AV-第六章AFCS05-10-30(上)

第六章自动飞行控制系统自动飞行控制系统第一节空气动力学第二节飞行力学第三节自动驾驶仪的基本工作原理第四节飞行控制计算机及系统第五节飞行指引仪第六节舵机、舵回路及液压系统第七节自动油门系统系统第八街偏航阻尼器第九节电传操纵系统第一节空气动力学•坐标系•飞机的角运动参数•飞机的操纵机构•阻力地面坐标系（地轴系）地面坐标系（地轴系）•原点：O取地面上某一点(例如飞机起飞点）。•OX轴：处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）；•OY轴：也在地平面内，且垂直于OX轴指向右方；•OZ轴：垂直地面指向地心。机体坐标系（体轴系）•原点：O取在飞机质心处，坐标与飞机固连。•OX轴：与飞机机身的设计轴线平行，且处在飞机对称平面内指向机头；•OY轴：垂直于飞机对称平面指向右机翼；•OZ轴：在飞机对称平面内，且垂直于OX轴指向下方。机体坐标系（体轴系）速度坐标系（速度轴系）速度坐标系，也称气流坐标系（速度轴系）•原点：O取在飞机质心处。•OX轴：与飞行速度的方向一致；•OY轴：垂直于XOZ平面，指向右方；•OZ轴：在飞机对称平面内，垂直于OX轴指向下方。飞机的角运动参数•飞机的姿态角•飞机的轨迹角•气流角飞机的姿态角飞机的姿态角（机体轴系与地轴系的关系）•俯仰角：机体纵轴与其在地平面投影线之间的夹角。以抬头为正；•偏航角：机体纵轴在地平面上的投影与地面坐标系OX轴之间的夹角。以机头右偏航为正（机头方向偏在预选航向的右边，即飞机航向小于预选航向）。•滚转角：又称倾斜角，指机体竖轴（飞机对称面）与通过机体轴的铅垂面间的夹角。飞机右倾斜时为正。即：描述飞机转动运动的参数有三个姿态角和三个姿态角速度。一般选用机体轴系。飞机的轨迹角飞机的轨迹角（速度坐标系与地理坐标系之间的关系）•航迹倾斜角：飞行地速矢量与地平面间的夹角，以飞机向上飞时为正；•航迹偏转（方位）角s：飞行地速矢量在地平面上的投影与地理坐标系OX轴之间的夹角，以速度在地面上投影在地轴之右时为正；气流角（空速向量与机体轴系的关系）•迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体轴的夹角，以速度向量的投影在机体轴之下为正（飞机的上仰角大于轨迹角为正）；•侧滑角：速度向量与飞机对称面的夹角。以速度向量处于飞机对称面右边时为正。气流角飞机的操纵机构飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、副翼及油门杆来控制。•升降舵e，规定：升降舵后缘下偏为正。正的e产生负的俯仰力矩M，即低头力矩；升降舵调整片：减小升降舵上的铰链力矩。舵面的铰链力矩升降舵调整片俯仰角操纵飞机的操纵机构（续）•副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下偏（左副翼随同上偏）为正。+a产生负的滚转力矩L。•方向舵偏转角r，规定：方向舵后缘向左偏转为正。+r产生负的偏航力矩N。滚转角操纵偏航角操纵第二节飞行力学•飞机飞行中的受力与力矩•飞机转弯时的受力状态及影响因素•失速的基本概念及飞行包线限制•影响飞机纵向、侧向和垂直方向稳定的条件与受力因素•高速飞行与马赫数的概念飞机飞行中的受力与力矩升力纵向力矩侧力滚转力矩L与偏航力矩N一、升力在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，在下表面临近前缘点A，流线在此点分开，在该点上的流速必须为零，A点称为驻点；驻点以上气流绕翼型上表面流过，驻点以下气流绕下表面流过，然后到后缘点B处汇合成一条流线。B点也是驻点，其流速也为零。升力（续）将翼面上各点压力系数值作为（b）的图形。箭头所指为翼面法向。•压力系数值为负表示吸力，则箭头向外；•压力系数值为正表示压力，则箭头指向翼面。各向量外端光滑连成曲线，得到压力分布图。升力（续）升力产生原理：气流流过有迎角的翼型时，根据流体定律可知，下表面的气流速度小于上表面的气流速度，根据伯努力方程可知：下表面对机翼的压力大于上表面的压力，于是形成升力。压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。将压力分布投影到V∞的垂直方向上并沿全翼面积分可得到升力系数CLw。升力系数CLw随迎角α的变化关系如下图所示。理论研究和实验表明：•机翼的升力LW—与机翼面积SW成正比，—与动压Q=（1/2）∞V2∞成正比。LW=CLwQSW•升力系数CLw是无因次的。升力系数CLw是迎角α的函数，α越大CLw也越大。当α=0时CLw≠0。这是因为适用于低速飞行的翼型曲度总是正曲度，当α=0时上下翼面压力差仍不为零而是正值，当α为某一负值时才有CLw=0。使CLw=0的迎角称为零升迎角α0，一般为负值。当迎角达到一定值时，CLw达到最大值CLwMAX，如果迎角再大则CLw下降，使CLw=CLwMAX的迎角称为临界迎角αcrα10范围内，CLw与α呈线性关系。在线性范围内，CLw与α的关系为：CLw=αcr（α-α0）（注意α0为负值）二、纵向力矩（俯仰力矩）纵向力矩是指作用于飞机的外力产生的绕机体0Y轴的力矩。气动力矩和发动机推力向量因不通过飞机质心而产生的力矩，亦称俯仰力矩。发动机推力对质心的力矩上图表示推力向量不通过质心时的情况，发动机推力对质心的力矩为：MT=TZTT表示推力。推力向量在质心之下时，定义ZT为正值，则MT为正值，表示力矩矢量与OY轴一致。空气动力引起的俯仰力矩空气动力引起的俯仰力矩取决于飞行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外，当飞机的俯仰速率q＝dθ／dt，迎角变化率，以及升降舵偏转速率等不为零时，还会产生附加俯仰力矩，称为动态气动力矩。气动俯仰力矩可写为：M=f（V，H，α，e，q，……）也可用力矩系数表示：M=（1/2）CMV2SWCA三、侧力飞机总气动力沿机体轴系OY轴的分量称为侧力Y。侧力可以用侧力系数CY表示。Y=（1/2）CYV2SW飞机外形是对称的，只有在不对称的气流作用下才会有侧力。滚转力矩L与偏航力矩N绕机体轴OX轴的力矩称为滚转力矩L，绕机体轴OZ轴的力矩称为偏航力矩N，这两种力矩统称为侧向力矩。（一）绕OX轴的滚转力矩（L）（二）绕OZ轴的偏航力矩（N）*：前面已用L表示升力，此处的L表示滚转力矩。飞机转弯时的受力状态及影响因素•协调转弯•飞机倾斜的升力补偿（VERSINE）协调转弯当一辆汽车转弯时，如果没有倾斜，则向心力将由轮胎和路面产生，乘过车的人都知道，如果这个摩擦力不够大，则汽车将在转弯时滑出路面。当汽车在没有倾斜的路面转弯时，乘客将受到一个非常不舒服的向外侧的抛出去的感觉。对于一个物体,像飞机、火车或汽车，在转弯时，最好有一定的倾斜。倾斜的目的，就是为了消除外抛的感觉，但是，我们不能指望飞机飞行时能够产生足够的摩擦力供飞机转弯。当飞机偏转时，受到一个向上和向内的空气动力作用，转弯半径越小，则受到的向下和向内的作用力越大。如果飞机转弯时倾斜的角度合适，将消除外抛的作用，但如果倾斜角度过大，将产生内侧滑。协调转弯（续）我们知道：飞机转弯时所需要的倾斜角度明显的决定于转弯所需的向上和向里的力，在正常飞行时，向上的力必须等于飞机的重量；但是向里的力随速度增加而增加，随转弯半径增大而减小，这样，飞机的飞行速度越大，转弯半径越小，所需的向心力越大，飞机需要倾斜越多，如果飞机的倾斜角不合适，当倾斜角太大则产生内侧滑，当倾斜角太小则产生外侧滑。驾驶员有必要知道现在的倾斜角是否合适。协调转弯（续）对于协调转弯，有几点值得注意：•升力=总重升力=重力和离心力的矢量和；•不存在侧滑，因此飞机转弯率（等于V/R，V是飞机的速度，R是转弯半径率）等于偏航率。•飞机没有横向的加速度。•如果飞机不处于协调转弯状态，可以通过调整付翼或方向舵修正。飞机倾斜的升力补偿上图所示的飞机正在保持平飞，此时，由两个机翼产生的升力的总和等于飞机的重量，因此飞机既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于机翼表面向上。飞机倾斜的升力补偿（续）左图所示的该飞机正在匀速左倾斜．速率与上图平飞速率一致，这样，飞机产生的升力不变，由于此时不是所有的升力都垂直向上，如果没有升力补偿，该飞机将开始下降。飞机倾斜的升力补偿（续）三角形余弦值在理论上，是升力的垂直分量；升力的损失是飞机倾斜角的功能，它等于升力减去它的余弦，这个值代表了应该补偿的部分升力，使飞机不会掉高度。补偿的方法是使飞机抬头，迎角增加，导致升力增加；如果通过自动驾驶仪操纵飞机，无论飞机何时倾斜，都将产生一个抬头信号通过飞机的俯仰控制通道去使飞机抬头，产主附加的升力以补偿升力的损失。协调转弯（总结）协调转弯是在飞机连续转弯过程中，不发生侧滑，并且不掉高度。要实现协调转弯需要同时操纵副翼、方向舵和升降舵。失速的基本概念及飞行包线限制失速是指气流从升力表面的附面层分离的状态，它的特征是升力降低和阻力增加。相同的翼型具有相同的迎角，失速俯仰角与重量、姿态和粘度、高度等无关。然而失速迎角是恒定的，失速速度却不是恒定的。失速速度受重量G、负载、高度和其他参数等。飞机接近失速时出现的现象当机翼接近失速角时，驾驶员必须知道有有关它的一些基本特征：•增加迎角意味着减小IAS（指示空速）；•飞行操纵系统出现操纵困难（由于速度降低）。•由于在机翼后部的气流变得更加紊乱，气流将冲击机尾。整个机身都将感受到这种冲击•失速警告装置将发出警告信号失速如果飞机的迎角增加到临界失速角时，由于流过机翼上表面的气流突然中断，导致飞机的大量的升力损失。致使飞机出现很快掉高度的严重后果。失速的种类•低速、高迎角失速；•加速失速；•飞机高速飞行时发生的失速。第一类是：低速、高迎角失速它通常出现在飞机的飞行的起飞和着陆阶段，是非常危险的一类失速，因为飞机的飞行高度过低，一旦失速就无法修正而造成危险。需要注意的是，在这种情况下，任何试图通过操纵机尾的控制面去控制飞机抬头的措施都是无效的。因为，气流的方向在机尾。此时飞机飞行操纵面不会对驾驶员的操纵产生正常的响应。只有设法使飞机的迎角小于临界迎角才能重新获得完全的飞行控制。第二类称为：加速失速，当飞机的迎角很快地增加时，会出现这类失速，尖锐的机翼前缘容易出现失速；如果迎角增加很快，气流无法很快地绕过机翼前沿的转角，导致出现气体分离。第三类失速出现在飞机高速飞行当飞行超过当地音速时，可能产生高速失速。为防止这类失速，飞机高速飞行时，驾驶员必须一直注意飞机飞行的马赫数。第三节自动驾驶仪的基本工作原理•飞机运动的划分•AFCS的组成作用和基本作用原理•A/P的结构类型、控制方案、控制规律和系统工作原理•安定面配平、马赫数配平系统的功能和基本工作原理•飞行方式控制板飞机运动的划分把飞机视为刚体，飞机在空间的运动有六个自由度：三个移动自由度和绕质心的三个转动自由度。可把飞机运动用两组互不相关的运动微分方程来描述，每组微分方程包括三个自由度，即：•纵向运动：速度的增减、质心的升降和绕OY轴的俯仰角运动。•横侧向（侧向）运动：质心的侧向移动，绕OZ轴的偏航角运动和绕OX轴的滚转角运动。AFCS的组成作用和基本作用原理•自动驾驶仪的工作回路•自动飞行的原理自动驾驶仪的工作回路•同步回路：使A/P衔接前的输出信号为零；•舵回路：为改善舵机性能，引入了反馈，形成舵回路，舵回路的目的是改善舵机性能；如果敏感元件是测量飞机姿态的元件，那么该元件与舵回路就组成A/P。A/P输出的信号是操纵面的偏转角指令。•稳定回路：控制和稳定飞机的姿态角运动，如俯仰、倾斜和航向姿态；•控制回路（制导回路）：控制飞机的横向和纵向运动，如：高度、侧向航迹和飞行速度。A/P的工作回路-同步回路工作原理：自动驾驶仪衔接前，进入系统的不平衡信号经一个积分环节反馈到系统的输入端，与进入系统的不平衡信号综合，从而保证系统输出为零。A/P的工作回路-稳定回路工作原理：飞机姿态变化后，由IRU输出到FCC，FCC计算并产生自动驾驶仪的伺服指令，该指令经由作动筒（伺服机构）组成的舵回路转变为机械位移指令输出至操纵面，通过操纵面的偏转改变飞机的姿态，使飞机回到目标姿态值。A/P的工作回路-制导回路控制和稳定飞机轨迹的工作原理：飞机轨迹变化后，由制导装置感受轨迹的变化量并计算姿态目标值，该姿态目标值输出到FCC，FCC计算并产生自动驾驶仪的伺服指令，该指令经由作动筒（伺