第四章1電傳操縱系統(tǒng)

1、1.飛機操縱系統(tǒng)的發(fā)展（續(xù)）帶增穩(wěn)的機械操縱系統(tǒng)機械連接將駕駛員操縱指令信號變?yōu)殡娦盘枺幚砗笠氲皆龇€(wěn)系統(tǒng)中，舵機的。較好地解決了性與操縱性之間的。權(quán)限可以增大到全權(quán)限的30%以上電傳操縱系統(tǒng)（Fly-by-wire, FBW）完全取消機械操縱，駕駛員的操縱電氣連接指令通過電信號，利用統(tǒng)實現(xiàn)對飛機操縱。增穩(wěn)系要具有相當(dāng)于機械操縱系統(tǒng)的可靠性,余度結(jié)構(gòu)1.飛機操縱系統(tǒng)的發(fā)展（續(xù)）光傳操縱（Fly-by-light ,FBL）系統(tǒng)抗電磁干擾、抗雷擊、質(zhì)量輕體積小、頻帶寬、可復(fù)用、抗腐蝕多電/飛機傳統(tǒng)飛機：主發(fā)動機為次級功率系統(tǒng)械系統(tǒng)提供原動力。、氣壓、電氣、機飛機：以電氣系統(tǒng)取代多電飛機：以電氣

2、系統(tǒng)部分取代、氣壓和機械系統(tǒng)的飛機、氣壓和機械系統(tǒng)功率電傳作動系統(tǒng)（PBW，Power-by-wire）電動作動器、電備份作動器、機電作動器2 電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展與應(yīng)用第一架采用FBW飛機是F-111，于1964年開始飛行，采用了p三余度帶機械備份的模擬。六十年代中期集成電路的出現(xiàn)，對航空技術(shù)的發(fā)展產(chǎn)生了巨大影響。1972年F-16成為世界上第一架無機械備份的模擬式電傳操縱系統(tǒng)的飛機。p1978年，F(xiàn)-18有機械備份的四余度數(shù)字式電。p同期，英國一架“美洲虎”作為驗證機試飛了無機械備份的四余度數(shù)字式電傳飛控系統(tǒng)。80年代中期，F(xiàn)-16C/D型飛機，采用四余度數(shù)字電，p系統(tǒng)的體積比模擬降低了2/

3、3。1986年投入運營的A320是帶有機械備份的數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)；90年代中期投入運營的B777也采用了數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)； 俄羅斯生產(chǎn)的su-27戰(zhàn)斗機是一種四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)；當(dāng)前幾乎全部新型戰(zhàn)斗機和大型飛機都采用數(shù)字電傳技術(shù)pppp二、發(fā)展電傳操縱系統(tǒng)的1、系統(tǒng)的可靠性p 只有FBW的安全可靠性與機械操縱系統(tǒng)相當(dāng)或超過時，F(xiàn)BW 才會有實用價值。p 飛行操縱系統(tǒng)的可靠性兩個指標(biāo)：n 飛行安全可靠性n 完成任務(wù)可靠性p 飛行操縱系統(tǒng)故障所引起的飛機最大損失率為：I，II，IV類飛機:62.5×10-7/飛行小時，III類飛機（大飛機）：0.746×10-7/飛行

4、小時。p 飛行操縱系統(tǒng)故障所引起的中斷飛行任務(wù)的故障率應(yīng)為： I，II，IV類飛機：0.625×10-3/飛行小時，III類飛機：0.15×10-3/飛行小時。1、系統(tǒng)的可靠性p 對電傳操縱系統(tǒng)安全可靠性提出的指標(biāo)飛機為1.0×10-7/飛行小時，民用飛機為（1.0×10-91.0×10-10）/飛行小時，是：p 單套電氣系統(tǒng)的安全可靠性，僅為（12）×10-3/飛行小時，與機械操縱系統(tǒng)相比要差上萬倍。p 解決：n 提高部件的可靠性，是有限的。n 有效是采用余度技術(shù)，即用多重可靠性較低的相同或相似的件組成可靠性較高的系統(tǒng)。p 余度飛控

5、系統(tǒng)2、系統(tǒng)故障檢測與p 余度電的基本能力p 感受系統(tǒng)工作狀況，檢測并故障的稱為或檢測技術(shù)。從維護、檢查、驗證和飛行安全等考慮，故障檢測與能力是極其重要的。p BIT-Builtintestn 在飛行中完成這能稱為飛行中。n 在地面上完成故障檢測稱為地面檢測或地面機內(nèi)檢測。p 幾個重要指標(biāo)：覆蓋率：故障發(fā)生時，故障被檢測的概率的概率(安全可靠性)nn 漏報率：系統(tǒng)發(fā)生故障，未給出告警信號n 誤警率：系統(tǒng)中無故障、給出告警信號p 技術(shù)要求：的概率(任務(wù)可靠性)n 覆蓋率通常要求能達到95%以上的故障檢測和n 誤報率和漏報率要求小于5%的概率。3、FBW系統(tǒng)飛行品質(zhì)和律設(shè)計p 必定要有增穩(wěn)，實現(xiàn)所

6、要求的飛行品質(zhì)。p 對飛行品質(zhì)的影響取決于系統(tǒng)所實現(xiàn)的律，采用的前饋和反饋以及補償濾的特性決定。p 電濾的優(yōu)點是容易對系統(tǒng)所采用的前饋、反饋及補償特性進行修改調(diào)整，以滿足寬范圍的飛行任務(wù)和飛行品質(zhì)的要求，即實現(xiàn)多任務(wù)多模態(tài)的可調(diào)整的p 電傳操縱系統(tǒng)的設(shè)計必須做兩方面工作：功能。1） 確定合適的飛行品質(zhì)的要求以及相應(yīng)飛行品質(zhì)的評定2） 確定合理的電傳操縱系統(tǒng)的前饋及反饋通道的結(jié)構(gòu)和參數(shù)。4、四防設(shè)計p 防電源中斷n 余度n 備份p 防丟失n 余度n 備份p 防雷電多套電源飛控計算機專門的備用電源源23套源EBHA電備份作動器n 防雷設(shè)計、雷擊試驗p 防電磁干擾n 防電磁干擾設(shè)計、電磁干擾試驗光三

7、、電傳操縱系統(tǒng)律結(jié)構(gòu)分析1、電傳操縱系統(tǒng)功能1）系統(tǒng)(9490D)，必要的：裕度和魯棒性。相裕度>45°；幅值裕度>6分貝特別注意，在系統(tǒng)故障，依賴備份系統(tǒng)工作時，也應(yīng)保證穩(wěn)定性。2)飛機對飛行員指令輸入要有合適的響應(yīng)過程（響應(yīng)型式）不同飛行任務(wù)可有不同的響應(yīng)，響應(yīng)過程饋形式?jīng)Q定。的前饋及反3)在整個飛行包線內(nèi)，保證有飛行品質(zhì)隨飛行狀態(tài)變化的律參數(shù)，合理的律結(jié)構(gòu)4)提供對飛機重要變量的極值邊界限制，如過載、迎角、速度等5)對大氣及各種擾動有良抑制作用2.典型電傳操縱系統(tǒng)律結(jié)構(gòu)分析1）.電傳操縱系統(tǒng)縱向律結(jié)構(gòu)分析p 飛機特性、飛行階段、飛行任務(wù)不同，形式可能是不同的。但電傳

8、操縱系統(tǒng)的基本功能是相同的，具有許多相同的特點。（1）俯仰指令模塊俯仰指令模塊（1）俯仰指令模塊p 桿指令整形：實現(xiàn)所要求的桿力梯度特性。p 過載限制環(huán)節(jié)限制高速飛行時的法向過載p 前置濾指令成形濾：（駕駛指令模型）傳遞函數(shù)：（T1s+1）/(T2S+1)主要作用：，T2>T1濾除桿力的猛烈沖動和高頻噪聲，并使指令變得柔和平滑；該網(wǎng)絡(luò)的超前作用又可補償系統(tǒng)中后續(xù)環(huán)節(jié)（如舵機、助力器）中的相位前置濾，系統(tǒng)的飛行品質(zhì)。有時也采用非線性濾形式。（2）機動指令反饋模塊（2）機動指令反饋模塊p 確定穩(wěn)態(tài)時俯仰桿指令對應(yīng)的飛機機動參數(shù)；p 可能對應(yīng)俯仰速率、法向度、攻角或三者的任意組合；p 依飛行階

9、段、飛機的構(gòu)型、空速或飛機實際機動要求確定。：p 高速飛行階段系統(tǒng)采用過載反饋p 低速飛行時(動壓q小于12kpa)，法向過載和俯仰速率組合反饋形式律的變化，通過對、nz增益調(diào)參實現(xiàn)pqp 依動壓q,利用調(diào)參規(guī)律Kq1實現(xiàn)p 必要的反饋信號通道、校正網(wǎng)絡(luò)和增益（3）增穩(wěn)模塊（4）迎角限制模塊（4）迎角限制模塊p 實現(xiàn)無憂慮操縱，應(yīng)對飛機重要變量的邊界加以限制。p 過載限制是在桿力指令模塊中引入限幅環(huán)節(jié)。p 實現(xiàn)過載限制不能保證實現(xiàn)對攻角的限制：法向過載與攻角的近似速度v較大時，通過對nz極值的限制，攻角速度較低時，攻角超過了最大值，過載nz并超過最大值。達到最大值。（5）速度模塊（5）速度模塊

10、p 平直飛行或等過載飛行時，桿力與飛行速度V的變化曲線：p 曲線的斜率tgvpp=dFS/dv=FSV稱為桿力梯度若：p FSV>0，即增度需向前推桿，稱為正速度性(Positive speedstability.p FSV<0，即增PSS)；速度。度需向后拉桿，稱為負速度性，即速度不。p FSV=0，即速度變化與桿力無關(guān)，稱為中性速度性(NeutralSpeedStability.NSS）。起飛著陸等端點飛行階段，采用正向速度性。中性速度性:VFS =0p 前向通路串聯(lián)有積分環(huán)節(jié)，性.便可獲得中性速度飛行速度改變，飛機將會爬升或下降，積分器起到自動配平作用，保持飛機平直飛行，在桿

11、指令為零情況下，使速度恢復(fù)平衡狀態(tài)。前向通道積分器，使桿力與升降舵偏轉(zhuǎn)角無比例pp使飛機的穩(wěn)態(tài)攻角或過載與桿力無比例；高速時，把桿指令與法向過載的穩(wěn)態(tài)誤差保持為零； 低速度時，使任何非指令的俯仰速度和法向過載自動減少到零。pp由于積分器的特性，使飛機具有了中性速度性。p但并沒有改變飛機本身的速度性，又稱表觀中性速度將性。自動配平p 飛機受到縱向不平衡力矩擾動或飛行速度 變化時，駕駛員必須動桿進行配平人工配平。p 具有中性速度性時，系統(tǒng)本身具有補償外干擾及飛行速度變化飛機升降舵配平 變化的能力，即自動配平的能力。即駕駛 員可以不動桿配平，簡化了駕駛員的操縱程序，減輕了駕駛員的工作負擔(dān)。(6)結(jié)構(gòu)

12、模態(tài)的濾波功能(6)結(jié)構(gòu)模態(tài)的濾波功能p 機體的結(jié)構(gòu)彈性模態(tài)振蕩頻率較高，阻尼較小易被飛機的角速率陀螺等傳感器感受，將振蕩引入電(6)結(jié)構(gòu)模態(tài)的濾波功能p 結(jié)構(gòu)模態(tài)的濾波功能抑制彈性模態(tài)輸入信號的通過。p 結(jié)構(gòu)陷陷波頻率根據(jù)飛機低階結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率確定，傳遞函數(shù)的分子分母均為復(fù)數(shù)極點，形成一對復(fù)數(shù)偶極子p 結(jié)構(gòu)陷位置n 正向通道的后端n 反饋通道（7）升降舵機指令生成模塊指令生成模塊（7）升降舵機指令生成模塊p 舵機位置的最大、最小指令限幅；p 舵機最大及最小的速率限幅；p 為了抑制舵機的抖動，設(shè)置后置平滑濾。2）.電傳操縱系統(tǒng)橫側(cè)向律結(jié)構(gòu)分析功能：接收駕駛員滾轉(zhuǎn)及偏航操縱指令；反饋滾轉(zhuǎn)角速率、偏

13、航角速率、側(cè)向度ny信號；輸出副翼及方向舵舵機的指令。某型飛機電傳操縱系統(tǒng)橫航向律（1）橫滾指令通道滾轉(zhuǎn)指令梯度函數(shù)；滾轉(zhuǎn)指令限幅值；駕駛員指令模型：與縱向通道中的指令模型的作用相同。（2） 橫滾通道反饋模塊 ：p反饋（3） 滾轉(zhuǎn)通道前向模塊：可調(diào)增益、副翼位置及速率的限幅器。（4） 偏航軸指令生成模塊：與滾轉(zhuǎn)軸類似。（5）偏航軸反饋模塊： 偏航角速度及側(cè)向 過載ny反饋。偏航角速率信號洗出網(wǎng)絡(luò)， 穩(wěn)態(tài)時偏航指令將對應(yīng)側(cè)向過載。（6）偏航軸前向通道模塊：方向舵舵機的位置及速率限制器。（7）交聯(lián)模塊（7）交聯(lián)模塊p 飛機的橫航向耦合緊密，較復(fù)雜。采用古典設(shè)計時，按縱側(cè)向設(shè)計，沒有考慮耦合影響。在

14、常規(guī)機動時是可行的。但飛機以較大攻角快速滾轉(zhuǎn)機動時，必須考慮系統(tǒng)之間的耦合。p 攻角與側(cè)滑角耦合：飛機在大攻角時繞機體軸快速滾轉(zhuǎn)900，迎角會變成側(cè)滑角。 將使飛機向相反方向滾轉(zhuǎn)并引起滾轉(zhuǎn)振蕩。戰(zhàn)斗機都通過系統(tǒng)設(shè)計，讓飛機繞速度軸滾轉(zhuǎn)，從而保持初始攻角。r = ptgrs = 0 = - p sin + r cos即p 慣感：飛機繞速度軸滾轉(zhuǎn)，沒有側(cè)滑。在快速大迎角滾轉(zhuǎn)時，有相當(dāng)大的偏航角速度，此時，所產(chǎn)生的陀螺效應(yīng)將產(chǎn)生機體俯仰力矩，使機頭抬起“俯仰偏離” 必須限制滾轉(zhuǎn)指令速率以避免俯仰偏離?；蛞脒m當(dāng)?shù)慕宦?lián)耦合環(huán)節(jié)。（7）交聯(lián)模塊p p與乘積到偏航軸的交聯(lián)反饋近似實現(xiàn)繞速度軸的偏航角速率反饋rs = - p si