飛機(jī)飛行控制課件.ppt

飛機(jī)飛行控制,緒論,3,飛行控制的歷史,1891年，海諾姆.馬克西姆設(shè)計(jì)并制造的飛機(jī)已經(jīng)裝有用于改善縱向穩(wěn)定性的控制系統(tǒng)。早期的飛機(jī)基本上沒有固有穩(wěn)定性，靠飛行員的能力來保證飛機(jī)的穩(wěn)定。,4,飛行控制的歷史,后來設(shè)計(jì)的飛機(jī)一般具有一定的固有穩(wěn)定性，但沒有保證。1920年以后，飛機(jī)的穩(wěn)定性靠外形布局及重心定位來保證。,5,第一代戰(zhàn)斗機(jī),多采用后掠翼布局武器以航炮為主作戰(zhàn)方式以尾后攻擊為主超音速操縱系統(tǒng)為機(jī)械傳動(dòng)方式,6,典型桿式操縱機(jī)構(gòu),7,第二代戰(zhàn)斗機(jī),三角翼、后掠翼武器：第一代空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式：視距內(nèi)、尾后攻擊M2，H20000m操縱系統(tǒng)大量采用：助力器馬赫數(shù)配平機(jī)構(gòu)增穩(wěn)器阻尼器電液系統(tǒng),8,典型助力器及力臂調(diào)節(jié)器,9,第三代戰(zhàn)斗機(jī),布局：翼身融合、邊條放寬靜穩(wěn)定性武器：近距、超視距空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式：格斗、超視距空戰(zhàn)模擬式和數(shù)字式電傳控制系統(tǒng)（FBW，flybywire）。按其作用可以分為兩種：控制增穩(wěn)系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀,10,典型電傳飛控系統(tǒng),11,第四代戰(zhàn)斗機(jī),布局：隱身氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)武器：先進(jìn)格斗導(dǎo)彈、超遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈、精確制導(dǎo)火飛推一體化、主動(dòng)控制技術(shù)作戰(zhàn)方式：？,12,駕駛員vs飛行控制系統(tǒng),駕駛員的缺點(diǎn)有限的反應(yīng)速度有限的感知能力會(huì)緊張、疲勞駕駛員的優(yōu)點(diǎn)學(xué)習(xí)能力應(yīng)付意外的能力,飛行控制系統(tǒng)：在飛行過程中，利用自動(dòng)控制系統(tǒng)，能夠?qū)︼w行器構(gòu)形、飛行姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)實(shí)施控制的系統(tǒng)。,13,本課程的目的,飛機(jī)引入飛行控制系統(tǒng)的飛行力學(xué)機(jī)理：飛行控制系統(tǒng)如何改變飛機(jī)的模態(tài)特性；不同的反饋改變不同的模態(tài)特性；飛機(jī)、飛控、駕駛員組合的動(dòng)力學(xué)特性分析：飛機(jī)控制系統(tǒng)特性的分析方法；人機(jī)系統(tǒng)的特性分析；選擇飛行控制系統(tǒng)的控制律的基本原理：常見控制系統(tǒng)類型及其分析、選擇；,14,本課程的地位,以自動(dòng)控制原理、飛行動(dòng)力學(xué)為基礎(chǔ)的一門提高課程；從事飛行器設(shè)計(jì)、飛行動(dòng)力學(xué)工作的基礎(chǔ)之一。,15,內(nèi)容,引論飛行控制系統(tǒng)概述(自學(xué))飛機(jī)的閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析各類飛行控制系統(tǒng)的分析,16,考核,課堂、作業(yè)：40%考試（閉卷）：60%,背景知識(shí),18,控制過程的描述,飛行控制（駕駛員操縱飛機(jī)）過程的物理描述開環(huán)操縱閉環(huán)操縱,19,傳遞函數(shù),線性系統(tǒng)零初始條件下拉氏變換輸出量比輸入量優(yōu)點(diǎn)：將時(shí)域轉(zhuǎn)換成頻域?qū)⑽⒎址匠剔D(zhuǎn)換為代數(shù)方程,20,彈簧振子系統(tǒng),零初值拉氏變換,21,彈簧振子的振蕩成因,彈簧的位移擾動(dòng),恢復(fù)力彈簧系數(shù)k,阻尼力阻尼系數(shù)f,阻尼,頻率,形成振蕩的因素決定了系統(tǒng)頻率,阻礙振蕩的因素決定了系統(tǒng)阻尼,22,縱向模態(tài)的物理成因,Da0,頻率,頻率,阻尼,阻尼,短周期,長周期,23,Db0,Lbb0,Lrr0,Db0,Nrr0,p0,荷蘭滾模態(tài),荷蘭滾頻率,Df0,y0,Gsinf0,Db0,Ybb0,荷蘭滾阻尼,荷蘭滾阻尼,24,飛機(jī)的振蕩模態(tài),25,閉環(huán)系統(tǒng),單位負(fù)反饋（k=1）的傳遞函數(shù),若,則,對(duì)于反饋系數(shù)為k的負(fù)反饋,26,反饋控制的特點(diǎn),采用反饋控制不改變傳遞函數(shù)的分子多項(xiàng)式N(S)，僅改變分母多項(xiàng)式（特征方程）,從物理角度講，反饋控制改變了模態(tài)特性，而對(duì)模態(tài)比沒有影響。就是說，加入反饋后飛機(jī)各運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的幅值比和相位差不變。,27,根軌跡法,在復(fù)平面內(nèi)判斷反饋系數(shù)變化引起的閉環(huán)特征根變化情況若特征方程D(S)=D(S)+kN(S)=0當(dāng)k=0時(shí)，D(S)=0，對(duì)應(yīng)系統(tǒng)極點(diǎn)當(dāng)k=時(shí)，N(S)=0，對(duì)應(yīng)系統(tǒng)零點(diǎn)Matlab：rlocus，rltool,28,根軌跡分析,每一對(duì)共軛復(fù)根表示一個(gè)振蕩模態(tài)每一個(gè)實(shí)跟對(duì)應(yīng)著一個(gè)非周期（單調(diào)）模態(tài)虛軸上的特征根，z=0，等幅振蕩左半平面的根對(duì)應(yīng)著收斂的模態(tài)，右半平面發(fā)散,29,根軌跡分析,A,B,C,典型二階環(huán)節(jié),特征根,矢徑為w，矢徑越長，頻率越高,，j越大，阻尼比越大,30,頻率特性,傳遞函數(shù)G(S)中，S用jw（對(duì)應(yīng)于正弦振蕩）代入，得,這個(gè)公式表示系統(tǒng)輸入（正余弦）諧波振蕩時(shí)，系統(tǒng)反應(yīng)中的強(qiáng)迫振蕩分量（時(shí)域）,縱向短周期近似傳遞函數(shù)：,若輸入為正弦波：,31,頻率特性,拉氏變換后得：于是：海維賽展開：強(qiáng)迫振蕩部分：對(duì)比：,32,對(duì)數(shù)頻率特性,頻率特性曲線（Bode圖）,半對(duì)數(shù)坐標(biāo)對(duì)數(shù)幅頻特性對(duì)數(shù)相頻特性,33,對(duì)數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn),若系統(tǒng)由一系列串聯(lián)而成，則對(duì)數(shù)頻率特性曲線可以疊加,34,對(duì)數(shù)頻率特性曲線的優(yōu)點(diǎn),可疊加。線性系統(tǒng)可以分解為一階、二階環(huán)節(jié)和微分、積分、比例等環(huán)節(jié)的組合,因此，可以作出典型環(huán)節(jié)的曲線，再進(jìn)行疊加頻帶寬。通常飛機(jī)與飛控系統(tǒng)組合后的頻帶很寬，用Bode圖可以畫在一張圖上，方便實(shí)用。,35,典型環(huán)節(jié)的對(duì)數(shù)頻率特性,G=K比例環(huán)節(jié),G=1/(1+TS)一階滯后(慣性),G=1/(1+2zS/w+S2/w2)振蕩環(huán)節(jié),36,手繪Bode圖的過程,37,手繪Bode圖的過程,左側(cè)漸進(jìn)線有問題,38,手繪Bode圖的過程,將S以0代入G,39,控制系統(tǒng)組成,飛機(jī)本體駕駛員傳感器舵回路控制系統(tǒng)機(jī)械模擬式電傳數(shù)字式電傳光傳,陀螺三自由度陀螺(角度)二自由度陀螺(角速度)加速度計(jì)(測量過載)空速管氣流角度(迎角、側(cè)滑角)速度、M數(shù)高度傳感器氣壓無線電大氣計(jì)算機(jī),40,作業(yè),自學(xué)第一章：1316內(nèi)容有條件的可以練習(xí)使用Matlab繪制簡單的根軌跡和Bode圖不要求上交,飛機(jī)閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性,縱向反饋控制及其閉環(huán)特性,42,飛機(jī)縱向常見問題,戰(zhàn)斗機(jī)高空飛行時(shí)阻尼不足高速飛行靜穩(wěn)定性高或低速不足戰(zhàn)斗機(jī)放寬靜穩(wěn)定性后縱向靜穩(wěn)定性不足，甚至短周期發(fā)散長周期發(fā)散更關(guān)心短周期模態(tài),43,縱向反饋控制,44,縱向運(yùn)動(dòng)參數(shù)及控制面,45,縱向傳遞函數(shù)1,其中zsp短周期阻尼比wsp短周期頻率zp長周期阻尼比wp長周期頻率,短周期（shortperiod）,長周期（phugoid）,46,縱向傳遞函數(shù)2,47,俯仰角q反饋,48,反饋系數(shù)符號(hào)的確定,Kq與Aq同號(hào),49,俯仰角q反饋系數(shù),Kq0,Kq0,50,根據(jù)特征方程系數(shù)分析閉環(huán)穩(wěn)定性,根據(jù)傳遞函數(shù)，得到系統(tǒng)的閉環(huán)特征方程D(S)=D(S)-KqN(S)=0與開環(huán)特征方程D(S)=S4+a1S3+a2S2+a3S+a4=0相比，只改變了后三項(xiàng)的系數(shù)a2、a3、a4，而這三個(gè)系數(shù)主要影響長周期模態(tài)的特性,51,俯仰角反饋的閉環(huán)根軌跡,俯仰角反饋的效果：改善長周期阻尼短周期阻尼變差,52,算例俯仰角反饋根軌跡,Kq=0.05,53,俯仰角速率q反饋,與俯仰角反饋相比，在俯仰角速率反饋改變了特征方程的系數(shù)a1、a2、a3，這同時(shí)改變了長周期、短周期的模態(tài)特性。,54,俯仰角速率反饋的閉環(huán)根軌跡,俯仰角速率反饋：改善短周期阻尼對(duì)長周期影響較小,55,算例俯仰角速率反饋根軌跡,Kq=0.01,56,不同反饋系數(shù)的比較,Kq=0.01Kq=0.05,57,另一種穩(wěn)定性分析方法,短周期阻尼主要取決于俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)Mq0由俯仰角速率反饋產(chǎn)生的附加舵偏角de=Kqq由此帶來的力矩增量DM=Mdede=MdeKqq等效的阻尼導(dǎo)數(shù)DMq=MdeKq0可見，俯仰角速率增加了短周期阻尼,58,縱向（俯仰）阻尼器,俯仰角速率反饋，用于改善短周期阻尼比。,59,qq反饋,60,qq反饋的根軌跡,俯仰角速率反饋,61,算例qq反饋,62,特殊情況長周期發(fā)散,例如，飛機(jī)在跨音速區(qū)，隨速度的增加，焦點(diǎn)后移，產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩，相當(dāng)于一個(gè)附加的DMu0，有可能使特征方程系數(shù)a4=g(ZuMw-MuZw)0，此時(shí)，若其他系數(shù)均為正，則長周期模態(tài)會(huì)耦合為一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根。,63,長周期發(fā)散時(shí)的俯仰角反饋,64,長周期振蕩發(fā)散(a30，則可能a20，短周期耦合成一正一負(fù)兩個(gè)實(shí)根。這對(duì)應(yīng)于飛機(jī)失去縱向靜穩(wěn)定性（Ma）的情況，對(duì)于放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)（RSS，RelaxedStaticStability），采用俯仰角俯仰角速率反饋可以達(dá)到一定效果，但更為直接的解決方案是加入迎角或法向過載反饋。,短周期近似特征方程：,66,短周期發(fā)散時(shí)的俯仰角角速率反饋,67,短周期發(fā)散的算例,68,速度反饋,速度是一個(gè)長周期參數(shù)，因此可以推論引入速度反饋可以改變長周期穩(wěn)定性。同為長周期參數(shù)的俯仰角，其反饋可以改變長周期特性，但俯仰角同時(shí)也是短周期參數(shù)，俯仰角反饋同時(shí)會(huì)對(duì)短周期特性帶來不利影響。類似俯仰角速率q反饋的分析，將速度反饋到升降舵可以增加附加的力矩導(dǎo)數(shù)DMu。,另一種分析方法，由可見，采用速度反饋可以改變特征方程a2，a3，a4三個(gè)系數(shù)，從而改變長周期特性。,69,速度反饋的閉環(huán)根軌跡,速度反饋的效果：改善長周期模態(tài)特性，阻尼比增加。短周期阻尼變化不大，當(dāng)反饋系數(shù)過大時(shí)，短周期模態(tài)特性惡化，頻率下降。,70,算例速度反饋,Kv=0.02,71,速度加速度反饋,加速度反饋的效果：通過合理選擇TU及KU，可以同時(shí)改善長短周期模態(tài)特性,72,算例速度加速度反饋,73,迎角反饋,de=-KaDaDM=Mdede=-MdeKaDa=MdeKa(a-ac)DMa=MdeKa0迎角反饋增加了縱向靜穩(wěn)定性,74,迎角反饋的根軌跡,迎角反饋的效果：對(duì)長周期模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時(shí)減小了短周期的阻尼比。（通常可以同時(shí)引入俯仰角速率反饋以改善阻尼比）,75,算例迎角反饋,76,迎角反饋與俯仰角反饋的比較,77,放寬靜穩(wěn)定性技術(shù),78,放寬靜穩(wěn)定性的好處及補(bǔ)償,提高飛機(jī)升阻比提高飛機(jī)加速能力提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)能力減輕飛機(jī)設(shè)計(jì)重量通常采用迎角或法向過載反饋來補(bǔ)償飛機(jī)的靜穩(wěn)定性。,79,示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的迎角反饋,80,法向加速度反饋,由于迎角在飛行過程中不易測量準(zhǔn)確，因此通常以法向加速度（過載）反饋代替迎角反饋。由法向力方程若忽略Zdede項(xiàng)，則迎角與az有一一對(duì)應(yīng)關(guān)系。因此理論上可以用az反饋代替迎角反饋。,法向加速度反饋需要解決的問題：當(dāng)存在俯仰角速率的變化率時(shí)：因此，需要將加速度傳感器安裝在飛機(jī)質(zhì)心上或在質(zhì)心前后對(duì)稱位置安裝兩個(gè)傳感器。,81,法向加速度的傳遞函數(shù),實(shí)際使用中，多以法向過載代替法向加速度作為反饋信號(hào),82,法向加速度反饋的根軌跡,法向過載反饋效果：對(duì)長周期模態(tài)特性影響較小。增加短周期模態(tài)頻率，同時(shí)減小了短周期的阻尼比。（通?？梢酝瑫r(shí)引入迎角速率反饋以改善阻尼比）,83,算例法向加速度/過載反饋,84,示例靜不穩(wěn)定飛機(jī)的法向過載反饋,85,高度反饋,高度傳遞函數(shù)中存在S=0的一個(gè)極點(diǎn)，稱為高度模態(tài)，一般情況高度模態(tài)具有輕微穩(wěn)定性。,86,高度反饋的根軌跡,加入高度反饋后，高度模態(tài)的穩(wěn)定性取決于TH1的符號(hào)，若TH1副翼橫向靜穩(wěn)定性：側(cè)滑角(側(cè)向過載)副翼荷蘭滾頻率：側(cè)滑角(側(cè)向過載)方向舵荷蘭滾阻尼：偏航角速率方向舵同時(shí)引入微分信號(hào)增加零點(diǎn)可以進(jìn)一步改善模態(tài)特性,人機(jī)閉環(huán)系統(tǒng)分析,117,駕駛員控制飛機(jī)的控制框圖,開環(huán),閉環(huán),118,駕駛員控制任務(wù)的分類,補(bǔ)償控制追蹤控制預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制,119,補(bǔ)償控制追蹤控制,120,預(yù)先顯示控制預(yù)先認(rèn)知控制,121,駕駛員的數(shù)學(xué)模型,t駕駛員的反應(yīng)時(shí)間：0.121rad/sec。,152,閉環(huán)頻率特性偏差,帶寬范圍內(nèi)的幅值下陷；通常為保證駕駛員能夠完成閉環(huán)操縱任務(wù)，要求D3dB。,153,閉環(huán)短周期阻尼比CL,通常要求0.35CL0.55。開環(huán)阻尼比要求0.35方向舵反饋偏航阻尼器的目的是補(bǔ)償荷蘭滾模態(tài)的阻尼,185,偏航阻尼器的根軌跡,186,洗出網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的影響,187,舵回路的影響,188,滾轉(zhuǎn)阻尼器,滾轉(zhuǎn)角速率副翼反饋目的是改善滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)時(shí)間常數(shù),189,滾轉(zhuǎn)阻尼器的根軌跡,190,滾轉(zhuǎn)阻尼器的階躍反應(yīng),191,滾轉(zhuǎn)阻尼器對(duì)操縱效率的影響,滾轉(zhuǎn)角速率的穩(wěn)態(tài)值,192,俯仰阻尼器,俯仰角速率平尾（升降舵）反饋改善短周期阻尼,193,俯仰阻尼器的根軌跡,海平面，K=0.05開環(huán)短周期阻尼：0.41閉環(huán)短周期阻尼：0.47,18000m，K=0.05(0.3)開環(huán)短周期阻尼：0.19閉環(huán)短周期阻尼：0.28(0.78),194,縱向穩(wěn)定器,迎角（法向過載）平尾（升降舵）反饋改善短周期頻率對(duì)于放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)進(jìn)行補(bǔ)償,195,縱向穩(wěn)定器的根軌跡,K=0.35閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.2,196,采用法向過載反饋的縱向穩(wěn)定器,短周期近似的法向過載傳遞函數(shù),197,法向過載反饋的根軌跡,K=0.004閉環(huán)短周期zsp=0.37wsp=4.1,198,航向穩(wěn)定器,側(cè)滑角（側(cè)向過載）方向舵反饋改善荷蘭滾模態(tài)頻率,199,航向穩(wěn)定器的根軌跡,200,常見的增穩(wěn)器及阻尼器,201,某二代機(jī)的縱向控制系統(tǒng),202,某二代機(jī)橫航向控制系統(tǒng),203,控制增穩(wěn)器,為解決增穩(wěn)器對(duì)操縱性的負(fù)面影響在增穩(wěn)器基礎(chǔ)上加入前向通道通常加入指令模型,204,指令模型,低通濾波器,當(dāng)S1/tm，M(S)=0,大幅值機(jī)動(dòng)時(shí)，動(dòng)作慢、頻率低小幅值機(jī)動(dòng)時(shí)，動(dòng)作快、頻率高,205,積分式/比例式過載指令控制增穩(wěn)器,全權(quán)限桿對(duì)應(yīng)于過載桿舵不一致,無靜差中性速度穩(wěn)定性,積分式過載指令控制增穩(wěn)器的特點(diǎn)：,206,速度穩(wěn)定性,正速度穩(wěn)定性PSS中性速度穩(wěn)定性NSSPositiveSpeedStabilityNeutralSpeedStability,207,F-8C飛行控制系統(tǒng)分析,208,F-8“十字軍戰(zhàn)士”,1953年設(shè)計(jì)，1957年服役，1965年停產(chǎn)翼展10.72米；機(jī)長16.61米；機(jī)高4.80米翼面積32.5米2；展弦比3.53；空重8170公斤最大速度：M1.7；實(shí)用升限：17600米作戰(zhàn)半徑：370800公里；爬升率：130米秒,209,主通道,積分式控制律,迎角限制器,F-8C縱向飛行控制系統(tǒng),210,積分式控制律,211,正常飛行狀態(tài)下的簡化,212,指令信號(hào)的選擇,高速時(shí)，駕駛員更關(guān)心過載低速時(shí)，駕駛員更關(guān)心姿態(tài)因此，將法向過載與俯仰角速率進(jìn)行組合作為反饋信號(hào),213,主通道,214,放寬靜穩(wěn)定性的補(bǔ)償,采用俯仰角速率反饋,215,邊界迎角控制,在大迎角階段，駕駛員更關(guān)心迎角迎角指令控制律：比例積分俯仰角速率反饋，以改善縱向靜穩(wěn)定性狀態(tài)自動(dòng)轉(zhuǎn)換：,當(dāng)KB=1，USeN，正常狀態(tài)當(dāng)KB=0，USeB，邊界迎角限制狀態(tài),216,迎角限制器,217,增加橫向靜穩(wěn)定性,消除側(cè)滑角,滾轉(zhuǎn)阻尼器,副翼通道,218,副翼方向舵交連,消除側(cè)滑角,航向穩(wěn)定器,方向舵通道,219,大迎角滾轉(zhuǎn)帶來的側(cè)滑,220,轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生的側(cè)滑,221,副翼方向舵交聯(lián)(ARI),222,副翼方向舵交聯(lián)的實(shí)現(xiàn),根據(jù)小擾動(dòng)方程中側(cè)滑角為零：,硬交聯(lián)：,均衡交聯(lián)：,223,副翼方向舵交聯(lián)的效果,224,側(cè)滑角變化率反饋,225,橫航向控制增穩(wěn)系統(tǒng),副翼通道滾轉(zhuǎn)阻尼器（滾轉(zhuǎn)角速率反饋）側(cè)滑角變化率反饋，用于消除側(cè)滑側(cè)向過載反饋，改善Lb方向舵通道航向穩(wěn)定器（側(cè)向過載反饋）側(cè)滑角變化率反饋，用于消除側(cè)滑副翼方向舵交連ARI，以消除側(cè)滑，進(jìn)行協(xié)調(diào)滾轉(zhuǎn),226,F-16縱向飛行控制系統(tǒng),227,縱向自動(dòng)駕駛儀,保持俯仰姿態(tài)模式保持高度模式保持速度（M數(shù)）模式M數(shù)配平,228,保持俯仰姿態(tài)模式,算例,飛機(jī),舵回路,229,保持俯仰姿態(tài)模式的算例根軌跡,230,以俯仰阻尼器作為內(nèi)回路,飛機(jī),舵回路,舵機(jī)增益,放大器增益,231,內(nèi)回路根軌跡圖,232,內(nèi)回路根軌跡krg=1.2,233,內(nèi)回路根軌跡krg=2,234,外回路根軌跡krg=1.2，kamp=1.41,235,外回路根軌跡krg=2，kamp=2.6,236,保持高度模式,保持高度模式可能會(huì)造成長周期模態(tài)發(fā)散，因此通常需要同時(shí)引入：俯仰角反饋、微分網(wǎng)絡(luò)、加速度反饋,飛機(jī),舵回路,高度計(jì)滯后,237,高度截獲,238,保持速度模式,飛機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)延遲,舵回路,空速管滯后,239,保持速度模式的根軌跡圖,240,發(fā)動(dòng)機(jī)延遲對(duì)穩(wěn)定性的影響,241,采用減速板或升降舵控制速度,242,馬赫數(shù)配平,在跨音速區(qū)，平衡曲線會(huì)出現(xiàn)“勺形區(qū)”；M數(shù)配平機(jī)構(gòu)產(chǎn)生附加舵偏角；實(shí)際由飛行員產(chǎn)生的舵偏角不存在“勺形區(qū)”,243,橫航向自動(dòng)駕駛儀,保持滾轉(zhuǎn)角或機(jī)翼水平模式保持航向模式甚高頻全方位導(dǎo)航模式,244,保持滾轉(zhuǎn)角或機(jī)翼水平模式,飛機(jī),舵回路,245,保持滾轉(zhuǎn)角模式根軌跡,a=10,a=5,a=2,246,保持航向模式,保持航向模式一般都以保持滾轉(zhuǎn)角模式作為內(nèi)回路：,247,甚高頻無線電導(dǎo)航,248,姿態(tài)航跡的耦合,偏轉(zhuǎn)舵面,產(chǎn)生俯仰力矩,姿態(tài)變化,力變化,航跡變化,249,直接力控制技術(shù),正常操縱,航跡角的解耦操縱,俯仰角的解耦操縱,250,直接力控制用于改變航跡,正常操縱,直接側(cè)力控制,251,直接力控制航向機(jī)動(dòng),無滾轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)彎,側(cè)滑飛行,252,傳統(tǒng)飛機(jī)的飛行品質(zhì),對(duì)短周期頻率的規(guī)定-短周期阻尼比：0.351.3,253,帶有飛行控制系統(tǒng)的飛機(jī)的特點(diǎn),高階（50階7