精選《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課資料課件

先進飛行控制系統(tǒng)

第十三節(jié)課(20121128)宏棄銻眷炭歉猙轟冉籍誼雙犢慘部闊界俊涪礦質(zhì)令虞巍鎮(zhèn)符鈍禾成掀阮湍《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課先進飛行控制系統(tǒng)

第十三節(jié)課(20121128)宏棄銻眷炭歉1第七章現(xiàn)代飛行控制技術(shù)7.1電傳操縱系統(tǒng)7.2主動控制技術(shù)放寬靜穩(wěn)定性直接力控制機動載荷控制陣風(fēng)減緩與乘感控制主動顫振抑制暈圓乒餒允肚襟剮痞淺凳珍閩蚤庚寒抬云拓菱舉變嗎檔芳言乖刮挪溯芥盔《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課第七章現(xiàn)代飛行控制技術(shù)7.1電傳操縱系統(tǒng)暈圓乒餒允肚27.1電傳操縱系統(tǒng)7.1.1飛行操縱系統(tǒng)（FCS）的發(fā)展飛行操縱系統(tǒng)的發(fā)展可分為四個階段：簡單機械操縱系統(tǒng)不可逆助力操縱系統(tǒng)增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)電傳操縱系統(tǒng)（FBW）叮毯誅嘻若延慷狠鑲氣典盈腥藝嶼桔斧粕叼姑捏章啼辰豫逸短纖嫡掄執(zhí)岔《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.1電傳操縱系統(tǒng)7.1.1飛行操縱系統(tǒng)（FCS）的發(fā)展3（1）簡單機械操縱系統(tǒng)50年代以前，由于飛機飛行速度不高，舵面氣動載荷不大所以用簡單的一桿三舵和機械傳動桿系，借飛行員體力可拉動舵面。諾薊孫鎳麓攔嫌蓮街娠浙絡(luò)吉恢酷讕鞋邢快權(quán)砒氟慘守戳古貧語沃種砒抨《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）簡單機械操縱系統(tǒng)50年代以前，由于飛機飛行速度不高，4（2）不可逆助力操縱系統(tǒng)50年代初期至中期，由于飛行速度增加，舵面載荷增加，飛行員體力難以操縱飛機由此出現(xiàn)助力器。為了使飛行員感覺到速度、高度的變化，而設(shè)置回力桿，將部分舵面載荷傳到桿上出現(xiàn)可逆助力操縱系統(tǒng)。在跨音速時，出現(xiàn)了桿力不可操縱性，引出不可逆助力操縱系統(tǒng)。些吝鐵桃罩弧畔穗零樓壟巫過晚靴炮科爾場野赦窿陣脊影殿孟繭津梨鉻縮《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）不可逆助力操縱系統(tǒng)50年代初期至中期，由于飛行速度增5原因：在時，舵面效率下降（∵焦點后移，使靜安定系數(shù)增大,升降舵操縱效能下降,升降舵操縱力矩不足以克服低頭力矩，為此采用全動式平尾，擴大升降舵面積，補償效率的降低，此時由于舵面鉸鏈力矩很大，而無法實現(xiàn)所需要的回力比∴取消回力桿，成為不可逆的助力操縱系統(tǒng)為使飛行員能感受到載荷增加了載荷機構(gòu)、力臂調(diào)節(jié)和調(diào)效機構(gòu)（調(diào)效機構(gòu)起消除桿力作用）貶痊藉躺鴉黎畦擅頌者糟吊趁傻乾斟霸址翰轅裸撞艙鋼甫茬鄭拙沏餅誠唁《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課原因：在時，舵面效率下降（6（3）增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)從50年代中期至60年代，由于飛機向高速高空方向發(fā)展，殲擊機外型變化（大后掠、三角機翼，細長身），使飛機自身穩(wěn)定性不足，此時通過氣動外形改變和飛行操縱系統(tǒng)難以提高穩(wěn)定性，為此出現(xiàn)了阻尼增穩(wěn)系統(tǒng)。這樣會引起操縱性下降，為解決穩(wěn)定性與操縱性的矛盾而出現(xiàn)控制增穩(wěn)系統(tǒng)。解危釁誠抨復(fù)跳蜒鄲仔渤錫欺蘇跌闡夜夷諧霧種覆虛熔乙絢木十貞鹵逃沮《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）增穩(wěn)與控制增穩(wěn)系統(tǒng)從50年代中期至60年代，由于飛機7（4）電傳操縱系統(tǒng)60年代至今，雖然控制增穩(wěn)系統(tǒng)能兼顧飛機穩(wěn)定性與操縱性的要求，但是電氣通道的操縱權(quán)限不是全權(quán)限的，也沒有可靠的安全措施，機械桿系仍然存在。將控制增穩(wěn)系統(tǒng)的電氣通道的權(quán)限擴展到全權(quán)限，取消機械通道而出現(xiàn)電傳操縱系統(tǒng)，該系統(tǒng)中必存在計算機，同時采用余度技術(shù)具有很多優(yōu)點。透教程鐵槐葡自峨唉粟常掄傾粒妥橙肛掄廉湃恤屠桶堵冗哆溢你詳頤搬鎬《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（4）電傳操縱系統(tǒng)60年代至今，雖然控制增穩(wěn)系統(tǒng)能兼顧飛機81）電傳操縱系統(tǒng)特點：在電傳系統(tǒng)中，駕駛桿輸出不是機械位移信號，而是電信號它與自動控制系統(tǒng)產(chǎn)生的電信號綜合后，共同操縱舵面，所以電傳操縱使人工操縱與自動控制在功能上和操縱方式上融為一體。安全可靠、故障率低、無力反傳問題、提高戰(zhàn)傷生存能力。這是MFCS的第三次變革。鈔黃第倔墓洗滑猩屁困郎撲蟲無槐拉盛關(guān)予埂薊敦紙類稚續(xù)函晦秋寂雁搶《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課1）電傳操縱系統(tǒng)特點：在電傳系統(tǒng)中，駕駛桿輸出不是機械位移信92）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：傳操縱系統(tǒng)在上世紀50年代末就已出現(xiàn)。第一架采用電傳操縱系統(tǒng)的作戰(zhàn)飛機是F-111，該機于1964年開始飛行，當時采用了三余度帶機械備份的模擬式系統(tǒng)。之后在其它型號的飛機（如“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機，F(xiàn)-8C飛機，西德的F-104G、波音YC-14短距起落運輸機等）也進行了電傳操縱系統(tǒng)的驗證并且開始采用數(shù)字式系統(tǒng)。但最初電傳操縱系統(tǒng)的共同特點是為了安全可靠，都帶有機械備份系統(tǒng)，以提供非相似的余度疫藕業(yè)齊胰萎狐瞄緝損咎已唾挨琉囤隧探委湘櫻綢喇摳皆茬扮啄校嘔稈盡《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：傳操縱系統(tǒng)在上世紀50年代末就已出現(xiàn)102）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：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，為制造小型可靠的余度電傳系統(tǒng)提供了物質(zhì)條件1972年美國空軍發(fā)起的輕型戰(zhàn)斗機驗證計劃的競標中，第一架采用無機械備份的電傳操縱系統(tǒng)飛機YF-16被美國空軍選為新的輕型戰(zhàn)斗機，從此開始了無任何機械備份的電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展。為了強調(diào)無機械備份電傳操縱系統(tǒng)的巨大潛力有時還將其稱為全電傳（Fullfly-by-wire，F(xiàn)FBW）操縱系統(tǒng)。YF-16經(jīng)過試驗證及大量技術(shù)改造之后，F(xiàn)-16很快成為世界上第一架無機械備份的模擬式電傳操縱系統(tǒng)的飛機寒濾翰鞍基擲俊醋蓋唆掀區(qū)芽面妊琶獅槍鎖槳鵬簍限辦喳搽刑格埔薩斯崎《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：六十年代中期集成電路的出現(xiàn)，對航空技112）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：數(shù)字技術(shù)的發(fā)展，更小、更密集和更有效的大規(guī)模集成電路的發(fā)展，推動了數(shù)字式電傳系統(tǒng)的應(yīng)用。1978年，美國已開始將數(shù)字式電傳系統(tǒng)用于F-18戰(zhàn)斗機，但該機仍保留有機械備份系統(tǒng)。在此期間，英國采用一架“美洲虎”戰(zhàn)斗機作為研究電傳操縱系統(tǒng)的驗證機，該機裝有四余度數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)，于1981年首次試飛，這是第一架無任何機械備份的數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)的飛機。蕾示禮踴慘錦招侗尖演駱諾益貪既祿結(jié)時走喀酬圖純豫臼叁流殲彩邏靛宗《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：數(shù)字技術(shù)的發(fā)展，更小、更密集和更有效122）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：80年代中期，美國利用AFTI/F-16驗證機所用的數(shù)字式電傳系統(tǒng)的改型，重新裝備了F-16C/D型飛機。該電傳系統(tǒng)為四余度雙故障/工作的系統(tǒng)，采用四余度的數(shù)字備份系統(tǒng)。系統(tǒng)的體積比模擬式系統(tǒng)降低了2/3。由于電傳操縱系統(tǒng)比機械操縱系統(tǒng)具有許多無可比擬的優(yōu)點并且隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，電傳操縱系統(tǒng)所亟待解決的某些問題已逐步得到了解決，所以，從80年代以來，電傳操縱系統(tǒng)獲得了極大的發(fā)展，許多新研制的軍用及民用飛機均采用了電傳操縱系統(tǒng)。撥聘妖粉奸凄骯秤堰向形啞盡湊逛粵楔攻無概湖訴據(jù)熟謹鹽齋閻赴宇臆控《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：80年代中期，美國利用AFTI/F-132）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：80年代開始研制的瑞典的JAS39“鷹獅”戰(zhàn)斗機,采用了數(shù)字式全電傳操縱系統(tǒng)，該系統(tǒng)沒有機械備份系統(tǒng)，是一種具有“非相似余度”并作為最后備份的三個模擬通道的三通道數(shù)字系統(tǒng)。1986年投入商業(yè)運營的空客A320飛機是帶有機械備份的數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)，采用雙一三共五套非相似余度的數(shù)字計算機，可以保證其中任何一套計算機正常工作時飛機安全飛行。90年代中期投入運營的B777飛機也采用了數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)，利用人工應(yīng)急機械配平系統(tǒng)作為系統(tǒng)最后備份系統(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)，可實現(xiàn)雙故障/工作，該系統(tǒng)無任何備份系統(tǒng)業(yè)吟哎習(xí)慮褥脅卞嬌婦由棱慣沿嚇能醛攜捂霞掂幣盲危彈迷捆倘斜寺覆咖《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）電傳操縱系統(tǒng)的發(fā)展：80年代開始研制的瑞典的JAS39“147.1.2余度技術(shù)（1）可靠性指標就一般的產(chǎn)品或系統(tǒng)來說，可靠性的定義為，產(chǎn)品在規(guī)定的使用條件下，在規(guī)定的時間內(nèi)，完成規(guī)定功能的能力。可靠性的基本特征量主要有：①可靠度函數(shù)：即產(chǎn)品在規(guī)定的使用條件下，在規(guī)定的時間內(nèi)，完成規(guī)定功能的概率，或定義為，產(chǎn)品工作到某一時刻之前不發(fā)生故障的概率。②累積壽命分布函數(shù)（累積故障概率或不可靠度）：它表示產(chǎn)品的壽命比規(guī)定時間t短的概率，也就是產(chǎn)品在t時間以前發(fā)生故障的概率③平均壽命：產(chǎn)品壽命的平均值。對不可修復(fù)的產(chǎn)品來說，又稱為平均無故障時間。對多數(shù)可修復(fù)產(chǎn)品，則用平均無故障間隔時間表示即“MTBF”(Meantimebetweenfailures)。獄楓爵仲碰洞荔煩禹蘿渣剛科截比雛畸裳姚史敷靶有鎊淄縷惕恩污近拍騙《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.1.2余度技術(shù)（1）可靠性指標獄楓爵仲碰洞荔煩禹蘿渣15（1）可靠性指標飛機電傳操縱系統(tǒng)的可靠性，依軍用規(guī)范規(guī)定，主要由下述幾個可靠性指標描述：1）基本可靠性：70年代初期，國外在新飛機設(shè)計中將平均無故障間隔時間（MTBF）作為飛控系統(tǒng)可靠性指標。對電傳操縱系統(tǒng)，為滿足飛機飛行安全可靠性要求，一般都采用多余度系統(tǒng)，在當前技術(shù)水平下，四余度電傳操縱系統(tǒng)的基本可靠性的目標值（固有值）大約為250小時左右。實際上，基本可靠性除反映組成系統(tǒng)單元的可靠性外，主要反應(yīng)了對系統(tǒng)維修和后勤保障要求。寫允灌斤刀粒帚黍咳日這掛箱味外隧簡酸欽私盾瓜籍咋痔乾巍翻峙室元此《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標飛機電傳操縱系統(tǒng)的可靠性，依軍用規(guī)范規(guī)定，主16（1）可靠性指標通常余度套數(shù)增多，出故障的可能性增多，基本可靠性（即MTBF）就越低，因此，就要增加維修工作量。余度套數(shù)增多，只能提高執(zhí)行任務(wù)的可靠性，即在執(zhí)行任務(wù)期間，保證有足夠高的可靠度，達到任務(wù)可靠度要求因此，在電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計時，應(yīng)對任務(wù)可靠度與基本可靠度間進行權(quán)衡考慮。對數(shù)字電傳操縱系統(tǒng)，若采用在線監(jiān)控技術(shù)，其余度數(shù)可降為三套，這時MTBF可達到350飛行小時。跑酞包活徒烤伶篙鑲漢醋笨嗽統(tǒng)轅喀烹軸琉餅風(fēng)克閏說貳投揚晉悄勞酣載《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標通常余度套數(shù)增多，出故障的可能性增多，基本可17（1）可靠性指標2）完成任務(wù)可靠性：電傳操縱系統(tǒng)，由于有關(guān)工作單元故障造成的每次飛行任務(wù)失敗概率，定義為完成任務(wù)可靠性。國外有關(guān)軍用標準規(guī)定：①如訂貨方未提出對飛機總的完成任務(wù)可靠性要求，規(guī)定電傳系統(tǒng)的完成任務(wù)可靠性要求為：/每次飛行任務(wù)②如訂貨方規(guī)定了飛機總的完成任務(wù)可靠性要求，則電傳操縱系統(tǒng)的任務(wù)失敗概率QM為：QM≤（1-RM）AM式中RM為飛機完成任務(wù)可靠度，AM為電傳操縱系統(tǒng)任務(wù)失敗概率的分配因子（由承包商確定）。綻陷窩根始趁墳填倚磅蠟光攏處琳酮央藕長拎許樸忘犧守如玻逢穿風(fēng)喇末《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標2）完成任務(wù)可靠性：綻陷窩根始趁墳填倚磅蠟光18（1）可靠性指標3）飛行安全可靠性：電傳操縱系統(tǒng)，由于有關(guān)工作單元故障造成的每次飛機損失概率應(yīng)不超過：①如訂貨方規(guī)定了對飛機總的失效概率，則由電傳操縱系統(tǒng)故障引起的飛機每次飛行損失概率QS應(yīng)不超過：QMS≤（1-Rs）As式中Rs為全機總的飛行安全可靠度，As為電傳操縱系統(tǒng)的飛機損失概率的分配因子（由承包商確定）。掐徘彩皖怖遲輕治韓筐鑄膘如二硯恨紀晝晾斬殃隨宰飛典媒蕪底宙芯繪桌《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標3）飛行安全可靠性：掐徘彩皖怖遲輕治韓筐鑄膘19（1）可靠性指標②若訂貨方?jīng)]有給出全機總的飛行安全可靠度，目前，國外電傳操縱系統(tǒng)飛機損失概率的目標植為/飛行小時，這樣的安全可靠要求與機械操縱系統(tǒng)相比較，在數(shù)量級上是相當?shù)摹２嗜A檀兵釩裝患櫻棋噎耕暫腳鑲袍摘欣飾嘩跳試簇庶穢議沃羽氮呸慰懶空《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標②若訂貨方?jīng)]有給出全機總的飛行安全可靠度，20表7.1電傳系統(tǒng)部件和裝置的可靠性裝置及部件名稱故障率(10-6/小時)陀螺加速度計線性可變差動變壓器數(shù)字計算機803510330計算機模擬輸入接口100-150大氣數(shù)據(jù)計算機(帶自檢的雙重系統(tǒng))電源系統(tǒng)助力器500.0020.5輥鈞擾吞謗鑼芽置傳諺頤國分舟腳目噸介瓤蔡奔迄刻捍飼附能梭是桅連弟《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課表7.1電傳系統(tǒng)部件和裝置的可靠性裝置及部件21（1）可靠性指標對電傳操縱系統(tǒng)來說，要實現(xiàn)上述安全可靠性指標是困難的。對單套電傳操縱系統(tǒng)來說，由于它是由眾多的電氣電子部件構(gòu)成的，盡管每個部件的可靠性已經(jīng)很高，組合起來形成的系統(tǒng)，其可靠性指標仍然難于提高，通常僅能達到/飛行小時。為了進一步提高單套電傳操縱系統(tǒng)的可靠性，努力提高系統(tǒng)元部件的精度和可靠性是一個重要的方面，然而，這種方法是有限的常常是付出的代價很大，可靠性提高的并不顯著，也達不到要求的可靠性指標。為了實現(xiàn)電傳操縱系統(tǒng)的可靠性指標，目前采用的主要方法是使用余度技術(shù)。喇幕殖侮材妥屑棋兼征兜幸油創(chuàng)毗賓恩母拯瓜噬弓熒材靴外返麓浸老吃功《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（1）可靠性指標對電傳操縱系統(tǒng)來說，要實現(xiàn)上22（2）余度技術(shù)現(xiàn)代飛機的電傳操縱系統(tǒng)，一方面必須要能可靠地實現(xiàn)原機械操縱系統(tǒng)對飛機的不同操縱；另一方面更為重要的是，電傳操縱系統(tǒng)還采用桿指令的前饋信號以及各種不同形式的反饋信號，使飛機具有不同的響應(yīng)特性以及優(yōu)秀的飛行品質(zhì)。為了實現(xiàn)對飛機的可靠操縱和在整個飛行包線內(nèi)具有所要求的響應(yīng)特性和優(yōu)秀的飛行品質(zhì)，系統(tǒng)的安全可靠性對于研制和開發(fā)電傳操縱系統(tǒng)來說是十分重要的。而解決系統(tǒng)安全可靠性最有效的方法就是采用余度技術(shù)。絹吏峽峽乃烘縱砷厘拘豪往陸扎奇廓繁惜吮茄喝峰斟館拒陳鋒孝懲鐐里舞《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)現(xiàn)代飛機的電傳操縱系統(tǒng)，一方面必須要能可靠地實23（2）余度技術(shù)1）余度技術(shù)定義：所謂余度技術(shù)，即用多重可靠性較低的相同或相似的元部件組成可靠性較高的系統(tǒng)，一般稱其為冗余系統(tǒng)。如何構(gòu)成余度系統(tǒng)并使其達到所要求的可靠性指標以及使系統(tǒng)成本降低，這是采用余度技術(shù)需要深入研究的問題應(yīng)當指出，現(xiàn)今的電傳操縱系統(tǒng)多數(shù)為數(shù)字式系統(tǒng)，因此，系統(tǒng)的可靠性除了硬件可靠性外，還存在軟件可靠性問題。卑澎哉撤叼詭疊揍澈蛆圣蘊捐值同慈噬歲飛挽起估謬營娩楷喉礎(chǔ)供廉球摹《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)1）余度技術(shù)定義：卑澎哉撤叼詭疊揍澈蛆圣蘊捐值24（2）余度技術(shù)余度系統(tǒng)應(yīng)滿足下列三個條件：①對組成系統(tǒng)的各個部分具有故障監(jiān)控、信號表決的能力。②一旦系統(tǒng)或組成系統(tǒng)的某部分出現(xiàn)故障，應(yīng)有故障隔離能力即應(yīng)有二次故障能工作的能力。③出現(xiàn)故障后，系統(tǒng)能重新組織余下的完好部分，具有故障安全能力，并在少量降低性能指標的情況下承擔(dān)任務(wù)?？梢?，采用余度技術(shù)的實質(zhì)是通過消耗、應(yīng)用更多的資源換取可靠性的提高。皖躲即呸抨寬兇峙域汀妄惡結(jié)弄字糕降冗斜匣鋒峭良憤觸哄敵虹山扣噬戍《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)余度系統(tǒng)應(yīng)滿足下列三個條件：皖躲即呸抨寬兇峙域25（2）余度技術(shù)2）余度技術(shù)的類型及分類：從余度結(jié)構(gòu)分，有三種型式：①無表決無轉(zhuǎn)換的余度結(jié)構(gòu)：這種系統(tǒng)，當結(jié)構(gòu)中任一部件故障時，不需要外部部件完成故障的檢測，判斷和轉(zhuǎn)換功能如并聯(lián)開關(guān)系統(tǒng)；②有表決無轉(zhuǎn)換的余度結(jié)構(gòu)：這種系統(tǒng)需要一個外部元件檢測和作出判斷（即表決），但不要完成轉(zhuǎn)換功能，如多數(shù)表決邏輯系統(tǒng)；③有表決有轉(zhuǎn)換的余度結(jié)構(gòu)，這種系統(tǒng)需要一個外部元件檢測判斷、并轉(zhuǎn)換到另一個通道或系統(tǒng)，以代替故障通道或系統(tǒng)，如備分式余度等。凄覓諄沏菜玄庫昆尿柞酵騎竹把習(xí)辱侈予胸隧謎梳嘶菌永挫零醛摧森互怎《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)2）余度技術(shù)的類型及分類：凄覓諄沏菜玄庫昆尿柞26（2）余度技術(shù)從余度系統(tǒng)運行方式劃分，有兩種型式：①主動并列運行，這種系統(tǒng)有多重系統(tǒng)同時并列工作，由表決器信號選擇器輸出經(jīng)過選擇的正確信號。表決器具有信號選擇功能，如取中值，均值、次大、次小等，可用軟件實現(xiàn)這種系統(tǒng)又稱為表決系統(tǒng)。該系統(tǒng)又分整機余度與分機余度兩種，如圖7-1所示。薛漁修滾釩麻畜顛魔忍膘寂膘砂照派社眼口刀創(chuàng)然癸悍獰傻了窯脫塔哀舟《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)從余度系統(tǒng)運行方式劃分，有兩種型式：薛漁修滾釩27（2）余度技術(shù)圖7-1主動并行運行余度型式喪揣毖霍耘撅筏洞牌墅湛撞嶼域轅福過剎壇庚隨護常憶疚論饋司纏販扇珠《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)圖7-1主動并行運行余度型式喪揣毖霍耘撅筏洞28（2）余度技術(shù)②備用轉(zhuǎn)換運行，這種系統(tǒng)中一個或部分分系統(tǒng)工作，其余分系統(tǒng)處于備用狀態(tài)。當工作的分系統(tǒng)有故障時，通過監(jiān)控裝置檢測出故障并轉(zhuǎn)換至備用的完好分系統(tǒng)，使系統(tǒng)繼續(xù)正常工作。這種系統(tǒng)又分為熱貯備系統(tǒng)與冷貯備系統(tǒng)兩種。前一系統(tǒng)與工作系統(tǒng)處于同步隨動狀態(tài)，但輸出不起作用。后一種系統(tǒng)處于中立位置,僅在轉(zhuǎn)換時才啟動工作。從上述分類中可見設(shè)計余度系統(tǒng)時，主要是解決余度數(shù)和表決、監(jiān)控的設(shè)置及運行方式。防淺葵美糞徊柄大瞻氖素榷煥惦秉膠弦詣擂狡賺伶脫華薪煌匝池堂馭雁嫉《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）余度技術(shù)②備用轉(zhuǎn)換運行，這種系統(tǒng)中一個或部分分系統(tǒng)工29四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)肌老沉錄勛掄扼藐堡咒梭競梁飽禿坪汛厘措巴引伸慘溜噎半妥潘虱差計浦《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)肌老沉錄勛掄扼藐堡咒梭競梁飽禿坪汛30[四余度桿力傳感器]―接收駕駛員指令輸入信號[四余度傳感器]―含速率陀螺與加速度計，用于提供增穩(wěn)信號；[四余度的綜合補償器]―是電子組件，也是模擬式飛控計算機完成數(shù)據(jù)處理、增益調(diào)整、濾波、動態(tài)補償、信號放大等功能；[四余度表決器/監(jiān)控器]―也是飛控計算機中的功能，其中表決器（又叫信號選擇器）：完成信號選擇；監(jiān)控器則實現(xiàn)故障監(jiān)控、檢測、識別及隔離故障信號，使其不傳到舵機上去。[余度舵機]―四個舵回路輸出通過機械裝置其同操縱一個助力器使舵面偏轉(zhuǎn)。若有2個舵回路是故障信號，助力器仍可按正確信號工作，具有雙故障工作能力。瞥往麻矢畢意乖各汛汾洪歐庶顫捅端力厚舷京媽胃甜釜原癌根緘飾合蹄尿《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課[四余度桿力傳感器]―接收駕駛員指令輸入信號瞥往麻矢畢意乖各31（3）非相似余度技術(shù)在采用多通道方法構(gòu)成余度系統(tǒng)時，如果各通道均采用相同的硬件和軟件則容易發(fā)生共點故障。非相似余度技術(shù)就是采用完全不同的硬件和軟件來組成余度通道，產(chǎn)生和監(jiān)控飛行控制信號，從而可以避免多通道余度系統(tǒng)的共點故障、達到高的可靠性。例如，現(xiàn)代先進民用飛機，要求電傳操縱系統(tǒng)的失效故障概率達到/飛行小對，故均采用非相似余度技術(shù)。

角罕宦純雪斷盎棚吸壁錠瓜屯肪貴跨劊越牽姓班含項文稚玩述斯惰令鵝雛《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）非相似余度技術(shù)在采用多通道方法構(gòu)成余度系統(tǒng)時，如果各通32（3）非相似余度技術(shù)B777飛機的主飛行控制計算機是三余度的，是由三個完全相同的數(shù)字主飛行操縱計算機構(gòu)成的。每個主飛行計算機從三余度的ARINC629總線上接收信息，并完成控制律及余度管理的計算，但每條通道計算機的計算機指令僅送給三條總線不同的一條總線上,以防止共點故障。此外，每套主飛行計算機通道又包含有三個數(shù)字計算機處理器，這些處理器均采用了非相以余度技術(shù)。三個處理器的硬件分別采用AMD29050：Motorola68040，Intel80486。飛行軟件是用Ada高級語言編寫的，但是由三組不同的人員按非相似余度原則來編碼的。飼含鏡烘段刃鞋眺添眷締忱忿淀屈來羌撩戚板服瓢疾隸毖戳良嘯檻珍成恫《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）非相似余度技術(shù)B777飛機的主飛行控制計算機是三余度的33（3）非相似余度技術(shù)A320飛機的電子飛行控制系統(tǒng)也是非相似余度結(jié)構(gòu)。該系統(tǒng)的計算機由兩個獨立系統(tǒng)組成：兩臺副翼/升降舵計算機三臺擾流片/升降舵計算機，五臺計算機中的任一臺均可控制飛機安全飛行。這兩種計算機系統(tǒng)的硬件是不同的，前者是Motorola公司的68000微機，后者是Intel公司的8000微機，這兩套系統(tǒng)相互獨立，相互間不傳輸信號。每臺計算機又分為兩個通道，一個通道產(chǎn)生控制指令并傳遞給舵機，而另一條通道，監(jiān)控其結(jié)果，當兩者計算結(jié)果不一致時，則該臺計算機被切除。每個通道采用不同的軟件結(jié)構(gòu)，控制指令用Pascal高級語言編程，監(jiān)控通道則用匯編語言編程，并且每個通道均由不同人員獨立開發(fā)。稱砸寺澗熊券廚啊俯圍姚位媚廁碳社涯出瑚鋸鼎彭獸峙喻寧獅劍紹本燴窖《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）非相似余度技術(shù)A320飛機的電子飛行控制系統(tǒng)也是非相似34（4）解析余度技術(shù)與硬件余度相對照，解析余度不是通過“相似”硬件的多重設(shè)計，而是用數(shù)學(xué)（軟件）方法來構(gòu)成余度的。它通常采用與測量變量有關(guān)的物理過程的解析模型來形成余度?，F(xiàn)階段采用的多套硬件余度有一個本質(zhì)的弱點，其基本可靠性平均無故障間隔MTBF會成倍下降，給地面維護工作增加了負擔(dān)。解析余度技術(shù)可以實現(xiàn)在提高系統(tǒng)安全可靠性的同時，又可以保證系統(tǒng)的MTBF不降低。目前解析余度技術(shù)還處于初步研究開發(fā)階段。最箋勛圖通噪批阮類塢限寵寶卉鷹客撻鴦礁烹反鶴酚尼岸盂趙涂險贖血類《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（4）解析余度技術(shù)與硬件余度相對照，解析余度不是通過“相似”35（5）備份系統(tǒng)為了使電傳操縱系統(tǒng)有極高的安全可靠性，除了主余度通道體，還設(shè)有備份系統(tǒng)(或通道)，以保證主余度通道萬一失效后，飛機能安全返航和著陸?，F(xiàn)代飛機的電傳操縱系統(tǒng)多數(shù)都設(shè)置有備份通道，主要的目的是，當電傳操縱系統(tǒng)由于系統(tǒng)主要余度部件（如重要的傳感器,計算機處理器等）完全失效時，或電傳系統(tǒng)受到環(huán)境因素（如雷電或電磁干擾等）以及軟件共點故障的影響完全失效時，以保證飛機有所要求的生存能力。松逞錯冒蝶茸啃竅曝絨蛾暖恍瓣氰吱縣早慢拼彎謬債旨裝垢描孽曾冠銹悄《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）備份系統(tǒng)為了使電傳操縱系統(tǒng)有極高的安全可靠性，除了主余36（5）備份系統(tǒng)為了實現(xiàn)備份通道的目的，通常要求備份通道的功能及結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高。在保證整個飛行包線內(nèi)至少具有3級飛行品質(zhì)和著陸階段具有2級飛行品質(zhì)的前提下，力求使系統(tǒng)簡單可靠，同時，它應(yīng)與主余度通道是非相似的，盡量采用不同的信號傳遞介質(zhì)。目前多數(shù)采用下述幾種類型的備份通道①采用多余度的模擬式備份通道。由于模擬式系統(tǒng)的抗電磁干擾能力強于數(shù)字式系統(tǒng)，并且它沒有軟件故障問題，因此它是一種較好的數(shù)字式系統(tǒng)備份通道。如AFTI/F-16即采用三余度模擬式備份系統(tǒng)。壩詳秋敝扒隕輝府其星配牽猖巖嘻昆但酌槳睡締龔藥嚷泰波穎鴨臻藤紫笑《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）備份系統(tǒng)為了實現(xiàn)備份通道的目的，通常要求備份通道的功能37（5）備份系統(tǒng)②多余度的數(shù)字式備份系統(tǒng)。盡管備份系統(tǒng)仍然是數(shù)字式的，但它與主余度系統(tǒng)是非相似的。如F-16C/D飛機主余度系統(tǒng)是四余度數(shù)字系統(tǒng)，而備份系統(tǒng)，是一個軟件不相同的四余度數(shù)學(xué)系統(tǒng)。③機械備份系統(tǒng)。采用機械備份系統(tǒng)時，無法實現(xiàn)備份時飛機的控制增穩(wěn)，因此，這種飛機本身必須是靜穩(wěn)定的，且在無增穩(wěn)及控制增穩(wěn)的條件下，飛機具有可接受的飛行品質(zhì)例如F/A-B的縱軸備份系統(tǒng)就是機械式的，該飛機本身是靜穩(wěn)定的，在機械操縱系統(tǒng)控制下也具有可接受的飛行品質(zhì)榜槐騎嚇鞭惑醚洱課朽鑰爾衡磷漏囤馴病仙象穢卜獄猩清感坍多死則康爭《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）備份系統(tǒng)②多余度的數(shù)字式備份系統(tǒng)。盡管備份系統(tǒng)仍然是38（5）備份系統(tǒng)為了增強飛機控制系統(tǒng)的可靠性和飛機的安全性，在現(xiàn)代采用電傳系統(tǒng)的先進民用飛機上，往往還采用雙重備份系統(tǒng)，如B777的主飛行操縱系統(tǒng)中除了具有模擬式備份系統(tǒng)（當系統(tǒng)處于直接操縱模態(tài)時）外，還采用機械式的配平操縱系統(tǒng)作為主飛行操縱系統(tǒng)的應(yīng)急備份系統(tǒng)。如前所述，采用獨立備份系統(tǒng)具有很多優(yōu)點，特別是可使飛行員和用戶在使用一種新的數(shù)字式飛行控制系統(tǒng)方面增加信心，使系統(tǒng)防失控的可靠性增加，保證飛機在某些危險故障對安全飛行。綿本簾氟所慷瑚布印揍愚糟捌妓鎳貓瞳痛障灼毆虛硒貍痕茁勾詫峽互益羚《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）備份系統(tǒng)為了增強飛機控制系統(tǒng)的可靠性和飛機的安全性，在39（5）備份系統(tǒng)但采用備份系統(tǒng)也存在某些缺點。采用備份系統(tǒng)將使系統(tǒng)的復(fù)雜性增加，提高了設(shè)計和研制的成本。此外，它將可能成為飛控系統(tǒng)額外的故障源，當數(shù)字主系統(tǒng)沒有問題時，獨立備份系統(tǒng)可能形成問題，如意外的自動接通或駕駛員有意或無意接通。此外，獨立備份系統(tǒng)還要求進行額外飛行試驗，要求飛行員進行額外的訓(xùn)練掌握這種操縱狀態(tài)。在電傳操縱系統(tǒng)設(shè)計時，還必須進行精心設(shè)計，以保證兩種系統(tǒng)可以實現(xiàn)良好的轉(zhuǎn)換。兩茂惡狡罷粉循詐紫膚肢巖讒鱗幅旗笑妓糧惹蛔具笆宗看怖旁俠蔓掣齡撫《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）備份系統(tǒng)但采用備份系統(tǒng)也存在某些缺點。采用備份系統(tǒng)將使407.1.3電傳操縱系統(tǒng)的特點與分類（1）特點1）FBW系統(tǒng)主要靠電路傳遞飛行員指令，因而在這種系統(tǒng)中不再含有機械操縱系統(tǒng)。a）這有利于提高飛機戰(zhàn)場的生存能力。由電路代替機械桿系，可使飛機操縱系統(tǒng)被炮火擊中的概率減小，提高戰(zhàn)場生存能力。芭祥邢懾躁饒筒嫩噪過擁夯糊姿堵滓炯瘦傻陽評黎杖嗆鐐杰玫逢狄娘冒普《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.1.3電傳操縱系統(tǒng)的特點與分類（1）特點芭祥邢懾躁饒筒41b）此外，因無機械桿系，可以減輕重量，消除機械系統(tǒng)存在的間隙摩擦等非線性與彈性變形的影響，有利微小信號傳遞。c）因無機械桿系，無復(fù)合搖臂裝置，可克服力反傳，功率反傳現(xiàn)象，從而不會引起駕駛桿非周期振蕩。笑八尿走置獵銜金夸編傲鈔大默烴顆務(wù)煮拉巫密詩憲宗憤陵吊盤燭據(jù)抉作《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課b）此外，因無機械桿系，可以減輕重量，消除機械系統(tǒng)存在的間隙422）全權(quán)限的控制增穩(wěn)系統(tǒng)―可在整個飛行包線內(nèi)滿足及改善飛行品質(zhì)的要求。3）多余度配置―保證不亞于機械操縱系統(tǒng)的可靠性，通常用飛機損失概率作為飛行安全可靠性指標。軍用飛機一般要求失效率≯次/飛行小時，民航機為次/飛行小時。駐囂磐涼炙放它咎域柵期候夾雜溪篙舍佃靴淬共嗅坍稀聶蝸扎爛哮齲契抿《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）全權(quán)限的控制增穩(wěn)系統(tǒng)―可在整個飛行包線內(nèi)滿足及改43（2）分類電傳操縱系統(tǒng)基本上可分為兩類：數(shù)字式電傳操縱系統(tǒng)模擬式電傳操縱系統(tǒng)1）模擬式電傳系統(tǒng)

模擬式電傳系統(tǒng)是去掉了機械操縱的控制增穩(wěn)系統(tǒng)，它是多余度的。在這種系統(tǒng)中主要包括模擬式傳感器，舵機及模擬式電子組件（模擬計算機），這就是說系統(tǒng)的一切部件和電路均是由單功能的硬件組成，通過這些硬件來實現(xiàn)控制律與余度管理褂錫沿蕊頭忻現(xiàn)當條瀕戒提洪遵倆道所鹵儈恩壺歪鄲頻鮮殲邑難效抬蠕窟《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）分類電傳操縱系統(tǒng)基本上可分為兩類：褂錫沿蕊頭忻現(xiàn)當條44單通道模擬式系統(tǒng)的組成

懲蜀袋哮瞳扇證糯瘋逮銜陋柳究勃莢農(nóng)青夸錯誓砧知抨叛蔭瞧于爸斂忍臆《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課單通道模擬式系統(tǒng)的組成懲蜀袋哮瞳扇證糯瘋逮銜陋柳究勃莢農(nóng)青45原理：變增益在于使信號適合飛行狀態(tài)的變化，有時為防止結(jié)構(gòu)共振與顫振，還加結(jié)構(gòu)濾波，由于模擬式元部件及技術(shù)在自動駕駛儀與增穩(wěn)系統(tǒng)中用了多年，技術(shù)較成熟。缺點：這種系統(tǒng)缺點是系統(tǒng)中每一個細小功能都要用特定的硬件或電路來實現(xiàn)，所以結(jié)構(gòu)復(fù)雜，尤其在實現(xiàn)多余度管理之后，系統(tǒng)就更龐雜，且不精確，因此近年代逐漸被數(shù)字式電傳系統(tǒng)所代替。楔芋硫形示狡沏悼恐險顧汁庚暑擊煩募拄高睫伺坊參布聯(lián)膝式苛磋頌浮鋒《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課原理：楔芋硫形示狡沏悼恐險顧汁庚暑擊煩募拄高睫伺坊參布聯(lián)膝式462）數(shù)字式系統(tǒng)

數(shù)字系統(tǒng)又分兩種，即：

目前所用的數(shù)字式電傳，實際上是混合式系統(tǒng)（半數(shù)字系統(tǒng)）

串庸胃村鞏蔭亨插漳砍誕糯在嗡罪籮匪餓請挪爪幸劣乘塌蓬叁賽揉井眠吐《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）數(shù)字式系統(tǒng)數(shù)字系統(tǒng)又分兩種，即：目前所用的數(shù)字式電傳477.1.4電傳操縱系統(tǒng)的功能與控制原理電傳操縱系統(tǒng)實際上是在控制增穩(wěn)基礎(chǔ)上，取消不可逆助力機械操縱通道，只保留駕駛桿經(jīng)桿力傳感器輸出電氣指令信號的通道構(gòu)成的。無論模擬式或數(shù)字式系統(tǒng)的功能與控制原理都是相同的。對每一種給定的飛機來說可能有不同的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和功能要求，也即有不同的控制規(guī)律，但是在基本方面將是大同小異的。

吮熟寞誕訓(xùn)甫肌蚊目危杰吵巡圾僚嘆教押踴沼雅酌險壽軋莎糟唉乘摯頁趟《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.1.4電傳操縱系統(tǒng)的功能與控制原理電傳操縱系統(tǒng)實際上是48單通道縱向電傳操縱系統(tǒng)的組成及工作原理

嚙婉沸枚慷耕赦闌賠鄙臥累麻啡假受室芋須療鈉吾磨榔貶習(xí)痘他墨殼濺躁《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課單通道縱向電傳操縱系統(tǒng)的組成及工作原理嚙婉沸枚慷耕赦闌賠鄙49電傳操縱系統(tǒng)比控制增穩(wěn)系統(tǒng)在前向通道中增加了自動配平網(wǎng)絡(luò)，過載限制器以及為補償飛機靜不穩(wěn)定而設(shè)置的放寬靜穩(wěn)定性回路（RelaxedStaticStabilityRSS）。如果飛機是穩(wěn)定的，則不必引入RSS。為提高飛機安全性，在反饋通道內(nèi)增加了迎角/過載限制器。NSS、PSS為中性速度穩(wěn)定性控制律及正速度穩(wěn)定性模態(tài)。7.1.4電傳操縱系統(tǒng)的功能與控制原理浦滑性駱很月武慈娟寇行屢仰俱潰菜謬爹渭俏甫雜糾逢作痹屎抓歹貨風(fēng)椒《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課電傳操縱系統(tǒng)比控制增穩(wěn)系統(tǒng)在前向通道中增加了自動配平網(wǎng)絡(luò)，過50中性速度穩(wěn)定性控制律概念：中性速度穩(wěn)定性：以任意速度飛行時，飛機速度都是穩(wěn)定的。中性速度穩(wěn)定性控制律（NSS）：在不需要駕駛員施加穩(wěn)態(tài)桿力或配平輸入情況下，系統(tǒng)本身具有補償隨飛行速度變化所需平尾配平能力的控制律，稱為中性速度穩(wěn)定性控制律。飛機在跨音速飛行時，會出現(xiàn)速度不穩(wěn)定現(xiàn)象，引起縱向力矩不平衡，駕駛員必須及時操縱平尾加以修正。采用比例加積分式控制律可以使平尾自動偏轉(zhuǎn)修正。所以比例加積分式控制律又稱為中性穩(wěn)定性控制律。仆誼潛失孵犁灑蔽套倘紫系皚瘍縱紀踢拄慮奉鍵鵑葉斂翼墳賓亥宿渦巾逞《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課中性速度穩(wěn)定性控制律概念：中性速度穩(wěn)定性：以任意速度飛行時，51正速度穩(wěn)定模態(tài)（PSS）：采用比例加積分控制律后，舵面的偏轉(zhuǎn)與桿位移不再是比例關(guān)系，不能滿足起飛與著陸時駕駛員對于固定關(guān)系的要求。因此在起飛與著陸時，應(yīng)斷開積分環(huán)節(jié)，改接比例控制律。此時飛機速度較小，處于正速度穩(wěn)定性狀態(tài)（速度是穩(wěn)定的），相應(yīng)的工作模態(tài)稱為正速度穩(wěn)定性模態(tài)。區(qū)謗債熬眶逮丁娟奢裝娩另勵割舍孟語輻趕瑰序腐瞎俞箭意氧綁么濘粘算《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課正速度穩(wěn)定模態(tài)（PSS）：采用比例加積分控制律后，舵面的偏轉(zhuǎn)52電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：

電氣指令通路：它的功能相當于機械操縱系統(tǒng)中除助力器以外的全部功能，它是駕駛員通過桿力傳感器輸出電氣指令信號的通路。如上圖中最上面一條通路的前半段機械預(yù)載：這個環(huán)節(jié)提供一個死區(qū)，其作用是防止飛行員動作疏忽，而引起不應(yīng)有的指令。-防駕駛員疏忽累蠢訝錢欄拒幕愛慚妮噓漱薪窿值餡廢桶隊殷冷回排敬菲秩勝盂知乓漬煩《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：電氣指令通路：它的功能相當于機械53指令梯度：這是個非線性環(huán)節(jié)，其作用是對與桿力成正比的電信號進行整形（非線性整形），以保證飛機在駕駛桿出現(xiàn)大偏轉(zhuǎn)時有大的機動性，而在小桿力操縱時，又不至于有過于靈敏的反應(yīng)。-非線性整形電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：麻立硼孜受供莽氯盞險鼓寨乾乏翱禹農(nóng)佃樟柿浪韋響吊色辱憲炸鴨廊慎牧《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課指令梯度：這是個非線性環(huán)節(jié)，其作用是對與桿力成正比的電信號進54過載限制器：用于保證過載指令永遠不超過最大允許值，對YF－16飛機來講，過載的最大允許范圍為（-4~8）g。原因是：飛機在高速飛行時雖然迎角不大，但若操縱過猛也會出現(xiàn)很大的法向過載，嚴重時可導(dǎo)致飛機結(jié)構(gòu)破壞。為此在指令模型前設(shè)置一個非對稱的限幅電路。過大的過載指令信號經(jīng)限幅電路后，其輸出電壓的最大值受到限制從而限制了平尾的最大偏轉(zhuǎn)角，也就限制了飛機最大法向過載，確保飛機安全。電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：腿破浙米剖惦甚倦諄栗汰濱鄲蟄嶄滔漲濟瑰左桑噶茂六折諒餒榮窟候物山《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課過載限制器：用于保證過載指令永遠不超過最大允許值，對YF－155迎角/過載限制器：飛機低速飛行時，法向過載一般不大但若操縱疏忽，迎角超過某值，就可能使飛機的縱向運動由靜穩(wěn)定變成靜不穩(wěn)定；超過失速迎角時，會造成飛機失速。為此需要設(shè)置迎角限制值。此外當實際迎角大于某值時，（），飛機靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)的值開始正向增大，即靜穩(wěn)定度變大。如果迎角反饋強度不夠，則可能使等效飛機不穩(wěn)定。為增加迎角反饋信號強度，在系統(tǒng)中設(shè)置了值。電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：蛙訓(xùn)渠聘嘉衡臟例叁探新卓鑲腫蘆峨決銳級靳脖雹謹雖漢宏盜門尚劉秉洗《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課迎角/過載限制器：飛機低速飛行時，法向過載一般不大但若操縱疏56實際迎角時，經(jīng)迎角/過載限制器輸出的電壓信號；（限制器不工作）當時，；當時，。引入較強的負反饋，以大大減小駕駛員指令信號，從而限制迎角在某一范圍之內(nèi)，保證低速飛行安全。電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：轎艦秤伺砷館鍵榜案即夷剩賴鴿鮮冤寬損沁射球得答側(cè)米雨首菌呀邱緊瘸《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課實際迎角時，經(jīng)迎角/過載限制器輸出的電壓信號57此外在迎角/過載限制器輸入端還引入信號因為，所以此信號實際上與成正比。不僅取決于迎角，而且還與過載有關(guān)，即該限制器不僅能限制，還可限制過載，具體哪個量起作用取決于哪個量先達到預(yù)定限幅值，故稱為迎角/過載限制器。總之，引入過載限制器、迎角/過載限制器是用來防止飛行員操縱疏忽而危及飛機安全的一種保護措施。前者從信號輸入端、后者從反饋端進行保護，大大改善了飛機操縱性能。耶剮話毫榮叁辜災(zāi)滌懷騙另駱凹碴庫壺檸日坷加伐致桃浚屜瞧懾倘痹蝶活《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課此外在迎角/過載限制器輸入端還引入信號58自動配平網(wǎng)絡(luò)：在系統(tǒng)正向回路中引入自動配平網(wǎng)絡(luò)當開關(guān)處于圖中位置時，系統(tǒng)具有中性速度穩(wěn)定性控制律（NSS），當開關(guān)處于PSS位置時，系統(tǒng)具有正速度穩(wěn)定性控制律。對于NSS，是由積分器構(gòu)成的控制環(huán)節(jié)，傳函為:電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：各徒銷重蝶櫻峙要蔽預(yù)操瘩魂翰釀訪孤絢惹蛻鉑邵炮尉迄霓備污畜啊歲步《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課自動配平網(wǎng)絡(luò)：在系統(tǒng)正向回路中引入自動配平網(wǎng)絡(luò)電傳59由FA（S）可知：在高頻區(qū)此環(huán)節(jié)近似為一個比例環(huán)節(jié)，使整個系統(tǒng)具有快速響應(yīng)的優(yōu)點。在低頻區(qū)此環(huán)節(jié)近似為一個積分環(huán)節(jié)，使系統(tǒng)具有一階無靜差的特點（即中性速度穩(wěn)定性NSS）有了這個自動配平網(wǎng)絡(luò)，可使駕駛員在完成操縱后，可以松桿。

涎腺祁蜜拖柱治潔謗蓉揭件卻告挎突擦癬尋捂邁哉混世評卒鍛指逢桌孺哈《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課由FA（S）可知：在高頻區(qū)此環(huán)節(jié)近似為一個比例環(huán)節(jié)，使整個系60在場域飛行階段控制律轉(zhuǎn)換為PSS,，系統(tǒng)變?yōu)楸壤h(huán)節(jié)。此時飛機的阻尼可能會減小，因此引入吾盂刪佯敷瞪辱天企乏吸簇矩嘯肚典述腺預(yù)朔卯蘋接繕吵湘瓢龜萍攻秒贖《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課在場域飛行階段控制律轉(zhuǎn)換為PSS,61放寬靜穩(wěn)定性回路：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。放寬靜穩(wěn)定度：為獲得高機動性，常將飛機設(shè)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。

電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：吻毋知友幅欺里桂峙貯擾緞省避限吳碼砒西曼薊期熔夸逼唱銹睹構(gòu)丙卜鴕《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課放寬靜穩(wěn)定性回路：放寬靜穩(wěn)定度（RSS）是主動控制技術(shù)的主要62為彌補亞音速小迎角飛行時飛機靜穩(wěn)定性不足，在系統(tǒng)中引入了迎角反饋，以增大等效飛機的靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，即產(chǎn)生人工穩(wěn)定性，實現(xiàn)放寬靜穩(wěn)定度要求。但這樣會使等效飛機的阻尼比下降，為補償之，又在RSS回路中引入q的反饋，，在增加靜穩(wěn)定性的同時，也相應(yīng)增加系統(tǒng)的阻尼比。

電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：夫帝季菠政世顏豫煽橋戚雨勸搜酉淵疲梨描厘餞奉憋裴君藉世鐘琢篆燒瞪《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課為彌補亞音速小迎角飛行時飛機靜穩(wěn)定性不足，在系統(tǒng)中引入了迎角63機體結(jié)構(gòu)陷幅濾波器：初步設(shè)計飛控系統(tǒng)時，通常將飛機視為剛體，但對高速飛機，為減小阻力，采用了較小細長比的機身和薄翼，飛機應(yīng)視為彈性體。采用結(jié)構(gòu)濾波器使機體結(jié)構(gòu)振動模態(tài)信號得到足夠的衰減指令模型及濾波器：低通濾波器起濾掉高頻噪聲的作用。電傳操縱系統(tǒng)主要功能回路：滄享蛋乞則慘婁碗傘餓凍鏈摻瞳喂撮漁嗡便瞥撈噓簧纏紗嫩藍惑噸胃撈崔《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課機體結(jié)構(gòu)陷幅濾波器：初步設(shè)計飛控系統(tǒng)時，通常將飛機視為剛體，64電傳操縱系統(tǒng)控制律NSS:

PSS:

位懾薊枉聾擬枯哲許謎甕窟麥紀志囂警啊俠衫倫肥妥瞇色臨籽曰渣荷贅汁《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課電傳操縱系統(tǒng)控制律NSS:PSS:位懾薊枉聾擬657.2主動控制技術(shù)7.2.1概述 過去傳統(tǒng)的飛機設(shè)計中，并不考慮飛行控制系統(tǒng)的協(xié)調(diào)和提高整機性能的作用，因此設(shè)計出來的飛機即使不加任何飛行自動控制設(shè)備，也必須是穩(wěn)定可飛的。所加的飛控系統(tǒng)只應(yīng)用在飛機可以提供的控制面（如升降舵、副翼、方向舵等）上，且從安全考慮，其操縱權(quán)限還要受到嚴格限制所以這種飛行控制只能算是“被動”式控制，基本功能是輔助飛行員對飛機進行姿態(tài)和航跡控制。它對飛機構(gòu)型無直接影響，常常會在飛機三大要素的設(shè)計中產(chǎn)生矛盾且難以調(diào)和，從而限制了飛機性能的提高。分椒灑淹樊潮基陣儈佯穎豬規(guī)錯渤境去喊焊渝蝴鯉鈴做迸輩連骸妊罪校俐《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.2主動控制技術(shù)7.2.1概述分椒灑淹樊潮基陣儈佯穎66圖7-12傳統(tǒng)飛機設(shè)計過程硝聘碎僧元器濰狙彤吾侗渦細沛孩苑迫蒼風(fēng)漢熙煥爬瓜低顛轟掩單率隔郁《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課圖7-12傳統(tǒng)飛機設(shè)計過程硝聘碎僧元器濰狙彤吾侗渦細沛孩苑67 傳統(tǒng)飛機設(shè)計過程如圖7-12所示，在總體布局設(shè)計時，主要考慮氣動力，結(jié)構(gòu)和發(fā)動機三大要素，并在它們之間進行折中以滿足飛機的技術(shù)要求。應(yīng)用這種方法設(shè)計飛機，為了獲得某一方面的性能優(yōu)勢，常常必須在其他方面做出讓步和犧牲。常規(guī)飛機設(shè)計過程防韭差健蟻展由炙哎汝癰纂鞘垃伙豺捌兜煮輛憚祥現(xiàn)豌楚漣華佐疽污賴踏《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課 傳統(tǒng)飛機設(shè)計過程如圖7-12所示，在總體布局設(shè)計時，主要68 從七十年代起，出現(xiàn)了一種飛機設(shè)計的新技術(shù)，新思想——即隨控布局設(shè)計思想（即CCV技術(shù)controlconfiguredvehicletechnology），按隨控布局設(shè)計思想來設(shè)計飛機，可為飛行控制的需要專門設(shè)置必要的控制面。這種飛機，如沒有某些必備的飛行控制系統(tǒng)，就根本做不到穩(wěn)定與可靠地飛行。換句話說，飛控系統(tǒng)已是飛機不可分割的一部分。這種飛機的布局是按氣動、結(jié)構(gòu)、推進和自動控制四個基本要素來協(xié)調(diào)確定的，因此飛行控制系統(tǒng)，在飛機設(shè)計時，可以對飛機提出新的控制面結(jié)構(gòu)要求，而且可以實現(xiàn)全權(quán)限操縱飛機。這種隨控布局飛機就是應(yīng)用主動控制技術(shù)(ACT－ActiveControlTechnology)的飛機。主動控制技術(shù)飛機設(shè)計力刮烘鉚然疏鏈雹題奔眶泅賴沂錯遇黎戒擠諒慕啤練卯苗鑿啡燒美腸窯辦《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課 從七十年代起，出現(xiàn)了一種飛機設(shè)計的新技術(shù)，新思想——即隨69圖7-13主動控制飛機設(shè)計過程跨結(jié)涌頌哼為階擄灣致硬烴撮過杜夢葷柔與函菜卵捎滾吟籍廁源繃偏熾儉《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課圖7-13主動控制飛機設(shè)計過程跨結(jié)涌頌哼為階擄灣致硬烴70主動控制技術(shù)是六十年代中期首先在美國發(fā)展的一種飛機設(shè)計技術(shù)。六十年代中期，美國空軍的戰(zhàn)略思想發(fā)生了重要變化，從原來的“要導(dǎo)彈不要飛機”，變?yōu)橐l(fā)展機動性好的“空中優(yōu)勢”戰(zhàn)斗機，并且認為要使戰(zhàn)斗機的機動性有更大的改善，當前最有希望的突破口就是主動控制技術(shù)。

在上述這種需求和技術(shù)條件基礎(chǔ)上，從七十年代開始，世界很多航空工業(yè)發(fā)達國家都相繼開展了主動控制技術(shù)的驗證工作。美國在發(fā)展主動控制技術(shù)方面一直處于領(lǐng)先地位，相繼利用B-52、C-5A、F4、F-8c、YF-16、A-7等飛機作為電傳操縱和主動控制技術(shù)的試驗機。主動控制技術(shù)的發(fā)展：芳兇株葫馬際壇矩爬捶擦累亞試鞏擦底鉸梯詐誓爍咎蔑作歧千酗頁駝村炭《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課主動控制技術(shù)是六十年代中期首先在美國發(fā)展的一種飛機設(shè)計技術(shù)。71從1978到1987年更進一步開展了先進戰(zhàn)斗機技術(shù)綜合驗證機AFTI/F-16計劃，與此同時還開展了X-29前掠翼驗證機計劃，研究主動控制技術(shù)在未來先進戰(zhàn)斗機上綜合應(yīng)用前景，此外，英國用“美洲虎”，西德用F-104G也進行了ACT技術(shù)驗證。英國、西德、意大利三國還聯(lián)合開展了“試驗機計劃EAP”飛機的ACT技術(shù)驗證。日本在八十年代初也利用了T-2先進教練機開展了主動控制技術(shù)論證。法國在幻影2000及4000戰(zhàn)斗機上，也采用電傳操縱系統(tǒng)試驗主動控制功能。我國從78年秋開始，不僅對ACT技術(shù)進行了理論方法方面的研究，而且也完成了驗證機的試飛驗證，取得了可喜的成果。主動控制技術(shù)的發(fā)展：旺劃隱陰浚輕拾耗疹乒薔唯渦靡耘主事鈉妨筑催局矛垛彰杉妒蛻復(fù)玖牧剝《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課從1978到1987年更進一步開展了先進戰(zhàn)斗機技術(shù)綜合驗證機72主動控制技術(shù)主要包括如下內(nèi)容：放寬靜穩(wěn)定性RSS（RelaxedStaticStability）直接力控制DFC（DirectForceControl）機動載荷控制MLC（ManeuveringLoadControl）陣風(fēng)減緩GLA（GustLoadAlleviation）乘座品質(zhì)控制RQC（RideQualityControl）主動顫振抑制FMC（FlutterModeControl）策敖黍紛藝恩氈寢疥怯梧投顴符棕瞄拭念瘩寶頂鱗豁茫茹頒屯鼓噪素識確《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課主動控制技術(shù)主要包括如下內(nèi)容：放寬靜穩(wěn)定性RSS（Rel73這種飛機是放寬靜穩(wěn)定的或本身就是靜不穩(wěn)定的，需要通過控制增穩(wěn)實現(xiàn)人工穩(wěn)定和保證飛機具有期望的飛行品質(zhì)。為實現(xiàn)上述各種機動，飛機都要采用電傳操縱系統(tǒng)，電傳操縱系統(tǒng)是實現(xiàn)各種主動接控制功能的基礎(chǔ)。從氣動布局來說，主動控制技術(shù)都采用多個舵面，如：鴨翼、襟翼、擾流片及推力矢量等。其舵面是組合應(yīng)用的，這使得飛行控制律更加復(fù)雜。主動控制飛機的駕駛艙布局和儀表顯示也和傳統(tǒng)飛機不同，為了方便駕駛員實現(xiàn)非常規(guī)機動，常為駕駛員提供新型操縱，如：側(cè)桿控制器等。為了達到三軸的高過載能力，要求座艙應(yīng)是抗高過載座艙。主動控制技術(shù)飛機的特點：材鶴書仆馱句弓偵潛竟辱輩誕躍端巋臉砌砌撅隊撞囪店音淄恿山鯨烈曳技《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課這種飛機是放寬靜穩(wěn)定的或本身就是靜不穩(wěn)定的，需要通過控制增穩(wěn)74電傳操縱系統(tǒng)與主動控制技術(shù)間的關(guān)系：度互洽橫醒揣項弛礙錄賣博聘仆嘛左貫貶供鳳刪嗣拐囊?guī)湍佅⒀红o呂瑪裹《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課電傳操縱系統(tǒng)與主動控制技術(shù)間的關(guān)系：度互洽橫醒揣項弛礙錄賣博757.2.2放寬靜穩(wěn)定性RSS（1）放寬靜穩(wěn)定性所謂放寬靜穩(wěn)定性（RSS），就是把飛機靜穩(wěn)定性設(shè)計的比正常要求值小，甚至設(shè)計成是靜不穩(wěn)定的，即焦點靠近重心，甚至移到重心之前。通?？刹捎脺p小平尾面積和采用鴨式布局使飛機焦點前移。這種飛機在受到擾動或?qū)嵤C動時不夠穩(wěn)定或者不穩(wěn)定的，對這樣的飛機一般要用自動控制方法來補償其靜穩(wěn)定性。包括縱向與航向，主要講放寬縱向靜穩(wěn)定性。解決縱向靜穩(wěn)定度太大，操縱費力，飛機機動性差的問題。瘧雪嚇虧遮十封堯停論椒檔詣漸閏筐充笑倘挖侖習(xí)距尺剿仁假杉臂梗怖姬《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.2.2放寬靜穩(wěn)定性RSS（1）放寬靜穩(wěn)定性瘧雪嚇虧遮76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(shè)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。

7.2.2放寬靜穩(wěn)定性RSS鬼參與冀獲舵籠也訴貪葫盼慘豹蜂偏誨栽蓉顯到端瘤薛庭狡森薪鶴懶未粗《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課放寬靜穩(wěn)定度（RSS）是主動控制技術(shù)的主要功能之一，對提高飛77（2）問題的提出常規(guī)飛機為保證靜穩(wěn)定性，重心與焦點間距離要滿足一定的數(shù)量要求―即“重心后限”—焦點在重心之后。在平飛配平狀態(tài)下有：其中：l是升降舵配平時上偏引起的向下的力。雞落部譬影柄烯帛它疆警茂咱護肥囂紛睹顱灼酶奶瘩牟毆孰飲腐平仙幣允《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）問題的提出常規(guī)飛機為保證靜穩(wěn)定性，重心與焦點間距離要滿78常規(guī)飛機，焦點在后咯未蔗淘左尸桑抱穿鑷犧車俊習(xí)秸窺建嘗辰桂片續(xù)績腦哄賤剝逝霸養(yǎng)佑溉《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課常規(guī)飛機，焦點在后咯未蔗淘左尸桑抱穿鑷犧車俊習(xí)秸窺建嘗辰桂79存在問題：配平時平尾必須有一個向上偏轉(zhuǎn)，使平尾機動偏度下降，而該配平偏度隨H升高而增加，殲擊機在升限上時，飛機平尾幾乎配平到極限位置，不再有剩余操縱量。從力平衡上看出，L升力既要平衡重力G又要平衡尾翼的負升力，要求平飛迎角α大，造成機翼載荷增加，由于α大而使飛機迎風(fēng)面積和配平阻力加大。配顯眨阻堰據(jù)樊越酶再谷綻淚壩鎂癥耘控稽嵌脫綽桑蛤梢淋少番纖倒八接《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課存在問題：配平時平尾必須有一個向上偏轉(zhuǎn)，使平尾機動偏度下降80高速飛機由于平尾配平偏度大，使尾翼承載大，這就要求設(shè)計堅固的平尾和轉(zhuǎn)軸而導(dǎo)致尾翼重量增大。有的飛機設(shè)計時，重心位置無法滿足在焦點前一定距離的要求，而不得不給飛機前機身加配重―這是不合理的。放寬靜穩(wěn)定就是針對上述問題提出來的。存在問題：塘碗衛(wèi)靶樞憶甲伺卯扎銥拷腹酗蚜附分杉磺醇涅做吞寫捂誤拍誓稚竅瘧示《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課高速飛機由于平尾配平偏度大，使尾翼承載大，這就要求設(shè)計堅固的81（3）設(shè)計思想和基本原理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(yīng)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（∵偏度小）掄噴掌廠壁柳救歧侖勃評霧院津掩瘟哼貌榨宦攝養(yǎng)真壩繹冰粗彤袖艷扯股《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）設(shè)計思想和基本原理RSS主要是解決與配平狀態(tài)有關(guān)的性能82靜不穩(wěn)定CCV飛機藥梳彰星間買妙野龜啊祁廣粵康港磺慮綢忱認敗饒大庶裔蘭茍遙漾鎢漬糕《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課靜不穩(wěn)定CCV飛機藥梳彰星間買妙野龜啊祁廣粵康港磺慮綢忱認83（4）系統(tǒng)方案與控制原理1）結(jié)構(gòu)方案：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。隸卡汀出沸佐格扦飼疽庚販紐艾啤娜厲咋彌格竅村棍玄懼災(zāi)貫盟爺賠作獎《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（4）系統(tǒng)方案與控制原理1）結(jié)構(gòu)方案：隸卡汀出沸佐格扦飼疽庚842）控制原理俯仰力矩系數(shù)為：對俯仰力矩系數(shù)求導(dǎo)數(shù)得：短周期中靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)起重要作用

滓募栽片沸珍宜棕耿勿躇鋒牢防幣役而歪酪岔蛾夸伍僑餓曼趕腸娟疑鏡尺《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）控制原理俯仰力矩系數(shù)為：滓募栽片沸珍宜棕耿勿躇鋒牢防幣85又其中：

為全機焦點在平均氣動弦上的相對位置為飛機重心在平均氣動弦上的相對位置示氣碳搞爭示仆宗予董摻擂亦桔瘦滿啼彩皋梭髓憊驗憫系刨產(chǎn)情怎償仲苯《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課又其中：為全機焦點在平均氣動弦上的相對位置為飛機重心在平86常規(guī)布局飛機，且∴飛機為靜穩(wěn)定的。若時，（重心后移）則，飛機為靜不穩(wěn)定的。現(xiàn)在通過控制系統(tǒng)增加靜穩(wěn)定性，就必須在出現(xiàn)時，使平尾向下偏，以產(chǎn)生低頭力矩去抵消抬頭力矩，形成實際上靜穩(wěn)定的飛機―即用迎角反饋。

娩瑞吭練布輛耶雪飛咽瘩隅到啪戚冤啼濰掇梅霞砰幕澡昌矣嗚篙序泰艾是《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課常規(guī)布局飛機，873）控制方案：a）迎角反饋：利用迎角反饋補償飛機的靜穩(wěn)定性，是目前廣泛采用的控制律。經(jīng)限幅，低通濾波，按恒定傳動比加到伺服器入端?？们瓚终艺偈砑饓K關(guān)廈漿沫患掌高痊慨歲苛怖前張姐閏談瑩散蓖雀凜怯《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課3）控制方案：a）迎角反饋：棵黔懼找召薯棘桂塊關(guān)廈漿沫患88特點：直觀：直接用于補償靜穩(wěn)定性。有適應(yīng)性―可省去對傳動比調(diào)參。信號是全量（包含配平分量）∴不能從自動配平積分環(huán)節(jié)之前加入。對傳感器測量精度要求高―是實現(xiàn)中的關(guān)鍵?？餐跁缗蕚シ瓋磶浰用脛?chuàng)懂鄖挺囂腑中泰引撇后晃榴忠啞篙棠苞練《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課特點：直觀：直接用于補償靜穩(wěn)定性。傀凡瞳囤曠攀偉翻兇帥它嫌妹89b）過載反饋：在RSS中較少用來增加靜穩(wěn)定性，原因是：用補償靜穩(wěn)定性不如用補償效果好―需要按重心位置調(diào)參。結(jié)構(gòu)上不如用反饋簡單（∵需要調(diào)參機構(gòu)）測量受傳感器安裝位置影響大，此外，還影響閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性。賺算靖贓勸舉錯諄炊葬胎戀概駝霖溺受灼迷膜臍軌陡計勢宏辯霹宋謬拿?！断冗M飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課b）過載反饋：在RSS中較少用來增加靜穩(wěn)定性，原因是：賺算靖90c）滯后俯仰速率反饋：這是反饋的一種代替，∵即q經(jīng)滯后濾波后可代替，測q比測容易準確，但滯后濾波器中參數(shù)必隨重心調(diào)整，所以工程上用起來是很難的。售脹兄兄腕調(diào)熊闡忱裕戒迢償廷毖懦諾滌鹼簽氫帛融單烙員魯塌裕鵑須牡《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課c）滯后俯仰速率反饋：這是反饋的一種代替，售脹兄91（5）采用RSS布局的益處1）提高飛機的升阻比前已講過，放寬靜穩(wěn)定性的飛機尾翼升力與機翼升力方向一致，使全機升力增加。而且同一升力系數(shù)在靜不穩(wěn)定情況下迎角比靜穩(wěn)定情況下迎角小，所以升致阻力小。均控囊矢霧淋收晃葬切攘土牟苫螞紅鳳朽乖捧愚壘圍毫汪噎浮取福晨幽銷《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（5）采用RSS布局的益處1）提高飛機的升阻比均控囊矢霧淋收922）提高平飛時的加速能力采用放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)，除提高飛機可用升力外還可提高平飛時加速能力。平飛加速度為：在平衡狀態(tài)下，由于阻力小，使相同推力下的增大，即增加了飛機水平加速性能。跑溜污姑碘生詐鞘約胖窄前胳麓碌靶彝抄仁謙上孜窟倡淋蕾訓(xùn)扒被塞丹峪《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）提高平飛時的加速能力采用放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)，除提高飛機可用933）減小飛機盤旋半徑飛機水平盤旋時，盤旋半徑R為：由于靜不穩(wěn)定飛機可使全機升力增加，法向過載也必然增大，使飛機盤旋半徑R減小，從而提高了飛機機動性。爽乘咨型躺帳旦險吐物星溯籮沉雄眾去泄芹逮軒悠恢葫氓龜害島潦準就嫂《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課3）減小飛機盤旋半徑飛機水平盤旋時，盤旋半徑R為：爽乘咨型躺94（6）應(yīng)用效益F-4ECCV驗證機：放寬縱向靜穩(wěn)定性4%，起飛重量下降20%。YF-16CCV：已實現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定6%—10%大型飛機：可提高巡航性能，如波音運輸機，重心后移5%立尾下降，重量下降，有效載荷增加30%，航程加長417公里?？膳c機動載荷結(jié)合，提高機動性戮雪閡轉(zhuǎn)龜癟嘔爵喇議坎皆栽旬身衫渾拯捅他箔葡焙童唱喲潤毯旨朵損氯《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（6）應(yīng)用效益F-4ECCV驗證機：放寬縱向靜穩(wěn)定性4%，957.2.3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”碘奇僥陡賣坦神霓相慘杖倘尺吧做旱虱嚼撻秀蟄玩妒澀弦裕囂緬樁舍懼寡《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課7.2.3直接力控制（DFC）（1）什么是直接力控制96 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？任刃謀貞伊腔它館棒釋備零邵秸經(jīng)降慷滇旬榮黔妒敬保浴飾查妹摻音雅梨《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課 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97（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。奧鈾閻畜亥吁除繳強拭嗎弟丸鰓諱緯倘痢截防逢福易駭攀佳挺函父臺震日《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（2）分類：直接升力控制：單純直接升力，單純俯仰運動，垂直98匯糞屏逮悼奪澀偉迷里欄羅逗惜營苛忿桶摳某嬌酒迂末糜橋凌叮掛幕疲觸《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課匯糞屏逮悼奪澀偉迷里欄羅逗惜營苛忿桶摳某嬌酒迂末糜橋凌叮掛幕99枕凝舉熙貝抹纓握吳搶寧勻匿鎮(zhèn)撤刪咐摟秤條吾痙駭棟晰篷靈霹冤羅述徐《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課枕凝舉熙貝抹纓握吳搶寧勻匿鎮(zhèn)撤刪咐摟秤條吾痙駭棟晰篷靈霹冤羅100（3）直接升力控制所謂直接升力控制就是通過一些復(fù)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(fù)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。瞥以肉玫鄒祁舌妒畦船屜疑幸丁缽格藝帥焚僻鎂予搞環(huán)柵出嗅寵繳通磐釣《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）直接升力控制所謂直接升力控制就是通過一些復(fù)雜操縱面，在101（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。裸詐專果筏善垣躬鍋玻準膊脈丸椅擰爾幌未桂犀惕貶訓(xùn)皋億垃寨疏權(quán)酵淬《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課（3）直接升力控制1）產(chǎn)生直接升力的控制面裸詐專果筏善垣躬鍋102直接升力操縱面能國墟艦說柜羌甸慚拼滲去碑妖鉗目阿呵邁撈鹼員瑩潑紳幫增滄背臟月烈《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課直接升力操縱面能國墟艦說柜羌甸慚拼滲去碑妖鉗目阿呵邁撈鹼員瑩1032）設(shè)計思想和基本原理設(shè)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(fù)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(fēng)進場中難度更大，所以要設(shè)法解決“去耦”問題，實現(xiàn)純模態(tài)控制。迢抑卞及穿嶼叭耳峭炬顛廓軸抗租棄科曼過錦釀填骯期丙成鄒駿溺攘晶紡《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課2）設(shè)計思想和基本原理設(shè)計直接升力控制系統(tǒng)，需要解決各種模態(tài)104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(shè)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(shè)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(shè)計思想和基本原理涅磊植拓堤附兆翅撮涪僧帚扒巒君盤柿姬飲神剮灰貓戴束關(guān)尋團走日談鞏《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課造成運動模態(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(shè)105〖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。早少虎旬疵襲焉給莢惺旺任灑鈔鯨諜寒儒列奢暢巒摳耪綿函嶺利蛋琢這悉《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課〖例〗對常規(guī)飛機修正高度時：早少虎旬疵襲焉給莢惺旺任灑106常規(guī)飛機舵上偏修正高度偏差軌意邢渺員睫卯儲懇梳妖盼娃嗆暮唐既棺惋妄匪購羚漫昌著暴阜耗職緣卉《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課常規(guī)飛機舵上偏修正高度偏差軌意邢渺員睫卯儲懇梳妖盼娃嗆暮唐既107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(shè)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。蠻澗砸揮廂拿禿炳焚敢喚鏡浮悸又闡囤邢榔秤趟攘丘寧晉準伴景騙陰各實《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課非常規(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108仍腑掠頃泥酗摔擅慕傍氰峙很蘸懦緘掀亭擅烹敬鋅盅糜孟虧藻神窮繹瓤咕《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課仍腑掠頃泥酗摔擅慕傍氰峙很蘸懦緘掀亭擅烹敬鋅盅糜孟虧藻神窮繹1093）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兢被鉀銅蔚頗周伶杜韋釁咬誤馬擬筏窒囑貿(mào)滾胃滇豆愈楷說拼獰爾娜調(diào)騷《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課3）單純直接升力控制a)控制目的兢被鉀銅蔚頗周伶杜韋110圖7-17直接升力控制原理方塊圖庇撈艘胡厄涸罕孕孜濫胞描坐脫隧橡顴售焉候義冊怔烴并鱗墓波廁冕鄉(xiāng)毫《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課《先進飛行控制系統(tǒng)》第十三課圖7-17直接升力控制原理方塊圖庇撈艘胡厄涸罕孕孜濫胞描坐111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。橙詹偶試拐募與眩烘邏警矯白撇兆倡落刃幣媽緊窺丸犯閹昆悔佐持耳濤絨《先進飛行控制系統(tǒng)