飞行器自动控制导论 第一章飞行控制系统概述

第一章飞行控制系统概述

1.1飞行器自动控制

1.1.1飞行控制系统的功能

随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。

飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。

飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点：1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担；

2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制；

3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。

一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。

1.1.2控制面

飞行器自动控制可以使飞行器在受干扰情况下保持飞行器的姿态，或改变飞行器的姿态或空间位置，通过对飞行器施加力或力矩来实现，飞行器的运动遵循牛顿定律。

一般来说，操纵飞机是通过偏转控制面来实现。常规布局飞机通常有三个控制面：升降舵（Elevator）、方向舵(Rudder)和副翼(Ailerons)。升降舵主要控制飞机纵向平面的运动，方向舵和副翼主要控制飞机侧向平面的运动。这些控制面与相应的控制设备形成控制通道，构成简单的飞行控制系统。

对于随控布局飞行器（Control Configured Vehicle，简称CCV）来说，有更多的控制面，除了全动平尾（All-moving tail）、全动直尾（All-moving fins）和副翼外，还可能有前缘缝翼（Leading edge slates）、襟翼（Flaps）、水平鸭翼（Horizontal canard）、垂直鸭翼（Vertical canard）等控制面。

1.2飞行器控制系统组成

1.2.1飞机人工驾驶基本过程

如果飞机在平飞过程中，由于某中外界干扰使飞机抬头，不在保持水平状态。驾驶员从地平仪上观察到这个姿态角（俯仰角）的变化，反映到大脑中，经过思维判断立即做出如何操纵飞机的决定，指挥手去推动驾驶杆，驱动升降舵向下偏转，产生相应的下俯力矩，使飞机低头恢复水平姿态。驾驶员又从仪表上看到这一变化，逐渐把驾驶杆收回原位。当飞机回到原态（水平）时，驾驶杆和升降舵也回到原位。整个过程如图1-2所示。

图1-2 人工驾驶飞机示意图

从图1-2看出，这是一个反馈系统，即闭环系统。图中虚线表示驾驶员，如

果用自动驾驶仪代替驾驶员控制飞机飞行，自动驾驶仪必须包括与虚线框内三个部分相应的装置，并与飞机组成一个闭环系统，如图1-3所示。

1.2.2飞行控制系统基本组成

图1-3 自动驾驶仪控制飞机示意图

自动飞行的原理如下：当飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏离方向和大小，并输出相应信号，经放大、计算处理，操纵执行机构（如舵机），使控制面（例如升降舵面）相应偏转。由于整个系统是按负反馈原则连接的，其结果使飞机趋向原始状态。当飞机回到原始状态时，敏感元件输出信号为零，舵机以及与其相连接的舵面也回到原位，飞机重新按原始状态飞行。

由此可见，自动驾驶仪中的敏感元件、放大计算装置和执行机构可代替驾驶员的眼睛、大脑神经系统和肢体，自动地控制飞机的飞行。这三部分是自动飞行控制系统的核心，即自动驾驶仪。

为改善舵机的性能，通常执行机构引入内反馈（将舵机的输出反馈到输入端）形成随动系统（或称伺服回路），简称为舵回路。舵回路是由舵机、放大器及反馈元件组成，如图1-4虚线框内所示。反馈元件包括测速机和/或位置传感器。测速机测出舵面偏转的角速度，反馈给放大器以增大舵回路的阻尼，改善舵回路的性能，位置传感器将舵面位置反馈到舵回路的输入端，使控制信号与舵面偏角一一对应。舵回路的负载是舵面的惯量和作用在舵面上的气动力矩（铰链力矩）。

自动驾驶仪与飞机组成一个回路——通常称为稳定回路。这个回路的主要功能是稳定飞机的姿态，或者说稳定飞机的角运动。敏感元件用来测量飞机的姿态角。由于该回路中，包含了飞机，而飞机的动态特性又随飞行条件（如速度、高度等）而异，使稳定回路的分析变得较复杂。

如果用敏感元件测量飞机的重心位置，而飞机还包含了运动学环节（表征飞

机空间位置几何关系的环节），这样组成一个更大的新回路，控制回路（或控制与导引回路，简称制导回路）。下面以飞机自动下滑着陆系统为例，说明控制原理。这里只研究飞机的纵向（俯仰、上下和前后）运动。要求飞机在着地前沿预定航迹下滑到预定高度（十几米），然后将飞机拉平，飞机不断下降，最终以允许的下降速率着陆。预定的下滑航迹是由机场的无线电装置形成的。飞机处于预定下滑航迹，飞机上相应的无线电接收机输出信号为零。飞机偏离下滑航迹，接收输出相应极性和幅值的信号，送至稳定回路，在自动驾驶仪的控制下飞机回到下滑航迹。例如飞机在预定下滑航迹的上方，接收机将某极性的信号送给自动驾驶仪使升降舵下偏，产生低头控制力矩，使飞机进入下滑航迹。飞机进入下滑航迹后，接收机输出为零，舵偏角为零，飞机保持在下滑航迹上。由此可见，飞机重心的运动（即空间位置的变化）是通过控制飞机角运动来实现的。控制原理如图1-4所示。

图1-4 控制（制导）回路

1.3飞行控制技术的发展

二十世纪六十年代，飞行器设计思想发生了根本性变化，即出现了随控布局设计思想，从而取代了以气动布局为中心的设计思想。原因是，在条件允许情况下，必须从整体、从整个系统出发考虑飞行器的设计，才有可能大幅度提高所设

计的飞行器性能。所谓随控布局设计思想意指：综合考虑气动布局、飞行器结构，推进装置、控制系统四个环节，并以控制为纽带充分发挥和协调四个环节的功能，从而大大提高整个飞行器的性能。与随控布局同时产生的是主动控制设计思想，主动控制设计思想实际上是随控布局设计思想的一个重要支柱。

主动控制技术（Active Control Technology）可作如下描述：它从过去的从属地位变为飞行器总体设计的四个主要环节之一，从而主动，积极地参与飞行器总体布局、总体方案和总体设计各个环节。另一方面，过去飞行器如果存在静稳定度不够或静不稳定，或者为了防止颤振的发生，都采用加配重的方法，以调整飞行器的重心，使其位于空气动力中心的前面，或者调整飞机的结构和刚度，显然这些都属于被动应付的措施。如果采用放宽静稳定度，颤振抑制等主动控制技术，就可避免加配重的被动局面。

主动控制技术的主要功能

1）放宽静稳定性（Relaxed static stability——RSS）；

2）直接力控制（Direct force control——DFC）；

3）机动载荷控制（Maneuvering load control——MLC）；

4）阵风载荷减缓（Gust load alleviation——GLA）；

5）乘坐品质控制（Ride quality Control——RQC）；

6）颤振模态控制（Flutter mode control）。

二十世纪八十年代发展起来的将火力控制系统、推进装置控制系统和飞行控制有机地联系起来，集成为飞机的火/飞/推综合控制系统。