CL
升降舵的作用链：
t
q H H&
初始操纵与所期望的航迹变化相反
t
例如，希望高度增加，
要求 0, e 0
H
初始阶段过程：
CL CL CLe e
t
CL (0) CLe e 0
H& 0 H 0与“希望高度增加”相反。
短期内航迹变化 0，V 0,并假设q&(t) q&(0)
(t)
横侧几种典型的直接力机动轨迹
0
0
a) 0时改变航向； b) 0, 0时改变航向； c) 0时的侧滑飞行；
a)对战斗机的高精度航迹控制有意义. b）便于着陆前的航向修正. c)扩展横接力操纵 调节方式(ref2,P408~409)
• 用直接力控制多见的是直接升力控制,直接升力面 产生升力的同时,也会产生力矩,升力增量和力矩增 量之比
Cm 0 L 0(力矩平衡要求） 更大的（平衡重力）
阻力增加 平飞需用推力增加（平衡阻力）（性能降低）
静不稳定构型的飞机 Cm 0
同平
样衡
升时
力 下 迎
,
控 制 面
角 小
提 供
阻了
力正
小的
升
力
L
L
L L L
L
C.A C.G
0
W
静不稳定飞机的平衡关系
,
.
• 不仅提高了升阻比,机翼上的载荷减小,结构 重量可以减轻,也使性能提高.
稳定性需要重心范围内的配平能力. • 因此,焦点的前移受到静操纵性(力矩配平)
限制.
8.2 机动载荷控制
1. 机动载荷控制
目的: 减轻重量提高性能
原理:机动飞行时.
ny 1,Y nyG
使最大载荷集中靠近机身, 弯矩分布 能减小机翼弯矩, 从而减轻飞机的结构重量.
控制: 襟翼与副翼联动。
展向
8.3 阵风载荷减缓
Airbus300, 设置附加油箱,通过抽汲燃油改变 重心位置.
•焦点前移
消弱平尾的作用,可以使焦点前移,但受到操纵 配平的限制
SH
常规布局
S
配平能力边界
放宽静稳定性 稳定性边界
重心位置 XN (%)
焦点前移
• 可以通过减小平尾面积来实现. • 稳定边界和配平边界都与重心位置成线性
关系. • 飞行过程中,重心是个变化的范围,放宽静
控制系统的结构图
Z
ay
计 算 机 W 滤 波 测
wg
n L
伺服
j
伺服
Z
Do 128的阵风减缓系统
闭环控制
• 襟翼补偿附加升力的作用,升降舵补偿力矩的作用.
控制律：
j K1W yi
机翼迎角
Z K21 W yi K 22 W pw K23 j K24 j
机
平
翼
尾
处
襟 在 机 翼 处 的 作 用
• 重心后移的限制 起飞条件限制. 重心必须位于主起落架前的一定距离.
L
C.A
T
N1 W
N2
• 重心后移的限制
重心位置由结构设计确定:起飞条件限制.起 落架舱是难以更改的设计条件,起飞时前起 落架还要有适当的负荷,才能足够好的接触 地面,因此,重心必须位于主起落架前的一定 距离.
在空中飞行时,重心位置可以改变,例如:
常规操纵: 纵向：Z 力矩 升力 轨迹变化； 横侧：x 力矩 升力倾斜 横侧轨迹变化； 常规操纵的特点,轨迹变化滞后,过程慢
常规飞机力矩操纵过程 Z 力矩
初始时刻 I yq&(0) Me e qSCCme e
q&(0)
qSC Iy
Cme e
(1)
平衡状态下 L W mg qSCL0 (2)
8.1 放宽静稳定性
• 为什么放宽静稳定性?
静稳定构型的飞机 Cm 0
飞机定直平飞的平衡条件 力矩配平关系
T D L W Cm 0
Cm Cm0 Cm Cm
静稳定构型的飞机 Cm 0
,
平
L
衡 时
L
L L L
控
制
面 提
C.G C.A
0
供
了
负 的
L
升
W
力
静稳定飞机的平衡关系
配平力矩以控制面负升力为代价,为了满足升力平衡 重力,必须有更大的迎角,而升致阻力会以平方的关系 增加,导致总的阻力增加,配平升阻比减小,阻力增加.
第八章 主动控制技术简介
引言 8.1 放宽静稳定性 8.2 机动载荷控制 8.3 阵风载荷减缓 8.4直接力控制
引言
主动控制的概念
•从驾驶员与自动器的作用看
前面,改善飞行品质和自动驾驶仪是为了减轻驾 驶员的工作负担.
主动控制:承担驾驶员”无能为力”的任务;扩展 飞行范围的边界,提高飞行性能.
•从飞机系统设计来看
操纵导数
Cme
XH C
CLe
(3)
X H 尾臂长
转动惯量 Iy miy2 (4)
由上述关系式得
q&(0) （ mg ) C（ CL0 miy2
XH C
CL
）
e
e
gX iy2
H
CLe CL0
e
(5)
除了升降舵效能CLe外，决定性的参数 X H iy2 ，当惯性大，
而尾臂短时，飞机的反映是弱的.
常规飞机力矩操纵过程
襟 翼 产 生 的 下 洗 作
用
飞机模型的扩展
• 飞机的刚体运动模型已经不够,需要补充: 1)考虑机翼\襟翼及控制面的多点模型,
2)结构振动模态(一阶机翼弯曲振型,一阶机 身弯曲振型)
3)非定常气动力模型 这对控制系统的测量,执行的快速性提出了更
高的要求.
8.4 直接力控制
• 作用: 1)实现航迹的快速控制,提高机动性; 2)实现航迹的精确控制
前面,飞机设计中,总体设计阶段不考虑控制 系统,从气动\结构\动力的设计,来满足飞 机的性能要求,自动器设计属于从属地位.
主动控制:飞机在总体设计阶段,将气动\结构 \动力\控制作为基本要素,达到改善舒适性 和提高性能的目的.
本章介绍的几种主动控制技术
• 放宽静稳定性(提高性能) • 减少机翼上的机动载荷(减轻重量) • 阵风载荷减缓(提高寿命) • 直接力控制(提高机动能力)
•改善舒适性的基本措施
降低人员所在处的过载: 1)改善飞机的刚性运动模态(主要是快变化振
荡模态) 2)通过直接力(升力)控制来补偿紊流引起的
升力的变化. 3)考虑 弹性模态,应尽可能降低在其固有频
率范围内的过载.
•紊流作用下的过载响应
X& AX BU FW
可以求出传递函数 Gnyw (S )
在控制器设计中,直接升力控制面和尾翼上存在不同 的滞后.这种影响会使控制器特性作用降低.
8.5 提高乘员舒适性
问题的提出
• 乘员:乘客和机组人员 • 感觉:人员所在处的过载,影响舒适性; • 引起过载响应;驾驶员操纵,风场的扰动,其
中 紊流作用是影响舒适性的主要因素.均
值过载0.5作用几分钟,会引起驾驶员烦躁 不安,随机变化的过载0.2驾驶员难以读出 仪表的刻度.
q
a)K 0纯力矩操纵
q(0) 0 有超调, n(0) 0
n
t
b)K 0混合操纵
q(0) 0 , n(0) 0
q
n t
c)纯升力操纵
n
q(0) 0 缓慢, n(0) 0
q
t
总的看来,直接升力提供了改善俯仰运动和垂直 运动耦合特性的可能性,如考虑到速度方向运动 的协调性要求,还需要增加在x方向的控制协调.
(t)=
1 2
q&(0)t
2
因此,会影响快速机动和对变化航迹的精确控制
•直接力控制运动特征:
• 直接力控制,例如:纵向通过襟翼偏转,直接 增加升力,推力转向.
• 在直接力控制模式下,通常是多操纵面协调, 形成多种运动摸态.
纵向几种典型的直接力机动轨迹
载荷系数操纵 飞行航迹角解耦操纵
俯仰解耦操纵
•过载系数操纵 协调使用直接法向力控制面和升降舵,产生直接力 来实现过载系数的最优变化,用升降舵来平衡直接 力的附加力矩.在转入新的航迹的过程中,使得俯仰 角速度和迎角尽量无超调的变化. •飞行航迹角的解耦操纵
ZZ 可正或负，直接升力一般通过升降舵来协调力矩。 MZ M Me e M Z Z M Me KM Z Z Ze e ZZ Z Z Ze KZZ 其中，K Z 代表不同的控制协调方式
e
, (K 0,力矩操纵方式，K 0混合操纵方式。）
不同协调方式下的俯仰角速度q和过载n响应
俯仰角近似不变,
小的机动,精确控制时,这种方式合适,例如,空中加油,末段进场.
•俯仰解耦操纵
•俯仰解耦操纵
const CL CL CLZ Z 0 CLZ Z
CL 快速襟翼的空气动力效能 CLZ 约为机翼效能 CL 的1/5.
当最大襟翼偏角为 300时， 可使俯仰角改变 60，而航迹仍保持不变。 这种方式能明显改变军用飞机的目标范围。
• 问题的提出:飞机受大气扰动的作用,产生 附加的气动力,造成:
1)降低乘员舒适性; 2)附加气动载荷是变化的动载荷,降低机体寿
命.
控制的技术难点:风场测量,(因为控制面响应时间)
纵向为例:扰动风场及其产生的附加载荷
传
感 器
XM
测
量
前
方
风
场
Va
经过t X M V 作用在机翼上
W
XH
L
风场
附加载荷
w
Gny w (S )