自動(dòng)飛行控制原理

1、,第四章 自動(dòng)飛行控制系統(tǒng),早在陀螺儀表出現(xiàn)不久，1914年美國的SPERRY就研制了一種陀螺穩(wěn)定裝置，這種裝置開始只是用來保證飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定，到20世紀(jì)30年代發(fā)展成可以控制和保持飛機(jī)的高度、速度和航跡的自動(dòng)駕駛儀。20世紀(jì)50代后又和導(dǎo)航系統(tǒng)、儀表著陸系統(tǒng)相聯(lián)系，自動(dòng)駕駛裝置實(shí)現(xiàn)了長距離自動(dòng)飛行和自動(dòng)著陸。到了20世紀(jì)70年代中期，由于計(jì)算機(jī)的應(yīng)用使自動(dòng)駕駛儀和飛機(jī)的指引系統(tǒng)組成一綜合系統(tǒng)，使飛機(jī)的各種傳感器數(shù)據(jù)、指引與控制系統(tǒng)已在

2、飛行管理系統(tǒng)中，從而實(shí)現(xiàn)了高程度的自動(dòng)化。20世紀(jì)70年代末期，計(jì)算機(jī)和控制技術(shù)的迅速進(jìn)展，使自動(dòng)駕駛儀功能迅速擴(kuò)展，在現(xiàn)代化的大中型民航客機(jī)上，自動(dòng)飛行控制系通常包括自動(dòng)駕駛儀、飛行引系統(tǒng)、自動(dòng)油門系統(tǒng)、偏航阻尼系統(tǒng)、安定面自動(dòng)配平等。,2,飛行器的自動(dòng)飛行一、問題的提出1、飛機(jī)的控制過程,3,2、人工操縱過程,,4,3、自動(dòng)駕駛過程,,5,4、飛行控制：人工操縱自動(dòng)控制：自動(dòng)控制是指在沒有人直接參與的條件下由控制系統(tǒng)自動(dòng)控制

3、飛行器（這里主要是指飛機(jī)和導(dǎo)彈）的飛行。這種控制系統(tǒng)成為飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)。自動(dòng)控制的基本原理就是自動(dòng)控制理論中最重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的作用對(duì)飛行器進(jìn)行穩(wěn)定引導(dǎo)/制導(dǎo)飛行器：把飛行器按照一定的方式引導(dǎo)或制導(dǎo)到一定的位置改善飛行器的靜、動(dòng)態(tài)性能,6,二、控制面1、控制飛行器的目的是改變飛行器的姿態(tài)或空間位置，并在受干擾情況下保持飛行器的姿態(tài)或位置。因而必須對(duì)飛行器施加力和(或)力矩，飛行器則按牛

4、頓力學(xué)定律產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)。2、作用于飛行器而與控制有關(guān)的力和力矩主要是偏轉(zhuǎn)控制面（即操縱面）產(chǎn)生的空氣動(dòng)力和力矩。一般飛機(jī)有三個(gè)控制面：升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術(shù)的發(fā)展，僅靠改善飛機(jī)的氣動(dòng)布局和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能難以達(dá)到對(duì)飛機(jī)性能的日益提高的要求。60年代飛機(jī)設(shè)計(jì)的新思想產(chǎn)生了，即在設(shè)計(jì)飛機(jī)的開始就考慮自動(dòng)控制系統(tǒng)的作用?；谶@種設(shè)計(jì)思想的飛機(jī)稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡稱CCV）。這種

5、飛機(jī)有更多的控制面，這些控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)可完成一般飛機(jī)難以實(shí)現(xiàn)的飛行任務(wù)，達(dá)到較高的飛行性能。當(dāng)然控制面增多將使飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)更困難。,7,,8,,9,舵回路：由舵機(jī)加上反饋所形成的隨動(dòng)系統(tǒng)；其作用是改善舵機(jī)工作性能。穩(wěn)定回路：由舵回路加上飛機(jī)姿態(tài)反饋元件、放大計(jì)算裝置組成飛機(jī)姿態(tài)自動(dòng)駕駛儀，并與飛機(jī)形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)?？刂疲ㄖ茖?dǎo)）回路：由穩(wěn)定回路加上飛機(jī)軌跡反饋元件、放大計(jì)算裝置組成飛機(jī)軌跡自動(dòng)駕駛儀，并

6、與飛機(jī)形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)軌跡。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,1.基本原理及組成 自動(dòng)駕駛儀屬于一個(gè)反饋控制系統(tǒng)，它代替駕駛員控制飛機(jī)的飛行。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,自動(dòng)駕駛儀是利用“反饋”控制原理來實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的控制。描述飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)通常有三個(gè)姿態(tài)角(俯仰角、傾斜角、偏航角)、三個(gè)角速度(俯仰角速度、傾斜角速度、偏航角速度)、兩個(gè)氣流角(迎角或稱攻角、側(cè)滑角)、

7、三個(gè)線位移和三個(gè)線速度，以及兩個(gè)航跡角(航跡俯仰角、航跡偏轉(zhuǎn)角）。自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)可在無人參與的情況下自動(dòng)控制上述部分或全部參數(shù)，必要時(shí)還可控制馬赫數(shù)及法向過載等。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,自動(dòng)駕駛儀的基本組成部分包括： ①測(cè)量元件或稱敏感元件——用來測(cè)量飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。如速率陀螺測(cè)量角速度，垂直陀螺測(cè)量飛機(jī)的俯仰角、傾斜角或稱滾轉(zhuǎn)角、航向陀螺測(cè)量飛機(jī)的偏航角等。 ②信號(hào)處理元件或稱計(jì)算元件——把各種敏感元件的輸出信

8、號(hào)處理為符合控制規(guī)律要求的信號(hào)，包括有綜合裝置、微分器j積分器、限幅器、濾波器等。 ③放大元件——放大上述處理過的信號(hào)的元件，一般指功率放大。 ④執(zhí)行機(jī)構(gòu)——根據(jù)放大元件的輸出信號(hào)帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)的機(jī)構(gòu)，亦稱為舵機(jī)。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,2．自動(dòng)駕駛儀的主要功用 隨著自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的不斷發(fā)展，其功能也越來越強(qiáng)大。當(dāng)自動(dòng)駕駛儀銜接后，可以實(shí)現(xiàn)的主要功能有：①自動(dòng)保持飛機(jī)沿三個(gè)軸的穩(wěn)定(姿態(tài)角的穩(wěn)定)；②接受駕

9、駛員的輸入指令，操縱飛機(jī)以達(dá)到希望的俯仰角、航向角、空速或升降速度等；③接受駕駛員的設(shè)定，控制飛機(jī)按預(yù)定高度、預(yù)定航向飛行；④與飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)耦合，實(shí)現(xiàn)按預(yù)定飛行軌跡的飛行；⑤與儀表著陸系統(tǒng)(ILS)耦合，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)著陸(CAT I，II，III等)。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,3．自動(dòng)駕駛儀的分類 自動(dòng)駕駛儀的常用分類方法是按其控制規(guī)律來劃分。所謂控制規(guī)律通常是指自動(dòng)駕駛儀輸出的舵偏角與信號(hào)的靜、動(dòng)態(tài)函數(shù)關(guān)系。按這

10、種劃分方法，可分為比例式自動(dòng)駕駛儀和積分式自動(dòng)駕駛儀等。 自動(dòng)駕駛儀按其控制坐標(biāo)軸的個(gè)數(shù)又可劃分為單軸式、雙軸式、三軸式自動(dòng)駕駛儀。現(xiàn)代飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀通過與飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)交聯(lián)，與自動(dòng)油門系統(tǒng)協(xié)同工作，可以按照預(yù)先制定的飛行計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)從起飛后的爬升、巡航、下降、進(jìn)近直到著陸各飛行階段上的自動(dòng)控制。它包括三軸姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)的推力以及改平并過渡到減速滑跑等控制?，F(xiàn)如今，用于民航客運(yùn)的大型飛機(jī)上普遍安裝有這類自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)，具備III

11、類儀表著陸能力。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4．舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路的概念自動(dòng)駕駛儀工作時(shí)，以飛機(jī)為控制對(duì)象，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)不同參數(shù)的控制與穩(wěn)定。自動(dòng)駕駛儀實(shí)現(xiàn)不同的功能，完成不同的飛行任務(wù)，要求組成不同的反饋控制回路。自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的工作回路通常由以下四個(gè)回路組成：（1）同步回路作用：在自動(dòng)駕駛儀銜接時(shí)，保證系統(tǒng)輸出為零，即自動(dòng)駕駛儀的工作狀態(tài)與當(dāng)時(shí)飛行狀態(tài)同步?；窘M成：現(xiàn)代飛機(jī)上自動(dòng)駕駛儀的同步回路通常由兩部分組成：一

12、是FCC內(nèi)部的同步，二是作動(dòng)筒的同步。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,(2)舵回路自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)輸入信號(hào)，通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制舵面。為改善舵機(jī)的性能，通常執(zhí)行機(jī)構(gòu)引入內(nèi)反饋(將舵機(jī)的輸出信號(hào)引到輸入端)，形成隨動(dòng)系統(tǒng)或稱伺服回路，簡稱為陀回路。舵回路由舵機(jī)、放大器及反饋元件所組成。反饋元件包括測(cè)速機(jī)、位置傳感器，構(gòu)成舵回路的測(cè)速反饋和位置反饋。舵回路可用伺服系統(tǒng)理論來分析，其負(fù)載是舵面的慣量和作用在舵面

13、上的氣動(dòng)力矩(鉸鏈力矩)。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,(3)穩(wěn)定回路自動(dòng)駕駛儀與飛機(jī)組成一個(gè)回路，該回路的主要功能是穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)，即穩(wěn)定飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)，稱為穩(wěn)定回路。由于該回路中包含了飛機(jī)，而飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性又隨飛行條件而變化，使穩(wěn)定回路的分析變得較為復(fù)雜。(4)控制回路穩(wěn)定回路加上測(cè)量飛機(jī)重心位置或速度信號(hào)的元件以及表征飛機(jī)空間位置幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)，組成更大的回路，稱為控制回路或制導(dǎo)回路。其作用是實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)重心的運(yùn)動(dòng)即飛機(jī)

14、運(yùn)動(dòng)軌跡的控制。,4.1.2 角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律及調(diào)節(jié)原理,角位移自動(dòng)駕駛儀可以根據(jù)控制規(guī)律實(shí)現(xiàn)飛機(jī)三個(gè)姿態(tài)角的穩(wěn)定。所謂控制規(guī)律就是指空制器的輸人量與輸出量之間的關(guān)系。自動(dòng)駕駛儀是一種能夠自動(dòng)保持或改變飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的自動(dòng)控制器，其輸入量與輸出量之間的關(guān)系叫做自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律。 目前角位移自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律可以分為比例式和積分式兩大類。比例式控制規(guī)律指舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)(被控量的偏差)之間成比例關(guān)系；積分式

15、控制規(guī)律是指舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)(被控量的偏差)之間成積分關(guān)系，或舵面偏轉(zhuǎn)角速度與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)(被控量的偏差)之間成比例關(guān)系。采用比例式控制規(guī)律構(gòu)成的自動(dòng)駕駛儀稱做比例式自動(dòng)駕駛儀；采用積分式控制規(guī)律構(gòu)成的自動(dòng)駕駛儀稱做積分式自動(dòng)駕駛儀。比例式自動(dòng)駕駛儀又叫有差式自動(dòng)駕駛儀；積分式自動(dòng)駕駛儀又叫無差式自動(dòng)駕駛儀。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)有兩種工作狀態(tài)，一種是穩(wěn)定狀態(tài)，另一種是操縱狀態(tài)。所謂穩(wěn)定狀

16、態(tài)，是指穩(wěn)定給定的基準(zhǔn)狀態(tài)，也就是穩(wěn)定飛機(jī)沿三個(gè)軸的角運(yùn)動(dòng)，其目的是使飛機(jī)的飛行盡量不受外界干擾的影響，自動(dòng)駕駛儀這時(shí)的作用是消除飛機(jī)相對(duì)給定基準(zhǔn)的偏離。所謂操縱狀態(tài)是指外加一個(gè)控制信號(hào)去改變飛機(jī)原基準(zhǔn)狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)?？刂菩盘?hào)相當(dāng)于在原基準(zhǔn)信號(hào)的基礎(chǔ)上再附加一個(gè)給定的增量信號(hào)，該信號(hào)可以來自駕駛員在控制面板上的控制，也可以來自其他系統(tǒng)如飛行管理計(jì)算機(jī)等。利用操縱狀態(tài)就可以自動(dòng)地控制飛機(jī)按所期望的姿態(tài)飛行了。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,本

17、節(jié)將以角位移自動(dòng)駕駛儀的俯仰通道為例說明姿態(tài)角俯仰控制系統(tǒng)的原理。如圖所示為俯仰角( )自動(dòng)控制系統(tǒng)的方框圖。其中為垂直陀螺儀感受到的俯仰角信號(hào)輸出電壓為控制電壓， 和 經(jīng)綜合解算后送到舵回路(其傳遞函數(shù)為 )。 其中各參數(shù)的含義如下： 為飛機(jī)俯仰角變化量； 為垂直陀螺感受到飛機(jī)俯仰角變化后的輸出電壓； 為垂直陀螺感受到的單位姿態(tài)角變化對(duì)應(yīng)

18、的輸出電壓值； 為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)操縱狀態(tài)的給定電壓值。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,1．比例式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律忽略舵回路的慣性，則其傳遞函數(shù)近似為比例環(huán)節(jié) ，那么，不難得出升降舵的舵偏角的增量：其中由此可見，升降舵的舵偏角增量與俯仰角偏差 成比例關(guān)系。具有這種控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器稱為比例式自動(dòng)駕駛儀。又因?yàn)檫@種比例關(guān)系完全靠舵回路的位置反饋來實(shí)現(xiàn)

19、的，而位置反饋又稱硬反饋，所以比例式自動(dòng)駕駛儀也稱“硬反饋式自動(dòng)駕駛儀”。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,穩(wěn)定狀態(tài)下工作原理分析如下： 設(shè)飛機(jī)以一定速度等速水平直線飛行，飛機(jī)的升力和重力保持平衡，初始迎角和俯仰角相同。如果受到某一干擾后(如抬頭)，出現(xiàn)俯仰角偏差 ， 為初始俯仰角。感受飛機(jī)姿態(tài)的垂直陀螺儀或慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)檢測(cè)出俯仰角增量 ，并輸出與其成比例 的電壓信號(hào) ，經(jīng)綜合裝置加到舵回路的

20、輸入信號(hào)為 。舵回路輸出將驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn)即 >0，由升降舵向下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)力矩使飛機(jī)低頭， 角逐漸減小。適當(dāng)選擇 可以保證 趨于零時(shí)， 也趨于0，保證飛機(jī)繼續(xù)進(jìn)行水平飛行，其修正過程如下圖所示。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,操縱狀態(tài)下作用原理為：在水平飛行過程中，若想改變飛機(jī)的姿態(tài)使其保持一個(gè)新的俯仰角飛行時(shí)，駕駛員通過操縱輸人裝置，外加控制信號(hào) >0，

21、則有輸入信號(hào) 經(jīng)綜合放大送到舵回路，舵回路在此輸入信號(hào)的作用下控制升降舵向上偏轉(zhuǎn)，即 <O，從而產(chǎn)生抬頭力矩，俯仰角增大。垂直陀螺或慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)感受到俯仰角 的逐漸增大，并送出一負(fù)反饋信號(hào) 逐漸與控制信號(hào)相平衡。通過適當(dāng)選取參數(shù) ，可以使得當(dāng)飛機(jī)的俯仰角變化量 理想俯仰角變化量 時(shí)，舵回路的輸入信 舵偏角量 ,飛機(jī)將保持在新的姿態(tài)角上，其

22、控制過程如下圖所示。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,需要指出的是，對(duì)于比例式自動(dòng)駕駛儀，當(dāng)存在常值干擾力矩Mf(趨向于使飛機(jī)抬頭或低頭)時(shí)，飛機(jī)在自動(dòng)駕駛儀控制下進(jìn)人穩(wěn)定狀態(tài)后，必然存在一個(gè)升降舵的舵偏角增量 。以抵消Mf的影響，而此時(shí) 。不能為零，以產(chǎn)生升降舵的舵偏角增量 。這就是所謂的穩(wěn)態(tài)誤差，不難得出： 對(duì)于比例式自動(dòng)駕駛儀與飛機(jī)構(gòu)成的系統(tǒng)

23、，用自動(dòng)控制理論描述時(shí)屬于零型系統(tǒng)。零型系統(tǒng)必存在常值干擾下的穩(wěn)態(tài)誤差。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,要想減小穩(wěn)態(tài)誤差，通過增大 的方法可以實(shí)現(xiàn)，但飛機(jī)修正 時(shí)升降舵的偏轉(zhuǎn)量也會(huì)隨之增大，因而產(chǎn)生較大的力矩作用到飛機(jī)上使其產(chǎn)生較大的俯仰角速度。由于飛機(jī)的慣性較大，盡管當(dāng) 時(shí)， 即舵偏角回到零位，但飛機(jī)此時(shí)的俯仰角速率并不為零，以至于向相反方向俯仰從而產(chǎn)生振蕩。要想減小振蕩，必須引人反饋信號(hào) ，即飛機(jī)俯仰角

24、變化率，增大阻尼。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,2．帶有一階微分環(huán)節(jié)的比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律 由自動(dòng)控制原理中的測(cè)速反饋的概念可知，如果適當(dāng)?shù)卦诳刂菩盘?hào)中引入系統(tǒng)輸出量的變化率信號(hào)，就可以增大系統(tǒng)的阻尼，減小響應(yīng)的超調(diào)量。所以在上述比例式自動(dòng)駕駛儀的基礎(chǔ)上，如果引入俯仰角速率負(fù)反饋信號(hào)，就可以產(chǎn)生附加舵偏角，形成與俯仰角速率反向的附加操縱力矩，對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)起阻尼作用，防止振蕩，這就構(gòu)成了帶有一階微分環(huán)節(jié)的比例式自動(dòng)駕駛儀。

25、與此相應(yīng)的控制律為： 式中： ——升降舵的舵偏角增量； ——俯仰角增量； ——俯仰角速率； 和 ——分別為傳遞系數(shù)。 由控制原理可知，這是一個(gè)典型的PD控制。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,上圖所示分別為無測(cè)速反饋和有測(cè)速反饋時(shí)

26、俯仰角隨時(shí)間的變化規(guī)律，引入速率反饋信號(hào)后所產(chǎn)生的阻尼效果是顯而易見的。在圖4．1—10中根據(jù) 的變化規(guī)律可畫出 的變化規(guī)律，再根據(jù)控制律可畫出相應(yīng)舵偏角曲線 。仔細(xì)對(duì)圖加以分析可知，在 由正值減小的過程中， 為負(fù)值，所產(chǎn)生的舵偏角也是負(fù)值，因而在仍為正值的t1時(shí)刻舵就已提前回到了基準(zhǔn)位置，即 =0；而當(dāng) =0的t2對(duì)刻， 為負(fù)值，產(chǎn)生抬頭

27、力矩，防止飛機(jī)俯沖，這就是所謂的人工阻尼。在自動(dòng)駕駛儀中速率信號(hào)由角速率陀螺儀給出，是微分信號(hào)，也就是自動(dòng)控制理論中所謂的測(cè)速反饋，其作用會(huì)使舵偏轉(zhuǎn)信號(hào)的相位超前于位置信號(hào) ，因而速率信號(hào)的作用叫做“提前反舵”，反映了飛行控制系統(tǒng)中引入俯仰速率信號(hào)的物理本質(zhì)。 不難看出，增加角速率信號(hào)的傳遞系數(shù) ，可以增大阻尼效果，但這只在一定范圍內(nèi)才是正確的。由于舵回路的慣性作用，當(dāng) 增大到一定值后，再增大會(huì)使阻尼性能怠驟變壞。

28、因此，在增加角速度陀螺信號(hào)強(qiáng)度的同時(shí)，必須減小舵回路的慣性。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,進(jìn)一步分析控制規(guī)律表達(dá)式 我們不難發(fā)現(xiàn)，它不僅表達(dá)了舵偏角與飛機(jī)角運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的數(shù)量關(guān)系，同時(shí)還表達(dá)了它們之間的方向關(guān)系，表達(dá)了控制規(guī)律中各項(xiàng)的作用。例如，當(dāng)某種原因使俯仰角大于基準(zhǔn)值而出現(xiàn)偏差時(shí) >0，根據(jù)控制規(guī)律 應(yīng)為正，舵面下偏，產(chǎn)生低頭力矩，使 回到零；在回零的過程中，飛機(jī)具有下俯角速度，

29、 為負(fù)，根據(jù)控制規(guī)律，它引起 應(yīng)為負(fù)值，舵面上偏，產(chǎn)生抬頭力矩，該力矩與角速度方向相反，增加了飛機(jī)的阻尼。可見在該控制規(guī)律中的第一項(xiàng)內(nèi)容 作用是用于糾正俯仰角的偏離，第二項(xiàng)內(nèi)容 作用是用以增加飛機(jī)的阻尼。比例式自動(dòng)駕駛儀雖然引人了速度反饋，增大了阻尼，但當(dāng)受到常值干擾時(shí)，仍存在誤差，我們稱其為穩(wěn)態(tài)誤差。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,3．積分式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,舵

30、回路采用舵面位置反饋(又稱硬反饋)時(shí)，在常值干擾力矩作用下會(huì)出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)誤差，這是比例式自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)結(jié)構(gòu)所固有而無法完全消除的。如果在舵回路中去掉硬反饋(位置反饋)，保留速度反饋，使舵偏角的角速度與俯仰角的偏差成正比，即可消除穩(wěn)態(tài)差。如上圖所示。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，其控制規(guī)律為： 其中 為單位俯仰角產(chǎn)生的舵偏轉(zhuǎn)角速度。 對(duì)兩邊求積分，并令初始條件=0，

31、則 即升降舵的舵偏角與俯仰角偏差的積分成比例。系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，靠 的積分信號(hào)產(chǎn)生舵偏角，可使俯仰角的穩(wěn)態(tài)誤差為零。 這種自動(dòng)駕駛儀稱為積分式自動(dòng)駕駛儀，由于是舵回路速度反饋造成這種積分關(guān)系，故亦稱速度反饋式自動(dòng)駕駛儀，或稱軟反饋式自動(dòng)駕駛儀。 為保持系統(tǒng)的穩(wěn)定，必須引入俯仰角速度信號(hào) 起微分作用，則控制規(guī)律變?yōu)椋?

32、 為使穩(wěn)定飛機(jī)的動(dòng)態(tài)性能更好，還希望舵偏角在相位上超前俯仰角偏離，因此在控制律中引入俯仰角加速度信號(hào) ，因而： 對(duì)上式兩邊求積分，系統(tǒng)控制規(guī)律為： 由自動(dòng)控制原理可知，這是一個(gè)典型的PID控制。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,將上式與比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律比較可知，積分式自動(dòng)駕駛儀中的角速率信號(hào)項(xiàng) 是俯仰角穩(wěn)定信號(hào)，它形成正比于俯仰偏離的升降舵偏角，用以糾正俯仰角偏差

33、；角加速度信號(hào)項(xiàng) 則是阻尼信號(hào)，它引起的升降舵的偏轉(zhuǎn)量與俯仰角速度成比例，用以補(bǔ)償飛機(jī)自然阻尼的不足，減小飛機(jī)的振蕩與超調(diào)；而俯仰角偏差信號(hào)的積分項(xiàng) 引起的升降舵偏轉(zhuǎn)量與俯仰角偏離的積分成比例，其作用是自動(dòng)消除穩(wěn)定狀態(tài)下由常值干擾引起的俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差和操縱狀態(tài)下俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,積分式自動(dòng)駕駛儀是如何消除穩(wěn)態(tài)誤差的呢?在穩(wěn)定狀態(tài)下，當(dāng)飛機(jī)受到俯仰常值干擾時(shí)，自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)

34、的運(yùn)動(dòng)必須形成一定的舵偏角用來產(chǎn)生穩(wěn)定力矩以平衡干擾力矩，飛機(jī)的俯仰角才能得以穩(wěn)定。這個(gè)舵偏角的產(chǎn)生在比例式自動(dòng)駕駛儀中是由俯仰角偏差來換取的，因而產(chǎn)生俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差。在積分式自動(dòng)駕駛儀中，它是由俯仰偏差的積分信號(hào)作用的結(jié)果。當(dāng)飛機(jī)存在俯仰角偏差時(shí)，舵面以一定的角速度運(yùn)動(dòng)，使舵偏角不斷增大，一直到舵偏角產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩達(dá)到能平衡干擾力矩時(shí)為止。這時(shí)，俯仰角偏差為零，舵機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，舵偏角保持不變。所以積分式自動(dòng)駕駛儀不存在穩(wěn)態(tài)誤差。積分式自

35、動(dòng)駕駛儀雖能消除常值干擾力矩作用下的穩(wěn)態(tài)誤差，但較復(fù)雜，需要俯仰角加速度信號(hào)。為減少噪聲對(duì)系統(tǒng)的影響，可利用有源微分電路來對(duì)角速度信號(hào)進(jìn)行處理從而得到角加速度信號(hào)。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,4.1.3 自動(dòng)駕駛儀的常見工作方式通常，飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀有俯仰、航向和傾斜三個(gè)控制通道，每個(gè)通道由相應(yīng)的控制舵面控制，但在傾斜和航向間常常有交聯(lián)信號(hào)。所以在設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀時(shí)常將縱向和橫、側(cè)向分開進(jìn)行?？v向自動(dòng)駕駛儀功能可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的

36、俯仰角、高度、速度等；橫側(cè)向駕駛儀可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的航向角、傾斜角、偏航距離等?？刂骑w機(jī)的這些不同變量，就對(duì)應(yīng)了駕駛儀不同的工作方式。根據(jù)所控制的狀態(tài)量，可以完成姿態(tài)(俯仰角和傾斜角)保持、高度保持、航向保持、自動(dòng)改平、復(fù)飛等功能。目前在大多數(shù)飛機(jī)上，偏航軸上主要利用方向舵進(jìn)行偏航阻尼控制，因而自動(dòng)駕駛儀就只有傾斜通道和俯仰通道了。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,當(dāng)自動(dòng)駕駛儀銜接時(shí)，通常以兩種常見形式銜接，即指令CMD(COMMAND

37、)方式和駕駛盤操作CWS(CONTROL WHEEI STEERING)方式。當(dāng)自動(dòng)駕駛儀以駕駛盤操縱方式（CWS）銜接時(shí)，自動(dòng)駕駛儀的作用原理是：駕駛盤上駕駛員的操作量作為輸入指令，被轉(zhuǎn)換成電信號(hào)后，送到自動(dòng)駕駛儀的核心計(jì)算機(jī)——飛行控制計(jì)算機(jī)FCC，F(xiàn)CC再通過舵回路(即輸出信號(hào)去控制自動(dòng)駕駛儀的執(zhí)行機(jī)構(gòu)一液壓作動(dòng)器或稱舵機(jī))帶動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)，這時(shí)自動(dòng)駕駛儀僅響應(yīng)駕駛員的操縱或保持飛機(jī)的現(xiàn)有姿態(tài)，相當(dāng)于電傳操縱飛機(jī)上的人工操作。

38、 當(dāng)自動(dòng)駕駛儀通過MCP和FMC以指令CMD方式銜接時(shí)，縱向(俯仰)通道和橫側(cè)向(傾斜)通道分別以不同的方式來工作，以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)飛行軌跡的控制。,4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理,由于不同飛機(jī)上安裝的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)各不相同，所以可能的俯仰通道的工作方式有：高度保持方式(ALTITUDE HOLD)、升降速度(或稱垂直速度)(V／S)方式、高度層改變(LEVEL CHANGE)方式、高度截獲或高度獲得方式(ALTITUDE ACQUIRE

39、)、垂直導(dǎo)航方式(VNAV)、下滑道方式(G／S)等。 不同飛機(jī)上可能的傾斜通道的工作方式有：航向選擇方式(HEADING SELECT)、航向保持方式(HEADING HOLD)、水平導(dǎo)航方式(LNAV)、甚高頻全向信標(biāo)方式(VOR)、航向道方式(LOC)等。 一般情況下，自動(dòng)駕駛儀橫向和縱向的不同工作方式，就對(duì)應(yīng)了不同的控制規(guī)律。當(dāng)進(jìn)行方式切換時(shí)，就伴隨著控制規(guī)律的改變。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基

40、本工作原理,飛機(jī)在飛行過程中，其縱向力矩應(yīng)保持平衡狀態(tài)。但是，由于飛行馬赫數(shù)變化(引起氣動(dòng)力變化，馬赫數(shù)增大時(shí)造成升力中心后移)，飛行中燃油的消耗、旅客或貨物位置的改變等因素使飛機(jī)重心改變，襟翼、擾流板和起落架收放使飛機(jī)氣動(dòng)外形改變等，都將破壞飛機(jī)縱向力矩的平衡，造成飛機(jī)的抬頭或低頭運(yùn)動(dòng)。為保持飛機(jī)原來的飛行狀態(tài)，可人工操縱主操縱面，利用升降舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩來確立新的平衡關(guān)系；如果采用俯仰配平系統(tǒng)控制水平安定面的偏轉(zhuǎn)來平衡縱向力矩變

41、化，既可使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定，又可減輕駕駛員的負(fù)擔(dān)?，F(xiàn)代民航飛機(jī)俯仰配平主要使用水平安定面進(jìn)行配平。水平安定面前緣向上運(yùn)動(dòng)會(huì)產(chǎn)生機(jī)頭向下力矩，水平安定面前緣向下運(yùn)動(dòng)會(huì)產(chǎn)生機(jī)頭向上力矩。通過水平安定面位置的調(diào)整可保持繞俯仰軸的力矩平衡.,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,通常，俯仰配平包括人工電氣配平、備用配平、速度配平、馬赫配平和自動(dòng)配平等方式。人工電氣配平由駕駛員操縱配平電門輸入配平指令給配平計(jì)算機(jī)。備用配平是當(dāng)

42、人工電氣配平失效時(shí)應(yīng)急使用。自動(dòng)配平系統(tǒng)是在自動(dòng)駕駛銜接后工作。速度配平系統(tǒng)在飛機(jī)起飛和復(fù)飛過程中減小因速度變化引起的不穩(wěn)定。馬赫配平系統(tǒng)是為了防止飛機(jī)馬赫數(shù)增加時(shí)產(chǎn)生的俯沖。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2.1安定面配平1.安定面配平的作用（1）給升降舵“卸荷”（2）解決自動(dòng)駕駛儀的銜接與斷開過程中引起飛機(jī)的劇 烈運(yùn)動(dòng)。 2.安定面配平的組成 安定面配平系統(tǒng)主要由配平指令輸入部件、配平

43、計(jì)算機(jī)、配平指令執(zhí)行機(jī)構(gòu)和反饋部件組成。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,波音747-400F飛機(jī)的安定面配平系統(tǒng)如下圖所示。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,人工備用配平電門、人工電氣配平電門、FCC和ADC給安定面配平/方向舵比率組件（SRM）提供輸入指令。SRM作為配平計(jì)算機(jī)對(duì)配平信號(hào)進(jìn)行處理并把配平指令輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)。安定面配平控制組件（STCM）執(zhí)行SRM配平指令。旋轉(zhuǎn)可變差動(dòng)傳

44、感器(RVDT)和襟翼控制組件(FCU)則是位置反饋部件。 人工電氣配平電門位于正副駕駛員駕駛盤上，配平電門分為準(zhǔn)備電門和操縱電門，駕駛員必須同時(shí)扳動(dòng)這兩個(gè)電門才能進(jìn)行配平。駕駛員扳動(dòng)配平電門時(shí)，準(zhǔn)備和操縱信號(hào)發(fā)送到安定面配平／方向舵比率組件，通過安定面配平控制組件控制安定面前緣向上或向下移動(dòng)，產(chǎn)生機(jī)頭向下或向上的力矩。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,人工備用配平電門位于正副駕駛員之間的中央操縱臺(tái)上，也有準(zhǔn)備

45、電門和操縱電門，駕駛員同時(shí)扳動(dòng)這兩個(gè)電門時(shí)，準(zhǔn)備和操縱信號(hào)經(jīng)過極限和駕駛桿切斷電門，直接到達(dá)安定面配平控制組件作動(dòng)安定面。人工備用配平方式一般是在人工電氣配平方式失效或安定面配平／方向舵比率組件失效時(shí)使用。當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)FCC提供自動(dòng)配平指令給安定面配平／方向舵比率組件，再通過安定面配平控制組件控制作動(dòng)安定面，執(zhí)行自動(dòng)配平功能。波音747—400F安裝了3部飛行控制計(jì)算機(jī)FCC。兩部大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)DADC提供計(jì)算空

46、速和馬赫數(shù)信號(hào)，用于安定面配平系統(tǒng)的速度配平和馬赫配平功能。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,兩部安定面配平／方向舵比率組件SRM具有安定面配平計(jì)算功能、副翼鎖定和方向舵比率變換功能，它的配平功能可根據(jù)各種輸入條件計(jì)算出適當(dāng)?shù)呐淦街噶睢４送?，安定面配平／方向舵比率組件SRM還可監(jiān)控系統(tǒng)的工作狀態(tài)，當(dāng)有故障情況出現(xiàn)時(shí)可把信息發(fā)送到EICAS／EFIS接口組件，在EICAS上顯示相應(yīng)的故障信息。不同的配平方式安定面

47、有不同的配平權(quán)限，極限電門可使安定面的位置在不同配平方式達(dá)到其極限位時(shí)停止繼續(xù)運(yùn)動(dòng)。駕駛桿切斷電門則可斷開與駕駛桿操縱方向不一致的配平指令。安定面配平控制組件STCM接收安定面配平／方向舵比率組件SRM的指令信號(hào)，控制液壓馬達(dá)帶動(dòng)一個(gè)螺桿轉(zhuǎn)動(dòng)，螺桿與水平安定面連接的球形螺帽沿螺桿上下移動(dòng)從而作動(dòng)水平安定面。安定面配平切斷電門可切斷安定面配平控制組件的液壓，解除安定面配平功能。旋轉(zhuǎn)可變差動(dòng)傳感器RVDT測(cè)量安定面的位置，安定面的位置

48、信號(hào)通過襟翼控制組件FCU反饋給安定面配平／方向舵比率組件SRM。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,3.自動(dòng)配平 自動(dòng)配平是在自動(dòng)駕駛銜接的情況下由飛行控制計(jì)算機(jī)FCC根據(jù)升降舵的偏轉(zhuǎn)情況產(chǎn)生相應(yīng)的安定面配平指令以減小升降舵的空氣動(dòng)力載荷。波音747—400F飛機(jī)安裝有左、中、右三部飛行控制計(jì)算機(jī)FCC，左、右兩套安定面配平／方向舵比率組件SRM和安定面配平控制組件STCM，提高了自動(dòng)駕駛系統(tǒng)和自動(dòng)安定

49、面配平系統(tǒng)的工作可靠性。左、右飛行控制計(jì)算機(jī)FCC分別向左、右安定面配平／方向舵比率 組件SRM提供數(shù)字和模擬信號(hào)輸出，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC可向左、右安定面配平／方向舵比率組件SRM提供數(shù)字和模擬信號(hào)輸出。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,單通道自動(dòng)駕駛銜接情況：左(或右)系統(tǒng)銜接時(shí)，左(或右)飛行控制計(jì)算機(jī)FCC控制左(或右)安定面配平／方向舵比率組件SRM和左(或右)安定面配平控制組件STCM。中系統(tǒng)

50、銜接時(shí)，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC先選擇控制左(或右)安定面配平／方向舵比率組件SRM和左(或右)安定面配平控制組件STCM，當(dāng)左(或右)安定面配平／方向舵比率組件SRM失效時(shí)，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC自動(dòng)轉(zhuǎn)換為控制右(或左)安定面配平／方向舵比率組件SRM和右(或左)安定面配平控制組件STCM。多通道自動(dòng)駕駛銜接情況：飛機(jī)在近進(jìn)著陸階段可銜接兩套或3套自動(dòng)駕駛，此時(shí)由兩部飛行控制計(jì)算機(jī)FCC分別控制左、右安定面配平／方向舵比率組件SRM和

51、左、右安定面配平控制組件STCM。由于兩套安定面配平系統(tǒng)同時(shí)工作，此時(shí)提供全速率配平指令。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,自動(dòng)配平工作指令如下圖所示，在自動(dòng)駕駛銜接的情況下飛行控制計(jì)算機(jī)FCC發(fā)出升降舵伺服指令控制升降舵的偏轉(zhuǎn)從而控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)。當(dāng)升降舵伺服指令超過設(shè)定值時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)FCC會(huì)產(chǎn)生同方向的安定面自動(dòng)配平指令，自動(dòng)配平指令發(fā)送到安定面配平／方向舵比率組件SRM，安定面配平／方向舵比率組件S

52、RM延遲響應(yīng)3．5 s后把配平指令發(fā)送到安定面配平控制組件STCM，安定面前緣向相應(yīng)方向偏轉(zhuǎn)則使升降舵上的載荷減小，使升降舵伺服指令回到設(shè)定值之內(nèi)。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,飛行控制計(jì)算機(jī)FCC通過ARINC一429數(shù)據(jù)總線發(fā)送到安定面配平／方向舵比率組件SRM的信號(hào)有：機(jī)頭向下配平準(zhǔn)備(TDA)、機(jī)頭向下配平控制(TDC)、機(jī)頭向上配平準(zhǔn)備(TUA

53、)、機(jī)頭向上配平控制(TUC)、全速率自動(dòng)配平(FRAT)、左／右SRM銜接指令。其中全速率自動(dòng)配平(FRAT)指令是當(dāng)多通道自動(dòng)駕駛銜接時(shí)發(fā)出。左／右SRM銜接指令是在中自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC用來選擇控制左或右SRM。當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)飛行控制計(jì)算機(jī)FCC還輸出一個(gè)自動(dòng)配平準(zhǔn)備的模擬離散信號(hào)。安定面配平／方向舵比率組件SRM內(nèi)有兩個(gè)微處理器，一個(gè)是準(zhǔn)備信號(hào)處理器，接收FCC輸入的準(zhǔn)備信號(hào)，經(jīng)過邏輯控制發(fā)送到安定面配平控

54、制組件STCM，打開準(zhǔn)備電磁活門使液壓接通。另一個(gè)是控制信號(hào)處理器，接收FCC輸入的配平指令，經(jīng)過邏輯控制發(fā)送到安定面配平控制組件STCM，通過控制電磁活門控制安定面的作動(dòng)。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,安定面配平／方向舵比率組件SRM對(duì)安定面配平系統(tǒng)提供以下功能：(1)安定面配平方式選擇功能 當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，安定面配平／方向舵比率組件SRM進(jìn)入自動(dòng)配平方式并從飛行控制計(jì)算機(jī)FCC接收配平指令。人工

55、電氣配平優(yōu)先于單通道自動(dòng)配平，當(dāng)有人工電氣配平指令時(shí)，自動(dòng)駕駛脫開，安定面配平／方向舵比率組件SRM進(jìn)入人工電氣配平方式。當(dāng)自動(dòng)著陸多通道自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，除了人工備用配平以外自動(dòng)配平方式優(yōu)先于其他配平方式。 當(dāng)自動(dòng)駕駛沒有銜接時(shí)，空速低于220 kn，安定面配平／方向舵比率組件SRM進(jìn)入速度配平方式?？账亳R赫數(shù)大于0.86則安定面配平／方向舵比率組件SRM進(jìn)人馬赫配平方式。人工配平方式優(yōu)先于速度配平方式和馬赫配平方式。(2)

56、安定面配平極限轉(zhuǎn)換邏輯功能 單套自動(dòng)配平、速度配平和人工電氣配平方式機(jī)頭向上配平極限是11．6個(gè)單位，全速率自動(dòng)配平機(jī)頭向上配平極限是13．5個(gè)單位。機(jī)頭向下配平極限在起落架放下時(shí)是0.8個(gè)單位，起落架收上時(shí)是1．8個(gè)單位。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,(3)安定面配平速率控制功能安定面配平／方向舵比率組件SRM在飛機(jī)高速飛行時(shí)提供低安定面配平速率，在低空速時(shí)提供高安定面配平速率，如圖所示。 SRM在

57、空速大于230 kn時(shí)提供低安定面配平速率0.1度／s，在空速小于220 kn時(shí)提供高安定面配平速率0.25度／s。全速率配平時(shí)兩套安定面配平系統(tǒng)提供雙倍的配平速率分別為0.2度／s和0.5度／s。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,(4)安定面配平監(jiān)控功能 安定面配平／方向舵比率組件SRM可監(jiān)控飛行控制計(jì)算機(jī)FCC、安定面配平／方向舵比率組件SRM和安定面配平控制組件STCM的工作狀態(tài)。安定面配平／方向舵比

58、率組件SRM探測(cè)安定面位置在無配平指令的情況下移動(dòng)超過1度時(shí)自動(dòng)切斷安定面配平控制組件STCM的配平馬達(dá)工作活門，使安定面停止移動(dòng)，同時(shí)發(fā)送到EICAS一個(gè)信息“STAB TRIM UNSCHD”，此為安定面非計(jì)劃配平信息。SRM連續(xù)監(jiān)控FCC的信號(hào)，如果有故障則使“ENABLE”使能信號(hào)設(shè)置為0斷開自動(dòng)配平，并產(chǎn)生一個(gè)CMC故障信息。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4．速度配平 速度配平是根據(jù)計(jì)算空

59、速的變化對(duì)安定面進(jìn)行配平。飛機(jī)在起飛、復(fù)飛階段，速度配平系統(tǒng)提供在低速大推力條件下的速度穩(wěn)定。即當(dāng)空速增加時(shí)使飛機(jī)抬頭配平，當(dāng)空速減小剛使飛機(jī)低頭配平。 如下圖所示，速度配平系統(tǒng)由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)DADC提供計(jì)算空速信號(hào)，安定面配平／方向舵比率組件SRM根據(jù)計(jì)算空速確定安定面的配平位置并產(chǎn)生相應(yīng)的配平指令發(fā)送到安定面配平控制組件STCM。旋轉(zhuǎn)可變差動(dòng)傳感器RVDT測(cè)量安定面的位置，安定面的位置信號(hào)通過襟翼控制組件FCU反饋給安定

60、面配平／方向舵比率組件SRM。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,兩部安定面配平／方向舵比率組件SRM在飛機(jī)通電時(shí)隨機(jī)選擇一部提供速度配平功能。速度配平是在飛機(jī)起飛20 s后，并且人工配平和自動(dòng)配平都沒有銜接的情況下開始銜接。一旦人工配平或自動(dòng)配平銜接則速度配平就脫開。下圖所示為速度配平控制規(guī)則表。從表

61、中可以看到速度配平系統(tǒng)從計(jì)算空速120—220 kn提供0～2.5個(gè)單位安定面配平位置。隨著計(jì)算空速的增加提供更大的抬頭力矩。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,5．馬赫配平系統(tǒng) 對(duì)于亞音速飛機(jī)，在飛行速度沒達(dá)到臨界馬赫數(shù)以前，飛機(jī)具有速度穩(wěn)定性。在這種情況下，油門桿與駕駛桿的配合操縱動(dòng)作，稱為正常操縱。 正常操縱時(shí)，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特征如下：

62、 當(dāng)單純改變油門桿位置時(shí)，只能在過渡過程中引起速度變化和迎角變化，穩(wěn)態(tài)速度和迎角都不變，俯仰角改變后使飛機(jī)爬高或下降。所以，單純改變油門桿位置，并不能改變飛行速度，而只能改變俯仰姿態(tài)和航跡傾角。要想改變飛機(jī)的飛行速度，可在改變油門桿位置的同時(shí)，操縱駕駛桿控制住俯仰姿態(tài)的變化，即在推油門的同時(shí)推駕駛桿，飛機(jī)增速；或在收油門的同時(shí)拉駕駛桿，飛機(jī)減速。 當(dāng)單純通過駕駛桿改變升降舵的位置時(shí)，不僅能改變飛機(jī)的俯仰角，而且飛行速度也會(huì)發(fā)生顯

63、著的改變。這是因?yàn)樯刀嫫D(zhuǎn)后，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)隨之改變，當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角減小時(shí)，飛機(jī)阻力減小，速度自然增大；或當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角增大時(shí)，飛機(jī)阻力增大，因而速度減小。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,在飛行速度達(dá)到臨界馬赫數(shù)后，由于飛機(jī)升力中心(焦點(diǎn))急劇后移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定特性(所謂MACH TUCK)。此時(shí)油門桿與駕駛的配合操縱動(dòng)作必須與上述相反，稱之為反操縱。否則，如仍按正常方式操縱會(huì)發(fā)生飛行事故。這是

64、因?yàn)樵谒俣炔环€(wěn)定情況下，油門加大，速度的增加不會(huì)使飛機(jī)抬頭，而由于焦點(diǎn)后移后，升力的作用會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，造成飛機(jī)下俯，若此時(shí)再推駕駛桿，飛機(jī)會(huì)下俯更快，速度也會(huì)增加更快，如此種情況不糾正，必然會(huì)造成難以挽回的后果。所以在速度不穩(wěn)定時(shí)，操縱方式必須與正常方式不同，即在前推油門桿的同時(shí)，要后拉駕駛桿。如果當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定的速度飛行時(shí)，還要求駕駛員進(jìn)行技巧性很高的人工反操縱，這對(duì)駕駛員的要求是不現(xiàn)實(shí)的，所以需要采用自動(dòng)控制方式來解決。

65、由以上分析可知，當(dāng)馬赫數(shù)接近臨界值時(shí)，飛機(jī)因焦點(diǎn)后移而引起下俯力矩，如果能用升降舵(或安定面)偏轉(zhuǎn)來補(bǔ)償?shù)脑?，飛機(jī)就不再出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的現(xiàn)象了，飛機(jī)的操縱也符合正常規(guī)律了，現(xiàn)代飛機(jī)上用馬赫配平系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)這一功能。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,當(dāng)用安定面偏轉(zhuǎn)來平衡因馬赫數(shù)的變化而引起的縱向力矩增量時(shí)，其基本規(guī)律如圖A所示。 由圖可知，只有當(dāng)馬赫數(shù)進(jìn)入M1和M2的范圍時(shí)，才需要馬赫配平系統(tǒng)來補(bǔ)償。而經(jīng)過補(bǔ)償

66、后的特性曲線如圖A中虛線所示。 對(duì)于速度特性的勺形區(qū)，不同機(jī)型的取值是不盡相同的，如有的機(jī)型0.715， M2 =0.815；而有的機(jī)型M1=0.8， M2 =0.88。 馬赫配平系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)圖如圖B所示。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,其中，M數(shù)信號(hào)可通過大氣數(shù)據(jù)設(shè)備取得，或由馬赫配平解算裝置通過全靜壓系統(tǒng)提供的全、靜壓信號(hào)解算得到。馬赫配

67、平耦合器與馬赫配平舵機(jī)構(gòu)成一個(gè)馬赫數(shù)伺服系統(tǒng)。當(dāng)馬赫數(shù)改變時(shí)，馬赫配平舵機(jī)會(huì)帶動(dòng)升降舵或水平安定面隨之移動(dòng)，使水平安定面隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律近似于圖中的虛線。不難判斷，當(dāng)飛機(jī)馬赫數(shù)增加時(shí)，水平安定面的前緣會(huì)向下配平；當(dāng)飛機(jī)馬赫數(shù)減小時(shí)，水平安定面的前緣會(huì)向上配平。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,6．配平警告 當(dāng)速度配平或馬赫配平失效后，警告系統(tǒng)會(huì)發(fā)出警告。駕駛員則必須注意速度的變化，必要應(yīng)進(jìn)行人工配平。當(dāng)自

68、動(dòng)配平失效，駕駛員應(yīng)意識(shí)到升降舵的偏轉(zhuǎn)。當(dāng)斷開自動(dòng)駕駛改由人工配平時(shí)必須拉住駕駛桿。,4.2安定面配平、馬赫配平和偏航阻尼系統(tǒng)的基本工作原理,波音747—400飛機(jī)的安定面配平系統(tǒng)中安定面配平／方向舵比率組件SRM和飛行控制計(jì)算機(jī)FCC可監(jiān)控各種配平故障。安定面配平／方向舵比率組件SRM可監(jiān)控飛行控制計(jì)算機(jī)FCC、安定面配平／方向舵比率組件SRM和安定面配平控制組件STCM的工作狀態(tài)。SRM連續(xù)監(jiān)控FCC輸人的信號(hào)，如果有故障則斷開自動(dòng)