飛控復(fù)習(xí)資料(個人原創(chuàng),尊重版權(quán))

1、Made By 12級 鄧帥飛控復(fù)習(xí)資料第一章 緒論1、自動飛行控制的概念自動飛行控制就是利用一套專門的系統(tǒng)，在無人參與的條件下，自動操縱飛機按規(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、實現(xiàn)飛機的自動飛行；b、改善飛機的特性，實現(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：被控對象 具體一個系統(tǒng)的被控物理參數(shù)可能是飛機某一個運動參數(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)行機構(gòu)(又稱舵機或舵回路) 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，拖動舵面偏轉(zhuǎn)。 （反饋）測量部件 它測量和感受飛機被控量的變化，并輸出相應(yīng)的電信號。 不

2、同的被控量需采用不同的測量元件。 綜合比較部件 將測量的反饋信號與指令信號進行比較，產(chǎn)生相應(yīng)的誤差信號。這種功能可以與控制器的功能組合在一起。 控制器 依誤差信號和系統(tǒng)的要求，進行分析、判斷，產(chǎn)生相應(yīng)的控制指令。目前，這種功能均用數(shù)字計算機來實現(xiàn)。 操縱指令部件 給定系統(tǒng)的輸入指令信號，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 基本由三個典型回路組成。Ø 舵回路 -基本回路 舵機、放大器、反饋元件Ø 穩(wěn)定回路（自動駕駛儀） 姿態(tài)控制 Ø 控制（制導(dǎo)）回路 軌跡控制5、飛機的飛行控制系統(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、能是實現(xiàn)對飛機性能的改善Ø 外回路 -完成自動駕駛功能，實現(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)，通過內(nèi)回路與外回路實現(xiàn)飛機航跡的控制(包括水平航跡與垂直航跡)。6、坐標系a、地面坐標系原點，地面上某一點軸：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、機體坐標系 原點:飛機質(zhì)心處縱軸( ):在飛機對稱平面內(nèi)并平行于飛機的設(shè)計軸線指向機頭；橫軸( ):垂直于飛機對稱平面指向機身右方；豎軸（ ）:在飛機對稱平面內(nèi)，與縱軸垂直并指向機身下方。c、速度坐標系 原點:飛機質(zhì)心處 軸:與飛行速度 重合一致； 軸:

4、在飛機對稱平面內(nèi)與 軸垂直并指向機腹； 軸:垂直于 平面并指向機身右方。7、飛機的運動參數(shù)a、飛機的姿態(tài)角 俯仰角 ：機體縱軸 與地平面間夾角。抬頭為正。 偏航角 ：機體縱軸 在地平面上的投影與給定航向間夾角。機頭右偏航為正。 滾轉(zhuǎn)角 ：機體豎軸 與通過機體縱軸 的鉛垂面間的夾角。飛機向右滾轉(zhuǎn)時為正。b、氣流角 飛行速度向量 機體坐標系迎角 ：速度向量 在飛機對稱平面上的投影與機體軸 間夾角。 的投影在機體軸下面為正。側(cè)滑角 ：速度向量 與飛機對稱平面間夾角。 的投影在飛機對稱面右側(cè)為正。c、飛機的航跡角 速度坐標系 地面坐標系航跡傾斜角 ：速度向量與地平面間夾角。飛機向上飛時為正。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 與通過速度軸 的鉛垂面間的夾角。飛機右滾轉(zhuǎn)時為正。8、飛機的操縱機構(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，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； 副翼偏轉(zhuǎn)角 副翼差動偏轉(zhuǎn)，“左上右下”偏轉(zhuǎn)為正，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩為負。9、飛機桿和腳蹬的定義（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)生負滾轉(zhuǎn)力矩，飛機向左滾轉(zhuǎn)；（2）腳蹬（ ） 左腳蹬前移為正（ ），方向舵正向偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生負的偏航力矩,飛機向左偏航。 10、油門

6、桿的定義油門桿T 前推加油門為正（ ）,發(fā)動機加大推力，后拉收油門（ ）, 減小發(fā)動機推力。 第二章 舵機和舵回路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去操縱舵面的執(zhí)行機構(gòu)。2、舵機a、基本類型：電動舵機、液壓舵機、電動液壓舵機b、駕駛儀舵機的特點 用來推動氣流中的舵面，受到空氣動力的反作用力，反作用力的大小與飛機的飛行狀態(tài)有關(guān)； 同時滿足自動控制和人工控制的需要（目前采用兩種情況） 強力操縱：適用于低速飛行，應(yīng)急情況下，用人工強行推動舵面； 設(shè)計多功能的復(fù)合舵機。（高速飛機的特點） c、對舵機要求（主要）從控制系統(tǒng)角度對舵機的要求: 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； 動態(tài)響應(yīng)要快，慣性小，且運行平穩(wěn)，死區(qū)(不靈敏區(qū))及滯環(huán)要??； 應(yīng)有安全保護裝置以及制動能力； 體積重量小，安裝維護方便。3、電液副舵機的組成電液伺服閥 力矩馬達信號轉(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） 作動筒輸出裝置 位移傳感器給出反饋信號 4、電液復(fù)合舵機a、并聯(lián)復(fù)合舵機 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點不動，搖臂桿可以繞A點轉(zhuǎn)動。當(dāng)

8、移動駕駛桿時，使0點移動，帶動B點移動，操縱分油活門，作動筒活塞拖動舵面轉(zhuǎn)動。 自動控制工作狀態(tài):在駕駛桿不動情況下，自動控制系統(tǒng)產(chǎn)生控制指令，加于電液副舵機，使B點移動，通過助力器使舵面偏轉(zhuǎn)。復(fù)合工作狀態(tài):自動控制系統(tǒng)通過舵機操縱舵面，駕駛員亦可通過駕駛桿操縱舵面。此時B點運動是兩者疊加。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，舵機的操縱權(quán)限較小，僅為全權(quán)限的(5-10)%左右。 b、串聯(lián)復(fù)合舵機助力工作狀態(tài): 舵機活塞不動，舵機相當(dāng)于拉桿的一部分，駕駛桿移動時，通過舵機整體運動帶動分油活門中的閥芯，從而控制舵面偏轉(zhuǎn)。自動控制工作狀態(tài):駕駛桿不動，舵

9、機外殼移動，并拉動分油活門中的閥芯，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決定，并在舵機上實現(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)取消了人工機械操縱系統(tǒng)，復(fù)合工作狀態(tài)已不存在。飛機有人工操縱和自動駕駛工作狀態(tài)時，則也不存在復(fù)合工作狀態(tài)。5、余度舵機 多余度技術(shù)提高可靠性的主要措施余度舵機: 用幾套相同的舵機組合在一起共同操縱舵面，構(gòu)成所謂余度舵機。 6、液壓舵機的優(yōu)缺點優(yōu)點: ·在同樣的功率下，液壓舵機體積小，重量輕。 ·力矩與慣量比值大，運動平穩(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： 加工精度要求高，復(fù)雜，維修困難，成本高。7、飛機操縱系統(tǒng)：駕駛員用來操縱飛機上各操縱面，實現(xiàn)機動飛行的系統(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)：駕駛員通過回力桿，真實地感受舵面上氣動力矩的變化，改變助力器 的傳動比,使桿力變小。通常用于高亞音速飛機。Ø 不可逆助力系統(tǒng)：無回力桿，駕駛員與舵面之間無直接聯(lián)系，不存在桿力反向問題；（2）輔助操縱系統(tǒng)：用來操縱調(diào)整片、水平安定面及起落架、襟翼和減速板等。8、舵機與主操縱系統(tǒng)的連接（1）舵機與操縱系統(tǒng)并聯(lián)：用于自動駕駛儀舵機與人工的連接。特點： 人工駕駛和自動控制可通過同一機械傳動裝置操縱舵

11、面。舵機操縱對人系統(tǒng)有影響。 舵機要有離合器和舵面相連，以便在人操縱時，將舵機斷開。 要有安全保護裝置，一旦在離合器斷不開的情況下，駕駛員可以較大的力量克服舵機中摩擦離合器的摩擦力，使離合器打滑， 強行操縱舵面。（2）舵機與人工操縱系統(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： 舵機串聯(lián)在駕駛桿和液壓助力器的傳動桿之間，舵機成了人工操縱系統(tǒng)的一個環(huán)節(jié)。 在自動控制時，對助力器施以推力，從而推動舵面，而對駕駛桿無作用力； 在人工駕駛時，舵機自動回到中立位置而鎖死不動，不影響人工駕駛。 缺點： 舵機的“硬性”故障。 “力反傳”現(xiàn)象，會干擾人工操縱； 人工操縱時舵機回中但不鎖死，結(jié)果舵機處在隨

12、遇狀態(tài)，致使飛行員不能有效地操縱飛機。 9、舵回路：將舵機或復(fù)合舵機用舵機偏轉(zhuǎn)角的反饋信號包圍起來，形成一個舵回路。目的：改善舵機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，同樣可以削弱鉸鏈力矩對舵機的影響，而與飛行狀態(tài)無關(guān)。 穩(wěn)態(tài)時的輸出角速度正比于輸入電壓。 控制舵機輸出軸的轉(zhuǎn)角或角速度。特點: 飛行自動控制系統(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，可以削弱鉸鏈力矩對舵機的影響，而與飛行狀態(tài)

13、無關(guān)。 傳遞函數(shù)中各系數(shù)值僅決定于舵機自身結(jié)構(gòu)參數(shù)和反饋量大小，與飛行狀態(tài)無關(guān)。 穩(wěn)態(tài)時舵機輸出轉(zhuǎn)角正比于輸入電壓，反比于反饋量，而與飛行狀態(tài)無關(guān)。特點: 飛行自動控制系統(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-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，就是直接測量飛機的偏航角速度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，測量飛機的偏航角速度；控制器產(chǎn)生控制信號； 復(fù)合舵機(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，阻尼飛機偏轉(zhuǎn)，降低飛機的偏航角速度。偏航阻尼器將會降低駕駛員的操縱效率。為了克服偏航阻尼器對穩(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：若某個環(huán)節(jié)的輸入信號等于常數(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)飛機作穩(wěn)態(tài)盤旋時（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，即不會產(chǎn)生阻礙穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)彎的控制。 -主要用于改善飛機穩(wěn)態(tài)操縱特性。人工操縱、自動駕駛狀態(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改善飛機的縱向短周期運動的阻尼特性。c、

15、滾轉(zhuǎn)阻尼器功能：用來改善飛機-阻尼器系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)阻尼特性。2、飛機增穩(wěn)控制采用阻尼器可提高飛機阻尼比；阻尼器對固有頻率的影響不大。當(dāng)飛機在大迎角狀態(tài)下飛行時，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担沟蔑w機的縱向靜穩(wěn)定性變差。飛機難以操縱，必須應(yīng)用增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機的靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。3、若使飛機具有過載靜穩(wěn)定，飛機的重心要位于焦點的前邊。放寬飛機的過載（迎角）靜穩(wěn)定性,則可減少飛行阻力，從而提高飛機的機動性能。4、增穩(wěn)控制系統(tǒng)的構(gòu)成 （1）引入迎角反饋信號構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)（2）引入法向過載反饋構(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：短周期阻尼比降低，振蕩增大

16、。 -控制方案：測量迎角及俯仰角速度，控制升降舵： -優(yōu)點：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)改善飛機的阻尼和穩(wěn)定性。-增穩(wěn)系統(tǒng)引入反饋信號與飛行員指令信號的綜合，影響了飛機的操縱性能，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 駕駛員的操縱信號經(jīng)由不可逆助力操縱系統(tǒng)構(gòu)成的機械通道使升降舵面偏轉(zhuǎn) ； 駕駛員的操縱信號同時又經(jīng)前饋電氣通道，由桿力傳感器kp(s)產(chǎn)生電壓指令信號，通過指令模型M(s)形成滿足操縱要求的電信號，再與增穩(wěn)回路的反饋信號綜合后使升降舵面偏轉(zhuǎn) ； 機械通道與前饋電氣通道產(chǎn)生的操縱信號是同號的，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。 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，處理后送入增穩(wěn)穩(wěn)系統(tǒng)中； 前饋控制器對桿指令進行平滑處理。 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)出的信號轉(zhuǎn)換成電信號，通過電纜直接傳輸?shù)阶灾魇蕉鏅C的一種系統(tǒng)。電傳操縱系統(tǒng)就是一個全時全權(quán)限的“電信號系統(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 （3）機內(nèi)自檢測和飛行監(jiān)控技術(shù)（4）四防設(shè)計 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）自動飛行控制系統(tǒng) （3）自動油門系統(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: ·主飛行計算機 (PFC：primary flight computer) ·作動筒控制電子裝置 (ACE：Actuator Control Electronics) ·動力控制組件 (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、直接方式和備用機械操縱。 Ø 正常操縱方式 各種功能均可實現(xiàn) 人工飛行時，正常方式，作動筒電子控制裝置接 收飛行員操縱輸入信號，并把這些信號送給三臺主飛行控制計算機系統(tǒng)（PFCS） ，PFCS利用這些信號和來自其它飛機系統(tǒng)的有關(guān)信息，按設(shè)計的控制規(guī)律計算出操縱面指令。這些指令又被送到作動筒電子控制裝置（ACES），ACES把這些指令分發(fā)給相應(yīng)操縱面作動筒。Ø 次要工作方式 缺少反饋信號或PFCS有故障，自動進

20、入； 電傳功能降級，其他功能取消( A/P，F(xiàn)/D 等)。Ø 直接工作方式 當(dāng)三臺PFCS信號中斷后，自動轉(zhuǎn)到該方式； 駕駛員電信號直接控制 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 備用機械操縱 電氣系統(tǒng)完全切斷。 安定面機械操縱仍可使飛行員，一直飛到電 氣系統(tǒng)重新起動為止。第四章 飛機姿態(tài)控制系統(tǒng)1、 自動飛行系統(tǒng)功能a、控制飛機的姿態(tài)與航向。b、控制飛機的軌跡。c、控制飛機的飛行速度。d、改善飛機的操縱性和穩(wěn)定性。組成自動駕駛儀AP(Auto Pilot)飛行指引儀FD(Flight Director)自動油門系統(tǒng)AT(Auto Throttl

21、e)偏航阻尼系統(tǒng)YD(Yaw Damper)自動俯仰配平系統(tǒng)APT(Auto Pitch Trim)飛行管理計算機系統(tǒng)FMCS(Flight Management Computer System)等2、 自動駕駛儀概括：飛行中代替飛行員控制飛機舵面，以使飛機穩(wěn)定在某一狀態(tài)或操縱飛機從一種狀態(tài)進入另一種狀態(tài)。 -飛機姿態(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)操縱飛機轉(zhuǎn)彎。 按給定的俯仰角或升降舵實現(xiàn)飛機上升或下降。 完成飛機著陸前的進近。 按飛行管理計算機系統(tǒng)或其他導(dǎo)航系統(tǒng)要求，實行按預(yù)定的航路飛行，保持航跡。姿態(tài)控制-構(gòu)成了自動飛行控制的基本

22、功能。-控制是指飛機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)的過程 ； -穩(wěn)定是指原飛機處于某種平衡狀態(tài)，由于某種原因，偏離了該平衡狀態(tài)，系統(tǒng)使飛機能恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的過程。3、單通道自動駕駛儀組成：測量裝置、計算裝置、舵回路（放大裝置、舵機、回輸裝置）、控制顯示裝置等 （1） 測量裝置 主測量裝置：用來感受偏離初始位置的角位移信號 輔助測量裝置：用來感受飛機的角速度和角加速度信號。（2）自動駕駛計算機接收自動駕駛儀操縱飛機的各種信號，經(jīng)過計算機處理后，將信號送給放大器。（3）放大器放大器接收自動駕駛計算機送來的微小信號，經(jīng)放大后，將信號送至舵機。（4）舵機舵機是自動駕駛儀操縱飛

23、機舵面的執(zhí)行機構(gòu)自動駕駛儀的舵機有電動舵機和液壓式舵機兩種。（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/斷開自動駕駛儀、選取自動駕駛儀的工作方式以及方式通告顯示。（7）自動駕駛儀脫開電門和脫開警告燈便于駕駛員脫開自動駕駛儀，提醒駕駛員注意4、飛機俯仰角的穩(wěn)定與控制a、比例式自動駕駛儀 （硬反饋式自動駕駛儀）（1）控制律 （2）飛機俯仰角穩(wěn)定與控制的原理 俯仰角的穩(wěn)定過程當(dāng)飛機在進行等速水平直線飛行狀態(tài)時，受到紊流干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差， ，垂直陀螺儀測出俯仰角偏差 后，輸出電壓信號 。如果外加的控制信號 為零，通過信號綜合于舵

24、回路后，按照控制規(guī)律，驅(qū)動升降舵向下偏轉(zhuǎn)，即 ，使飛機產(chǎn)生低頭力矩，減小俯仰角偏差 ，實現(xiàn)姿態(tài)保持的功能。 俯仰角的控制過程外加控制信號 ，則 。如果飛機原來處于直線平飛狀態(tài)，即 舵回路輸入信號為 ，其結(jié)果為 ，升降舵上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，飛機縱軸向上轉(zhuǎn)動， 增加，最終 趨近于指令信號 。b、引入俯仰角速率的比例式自動駕駛儀(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 ，對飛機振蕩運動增加阻尼的作用。結(jié)論引入飛機俯仰角速率反饋信號可以使飛機舵面提前反舵，以減少飛機接近平衡時的速度，使得過程變得比較平穩(wěn)。這種作用就是一種運動的阻尼。可以說，系統(tǒng)中引入角速度反饋的目的是增大系

25、統(tǒng)的阻尼，減少運動的超調(diào)量，使穩(wěn)定控制過程更較平穩(wěn)。c、積分式自動駕駛儀控制律舵偏角與俯仰角的偏離值成比例。5、飛機航向角運動穩(wěn)定與控制的基本方式（1）方向舵控制-實現(xiàn)水平轉(zhuǎn)彎（2）利用副翼-傾斜轉(zhuǎn)彎（3）同時控制副翼及方向舵6、自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎a、概念：飛機在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向，實現(xiàn)無側(cè)滑(即0)，并保持等高度的機動飛行，稱為自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。為實現(xiàn)自動協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，必須同時完成三種動作: · 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 測量側(cè)滑

26、角，通過方向舵進行控制Ø 引入側(cè)向加速度反饋，通過方向舵消除側(cè)滑Ø 利用計算的偏航角速率反饋通過方向舵消除側(cè)滑7、飛機姿態(tài)指引的方式 十字指引針、八字指引針十字指引針：當(dāng)兩針的交叉點位于飛機符號中央時表示到達預(yù)定狀態(tài)；若縱向指引針在飛機符號上面，駕駛員應(yīng)操縱飛機抬頭，反之應(yīng)操縱飛機低頭，使縱向指引針與飛機符號對齊，以達到預(yù)定的俯仰角。若橫側(cè)指引針在飛機符號左邊，駕駛員應(yīng)操縱飛機向左壓坡度，反之應(yīng)向右壓坡度，使橫側(cè)指引針與飛機符號對齊，以達到預(yù)定高度。八字指引針：八字指引針包圍飛機符號，表示到達預(yù)定狀態(tài)；八字指引針在飛機符號之上，駕駛員應(yīng)操縱飛機抬頭，反之應(yīng)操縱飛機低頭，以達

27、到預(yù)定的俯仰角。 八字指引針相對飛機符號右傾斜，駕駛員應(yīng)向右壓坡度，反之應(yīng)向左壓坡度，使橫側(cè)指引針與飛機符號對齊，以達到預(yù)定的傾斜角。8、飛機姿態(tài)指引儀的組成 飛機姿態(tài)指引儀主要由飛行指引計算機，飛機指引方式選擇板、動態(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、使飛機在低動壓下保持平飛速度的穩(wěn)定；b、速度控制是飛機航跡控制的前提；c、使飛機在跨音速飛行時，保持速度穩(wěn)定。2、 速度控制方案a、 通過控制升降舵，改變俯仰角實現(xiàn)速度控制b、 控制發(fā)動機油門的速度控制系統(tǒng)（問題：實際上，用油門控制飛機速度時，需要俯仰角控制系統(tǒng)同時工作，以保持飛機姿態(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)必須有測量相對給定高度偏差的測量裝置，如氣壓式高度表、無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的姿態(tài)，改變飛機的航跡傾斜角，使機回到預(yù)定高度。采用的控制規(guī)律：(2)飛機高度的穩(wěn)定過程a、飛機起始狀態(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 飛機航跡下偏 f、恢復(fù)原飛行高度 (3)小結(jié):測量裝置輸出高度差（ ）及高度變化率（ ）信號。若飛機低于預(yù)定高度（ 為負），控制律 為負，舵面上偏（下偏為正），飛機爬升，改變飛機的姿態(tài)，從而改變航跡傾角，使飛機返回預(yù)

29、定高度。(4)俯仰角反饋量 的作用:引入俯仰角信號后，飛機在未到達給定高度時，就提前回收舵面，減小了飛機的上升率，對高度穩(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：利用副翼控制飛機滾轉(zhuǎn)，以轉(zhuǎn)彎修正側(cè)偏距，方向舵則用于飛機的阻尼和輔助協(xié)調(diào)。側(cè)偏距控制系統(tǒng)副翼控制規(guī)律為 5、自動著陸控制系統(tǒng) 縱向自動著陸系統(tǒng)通常有兩種工作模式： 下滑控制模式 自動拉平控制模式。 （1）自動下滑控制系統(tǒng)（下滑控制模式） 自動下滑控制系統(tǒng)的功能是控制飛機沿儀表著陸系統(tǒng)所形成的下滑線飛行。 實現(xiàn)的方法是依機上ILS接收機所測得的飛機偏離下滑線的偏離角信號，通過升降舵控制飛機俯仰角，進而改變飛機的航跡傾斜角，使飛機

30、質(zhì)心回到下滑線。（2）自動拉平控制系統(tǒng)（自動拉平控制模式） 任務(wù)：將下滑時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)是將飛機上的慣導(dǎo)系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、自動飛行控制系統(tǒng)以及推進控制系統(tǒng)、電子儀表顯示系統(tǒng)綜合管理起來，實現(xiàn)以最優(yōu)方式管理飛機飛行，并極大地減輕駕駛員工作負擔(dān)的新型機載設(shè)備 ?；窘M成 ：1)飛行管理計算機系統(tǒng)及控制顯示裝置；2)信息測量系統(tǒng)（測量部件），主要有慣導(dǎo)部件（IRS）、大氣數(shù)據(jù)計算系統(tǒng)（ADS），以及儀表著陸系統(tǒng)（ILS）、無線電導(dǎo)航系統(tǒng)；

31、3)自動駕駛儀/飛行指引系統(tǒng)；4)自動油門控制系統(tǒng)等（推進系統(tǒng)）。 四大分系統(tǒng)形成了一個大的閉環(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）自動飛行控制，包括自動駕駛儀/飛行指引的運行，推力管理等；3）機組操作，包括飛行計劃數(shù)據(jù)輸入，F(xiàn)MS工作方式選擇，顯示選擇等；4）報警，包括氣象雷達報警，發(fā)動機狀態(tài)指示以及空中交通管制的支持。第七章 主動控制技術(shù)1、 主動控制技術(shù)概念：在各種飛行狀態(tài)下，通過飛行控制系統(tǒng)使作用在飛機上的氣動力按照需要變化，使飛機性能達到最佳，并使成本、使用費用降低的一種飛行控制設(shè)計技術(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） 機動載荷控制（Maneuvering load Control MLC） 顫振模態(tài)控制（Flutter Mode Control FMC）特點： 放寬靜穩(wěn)定的或本身就是靜不穩(wěn)定的，控制增穩(wěn)保證飛機具有期望的飛行品質(zhì)； 采用電傳操縱系