机的计算机指令仅送给三条总线不同的一条总线上,以防止共点故障。此外，每套主飞行计算机通道又包含有三个数字计算机处理器，这些处理器均采用了非相以余度技术。三个处理器的硬件分别采用AMD29050：Motorola 68040，Intel 80486。飞行软件是用Ada高级语言编写的，但是由三组不同的人员按非相似余度原则来编码的。,（3）非相似余度技术,A320飞机的电子飞行控制系统也是非相似余度结构。该系统的计算机由两个独立系统组成：两台副翼/升降舵计算机三台扰流片/升降舵计算机，五台计算机中的任一台均可控制飞机安全飞行。这两种计算机系统的硬件是不同的，前者是Motorola公司的68000微机，后者是Intel公司的8000微机，这两套系统相互独立，相互间不传输信号。每台计算机又分为两个通道，一个通道产生控制指令并传递给舵机，而另一条通道，监控其结果，当两者计算结果不一致时，则该台计算机被切除。每个通道采用不同的软件结构，控制指令用Pascal高级语言编程，监控通道则用汇编语言编程，并且每个通道均由不同人员独立开发。,（4）解析余度技术,与硬件余度相对照，解析余度不是通过“相似”硬件的多重设计，而是用数学（软件）方法来构成余度的。它通常采用与测量变量有关的物理过程的解析模型来形成余度。现阶段采用的多套硬件余度有一个本质的弱点，其基本可靠性平均无故障间隔MTBF会成倍下降，给地面维护工作增加了负担。解析余度技术可以实现在提高系统安全可靠性的同时，又可以保证系统的MTBF不降低。目前解析余度技术还处于初步研究开发阶段。,（5）备份系统,为了使电传操纵系统有极高的安全可靠性，除了主余度通道体，还设有备份系统(或通道)，以保证主余度通道万一失效后，飞机能安全返航和着陆。现代飞机的电传操纵系统多数都设置有备份通道，主要的目的是，当电传操纵系统由于系统主要余度部件（如重要的传感器,计算机处理器等）完全失效时，或电传系统受到环境因素（如雷电或电磁干扰等）以及软件共点故障的影响完全失效时，以保证飞机有所要求的生存能力。,（5）备份系统,为了实现备份通道的目的，通常要求备份通道的功能及结构简单，可靠性高。在保证整个飞行包线内至少具有3级飞行品质和着陆阶段具有2级飞行品质的前提下，力求使系统简单可靠，同时，它应与主余度通道是非相似的，尽量采用不同的信号传递介质。目前多数采用下述几种类型的备份通道 采用多余度的模拟式备份通道。由于模拟式系统的抗电磁干扰能力强于数字式系统，并且它没有软件故障问题，因此它是一种较好的数字式系统备份通道。如AFTI/F-16即采用三余度模拟式备份系统。,（5）备份系统,多余度的数字式备份系统。尽管备份系统仍然是数字式的，但它与主余度系统是非相似的。如F-16C/D飞机主余度系统是四余度数字系统，而备份系统，是一个软件不相同的四余度数学系统。机械备份系统。采用机械备份系统时，无法实现备份时飞机的控制增稳，因此，这种飞机本身必须是静稳定的，且在无增稳及控制增稳的条件下，飞机具有可接受的飞行品质例如F/A-B的纵轴备份系统就是机械式的，该飞机本身是静稳定的，在机械操纵系统控制下也具有可接受的飞行品质,（5）备份系统,为了增强飞机控制系统的可靠性和飞机的安全性，在现代采用电传系统的先进民用飞机上，往往还采用双重备份系统，如B777的主飞行操纵系统中除了具有模拟式备份系统（当系统处于直接操纵模态时）外，还采用机械式的配平操纵系统作为主飞行操纵系统的应急备份系统。如前所述，采用独立备份系统具有很多优点，特别是可使飞行员和用户在使用一种新的数字式飞行控制系统方面增加信心，使系统防失控的可靠性增加，保证飞机在某些危险故障对安全飞行。,（5）备份系统,但采用备份系统也存在某些缺点。采用备份系统将使系统的复杂性增加，提高了设计和研制的成本。此外，它将可能成为飞控系统额外的故障源，当数字主系统没有问题时，独立备份系统可能形成问题，如意外的自动接通或驾驶员有意或无意接通。此外，独立备份系统还要求进行额外飞行试验，要求飞行员进行额外的训练掌握这种操纵状态。在电传操纵系统设计时，还必须进行精心设计，以保证两种系统可以实现良好的转换。,7.1.3 电传操纵系统的特点与分类,（1）特点1）FBW系统主要靠电路传递飞行员指令，因而在这种系统中不再含有机械操纵系统。a）这有利于提高飞机战场的生存能力。由电路代替机械杆系，可使飞机操纵系统被炮火击中的概率减小，提高战场生存能力。,b）此外，因无机械杆系，可以减轻重量，消除机械系统存在的间隙摩擦等非线性与弹性变形的影响，有利微小信号传递。c）因无机械杆系，无复合摇臂装置，可克服力反传，功率反传现象，从而不会引起驾驶杆非周期振荡。,2）全权限的控制增稳系统可在整个飞行包线内满足及改善飞行品质的要求。3）多余度配置保证不亚于机械操纵系统的可靠性，通常用飞机损失概率作为飞行安全可靠性指标。军用飞机一般要求失效率 次/飞行小时，民航机为 次/飞行小时。,（2）分类,电传操纵系统基本上可分为两类：数字式电传操纵系统模拟式电传操纵系统1）模拟式电传系统 模拟式电传系统是去掉了机械操纵的控制增稳系统，它是多余度的。在这种系统中主要包括模拟式传感器，舵机及模拟式电子组件（模拟计算机），这就是说系统的一切部件和电路均是由单功能的硬件组成，通过这些硬件来实现控制律与余度管理,单通道模拟式系统的组成,原理：变增益在于使信号适合飞行状态的变化，有时为防止结构共振与颤振，还加结构滤波，由于模拟式元部件及技术在自动驾驶仪与增稳系统中用了多年，技术较成熟。缺点：这种系统缺点是系统中每一个细小功能都要用特定的硬件或电路来实现，所以结构复杂，尤其在实现多余度管理之后，系统就更庞杂，且不精确，因此近年代逐渐被数字式电传系统所代替。,2）数字式系统,数字系统又分两种，即：,目前所用的数字式电传，实际上是混合式系统（半数字系统）,7.1.4 电传操纵系统的功能与控制原理,电传操纵系统实际上是在控制增稳基础上，取消不可逆助力机械操纵通道，只保留驾驶杆经杆力传感器输出电气指令信号的通道构成的。无论模拟式或数字式系统的功能与控制原理都是相同的。对每一种给定的飞机来说可能有不同的系统结构和功能要求，也即有不同的控制规律，但是在基本方面将是大同小异的。,单通道纵向电传操纵系统的组成及工作原理,电传操纵系统比控制增稳系统在前向通道中增加了自动配平网络，过载限制器以及为补偿飞机静不稳定而设置的放宽静稳定性回路（Relaxed Static Stability RSS）。如果飞机是稳定的，则不必引入RSS。为提高飞机安全性，在反馈通道内增加了迎角/过载限制器。NSS、PSS为中性速度稳定性控制律及正速度稳定性模态。,7.1.4 电传操纵系统的功能与控制原理,中性速度稳定性控制律概念：,中性速度稳定性：以任意速度飞行时，飞机速度都是稳定的。中性速度稳定性控制律（NSS）：在不需要驾驶员施加稳态杆力或配平输入情况下，系统本身具有补偿随飞行速度变化所需平尾配平能力的控制律，称为中性速度稳定性控制律。飞机在跨音速飞行时，会出现速度不稳定现象，引起纵向力矩不平衡，驾驶员必须及时操纵平尾加以修正。采用比例加积分式控制律可以使平尾自动偏转修正。所以比例加积分式控制律又称为中性稳定性控制律。,正速度稳定模态（PSS）：,采用比例加积分控制律后，舵面的偏转与杆位移不再是比例关系，不能满足起飞与着陆时驾驶员对于固定关系的要求。因此在起飞与着陆时，应断开积分环节，改接比例控制律。此时飞机速度较小，处于正速度稳定性状态（速度是稳定的），相应的工作模态称为正速度稳定性模态。,电传操纵系统主要功能回路：,电气指令通路：它的功能相当于机械操纵系统中除助力器以外的全部功能，它是驾驶员通过杆力传感器输出电气指令信号的通路。如上图中最上面一条通路的前半段机械预载：这个环节提供一个死区，其作用是防止飞行员动作疏忽，而引起不应有的指令。-防驾驶员疏忽,指令梯度：这是个非线性环节，其作用是对与杆力成正比的电信号进行整形（非线性整形），以保证飞机在驾驶杆出现大偏转时有大的机动性，而在小杆力操纵时，又不至于有过于灵敏的反应。-非线性整形,电传操纵系统主要功能回路：,过载限制器：用于保证过载指令永远不超过最大允许值，对YF16飞机来讲，过载的最大允许范围为（-48）g。原因是：飞机在高速飞行时虽然迎角不大，但若操纵过猛也会出现很大的法向过载，严重时可导致飞机结构破坏。为此在指令模型前设置一个非对称的限幅电路。过大的过载指令信号经限幅电路后，其输出电压的最大值受到限制从而限制了平尾的最大偏转角，也就限制了飞机最大法向过载，确保飞机安全。,电传操纵系统主要功能回路：,迎角/过载限制器：飞机低速飞行时，法向过载一般不大但若操纵疏忽，迎角超过某值，就可能使飞机的纵向运动由静稳定变成静不稳定；超过失速迎角时，会造成飞机失速。为此需要设置迎角限制值。此外当实际迎角大于某值时，（），飞机静稳定性导数 的值开始正向增大，即静稳定度变大。如果迎角反馈强度不够，则可能使等效飞机不稳定。为增加迎角反馈信号强度，在系统中设置了 值。,电传操纵系统主要功能回路：,实际迎角 时，经迎角/过载限制器输出的电压信号；（限制器不工作）当 时，；当 时，。引入较强的负反馈，以大大减小驾驶员指令信号，从而限制迎角在某一范围之内，保证低速飞行安全。,电传操纵系统主要功能回路：,此外在迎角/过载限制器输入端还引入信号 因为，所以此信号实际上与 成正比。不仅取决于迎角，而且还与过载 有关，即该限制器不仅能限制，还可限制过载，具体哪个量起作用取决于哪个量先达到预定限幅值，故称为迎角/过载限制器。总之，引入过载限制器、迎角/过载限制器是用来防止飞行员操纵疏忽而危及飞机安全的一种保护措施。前者从信号输入端、后者从反馈端进行保护，大大改善了飞机操纵性能。,自动配平网络：在系统正向回路中引入自动配平网络 当开关处于图中位置时，系统具有中性速度稳定性控制律（NSS），当开关处于PSS位置时，系统具有正速度稳定性控制律。对于NSS，是由积分器构成的控制环节，传函为:,电传操纵系统主要功能回路：,由FA（S）可知：,在高频区此环节近似为一个比例环节，使整个系统具有快速响应的优点。在低频区此环节近似为一个积分环节，使系统具有一阶无静差的特点（即中性速度稳定性NSS）有了这个自动配平网络，可使驾驶员在完成操纵后，可以松杆。,在场域飞行阶段,控制律转换为PSS,，系统变为比例环节。此时飞机的阻尼可能会减小，因此引入,放宽静稳定性回路：放宽静稳定度（RSS）是主动控制技术的主要功能之一，对提高飞机性能有重要意义。它不仅可以减轻飞机重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高战斗机的机动性。放宽静稳定度：为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此方法称为放宽静稳定度要求。,电传操纵系统主要功能回路：,为弥补亚音速小迎角飞行时飞机静稳定性不足，在系统中引入了迎角反馈，以增大等效飞机的静稳定性导数，即产生人工稳定性，实现放宽静稳定度要求。但这样会使等效飞机的阻尼比下降，为补偿之，又在RSS回路中引入q的反馈，在增加静稳定性的同时，也相应增加系统的阻尼比。,电传操纵系统主要功能回路：,机体结构陷幅滤波器：初步设计飞控系统时，通常将飞机视为刚体，但对高速飞机，为减小阻力，采用了较小细长比的机身和薄翼，飞机应视为弹性体。采用结构滤波器使机体结构振动模态信号得到足够的衰减指令模型及滤波器：低通滤波器起滤掉高频噪声的作用。,电传操纵系统主要功能回路：,电传操纵系统控制律,NSS:,PSS:,7.2 主动控制技术,7.2.1 概述过去传统的飞机设计中，并不考虑飞行控制系统的协调和提高整机性能的作用，因此设计出来的飞机即使不加任何飞行自动控制设备，也必须是稳定可飞的。所加的飞控系统只应用在飞机可以提供的控制面（如升降舵、副翼、方向舵等）上，且从安全考虑，其操纵权限还要受到严格限制所以这种飞行控制只能算是“被动”式控制，基本功能是辅助飞行员对飞机进行姿态和航迹控制。它对飞机构型无直接影响，常常会在飞机三大要素的设计中产生矛盾且难以调和，从而限制了飞机性能的提高。,图7-12 传统飞机设计过程,传统飞机设计过程如图7-12所示，在总体布局设计时，主要考虑气动力，结构和发动机三大要素，并在它们之间进行折中以满足飞机的技术要求。应用这种方法设计飞机，为了获得某一方面的性能优势，常常必须在其他方面做出让步和牺牲。,常规飞机设计过程,从七十年代起，出现了一种飞机设计的新技术，新思想即随控布局设计思想（即CCV技术control configured vehicle technology），按随控布局设计思想来设计飞机，可为飞行控制的需要专门设置必要的控制面。这种飞机，如没有某些必备的飞行控制系统，就根本做不到稳定与可靠地飞行。换句话说，飞控系统已是飞机不可分割的一部分。这种飞机的布局是按气动、结构、推进和自动控制四个基本要素来协调确定的，因此飞行控制系统，在飞机设计时，可以对飞机提出新的控制面结构要求，而且可以实现全权限操纵飞机。这种随控布局飞机就是应用主动控制技术(ACTActive Control Technology)的飞机。,主动控制技术飞机设计,图 7-13 主动控制飞机设计过程,主动控制技术是六十年代中期首先在美国发展的一种飞机设计技术。六十年代中期，美国空军的战略思想发生了重要变化，从原来的“要导弹不要飞机”，变为要发展机动性好的“空中优势”战斗机，并且认为要使战斗机的机动性有更大的改善，当前最有希望的突破口就是主动控制技术。在上述这种需求和技术条件基础上，从七十年代开始，世界很多航空工业发达国家都相继开展了主动控制技术的验证工作。美国在发展主动控制技术方面一直处于领先地位，相继利用B-52、C-5A、F4、F-8c、YF-16、A-7等飞机作为电传操纵和主动控制技术的试验机。,主动控制技术的发展：,从1978到1987年更进一步开展了先进战斗机技术综合验证机AFTI/F-16计划，与此同时还开展了X-29前掠翼验证机计划，研究主动控制技术在未来先进战斗机上综合应用前景，此外，英国用“美洲虎”，西德用F-104G也进行了ACT技术验证。英国、西德、意大利三国还联合开展了“试验机计划EAP”飞机的ACT技术验证。日本在八十年代初也利用了T-2先进教练机开展了主动控制技术论证。法国在幻影2000及4000战斗机上，也采用电传操纵系统试验主动控制功能。我国从78年秋开始，不仅对ACT技术进行了理论方法方面的研究，而且也完成了验证机的试飞验证，取得了可喜的成果。,主动控制技术的发展：,主动控制技术主要包括如下内容：,放宽静稳定性 RSS（Relaxed Static Stability）直接力控制DFC（Direct Force Control）机动载荷控制MLC（Maneuvering Load Control）阵风减缓GLA（Gust Load Alleviation）乘座品质控制RQC（Ride Quality Control）主动颤振抑制FMC（Flutter Mode Control）,这种飞机是放宽静稳定的或本身就是静不稳定的，需要通过控制增稳实现人工稳定和保证飞机具有期望的飞行品质。为实现上述各种机动，飞机都要采用电传操纵系统，电传操纵系统是实现各种主动接控制功能的基础。从气动布局来说，主动控制技术都采用多个舵面，如：鸭翼、襟翼、扰流片及推力矢量等。其舵面是组合应用的，这使得飞行控制律更加复杂。主动控制飞机的驾驶舱布局和仪表显示也和传统飞机不同，为了方便驾驶员实现非常规机动，常为驾驶员提供新型操纵，如：侧杆控制器等。为了达到三轴的高过载能力，要求座舱应是抗高过载座舱。,主动控制技术飞机的特点：,电传操纵系统与主动控制技术间的关系：,7.2.2 放宽静稳定性RSS,（1）放宽静稳定性所谓放宽静稳定性（RSS），就是把飞机静稳定性设计的比正常要求值小，甚至设计成是静不稳定的，即焦点靠近重心，甚至移到重心之前。通常可采用减小平尾面积和采用鸭式布局使飞机焦点前移。这种飞机在受到扰动或实施机动时不够稳定或者不稳定的，对这样的飞机一般要用自动控制方法来补偿其静稳定性。包括纵向与航向，主要讲放宽纵向静稳定性。解决纵向静稳定度太大，操纵费力，飞机机动性差的问题。,放宽静稳定度（RSS）是主动控制技术的主要功能之一，对提高飞机性能有重要意义。它不仅可以减轻飞机重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高战斗机的机动性。为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此方法称为放宽静稳定度要求。,7.2.2 放宽静稳定性RSS,（2）问题的提出,常规飞机为保证静稳定性，重心与焦点间距离要满足一定的数量要求即“重心后限”焦点在重心之后。在平飞配平状态下有：其中：l是升降舵配平时上偏引起的向下的力。,常规飞机，焦点在后,存在问题：,配平时平尾必须有一个向上偏转，使平尾机动偏度下降，而该配平偏度随H升高而增加，歼击机在升限上时，飞机平尾几乎配平到极限位置，不再有剩余操纵量。从力平衡上看出，L升力既要平衡重力G又要平衡尾翼的负升力，要求平飞迎角大，造成机翼载荷增加，由于大而使飞机迎风面积和配平阻力加大。,高速飞机由于平尾配平偏度大，使尾翼承载大，这就要求设计坚固的平尾和转轴而导致尾翼重量增大。有的飞机设计时，重心位置无法满足在焦点前一定距离的要求，而不得不给飞机前机身加配重这是不合理的。放宽静稳定就是针对上述问题提出来的。,存在问题：,（3）设计思想和基本原理,RSS主要是解决与配平状态有关的性能问题 若重心位置在焦点之后，则从力矩平衡来看：升降舵应下偏才可保证力矩平衡。这时由力平衡有Ll=G 升力L增加了尾翼升力l的作用，一起去平衡G重量。所以配平所用的迎角小，平尾偏度也小，这就降低了配平阻力，降低了机翼载荷，提高了机动能力，另外尾翼承载小，尾翼结构重量也可减轻（偏度小）,静不稳定CCV飞机,（4）系统方案与控制原理,1）结构方案：放宽静稳定性原则上不需增加舵面，只将重心后移即可，或重心后移与焦点前移结合起来实现。如：飞机前后身各有一个平衡油箱，在超音速飞行时，向后油箱输油，使重心后移；亚音速飞行时反之，向前油箱输油，使重心前移。如何将焦点前移？借助水平鸭翼实现，该鸭翼一般是固定或是浮动的，不必对它进行操纵。,2）控制原理,俯仰力矩系数为：对俯仰力矩系数求导数得：短周期中 静稳定导数起重要作用,又,其中：,为全机焦点在平均气动弦上的相对位置,为飞机重心在平均气动弦上的相对位置,常规布局飞机，且 飞机为静稳定的。若 时，（重心后移）则，飞机为静不稳定的。现在通过控制系统增加静稳定性，就必须在 出现时，使平尾向下偏，以产生低头力矩去抵消抬头力矩，形成实际上静稳定的飞机即用迎角反馈。,3）控制方案：,a）迎角反馈：利用迎角反馈补偿飞机的静稳定性，是目前广泛采用的控制律。经限幅，低通滤波，按恒定传动比加到伺服器入端。,特点：,直观：直接用于补偿静稳定性。有适应性可省去对传动比调参。信号是全量（包含配平分量）不能从自动配平积分环节之前加入。对 传感器测量精度要求高是实现中的关键。,b）过载反馈：,在RSS中较少用来增加静稳定性，原因是：用 补偿静稳定性不如用 补偿效果好需要按重心位置调参。结构上不如用 反馈简单（需要调参机构）测量受传感器安装位置影响大，此外，还影响闭环系统稳定性。,c）滞后俯仰速率反馈：,这是 反馈的一种代替，即q经滞后滤波后可代替，测q比测 容易准确，但 滞后滤波器中参数必随重心调整，所以工程上用起来是很难的。,（5）采用RSS布局的益处,1）提高飞机的升阻比前已讲过，放宽静稳定性的飞机尾翼升力与机翼升力方向一致，使全机升力增加。而且同一升力系数在静不稳定情况下迎角比静稳定情况下迎角小，所以升致阻力小。,2）提高平飞时的加速能力,采用放宽静稳定度技术，除提高飞机可用升力外还可提高平飞时加速能力。平飞加速度为：在平衡状态下，由于阻力小，使相同推力下的 增大，即增加了飞机水平加速性能。,3）减小飞机盘旋半径,飞机水平盘旋时，盘旋半径R为：由于静不稳定飞机可使全机升力增加，法向过载也必然增大，使飞机盘旋半径R减小，从而提高了飞机机动性。,（6）应用效益,F-4E CCV验证机：放宽纵向静稳定性4%，起飞重量下降20%。YF-16 CCV：已实现纵向静不稳定6%10%大型飞机：可提高巡航性能，如波音运输机，重心后移5%立尾下降，重量下降，有效载荷增加30%，航程加长417公里。可与机动载荷结合，提高机动性,7.2.3 直接力控制（DFC）,（1）什么是直接力控制？直接力控制是飞机在某些自由度不产生运动的条件下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动。也称为“非常规机动”,对于常规飞机要产生升力或侧力必须是间接地通过迎角或侧滑角的改变来产生，而它们的变化又与飞机的转动有关，这样就造成了常规飞机各种模态运动间的相互耦合。直接力控制是直接产生按要求改变轨迹的力，只对飞机力的平衡产生影响，而不需要使飞机先产生姿态变化，再产生力的变化，所以这种直接力控制实际上是解耦控制。这种直接力控制对于增强飞机的机动性，提高轰炸准确度和保持精确航迹具有重要意义。,（1）什么是直接力控制？,（2）分类：,直接升力控制：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模式.直接侧力控制：单纯侧力运动，单纯偏航运动，单纯侧向平移模式。,（3）直接升力控制,所谓直接升力控制就是通过一些复杂操纵面，在不改变机翼迎角的情况下，而使飞机的总升力发生变化。因为它不需要为使普通飞机升力变化的复杂的“力矩控制”过程而直接产生升力，所以称为直接升力控制。,（3）直接升力控制,1）产生直接升力的控制面水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合对称襟翼与平尾结合结合襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼，这种方案将可能产生较大的升力。水平鸭翼与机动襟翼相配合显然可以产生更大的升力。扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。,直接升力操纵面,2）设计思想和基本原理,设计直接升力控制系统，需要解决各种模态运动的耦合问题，实现纯模态操纵。飞机是六自由度的运动，在三个正交轴上的平移与转动，这六个自由度运动彼此是相互影响的，要想形成一个纯模态运动是困难的，只有驾驶员同时操纵几个操纵器与舵面才行，所以操纵十分复杂；对于进场着陆阶段而言，由于给飞行员的时间、空间都有严格限制，一旦操纵失误，可能会引起危险，尤其在侧风进场中难度更大，所以要设法解决“去耦”问题，实现纯模态控制。,造成运动模态耦合是由于升力的产生是先通过旋转运动才能获得。设法通过控制面的作用，保证产生轨迹运动时，不产生姿态变化这是设计的第二个出发点。而这些控制面只能靠自动控制系统实现。,2）设计思想和基本原理,例对常规飞机,修正高度时：先使 向上偏 抬头力矩 飞机纵轴 上转，此时 来不及转 产生升力增量 出现 向上转，飞机高度；当高度达到给定值时，还得实现上述过程的反操纵，修正过程慢，机动能力不高，要是实现目标跟踪的话，则易丢失目标。,常规飞机舵上偏修正高度偏差,非常规飞机,当采用直接升力控制后将常规襟翼改为机动襟翼，这样当向上修正高度时，可直接向下偏转机动襟翼，使 平衡，只有升力增量，可实现纯粹的平移。由此可知：设计出发点是：通过对附加控制面的操纵，达到运动模态去耦，实现直接升力产生。,3）单纯直接升力控制,a)控制目的保持迎角不变，使空速向量与机体轴作等速转动，即俯仰角速率q与航迹角变