《先进飞行控系统》第十五课

先进飞行控制系统

第十五节课(20121205)放宽静稳定度（RSS）是主动控制技术的主要功能之一，对提高飞机性能有重要意义。它不仅可以减轻飞机重量，降低燃油消耗，更重要的是可以大大提高战斗机的机动性。为获得高机动性，常将飞机设计成亚音速飞行时静不稳定或接近中立稳定，而超音速飞行时是静稳定的。此方法称为放宽静稳定度要求。

复习放宽静稳定性RSS复习放宽静稳定性放宽静稳定性原则上不需增加舵面，只将重心后移即可，或重心后移与焦点前移结合起来实现。如：飞机前后身各有一个平衡油箱，在超音速飞行时，向后油箱输油，使重心后移；亚音速飞行时反之，向前油箱输油，使重心前移。如何将焦点前移？―借助水平鸭翼实现，该鸭翼一般是固定或是浮动的，不必对它进行操纵。复习放宽静稳定性RSS主要是解决与配平状态有关的性能问题若重心位置在焦点之后，则从力矩平衡来看：升降舵应下偏才可保证力矩平衡。这时由力平衡有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，这就降低了配平阻力，降低了机翼载荷，提高了机动能力，另外尾翼承载小，尾翼结构重量也可减轻（∵偏度小）常规飞机，焦点在后静不稳定CCV飞机7.2.3直接力控制（DFC）

（1）什么是直接力控制？

直接力控制是飞机在某些自由度不产生运动的条件下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动。也称为“非常规机动”

对于常规飞机要产生升力或侧力必须是间接地通过迎角α或侧滑角β的改变来产生，而它们的变化又与飞机的转动有关，这样就造成了常规飞机各种模态运动间的相互耦合。直接力控制是直接产生按要求改变轨迹的力，只对飞机力的平衡产生影响，而不需要使飞机先产生姿态变化，再产生力的变化，所以这种直接力控制实际上是解耦控制。这种直接力控制对于增强飞机的机动性，提高轰炸准确度和保持精确航迹具有重要意义。（1）什么是直接力控制？（2）分类：

直接升力控制：单纯直接升力，单纯俯仰运动，垂直平移模式。

直接侧力控制：单纯侧力运动，单纯偏航运动，单纯侧向平移模式。（3）直接升力控制所谓直接升力控制就是通过一些复杂操纵面，在不改变机翼迎角的情况下，而使飞机的总升力发生变化。因为它不需要为使普通飞机升力变化的复杂的“力矩控制”过程而直接产生升力，所以称为直接升力控制。（3）直接升力控制1）产生直接升力的控制面水平鸭翼的对称偏转与平尾的结合对称襟翼与平尾结合结合

襟翼可以是机动前缘或后缘襟翼，这种方案将可能产生较大的升力。水平鸭翼与机动襟翼相配合

显然可以产生更大的升力。扰流片的偏转与水平鸭翼相配合等。直接升力操纵面2）设计思想和基本原理设计直接升力控制系统，需要解决各种模态运动的耦合问题，实现纯模态操纵。

飞机是六自由度的运动，在三个正交轴上的平移与转动，这六个自由度运动彼此是相互影响的，要想形成一个纯模态运动是困难的，只有驾驶员同时操纵几个操纵器与舵面才行，所以操纵十分复杂；对于进场着陆阶段而言，由于给飞行员的时间、空间都有严格限制，一旦操纵失误，可能会引起危险，尤其在侧风进场中难度更大，所以要设法解决“去耦”问题，实现纯模态控制。造成运动模态耦合是由于升力的产生是先通过旋转运动才能获得。设法通过控制面的作用，保证产生轨迹运动时，不产生姿态变化―这是设计的第二个出发点。而这些控制面只能靠自动控制系统实现。2）设计思想和基本原理〖例〗对常规飞机

修正高度时：先使向上偏抬头力矩飞机纵轴上转，此时来不及转产生升力增量出现向上转，飞机高度↑；当高度达到给定值时，还得实现上述过程的反操纵，修正过程慢，机动能力不高，要是实现目标跟踪的话，则易丢失目标。常规飞机舵上偏修正高度偏差非常规飞机当采用直接升力控制后——将常规襟翼改为机动襟翼，这样当向上修正高度时，可直接向下偏转机动襟翼，使平衡，只有升力增量，可实现纯粹的平移。由此可知：设计出发点是：通过对附加控制面的操纵，达到运动模态去耦，实现直接升力产生。3）单纯直接升力控制

a)控制目的

保持迎角不变，使空速向量与机体轴作等速转动，即俯仰角速率q与航迹角变化速率近似相等，从而加快垂直平面内飞行航迹的改变，提高航迹的机动性。

b)YF-16直接升力控制原理方块图图7-17直接升力控制原理方块图说明：图中：实线表示基本的FBW信号通路；虚线表示CCV系统信号通路。实现单纯直接升力控制―要有升力控制面。一般用后缘机动襟翼或对称偏转的副翼即襟翼副翼。直接升力控制的实现方法是开环指令使襟副翼做对称偏转，同时协调偏转平尾以得到净升力。c)工作原理：若要产生直接升力使飞机上升，用此信号经滞后驱动左、右襟副翼对称向下偏转（），产生直接升力系数和俯仰升力系数。与此同时，产生三个辅助信号：其一是，使平尾自动协调向上偏转，产生附加升力系数（向下）和俯仰力矩系数。稳定状态时应达到两种舵面产生的俯仰力矩及由于飞机作曲线运动引起的俯仰阻尼力矩之间的相互平衡。两种舵面产生的升力合力为一个净升力增量。产生上升过载曲线运动。与常规纵向过载相比无滞后，也不降低飞行速度。其余两个辅助信号分别用来抵消基本FBW系统中的俯仰角速率反馈和过载反馈。直接力控制通道中必须引入滞后网络，建立过载控制的时间常数，防止飞机机动过猛。显然，上述方法为开环补偿方法，襟副翼与平尾的偏转必须精确协调才能获得纯净的直接升力。单纯直接升力控制d)使用场合这种机动方式适用于俯仰姿态修正。由于俯仰拉起时高度损失最小，因而适用于射投空—地武器后的快速拉起；或在空战中，在不增大迎角的拉起时达到较大的加速度，使飞机容易得到制空优势。此外还能改善在爬升和下滑过程中航迹控制的精度。例如YF－16的控制律简写为：

式中：直接升力指令信号升降舵偏度。襟副翼舵偏角用来补偿过载及俯仰角速率变化。

4）单纯俯仰转动控制（保持航迹不变）a)控制目的

该方法是在法向过载增量（法向加速度）为零的条件下，改变飞机迎角和俯仰角，即在不改变航迹倾斜角的情况下控制飞机的俯仰姿态。直接力作用点位于飞机的焦点上。b)工作原理

驾驶员给出指令驱动襟副翼向上偏转，产生附加升力，以及俯仰力矩，同时产生辅助信号使平尾向下协调转动，产生相应的附加升力与俯仰力矩。如果这时两升力之和为零，两个俯仰力矩综合构成总俯仰力矩那么就只改变飞机的俯仰姿态（迎角）而不改变法向加速度和轨迹角。

但在此过程中，迎角的变化又会产生附加升力和俯仰力矩，可由偏转平尾平衡。由力及力矩平衡有下式成立：

由于俯仰姿态（迎角）的改变，在基本的FBW系统中会出现相应的俯仰速率q和迎角的反馈信号，其作用是抑制俯仰角运动和的变化，因此必须引入辅助信号以抵消这些反馈信号。

c)用途

这种机动方式，在机头下俯时，有利于对地面目标的连续攻击；而机头上仰，在空战中是有价值的。由于机头可上仰3°～4°，扩大了对纵向目标的射击范围。机身俯仰指向机动在对地攻击中的应用5）垂直平移方式(俯仰角不变）a）控制目的

该方法是在不改变飞机俯仰姿态的情况下控制飞机的垂直速度W。要求直接升力的作用点位于焦点。

b）工作原理

若想使飞机有一个向上的垂直速度，则由驾驶员用侧杆上相应按钮输出指令驱动襟副翼向下偏转，产生附加力，以及俯仰力矩，同时产生辅助信号使平尾向上协调转动产生相应的附加升力与俯仰力矩。两升力形成的俯仰力矩由相互平衡到随着垂直速度增大，迎角出现负方向增量，形成向下的升力增量和抬头力矩，引起俯仰角变化，但可在该状态下自动接通自动驾驶仪来消除，从而保证在俯仰姿态不变的情况下使飞机实现稳定垂直上升运动。c)用途飞机向前飞行同时又向上平移，相当于在保持俯仰姿态的同时使空速向量逐渐转动到一定方向。由于襟翼操纵权限不大以及迎角不能负的太多，因此这种方式主要适用于微小的垂直位置修正，例如可用于编队飞行和进场着陆过程中的下滑道捕获。飞机下滑修正过程这种工作方式的实现原理与直接升力方式相似，主要差别是在垂直平移过程中必须接通自动驾驶仪以保持姿态不变。此外也需要引入辅助信号抵消FBW系统中出现的迎角反馈信号，以免该信号抑制垂直平移。当自动驾驶仪俯仰姿态保持通道自动接通时，要断开反馈，这样既可保持俯仰姿态又不会阻止建立垂直速度。（4）直接侧力控制直接侧力控制实际上是直接升力控制的横向运动方案。其原理也类似，在此不累述。其应用场合为：进行空—地武器投放、空中格斗、空中加油等。使驾驶员能快而准地改变飞机航向，而且不需要使飞机横滚或使飞机的既定航迹发生其它扰动。直接侧力操纵面由垂直鸭翼和方向舵配合来实现；由水平尾翼差动偏转和方向舵配合来实现；如果推力是可转动的则也可通过推力向量来产生侧力。通常采用由垂直鸭翼和方向舵配合来实现的方案。7.2.4机动载荷控制（1）什么是机动载荷控制？机动载荷控制：利用自动控制的方法，在机动飞行时，重新分布机翼上的载荷使其具有理想的分布特性，从而达到减小机翼结构重量和机动性能的提高。机动载荷控制是CCV的基本功能之一，它同RSS（放宽静稳定性）功能一起最先投入应用。从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的升阻力。（2）设计思想和基本原理在飞机设计中，希望机翼上的载荷有一个理想的分布规律，从而降低翼根弯矩，减轻结构疲劳，延长飞机的寿命。（适用于运输机、轰炸机）从机动性上讲，也希望有一个理想的载荷分布，以获取最小阻力特性和最大的升阻力。而在通常的飞机设计中，一般只能在平飞状态（过载＝1g）作出部分参数的优化设计，而对机动飞行，由于飞行状态的不同，将使此种设计（结构上与机动性两者方面的希望）难以实现，要想实现只有借助自动控制的方法。对于大型飞机（轰炸机、运输机）和小型飞机（歼击机），因为轰炸机和歼击机在结构、性能要求与执行任务上的不同，机动载荷控制的设计目的也是不同的。（2）设计思想和基本原理（3）运输机、轰炸机的扰动载荷控制1）设计出发点：考虑巡航性能（航程，载重）和结构性能（疲劳，寿命），大型飞机经常需要长时间作过载的巡航飞行，所以设计时设法改善巡航性能，因此设计时提出的要求是降低翼根弯矩，减轻机翼结构重量，改善结构疲劳。飞机机翼弯矩分布图：由上图可见：靠翼根处机翼弯矩，机翼剪力与机翼载荷较大，而越靠翼尖处越小。由于翼根处弯矩，剪力和载荷都大，∴设计时翼梁凸缘面积要大。机动飞行时，使机翼载荷增大甚多。设法通过自动控制方法，在飞机机动飞行时，将其机翼载荷增量集中在机身附近，这样就可避免翼根弯矩的明显增加（如图a中红线所示），若根据这种载荷分布设计机翼，就可减轻机翼结构重量，也就减轻了飞机的重量，提高了飞机巡航的经济性。2）控制方法对称地偏转副翼、襟翼、调整升力分布（这要按预先确定的最优规律来偏转内侧、前、后缘襟翼）B－52轰炸机机动载荷控制系统：内襟翼―改为快速动作的机动襟翼。在原来副翼内侧―增加一对可同时对称偏转的外侧襟副翼。机动飞行时：左右内侧机动襟翼向下偏转―提高机身附近翼段的升力。左右外侧襟副翼同时上偏―降低外翼段升力，并保证其升力增量满足机动飞行的要求。结果：使更多载荷分配到翼根区，使气动中心被迫向内翼段移动，减小了翼根的弯矩，由计算弯矩减少10%～15%，机翼结构重量可减轻5%，航程可增加30%。带来问题：这样配置翼面，机动飞行时会增加阻力，但由于机动飞行时间只占很少时间，所以为达到减轻结构载荷目的，可允许降低升阻比。（4）歼击机的机动载荷控制1）设计出发点：主要考虑机动性。这是因为歼击机翼展较小，使用寿命也比运输机短，所以减少翼根弯矩和结构疲劳不是主要矛盾，主要是提高机动性。2）衡量飞机机动性主要有两项基本指标（a）飞机最大的法向过载式中：法向力导数（最大值）在高空、亚音速飞行时，取决于有抖振迎角时的抖振升力系数。（b）飞机的单位（重量）的剩余功率：

大小可表示飞机加速度性能，单位（重量）剩余功率即飞机在一定速度条件下的剩余功率以飞机重量，即：

式中：T：发动机推力；G：飞机重量；D：飞机阻力；u：飞行速度。飞机剩余功率愈大，飞机的机动性愈好由此两项指标可知：要提高剩余功率，应减小飞机阻力；要提高法向过载，应提高抖振升力系数。此二者可通过载荷重新分布来实现。3）歼击机机动载荷控制的理想分布：在机动飞行时使机翼升力是椭圆形分布（见下图），从而减小机翼的诱导阻力，同时，在亚音速时延缓机翼上的气流分离，提高抖振升力系数，提高升力。（阻力↓使↑，升力↑使↑）采用机动载荷控制的战斗机升力分布4）控制方案与原理机动载荷控制主要是靠飞机的控制面来实现。包括两种方法前缘控制面：前缘机动襟翼，前缘缝翼

后缘控制面：机动襟翼，与对称偏转的副翼前缘机动襟翼一般是自动按迎角增加而向下偏，改变机翼弯度，减小气流分离改变压力分布，提高升阻比。而机动襟翼偏转的角度是与M的函数其具体规律通常由风洞实验给出：YF－16：其襟翼偏转规律为：

式中：配平迎角为：前缘襟翼偏角随变化规律M＞1以后，前缘襟翼偏转会引起波阻剧增，自动操纵应不起作用，前缘襟翼应收起不动。此外，前缘襟翼还与起落架收放联动，即：起落架收上时，襟翼随、M自动调节起落架放下时，（起飞、着陆时）襟翼固定偏转25°成为增升襟翼，改善起落性能。前缘襟翼控制方块图：特点：按迎角与俯仰速率q来偏转襟翼偏角引入q经清洗网络后的作用是增加系统的动态阻尼效益：对YF－16，在H＝9000m，以最大推力作稳定盘旋时，稳定盘旋过载可提高18%。就改变翼型弯度，减小大迎角阻力而言，后缘襟翼作用较小，所以后缘襟翼控制用的较少（只F－5E用了）。7.2.5阵风减缓与乘感控制

阵风减缓是研究如何利用主动控制技术来减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减小机翼弯曲力矩和减轻结构疲劳的目的。

乘感控制也是研究如何利用主动控制技术使机上的乘员在风干扰的条件下也感到舒适。两种控制控制目的虽不同，但都是根据风干扰条件下载荷减缓的程度来衡量其控制效果。（1）阵风减缓

1）阵风与过载

在大气中，经常有各个方向的气流，使得飞机在这种不平静空气中飞行时产生过载。过载与阵风的关系：

为翼载。

飞机在阵风中飞行时，过载增量与飞行速度、翼载P以及升力系数有关，同时也与垂直阵风速度成正比。

阵风还会引起飞机结构模态振动，尤其对于机身细长而挠性较大的高速飞机影响更为严重。不仅使乘员感到不舒服，甚至会影响驾驶员完成任务的能力。

一般，垂直过载超过0.2g时，仪表判读就很困难，而在超过0.5g并持续几分钟时，驾驶员由于担心飞机要出事故，便会改变飞机的高度、速度。横向振动过载的允许值为垂直过载的1/2。2）阵风减缓控制系统

在阵风干扰时，降低均方根过载反应，提高扰流中飞行的平稳性，从而改善乘员的舒适感——这