5.1.1 典型飞行控制系统结构
重心位置 测量元件
放大计 算装置
－
放大器
－
舵机
反馈元件 舵回路
敏感元件
舵面
飞机
稳定回路
运动学 环节
控制回路
5.1.2 典型飞行控制系统的分类
▪ 阻尼器(damper) ▪ 增稳系统(stability augmentation systems-SAS) ▪ 控制增稳系统（control augmentation system-CAS) ▪ 自动驾驶仪(Autopilot)
（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、倾斜阻尼器及航向阻尼器 。
（2）阻尼器的组成与作用原理
1）组成： 阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。
放大器
I
副翼
方向舵
1
Ts 12
Ka
y
飞 机r
放
大
Kr
器
放大器
K
横侧增稳系统方块图
特点：
▪ 航向通道引用 Krr 及 K 信号，起到对航向的阻尼，
增稳作用。
▪ 而横向通道只用信号 I ，起到对横向的静稳定作用，
削弱荷兰滚振荡。
▪ 而横向通道不用 I p p 信号 ，横向阻尼有余。（因为一般 CL 较大）
▪ 姿态角自动控制系统的精度及瞬态响应 ; ▪ 角速度控制系统及增稳阻尼系统的技术要求 ; ▪ 轨迹（或重心）自动控制系统的精度及瞬态响应要求 ;
具体指标见书P273-274所写
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
Mq 2 Ma
▪ 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。
e Lqq L
无阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
1
e K T S 1
Td2S2 2dTdS 1
q
K
：机械弹簧
j
Ke：助力器的传递函数
Pe ：为杆力 K T S 1
：飞机短周期运动传递函数
Td2S 2 2dTd S 1
▪ 为解决上述问题需要增稳系统。
（2）俯仰增稳系统控制律
1）控制律为： e L Lg Dg
▪ 飞机纵向短周期方程：
(S Z ) S 0 (MS M ) (S M q )S Mee
▪ 简化为：
(S 2 C1S C2 ) Mee
（2）俯仰增稳系统控制律
▪ 增稳系统方程：
S 2 C1S C2 Me L Me Lg Dg
5.1.3 飞行控制系统的任务和设计目标
▪ 改善飞行品质 • 固有运动特性：改善俯仰、滚转、偏航阻尼特性和频率特 性； • 操纵（控制）特性，改善飞机对操纵输入信号的响应特性 • 扰动特性：抑制风干扰等； • 大扰动的控制问题
▪ 协助航迹控制 ▪ 全自动航迹控制 ▪ 监控和任务规划
5.1.4 飞控系统的基本性能要求
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 e 0 M (e ) 0 低头，使q受限制）
这就增大了飞机的阻尼。
（3）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 d 。
1）最简单控制律：不计助力器及舵机惯性时
d
s
Z M q M 2 M M qZ
LK
)
其中：L KK K Ke 为角速率到舵偏角传动比
▪ 简化闭环传函：
式中：
q(s) pe (s)
K j KeKd (T S 1)
Td2eS 2 2deTdeS 1
Kd
K 1 LK
Tde
Td 1 LK
de
d
( K T L) 2Td
1 LK
▪ 适当选择 L可增大 de ，即增大了阻尼，（ de d） ▪ 但 L 使 Kd K 静操纵性 阻尼比增大是靠牺牲
从而增加了航向静安定性。
1）控制律：
▪ 这就是说在控制律（ r 表达式）中增加与 有关的信号
即可提高航向静安定性。
r ▪ 若再增加与角速度 有关的信号，又可增大阻尼，若两
种信号均用，即可实现增稳阻尼，于是控制律为：
r Krr K KgZg
2）分析： ▪ 闭环运动方程：
S2 C1S C2 Nr Kr S Y Nr K r Nr Kg S Yp zg
▪ 由此可知，固有频率增加为：
C2 Nr Y Kr K C2
静稳定性增加。
▪ 当用侧向加速度计作反馈元件时，增稳阻尼控制律为：（ 不计惯性，非线性时）
r
S
K
r
(
S
)r 1
Kay ay
（4）横侧增稳系统控制律
▪ 由于飞机滚转与偏航总是紧密相联系，相互影响的，所以 横向、航向都有增稳，且有两通道的交联信号出现了横侧 增稳系统，其控制律既包括方向舵通道的，又包括副翼通 道的。现以某超音速飞机为例，写出横侧增稳控制律如下
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
e Lqq Lnn 0 (Lq q Ln n) Lg Dg dt
4）分析：
▪
写出飞机运动方程
写出控制规律
联立获得增稳系统——飞机系统方程（称新系统）
▪ 对新系统进行根轨迹，频率特性，时域特性分析，计算 ，
静操纵性达到的。
▪ 由于Tde 与 1 LK 成反比， Tde 变化不大，即固有频
率变化不大。(参见书p174例）
5.2.2 增稳系统
（1）问题的引出：
▪
现代飞机随着大迎角飞行出现，使飞机静稳定性 Cm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。
▪ 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。
（2）俯仰增稳系统控制律
▪ 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 ）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：
e Lqq Lnn Lg Dg
3）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 e 与输入信号q，n成比例关系，称为比例式的
e m M
▪ 电气指令信号的极性与机械通道来的操纵信号同相，其值 与杆力位移成正比。可见电气指令信号使操纵量增强，因 此控制增稳系统又称控制增强系统。
（3）控制增稳系统特点：
由于增设电气通道，可使系统开环增益取得较高。从而提 高了静操纵性。
▪ 如果没有电气通道，那么当 Ka、K 很大时，虽然可使闭
环特性只取决于反馈通道而与飞机所处正向通道无关，即
系统抗干扰性提高，但同时会使以机械通道为输入、nz
为输出的闭环传递系数变得太小，也就是说，使原闭环增 稳系统闭环增益太小，降低了静操纵性。增设电气通道，
则可通过提高电气通道增益，补偿由于 Ka、K 很大而产
生的强负反馈作用，使整个系统特性不受飞机上的干扰及 飞行状态变化的影响。
系统传函：
q( s) pe (s)
K j Ke K (T S 1)
Td2 S 2 2dTd S 1
有阻尼器飞机操纵系统结构图
Pe
Kj
Ke
1
K T S 1
q
Td2S2 2dTd S 1
K
Ka
Kq
系统闭环传函为：
q(s) pe (s)
Td2S
K j KeK (T S 1)
(2dTd LKT )S (1
及操纵性指标等特征性参数，然后与“规范”相对比，给
出结论
（3）偏航增稳系统控制律
▪ 飞机细长，立尾面积过小，飞行速度大，飞机航向静安定
系数 CN 太小，使飞机航向静安定性差，这常使飞机处
于侧滑状态飞行，不仅增大阻力，且不利转弯和格斗，所 以航向也要有偏航增稳系统。航向阻尼系统用来改善荷兰
滚阻尼，且提高航向静稳定性。因为飞机的 Cl很大而 Cn
5.3 控制增稳系统
（1）问题的引出 阻尼增稳系统只能改善飞机的稳定性，即只改善飞机的
静动稳定性和固有频率，同时却减小了系统的传递系数，减 低了飞机对操纵指令的响应，使操纵性下降，这显然是不利 的，所以有必要解决稳定性和操纵性的矛盾。
5.3 控制增稳系统
由于加速度计不安装在飞机重心处，因此它所感受到 的角加速度通过系统作用减小了，影响角加速度灵敏度。 此外飞机在大机动飞行时，要求有较高的角加速度灵敏度 且杆力不宜过大；作小机动飞行时，要求有较小的灵敏度 且杆力不宜过小。一般系统很难兼顾这两种要求，影响了 对飞机的驾驶。所以有必要改善飞机的非线性操纵指令。
（1）控制增稳系统组成：
控制增稳系统是在增稳系统的基础上增加一个杆力传感 器和一个指令模型构成的，即系统由机械通道、电气通道和 增稳回路组成。电器与机械通道相并联，驾驶员操纵信号一 方面通过机械链使舵面偏转某角度，另一方面又通过杆力传 感器输出指令信号，经指令模型与反馈信号综合后控制舵面 偏转，总的舵面偏转为上述两舵偏角之和。电气通道相当于 一个前馈通道，其作用是增大传递系数，并使角加速度灵敏 度满足驾驶员的要求。
▪ 此时： C2 Me L d 稳定性增加。
▪ 但因 C1 2dd 2
使飞机阻尼特性下降。
（2）俯仰增稳系统控制律
2） 与过载 n 为比例关系（迎角 的准确测量不易）