飞行控制系统小抄全集

1总复习一、概念：1、体轴系：纵轴ox在飞机对称平面内；速度轴系纵轴aox不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox相差一个配平迎角0。以上轴系立轴都在对称平面内，且垂直于纵轴指向机腹。航迹坐标系立轴位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与纵轴垂直并指向下方。2、俯仰角的测量轴为地轴系横轴goy；滚转角（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox；偏航角的测量轴为地轴系铅锤轴goz。3、迎角α：空速向量v在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox夹角。以v的投影在ox轴之下为正。4、β（侧滑角）：空速向量v与飞机对称平面的夹角。以v处于对称面右为正。5、坐标系间的关系机体轴系bS与地轴系gS之间的关系描述为飞机姿态角（、、）；速度轴系aS与机体轴系bS之间的关系描述为气流角（、）；速度轴系aS与地轴系gS之间的关系描述为航迹角（、、）。6、舵偏角符号升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正0e，产生低头力矩。0M副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正0a，产生左滚转力矩方向舵偏角r：方向舵后缘左偏为正0r，产生左偏航力矩0L。7、稳定性、操纵性与机动性动稳定性：扰动停止后，飞机能从扰动运动恢复到基准运动。静稳定性：扰动停止的最初瞬间，运动参数变化的趋势。操纵性：飞机以相应的运动，回答驾驶员操纵各操纵机构的能力。机动性：指在一定时间内，飞机改变速度大小，方向和在空间位置的能力。稳定性与操纵性及机动性矛盾。过稳则不易操纵，机动性差。8、静稳定性静安定性导数mC：mC值应为负，即飞机质心在全机焦点之前，这样才能保证当0时，0mC，产生低头力矩，使恢复原值。航向静稳定性导数nC：nC值应为正0nC，当0（右侧滑）时，0nC产生右偏航力矩，使ox向右转，值恢复。2横滚静稳定性导数lC：lC值应为负0lC，当0时，0lC产生左滚力矩，产生左侧力，使速度向量v左转，值恢复。9、在建立飞机方程时考虑牵连运动的原因是：牛顿定律是相对惯性坐标系的，机体坐标系为动坐标系。10、ipjqkr表示：飞机三个姿态角变化率或绕机体轴的三个角速度分量都能合成飞机总角速度分量。p、q、r一定正交，但,,三者不一定正交。11、纵向短周期运动对应大复根，周期短，频率高，衰减快的运动。转折频率在伯特图上中频段。纵向长周期运动对应小复根，周期长，频率低，衰减慢的运动。称为浮沉运动。转折频率在伯特图上低频段。12、纵向运动中在)(t过程中以短周期运动为主；反映的是力矩平衡的过程；而在)(tV中则是以长周期运动为主；反映力的平衡过程。在)(t中，长、短周期均占很多，两种运动差不多。13、长短周期成因V（切向速度变化率）—是以长周期为主的，而V与xaF有关，所以长周期是反映切向力的平衡过程；q（俯仰角加速度）—是以短周期为主的，而q与aM有关的，所以可以说短周期反映的是力矩平衡的过程。14、油门杆前推0T，发动机推力增大，稳态时速度、迎角不变，但飞机俯仰角发生变化，飞机爬升。15、要提高速度，而飞机又不爬升，应在推油门杆时，同时前推驾驶杆操纵升降舵，使升降舵下偏以减小迎角，实现平飞加速。16、在速度坐标系建立纵向运动方程；在稳定坐标系建立侧向运动方程。17、飞机的航向没有自动恢复某一特定位置的能力。要想保持航向，必须对飞机进行控制。但有自动消除初始倾斜角（滚转角）0及初始侧滑角0的能力。18、横侧扰动运动的典型模态一对共轭复数根：对应荷兰滚运动模态（振荡运动模态）。一个大负实根：对应快速倾斜运动模态（滚转快速阻尼模态）。3一个小实根：对应回旋运动模态（缓慢螺旋运动模态）正负均有。快速倾斜运动衰减最快，荷兰滚运动衰减稍慢，螺旋运动衰减特别慢。19、飞行中常用的高度有四种：绝对高度：飞机与海平面之间的垂直距离；真实高度：飞机与地面目标（山顶、地面等）之间的垂直距离；相对高度：飞机与机场地面之间的垂直距离；标准气压高度：飞机与气压为101325Pa的气压面之间的垂直距离。20、飞机的飞行速度有四种：真空速：飞机相对于空气的运动速度，或者说考虑空气密度影响的飞机运动速度，简称为空速。指示空速：归化到标准空气速度（即海平面的空气密度30/225.1mkg）的真空速，或者说忽略空气密度变化的飞机运动速度。指示空速又称为仪表空速，简称表速。地速：飞机相对于地面运动速度的水平分量，也是真空速和风速水平分量的向量和。垂直速度：飞机相对于地面运动速度的垂直分量，即飞机的升降速度。21、迎角传感器按其敏感方式可分为风标式和探头式两大类（按其具体结构可分为风标式、压差管式和探头式三种），按信号转换方式又可分为电位计式和同步器式两大类。22、陀螺仪是重要的惯性测量元件，它由陀螺转子.内环.外环和基座(壳体)组成。二自由度陀螺仪保持其自转轴在惯性空间的方向不发生变化的特性。三自由度陀螺仪的稳定性有两种表现形式，即定轴性和章动。当陀螺转子高速旋转后，若不受外力的作用，不管基座如何转动，支承在万向支架上的陀螺自转轴指向空间的方位不变，这种特性称为定轴性。章动：当陀螺高速旋转受到瞬时冲击力矩作用后，自转轴在原方位附近作微小的圆锥运动，且转子轴的方向基本保持不变，这种现象叫做陀螺的章动。当三自由度陀螺受到外加力矩作用时，陀螺仪并不在外加力矩所作用的平面内产生运动，而是在与外力矩作用平面相垂直的平面内运动，陀螺仪的这种特性称为进动性。23、舵回路是由若干个部件组成的随动系统。舵回路由反馈元件，放大器及舵机组成。舵机是执行元件，它的负载是舵面上的铰链力矩，是随飞行状态变化的。424、铰链力矩jM的大小、符号随飞行状态而变。jM的大小：动压Q越大，铰链力矩也越大。AjjbQSmMjM的符号：取决于舵面转轴O相对于舵面气动力（R）压力中心位置。25、舵回路类型（1）位置反馈（硬反馈）舵面的转角与输入信号成比例—比例式飞控系统。舵回路传函为一个惯性环节1)()()(STKsUss（2）速度反馈（软反馈）舵面转角与输入信号的积分成比例—积分式飞控系统。舵回路传函为一个积分环节iSKsUss)()()(（3）均衡反馈（弹性反馈）舵回路传函是由一个位置反馈环节和一个均衡环节相串联。)11()1()1()()()(eeeeffkTKKSTiSkTKKSTKKsUssMAMAAM)11(eSkiTikff26、位置反馈：可提高通频带，快速性，影响静态稳定性。速度反馈：一般可提高稳定性，改善动态响应。27、舵机与飞机操纵系统的联接方式：阻尼增稳系统使用串联方式自动驾驶仪使用并联方式28、飞行控制系统由三个回路组成。舵回路为内回路改善舵机性能；自动驾驶仪与飞机构成回路，称为稳定回路（自动驾驶仪、姿态控制回路），稳定飞机的姿态；稳定回路加上测量飞机重心位置信号的元件以及表征飞机空间位置几何关系的运动学环节，组成外回路—制导（控制）回路。29、阻尼器作用：以飞机角运动作为反馈信号，稳定飞机的角速率，增大飞机运动的阻尼，抑制振荡。5组成：阻尼器由角速率陀螺，放大器和舵回路组成。反馈到助力器输入端。缺点：使闭环放大系数减小，操纵性能下降。30、要使舵回路与助力器回路对飞机系统影响可以忽略，必须保证舵回路与助力器回路的连接频率比系统的截止频率大3～5倍。31、飞机—增稳系统作用：提高系统的固有频率；提高飞机静稳定性；加宽系统频带，提高快速性。组成：俯仰增稳系统：引用迎角或过载znnn反馈。偏航增稳系统：引用侧滑角及偏航角速率r反馈。横侧增稳系统：引用侧滑角及偏航角速率r反馈，副翼交联信号a。32、自动驾驶仪控制律（1）比例式控制律LLge　)(舵回路：硬反馈—位置反馈。微分作用为加大阻尼。缺点：对阶跃输入及常值干扰存在静差。（2）积分式控制律LdtLge舵回路：软反馈—速度反馈。阶跃无差，斜坡有差。（3）均衡式控制律LLdtTLggee)()(舵回路：均衡反馈—位置反馈与均衡环节串联优点：积分作用在低频时起作用（稳态时），对动态性能影响较小。对斜坡输入信号无差。33、协调转弯a)0的定常盘旋。b)协调转弯条件：00H＝稳态侧滑角＝稳态升降速度＝常数航向稳态角速度＝常数稳态滚转角c)协调转弯公式tgug偏航sincoscoscosugrb俯仰tgugqbsincossincosd)协调转弯为保证不掉高度及保证提供协调转弯所需的俯仰角速率，必须操纵6升降舵e提供舵面力矩。无论飞机左转弯)0(，还是右转弯（0），都应操纵e向上偏，使飞机抬头。34、自动配平自动配平就是接通自动驾驶仪前，通过操纵调整片或安定面，使驾驶杆承受力为零即“卸荷”（卸去舵面铰链力矩给驾驶杆带来的力的影响），而在自动驾驶仪工作中，及时卸去铰链力矩，使驾驶杆承受的力不为零，这种作用就是自动配平。35、回零系统回零系统作用是去掉AP回路中的各种不平衡信号，以保证接通AP时，飞机原飞行状态不变。36、空速控制基本方案单独操纵升降舵e：V和均发生显著变化。单独操纵油门杆T：r和变化大，而V几乎不变。同时操纵Te和：可使V、均达到希望值37、控制增稳系统主要解决问题为：①解决飞机稳定性与操纵性的矛盾；②解决角加速度灵敏度与驾驶杆力的匹配问题（通过指令模型实现）；③提高角加速度的灵敏度的需要；④降低杆力梯度（杆力与过载的灵敏度）。所用方法为：在增稳系统的基础上增加一个杆力前馈通路，以增加系统的放大系数。38、自动着陆的五个典型阶段为：定高阶段、下滑阶段、拉平阶段、保持（飘落）阶段、滑跑阶段。定高阶段：飞机在着陆前，大约300~500m高度上做定高飞行下滑阶段：当截获到下滑波束线后，即按一定的下滑坡度下滑，此时速度较高，是失速速度的1.3倍，民航机约v＝70~85m/s而垂直下降度smH/5.4~5.3,航迹倾斜角3~5.2。拉平阶段：大约在飞机离地15m左右，飞机的垂直下降速度下降，接地时大约有smH/6.0~5.0，且航迹倾斜角减小，使飞机沿曲线拉起，称为拉平阶段保持（漂落）阶段：大约飞机离地0.5~1.0m时，进一步减小速度，且使V方向与地面平行（即0）；此时逐渐加大角，保持V方向与地平面平行；7当速度达到降落速度时，将由于G＞L（升力），飞机以指数曲线轨迹落地称为飘落。滑跑阶段：当飞机与地面接触后，在跑道上滑跑，此时常采用轮子刹车或发动机反推力措施，来减小滑跑距离。39、非相似余度技术是什么？非相似余度技术就是采用完全不同的硬件和软件来组成余度通道，产生和监控飞行控制信号，从而可以避免多通道余度系统的共点故障、达到高的可靠性。40、中性速度稳定性：以任意速度飞行时，飞机速度都是稳定的。中性速度稳定性控制律（NSS）：在不需要驾驶员施加稳态杆力或配平输入情况下，系统本身具有补偿随飞行速度变化所需平尾配平能力的控制律，称为中性速度稳定性控制律。41、主动控制技术主要包括那几个方面？放宽静稳定性RSS（RelaxedStaticStability）直接力控制DFC（DirectForceControl）机动载荷控制MLC（ManeuveringLoadControl）阵风减缓GLA（GustLoadAlleviation）乘座品质控制RQC（RideQualityControl）主动颤振抑制FMC（FlutterModeControl）42、放宽静稳定性放宽静稳定性，就是把飞机静稳定性设计得比正常要求值小，甚至设计成是静不稳定的。解决纵向静稳定度太大，飞机机动性差的问题。借助于水平鸭翼实现焦点前移