飞机电传操纵复习.docx

1、机械传动系统的组成：由拉杆、摇臂、钢索、滑轮等2、波音 737-800 飞行操纵系统的组成：主飞行操纵系统使飞机沿三轴运动：横向，纵向，垂直方向三个部件：副翼、升降舵、方向舵辅助飞行操纵系统：提高飞机升力并保持非机动飞行特性.前缘装置、后缘襟翼、扰流板和减速板、水平安定面3、增稳系统、控制增稳系统、主动控制技术的功能使用传感器检测飞机的角运动速度、仰角、侧滑角等参数，转换成电信号后传给飞行控制计算机，按照控制规律计算出舵面运动指令，进而通过伺服作动器控制飞机的气动控制面，并产生气动力矩给飞机提供附加运动阻尼及稳定性在增稳系统的基础上把驾驶员的操纵指令传输到增稳回路的一种增稳系统。对于高性能的飞机，简单的增稳系统不能满足飞行品质的要求。引入控制增稳系统，解决驾驶员的指令与飞行运动参量间的飞行品质特性问题。主动控制技术的主要功能包括：放宽静稳定性控制、直接力控制、阵风载荷减缓控制、乘坐品质控制、颤振模态控制、飞行边界控制、机动载荷控制。4、典型电传操纵系统的组成：由传感器组（各种陀螺、加速度计等惯性测量器件和迎角传感器等大气测量器件）、输入设备、飞行控制计算机、舵机和电气传输线路组成5、电传操纵系统的分类：模拟式电传操纵系统；全数字式电传操纵系统；半数字式电传操纵系统。6、电传操纵系统四防设计：防电源中断、防丢失液压源、防雷电、防电磁干扰伯努利方程：同一流管中，总压不变P+21V2=C迎角：速度矢量V在飞机对称面上的投影于与机体轴Oxt的夹角。V在Oxt轴之下为正侧滑角：速度矢量V与飞机对称面的夹角，V处于对称面之右时为正（平尾）升降舵偏转角z：规定平尾前缘上偏后缘下偏为正，反之为负。方向舵偏转角y：规定方向舵后缘向右偏转为正，反之为负。副翼偏转角x：规定右副翼向下，左副翼向上为正，反之为负。油门杆偏转角p：油门杆前推，发动机推力加大为正，反之为负。纵向运动作用在飞机上的力：升力Y、阻力X、推力P、重力G纵向力矩：俯仰稳定力矩、俯仰操纵力矩、俯仰阻尼力矩飞机的升力：主要是由记忆在一定的迎角下，气流和机翼做相对运动而产生。大小与机翼的面积S、飞行速度V、大气密度、迎角和马赫数M有关Y=21V2SCy=qSC飞机纵向运动方程：mdVdt=Pcos-X-GsinmVdVdt=Psin+Y-GcosIzd2dt2=Mt,表示飞机的质量，Iz表示飞机绕Ozt轴的转动惯量横航向运动方程：mdVzdt+Vyx-Vxy=Z+Gcossin Ixdtdt=MxIydydt=My操纵飞机等速爬升的原理及方法：为了是飞机由平飞转入爬升，必须使空速矢量向上转动其转动的力应来自升力的增量Y，而Y则要靠迎角的增量来产生。人工操作飞机上升，必须油门杆与驾驶杆配合，拉杆操纵平尾上偏，飞机的俯仰角和轨迹角同时增大，当轨迹角接近规定值时，升降舵收回中立。操纵飞机协调转弯的条件：要想使空速矢量V在水平面内以的角速度转动，必须试飞机保持一定倾斜角，其数值满足=gVtan 在协调转弯的过程中，升降舵的偏转角必须符合保持和z的要求。飞机协调转弯的操纵方法：要实现左转弯，就要左压杆，偏转副翼使飞机左倾斜达到要求的倾斜角时，回收驾驶杆使副翼收回中立与此同时左蹬舵，使方向舵向左偏转为了不掉高度，驾驶员还要向后拉杆式升降舵向上偏转，偏角应该满足和z的要求。修正飞机侧向偏离的操纵方：修正飞机绕竖轴偏离：飞机左偏航时，要使飞机恢复原航向必须操纵方向舵向右使机头向右摆操纵副翼右上左下，以修正飞机左偏航而产生的左倾斜同时操纵平尾向上以免因飞机倾斜而掉高度修正飞机绕正轴偏离：左倾斜时必须操纵副翼右上左下出舵，以修正飞机左倾斜，操纵飞机方向舵向右以修正飞机左倾斜而产生的左偏航同时操纵平尾向上以免飞机掉高度，在飞机改出左倾斜和左偏航的过程中，随之将三个舵面收回中立位置，飞机几即可恢复平飞。保持飞机平衡的条件：作用在飞机上的合力和对重心的合力矩均为零。飞行包线：指在飞行过程中速度、高度不能超越的界限，是飞行范围和飞行限制条件的表示形式。主要包括：定常水平直线飞行包线和机动飞行包线7、民用飞机操纵系统的功能： 主飞行操纵系统：产生控制指令，操纵飞机三个主操纵面，即全动平尾、襟副翼以及方向舵。为了增强滚转控制，平尾可以实现差动偏转。 辅助飞行操纵系统：主要的操纵面是全翼展的前缘襟翼、起后缘襟翼作用的襟副翼以及后机身的减速板。前缘襟翼在起飞着陆时增加升力，并提供最佳机翼弯度，提高飞机的升阻比。8、扰流板分类、作用：飞行扰流板：动作一致时，用以在飞行中和地面滑跑时作为减速器。地面扰流板：动作不同时，用于协助副翼操纵飞机的侧滚。9、缝翼增升、增阻气动原理：机翼迎角保持不变，放下简单襟翼，改变了机翼切面形状，弧曲度增大。空气流过机翼上表面时流速加快，压力降低；流过其下表面流速减慢，压力提高，使机翼上、下表面压力差增大，提高升力。而另一方面机翼后缘的涡流区扩大，机翼前、后缘压力差增大，使阻力同时增大。10、调整片的功用：保持飞机俯仰平衡，横侧平衡和方向平衡。飞行一段时间消耗机身后部油箱的一些燃料，使飞机重心前移，造成附加的下俯力矩，迫使飞机下俯，这时驾驶员应向后带驾驶杆使升降舵上偏，增大水平安定面的上仰力矩，使作用于飞机的各俯仰力矩 操纵驾驶杆偏转升降舵或是之和仍等于零，保持飞机处于俯仰平衡状态。驾驶员通过带杆可以重新保持俯仰平衡，长时间的带杆，驾驶员会疲劳。因此飞机升降舵、副翼和方向舵上一般都装有调整片.升降舵调整片来使升降舵偏转，以保持飞机的俯仰平衡。利用方向舵调整片可使方向舵偏转，以保证飞机方向平衡。利用副翼调整片可使副翼偏转，以保持飞机横侧平衡11、B777 飞机的增升装置: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前缘缝翼七块。12、B777 飞行控制系统的构成：电传操纵系统(主飞行操纵系统)；自动飞行控制系统；自动油门系统13、B777 飞机电传操纵系统的主要组成部件及其功能，ACE、PCU：电传操纵系统的主要组成部件： 主飞行计算机PFC (Primary Flight Computer)； 作动筒控制电子装置ACE (Actuator Control Electronics)； 动力控制组件PCU (Power Control Unit)； 杆位置传感器(position transducers)； 人感系统(feel units)； 配平作动筒(trim actuators)； AP反驱动伺服器(AP backdrive)； 速度制动作动筒(speed brake actuator)； 主飞行控制断开开关(PFCdisconnect switch)； 飞行控制ARINC-629总线。作动筒控制电子装置(ACE)是一个信号变换器，且能够实现电传操纵系统的直接操纵模式。主要的功能包括：模拟数字转换器；数字模拟转换器；直接电操纵方式选择逻辑；直接电操纵方式指令计算；动力控制组件(PCU)伺服回路的闭环控制；激磁电源控制。动力控制组件（PCU)：全机共有31个动力控制组件，为操纵各种气动舵面提供动力。每一个动力控制组件包括：一个作动筒、一个电液伺服阀和位置反馈传感器，并与作动筒控制电子装置一起形成闭环伺服回路。当位置反馈传感器信号等于指令位置时，作动筒控制电子装置就终止对动力控制装置的控制指令，相应的气动舵面将停止在指令位置。16、B777 电传操纵系统的工作模式：(1) 人工方式：在人工方式时，由驾驶员控制操纵盘，操纵脚蹬踏板以及减速手柄的移动，同时，由多套相应的位移传感器探测信号，并将信号转变成电子信号，被送到作动筒控制电子装置，由该装置转变成数字信号，通过ARINC-629总线发送到主飞行计算机（PFC）。(2) 自动方式：在自动驾驶仪工作时，主飞行计算机从所有三个自动飞行指引计算机(AFDC)接受目动驾驶指令，并依据控制律产生相应的控制指令通过ACE及PCU控制相应舵面。与此同时，主飞行计算机还通过AFDC提供给反驱动作动筒反驱动信号，从而反驱动作动筒移动操纵盘、操纵杆以及脚踏板使其同步于自动驾驶指令。 17、电传操纵系统的工作模式：正常模式；次要模式；直接模式18、A320 飞机电传操纵系统概述：A-320采用侧杆控制器和机械备份操纵，万一电传操纵系统发生故障时，利用机械操纵系统是飞机安全着陆，系统采用非相似余度原理，包括两台升降舵副翼计算机和三台扰流板升降舵计算机，计算机的平均无故障时间是4000h-5000h之间19、A320 飞机电传操纵系统的主要组成部件及其功能：A320飞机整个系统分成两个独立的系统:升降舵副翼计算机（ELAC）和扰流片升降舵计算机（SEC）。ELAC系统操纵副翼，升降舵和平尾分别进行横滚控制、俯仰控制和自动俯仰配平；SEC系统操纵每个机翼上的5块扰流片，横滚控制用4块外侧扰流片，减速时用3块内侧扰流片，着陆减小升力时用全部5块扰流片。方向舵配平是通过两台飞行增稳计算机（FAC）实现的。缝翼和襟翼的操纵是通过两台缝翼襟翼控制计算机进行的。主操纵系统中的5台控制计算机（2台ELAC和3台SEC）中的任何1台都能控制A-320的飞行，权限将降低，提高余度水平的等级，一旦全部电子控制系统失效，A-320飞机仍可在方向舵和平尾配平的机械备份操纵情况下安全着陆。功能：俯仰控制：是通过升降舵和可配平的水平安定面的运动实现的。横滚控制：通过副翼和四对外侧扰流片的运动实现的偏航控制：由方向舵作动器驱动方向舵运动实现。20、迎角传感器的分类及其特点：迎角传感器分风标式和压差式。风标式迎角传感器模型比较复杂，参数与风行状态关系极大，并且风标轴也有摩擦非线性，使用时局部容易损坏；压差式迎角传感器精度比较高，局部迎角测量精度很高21、飞机的操纵品质：驾驶员能得心应手、工作负荷(体力和精神)较轻、补偿较小和准确地完成飞行包线内的各种飞行任务时的飞机特性。22、飞机的飞行品质：(1) 飞机纵向飞行品质：飞机纵向稳定性飞机纵向操纵性(2) 飞机横向飞行品质：横向静稳定性横航向动稳定性横航向操纵性23、飞机纵向动稳定性：短周期模态主要反映为迎角、俯迎角速度作快速振荡。是稳定的，其振荡是收敛；长周期模态主要反映为空速、俯仰角及高度随飞机迎角基本不变时的缓慢振荡。可能是不稳定的，即振荡是发散的。24、横航向动稳定性： 滚转模态：飞机在侧向小扰动运动中初始阶段的运动模态，描述飞机滚转速率滚转x m角的运动情况。安装横“阻尼器”以改善飞机的滚转模态品质。荷兰滚模态：滚转模态基本结束后，一种偏航与滚转相结合的周期性变化运动。由固有頻率n、阻尼比和总阻尼系数n来表征。合适的表征参数：倾斜角对侧滑角的比(/)，较小则意味着倾斜作用小，操纵品质较满意。安装航向阻尼器来增大荷兰滚模态的阻尼比。螺旋模态：飞机横侧向扰动的后期明显表现偏航角和倾斜角单调而缓慢的变化，呈现为高度不断下降的螺旋线飞行轨26、横向静稳定性和航向静稳定性判定：纵向静稳定性迎角静稳定性：飞行速度保持不变，纵向配平状态受到扰动，座舱操纵固持的情况。速度稳定性：在油门杆和调整片平衡位置下水平飞行时，若飞机定载扰动使飞行速度发生变化，在扰动消失后自动恢复原飞行速度的趋势。轨迹稳定性：指油门杆不动，驾驶员用驾驶杆控制飞行轨迹的能力横向静稳定性:飞机在航向或滚转方向受到扰动后，具有恢复原有飞行状态趋势称为横航向静稳定性。（1） 航向静稳定性(风标静稳定性)静导数mx表示， 0不稳定，=0中性稳定2）横向静稳定性: 静导数mx表示： 0不稳定，=0中性稳定27、方向舵操纵的主要功用：方向舵操纵属于角度操纵。（1）协调转弯时消除侧滑；（2）在侧风或不对称推力情况下保持直线飞行以及完成直线侧滑飞行28、飞机俯仰轴飞行品质评价准则1) 长周期俯仰响应：以空速和俯仰姿态变化为特征的长周期模态响应2) 短周期俯仰响应：用于小幅值精确跟踪的飞机俯仰轴短周期响应的评价准则 CAP参数评价：CAP =wn12(ny) 操纵期望参数CAP等于单位杆力所产生的初始俯仰角加速度MFs 与稳态机动飞行时，产生单位过载所偏杆力Fzny之积。CAP表示飞机俯仰姿态响应自然频率与飞行轨迹响应频率应满足的关系，轨迹与姿态的协调性关系。 C*准则：时域评价准则C* (t ) =k1ny+k2z感受法向过载和俯仰角速率混合响应。使用较少，有时用于民机电传操纵系统设计29、纵向电传操纵系统包含模块：(1)俯仰指令模块(2)机动指令反馈模块(3)增稳控制模块(4) 迎角限制模块(5)前向通道模块(6)升降舵机指令生成模块30、横航向控制律结构包含模块：(1)横滚指令通道(2)横滚通道动态反馈模块(3)滚转通道的前向模块(4)偏航轴指令生成模块(5)偏航轴动态反馈模块(6)偏航轴前向通道模块(7)交联模块31、交联模块：滚转角速率p与迎角 的乘积到偏航轴的交联反馈，飞机滚转机动时减少或消除侧滑翼偏转信号到方向舵的交联，减少侧滑，协助实现飞机绕速度轴滚转 P、q之积的藕合反馈：增加偏航速率，减少侧滑32、伺服作动系统分类：电静夜作动器（EHA）、机电作动器（EMA）33、电传操纵系统的可靠性指标可靠度函数：在规定的使用条件和时间内，完成规定功能的概率；或工作到某一时刻前不发生故障的概率。平均寿命：可修复产品，用平均无故障间隔时间来表示。不可修复产品，用平均无故障时间表示。基本可靠性：反映的是装备及其组成各个部分无故障运行的程度。只与装备和部件的本身可靠性指标有关且是串联关系，即一个单元故障，必定造成系统故障。完成任务可靠性：由于相关工作单元故障造成的每次飞行任务失败的概率定义为完成任务可靠性。34、余度技术： 为满足可靠性和故障容限的要求，采用两个或两个以上的同样部件或系统，正确、协调地完成同一任务。余度系统功能：（1）对系统各组成部分进行监控；（故障监控）（2）对故障部件进行隔离，不使其危及系统的安全运行；（故障隔离）（3）在故障部件隔离后，系统应具有重构的能力，以保证系统继续正常运行。35、余度等级配置余度等级又称为容错能力，余度配置要解决3个问题：（1）余度通道数：目前多数采用双余度、三余度及四余度。余度数的多少主要从可靠性、质量、体积、费用及余度管理水平等衡量考虑。余度系统中各级部件的余度数不一定相同，不是余度越多可靠性越高。（2）表决/监控面的设置：余度系统由多级多重余度部件组成，系统应在不同的部件处对信号进行监控选择，检测部件级故障，所以在系统不同位置设置表决/监控面。这是余度配置的任务之一。原则：满足可靠性的指标要求。满足部件级故障工作容错能力的要求。满足信号的一致性要求。降低系统部件故障效应以及故障瞬态的影响。（3）信号传递方式：余度配置中信号传递是靠部件间的信息交换与传输来完成的，一般信号传递有以下两种方式：直接传递方式： 余度系统中每条通道的信号源组成单独通道进行单独处理，任一信号源出故障，该通道宣告故障。交叉传递方式： 各信号源数据交叉传输到每条通道的下一部件，不会因为一个信号源故障而损失整个通道。36、软件可靠性： 软件在规定时间内，无故障运行的概率软件冗余：分为静态冗余和动态冗余。静态冗余采用“N文本法”，即通过多个文本计算结果，并进行多数表决。动态冗余采用恢复块技术，即用备份模块替换已发生错误的模块。37、故障出现后的安全设计电传飞行控制系统设计和安装时应考虑常规故障，增强系统安全设计的主要方法就是实现电传操纵系统在组件上和功能上的分离。在电传操纵系统发生故障后，应能保证自动地或由驾驶员转换指令接通任何所要求的备份状态，并应保证备份系统具有足够的配平、增稳能力，而且对多数飞行状态来说，具有可接受的飞行品质。任何部件或系统出现故障无法工作时，必须使工作状态自动转换为安全状态。必须保证在故障通道切换时，不引起超过规范规定的转换瞬态。因此，在系统设计时，对转换瞬态应采取必要的抑制措施。系统设计时应注意一个部件的故障不应对其他部件，特别是关键部件产生有害的影响。例如，通过电源布线的设计，防止一个非关键部件对关键部件所要求的电源功率造成有害的影响。在出现故障时，应保证任何不能被切断的故障不会把飞机的配平权限降低到对飞机安全返航着陆不可接受的程度。38、意外损伤时系统的安全性设计把故障隔离在单个控制回路内，以保证万一故障时，通道能按轴生存。例如，一个余度通道横向轴故障不会导致该通道的纵轴及方位轴的故障。对飞行安全是关键的部件，如角速率传感器、加速度计以及其他传感器要分开和隔离。系统设计时要避免形成单点故障。39、余度舵机的三大关键技术1、余度舵机力纷争分析解决力纷争可以从以下几个方面着手： 提高加工精度，减小通道间的差异，对输入信号进行选择； 降低系统的刚度，如增加阻尼，采用柔性综合杆等； 采用均衡技术，迫使各通道压力趋于一致； 采用解耦控制，消除交联干扰。2、余度舵机的余度管理：余度管理目的：最大限度提高完成任务的可靠性和飞行安全性，使系统正常高效运行。余度管理设计一般原则：（1）余度管理是一个过程或方法，是完全自动进行，不需要空勤人员重置或重新启动。（2）监控器应最少，降低复杂性和虚假性故障的概率，经过故障模式影响的分析或故障模式影响的试验表明有必要时才设置。（3）为了最大限度地利用工作资源，应尽可能地恢复已有故障的部件。（4）应具有低的虚假故障率。3、余度舵机的故障监控：故障检测的目的主要是为了快捷有效地切除故障通道，使系统正常工作并摄动最小。故障诊断的目的是在此基础上，确定故障以便进行系统重构，从而达到自修复目的。40、伺服系统的组成伺服系统由伺服控制器和伺服作动器及相应的附件所组成。 伺服控制器是伺服系统的控制装置。基本功能单元包括：信号综合线路、前置放大校正、输出线路以及反馈信号的处理与增益设置电路等。 伺服作动器是为实现电气至机械运动之间的信号转换，并因而驱动飞机气动面做机械运动的目的而设计的执行机构。伺服作动器包括控制级和功率作动级两个功能层次，具体功能单元：信号转换、综合及均衡，信号放大，机械运动和功率输出，机械运动反馈信号的拾取，作动器故障检测以及作动器能源控制和其他附件等。41、飞控系统的伺服系统功能：系统执行来自飞行控制计算机(控制律)的指令，并进行信号形式的转换(即将电气信号转换为作动器的机械运动)，用于驱动飞机气动控制面(舵面)的偏转，从而