AV全程-自動(dòng)駕駛-ppt課件

1、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)第一節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué) 第二節(jié) 飛行力學(xué) 第三節(jié) 自動(dòng)駕駛儀的基本工作原理第四節(jié) 飛行控制計(jì)算機(jī)及系統(tǒng)第五節(jié) 飛行指引儀第六節(jié) 舵機(jī)、舵回路及液壓系統(tǒng)第八街 偏航阻尼器第九節(jié) 電傳操縱系統(tǒng)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)概述自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)概述 自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)AFCS完成以下主要功能：自動(dòng)駕駛儀(A/P)；飛行指引儀(F/D)；安定面配平系統(tǒng)(STAB/T)；偏航阻尼器(Y/D)；自動(dòng)油門系統(tǒng)(A/T)。第一節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)坐標(biāo)系坐標(biāo)系飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)參數(shù)飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)參數(shù)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)阻力阻力坐標(biāo)系坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系原點(diǎn)：O取地面上某一點(diǎn)(例如飛機(jī)起飛點(diǎn)）。OX軸：處于地平

2、面內(nèi)并指向某方向如指向飛行航線）；OY軸：也在地平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向右方；OZ軸：垂直地面指向地心。坐標(biāo)系續(xù)）坐標(biāo)系續(xù)）機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)：O取在飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)與飛機(jī)固連。OX軸：與飛機(jī)機(jī)身的軸線平行，且處在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)指向機(jī)頭；OY軸：垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面指向右機(jī)翼；OZ軸：在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向下方。坐標(biāo)系續(xù)）坐標(biāo)系續(xù)）速度坐標(biāo)系，也稱氣流坐標(biāo)系速度軸系）原點(diǎn)：O取在飛機(jī)質(zhì)心處。OX軸：與飛行速度的方向一致；OY軸：垂直于XOZ平面，指向右方；OZ軸：在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)，垂直于OX軸指向下方。飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的軌跡角氣流角飛機(jī)的姿態(tài)角（機(jī)體軸系與地理系的關(guān)系

3、）俯仰角：機(jī)體縱軸與其在地平面投影線之間的夾角。以抬頭為正；偏航角：機(jī)體縱軸在地平面上的投影與地理北之間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正機(jī)頭方向偏在預(yù)選航向的右邊）。滾轉(zhuǎn)角：又稱傾斜角，指機(jī)體豎軸飛機(jī)對(duì)稱面與通過(guò)機(jī)體軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)右傾斜時(shí)為正。飛機(jī)的軌跡角（地速坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系）航跡傾斜角：飛行地速矢量與地平面間的夾角，以飛機(jī)向上飛時(shí)為正；航跡偏轉(zhuǎn)方位角s：飛行地速矢量在地平面上的投影與地理北向之間的夾角，以速度在地面上投影偏在地軸之右時(shí)為正；航跡滾轉(zhuǎn)角s：飛行地速矢量的垂直分量與飛行地速矢量及其在水平面上的投影組成的平面之間的夾角，以垂直分量在該平面之右為正。氣流角（空速坐標(biāo)與

4、機(jī)體軸系的關(guān)系）迎角：空速向量在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與機(jī)體軸的夾角，以速度向量的投影在機(jī)體軸之下為正飛機(jī)的上仰角大于軌跡角為正）；側(cè)滑角 ：速度向量與飛機(jī)對(duì)稱面的夾角。以速度向量處于飛機(jī)對(duì)稱面右邊時(shí)為正。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu) 飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)通常利用升降舵、方向舵、副翼及油門桿來(lái)控制。升降舵e，規(guī)定：升降舵后緣下偏為正。正的e產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩M，即低頭力矩；升降舵調(diào)整片：減小升降舵上的鉸鏈力矩。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a，規(guī)定：右副翼后緣下偏左副翼隨同上偏為正。+ a產(chǎn)生負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩L。方向舵偏轉(zhuǎn)角r，規(guī)定：方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正。+ r產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩N。阻力分為：零升阻力和生致阻力零升阻力：與升力無(wú)

5、關(guān)，又可細(xì)分為：摩擦阻力；壓差阻力；零升波阻。 升致阻力：與升力有關(guān)，又可細(xì)分為：誘導(dǎo)阻力；升致波阻。第二節(jié) 飛行力學(xué)飛機(jī)飛行中的受力與力矩飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的受力狀態(tài)及影響因素失速的基本概念及飛行包線限制影響飛機(jī)縱向、側(cè)向和垂直方向穩(wěn)定的條件與受力因素高速飛行與馬赫數(shù)的概念飛機(jī)飛行中的氣動(dòng)力與力矩升力縱向力矩側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N連續(xù)方程及伯努里方程連續(xù)方程 FxV=常數(shù) 高速流：（M-1dV/V=dF/F 伯努里方程P+pV=常數(shù)升力 在亞音速流中，氣流流過(guò)有迎角的翼型a時(shí)，在下表面臨近前緣點(diǎn)A，流線在此點(diǎn)分開(kāi)，在該點(diǎn)上的流速必須為零，A點(diǎn)稱為駐點(diǎn)；駐點(diǎn)以上氣流繞翼型上表面流過(guò)，駐點(diǎn)以下氣流繞

6、下表面流過(guò)，然后到后緣點(diǎn)B處匯合成一條流線。B點(diǎn)也是駐點(diǎn)，其流速也為零。升力續(xù)） 將翼面上各點(diǎn)壓力系數(shù)值作為b的圖形。箭頭所指為翼面法向。壓力系數(shù)值為負(fù)表示吸力，則箭頭向外；壓力系數(shù)值為正表示壓力，則箭頭指向翼面。 各向量外端光滑連成曲線，得到壓力分布圖。升力續(xù)）升力產(chǎn)生原理： 氣流流過(guò)有迎角的翼型時(shí)，根據(jù)流量方程可知，下表面的氣流速度小于上表面的氣流速度，根據(jù)伯努力方程可知：下表面對(duì)機(jī)翼的壓力大于上表面的壓力，上下壓力差產(chǎn)生空氣動(dòng)力，它在垂直于空速方向上的分量形成升力。 壓力分布圖明確表示出上下翼面的壓力差。將壓力分布投影到 V 的垂直方向上并沿全翼面積分可得到升力系數(shù)CLw。升力系數(shù)CLw

7、隨迎角的變化關(guān)系如下圖所示。 理論研究和實(shí)驗(yàn)表明：機(jī)翼的升力LW 與機(jī)翼面積SW成正比， 與動(dòng)壓Q=（1/2） V 2成正比。 LW=CLwQSW 升力系數(shù)CLw是無(wú)因次的。 升力系數(shù)CLw是迎角的函數(shù)，越大CLw也越大。當(dāng)=0時(shí)CLw0。這是因?yàn)檫m用于低速飛行的翼型曲度總是正曲度，當(dāng)=0時(shí)上下翼面壓力差仍不為零而是正值，當(dāng)為某一負(fù)值時(shí)才有CLw=0。使CLw=0的迎角稱為零升迎角0，一般為負(fù)值。當(dāng)迎角達(dá)到一定值時(shí)， CLw達(dá)到最大值CLwMAX ，如果迎角再大則CLw下降，使CLw= CLwMAX 的迎角稱為臨界迎角crCLw與在一定范圍內(nèi)呈線性關(guān)系。在線性范圍內(nèi)， CLw與的關(guān)系為： CL

8、w=C- 0）（注意0為負(fù)值）縱向力矩俯仰力矩）縱向力矩俯仰力矩） 縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體橫軸的繞機(jī)體橫軸0Y0Y的力矩。的力矩。 氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)推力向量因不通過(guò)氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)推力向量因不通過(guò)飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩。飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩。 發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)質(zhì)心的力矩 上圖表示推力向量不通過(guò)質(zhì)心時(shí)的情況，發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)質(zhì)心的力矩為 ：MT=TZTT表示推力。推力向量在質(zhì)心之下時(shí)，定義ZT為正值，則MT為正值，表示力矩矢量與OY軸一致?？諝鈩?dòng)力引起的俯仰力矩 空氣動(dòng)力引起的俯仰力矩取決于飛行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此

9、外，當(dāng)飛機(jī)的俯仰速率 qddt，迎角變化率，以及升降舵偏轉(zhuǎn)速率等不為零時(shí)，還會(huì)產(chǎn)生附加俯仰力矩，稱為動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力矩。氣動(dòng)俯仰力矩可寫為： M=fV，H， ，e，q，）也可用力矩系數(shù)表示：M=（1/2CMV2SWCA空氣動(dòng)力引起的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩飛機(jī)縱向的平衡與操縱飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的俯仰力矩下洗時(shí)差阻尼力矩升降舵偏轉(zhuǎn)速率所產(chǎn)生的力矩定常直線飛行的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩水平尾翼的俯仰力矩全機(jī)縱向力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩 作用于翼型表面的壓力總和起來(lái)除得到升力和阻力外，還應(yīng)該有一個(gè)力矩，力矩的大小與歸算點(diǎn)有關(guān)。上圖示出二維翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果，其歸算點(diǎn)取前緣點(diǎn)。如果歸算

10、點(diǎn)不同，則力矩曲線也不同，但升力曲線不變。機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩續(xù)） 利用C L曲線和Cm曲線都有線性段的特點(diǎn)，可找出另一歸算點(diǎn)取矩點(diǎn)）。當(dāng)變化時(shí)，該點(diǎn)只有C L變而力矩大小不變，這一點(diǎn)稱為焦點(diǎn)，它到翼型前緣點(diǎn)的距離記為XF。當(dāng)100時(shí)，不論迎角為何值，對(duì)F點(diǎn)的力矩系數(shù)都是Cm。由于對(duì)焦點(diǎn)的力矩是常值，當(dāng)迎角增加時(shí)，其增量升力就作用在焦點(diǎn)上，故焦點(diǎn)又可解釋成增量升力的作用點(diǎn)。 機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩亞音速飛機(jī)的機(jī)身在0時(shí)沒(méi)有升力，只有一個(gè)使C增大的純力偶，因此機(jī)身本身的氣動(dòng)力矩特性是不穩(wěn)定的。超音速飛機(jī)機(jī)身的頭部是錐形體，0時(shí)有升力。由于頭部總是在全機(jī)重心之前，故亦是不穩(wěn)定作用。水平尾翼的俯仰力矩如上

11、圖所示：平尾對(duì)重心的俯仰力矩為： Mt=-Ltlt 式中：Lt平尾升力；lt平尾焦點(diǎn)至飛機(jī)質(zhì)心距離，也稱平尾力臂。 水平尾翼的俯仰力矩續(xù)） 當(dāng)正向增加時(shí)，平尾對(duì)飛機(jī)重心的負(fù)力矩也增大，是穩(wěn)定作用。因此平尾對(duì)全機(jī)的作用是使焦點(diǎn)后移。 水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩還與升降舵偏角有關(guān)，它是俯仰操縱力矩。 操縱面偏轉(zhuǎn)，使其上的氣動(dòng)力改變，不平衡力對(duì)飛機(jī)中心形成力矩，從而改變飛行姿態(tài)。飛機(jī)縱向的平衡與操縱 以迎角為橫坐標(biāo)，e為參變量，將力矩系數(shù)Cm畫成一族曲線下圖所示），可說(shuō)明飛機(jī)縱向平衡與操縱的關(guān)系。 飛機(jī)縱向的平衡與操縱續(xù)） 飛機(jī)作等速直線平飛，應(yīng)滿足L=G升力=重力）、T=D推力=阻力）、對(duì)飛機(jī)重心的力

12、矩M=0。 因而，必須選擇一個(gè)迎角，使之具有一定數(shù)值的CL，以使L=G。為使M=0即Cm=0），必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角。滿足力和力矩的平衡條件之后，剩下的問(wèn)題就是能否維持這種平衡。 飛機(jī)縱向的平衡與操縱續(xù)） 設(shè)飛機(jī)在=-50的Cm曲線上的=1處平衡，如果因風(fēng)的擾動(dòng)使1，負(fù)的Cma將產(chǎn)生低頭力矩，使能恢復(fù)到1。反之，在1時(shí)有正的抬頭力矩使繼續(xù)增大，當(dāng)1時(shí)有負(fù)的低頭力矩使繼續(xù)減小。這種維持不住的平衡，稱為靜不穩(wěn)定平衡。 飛機(jī)縱向的平衡與操縱續(xù)）Cma為負(fù)時(shí)能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱為靜穩(wěn)定平衡。Cma的符號(hào)決定飛機(jī)平衡是否穩(wěn)定，故稱Cma為靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。Cma的正負(fù)號(hào)只能決定偏離平衡迎角后

13、產(chǎn)生俯仰力矩的方向趨勢(shì)），而飛機(jī)受擾后能否最終回到平衡迎角以及恢復(fù)到平衡迎角的過(guò)渡過(guò)程如何等問(wèn)題還與飛機(jī)的其他參數(shù)有關(guān)，因而給Cma的名稱加一個(gè)“靜字以示其意。飛機(jī)縱向的平衡與操縱續(xù)） 總之，要使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性，Cma應(yīng)為負(fù)值，即飛機(jī)重心位置必須在全機(jī)焦點(diǎn)之前。 因?yàn)槿绻w機(jī)具有這樣的結(jié)構(gòu)，當(dāng)飛機(jī)受到外界縱向干擾力矩時(shí)，它就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)使飛機(jī)恢復(fù)原飛行狀態(tài)的俯仰力矩，從而使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。 即：具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)受到外界干擾使飛機(jī)抬頭低頭后，飛機(jī)會(huì)受到負(fù)正向俯仰力矩，使飛機(jī)低抬頭。 飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的俯仰力矩 當(dāng)飛機(jī)繞OY軸的俯仰角速度q0時(shí)，機(jī)翼和平尾都會(huì)產(chǎn)生俯仰力矩，其中

14、以平尾的作用最為顯著。設(shè)具有抬頭的俯仰角速度，則平尾有向下的運(yùn)動(dòng)速度，使得平尾有一個(gè)局部的迎角增量t，平尾上因此產(chǎn)生了一個(gè)升力增量Lt。 Lt 對(duì)飛機(jī)重心取矩Mt=-LtLt 此項(xiàng)力矩由飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)引起，其作用方向總是阻止飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，故稱為阻尼力矩。 三、側(cè)力 飛機(jī)總氣動(dòng)力沿機(jī)體軸系OY軸的分量稱為側(cè)力Y。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù)CY表示。Y=（1/2CYV2SW 飛機(jī)外形是對(duì)稱的，只有在不對(duì)稱的氣流作用下才會(huì)有側(cè)力。 飛機(jī)在0時(shí)會(huì)產(chǎn)生側(cè)力Y，超音速飛機(jī)的側(cè)力主要是垂直尾翼側(cè)力Yv和機(jī)頭側(cè)力Yh之和。+產(chǎn)生-Y）側(cè)滑角引起的側(cè)力偏轉(zhuǎn)方向舵r引起的側(cè)力 偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生側(cè)力與偏轉(zhuǎn)升降舵的氣動(dòng)原理相同。規(guī)定：+

15、r產(chǎn)生+Y（r）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的側(cè)力 當(dāng)飛機(jī)繞機(jī)體軸ox軸的滾轉(zhuǎn)角速度p0，在立尾上有附加側(cè)向速度，即立尾有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力。偏航角速度r引起的側(cè)力 飛機(jī)繞機(jī)體Oz軸的偏航角速度r0時(shí)，在立尾上有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力 滾轉(zhuǎn)角速度P和偏航角速度r引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N 繞機(jī)體軸OX軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)力矩L，繞機(jī)體軸OZ軸的力矩稱為偏航力矩N，這兩種力矩統(tǒng)稱為側(cè)向力矩。（一繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（二繞OZ軸的偏航力矩*：前面已用L表示升力，此處的L表示滾轉(zhuǎn)力矩。（一繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-控制交叉力

16、矩滾轉(zhuǎn)角速度p引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩偏航角速度r引起的L-交叉動(dòng)態(tài)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生,表示為 ：L=（1/2ClV2SWb+ ：機(jī)翼上下反角的作用，產(chǎn)生-L（+L）；+ ：機(jī)翼后掠角A1/4的作用，產(chǎn)生-L； + ：立尾的作用，產(chǎn)生-L。 繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩 副翼正偏轉(zhuǎn)時(shí)右副翼后緣下偏，左副翼后緣上偏），右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，故Cla為負(fù)。 方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-操縱交叉力矩 方向舵正偏轉(zhuǎn)時(shí)方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)時(shí)，產(chǎn)生正的側(cè)力。由于方向舵在機(jī)身之上，此側(cè)力對(duì)OX軸取矩得正的滾轉(zhuǎn)力矩。滾

17、轉(zhuǎn)角速度P引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩 滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生，平尾和立尾對(duì)此也有影響。當(dāng)飛機(jī)右滾時(shí)p為正，右翼下行，左翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角減小故升力減小，形成左負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩L ，起到了阻止?jié)L轉(zhuǎn)的作用，稱為滾轉(zhuǎn)阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理與機(jī)翼相同，都是阻止?jié)L轉(zhuǎn)，只是作用小于機(jī)翼。 偏航角速度r引起的L-交叉動(dòng)態(tài)力矩 由于偏航角速度r0，因而左右兩半翼的相對(duì)空速不同。在r0時(shí)，左翼向前轉(zhuǎn)，相對(duì)空速成增加，故升力增加；右翼向后轉(zhuǎn)，相對(duì)空速減小，故升力減小，形成正滾轉(zhuǎn)力矩。此外，r0時(shí)立尾的局部側(cè)滑角為負(fù)，將產(chǎn)生正的側(cè)力。由于一般立尾在機(jī)身之上，因而亦產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)力矩。（二繞O

18、Z軸的偏航力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-航向控制力矩滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-交叉動(dòng)態(tài)力矩偏航角速度r引起的L-航向阻尼力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩 此力矩主要由機(jī)身和立尾產(chǎn)生。亞音速飛機(jī)的機(jī)身在側(cè)滑角0時(shí)雖然沒(méi)有側(cè)力，但卻有一不穩(wěn)定的偏航力矩。立尾在重心之后，立尾上的側(cè)力對(duì)重心的力矩是穩(wěn)定作用，并要求立尾的穩(wěn)定作用必須超過(guò)機(jī)身的不穩(wěn)定作用且有一定的余額，才能保證飛機(jī)航向靜穩(wěn)定性的要求。 此外，后掠翼對(duì)航向靜穩(wěn)定性也起了一些作用。0時(shí)，右翼的有效分速大于左翼，故右翼的氣動(dòng)阻力比左翼大，產(chǎn)生正偏航力矩，起穩(wěn)定作用。 副翼偏轉(zhuǎn)角a引起

19、的N-控制交叉力矩 偏轉(zhuǎn)副翼原本為了操縱滾轉(zhuǎn)，但卻引起了偏航力矩。例如a0時(shí)，右副翼下偏，右翼彎度加大升力增加，同時(shí)阻力也增加。左副翼上偏升力減小，左翼的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩。這一效果在大展弦比機(jī)翼上較明顯，對(duì)操縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎很不利。為盡量減小不利效果，最好能變不利為有利，使a0時(shí)產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩。通常采用差動(dòng)機(jī)構(gòu)，使副翼下偏角度小于上偏的角度。 方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的N-航向控制力矩r 0后緣向左偏時(shí)立尾產(chǎn)生正側(cè)力，對(duì)OZ軸取矩得負(fù)偏航力矩滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N-交叉動(dòng)態(tài)力矩立尾的作用 如上圖所示，p0在立尾處有局部側(cè)滑角0,立尾有負(fù)的側(cè)力，對(duì)oz軸有正偏航力矩。機(jī)翼的作用 如后圖所示，

20、分析起來(lái)比較復(fù)雜。滾轉(zhuǎn)角速度P引起的N-交叉動(dòng)態(tài)力矩續(xù)）偏航角速度r引起的N-航向阻尼力矩 航向阻尼力矩與縱向阻尼力矩原理相同。 航向阻尼力矩主要由立尾產(chǎn)生，機(jī)身也有一定和作用。r0時(shí)，前行翼的相對(duì)空速增大，使阻力增大；后退翼的相對(duì)空速減小，阻力減小，起到阻止飛機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的作用，故稱為航向阻尼力矩。飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的受力狀態(tài)及影響因素飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)的受力狀態(tài)及影響因素 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎 飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎 我們知道：飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)所需要的傾斜角度明顯的決定于轉(zhuǎn)彎所需的向上和向里的力，在正常飛行時(shí)，向上的力必須等于飛機(jī)的重量；但是向里的力隨速度增加而增加，隨轉(zhuǎn)彎半徑增大而減小，這

21、樣，飛機(jī)的飛行速度越大，轉(zhuǎn)彎半徑越小，所需的向心力越大，飛機(jī)需要傾斜越多，如果飛機(jī)的傾斜角不合適，當(dāng)傾斜角太大則產(chǎn)生內(nèi)側(cè)滑，當(dāng)傾斜角太小則產(chǎn)生外側(cè)滑。駕駛員有必要知道現(xiàn)在的傾斜角是否合適。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎續(xù)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎續(xù)） 對(duì)于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，有幾點(diǎn)值得注意：升力=總重 升力=重力和離心力的矢量和；不存在側(cè)滑，=0飛機(jī)沒(méi)有橫向的加速度。如果飛機(jī)不處于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)，可以通過(guò)調(diào)整付翼或方向舵修正 。 飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償 上圖所示的飛機(jī)正在保持平飛，此時(shí)，由兩個(gè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力的總和等于飛機(jī)的重量，因此飛機(jī)既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于機(jī)翼表面向上。 飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償續(xù)） 左圖所示的該飛機(jī) 正 在 勻

22、速 左 傾斜速率與上圖平飛速率一致，這樣，飛機(jī)產(chǎn)生的升力不變，由于此時(shí)不是所有的升力都垂直向上，如果沒(méi)有升力補(bǔ)償，該飛機(jī)將開(kāi)始下降。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償續(xù)） 三角形余弦值在理論上，是升力的垂直分量；升力的損失是飛機(jī)傾斜角的功能，它等于升力減去它的余弦，這個(gè)值代表了應(yīng)該補(bǔ)償?shù)牟糠稚?，使飛機(jī)不會(huì)掉高度。 補(bǔ)償?shù)姆椒ㄊ鞘癸w機(jī)抬頭，迎角增加，導(dǎo)致升力增加；如果通過(guò)自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)，無(wú)論飛機(jī)何時(shí)傾斜，都將產(chǎn)生一個(gè)抬頭信號(hào)通過(guò)飛機(jī)的俯仰控制通道去使飛機(jī)抬頭，產(chǎn)主附加的升力以補(bǔ)償升力的損失。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎總結(jié)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎總結(jié)） 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是在飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中，不發(fā)生側(cè)滑，并且不掉高度。 要實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎需要同時(shí)操縱

23、副翼、方向舵和升降舵。失速的基本概念及飛行包線限制失速的基本概念及飛行包線限制 失速是指氣流從升力表面的附面層失速是指氣流從升力表面的附面層分離的狀態(tài)，它的特征是升力降低和阻分離的狀態(tài)，它的特征是升力降低和阻力增加。力增加。 失速迎角是恒定的，失速速度卻不失速迎角是恒定的，失速速度卻不是恒定的。失速速度受重量是恒定的。失速速度受重量G G、負(fù)載、高、負(fù)載、高度和其他參數(shù)的影響。度和其他參數(shù)的影響。 飛機(jī)接近失速時(shí)出現(xiàn)的現(xiàn)象飛機(jī)接近失速時(shí)出現(xiàn)的現(xiàn)象 當(dāng)機(jī)翼接近失速角時(shí)，駕駛員必須知道有有當(dāng)機(jī)翼接近失速角時(shí)，駕駛員必須知道有有關(guān)它的一些基本特征：關(guān)它的一些基本特征： 增加迎角意味著減小增加迎角意味

24、著減小IASIAS指示空速）；指示空速）； 飛行操縱系統(tǒng)出現(xiàn)操縱困難由于速度降低）。飛行操縱系統(tǒng)出現(xiàn)操縱困難由于速度降低）。 由于在機(jī)翼后部的氣流變得更加紊亂，氣流將由于在機(jī)翼后部的氣流變得更加紊亂，氣流將沖擊機(jī)尾。整個(gè)機(jī)身都將感受到這種沖擊沖擊機(jī)尾。整個(gè)機(jī)身都將感受到這種沖擊 失速警告裝置將發(fā)出警告信號(hào)失速警告裝置將發(fā)出警告信號(hào) 失速失速 如果飛機(jī)的迎角增加到臨界失速角時(shí)，由于流過(guò)機(jī)翼上表面的氣流發(fā)生突然改變，導(dǎo)致飛機(jī)的大量的升力損失。致使飛機(jī)出現(xiàn)很快掉高度的嚴(yán)重后果。失速的種類低速、大迎角失速；低速、大迎角失速；加速失速；加速失速；飛機(jī)高速飛行時(shí)發(fā)生的失速。飛機(jī)高速飛行時(shí)發(fā)生的失速。第一類

25、是：低速、大迎角失速第一類是：低速、大迎角失速 它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行的起飛和著陸階它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行的起飛和著陸階段，是非常危險(xiǎn)的一類失速，因?yàn)轱w機(jī)的飛行段，是非常危險(xiǎn)的一類失速，因?yàn)轱w機(jī)的飛行高度過(guò)低，一旦失速就無(wú)法修正而造成危險(xiǎn)。高度過(guò)低，一旦失速就無(wú)法修正而造成危險(xiǎn)。 需要注意的是，在這種情況下，任何試圖需要注意的是，在這種情況下，任何試圖通過(guò)操縱機(jī)尾的控制面去控制飛機(jī)抬頭的措施通過(guò)操縱機(jī)尾的控制面去控制飛機(jī)抬頭的措施都是無(wú)效的。因?yàn)?，此時(shí)飛機(jī)飛行操縱面不會(huì)都是無(wú)效的。因?yàn)?，此時(shí)飛機(jī)飛行操縱面不會(huì)對(duì)駕駛員的操縱產(chǎn)生正常的響應(yīng)。只有設(shè)法使對(duì)駕駛員的操縱產(chǎn)生正常的響應(yīng)。只有設(shè)法使飛機(jī)的

26、迎角小于臨界迎角才能重新獲得完全的飛機(jī)的迎角小于臨界迎角才能重新獲得完全的飛行控制。飛行控制。 第二類稱為：加速失速，第二類稱為：加速失速， 當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時(shí)，會(huì)出當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時(shí)，會(huì)出現(xiàn)這類失速，尖銳的機(jī)翼前緣容易出現(xiàn)現(xiàn)這類失速，尖銳的機(jī)翼前緣容易出現(xiàn)失速；如果迎角增加很快，氣流無(wú)法很失速；如果迎角增加很快，氣流無(wú)法很快地繞過(guò)機(jī)翼前沿的轉(zhuǎn)角，導(dǎo)致出現(xiàn)氣快地繞過(guò)機(jī)翼前沿的轉(zhuǎn)角，導(dǎo)致出現(xiàn)氣體分離。體分離。 第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行 當(dāng)飛行超過(guò)當(dāng)?shù)匾羲贂r(shí)，流過(guò)機(jī)翼當(dāng)飛行超過(guò)當(dāng)?shù)匾羲贂r(shí)，流過(guò)機(jī)翼上表面的空氣出現(xiàn)激波。激波的后部出上表面的空氣出現(xiàn)激波。激

27、波的后部出現(xiàn)氣體分離，被稱為激波誘導(dǎo)氣流分離?，F(xiàn)氣體分離，被稱為激波誘導(dǎo)氣流分離。 為防止這類失速，飛機(jī)高速飛行時(shí)，為防止這類失速，飛機(jī)高速飛行時(shí)，駕駛員必須一直注意飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)。駕駛員必須一直注意飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)。 影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)定的條件與受力因素定的條件與受力因素 穩(wěn)定性：指當(dāng)一個(gè)系統(tǒng)從一種狀態(tài)變化到另一種狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)能夠恢復(fù)初始平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的穩(wěn)定性：是指飛機(jī)由于某種原因改變飛行狀態(tài)后，能夠恢復(fù)初始飛行狀態(tài)的特性。穩(wěn)定性分為：靜穩(wěn)定性：是飛機(jī)的瞬時(shí)響應(yīng)，它是當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)改變后恢復(fù)穩(wěn)定的趨勢(shì)。 動(dòng)穩(wěn)定性：是隨后相對(duì)于中立位置或穩(wěn)定位置的自然擺動(dòng)

28、的長(zhǎng)期響應(yīng)。 縱向穩(wěn)定性縱向穩(wěn)定性 靜穩(wěn)定性： 當(dāng)飛機(jī)產(chǎn)生縱向位移后，有一個(gè)保持迎角不變的配平趨勢(shì)，這實(shí)際上就是飛機(jī)縱向的靜穩(wěn)定性，它是相對(duì)于飛機(jī)橫軸的縱向穩(wěn)定性。動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性：運(yùn)動(dòng)模態(tài)：長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)：速度，姿勢(shì) 短周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)；迎角，姿勢(shì) 方向航向穩(wěn)定性方向航向穩(wěn)定性 方向穩(wěn)定性或“風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性：當(dāng)飛機(jī)存在相對(duì)于立軸的偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)，能夠恢復(fù)穩(wěn)定的特性。 例：具有航向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)飛機(jī)受到外界干擾產(chǎn)生側(cè)滑時(shí)，飛機(jī)縱軸方向?qū)?huì)偏轉(zhuǎn)至飛機(jī)速度向量方向。側(cè)向穩(wěn)定性側(cè)向穩(wěn)定性- -靜穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性指當(dāng)飛機(jī)由于某種原因產(chǎn)生相對(duì)于縱軸的偏轉(zhuǎn)后，能夠恢復(fù)初始位置的特性。其影響因素有：飛機(jī)的

29、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)的側(cè)向運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)的側(cè)滑側(cè)向穩(wěn)定性側(cè)向穩(wěn)定性- -動(dòng)穩(wěn)定性動(dòng)穩(wěn)定性橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)有四種典型運(yùn)動(dòng)模態(tài)：滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)；螺旋運(yùn)動(dòng)模態(tài)；荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模態(tài)；隨遇平衡運(yùn)動(dòng)模態(tài)。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)模態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程表現(xiàn)有滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角迅速變化，而其它參數(shù)如：側(cè)滑角、偏航角速度則變化很小。荷蘭滾模態(tài)：對(duì)有后掠角的飛機(jī)，出現(xiàn)測(cè)滑時(shí)，由于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩與航向靜穩(wěn)定力矩的相互影響，使飛機(jī)產(chǎn)生了荷蘭滾運(yùn)動(dòng)。在荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模態(tài)中，轉(zhuǎn)彎速率是不斷變化的。螺旋模態(tài)：由于某種原因飛機(jī)飛行方向持續(xù)改變，這樣飛機(jī)開(kāi)始盤旋，同時(shí)盤旋傾斜角不斷增加。第三節(jié) 自動(dòng)駕駛儀的基本工作原理 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的劃分飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的劃分A/PA/

30、P的工作回路和基本原理的工作回路和基本原理A/PA/P的結(jié)構(gòu)類型、控制方案、控制規(guī)律和的結(jié)構(gòu)類型、控制方案、控制規(guī)律和系統(tǒng)工作原理系統(tǒng)工作原理安定面配平、馬赫數(shù)配平系統(tǒng)的功能和安定面配平、馬赫數(shù)配平系統(tǒng)的功能和基本工作原理基本工作原理方式控制板方式控制板飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的劃分飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的劃分 把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動(dòng)有六個(gè)把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動(dòng)有六個(gè)自由度：三個(gè)移動(dòng)自由度和繞質(zhì)心的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度：三個(gè)移動(dòng)自由度和繞質(zhì)心的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度?？砂扬w機(jī)運(yùn)動(dòng)用兩組互不相關(guān)的運(yùn)動(dòng)自由度。可把飛機(jī)運(yùn)動(dòng)用兩組互不相關(guān)的運(yùn)動(dòng)微分方程來(lái)描述，每組微分方程包括三個(gè)自由微分方程來(lái)描述，每組微分方程包括三個(gè)自由

31、度，即：度，即：縱向運(yùn)動(dòng)：速度的增減、質(zhì)心的升降和繞縱向運(yùn)動(dòng)：速度的增減、質(zhì)心的升降和繞OYOY軸的軸的俯仰角運(yùn)動(dòng)。俯仰角運(yùn)動(dòng)。橫側(cè)向側(cè)向運(yùn)動(dòng)：質(zhì)心的側(cè)向移動(dòng)，繞橫側(cè)向側(cè)向運(yùn)動(dòng)：質(zhì)心的側(cè)向移動(dòng)，繞OZOZ軸軸的偏航角運(yùn)動(dòng)和繞的偏航角運(yùn)動(dòng)和繞OXOX軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。 A/P A/P 的工作回路和基本原理的工作回路和基本原理 自動(dòng)駕駛儀的工作回路自動(dòng)飛行的原理自動(dòng)駕駛儀的工作回路同步回路：使A/P銜接前的輸出信號(hào)為零；舵回路：保證輸出與輸入成一定的比例關(guān)系；消除鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)特性的影響。穩(wěn)定回路：控制和穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)角運(yùn)動(dòng)，如俯仰、傾斜和航向姿態(tài)；控制回路制導(dǎo)回路）：控制飛機(jī)重心的

32、橫向和縱向運(yùn)動(dòng)，如：高度、側(cè)向航跡和飛行速度。A/P的工作回路-同步回路工作原理： 自動(dòng)駕駛儀銜接前，進(jìn)入系統(tǒng)的不平衡信號(hào)經(jīng)一個(gè)積分環(huán)節(jié)反饋到系統(tǒng)的輸入端，與進(jìn)入系統(tǒng)的不平衡信號(hào)綜合，從而保證系統(tǒng)輸出為零。A/P的工作回路-穩(wěn)定回路工作原理： 飛機(jī)姿態(tài)變化后，來(lái)自IRU的實(shí)際姿態(tài)信號(hào)輸出到FCC，F(xiàn)CC計(jì)算并產(chǎn)生自動(dòng)駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動(dòng)筒伺服機(jī)構(gòu)組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過(guò)操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，使飛機(jī)回到目標(biāo)姿態(tài)值。A/P的工作回路-制導(dǎo)回路控制和穩(wěn)定飛機(jī)軌跡的工作原理： 飛機(jī)軌跡變化后，由制導(dǎo)裝置感受軌跡的變化量并計(jì)算姿態(tài)目標(biāo)值，該姿態(tài)目標(biāo)值輸出到FCC

33、，F(xiàn)CC計(jì)算并產(chǎn)生自動(dòng)駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動(dòng)筒伺服機(jī)構(gòu)組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過(guò)操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，進(jìn)而使飛機(jī)軌跡發(fā)生變化，使飛機(jī)回到目標(biāo)軌跡值。A/P的工作回路-制導(dǎo)回路續(xù)）控制和穩(wěn)定飛行速度的工作原理： 飛行速度發(fā)生變化后，由導(dǎo)航裝置感受速度變化量并計(jì)算姿態(tài)目標(biāo)值，該姿態(tài)目標(biāo)值輸出到FCC，F(xiàn)CC計(jì)算并產(chǎn)生自動(dòng)駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動(dòng)筒伺服機(jī)構(gòu)組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過(guò)操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，進(jìn)而使飛行速度發(fā)生變化，使飛機(jī)回到目標(biāo)速度值。A/P 的工作原理自動(dòng)飛行的原理自動(dòng)飛行的原理 飛機(jī)偏離原始狀態(tài)，敏感元件感受到

34、偏離方向和大小，并輸出相應(yīng)信號(hào)，經(jīng)放大、計(jì)算處理，操縱執(zhí)行機(jī)構(gòu)稱為舵機(jī)），使控制面例如升降舵面相應(yīng)偏轉(zhuǎn)。當(dāng)飛機(jī)回到原始狀態(tài)時(shí)，舵機(jī)以及與其相連的舵面也回原位，飛機(jī)重新按原來(lái)狀態(tài)飛行。A/PA/P的結(jié)構(gòu)類型和系統(tǒng)工作原理的結(jié)構(gòu)類型和系統(tǒng)工作原理 A/P A/P的控制規(guī)律：描述的控制規(guī)律：描述A/PA/P輸出與輸入關(guān)系輸出與輸入關(guān)系的數(shù)學(xué)表達(dá)式。的數(shù)學(xué)表達(dá)式。 A/PA/P的控制規(guī)律通常分為三種：的控制規(guī)律通常分為三種：比例式自動(dòng)駕駛的控制規(guī)律比例式自動(dòng)駕駛的控制規(guī)律 積分式自動(dòng)駕駛的控制規(guī)律積分式自動(dòng)駕駛的控制規(guī)律均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀比例加積分控制均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀比例加積分控制律的自動(dòng)駕駛儀

35、）律的自動(dòng)駕駛儀） 比例式自動(dòng)駕駛儀 以俯仰通道為例，升降舵偏角增量與飛機(jī)俯仰角偏差成比例的自動(dòng)控制器稱為比例式自動(dòng)駕駛儀。e=L（ - g）（產(chǎn)生控制力矩）比例式自動(dòng)駕駛儀續(xù)）其工作原理是： 設(shè)飛機(jī)處于等速水平直線飛行狀態(tài)。受某干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差=-0 （0為初始俯仰角，假設(shè)為零）。垂直陀螺儀測(cè)出偏差角，輸出與成比例的電壓信號(hào)，假設(shè)外加控制信號(hào)為0，則經(jīng)綜合裝置加到舵回路，舵回路的輸出驅(qū)動(dòng)升降舵偏轉(zhuǎn)e ，產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩使角逐漸減小。適當(dāng)選擇參數(shù)L ，可保證時(shí)0， e也0 。比例式自動(dòng)駕駛儀續(xù)） 如果存在常值力矩干擾Mf，飛機(jī)穩(wěn)定后必然存在一個(gè)e抵消Mf的影響，所以會(huì)產(chǎn)生一個(gè)姿態(tài)角靜差。由

36、控制規(guī)律可以得到姿態(tài)角靜差的大小為：-g=Mf/（Q0SbCmeL） 上式表明：有干擾力矩Mf，俯仰角增量與要求的控制增量g不再一致，出現(xiàn)的誤差(-g)與干擾力矩Mf成正比，與傳遞系數(shù)L成反比。增大L可減小這一誤差。 比例式自動(dòng)駕駛儀續(xù)）一階微分信號(hào)在比例式控制規(guī)律中的作用：（產(chǎn)生阻尼力矩）e=L（-g）+L 由上式可見(jiàn)：僅增大L：快速性好，系統(tǒng)震蕩增強(qiáng)，減小系統(tǒng)的阻尼，系統(tǒng)穩(wěn)定性變差，系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差減小。僅增大L：增大系統(tǒng)的阻尼，減弱系統(tǒng)震蕩，系統(tǒng)快速性變差，系統(tǒng)的穩(wěn)定性變好。比例式自動(dòng)駕駛儀續(xù)）比例式A/P：當(dāng)自動(dòng)駕駛儀保持高度時(shí)，受到垂風(fēng)干擾時(shí)，僅有姿態(tài)誤差，沒(méi)有高度誤差；受到常值力矩干擾時(shí)會(huì)有高度誤差；在速度斜波輸入時(shí)有穩(wěn)態(tài)誤差；積分式自動(dòng)駕駛儀 去掉硬反饋，保留速度反饋 ，使舵的偏轉(zhuǎn)角速度與俯仰角的偏差成正比，則系統(tǒng)工作在穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，舵偏角與俯仰角偏離值的積分成比例。 這種自動(dòng)駕駛儀稱為積分式自動(dòng)駕駛儀。是舵回路速度反饋造成這種積分關(guān)系，故也稱速度反饋軟反饋式自動(dòng)駕駛儀。積分式A/P的優(yōu)點(diǎn)是：可消除靜差。 積分式自動(dòng)駕駛儀續(xù)