飛控復(fù)習(xí)(個(gè)人原創(chuàng),尊重版權(quán))

1、Made By 12級(jí) 鄧帥飛控復(fù)習(xí)資料第一章 緒論1、自動(dòng)飛行控制的概念自動(dòng)飛行控制就是利用一套專門的系統(tǒng)，在無(wú)人參與的條件下，自動(dòng)操縱飛機(jī)按規(guī)定的姿態(tài)和航跡飛行。2、現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)的作用 a、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)飛行；b、改善飛機(jī)的特性，實(shí)現(xiàn)所要求的飛行品質(zhì)和飛行性能 。3、飛行控制系統(tǒng)的基本組成 飛機(jī)：被控對(duì)象 具體一個(gè)系統(tǒng)的被控物理參數(shù)可能是飛機(jī)某一個(gè)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，如俯仰角，高度或傾斜角等。 被控的參量通常稱為被控量。 執(zhí)行機(jī)構(gòu)(又稱舵機(jī)或舵回路) 接收控制指令，其輸出跟蹤控制指令的變化，并輸出一定的能量，拖動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。 （反饋）測(cè)量部件 它測(cè)量和感受飛機(jī)被控量的變化，并輸出相應(yīng)的電信號(hào)。 不

2、同的被控量需采用不同的測(cè)量元件。 綜合比較部件 將測(cè)量的反饋信號(hào)與指令信號(hào)進(jìn)行比較，產(chǎn)生相應(yīng)的誤差信號(hào)。這種功能可以與控制器的功能組合在一起。 控制器 依誤差信號(hào)和系統(tǒng)的要求，進(jìn)行分析、判斷，產(chǎn)生相應(yīng)的控制指令。目前，這種功能均用數(shù)字計(jì)算機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)。 操縱指令部件 給定系統(tǒng)的輸入指令信號(hào)，它通常是被控量的期望值。4、飛行控制系統(tǒng)的基本構(gòu)成 基本由三個(gè)典型回路組成。Ø 舵回路 -基本回路 舵機(jī)、放大器、反饋元件Ø 穩(wěn)定回路（自動(dòng)駕駛儀） 姿態(tài)控制 Ø 控制（制導(dǎo)）回路 軌跡控制5、飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)（現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)）總體由三部分構(gòu)成：Ø 內(nèi)回路 -主要的功

3、能是實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)性能的改善Ø 外回路 -完成自動(dòng)駕駛功能，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角以及速度控制。Ø 導(dǎo)航回路(導(dǎo)引回路) -利用導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，通過(guò)內(nèi)回路與外回路實(shí)現(xiàn)飛機(jī)航跡的控制(包括水平航跡與垂直航跡)。6、坐標(biāo)系a、地面坐標(biāo)系原點(diǎn)，地面上某一點(diǎn)軸：地平面內(nèi)并指向某一方向；軸：在地平面內(nèi)，垂直于軸指向右方軸：垂直于地面并指向地心。 b、機(jī)體坐標(biāo)系 原點(diǎn):飛機(jī)質(zhì)心處縱軸( ):在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)并平行于飛機(jī)的設(shè)計(jì)軸線指向機(jī)頭；橫軸( ):垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面指向機(jī)身右方；豎軸（ ）:在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，與縱軸垂直并指向機(jī)身下方。c、速度坐標(biāo)系 原點(diǎn):飛機(jī)質(zhì)心處 軸:與飛行速度 重合一致； 軸:

4、在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)與 軸垂直并指向機(jī)腹； 軸:垂直于 平面并指向機(jī)身右方。7、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)a、飛機(jī)的姿態(tài)角 俯仰角 ：機(jī)體縱軸 與地平面間夾角。抬頭為正。 偏航角 ：機(jī)體縱軸 在地平面上的投影與給定航向間夾角。機(jī)頭右偏航為正。 滾轉(zhuǎn)角 ：機(jī)體豎軸 與通過(guò)機(jī)體縱軸 的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正。b、氣流角 飛行速度向量 機(jī)體坐標(biāo)系迎角 ：速度向量 在飛機(jī)對(duì)稱平面上的投影與機(jī)體軸 間夾角。 的投影在機(jī)體軸下面為正。側(cè)滑角 ：速度向量 與飛機(jī)對(duì)稱平面間夾角。 的投影在飛機(jī)對(duì)稱面右側(cè)為正。c、飛機(jī)的航跡角 速度坐標(biāo)系 地面坐標(biāo)系航跡傾斜角 ：速度向量與地平面間夾角。飛機(jī)向上飛時(shí)為正。航跡方位角

5、 :速度向量在地平面上的投影與地軸 間夾角,投影在軸右側(cè)為正。航跡滾轉(zhuǎn)角 ：速度軸 與通過(guò)速度軸 的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正。8、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)升降舵偏轉(zhuǎn)角 向下偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的俯仰力矩為負(fù)，即產(chǎn)生低頭力矩； 方向舵偏轉(zhuǎn)角 向左偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的偏航力矩為負(fù)； 副翼偏轉(zhuǎn)角 副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)，“左上右下”偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩為負(fù)。9、飛機(jī)桿和腳蹬的定義（1）駕駛桿（ 和 ） 推桿為正（ ）升降舵正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生低頭力矩 ；左壓桿為正（ ）副翼“左上右下”正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；（2）腳蹬（ ） 左腳蹬前移為正（ ），方向舵正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩,飛機(jī)向左偏航。 10、油門

6、桿的定義油門桿T 前推加油門為正（ ）,發(fā)動(dòng)機(jī)加大推力，后拉收油門（ ）, 減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力。 第二章 舵機(jī)和舵回路1、舵回路的概念：舵回路是按照指令模型或敏感元件輸出的電信號(hào)去操縱舵面的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。2、舵機(jī)a、基本類型：電動(dòng)舵機(jī)、液壓舵機(jī)、電動(dòng)液壓舵機(jī)b、駕駛儀舵機(jī)的特點(diǎn) 用來(lái)推動(dòng)氣流中的舵面，受到空氣動(dòng)力的反作用力，反作用力的大小與飛機(jī)的飛行狀態(tài)有關(guān)； 同時(shí)滿足自動(dòng)控制和人工控制的需要（目前采用兩種情況） 強(qiáng)力操縱：適用于低速飛行，應(yīng)急情況下，用人工強(qiáng)行推動(dòng)舵面； 設(shè)計(jì)多功能的復(fù)合舵機(jī)。（高速飛機(jī)的特點(diǎn)） c、對(duì)舵機(jī)要求（主要）從控制系統(tǒng)角度對(duì)舵機(jī)的要求: 應(yīng)有足夠的功率輸出； 應(yīng)具有一定的輸

7、出行程(或轉(zhuǎn)角)； 偏轉(zhuǎn)角速度應(yīng)連續(xù)可調(diào)，速度的調(diào)節(jié)范圍要寬； 動(dòng)態(tài)響應(yīng)要快，慣性小，且運(yùn)行平穩(wěn)，死區(qū)(不靈敏區(qū))及滯環(huán)要??； 應(yīng)有安全保護(hù)裝置以及制動(dòng)能力； 體積重量小，安裝維護(hù)方便。3、電液副舵機(jī)的組成電液伺服閥 力矩馬達(dá)信號(hào)轉(zhuǎn)換裝置 液壓放大器: 前置放大器，功率放大器 噴咀擋板 液壓前置放大器 （將力矩馬達(dá)輸出的角位移轉(zhuǎn)換成噴咀 左右兩前腔壓力差） 滑閥液壓放大器液壓功率放大器 （將噴嘴擋板輸出的壓力差轉(zhuǎn)換為閥芯 的位移） 作動(dòng)筒輸出裝置 位移傳感器給出反饋信號(hào) 4、電液復(fù)合舵機(jī)a、并聯(lián)復(fù)合舵機(jī) 三種工作狀態(tài):助力工作狀態(tài):用于人工駕駛工作狀態(tài)，即搖桿A點(diǎn)不動(dòng)，搖臂桿可以繞A點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)。當(dāng)

8、移動(dòng)駕駛桿時(shí)，使0點(diǎn)移動(dòng)，帶動(dòng)B點(diǎn)移動(dòng)，操縱分油活門，作動(dòng)筒活塞拖動(dòng)舵面轉(zhuǎn)動(dòng)。 自動(dòng)控制工作狀態(tài):在駕駛桿不動(dòng)情況下，自動(dòng)控制系統(tǒng)產(chǎn)生控制指令，加于電液副舵機(jī)，使B點(diǎn)移動(dòng)，通過(guò)助力器使舵面偏轉(zhuǎn)。復(fù)合工作狀態(tài):自動(dòng)控制系統(tǒng)通過(guò)舵機(jī)操縱舵面，駕駛員亦可通過(guò)駕駛桿操縱舵面。此時(shí)B點(diǎn)運(yùn)動(dòng)是兩者疊加。操縱權(quán)限：兩種不同操縱方式，各自造成的可操縱舵面的行程，稱為操縱權(quán)限。復(fù)合工作時(shí)，舵機(jī)的操縱權(quán)限較小，僅為全權(quán)限的(5-10)%左右。 b、串聯(lián)復(fù)合舵機(jī)助力工作狀態(tài): 舵機(jī)活塞不動(dòng)，舵機(jī)相當(dāng)于拉桿的一部分，駕駛桿移動(dòng)時(shí)，通過(guò)舵機(jī)整體運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)分油活門中的閥芯，從而控制舵面偏轉(zhuǎn)。自動(dòng)控制工作狀態(tài):駕駛桿不動(dòng)，舵

9、機(jī)外殼移動(dòng)，并拉動(dòng)分油活門中的閥芯，從而控制舵面偏轉(zhuǎn)。復(fù)合工作狀態(tài):分油活門的位移由駕駛桿位移和控制信號(hào)決定，并在舵機(jī)上實(shí)現(xiàn)綜合。復(fù)合工作僅用于增穩(wěn)、控制增穩(wěn)或阻尼器系統(tǒng)。電傳操縱系統(tǒng)取消了人工機(jī)械操縱系統(tǒng)，復(fù)合工作狀態(tài)已不存在。飛機(jī)有人工操縱和自動(dòng)駕駛工作狀態(tài)時(shí)，則也不存在復(fù)合工作狀態(tài)。5、余度舵機(jī) 多余度技術(shù)提高可靠性的主要措施余度舵機(jī): 用幾套相同的舵機(jī)組合在一起共同操縱舵面，構(gòu)成所謂余度舵機(jī)。 6、液壓舵機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)優(yōu)點(diǎn): ·在同樣的功率下，液壓舵機(jī)體積小，重量輕。 ·力矩與慣量比值大，運(yùn)動(dòng)平穩(wěn)，快速性好。 ·功率增益大，控制功率小，靈敏度高，可承受的載荷大

10、。缺點(diǎn)： 加工精度要求高，復(fù)雜，維修困難，成本高。7、飛機(jī)操縱系統(tǒng)：駕駛員用來(lái)操縱飛機(jī)上各操縱面，實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)飛行的系統(tǒng)。（1）主操縱系統(tǒng)：操縱升降舵、副翼和方向舵；Ø 可逆型助力操縱系統(tǒng)：駕駛員通過(guò)回力桿，真實(shí)地感受舵面上氣動(dòng)力矩的變化，改變助力器 的傳動(dòng)比,使桿力變小。通常用于高亞音速飛機(jī)。Ø 不可逆助力系統(tǒng)：無(wú)回力桿，駕駛員與舵面之間無(wú)直接聯(lián)系，不存在桿力反向問(wèn)題；（2）輔助操縱系統(tǒng)：用來(lái)操縱調(diào)整片、水平安定面及起落架、襟翼和減速板等。8、舵機(jī)與主操縱系統(tǒng)的連接（1）舵機(jī)與操縱系統(tǒng)并聯(lián)：用于自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)與人工的連接。特點(diǎn)： 人工駕駛和自動(dòng)控制可通過(guò)同一機(jī)械傳動(dòng)裝置操縱舵

11、面。舵機(jī)操縱對(duì)人系統(tǒng)有影響。 舵機(jī)要有離合器和舵面相連，以便在人操縱時(shí)，將舵機(jī)斷開(kāi)。 要有安全保護(hù)裝置，一旦在離合器斷不開(kāi)的情況下，駕駛員可以較大的力量克服舵機(jī)中摩擦離合器的摩擦力，使離合器打滑， 強(qiáng)行操縱舵面。（2）舵機(jī)與人工操縱系統(tǒng)串聯(lián)：串聯(lián)連接方式常用于阻尼和增穩(wěn)系統(tǒng)中 特點(diǎn)： 舵機(jī)串聯(lián)在駕駛桿和液壓助力器的傳動(dòng)桿之間，舵機(jī)成了人工操縱系統(tǒng)的一個(gè)環(huán)節(jié)。 在自動(dòng)控制時(shí)，對(duì)助力器施以推力，從而推動(dòng)舵面，而對(duì)駕駛桿無(wú)作用力； 在人工駕駛時(shí)，舵機(jī)自動(dòng)回到中立位置而鎖死不動(dòng)，不影響人工駕駛。 缺點(diǎn)： 舵機(jī)的“硬性”故障。 “力反傳”現(xiàn)象，會(huì)干擾人工操縱； 人工操縱時(shí)舵機(jī)回中但不鎖死，結(jié)果舵機(jī)處在隨

12、遇狀態(tài)，致使飛行員不能有效地操縱飛機(jī)。 9、舵回路：將舵機(jī)或復(fù)合舵機(jī)用舵機(jī)偏轉(zhuǎn)角的反饋信號(hào)包圍起來(lái)，形成一個(gè)舵回路。目的：改善舵機(jī)跟蹤控制指令的特性和精度，減少鉸鏈力矩的影響。10、舵回路的構(gòu)成與基本類型 a、引入輸出轉(zhuǎn)角速度反饋的反饋 類型：軟反饋式舵回路 結(jié)論： 反饋量相當(dāng)大時(shí)，同樣可以削弱鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)的影響，而與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。 穩(wěn)態(tài)時(shí)的輸出角速度正比于輸入電壓。 控制舵機(jī)輸出軸的轉(zhuǎn)角或角速度。特點(diǎn): 飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)指令可按比例控制舵偏角速度。b、引入輸出轉(zhuǎn)角的反饋 （位置反饋） 類型：硬反饋式舵回路 （位置反饋舵回路）結(jié)論： 反饋量相當(dāng)大時(shí)，可以削弱鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)的影響，而與飛行狀態(tài)

13、無(wú)關(guān)。 傳遞函數(shù)中各系數(shù)值僅決定于舵機(jī)自身結(jié)構(gòu)參數(shù)和反饋量大小，與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。 穩(wěn)態(tài)時(shí)舵機(jī)輸出轉(zhuǎn)角正比于輸入電壓，反比于反饋量，而與飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)。特點(diǎn): 飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)指令可按比例控制舵偏角的大小。第三章 阻尼增穩(wěn)和電傳操縱系統(tǒng)1、飛機(jī)-阻尼器系統(tǒng)a、偏航阻尼器(又稱荷蘭滾阻尼器)（1）偏航阻尼器的功能：提高飛機(jī)的荷蘭滾阻尼。（2）偏航阻尼器的基本控制方案增大偏航阻尼力矩的一種人工方法，就是直接測(cè)量飛機(jī)的偏航角速度r作為反饋量，并使方向舵偏轉(zhuǎn)角與r成比例： 式中 為傳遞系數(shù)。 （3）基本控制結(jié)構(gòu) 偏航角速率陀螺，測(cè)量飛機(jī)的偏航角速度；控制器產(chǎn)生控制信號(hào)； 復(fù)合舵機(jī)(串聯(lián))。 （4） 控制規(guī)

14、律：洗出網(wǎng)絡(luò)引入原因：產(chǎn)生附加阻尼力矩，阻尼飛機(jī)偏轉(zhuǎn)，降低飛機(jī)的偏航角速度。偏航阻尼器將會(huì)降低駕駛員的操縱效率。為了克服偏航阻尼器對(duì)穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎速率的影響，常在控制器中加入一種“洗出網(wǎng)絡(luò)”的控制算法。主要特征：若某個(gè)環(huán)節(jié)的輸入信號(hào)等于常數(shù)（或變化很緩慢），則輸出為零（或近似為零）。 * 系統(tǒng)中加入“洗出網(wǎng)絡(luò)”后 ，當(dāng)飛機(jī)作穩(wěn)態(tài)盤旋時(shí)（r=常數(shù)），“洗出網(wǎng)絡(luò)” 輸出近似為零，即控制器輸出和方向舵偏轉(zhuǎn)均為零，即不會(huì)產(chǎn)生阻礙穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎的控制。 -主要用于改善飛機(jī)穩(wěn)態(tài)操縱特性。人工操縱、自動(dòng)駕駛狀態(tài)，該環(huán)節(jié)都在起作用。 b、俯仰阻尼器俯仰阻尼器的主要作用和功能就是用來(lái)改善飛機(jī)的縱向短周期運(yùn)動(dòng)的阻尼特性。c、

15、滾轉(zhuǎn)阻尼器功能：用來(lái)改善飛機(jī)-阻尼器系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性。2、飛機(jī)增穩(wěn)控制采用阻尼器可提高飛機(jī)阻尼比；阻尼器對(duì)固有頻率的影響不大。當(dāng)飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下飛行時(shí)，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨著迎角的增大而變大，甚至變?yōu)檎?，使得飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性變差。飛機(jī)難以操縱，必須應(yīng)用增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。3、若使飛機(jī)具有過(guò)載靜穩(wěn)定，飛機(jī)的重心要位于焦點(diǎn)的前邊。放寬飛機(jī)的過(guò)載（迎角）靜穩(wěn)定性,則可減少飛行阻力，從而提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能。4、增穩(wěn)控制系統(tǒng)的構(gòu)成 （1）引入迎角反饋信號(hào)構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)（2）引入法向過(guò)載反饋構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)（3）迎角與俯仰角速度組合反饋控制前種方法缺點(diǎn)：短周期阻尼比降低，振蕩增大

16、。 -控制方案：測(cè)量迎角及俯仰角速度，控制升降舵： -優(yōu)點(diǎn)：增穩(wěn)及增大阻尼。5、控制增穩(wěn)系統(tǒng)-阻尼器或增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機(jī)的阻尼和穩(wěn)定性。-增穩(wěn)系統(tǒng)引入反饋信號(hào)與飛行員指令信號(hào)的綜合，影響了飛機(jī)的操縱性能，降低了飛行員的操縱靈敏度 。俯仰控制增穩(wěn)系統(tǒng)的工作原理 駕駛員的操縱信號(hào)經(jīng)由不可逆助力操縱系統(tǒng)構(gòu)成的機(jī)械通道使升降舵面偏轉(zhuǎn) ； 駕駛員的操縱信號(hào)同時(shí)又經(jīng)前饋電氣通道，由桿力傳感器kp(s)產(chǎn)生電壓指令信號(hào)，通過(guò)指令模型M(s)形成滿足操縱要求的電信號(hào)，再與增穩(wěn)回路的反饋信號(hào)綜合后使升降舵面偏轉(zhuǎn) ； 機(jī)械通道與前饋電氣通道產(chǎn)生的操縱信號(hào)是同號(hào)的，總的升降舵面偏轉(zhuǎn)為 即前饋電氣通道可使駕駛員的操縱量

17、增強(qiáng)。 控制增穩(wěn)系統(tǒng)-結(jié)論 具有增穩(wěn)系統(tǒng)的反饋通道； 操縱桿指令變成電信號(hào)，處理后送入增穩(wěn)穩(wěn)系統(tǒng)中； 前饋控制器對(duì)桿指令進(jìn)行平滑處理。 系統(tǒng)即有增穩(wěn)作用又可以改善操縱特性。 權(quán)限增大。6、電傳操縱系統(tǒng) 概念：電傳操縱系統(tǒng)是將駕駛員操縱裝置發(fā)出的信號(hào)轉(zhuǎn)換成電信號(hào)，通過(guò)電纜直接傳輸?shù)阶灾魇蕉鏅C(jī)的一種系統(tǒng)。電傳操縱系統(tǒng)就是一個(gè)全時(shí)全權(quán)限的“電信號(hào)系統(tǒng)+控制增穩(wěn)”的飛行操縱系統(tǒng)。7、電傳操縱系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)（1）電傳操縱系統(tǒng)的可靠性技術(shù) （2）控制增穩(wěn)系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì) （3）機(jī)內(nèi)自檢測(cè)和飛行監(jiān)控技術(shù)（4）四防設(shè)計(jì) 防電源中斷、防失掉液壓源、防雷電和防電磁干擾8、B777的飛行控制系統(tǒng)主要由三大部分構(gòu)成 （

18、1）電傳操縱系統(tǒng)(主飛行操縱系統(tǒng)) (Primary flight control systemsPFCS) （2）自動(dòng)飛行控制系統(tǒng) （3）自動(dòng)油門系統(tǒng)B777主飛行操縱系統(tǒng)基本組成電傳操縱系統(tǒng)主要由以下部件組成: ·主飛行計(jì)算機(jī) (PFC：primary flight computer) ·作動(dòng)筒控制電子裝置 (ACE：Actuator Control Electronics) ·動(dòng)力控制組件 (PCU：Power Control Unit) ·桿位置傳感器(position transducers) ·人感系統(tǒng)(Feel units) &#

19、183;大氣數(shù)據(jù)及慣性基準(zhǔn)組件(ADIRU) ·飛行控制ARINC 629總線。9、電傳系統(tǒng)的工作模式 電傳操縱系統(tǒng)有如下幾種操縱方式： 正常方式、次要方式、直接方式和備用機(jī)械操縱。 Ø 正常操縱方式 各種功能均可實(shí)現(xiàn) 人工飛行時(shí)，正常方式，作動(dòng)筒電子控制裝置接 收飛行員操縱輸入信號(hào)，并把這些信號(hào)送給三臺(tái)主飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)（PFCS） ，PFCS利用這些信號(hào)和來(lái)自其它飛機(jī)系統(tǒng)的有關(guān)信息，按設(shè)計(jì)的控制規(guī)律計(jì)算出操縱面指令。這些指令又被送到作動(dòng)筒電子控制裝置（ACES），ACES把這些指令分發(fā)給相應(yīng)操縱面作動(dòng)筒。Ø 次要工作方式 缺少反饋信號(hào)或PFCS有故障，自動(dòng)進(jìn)

20、入； 電傳功能降級(jí)，其他功能取消( A/P，F(xiàn)/D 等)。Ø 直接工作方式 當(dāng)三臺(tái)PFCS信號(hào)中斷后，自動(dòng)轉(zhuǎn)到該方式； 駕駛員電信號(hào)直接控制 PCU；具有繼續(xù)安全 飛行和著陸的所有操縱，但飛行品質(zhì)降低。 Ø 備用機(jī)械操縱 電氣系統(tǒng)完全切斷。 安定面機(jī)械操縱仍可使飛行員，一直飛到電 氣系統(tǒng)重新起動(dòng)為止。第四章 飛機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)1、 自動(dòng)飛行系統(tǒng)功能a、控制飛機(jī)的姿態(tài)與航向。b、控制飛機(jī)的軌跡。c、控制飛機(jī)的飛行速度。d、改善飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性。組成自動(dòng)駕駛儀AP(Auto Pilot)飛行指引儀FD(Flight Director)自動(dòng)油門系統(tǒng)AT(Auto Throttl

21、e)偏航阻尼系統(tǒng)YD(Yaw Damper)自動(dòng)俯仰配平系統(tǒng)APT(Auto Pitch Trim)飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)FMCS(Flight Management Computer System)等2、 自動(dòng)駕駛儀概括：飛行中代替飛行員控制飛機(jī)舵面，以使飛機(jī)穩(wěn)定在某一狀態(tài)或操縱飛機(jī)從一種狀態(tài)進(jìn)入另一種狀態(tài)。 -飛機(jī)姿態(tài)的穩(wěn)定與控制功能： 按給定的平飛姿態(tài)和航向保持飛機(jī)平直飛行。 按給定的傾斜角或預(yù)選航向?qū)崿F(xiàn)操縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎。 按給定的俯仰角或升降舵實(shí)現(xiàn)飛機(jī)上升或下降。 完成飛機(jī)著陸前的進(jìn)近。 按飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)或其他導(dǎo)航系統(tǒng)要求，實(shí)行按預(yù)定的航路飛行，保持航跡。姿態(tài)控制-構(gòu)成了自動(dòng)飛行控制的基本

22、功能。-控制是指飛機(jī)原處于某種平衡狀態(tài)，在外加指令作用下，建立新的平衡狀態(tài)的過(guò)程 ； -穩(wěn)定是指原飛機(jī)處于某種平衡狀態(tài)，由于某種原因，偏離了該平衡狀態(tài)，系統(tǒng)使飛機(jī)能恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的過(guò)程。3、單通道自動(dòng)駕駛儀組成：測(cè)量裝置、計(jì)算裝置、舵回路（放大裝置、舵機(jī)、回輸裝置）、控制顯示裝置等 （1） 測(cè)量裝置 主測(cè)量裝置：用來(lái)感受偏離初始位置的角位移信號(hào) 輔助測(cè)量裝置：用來(lái)感受飛機(jī)的角速度和角加速度信號(hào)。（2）自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)接收自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)的各種信號(hào)，經(jīng)過(guò)計(jì)算機(jī)處理后，將信號(hào)送給放大器。（3）放大器放大器接收自動(dòng)駕駛計(jì)算機(jī)送來(lái)的微小信號(hào)，經(jīng)放大后，將信號(hào)送至舵機(jī)。（4）舵機(jī)舵機(jī)是自動(dòng)駕駛儀操縱飛

23、機(jī)舵面的執(zhí)行機(jī)構(gòu)自動(dòng)駕駛儀的舵機(jī)有電動(dòng)舵機(jī)和液壓式舵機(jī)兩種。（5）回輸裝置回輸裝置反映舵面的偏轉(zhuǎn)角和偏轉(zhuǎn)角速度，并控制舵面的回收。（6）控制顯示裝置 控制顯示裝置用于接通/斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀、選取自動(dòng)駕駛儀的工作方式以及方式通告顯示。（7）自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)電門和脫開(kāi)警告燈便于駕駛員脫開(kāi)自動(dòng)駕駛儀，提醒駕駛員注意4、飛機(jī)俯仰角的穩(wěn)定與控制a、比例式自動(dòng)駕駛儀 （硬反饋式自動(dòng)駕駛儀）（1）控制律 （2）飛機(jī)俯仰角穩(wěn)定與控制的原理 俯仰角的穩(wěn)定過(guò)程當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)行等速水平直線飛行狀態(tài)時(shí)，受到紊流干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差， ，垂直陀螺儀測(cè)出俯仰角偏差 后，輸出電壓信號(hào) 。如果外加的控制信號(hào) 為零，通過(guò)信號(hào)綜合于舵

24、回路后，按照控制規(guī)律，驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn)，即 ，使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差 ，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。 俯仰角的控制過(guò)程外加控制信號(hào) ，則 。如果飛機(jī)原來(lái)處于直線平飛狀態(tài)，即 舵回路輸入信號(hào)為 ，其結(jié)果為 ，升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，飛機(jī)縱軸向上轉(zhuǎn)動(dòng)， 增加，最終 趨近于指令信號(hào) 。b、引入俯仰角速率的比例式自動(dòng)駕駛儀(1）控制律：(2）引入俯仰角速率的作用-改善系統(tǒng)性能引入俯仰角速率 ，對(duì)飛機(jī)振蕩運(yùn)動(dòng)增加阻尼的作用。結(jié)論引入飛機(jī)俯仰角速率反饋信號(hào)可以使飛機(jī)舵面提前反舵，以減少飛機(jī)接近平衡時(shí)的速度，使得過(guò)程變得比較平穩(wěn)。這種作用就是一種運(yùn)動(dòng)的阻尼?？梢哉f(shuō)，系統(tǒng)中引入角速度反饋的目的是增大系

25、統(tǒng)的阻尼，減少運(yùn)動(dòng)的超調(diào)量，使穩(wěn)定控制過(guò)程更較平穩(wěn)。c、積分式自動(dòng)駕駛儀控制律舵偏角與俯仰角的偏離值成比例。5、飛機(jī)航向角運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定與控制的基本方式（1）方向舵控制-實(shí)現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎（2）利用副翼-傾斜轉(zhuǎn)彎（3）同時(shí)控制副翼及方向舵6、自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎a、概念：飛機(jī)在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向，實(shí)現(xiàn)無(wú)側(cè)滑(即0)，并保持等高度的機(jī)動(dòng)飛行，稱為自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。為實(shí)現(xiàn)自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，必須同時(shí)完成三種動(dòng)作: · 操縱副翼建立穩(wěn)定的滾轉(zhuǎn)角，即f =常數(shù)； · 操縱方向舵，建立所要求的偏航角速度r，消除側(cè)滑； · 操縱升降舵保持高度不變。b、消除側(cè)滑的三種可能控制方案Ø 測(cè)量側(cè)滑

26、角，通過(guò)方向舵進(jìn)行控制Ø 引入側(cè)向加速度反饋，通過(guò)方向舵消除側(cè)滑Ø 利用計(jì)算的偏航角速率反饋通過(guò)方向舵消除側(cè)滑7、飛機(jī)姿態(tài)指引的方式 十字指引針、八字指引針十字指引針：當(dāng)兩針的交叉點(diǎn)位于飛機(jī)符號(hào)中央時(shí)表示到達(dá)預(yù)定狀態(tài)；若縱向指引針在飛機(jī)符號(hào)上面，駕駛員應(yīng)操縱飛機(jī)抬頭，反之應(yīng)操縱飛機(jī)低頭，使縱向指引針與飛機(jī)符號(hào)對(duì)齊，以達(dá)到預(yù)定的俯仰角。若橫側(cè)指引針在飛機(jī)符號(hào)左邊，駕駛員應(yīng)操縱飛機(jī)向左壓坡度，反之應(yīng)向右壓坡度，使橫側(cè)指引針與飛機(jī)符號(hào)對(duì)齊，以達(dá)到預(yù)定高度。八字指引針：八字指引針包圍飛機(jī)符號(hào)，表示到達(dá)預(yù)定狀態(tài)；八字指引針在飛機(jī)符號(hào)之上，駕駛員應(yīng)操縱飛機(jī)抬頭，反之應(yīng)操縱飛機(jī)低頭，以達(dá)

27、到預(yù)定的俯仰角。 八字指引針相對(duì)飛機(jī)符號(hào)右傾斜，駕駛員應(yīng)向右壓坡度，反之應(yīng)向左壓坡度，使橫側(cè)指引針與飛機(jī)符號(hào)對(duì)齊，以達(dá)到預(yù)定的傾斜角。8、飛機(jī)姿態(tài)指引儀的組成 飛機(jī)姿態(tài)指引儀主要由飛行指引計(jì)算機(jī)，飛機(jī)指引方式選擇板、動(dòng)態(tài)通告牌、姿態(tài)指引指示器和輸入裝置等組成 。 第五章 飛行速度控制系統(tǒng)1、 速度控制的作用a、使飛機(jī)在低動(dòng)壓下保持平飛速度的穩(wěn)定；b、速度控制是飛機(jī)航跡控制的前提；c、使飛機(jī)在跨音速飛行時(shí)，保持速度穩(wěn)定。2、 速度控制方案a、 通過(guò)控制升降舵，改變俯仰角實(shí)現(xiàn)速度控制b、 控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門的速度控制系統(tǒng)（問(wèn)題：實(shí)際上，用油門控制飛機(jī)速度時(shí)，需要俯仰角控制系統(tǒng)同時(shí)工作，以保持飛機(jī)姿態(tài)不

28、變。） 3、 高度控制系統(tǒng)(1)高度穩(wěn)定的基本工作原理高度穩(wěn)定系統(tǒng)必須有測(cè)量相對(duì)給定高度偏差的測(cè)量裝置，如氣壓式高度表、無(wú)線電高度表和大氣數(shù)據(jù)傳感器等。由高度差信息控制飛機(jī)的姿態(tài)，改變飛機(jī)的航跡傾斜角，使機(jī)回到預(yù)定高度。采用的控制規(guī)律：(2)飛機(jī)高度的穩(wěn)定過(guò)程a、飛機(jī)起始狀態(tài) b、產(chǎn)生升力增量 c、速度增量向上偏轉(zhuǎn)高度差減小 d、舵面提前回中攻角增量近似為零 e、舵面指令改變符號(hào) 飛機(jī)航跡下偏 f、恢復(fù)原飛行高度 (3)小結(jié):測(cè)量裝置輸出高度差（ ）及高度變化率（ ）信號(hào)。若飛機(jī)低于預(yù)定高度（ 為負(fù)），控制律 為負(fù)，舵面上偏（下偏為正），飛機(jī)爬升，改變飛機(jī)的姿態(tài)，從而改變航跡傾角，使飛機(jī)返回預(yù)

29、定高度。(4)俯仰角反饋量 的作用:引入俯仰角信號(hào)后，飛機(jī)在未到達(dá)給定高度時(shí)，就提前回收舵面，減小了飛機(jī)的上升率，對(duì)高度穩(wěn)定系統(tǒng)起阻尼的作用。4、側(cè)向航跡控制系統(tǒng)的原理：利用副翼控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，以轉(zhuǎn)彎修正側(cè)偏距，方向舵則用于飛機(jī)的阻尼和輔助協(xié)調(diào)。側(cè)偏距控制系統(tǒng)副翼控制規(guī)律為 5、自動(dòng)著陸控制系統(tǒng) 縱向自動(dòng)著陸系統(tǒng)通常有兩種工作模式： 下滑控制模式 自動(dòng)拉平控制模式。 （1）自動(dòng)下滑控制系統(tǒng)（下滑控制模式） 自動(dòng)下滑控制系統(tǒng)的功能是控制飛機(jī)沿儀表著陸系統(tǒng)所形成的下滑線飛行。 實(shí)現(xiàn)的方法是依機(jī)上ILS接收機(jī)所測(cè)得的飛機(jī)偏離下滑線的偏離角信號(hào)，通過(guò)升降舵控制飛機(jī)俯仰角，進(jìn)而改變飛機(jī)的航跡傾斜角，使飛機(jī)

30、質(zhì)心回到下滑線。（2）自動(dòng)拉平控制系統(tǒng)（自動(dòng)拉平控制模式） 任務(wù)：將下滑時(shí)的垂直下降速度減小到允許的著地下降速度。(約為(-0.3-0.6)m/s) . 方法：垂直下降速度隨高度h的減小而降低。 第六章 飛行管理系統(tǒng)1、飛行管理系統(tǒng)定義：飛行管理系統(tǒng)是將飛機(jī)上的慣導(dǎo)系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)以及推進(jìn)控制系統(tǒng)、電子儀表顯示系統(tǒng)綜合管理起來(lái)，實(shí)現(xiàn)以最優(yōu)方式管理飛機(jī)飛行，并極大地減輕駕駛員工作負(fù)擔(dān)的新型機(jī)載設(shè)備 ?；窘M成 ：1)飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)及控制顯示裝置；2)信息測(cè)量系統(tǒng)（測(cè)量部件），主要有慣導(dǎo)部件（IRS）、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算系統(tǒng)（ADS），以及儀表著陸系統(tǒng)（ILS）、無(wú)線電導(dǎo)航系統(tǒng)；

31、3)自動(dòng)駕駛儀/飛行指引系統(tǒng)；4)自動(dòng)油門控制系統(tǒng)等（推進(jìn)系統(tǒng)）。 四大分系統(tǒng)形成了一個(gè)大的閉環(huán)控制系統(tǒng)。功能：1）性能管理、制導(dǎo)和導(dǎo)航計(jì)算，包括能量管理, 水平和垂直導(dǎo)航以及圖形和數(shù)據(jù)顯示；2）自動(dòng)飛行控制，包括自動(dòng)駕駛儀/飛行指引的運(yùn)行，推力管理等；3）機(jī)組操作，包括飛行計(jì)劃數(shù)據(jù)輸入，F(xiàn)MS工作方式選擇，顯示選擇等；4）報(bào)警，包括氣象雷達(dá)報(bào)警，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)指示以及空中交通管制的支持。第七章 主動(dòng)控制技術(shù)1、 主動(dòng)控制技術(shù)概念：在各種飛行狀態(tài)下，通過(guò)飛行控制系統(tǒng)使作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力按照需要變化，使飛機(jī)性能達(dá)到最佳，并使成本、使用費(fèi)用降低的一種飛行控制設(shè)計(jì)技術(shù)。主要功能： 。 放寬靜穩(wěn)定性（Relaxed static stability RSS） 邊限控制（Boundary Control BC） 直接力控制（Direct Force Control ,DFC） 陣風(fēng)載荷減緩（Gust load Alleviation GLA） 乘座品質(zhì)控制（Ride Quality Control RQC 或 RC） 機(jī)動(dòng)載荷控制（Maneuvering load Control MLC） 顫振模態(tài)控制（Flutter Mode Control FMC）特點(diǎn)： 放寬靜穩(wěn)定的或本身就是靜不穩(wěn)定的，控制增穩(wěn)保證飛機(jī)具有期望的飛行品質(zhì)； 采用電傳操縱系