），要求 θ = q = ψ sin φ ，
于是速率陀螺感受这个恒定的偏角值并反馈到阻 尼器产生 δe = Lθ ψ sin φ = Lθ q ，这会减小俯仰角速 率，是不希望的。所以飞行员只有通过操纵才能 补偿掉这个舵偏角，但串联舵权限很小，恒定的 q信号引起的舵偏角可能会超过串联舵机的权 限，而使阻尼器失效，为此要采取措施——用配 平舵机并且加入清洗网络滤去q的稳态分量。
• 控制律中加入俯仰角速率后，系统固有频率及阻 尼比均可通过适当选择 Lq 及Ln来调整.
特点：
• 控制律中含信号 Lq q ―对飞机起增大阻尼比的作用 • 控制律中δe与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的控 制律 • 若引入输入信号的积分，使输出与输入信号之间成积分关 系，则为积分式控制律： t δe = Lq q + Ln n + ∫ ⎡⎢⎣ ( Lq q + Ln n) − Lg Dg ⎤⎥⎦ dt 0
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
−1
− Kθ (Tθ S + 1) Td2 S 2 + 2ξd Td S +1
q
Kδ
Ka
Kq
• 系统闭环传函为：
K j K e K θ (Tθ S + 1) q( s) = 2 pe ( s ) Td S + (2ξd Td + Lθ K θTθ ) S + (1 + Lθ K θ )
二、飞机―增稳系统
作用：
• 现代飞机随着大迎角飞行出现，使飞机静稳定性 下降。 • 为了提高操纵机动能力，使飞机重心与焦点相对 位置发生变化（焦点前移了）这也使系统不稳 定。
为解决上述问题需要增稳系统。
1、俯仰增稳系统控制律及系统分析
• 控制率为：δe = Lα α − Lg Dg Dg指驾驶杆指令 • 飞机纵向短周期方程：
L 其中： θ = 角传动
比
• 简化闭环传函：
K j K e K θ d (Tθ S + 1) q(s) = 2 2 pe ( s ) Tde S + 2 ξ deTde S + 1 K θTθ Lθ ξd + ( ) 2Td ξde = 1 + Lθ K θ
飞控系统的基本性能要求
• 飞控系统设计的规范包括： 1）评定飞机飞行品质可按MIL－F－8785C， GJB185－86 2）评定飞控系统品质可按MIL－F－9490D
飞机飞行品质
• 纵向飞行品质:
– 速度稳定性（纵向静稳定性，沉浮稳定性，飞行轨 迹稳定性）; – 纵向机动特性（等评价等级参数，短周期阻尼比， 操纵期望参数）; – 纵向操纵性。
Td Tde = 1 + Lθ Kθ
式中：
Kθ K θd = 1 + Lθ K θ
• 适当选择 Lθ 可增大 ξde，即增大了阻尼， （ ξde > ξd ） • 但 Lθ ↑ 使 K θd ↓< K θ 静操纵性 ↓→ 阻尼比增大是靠 牺牲静操纵性达到的。 • 由于 Tde 与 1 + Lθ K θ 成反比，Tde 变化不大，即固 有频率变化不大。
q
速率陀螺 放大器 舵回路 阻尼器 助力器
Δδ e
阻尼系统：
• 阻尼器与飞机（不是飞控）构成回路（如下图）如同是阻尼
比改善了的新飞机，称为飞机—阻尼系统，简称阻尼系统。
杆力 P
弹簧
助力器
Δδ e
飞机
q
阻尼器
原理：
• 当飞机角速度信号测量后（以纵向为例）q经放大器、 舵回路传递到舵面，使之有个偏角 δe = Lq ⋅ q = Lθ Δθ → 此舵偏角引起舵面力矩，这个力矩显然是由q引起的阻 尼力矩（ ∵ q > 0 → δe > 0 → M (δe ) < 0 低头，使q受限 制）这就增大了飞机的阻尼。
δe = Lq q + Ln n − Lg Dg
q (s) α • 由飞机短周期方程得到q和攻角的关系： = s + Zα
• 由上页攻角和过载的关系和上述关系可以得到俯 仰角速率与法向过载的关系为：
g q= V0 ⎡ 1 ⎤ ⎢ s + 1⎥ n ⎢ Zα ⎥ ⎣ ⎦
• 闭环系统方程：
⎡ 2 ⎤ nn ⎢ S + (C1 + M δ Lq ) S + (C2 + g Lq + nn Ln )⎥ n = nn Lg Dg e ⎢ ⎥ V0 ⎣ ⎦
1.俯仰阻尼器（纵向阻尼器）
• 俯仰阻尼器用来增大飞机纵向短周期运动的阻 尼 ξd 。 1)最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时 δe = Lq q = Lθ θ • 舵偏角与俯仰角速率成比例，舵面力矩等效于阻 尼力矩，增大了飞机阻尼力矩。
无阻尼器飞机操纵系统结构图
Δδ e
K e ：助力器的传递函数 K j ：机械弹簧 Pe ：为杆力 −K θ (Tθ S + 1) ：飞机短周期运动传递函数 2 2 Td S + 2ξd Td S + 1 K j K e K θ (Tθ S + 1) q(s) = 2 2 系统传函： pe ( s ) Td S + 2 ξ d Td S + 1
结论：
• 无论阻尼器权限如何，与无阻尼飞机相比
q (t ) 和α (t )的振荡性都有很大改善。
• 即使是全权限， (t )的超调量也很大。只有增大 Lθ q 使ξde > 1才能减小的q (t )超调。但这会使α (t ) 的调节 时间拖长，故 Lθ 不能取得太大。
3）控制律的改造―清洗网络的引入
飞控系统品质
• 包括：姿态保持，航向保持，航向选择，稳态倾 斜转弯中的协调，滚转时的侧向加速度限制，水 平直线飞行中的协调，高度保持，M数保持，空速 保持，自动导航，自动进场，自动着陆的要求。
飞控系统基本功能包括几方面
• • • 增稳阻尼的要求 姿态的稳定与控制——包括三轴姿态的稳定与控 制，航向保持，预选，航向转弯等 轨迹的稳定与控制——包括高度、侧向偏离、飞 行M控制保持，以及自动进场着陆，地形跟随 等。
飞机结构特点及受空气动力影响情况
• 为满足大包线，及良好的飞行性能要求，飞机设计时采用 薄的翼型，小的展弦比和具有上反效应的大后掠前缘的三 角翼，这使横向静稳定导数 Lβ ↑ 为减少阻力，而尽量减小机身的截面积，即机身细长，机 翼又薄，机载设备装到机身上使质量加大，于是飞机绕立 轴及横轴的转动惯量 IY ↑ I Z ↑ 都增大了，而绕纵轴的 I X ↓ 飞机以大M数飞行时，平尾升力系数 ↓ ，舵面效率降 低 ↓ ，加上高空时， ρ ↓ 使飞机横侧阻尼减小，使超音速 飞行时，飞机会发生严重飘摆现象
• •
τs 清洗网络为： s +1 τ 控制律（不计 Ge ( S )
G 、 δ ( S ) 时）为：
τs δe = Lθ θ τ s +1
引入清洗网络原因：
• 飞机稳定转弯（或协调转弯）时，
⎧ q = ψ cosθ sin φ g （ψ = u tgφ → ⎨γ = ψ cosθ cos φ ⎩
D ε° 这里： ＝0.1° ~ 0.2° 是不灵敏区， = Ge ( S )Gδ ( S ) Lθ θ 当再考虑驾驶员的操纵则有：δe = f ( D ) − Ge ( S ) K j Pe
G 其中， e ( S )和 Gδ ( S )分别助 力器和舵回路传递函数
纵向阻尼系统权限为 ± 1 的飞机过渡过程
§2 飞机－阻尼器系统和飞机－增稳系统
一、飞机－阻尼器系统 1、问题的提出：
• 随着飞行包线的扩大，飞机自身的阻尼下降，使驾驶飞 机时飞机角速度会出现强烈振荡——这是由飞机（尤其 超音速飞机）结构特点造成的。 考虑到飞行员操纵过程：例如推、拉杆时，若用力过 猛，会产生纵向短周期的振荡，即所谓的纵向点头。 为便于操纵飞机，有必要增加阻尼器。
使飞机阻尼特性下降。
• α 与过载 Δn 为比例关系： • • 则控制律可为：δe = Ln n − Lg Dg
V Z α ⋅Δα G g ( S 2 + C1S + C2 )n = −nnδe 飞机方程变为： Δn = Δα ≈ QSCLα
• 同样可得：加入上述控制律后，可提高系统的静 稳定性，但会降低系统阻尼特性。 • 为使飞机既有良好的静稳定性又有足够的阻尼 比，控制律中必须包括n（或 α ）与角速率q两 种信号，于是纵向比例式增稳系统的控制律为：
2）串联舵机的有限权限时的阻尼器控制律
• 串联舵机权限是很小的（对像 δe = ±1°）再考虑 到不灵敏区，则阻尼器有非线性控制律：
⎧ 0 D ＜ε° , ⎪ ⎪ ⎪ δe = f ( D ) = ⎪ D－ε°signD, ε° ≤ D ≤ 1°＋ε° ⎨ ⎪ ⎪ signD, D ＞1°＋ε° ⎪ ⎪ ⎩
•
•
2、阻尼器的组成与作用原理
作用：
• 阻尼器以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率，增大 飞机运动的阻尼，抑制振荡。
分类：
• 因为飞机的角运动通常可以分解为绕三轴的角运动，因而阻尼 器也有俯仰阻尼器、倾斜阻尼器及偏航阻尼器。
• 组成：
阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。舵回路中 包括串联副舵机，反馈元件，总和元件
• •
飞机操纵机构
0 ⎧升降舵偏角δ e：平尾后缘下偏为正 → δ e〉 → 产生纵向低头力矩M<0 ⎪ 0 ⎪副翼偏转角δ a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 → δ a〉 → 产生滚转力矩L<0 ⎨ 0 ⎪方向舵偏转角δ r：方向舵后缘向左偏为正 → δ r〉 → 产生偏航力矩N <0 ⎪油门杆位置δ ： 向前推杆为正 → δ 〉 → 加大油门、加大推力 ⎩ T T 0