民用飞机自动飞行控制系统全册配套完整课件2

民用飞机自动飞行控制系统

全册配套完整课件2

民用飞机自动飞行控制系统

（飞行学院）

让飞机实现自动飞行

自动飞行控制

1.1飞机飞行控制系统

1.1.1民用飞机现代飞行控制系统的作用1

自动飞行控制就是利用一套专门的系统，在无人参与的条件下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行。第1章绪论自动飞行的好处

·长距离飞行解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担；

·在坏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实现对飞机的精确控制；

·有一些飞行操纵任务，驾驶员难于完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成这些任务。

实现对飞机性能的改善飞机性能和飞行品质由飞机本身气动特性和发动机特性决定。随着飞行高度及速度逐渐扩大，飞机自身特性变坏，如飞机的阻尼下降。现代飞机设计时，常将飞机设计成静不稳定的。静不稳定的飞机，驾驶员难于操纵。现代飞机上常用增稳系统或阻尼器系统，这些系统也是飞行控制系统，其作用是改善飞机的性能。飞机现代飞行控制系统的作用

----实现飞机的自动飞行；

----改善飞机的特性，实现所要求的飞行品质和飞行性能。23

飞机人工驾驶的基本过程

1.1.2飞行控制系统的基本工作原理和组成1

飞机：被控的对象手臂及驾驶杆：执行机构眼睛：反馈测量部件大脑：控制器和比较部件，形成误差，产生控制指令。各部分的功能闭环负反馈原理

自动飞行控制系统*参照人工驾驶的原理构成飞行控制系统。2飞机：被控对象

具体一个系统的被控物理参数可能是飞机某一个运动参数，如俯仰角，高度或倾斜角等。被控的参量通常称为被控量。执行机构(又称舵机或舵回路)

接收控制指令，其输出跟踪控制指令的变化，并输出一定的能量，拖动舵面偏转。（反馈）测量部件

它测量和感受飞机被控量的变化，并输出相应的电信号。不同的被控量需采用不同的测量元件。综合比较部件将测量的反馈信号与指令信号进行比较，产生相应的误差信号。这种功能可以与控制器的功能组合在一起。控制器依误差信号和系统的要求，进行分析、判断，产生相应的控制指令。目前，这种功能均用数字计算机来实现。

操纵指令部件给定系统的输入指令信号，它通常是被控量的期望值。飞行控制系统的基本构成基本由三个典型回路组成。舵回路

-----基本回路舵机、放大器、反馈元件稳定回路（自动驾驶仪）

——姿态控制控制（制导）回路

——轨迹控制3飞机飞行控制系统的基本构成飞行控制系统的基本原理

飞行控制系统分为：

人工控制系统和自动控制系统。

人工飞行控制系统是由驾驶员手动操纵的主、辅飞行控制系统组成，可能是常规的机械操纵系统，也可能是现代飞机常用的电传操纵系统。

自动控制系统包括多个子系统。

4人工飞行控制系统主飞行控制系统

辅飞行控制系统

升降舵、平尾（俯仰）副翼、扰流板（滚转）方向舵（偏航）前缘缝翼/后缘襟翼（高增升）扰流板（减速、减升）自动驾驶仪自动着陆自动油门

飞行指引包线控制飞行制导飞行管理自动飞行控制系统飞行控制系统

除个别的开环操纵系统（如机械操纵系统）外，

所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。

人工操纵驾驶员通过驾驶杆、脚蹬、油门杆的位移（或力）

给出控制信号经过飞行控制计算机

（FCC）计算控制律后给出控制指令。作动器根据此指令驱动相应的舵面（或油

门、喷口）产生位移使飞机运动变量转换为

电信号一路反馈给FCC

另一路输入显示装置，供驾驶

员读取，形成目视信息。

送给FCC的反馈信号与驾驶员给出的控制信号相比较，当飞机的运动变量与驾驶员的控制目标值相等时，两种信号的代数和为零，飞行控制不再输出驱动指令，飞机按照驾驶员要求的状态飞行。飞行控制系统原理

自动控制

在自动控制的情况下驾驶员通过控制面板上的模式选择按钮（或开关、旋钮、键盘等）

给出控制模式要求飞控系统自动控制飞机按照给定的模式飞行。自动控制的基本控制原理与人工控制飞行时相同。只是驾驶员只需监视显示信息，不需要对驾驶杆等装置进行操作。

飞行控制系统的发展

1912年诞生简单姿态稳定系统；

2次世界大战期间发展为典型自动驾驶仪系统；

2次世界大战后发展为航迹导航自动控制系统；

50年代开始发展阻尼器、增稳系统；

70年代进一步发展控制增稳及电传操纵系统及主动控制技术；进行验证及开发飞机：F-16A/B；86年A32070—80年代发展飞行管理系统。5地面坐标系：原点，地面上某一点轴：地平面内并指向某一方向；轴：在地平面内，垂直于轴指向右方轴：垂直于地面并指向地心。

1.4飞控课程的相关基础知识坐标系

原点:飞机质心处纵轴():在飞机对称平面内并平行于飞机的设计轴线指向机头；横轴():垂直于飞机对称平面指向机身右方；竖轴（）:在飞机对称平面内，与纵轴垂直并指向机身下方。机体坐标系

原点:飞机质心处

轴:与飞行速度重合一致；轴:在飞机对称平面内与轴垂直并指向机腹；轴:垂直于平面并指向机身右方。速度坐标系俯仰角：机体纵轴与地平面间夹角。

抬头为正。偏航角：机体纵轴在地平面上的投影与给定航向间夹角。机头右偏航为正。滚转角：机体竖轴与通过机体纵轴的铅垂面间的夹角。飞机向右滚转时为正。1.飞机的姿态角

飞机的运动参数

飞行速度向量机体坐标系迎角：速度向量在飞机对称平面上的投影

与机体轴间夹角。的投影在机体轴下面为正。侧滑角：速度向量飞机对称平面间夹角。

的投影在飞机对称面右侧为正。2.气流角

速度坐标系地面坐标系航迹倾斜角：速度向量与地平面间夹角。飞机向上飞时为正。航迹方位角:速度向量在地平面上的投影与地轴间夹角,投影在轴右侧为正。航迹滚转角：速度轴与通过速度轴的铅垂面间的夹角。飞机右滚转时为正。3.飞机的航迹角

升降舵偏转角向下偏转为正，产生的俯仰力矩为负，即产生低头力矩；

方向舵偏转角向左偏转为正，产生的偏航力矩为负；

副翼偏转角副翼差动偏转，“左上右下”偏转为正，产生的滚转力矩为负。飞机的操纵机构（1）驾驶杆（和）

推杆为正（）升降舵正向偏转，产生低头力矩

；左压杆为正（）副翼“左上右下”正向偏转，产生负滚转力矩，飞机向左滚转；（2）脚蹬（）

左脚蹬前移为正（），方向舵正向偏转，产生负的偏航力矩,飞机向左偏航。

飞机杆和脚蹬的定义前推加油门为正（）,发动机加大推力，后拉收油门（）,减小发动机推力。

油门杆（）油门杆的定义自动控制理论简介（附录）

1.按偏差调节的闭环控制闭环负反馈控制的基本原理是:“检测偏差，纠正偏差”

2.

自动控制系统的分类（多种分类方法）连续模拟式系统：系统中控制器由模拟式部件构成；计算机控制系统：计算机参与控制，系统中的控制器由数字计算机来完成。现代飞行控制系统均为计算机控制系统。

(1)放大环节：该环节的输入输出关系是

y(t)=kx(t)(2)积分环节：该环节的输入输出关系是(3)微分环节，该环节的输入与输出的关系为其他:一阶惯性环节和二阶振荡环节。3.典型环节的函数关系4.控制系统的性能指标稳定性：若一个系统处于平衡状态，受到外界干扰，偏离了原平衡状态。干扰消失后，系统能自动恢复原平衡状态，则称该系统是稳定的，否则是不稳定。动态特性：

---峰值时间tp:输出y(t)达到最大值的时间；

---调节时间ts:输出y(t)达到稳态输出y(

)的

5%差带，但又不重新退出该误差带的时间。

---超调量

%：超调量定义为：

说明：

----峰值时间tp和调节时间ts反映了过程的快

速性；

%反映了运动的平稳性。

----通过改变控制器形式和参数达到设计者要

求。静态特性要求（静差要求）

---稳态误差=（期望的稳态值

实际的稳态值）

---静态误差与系统结构和开环放大系数有关，

也与输入信号的大小和形式有关。抗干扰能力

---要求系统抑制干扰的能力强

---决定于系统的结构、参数和干扰的特性5.改善系统性能的方法

（1）串联校正：在控制器信号传输通道中串接一定特性的校正环节

.---改变控制器信号传输的放大倍数

·增加系统响应的快速性；

·可以减少稳态误差。

---在控制器中接入一个微分环节．减少阶跃响应的超调量，降低调节时间。

---在控制器中串接积分环节．优点是可以提高系统的稳态精度。

（2）反馈校正最常用方法是在与被控量的负反馈部件平行地引入被控量的微分信号的负反馈，如图所示。减少系统输出的超调量，减小调节时间。课程内容及安排

•内容

1.飞行控制的基础知识

2.飞机自动驾驶仪和飞行指引仪

3.先进飞行控制系统

4.飞行管理系统

5.民机现代飞行控制系统（实例）

•课时安排：26学时

•教学要求

•参考讲义：《民用飞机飞行控制系统》概述：舵回路是飞行自动控制系统必要组成部分。概念：舵回路是按照指令模型或敏感元件输出的电信号去操纵舵面的执行机构。组成：舵机、伺服放大器、反馈装置、信号综合装置。舵机:舵回路的执行元件，输出力矩（或力）驱动舵面偏转。第2章舵机和舵回路

电动舵机、液压舵机、电动液压舵机三种。电动舵机能源：电力为能源组成：电动机（直流或交流）、减速机构、反馈（测速、位置）、齿轮传动装置和安全保护装置等。2.1舵机

1.舵机的基本类型

2.1.1舵机介绍液压舵机（直接推动舵面偏转）

•液压舵机：直接推动操纵面的舵机。

•电液副舵机：通过液压助力器带动舵面偏转的舵机。电动液压复合舵机（电液复合舵机）电液副舵机和液压主舵机的组合，兼有两种舵机的功能。余度舵机几套相同的舵机组合在一起共同操纵舵面的舵机。目的：提高可靠性

——一般用于电传操纵系统中

用来推动气流中的舵面，受到空气动力的反作用力，反作用力的大小与飞机的飞行状态有关；同时满足自动控制和人工控制的需要（目前采用两种情况）强力操纵：适用于低速飞行，应急情况下，用人工强行推动舵面；设计多功能的复合舵机。（高速飞机的特点）2.驾驶仪舵机的特点从控制系统角度对舵机的要求:应有足够的功率输出；应具有一定的输出行程(或转角)；偏转角速度应连续可调，速度的调节范围要宽；动态响应要快，惯性小，且运行平稳，死区(不灵敏区)及滞环要小；应有安全保护装置以及制动能力；体积重量小，安装维护方便。3.对舵机要求（主要）

现代高速飞机偏转操纵面时所需力及力矩较大，驾驶员直接操纵较为困难；在驾驶杆与舵面之间装有液压助力器，平衡作用在舵面上的铰链力矩，且不会直接传到驾驶杆上。单腔液压助力器．分油活门(又称控制阀)和作动筒两大部分组成。．作动筒外壳与机体相连，活塞杆一端与舵面相连，另一端与分油活门外壳相连。．驾驶杆与分油活门的阀芯相接。

2.1.2液压助力器

工作过程：

---一定杆位移对应一定的作动筒活塞的位移；

---反馈作用；

能源：高压液体为能源特点：功率增益大；快速性好；结构紧凑，体积小，重量轻（无减速器）灵敏度高，可获得满意的操纵品质；可实现多余度控制技术。缺点：加工、装配精度要求高，生产成本高。2.1.3舵机原理

液压舵机

1.组成

•电液伺服阀

力矩马达——信号转换装置

液压放大器:前置放大器，功率放大器喷咀挡板——液压前置放大器（将力矩马达输出的角位移转换成喷咀左右两前腔压力差）滑阀液压放大器——液压功率放大器（将喷嘴挡板输出的压力差转换为阀芯的位移）

•

作动筒——输出装置

•位移传感器

电液副舵机2.结构与工作原理

工作原理：输入信号为0时：即,

力矩马达衔铁两端电磁力平衡挡板不偏转与左右两喷嘴间距离相等阀心两端面上的压力相等、方向相反阀心处于中间位置作动筒活塞位移=0舵面不偏转。输入信号不为0时：,

左：，左右

阀芯右移，左高压油接通供油，作动筒右移；

力反馈杆右移，弹簧力矩—电磁力矩—液动力矩平衡挡板位移正比于输入信号。

．复合舵机是由电液副舵机和助力器(液压主舵机)

组合一体构成的。．有并联式与串联式两种组合方式。并联复合舵机

并联复合舵机典型原理结构如图2.9所示。三种工作状态:

助力工作状态：用于人工驾驶工作状态，即摇杆A点不动，摇臂杆可以绕A点转动。当移动驾驶杆时，使0点移动，带动B点移动，操纵分油活门，作动筒活塞拖动舵面转动。

电液复合舵机

自动控制工作状态：

在驾驶杆不动情况下，自动控制系统产生控制指令，加于电液副舵机，使B点移动，通过助力器使舵面偏转。

复合工作状态：自动控制系统通过舵机操纵舵面，驾驶员亦可通过驾驶杆操纵舵面。此时B点运动是两者叠加。操纵权限：两种不同操纵方式，各自造成的可操纵舵面的行程，称为操纵权限。

复合工作时，舵机的操纵权限较小，仅为全权限的(5-10)%左右。

串联复合舵机三种工作状态：助力工作状态

舵机活塞不动，舵机相当于拉杆的一部分，驾驶杆移动时，通过舵机整体运动带动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。自动控制工作状态驾驶杆不动，舵机外壳移动，并拉动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。复合工作状态分油活门的位移由驾驶杆位移和控制信号决定，并在舵机上实现综合。．复合工作仅用于增稳、控制增稳或阻尼器系统。．电传操纵系统取消了人工机械操纵系统，复合工作状态已不存在。．飞机有人工操纵和自动驾驶工作状态时，则也不存在复合工作状态。液压舵机的优缺点

优点:·在同样的功率下，液压舵机体积小，重量轻。

·力矩与惯量比值大，运动平稳，快速性好。

·功率增益大，控制功率小，灵敏度高，可承受的载荷大。

缺点：加工精度要求高，复杂，维修困难，成本高。

多余度技术——提高可靠性的主要措施1.多余度概念:多余度就是有备份余度舵机:用几套相同的舵机组合在一起共同操纵舵面，构成所谓余度舵机。2.三余度电液副舵机

三套相同的电液副舵机

(包括液压伺服阀和作动器)

结构和原理:（1）三套作动筒的活塞杆同时连接在一根杆上并一起运动

;

余度舵机（2)在正常情况下，余度副舵机中，只有一套(伺服阀)处于“主动”状态，其余两套处于静止状态。（3)三套电液副舵机在输入信号作用下，协调的操纵一个舵面偏转，如同一个整体的舵机。（4）监控器检测、判断各自的工作情况，当一套有问题时发出逻辑控制信号，通过一定的转换措施，进行另外一套（或两套）舵机的转换，即可将原“备份”状态的舵机变为“主动”状态，而将“主动”状态的舵机变为“备份”状态。*在三套舵机中即使有两套出现故障，余度舵机也能照常操纵舵面偏转——大大提高系统的可靠性，保证飞机安全飞行。

三余度电液副舵机原理方块图1．飞机操纵系统：驾驶员用来操纵飞机上各操纵面，实现机动飞行的系统。（1）主操纵系统：操纵升降舵、副翼和方向舵；可逆型助力操纵系统：驾驶员通过回力杆，真实地感受舵面上气动力矩的变化，改变助力器的传动比,使杆力变小。通常用于高亚音速飞机。不可逆助力系统：无回力杆，驾驶员与舵面之间无直接联系，不存在杆力反向问题；（2）辅助操纵系统：用来操纵调整片、水平安定面及起落架、襟翼和减速板等。2.1.4舵机与操纵系统的连接方式2．舵机与主操纵系统的连接（1）舵机与操纵系统并联：

自动驾驶仪舵机与人工操纵系统对舵面的操纵关系是并联的。特点：人工驾驶和自动控制可通过同一机械传动装置操纵舵面。舵机操纵对人系统有影响。驾驶仪舵机对舵面操纵时，驾驶杆处于随动状态，所以人工驾驶和驾驶仪不能同时进行；要直接操纵舵面，必须断开自动驾驶仪；人可通过驾驶仪操纵台上旋钮发出信号，通过舵机操纵飞机。舵机要有离合器和舵面相连，以便在人操纵时，将舵机断开。要有安全保护装置，一旦在离合器断不开的情况下，驾驶员可以较大的力量克服舵机中摩擦离合器的摩擦力，使离合器打滑，强行操纵舵面。（2）舵机与人工操纵系统串联

舵机与人工操纵系统对舵面的操纵关系是串联的。舵机和人能够同时操纵飞机。

——串联连接方式常用于阻尼和增稳系统中。

特点：舵机串联在驾驶杆和液压助力器的传动杆之间，舵机成了人工操纵系统的一个环节。在自动控制时，对助力器施以推力，从而推动舵面，而对驾驶杆无作用力；在人工驾驶时，舵面自动回到中立位置而锁死不动，不影响人工驾驶。

“力反传”现象，会干扰人工操纵。当舵机推动助力器阀芯带动舵面动作时，助力器分油阀具有的摩擦力对驾驶杆有作用力，干扰了飞行员的操纵感觉，这一现象称为“力反传”。

解决的办法：采用“人感装置”人工操纵时舵机回中但不锁死，结果舵机处在随遇状态，致使飞行员不能有效地操纵飞机。

舵机的“硬性”故障。即舵机出现机械故障，不能自动回中，特别是舵机输出杆有很大的位移偏离时，卡死不能回中，此时舵面有很大的角度，而驾驶杆正处在中立位置，结果使得“杆”、“舵”不协调，致使飞行员无法操纵飞机。——最严重的缺点解决的办法：采用余度技术提高自动控制系统的可靠性；减小舵机操纵权限，一般仅为全权限的1/3~1/10。将舵机或复合舵机用舵机偏转角或偏转角速度反馈信号包围起来，形成一个舵回路。．改善舵机跟踪控制指令的特性和精度，减少铰链力矩的影响。

2.2舵回路目的从控制系统角度对舵回路的要求：

·应稳定工作；

·舵回路的静态性能满足系统所提出的输入与输出关系的要求；

·舵回路应有较宽的通频带；

·舵回路应有良好的动态响应特性。对舵回路的要求（主要）1.引入输出转角速度反馈的反馈（1）结构图舵回路的构成与基本类型结论：在舵机内部引入反馈构成的闭合回路，当反馈量相当大时，可以削弱铰链力矩对舵机的影响，而与飞行状态无关。稳态时的输出角速度正比于输入电压。可以控制舵机输出轴的偏转角速度。*

飞行自动控制系统指令可按比例控制舵偏角速度。类型：软反馈式舵回路2.引入输出转角的反馈（位置反馈）（1）结构图

结论：舵机型能仅决定于舵机自身结构参数和反馈量大小，与飞行状态无关。稳态时输出转角，正比于输入电压，反比于反馈量；可以削弱铰链力矩对舵机的影响，而与飞行状态无关。*飞行自动控制系统指令可按比例控制舵偏角度。类型：硬反馈式舵回路（位置反馈舵回路）

现代飞机上常用的增稳系统或阻尼器系统，也是一种控制系统，但它不是用来实现飞机的自动飞行控制，而是用来改善飞机的某些特性，实现所要求的飞行品质和飞行特性。这种系统虽不实现自动飞行控制，但它们仍是一种用于飞行的控制系统，成为飞机飞行不可缺少的组成部分。第三章阻尼增稳和电传操纵系统3.1.1偏航阻尼器(又称荷兰滚阻尼器)（1）偏航阻尼器的功能

提高飞机的荷兰滚阻尼。（2）偏航阻尼器的基本控制方案增大偏航阻尼力矩的一种人工方法，就是直接测量飞机的偏航角速度r作为反馈量，并使方向舵偏转角与r成比例：（3.2）式中为传递系数。

3.1飞机

阻尼器系统（3）基本控制结构偏航角速率陀螺，测量飞机的偏航角速度；控制器产生控制信号；复合舵机(串联)。

（4）控制规律系统原理框图为

引入洗出网络原因倾斜转弯时产生偏航角速度产生常值舵偏

产生附加阻尼力矩，阻尼飞机偏转，降低飞机的偏航角速度。同理，驾驶员用脚蹬操纵方向舵，控制飞机作有意识偏航（盘旋）时，也会发生类似问题，即偏航阻尼器将会降低驾驶员的操纵效率。

为了克服偏航阻尼器对稳态转弯速率的影响，常在控制器中加入一种“洗出网络”的控制算法。

其中，为清洗网络的时间常数。主要特征：若某个环节的输入信号等于常数（或变化很缓慢），则输出为零（或近似为零）。人工操纵、自动驾驶状态，该环节都在起作用。

方向舵偏转权限：5~10%。系统中加入“洗出网络”后，当飞机作稳态盘旋时（r=常数），“洗出网络”输出近似为零，即控制器输出和方向舵偏转均为零，即不会产生阻碍稳态转弯的控制。

----主要用于改善飞机稳态操纵特性。加入洗出网络的系统原理框图俯仰阻尼器的主要作用和功能就是用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性。3.1.2俯仰阻尼器

飞机俯仰阻尼器系统的方框图①适当选择阻尼器的控制律增益，可增大阻尼比，改善飞机的阻尼特性；②增加阻尼器后可使飞机的固有频率增加；③增加阻尼器后，系统的静操纵性减小了，也就是说，静操纵性随着阻尼比增大而减小，是以牺牲静操纵性换来阻尼比的改善的。结论

功能：用来改善飞机-阻尼器系统的滚转阻尼特性。方框图：

3.1.3滚转阻尼器

·采用阻尼器可提高飞机阻尼比；

·阻尼器对固有频率的影响不大。

·当飞机在大迎角状态下飞行时，纵向静稳定性导数随着迎角的增大而变大，甚至变为正值，使得飞机的纵向静稳定性变差。飞机难以操纵，必须应用增稳系统改善飞机的静稳定性和动稳定性。

3.2飞机增稳控制3.2.1关于飞机的静稳定性

1.纵向静稳定性静稳定静不稳定中性稳定

2.放宽飞机的过载（迎角）静稳定性效益减少飞行阻力

---提高爬升率；

---提高升限；

---增大航程静稳定的飞机式中，为焦点距平均气动弦前缘的无因此距离；

为重心距平均气动弦前缘的无因此距离。结论：若使飞机具有过载静稳定，飞机的重心要位于焦点的前边。后果：为了配平，即气动力矩平衡，飞机的平尾必须前缘向下，产生向下气动力，使飞机力矩平衡。

为此，需增大机身的升力，以补偿平尾上的负升。结果须增大配平的迎角。飞机的阻力增大飞机发动机的推力和燃油消耗量增加，并降低飞机的机动性能。

放宽飞机的过载（迎角）静稳定性,则可减少飞行阻力，从而提高飞机的机动性能。

3.2.2增稳控制系统的构成

（1）引入迎角反馈信号构成闭环控制系统---控制规律---适当调整可使飞机由纵向不稳定变为稳定。---等效地改变了静稳定性。---缺点：迎角测量精度低；噪声较大。系统组成（2）引入法向过载反馈构成闭环控制系统

表明迎角与法向过载有一定比例关系。

---测量法向过载构成系统。可采用下面的控制律：

（3）迎角与俯仰角速度组合反馈控制

---前种方法缺点：短周期阻尼比降低，振荡增大。

---控制方案：测量迎角及俯仰角速度，控制升降舵：

---优点：增稳及增大阻尼。---阻尼器或增稳系统改善飞机的阻尼和稳定性。

---增稳系统引入反馈信号与飞行员指令信号的综合，影响了飞机的操纵性能，降低了飞行员的操纵灵敏度

。3.3控制增稳系统俯仰控制增稳系统的方框图俯仰控制增稳系统的工作原理①驾驶员的操纵信号经由不可逆助力操纵系统构成的机械通道使升降舵面偏转；②驾驶员的操纵信号同时又经前馈电气通道，由杆力传感器kp(s)产生电压指令信号，通过指令模型M(s)形成满足操纵要求的电信号，再与增稳回路的反馈信号综合后使升降舵面偏转；③机械通道与前馈电气通道产生的操纵信号是同号的，总的升降舵面偏转为

即前馈电气通道可使驾驶员的操纵量增强。

由于电气通道是采用前馈形式，因此可以使系统的开环增益取得很高，又不会减小系统的闭环增益而降低静操纵性，这是俯仰控制增稳系统的显著特点之一。利用这一特点可以通过提高前馈电气通道的增益，以补偿由于增稳反馈回路的增益取得很大时，所造成系统的闭环增益减小问题，从而改善系统的静操纵特性。

．具有增稳系统的反馈通道；．操纵杆指令变成电信号，处理后送入增稳稳系统中；．前馈控制器对杆指令进行平滑处理。．系统即有增稳作用又可以改善操纵特性。

．权限增大。

控制增稳系统---结论

在座舱中，驾驶员移动驾驶杆或脚蹬,通过操纵系统偏转位于不同翼面上的气体操纵面，实现对飞机运动的控制。一.飞机操纵系统的发展

1.全机械操纵系统：钢索软式拉杆硬式操纵3.4.1飞机操纵系统的发展

3.4电传操纵系统2.半助力的机械操纵系统

液压助力器安装在操纵系统中通过拉杆或钢索感受舵面上所受到的气动力依据这种感觉来操纵飞机。

3.全助力操纵系统

---人感系统：产生驾驶员操纵感觉

驾驶员操纵指令控制助力器上的分油活门助力器改变舵面的偏转。（存在问题：驾驶杆上所承受的杆力与飞行状态无关，驾驶员无法从杆力的大小来感受飞机飞行状态的变化）系统中增加人感装置（用弹簧，缓冲器以及配重等构成的系统）提供驾驶杆上所受的人工感力驾驶杆的操纵情况随飞行状态变化利用特定的力臂调节器等来实现。4.具有增稳功能的全助力操纵系统

将人工操纵系统与自动控制结合起来，将增稳系统引入到人工操纵系统中。

做法：角速率陀螺（加速度计）测量飞机相关变量的变化形成人工阻尼和增稳信号通过串联或并联舵机操纵舵面飞机在高空或高速条件下仍具有满意的操纵品质。

※增稳系统是飞机的组成部分，驾驶员操纵的犹如一架具有优良品质的“等效飞机”。

（特点：增稳系统和驾驶杆互相独立，舵面既受驾驶杆机械传动指令控制，又受增稳系统产生的指令控制，为安全起见，增稳系统对舵面操纵权限受到限制，一般仅为舵面全权限的3~6%。）5.控制增稳系统

将驾驶员操纵驾驶杆的指令信号变换为电信号，并经过一定处理后，引入到增稳系统中，作为增稳系统的指令输入信号，控制舵机的运动。

（控制增稳系统权限可增大到全权限的30%以上）

从控制增稳发展电传操纵系统的主要原因·机械操纵系统结构复杂，重量重，占据空间大；·机械传动系统传输的死区、间隙等特性，影响对飞机的操纵，容易引发人

机耦合振荡。·控制增稳系统对舵面的操纵权限有限，很难满足对飞行品质改善的要求。·产生这些缺点的根本原因是机械杆系的存在，那么能否取消机械杆系呢？回答是肯定的。所以，电传操纵系统为解决现代高性能飞机操纵系统中的许多问题，提供了更有效的方法。

目前国内外许多军机和民机上都采用了这种系统。一.概念电传操纵系统是将驾驶员操纵装置发出的信号转换成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。电传操纵系统就是一个全时全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统。3.4.2电传操纵系统(FBW-Fly-by-wire)概述

二．电传操纵（Fly-by-wire,FBW）系统

将控制增稳系统中的机械操纵部分完全取消，驾驶员的操纵指令完全通过电信号，利用控制增稳系统实现对飞机操纵。----也称为电子操纵系统

三.电传操纵系统的发展与应用电传操纵系统的发展

1．上世纪50年代末:电传操纵系统出现第一架采用电传操纵系统的作战飞机是F-111，该机于1964年开始飞行，当时采用了三余度带机械备分的模拟式系统。之后在其它型号的飞机（如“狂风”战斗机，F-8C飞机，西德的F-104G、波音YC-14短距起落运输机等）也进行了电传操纵系统验证，并且开始采用数字式系统。*最初电传操纵系统的特点:

为了安全可靠，都带有机械备份系统。

2.六十年代中期：无机械备份的电传操纵系统（全电传（Fullfly-by-wire，FFBW）操纵系统）

美国F-16轻型战斗机——世界上第一架无机械备份的模拟式电传操纵系统的飞机。

3.八十年代：数字式电传操纵系统

英国“美洲虎”战斗机——

1981年首次试飞。（第一架无任何机械备份的数字式电传操纵系统的飞机。）

（1）电传操纵系统的可靠性技术可靠性要求：致命故障概率：

---军用飞机：10-7/飞行小时；

---民用飞机：10-9/飞行小时；

---单套电系统：10-3/飞行小时。解决方法*提高各元部件的可靠性。潜力不大；*构成余度电传操纵系统：用功能相同但可靠性较低的多套系统同时工作，以获得高可靠性的系统，即通过增加资源来换取高可靠性。3.4.3电传操纵系统的关键技术余度电传系统应满足如下条件：·具有故障监控和信号表决的能力；·具有故障隔离能力，即将故障部件断开后，系统仍能继续工作；·具有重新组织能力，即在性能稍有降低的情况下，仍能继续承担任务。采用非相似余度技术，防止相同的多重系统共点故障。

采用备份系统

---当正常余度系统完全失效时，能自动接通备份系统，以实现操纵和控制飞机；

---机械备分系统简单、性能稍差，可靠；

---模拟式；数字式；应急机械备分。（2）控制增稳系统控制律设计

精心设计控制增稳系统中的前馈、反馈以及正向通道的控制器——实现所要求的飞行品质（稳定性、操纵性、最佳的和随飞行状态很少变化的操纵杆力梯度、位移梯度等）。（3）机内自检测和飞行监控技术

满足电传操纵系统的飞行安全和维护要求，达到系统可靠性和故障工作要求。（4）四防设计防电源中断、防失掉液压源、防雷电和防电磁干扰

三.电传操纵系统特征

1.电传操纵系统主要靠电信号传递飞行员操纵指令。

——这种系统中不再含有机械操纵系统。

——当取消了控制增稳系统中机械传动的操纵作用后，仅保留电信号的操纵，该系统就是

FBW。

——“电信号系统+控制增稳系统”

——又称为电子操纵系统。2.控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分。如果没有控制增稳功能，系统仅能称为电信号系统，而不能称为电传操纵系统。四.存在的问题

1.全时全权限的电传操纵系统必须要具有相当于机械操纵系统的可靠性，而要达到这种要求需要付出极高的代价。

2.成本比较高采用余度系统提高系统的可靠性。

3.易受雷电和周围环境电磁干扰的影响。解决防雷电和电磁相容性问题，是电传操纵系统设计中的重要问题。（光传操纵系统）3.4.4B777飞机电传飞机操纵系统实例

1.B777飞机与主飞行操纵系统

B777飞机是美国波音飞机公司制造的一种中远程宽体运输机。飞机采用了传统外型布局，下单翼外挂两个发动机吊舱，水平安定面/升降舵以及垂直安定面/方向舵位于机尾。为了增加低速飞行的升力以便进行起飞和着陆，机翼上除了外侧副翼和襟副翼外，还安装了增升装置：每侧有外侧后缘襟翼、内侧后缘襟翼和克鲁格襟翼各一块以及七块前缘缝翼。每侧大翼上还有七块扰流片，以帮助空中操纵和着陆减速。

B777飞机的飞行操纵面两个升降舵和一个活动的水平安定面：实现俯仰控制；两个襟副翼和两个副翼、14块扰流板：完成横滚的控制，在正常方式时，襟副翼都是用来控制横滚的；偏航由惟一的一个几乎与垂直尾翼一样高的方向舵控制。方向舵下段有一活动部份，提供附加的偏航控制能力。

B777的飞行控制系统主要由三大部分构成（1）电传操纵系统(主飞行操纵系统)(Primaryflightcontrolsystems—PFCS)

（2）自动飞行控制系统（3）自动油门系统B777主飞行操纵系统基本组成电传操纵系统主要由以下部件组成:·主飞行计算机

(PFC：primaryflightcomputer)·作动筒控制电子装置

(ACE：ActuatorControlElectronics)·动力控制组件

(PCU：PowerControlUnit)·杆位置传感器(positiontransducers)·人感系统(Feelunits)·大气数据及惯性基准组件(ADIRU)·飞行控制ARINC629总线。2.系统的余度技术

PFC：3余度．每个PFC由三个支路组成：指令、备用、监控．每个支路的处理器是非相似的：

AMD—29050；

Motorola—68040；

Intel—80486。．软件是用不同编译系统实现的。其它部件．ACE：4余度；ARINC629：3余度；．杆位移传感器：4~6余度；PCU：不同余度。3.电传系统的工作模式电传操纵系统有如下几种操纵方式：

正常方式、次要方式、直接方式和备用机械操纵。正常操纵方式

．各种功能均可实现

人工飞行时，正常方式，作动筒电子控制装置接收飞行员操纵输入信号，并把这些信号送给三台主飞行控制计算机系统（PFCS），PFCS利用这些信号和来自其它飞机系统的有关信息，按设计的控制规律计算出操纵面指令。这些指令又被送到作动筒电子控制装置（ACES），ACES把这些指令分发给相应操纵面作动筒。电传系统的工作模式

——正常模式

次要工作方式．缺少反馈信号或PFCS有故障，自动进入；．电传功能降级，其他功能取消(A/P，F/D

等)。直接工作方式．当三台PFCS信号中断后，自动转到该方式；．驾驶员电信号直接控制PCU；具有继续安全飞行和着陆的所有操纵，但飞行品质降低。备用机械操纵

电气系统完全切断。．安定面机械操纵仍可使飞行员，一直飞到电气系统重新起动为止。优点：

1.减轻了操纵系统的重量

2.减少了体积

3.节省设计和安装时间

4.减少维护工时

5.消除机械操纵系统中非线性因素的影响

6.改善了飞机的飞行品质

7.简化了主操纵系统与自动飞行控制系统的组合

8.增大了座舱布局灵活性3.4.5电传操纵系统的优点和问题

待解决的问题：务必提高全时全权限电传操纵系统单通道的可靠性，以降低余度系统的复杂性。防雷电以及电磁兼容性。简化余度系统降低各部件的成本。

第四章飞机姿态控制系统

自动驾驶仪飞行指引仪自动飞行指引系统飞行器运动的自由度刚体空间运动：六个自由度质心的位移：飞行器的质心沿着地面坐标系的三个轴向的位移；绕质心的转动：飞行器绕机体坐标系的三个轴的转动。飞机：空间运动六个自由度：·质心的位移（线运动）：飞行速度增减运动、升降运动和侧移运动绕质心的转动（角运动）：俯仰角运动、偏航角运动和滚转角运动。补充：飞行器运动介绍

飞机运动的划分

（对称平面内运动、非对称平面内的运动）

1．纵向运动（对称平面内运动）：速度增减、质心升降、绕横轴的俯仰角运动。

2．横侧向运动（非对称平面内运动）：质心侧向移动、绕立轴偏航角运动、绕纵轴滚转角运动。飞机运动的特点特征方程描述了飞机本身的固有稳定性；特征方程完全取决于飞机本身构造参数、气动参数和飞行状态—描述了飞行器的固有特征。飞机纵向运动的重要特征特征方程的根及其特点一般飞机特征方程可表示成两个因式之积的形式：特点：两对共轭复根一对大的共轭复根一对小的共轭复根两对共轭复根分别代表两种差别很大的周期模态。第一种模态：短周期模态

一对大的共轭复根——振荡周期短而衰减快

第二种模态：长周期模态

一对小的共轭复根——振荡周期长和衰减慢

结论：当存在扰动（或输入）时，飞机纵向运动分为两种运动模态。短周期模态——运动的初始阶段

是以迎角和俯仰角为主要变量的运动。长周期模态——主要是飞机质心的轨迹运动

是以速度和俯仰角为主要变量的运动。·横侧向运动：滚转、偏航、侧移三个自由度的运动·特点：（1）横侧向有交联关系；（2）整个侧向运动对于飞机整体来讲是一个不独立的运动；（3）交联中有侧滑的存在。飞机横侧向运动的重要特征·横侧向运动扰动运动的三种模态

滚转收敛模态、螺旋模态和荷兰滚模态。滚转收敛模态

意义：代表了受干扰后，飞机绕OX轴滚转自由度中变量（滚转角速度）、（滚转角）的快速收敛运动。

、

成因：（1）飞行器结构布局决定绕OX轴的转动惯量是三个转动惯量中最小的；（2）各气动面的配置（机翼、平尾、垂尾）决定在正常迎角下往往具有较大的阻尼外干扰时，引起的会在气动阻尼力矩作用下消失。

螺旋模态意义：横侧扰动运动小实根代表的模态。当小时根为负时，这一模态是稳定的；当小时根为正时，这一模态是不稳定的；

——飞机将作半径愈来愈小的螺旋运动，角也会不断加大。特点：收敛（发散）很慢。飞行轨迹：盘旋半径愈来愈小、且高度不断下降的螺旋线。荷兰滚模态意义：横侧扰动运动中一对共轭复根对应的模态。荷兰滚运动——飞机进行侧滑角正负振荡运动的同时又产生左右滚转运动。

的正负振荡即摆振、又滚转的左右滚转（以滑冰姿态得称）

特点：频率较快，周期性运动。

成因：横滚静稳定力矩和航向静稳定力矩作用的结果。

(横滚静稳定性太大会引起荷兰滚模态不稳定)

4.1

自动驾驶仪

4.1.1自动飞行系统综述在现代运输飞机上，为减轻驾驶员的体力和精力，提高飞机飞行精度、保证飞行安全，高质量地完成任务，一般都装有自动飞行系统AFS（AutomaticFlightSystem）。该系统能自动完成驾驶、导航、性能和动力管理，可在飞机起飞、离场、爬升、巡航、下降和进场着陆的整个飞行阶段中使用。

功能

控制飞机的姿态与航向。控制飞机的轨迹。控制飞机的飞行速度。改善飞机的操纵性和稳定性。

自动驾驶仪AP(AutoPilot)飞行指引仪FD(FlightDirector)自动油门系统AT(AutoThrottle)偏航阻尼系统YD(YawDamper)自动俯仰配平系统APT(AutoPitchTrim)飞行管理计算机系统FMCS(FlightManagementComputerSystem)等自动飞行系统

自动飞行系统方块图偏航阻尼系统自动驾驶/飞行指引系统自动安定面配平/马赫配平/速度稳定系统维护控制系统(MCDP)偏航控制系统(方向舵)

横滚控制系统(副翼、扰流板)显示AFDS告示和警告俯仰控制系统(安定面、升降舵）

自动飞行系统推力管理系统推力控制（油门）按给定的平飞姿态和航向保持飞机平直飞行。按给定的倾斜角或预选航向实现操纵飞机转弯。按给定的俯仰角或升降舵实现飞机上升或下降。完成飞机着陆前的进近。按飞行管理计算机系统或其他导航系统要求，实行按预定的航路飞行，保持航迹。4.1.2自动驾驶仪（AP)

飞行中代替飞行员控制飞机舵面，以使飞机稳定在某一状态或操纵飞机从一种状态进入另一种状态。

-------飞机姿态的稳定与控制1.自动驾驶仪的基本功用姿态控制----构成了自动飞行控制的基本功能。分为纵向平面的俯仰角运动和横侧平面的滚转角与偏航角运动。姿态控制有两种工作状态：控制与稳定。

---控制是指飞机原处于某种平衡状态，在外加指令作用下，建立新的平衡状态的过程；

---稳定是指原飞机处于某种平衡状态，由于某种原因，偏离了该平衡状态，系统使飞机能恢复到原平衡状态的过程。

自动驾驶仪操纵飞机的过程与驾驶员操纵飞机的过程一样。它通过三套控制回路分别去控制飞机的副翼、升降舵和方向舵来实现对飞机的控制。每套自动控制回路又称为通道(Channel)。控制飞机升降舵的回路，称为俯仰通道；控制飞机副翼的回路，称为横滚通道；控制飞机方向舵的回路，称为航向通道。有的飞机上，自动驾驶仪只控制副翼和升降舵，而方向舵由偏航阻尼器控制。因此，自动驾驶仪接通时，偏航阻尼器也自动接通。

2.自动驾驶仪基本组成

单通道自动驾驶仪组成：测量装置、计算装置、放大装置、舵机、回输装置和控制显示装置等。

测量装置测量装置控制显示装置自动驾驶

计算机放大器舵机回输装置飞机自动驾驶仪单通道组成方块图

1

各组成部分的功能

有的飞机上，自动驾驶仪有专门的测量装置；有的飞机上，无专门的测量装置，而由飞机上的其他系统向自动驾驶仪输送信号。2（1）测量装置用来感受飞机的角速度和角加速度信号。用来感受偏离初始位置的角位移信号主测量装置辅助测量装置说明在不同的飞机上测量装置可能不一样。如输出飞机俯仰角和倾斜角信号的测量装置，在有的飞机上使用陀螺平台，有的飞机上是用惯性基准系统，有的飞机上是用垂直陀螺等。输出飞机航向信号的测量装置，在有的飞机上是用罗盘系统，有的飞机上是用陀螺半罗盘，有的飞机上是用惯性基准系统的等。

接收自动驾驶仪操纵飞机的各种信号，经过计算机处理后，将信号送给放大器。现在为数字式飞行控制计算机。（2）自动驾驶计算机

放大器接收自动驾驶计算机送来的微小信号，经放大后，将信号送至舵机。

舵机是自动驾驶仪操纵飞机舵面的执行机构自动驾驶仪的舵机有电动舵机和液压式舵机两种。（4）舵机（3）放大器

回输装置反映舵面的偏转角和偏转角速度，并控制舵面的回收。

（5）回输装置（6）控制显示装置

控制显示装置用于接通/断开自动驾驶仪、选取自动驾驶仪的工作方式以及方式通告显示。不同型号的自动驾驶仪，其控制显示装置的式样有所不同。从控制板上的开关、旋钮和按钮可了解此型自动驾驶仪的功能。B757飞机方式选择板俯仰配平控制开关

方式通告牌

方式选择板飞行前测试钮AP接通钮KAP150自动驾驶仪的控制显示装置面板

按下某一按钮，AP即工作在相应的工作方式。AP接通钮。按下，接通AP；再按，断开AP。通告自动驾驶仪正在以什么方式控制飞机。飞行中，驾驶员应以飞行方式通告牌的显示，而不是以方式控制板上按下的电门来判断自动驾驶仪的工作方式。

用于AP的飞行前测试。

拨动此开关可操纵飞机俯仰方式选择钮方式通告牌测试钮俯仰配平控制开关自动驾驶仪除了用控制板上的接通/断开电门脱开外，飞机上还专门设置有便于驾驶员脱开自动驾驶仪的脱开电门。此电门一般安装在驾驶盘上。为了提醒驾驶员注意，在自动驾驶仪脱开时，设置有专门的自动驾驶仪脱开警告红灯，有的飞机上还设置有自动驾驶仪脱开时的音响装置。警告红灯和音响可以人工切断。

（7）自动驾驶仪脱开电门和脱开警告灯

自动驾驶仪的工作方式由方式选择板（MCP）控制。在现代飞机上，自动驾驶仪的控制板一般位于驾驶舱的遮光板上。方式选择板上的按钮和旋钮用于不同的工作模式和接通与断开自动驾驶仪。

飞机的自动驾驶仪有俯仰、航向和横滚三个通道，每个通道由相应的控制面板控制。3.自动驾驶仪的常见工作方式

横向和航向之间常常有交联信号，所以通常将自动驾驶仪分为纵向通道和横侧向通道，而各通道的控制面板也集成在一起，构成方式控制面板。

稳定和控制飞机的俯仰角、高

度、速度、升降速度等；

稳定和控制飞机的航向角、倾

斜角、偏航距离等。

说明

纵向通道

纵向通道

控制飞机的这些不同变量，就对应了自动驾驶仪不同的工作方式。根据控制的状态量，可以完成姿态（俯仰角和滚转角）保持、高度保持、航向保持、自动改平以及复飞等功能。通过操纵方式控制面板上相应的控制旋钮或开关，可以实行自动驾驶仪的衔接、脱开和工作方式之间的转换。自动驾驶仪常见的衔接形式

驾驶盘操作

（

CWS：controlwheelsteer-ing

驾驶盘将驾驶员的操作量作为输入指令，被转换为电信号后，送到自动驾驶仪的核心计算机---FCC，FCC再输出信号给液压作动器，带动舵面运动。

自动驾驶仪仅起到助力器的作用，相当于电传操纵飞机上的人工操作。1作用原理

指令(command,CMD)方式

当自动驾驶仪以CMD方式衔接

时，其纵向通道和横侧向通道分别以不同的方式来工作。FCC会根据其纵向方式和横侧向方式来自动计算输出指令，然后通过液压作动器控制飞机的相应操纵舵面，实现飞机的自动控制。2作用原理自动驾驶仪常见的工作方式

常见的工作方式有：

高度保持方式（ALTITUHOLD）、升降速度方式（或称垂直速度，V/S）、高度层改变方式（LEVELCHANGE）、高度截获或高度获得方式（ALTITUACQUIRE）、垂直导航方式（VNAV）、下滑道方式（G/S）、复飞方式（GOAROUND）等。纵向通道

工作方式有：

航向保持方式（HEADINGHOLD）、航迹方式（TRACK）、水平导航方式（LNAV）、VOR方式、航向道方式(LOC)、复飞方式(RWYTRACK)等。*在一般情况下，自动驾驶仪横向和纵向的不同工作方式，就对应了不同的控制规律。当进行切换时，就伴随着控制规律的改变。横侧向通道一、飞机俯仰角的稳定与控制

1.比例式自动驾驶仪

（硬反馈式自动驾驶仪）

纵向自动驾驶仪:垂直陀螺和舵回路构成（1）控制律

其中：4.1.2飞机俯仰角的稳定与控制（2）俯仰角控制系统的基本结构

当飞机在进行等速水平直线飞行状态时，受到紊流干扰后，出现俯仰角偏差，，垂直陀螺仪测出俯仰角偏差后，输出电压信号。如果外加的控制信号为零，通过信号综合于舵回路后，按照控制规律，,驱动升降舵向下偏转,即使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差，实现姿态保持的功能。

（3）飞机俯仰角稳定与控制的原理

俯仰角的稳定过程外加控制信号，则。如果飞机原来处于直线平飞状态，即输入信号为，其结果,舵面偏转为,升降舵上偏，产生抬头力矩，飞机绕横轴向上转动，增加，最终趋近于指令信号。

俯仰角的控制过程（1）控制律：（2）引入俯仰角速率的作用----改善系统性能引入俯仰角速率，对飞机振荡运动增加阻尼的作用。当升降舵偏角由正值逐渐减小时，使飞机低头的力矩值也逐渐减小，俯仰角也随之逐渐减小。由于的引入，使得的相位超前于角位移信号，舵面的极性提前变号为负值，产生抬头力矩，阻止飞机继续俯冲，所产生提前相位的作用，称为提前反舵。2.引入俯仰角速率的比例式自动驾驶仪1-1飞机角速度陀螺垂直陀螺带角速度反馈的俯仰角控制系统（图4.7）

引入飞机俯仰角速率反馈信号可以使飞机舵面提前反舵，以减少飞机接近平衡时的速度，使得过程变得比较平稳。这种作用就是一种运动的阻尼。可以说，系统中引入角速度反馈的目的是增大系统的阻尼，减少运动的超调量，使稳定控制过程比较平稳。结论

控制律采用比例式舵回路时，常致干扰力矩作用下会出现静差，这时必须有一恒定的舵偏角才能平衡。积分式自动驾驶仪，进入稳态后，靠的积分信号产生舵偏角，可使的静差为零。即舵偏角与俯仰角的偏离值成比例。

3.积分式自动驾驶仪二.飞机航向角运动的稳定与控制

1.飞机航向角运动稳定与控制的基本方式

航向角运动稳定与控制三种方式：（1）方向舵控制----实现水平转弯偏转方向舵，产生偏航力矩，副翼保持水平，实现水平转弯；侧滑较大；与速度协调差，少用。（2）利用副翼----倾斜转弯副翼控制飞机倾斜；升力倾斜产生水平分力，速度向量偏转，产生侧滑角，利用航向稳定性，机体轴偏转，实现转弯。应用较多。（3）同时控制副翼及方向舵航向协调控制与稳定，较为复杂。

2.利用副翼控制与稳定航向

（1）飞机倾斜运动与偏航运动的关系

倾斜时，升力法向分力与重力相等；转弯时离心力与升力水平分力相等：

（2）航向角控制系统基本结构图及控制律测量航向偏差角，通过倾斜角控制系统，操纵副翼，飞机倾斜，实现偏航角的控制与稳定。

说明：在控制规律中倾斜角反馈的作用相当于偏航角速率反馈，起阻尼作用。如果倾斜角反馈的作用不足时，还可引进偏航角速度反馈，以增加航向阻尼。自动协调转弯（1）概念

为实现自动协调转弯，必须同时完成三种动作:

·操纵副翼建立稳定的滚转角，即

=常数；

·操纵方向舵，建立所要求的偏航角速度r，消除侧滑；

·操纵升降舵保持高度不变。

飞机在水平面内连续改变飞行方向，实现无侧滑(即β≈0)，并保持等高度的机动飞行，称为自动协调转弯。

测量侧滑角β，通过方向舵进行控制控制规律：缺点：侧滑角测量不准，受大气扰动较大。（2）消除侧滑的三种可能控制方案引入侧向加速度反馈，通过方向舵消除侧滑转弯时产生侧向加速度：利用侧向加速度计测得的侧向加速度控制方向舵，抑制侧向加速度，从而抑制侧滑角。

缺点：因为较小，故要求加速度计的灵敏度高，死区小。但容易感受结构模态影响。

利用计算的偏航角速率反馈通过方向舵消除侧滑协调转弯：在倾斜角（）和空速一定时，必须保持有一定的偏航角速率r及俯仰角速率q。

该式表明，飞机倾斜后，实现自动协调转弯，即β=0，应有上式偏航角速率r及俯仰角速度q。根据倾斜角

计算求得偏航角速度r，作为指令信号rg控制方向舵，使实测的偏航角速度r等于指令偏航角速度rg。系统的结构图如图4.20所示。

（3）协调转弯时纵向控制为了保持飞机在水平面内转弯，使飞机不掉高，要解决如下两个问题:保持法向力与重力平衡

平飞时有L=G，倾斜时，法向力为如保持法向力与重力平衡，应增加升力，以使上式表示在飞行速度不变情况下，欲使升力增加，则必须操纵升降舵上偏，以增大迎角

迎角增量所引起的纵向力矩，与由升降舵偏角产生的力矩相平衡

升降舵必须适当上偏，产生一定的抬头力矩。保持协调转弯时的上仰角速度

当有俯仰角速度q时，飞机将会产生阻尼力矩。

为克服阻尼力矩需升降舵上偏，产生抬头力矩。

自动驾驶仪的使用范围

----除起飞以外的所有飞行