《先進飛行控系統(tǒng)》第十五課

先進飛行控制系統(tǒng)

第十五節(jié)課(20121205)放寬靜穩(wěn)定度（RSS）是主動控制技術(shù)的主要功能之一，對提高飛機性能有重要意義。它不僅可以減輕飛機重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高戰(zhàn)斗機的機動性。為獲得高機動性，常將飛機設計成亞音速飛行時靜不穩(wěn)定或接近中立穩(wěn)定，而超音速飛行時是靜穩(wěn)定的。此方法稱為放寬靜穩(wěn)定度要求。

復習放寬靜穩(wěn)定性RSS復習放寬靜穩(wěn)定性放寬靜穩(wěn)定性原則上不需增加舵面，只將重心后移即可，或重心后移與焦點前移結(jié)合起來實現(xiàn)。如：飛機前后身各有一個平衡油箱，在超音速飛行時，向后油箱輸油，使重心后移；亞音速飛行時反之，向前油箱輸油，使重心前移。如何將焦點前移？―借助水平鴨翼實現(xiàn)，該鴨翼一般是固定或是浮動的，不必對它進行操縱。復習放寬靜穩(wěn)定性RSS主要是解決與配平狀態(tài)有關(guān)的性能問題若重心位置在焦點之后，則從力矩平衡來看：升降舵應下偏才可保證力矩平衡。這時由力平衡有L＋l=G升力L增加了尾翼升力l的作用，一起去平衡G重量。所以配平所用的迎角小，平尾偏度也小，這就降低了配平阻力，降低了機翼載荷，提高了機動能力，另外尾翼承載小，尾翼結(jié)構(gòu)重量也可減輕（∵偏度?。┏Ｒ?guī)飛機，焦點在后靜不穩(wěn)定CCV飛機7.2.3直接力控制（DFC）

（1）什么是直接力控制？

直接力控制是飛機在某些自由度不產(chǎn)生運動的條件下，直接通過控制面造成升力或側(cè)力來操縱飛機機動。也稱為“非常規(guī)機動”

對于常規(guī)飛機要產(chǎn)生升力或側(cè)力必須是間接地通過迎角α或側(cè)滑角β的改變來產(chǎn)生，而它們的變化又與飛機的轉(zhuǎn)動有關(guān)，這樣就造成了常規(guī)飛機各種模態(tài)運動間的相互耦合。直接力控制是直接產(chǎn)生按要求改變軌跡的力，只對飛機力的平衡產(chǎn)生影響，而不需要使飛機先產(chǎn)生姿態(tài)變化，再產(chǎn)生力的變化，所以這種直接力控制實際上是解耦控制。這種直接力控制對于增強飛機的機動性，提高轟炸準確度和保持精確航跡具有重要意義。（1）什么是直接力控制？（2）分類：

直接升力控制：單純直接升力，單純俯仰運動，垂直平移模式。

直接側(cè)力控制：單純側(cè)力運動，單純偏航運動，單純側(cè)向平移模式。（3）直接升力控制所謂直接升力控制就是通過一些復雜操縱面，在不改變機翼迎角的情況下，而使飛機的總升力發(fā)生變化。因為它不需要為使普通飛機升力變化的復雜的“力矩控制”過程而直接產(chǎn)生升力，所以稱為直接升力控制。（3）直接升力控制1）產(chǎn)生直接升力的控制面水平鴨翼的對稱偏轉(zhuǎn)與平尾的結(jié)合對稱襟翼與平尾結(jié)合結(jié)合

襟翼可以是機動前緣或后緣襟翼，這種方案將可能產(chǎn)生較大的升力。水平鴨翼與機動襟翼相配合

顯然可以產(chǎn)生更大的升力。擾流片的偏轉(zhuǎn)與水平鴨翼相配合等。直接升力操縱面2）設計思想和基本原理設計直接升力控制系統(tǒng)，需要解決各種模態(tài)運動的耦合問題，實現(xiàn)純模態(tài)操縱。

飛機是六自由度的運動，在三個正交軸上的平移與轉(zhuǎn)動，這六個自由度運動彼此是相互影響的，要想形成一個純模態(tài)運動是困難的，只有駕駛員同時操縱幾個操縱器與舵面才行，所以操縱十分復雜；對于進場著陸階段而言，由于給飛行員的時間、空間都有嚴格限制，一旦操縱失誤，可能會引起危險，尤其在側(cè)風進場中難度更大，所以要設法解決“去耦”問題，實現(xiàn)純模態(tài)控制。造成運動模態(tài)耦合是由于升力的產(chǎn)生是先通過旋轉(zhuǎn)運動才能獲得。設法通過控制面的作用，保證產(chǎn)生軌跡運動時，不產(chǎn)生姿態(tài)變化―這是設計的第二個出發(fā)點。而這些控制面只能靠自動控制系統(tǒng)實現(xiàn)。2）設計思想和基本原理〖例〗對常規(guī)飛機

修正高度時：先使向上偏抬頭力矩飛機縱軸上轉(zhuǎn)，此時來不及轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力增量出現(xiàn)向上轉(zhuǎn)，飛機高度↑；當高度達到給定值時，還得實現(xiàn)上述過程的反操縱，修正過程慢，機動能力不高，要是實現(xiàn)目標跟蹤的話，則易丟失目標。常規(guī)飛機舵上偏修正高度偏差非常規(guī)飛機當采用直接升力控制后——將常規(guī)襟翼改為機動襟翼，這樣當向上修正高度時，可直接向下偏轉(zhuǎn)機動襟翼，使平衡，只有升力增量，可實現(xiàn)純粹的平移。由此可知：設計出發(fā)點是：通過對附加控制面的操縱，達到運動模態(tài)去耦，實現(xiàn)直接升力產(chǎn)生。3）單純直接升力控制

a)控制目的

保持迎角不變，使空速向量與機體軸作等速轉(zhuǎn)動，即俯仰角速率q與航跡角變化速率近似相等，從而加快垂直平面內(nèi)飛行航跡的改變，提高航跡的機動性。

b)YF-16直接升力控制原理方塊圖圖7-17直接升力控制原理方塊圖說明：圖中：實線表示基本的FBW信號通路；虛線表示CCV系統(tǒng)信號通路。實現(xiàn)單純直接升力控制―要有升力控制面。一般用后緣機動襟翼或?qū)ΨQ偏轉(zhuǎn)的副翼即襟翼副翼。直接升力控制的實現(xiàn)方法是開環(huán)指令使襟副翼做對稱偏轉(zhuǎn)，同時協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)平尾以得到凈升力。c)工作原理：若要產(chǎn)生直接升力使飛機上升，用此信號經(jīng)滯后驅(qū)動左、右襟副翼對稱向下偏轉(zhuǎn)（），產(chǎn)生直接升力系數(shù)和俯仰升力系數(shù)。與此同時，產(chǎn)生三個輔助信號：其一是，使平尾自動協(xié)調(diào)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加升力系數(shù)（向下）和俯仰力矩系數(shù)。穩(wěn)定狀態(tài)時應達到兩種舵面產(chǎn)生的俯仰力矩及由于飛機作曲線運動引起的俯仰阻尼力矩之間的相互平衡。兩種舵面產(chǎn)生的升力合力為一個凈升力增量。產(chǎn)生上升過載曲線運動。與常規(guī)縱向過載相比無滯后，也不降低飛行速度。其余兩個輔助信號分別用來抵消基本FBW系統(tǒng)中的俯仰角速率反饋和過載反饋。直接力控制通道中必須引入滯后網(wǎng)絡，建立過載控制的時間常數(shù)，防止飛機機動過猛。顯然，上述方法為開環(huán)補償方法，襟副翼與平尾的偏轉(zhuǎn)必須精確協(xié)調(diào)才能獲得純凈的直接升力。單純直接升力控制d)使用場合這種機動方式適用于俯仰姿態(tài)修正。由于俯仰拉起時高度損失最小，因而適用于射投空—地武器后的快速拉起；或在空戰(zhàn)中，在不增大迎角的拉起時達到較大的加速度，使飛機容易得到制空優(yōu)勢。此外還能改善在爬升和下滑過程中航跡控制的精度。例如YF－16的控制律簡寫為：

式中：直接升力指令信號升降舵偏度。襟副翼舵偏角用來補償過載及俯仰角速率變化。

4）單純俯仰轉(zhuǎn)動控制（保持航跡不變）a)控制目的

該方法是在法向過載增量（法向加速度）為零的條件下，改變飛機迎角和俯仰角，即在不改變航跡傾斜角的情況下控制飛機的俯仰姿態(tài)。直接力作用點位于飛機的焦點上。b)工作原理

駕駛員給出指令驅(qū)動襟副翼向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加升力，以及俯仰力矩，同時產(chǎn)生輔助信號使平尾向下協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生相應的附加升力與俯仰力矩。如果這時兩升力之和為零，兩個俯仰力矩綜合構(gòu)成總俯仰力矩那么就只改變飛機的俯仰姿態(tài)（迎角）而不改變法向加速度和軌跡角。

但在此過程中，迎角的變化又會產(chǎn)生附加升力和俯仰力矩，可由偏轉(zhuǎn)平尾平衡。由力及力矩平衡有下式成立：

由于俯仰姿態(tài)（迎角）的改變，在基本的FBW系統(tǒng)中會出現(xiàn)相應的俯仰速率q和迎角的反饋信號，其作用是抑制俯仰角運動和的變化，因此必須引入輔助信號以抵消這些反饋信號。

c)用途

這種機動方式，在機頭下俯時，有利于對地面目標的連續(xù)攻擊；而機頭上仰，在空戰(zhàn)中是有價值的。由于機頭可上仰3°～4°，擴大了對縱向目標的射擊范圍。機身俯仰指向機動在對地攻擊中的應用5）垂直平移方式(俯仰角不變）a）控制目的

該方法是在不改變飛機俯仰姿態(tài)的情況下控制飛機的垂直速度W。要求直接升力的作用點位于焦點。

b）工作原理

若想使飛機有一個向上的垂直速度，則由駕駛員用側(cè)桿上相應按鈕輸出指令驅(qū)動襟副翼向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生附加力，以及俯仰力矩，同時產(chǎn)生輔助信號使平尾向上協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動產(chǎn)生相應的附加升力與俯仰力矩。兩升力形成的俯仰力矩由相互平衡到隨著垂直速度增大，迎角出現(xiàn)負方向增量，形成向下的升力增量和抬頭力矩，引起俯仰角變化，但可在該狀態(tài)下自動接通自動駕駛儀來消除，從而保證在俯仰姿態(tài)不變的情況下使飛機實現(xiàn)穩(wěn)定垂直上升運動。c)用途飛機向前飛行同時又向上平移，相當于在保持俯仰姿態(tài)的同時使空速向量逐漸轉(zhuǎn)動到一定方向。由于襟翼操縱權(quán)限不大以及迎角不能負的太多，因此這種方式主要適用于微小的垂直位置修正，例如可用于編隊飛行和進場著陸過程中的下滑道捕獲。飛機下滑修正過程這種工作方式的實現(xiàn)原理與直接升力方式相似，主要差別是在垂直平移過程中必須接通自動駕駛儀以保持姿態(tài)不變。此外也需要引入輔助信號抵消FBW系統(tǒng)中出現(xiàn)的迎角反饋信號，以免該信號抑制垂直平移。當自動駕駛儀俯仰姿態(tài)保持通道自動接通時，要斷開反饋，這樣既可保持俯仰姿態(tài)又不會阻止建立垂直速度。（4）直接側(cè)力控制直接側(cè)力控制實際上是直接升力控制的橫向運動方案。其原理也類似，在此不累述。其應用場合為：進行空—地武器投放、空中格斗、空中加油等。使駕駛員能快而準地改變飛機航向，而且不需要使飛機橫滾或使飛機的既定航跡發(fā)生其它擾動。直接側(cè)力操縱面由垂直鴨翼和方向舵配合來實現(xiàn)；由水平尾翼差動偏轉(zhuǎn)和方向舵配合來實現(xiàn)；如果推力是可轉(zhuǎn)動的則也可通過推力向量來產(chǎn)生側(cè)力。通常采用由垂直鴨翼和方向舵配合來實現(xiàn)的方案。7.2.4機動載荷控制（1）什么是機動載荷控制？機動載荷控制：利用自動控制的方法，在機動飛行時，重新分布機翼上的載荷使其具有理想的分布特性，從而達到減小機翼結(jié)構(gòu)重量和機動性能的提高。機動載荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放寬靜穩(wěn)定性）功能一起最先投入應用。從機動性上講，也希望有一個理想的載荷分布，以獲取最小阻力特性和最大的升阻力。（2）設計思想和基本原理在飛機設計中，希望機翼上的載荷有一個理想的分布規(guī)律，從而降低翼根彎矩，減輕結(jié)構(gòu)疲勞，延長飛機的壽命。（適用于運輸機、轟炸機）從機動性上講，也希望有一個理想的載荷分布，以獲取最小阻力特性和最大的升阻力。而在通常的飛機設計中，一般只能在平飛狀態(tài)（過載＝1g）作出部分參數(shù)的優(yōu)化設計，而對機動飛行，由于飛行狀態(tài)的不同，將使此種設計（結(jié)構(gòu)上與機動性兩者方面的希望）難以實現(xiàn)，要想實現(xiàn)只有借助自動控制的方法。對于大型飛機（轟炸機、運輸機）和小型飛機（殲擊機），因為轟炸機和殲擊機在結(jié)構(gòu)、性能要求與執(zhí)行任務上的不同，機動載荷控制的設計目的也是不同的。（2）設計思想和基本原理（3）運輸機、轟炸機的擾動載荷控制1）設計出發(fā)點：考慮巡航性能（航程，載重）和結(jié)構(gòu)性能（疲勞，壽命），大型飛機經(jīng)常需要長時間作過載的巡航飛行，所以設計時設法改善巡航性能，因此設計時提出的要求是降低翼根彎矩，減輕機翼結(jié)構(gòu)重量，改善結(jié)構(gòu)疲勞。飛機機翼彎矩分布圖：由上圖可見：靠翼根處機翼彎矩，機翼剪力與機翼載荷較大，而越靠翼尖處越小。由于翼根處彎矩，剪力和載荷都大，∴設計時翼梁凸緣面積要大。機動飛行時，使機翼載荷增大甚多。設法通過自動控制方法，在飛機機動飛行時，將其機翼載荷增量集中在機身附近，這樣就可避免翼根彎矩的明顯增加（如圖a中紅線所示），若根據(jù)這種載荷分布設計機翼，就可減輕機翼結(jié)構(gòu)重量，也就減輕了飛機的重量，提高了飛機巡航的經(jīng)濟性。2）控制方法對稱地偏轉(zhuǎn)副翼、襟翼、調(diào)整升力分布（這要按預先確定的最優(yōu)規(guī)律來偏轉(zhuǎn)內(nèi)側(cè)、前、后緣襟翼）B－52轟炸機機動載荷控制系統(tǒng)：內(nèi)襟翼―改為快速動作的機動襟翼。在原來副翼內(nèi)側(cè)―增加一對可同時對稱偏轉(zhuǎn)的外側(cè)襟副翼。機動飛行時：左右內(nèi)側(cè)機動襟翼向下偏轉(zhuǎn)―提高機身附近翼段的升力。左右外側(cè)襟副翼同時上偏―降低外翼段升力，并保證其升力增量滿足機動飛行的要求。結(jié)果：使更多載荷分配到翼根區(qū)，使氣動中心被迫向內(nèi)翼段移動，減小了翼根的彎矩，由計算彎矩減少10%～15%，機翼結(jié)構(gòu)重量可減輕5%，航程可增加30%。帶來問題：這樣配置翼面，機動飛行時會增加阻力，但由于機動飛行時間只占很少時間，所以為達到減輕結(jié)構(gòu)載荷目的，可允許降低升阻比。（4）殲擊機的機動載荷控制1）設計出發(fā)點：主要考慮機動性。這是因為殲擊機翼展較小，使用壽命也比運輸機短，所以減少翼根彎矩和結(jié)構(gòu)疲勞不是主要矛盾，主要是提高機動性。2）衡量飛機機動性主要有兩項基本指標（a）飛機最大的法向過載式中：法向力導數(shù)（最大值）在高空、亞音速飛行時，取決于有抖振迎角時的抖振升力系數(shù)。（b）飛機的單位（重量）的剩余功率：

大小可表示飛機加速度性能，單位（重量）剩余功率即飛機在一定速度條件下的剩余功率以飛機重量，即：

式中：T：發(fā)動機推力；G：飛機重量；D：飛機阻力；u：飛行速度。飛機剩余功率愈大，飛機的機動性愈好由此兩項指標可知：要提高剩余功率，應減小飛機阻力；要提高法向過載，應提高抖振升力系數(shù)。此二者可通過載荷重新分布來實現(xiàn)。3）殲擊機機動載荷控制的理想分布：在機動飛行時使機翼升力是橢圓形分布（見下圖），從而減小機翼的誘導阻力，同時，在亞音速時延緩機翼上的氣流分離，提高抖振升力系數(shù)，提高升力。（阻力↓使↑，升力↑使↑）采用機動載荷控制的戰(zhàn)斗機升力分布4）控制方案與原理機動載荷控制主要是靠飛機的控制面來實現(xiàn)。包括兩種方法前緣控制面：前緣機動襟翼，前緣縫翼

后緣控制面：機動襟翼，與對稱偏轉(zhuǎn)的副翼前緣機動襟翼一般是自動按迎角增加而向下偏，改變機翼彎度，減小氣流分離改變壓力分布，提高升阻比。而機動襟翼偏轉(zhuǎn)的角度是與M的函數(shù)其具體規(guī)律通常由風洞實驗給出：YF－16：其襟翼偏轉(zhuǎn)規(guī)律為：

式中：配平迎角為：前緣襟翼偏角隨變化規(guī)律M＞1以后，前緣襟翼偏轉(zhuǎn)會引起波阻劇增，自動操縱應不起作用，前緣襟翼應收起不動。此外，前緣襟翼還與起落架收放聯(lián)動，即：起落架收上時，襟翼隨、M自動調(diào)節(jié)起落架放下時，（起飛、著陸時）襟翼固定偏轉(zhuǎn)25°成為增升襟翼，改善起落性能。前緣襟翼控制方塊圖：特點：按迎角與俯仰速率q來偏轉(zhuǎn)襟翼偏角引入q經(jīng)清洗網(wǎng)絡后的作用是增加系統(tǒng)的動態(tài)阻尼效益：對YF－16，在H＝9000m，以最大推力作穩(wěn)定盤旋時，穩(wěn)定盤旋過載可提高18%。就改變翼型彎度，減小大迎角阻力而言，后緣襟翼作用較小，所以后緣襟翼控制用的較少（只F－5E用了）。7.2.5陣風減緩與乘感控制

陣風減緩是研究如何利用主動控制技術(shù)來減小陣風干擾下可能引起的過載，從而達到減小機翼彎曲力矩和減輕結(jié)構(gòu)疲勞的目的。

乘感控制也是研究如何利用主動控制技術(shù)使機上的乘員在風干擾的條件下也感到舒適。兩種控制控制目的雖不同，但都是根據(jù)風干擾條件下載荷減緩的程度來衡量其控制效果。（1）陣風減緩

1）陣風與過載

在大氣中，經(jīng)常有各個方向的氣流，使得飛機在這種不平靜空氣中飛行時產(chǎn)生過載。過載與陣風的關(guān)系：

為翼載。

飛機在陣風中飛行時，過載增量與飛行速度、翼載P以及升力系數(shù)有關(guān)，同時也與垂直陣風速度成正比。

陣風還會引起飛機結(jié)構(gòu)模態(tài)振動，尤其對于機身細長而撓性較大的高速飛機影響更為嚴重。不僅使乘員感到不舒服，甚至會影響駕駛員完成任務的能力。

一般，垂直過載超過0.2g時，儀表判讀就很困難，而在超過0.5g并持續(xù)幾分鐘時，駕駛員由于擔心飛機要出事故，便會改變飛機的高度、速度。橫向振動過載的允許值為垂直過載的1/2。2）陣風減緩控制系統(tǒng)

在陣風干擾時，降低均方根過載反應，提高擾流中飛行的平穩(wěn)性，從而改善乘員的舒適感——這