4+飛機(jī)操縱系統(tǒng)設(shè)計與分析.ppt

4 1操縱系統(tǒng)的特性 4 1操縱系統(tǒng)的特性設(shè)計飛機(jī)操縱系統(tǒng)與設(shè)計飛機(jī)其它部件的主要區(qū)別與操縱系統(tǒng)的特點(diǎn)有關(guān) 這就是說 操縱系統(tǒng)是將飛行員與操縱機(jī)構(gòu)連在一起的一種隨動系統(tǒng) 因此 在設(shè)計這種系統(tǒng)時 在很大程度上必須考慮 人 的因素 除此之外 為了使所設(shè)計的操縱系統(tǒng)能保證飛機(jī)有良好的操縱性 不僅需要考慮這個系統(tǒng)所驅(qū)動的舵面的特性 它的鉸鏈力矩 慣性 重量 剛度等 而且還要考慮飛機(jī)本身的氣動特性 慣性和動態(tài)特性 飛機(jī)的操縱可以由飛行員進(jìn)行 也可以用自動控制系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn) 將飛行員視為控制回路的一個組成部分 也可以簡化地組成一個自動調(diào)節(jié)系統(tǒng) 這個系統(tǒng)由彼此互相密切連在一起的飛行員 操縱系統(tǒng)和飛機(jī)三個主要環(huán)節(jié)構(gòu)成 飛行員作為操縱回路中的一個環(huán)節(jié) 第四章飛機(jī)操縱系統(tǒng)設(shè)計與分析 4 1操縱系統(tǒng)的特性 其本身可簡化為由三個相互關(guān)聯(lián)環(huán)節(jié)所組成的自動調(diào)節(jié)系統(tǒng) 圖4 1 1 敏感器官 感受機(jī)構(gòu) 傳感器 中心神經(jīng)系統(tǒng) 完成信息加工和選擇決定的系統(tǒng) 以及執(zhí)行機(jī)構(gòu) 手臂 腿 背部肌肉 圖4 1 1 a 駕駛員 操縱系統(tǒng) 飛機(jī) 控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖 b 駕駛員作為控制回路的指令中心環(huán)節(jié) 用操縱機(jī)構(gòu)消除飛行參數(shù)偏差量的系統(tǒng)原理圖 4 1操縱系統(tǒng)的特性 飛機(jī)作為控制對象在空間有6個自由度 其運(yùn)動由6個微分方程 歐拉方程 所描述 在一般情況下 只要這些方程的解能確定任何瞬間飛機(jī)在空間運(yùn)動的特性 特別是飛行員對操縱機(jī)構(gòu)操作之后的運(yùn)動特性 也就能判斷這種運(yùn)動的穩(wěn)定性 但是 直接解這些方程是相當(dāng)困難的 如果在初始飛行狀態(tài)就采取無側(cè)滑的直線穩(wěn)定飛行 并且認(rèn)為對初始運(yùn)動參數(shù)值的偏離很小 那么由于飛機(jī)的對稱性就可將含有6個運(yùn)動方程的方程組分為兩個獨(dú)立的方程組 這兩個方程組以已知的精度分別描述飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的運(yùn)動 稱為縱向運(yùn)動 和其它兩個平面內(nèi)的運(yùn)動 稱為側(cè)向運(yùn)動 在利用存在運(yùn)動交聯(lián)的方程求解飛機(jī)運(yùn)動時 每一個運(yùn)動 縱向和側(cè)向 均由有四個微分方程的方程組來描述 縱向運(yùn)動方程組描述兩種振蕩運(yùn)動 該振蕩運(yùn)動是在飛機(jī)上外部干擾 氣動干擾 操縱舵面偏轉(zhuǎn) 發(fā)動機(jī)推力變化等 停止作用之后產(chǎn)生的 這種振蕩運(yùn)動中 4 1操縱系統(tǒng)的特性 的一個進(jìn)行得很快 周期不長 數(shù)量級為1 5秒 稱為短周期運(yùn)動 另一個進(jìn)行得較慢 并且周期較長 數(shù)量級為幾十秒 稱為長周期運(yùn)動 求解側(cè)向運(yùn)動方程組得出 在現(xiàn)代飛機(jī)上 通常側(cè)向運(yùn)動是兩個非周期性運(yùn)動和一個周期性振蕩運(yùn)動之和 短周期縱向運(yùn)動和側(cè)向振蕩運(yùn)動在外干擾作用和舵面偏轉(zhuǎn)之后所產(chǎn)生的運(yùn)動特性是飛行員評價飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的標(biāo)準(zhǔn) 飛機(jī)縱向穩(wěn)定性和操縱性主要取決于飛機(jī)的下列參數(shù) W S ry2 Iy mcA CL CmCL Cmq Cm 飛機(jī)的側(cè)向振蕩運(yùn)動 其特點(diǎn)是與偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動密切相關(guān) 這種運(yùn)動的特點(diǎn)主要取決于導(dǎo)數(shù)Cl Cn 和Cn 以及慣性質(zhì)量特性rx2 4Ix mb2 rz2 4Iz mb2和Ix Iz 4 2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計 高速飛機(jī)的普遍特點(diǎn)是 在超音速時 操縱機(jī)構(gòu)的鉸鏈力矩急劇增大 增量隨速壓的增長和超過臨界M數(shù)時操縱舵面壓力的重新分布而增加 也隨舵面尺寸的增大而增加 超音速飛機(jī)最重要的特點(diǎn)是縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性與飛行狀態(tài)密切相關(guān) 由于飛機(jī)在跨音速區(qū)焦點(diǎn)急劇后移 因而造成跨音速的速度不穩(wěn)定 這種不穩(wěn)定性在向超音速加速時表現(xiàn)為 自動俯沖 在從超音速向亞音速減速時表現(xiàn)為 自發(fā)增加過載 過載急增 迎角達(dá)到12 15 時縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性喪失 所有的高速飛機(jī)的品質(zhì)變差是飛機(jī)繞所有三個軸的固有振蕩阻尼惡化 對于所有飛機(jī) 縱向操縱舵面的偏轉(zhuǎn)和相應(yīng)的單位過載所需操縱桿的位移 隨飛行速度的增大而減小的量是固定的 4 2現(xiàn)代高速飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本特點(diǎn)與操縱系統(tǒng)設(shè)計 橫向靜態(tài)穩(wěn)定性實(shí)質(zhì)上取決于飛行迎角和M數(shù) 對所有超音速飛機(jī) 保證側(cè)向穩(wěn)定性的困難很大 Cn 0 高速飛機(jī)橫向操縱性的特點(diǎn)之一是 在高速飛行時橫向操縱效率顯著下降 圖4 2 1現(xiàn)代高速飛機(jī)操縱系統(tǒng)的構(gòu)成1 操縱桿 2 載荷機(jī)構(gòu) 3 調(diào)整片效應(yīng)機(jī)構(gòu) 4 機(jī)械傳動 5 復(fù)合搖臂 6 自動控制系統(tǒng)的多通道傳動 7 多余度舵面?zhèn)鲃?8 舵面 9 駕駛和舵的協(xié)調(diào)信號 10 指示儀表和信號 4 3飛機(jī)主動控制技術(shù) 4 3 1引言在70年代初 當(dāng)模擬式四余度電傳飛行操縱系統(tǒng)作為飛機(jī)主操縱系統(tǒng) 代替不可逆的助力機(jī)械操縱系時 出現(xiàn)了一種用附加在電傳 主 操縱系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來提高飛行品質(zhì)的飛機(jī) 稱之為隨控布局飛機(jī) CCV 隨控布局飛機(jī)設(shè)計思想是根據(jù)控制的需要 在飛機(jī)上設(shè)置一些操縱面 利用其偏轉(zhuǎn) 或利用原有操縱面的偏轉(zhuǎn)來改變飛機(jī)的氣動力布局和結(jié)構(gòu)上的載荷分布 以減小飛機(jī)的阻力和減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量 在隨控布局技術(shù)的項(xiàng)目中 已經(jīng)在飛機(jī)上應(yīng)用的有 放寬靜穩(wěn)定性 機(jī)動載荷控制和飛行邊界控制等 已經(jīng)進(jìn)行飛行試驗(yàn)的有 直接力控制 陣風(fēng)減載 乘座品質(zhì)控制和機(jī)動增強(qiáng)等 仍在研究中的有 顫振主動抑制 除直接力控制外 其它各項(xiàng)均屬于 主動控制技術(shù) ACT 由此可見 隨控布局技術(shù)包含了主動控制技術(shù) 但其內(nèi)容更廣泛一些 4 3飛機(jī)主動控制技術(shù) 4 3 2放寬靜穩(wěn)定性要求放寬靜穩(wěn)定性要求及飛行邊界控制是兩項(xiàng)最基本的隨控布局技術(shù) 旅客機(jī)可以采用移動重心法來解決超音速飛行時的配平阻力過大的問題 但對于高機(jī)動性的殲擊機(jī)來說就不適用了 只有在 放寬靜穩(wěn)定性要求 實(shí)現(xiàn)之后才可解決這個問題 4 3 3機(jī)動載荷控制機(jī)動載荷控制的目的 對于大型 轟炸 運(yùn)輸 飛機(jī)和小型 殲擊 飛機(jī)是不同的 對于大型飛機(jī)是提高其巡航經(jīng)濟(jì)性 對于小型飛機(jī)則是提高其機(jī)動性 NB 52飛機(jī)的機(jī)動載荷控制的控制面 F 4飛機(jī)使用機(jī)動載荷控制 4 3飛機(jī)主動控制技術(shù) B 52 F 4 4 3飛機(jī)主動控制技術(shù) 4 3 4直接力操縱直接力操縱就是在不改變飛機(jī)飛行姿態(tài)的條件下 通過操縱一些操縱面直接提供附加升力或側(cè)力 使飛機(jī)作垂直方向或側(cè)向的平移運(yùn)動來改變飛機(jī)的航跡 即所謂作 非常規(guī)機(jī)動 飛行 直接力操縱一般分為直接升力操縱和直接側(cè)力操縱 分別圖示于下 a 直接升力控制 b 直接側(cè)力控制圖示直接力操縱裝置的示意圖 4 3飛機(jī)主動控制技術(shù) 三種側(cè)向運(yùn)動 直接升力控制模式 4 4電傳操縱系統(tǒng) 4 4 1電傳操縱系統(tǒng)的提出控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的主要優(yōu)點(diǎn) 能兼顧駕駛員對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的要求 解決了飛機(jī)在向高速 高空 高性能發(fā)展中穩(wěn)定性和操縱性間的矛盾 使飛機(jī)的性能有很大提高 但它仍然存在以下問題 1 控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)是在不可逆助力操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上 通過復(fù)合搖臂迭加電氣通道而組成的 在重量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度上均比不可逆助力操縱系統(tǒng)高 這會對飛機(jī)設(shè)計造成很大困難 也影響性能的提高 2 控制增穩(wěn)系統(tǒng)對舵面的操縱權(quán)限是有限的 3 產(chǎn)生力反傳 4 戰(zhàn)傷生存力低60年代中期 由于計算機(jī)和微處理機(jī)小型化 為解決上述問題創(chuàng)造了有利條件 與此同時現(xiàn)代控制理論和余度技術(shù)日趨成熟 故去掉控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)中機(jī)械桿系 增大增益 并將操縱權(quán)限擴(kuò)展為全權(quán)限 引入飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)反饋信號 此時該系統(tǒng)已成為電傳操縱系統(tǒng)了 4 4電傳操縱系統(tǒng) 對電傳操縱系統(tǒng)的分析設(shè)計 主要包括兩個方面 一是控制律 二是可靠性 4 4 2電傳操縱系統(tǒng)中可靠性與余度技術(shù)所謂采用余度技術(shù)就是引入多重 套 系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令 完成同一項(xiàng)工作任務(wù) 多重系統(tǒng)也稱余度系統(tǒng) 圖示是四余度系統(tǒng)簡圖 4 4電傳操縱系統(tǒng) 同時滿足下述三個條件的多重系統(tǒng)稱為余度系統(tǒng) 采用余度系統(tǒng)的目的是為了增加系統(tǒng)的可靠性 其實(shí)質(zhì)是通過消耗更多的能源來換取可靠性的提高 1 對組成系統(tǒng)的各個部分具有故障監(jiān)控 信號表決的能力 2 一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現(xiàn)故障后 必須具有故障隔離的能力 3 當(dāng)系統(tǒng)中出現(xiàn)一個或數(shù)個故障時 它具有重新組織余下的完好部分 使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力 即在性能指標(biāo)稍有降低的情況下 系統(tǒng)仍能繼續(xù)承擔(dān)任務(wù) 4 4 3電傳操縱系統(tǒng)的組成電傳操縱系統(tǒng)可分為模擬式和數(shù)字式兩種 數(shù)字式是發(fā)展方向 4 4電傳操縱系統(tǒng) F 16飛機(jī)是世界上第一架現(xiàn)役的電傳操縱系統(tǒng)飛機(jī) 圖4 4 3為F 16A飛機(jī)的電傳操縱系統(tǒng)原理圖 F 16 四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)原理圖 電傳操縱系統(tǒng)可定義為 駕駛員的操縱指令信號 只通過導(dǎo)線 或總線 傳給計算機(jī) 經(jīng)計算按預(yù)定的規(guī)律產(chǎn)生輸出指令 操縱舵面偏轉(zhuǎn) 以實(shí)現(xiàn)對飛機(jī)的操縱 顯然它是一種人工操縱系統(tǒng) 其安全可靠性是有余度技術(shù)來保證的 4 4電傳操縱系統(tǒng) 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 1綜合飛行 火力控制系統(tǒng)綜合飛行 火力控制 IFFC 技術(shù)是美國在20世紀(jì)70年代中期提出的一種新的航空技術(shù) 它以飛機(jī)主動控制技術(shù)為基礎(chǔ) 通過飛行 火力耦合器將能解耦操縱的飛行控制系統(tǒng) FCS 和攻擊瞄準(zhǔn)系統(tǒng)綜合成一個閉環(huán)武器自動投放系統(tǒng) 1 綜合飛行 火力控制系統(tǒng)基本組成及特點(diǎn) 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) IFFC具有以下特點(diǎn) 飛機(jī)采用主動控制技術(shù) 獲得多自由度解耦控制功能 或者至少載機(jī)飛行控制能部分地 或近似地 實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)和飛行姿態(tài)間的解耦控制 飛行控制系統(tǒng)能在火力控制系統(tǒng)的耦合下 操縱飛機(jī)進(jìn)行自動攻擊 采用適合于自動機(jī)動攻擊的火力控制系統(tǒng) 2 綜合飛行 火力控制對飛行控制系統(tǒng)的要求IFFC技術(shù)是在主動控制技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的 為了提高IFFC系統(tǒng)的效益 必須考慮到IFFC系統(tǒng)的特殊性 針對不同的武器模態(tài)對飛行控制系統(tǒng)的不同要求分別設(shè)計相應(yīng)的飛行控制系統(tǒng) 下面以美國AFTI F 16先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)技術(shù)綜合計劃為例加以說明 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) AFTI F 16通過提高飛行品質(zhì)和引入新的控制自由度來改進(jìn)飛行軌跡的控制 圖示AFTI F 16控制規(guī)律對模態(tài)結(jié)構(gòu) 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 2綜合飛行 推進(jìn)控制系統(tǒng)綜合飛行 推進(jìn)控制 IFPC 技術(shù)就是把飛機(jī)與推進(jìn) 包括進(jìn)氣道 發(fā)動機(jī)和尾噴管 系統(tǒng)綜合考慮 在整個飛行包線內(nèi)最大限度地滿足飛行任務(wù)的要求 以滿足推力管理 提高燃油效率和飛機(jī)的機(jī)動性 有效地處理飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)之間耦合影響及減輕駕駛員負(fù)擔(dān)等項(xiàng)要求 從而使系統(tǒng)達(dá)到整體性能優(yōu)化 一般來說 IFPC技術(shù)包括系統(tǒng)功能綜合和系統(tǒng)物理綜合 前者是提高飛機(jī)武器系統(tǒng)整體性能的有效途徑 后者可改善系統(tǒng)有效性 SE 和全壽命費(fèi)用 LCC 下面以某型殲擊機(jī)為例 說明帶推力矢量綜合飛行 推進(jìn)控制系統(tǒng)的組成和功能 某殲擊機(jī)具有水平鴨翼的三翼面氣動布局 該機(jī)裝有兩 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 臺雙軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 尾噴管安裝具有反推力能力的俯仰 偏航矢量噴管 該機(jī)綜合飛行 推進(jìn)控制系統(tǒng)的方塊圖如下圖所示 圖示綜合飛行 推進(jìn)控制系統(tǒng)方塊圖 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 3飛行管理系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng) FMS FlightManagementSystem 是一個協(xié)助飛行員完成從起