[科普中國]-飛機(jī)飛行自動控制系統(tǒng)

發(fā)展

飛行自動控制系統(tǒng)已有100多年的研制歷史，早在有人駕駛飛機(jī)出現(xiàn)之前，自動飛行裝置就已問世。例如，1873年法國雷納德(C．C．Renard)的無人多翼滑翔行操縱。第二次世界大戰(zhàn)促使自動駕駛等設(shè)備得到進(jìn)一步發(fā)展，由過去的氣動一液壓到全電動，由三個(gè)陀螺分別控制三個(gè)通道改用一個(gè)或兩個(gè)陀螺操縱飛機(jī)，并可做機(jī)動、爬行及自動保持高度等。戰(zhàn)爭期間，有的轟炸機(jī)上的自動駕駛儀還與轟炸瞄準(zhǔn)具連接起來，以改善水平轟炸的定向瞄準(zhǔn)精度。

目前，電傳控制和主動控制技術(shù)已在現(xiàn)代飛機(jī)研制中得到了廣泛的應(yīng)用，而無論是否采用電傳控制系統(tǒng)，飛行自動控制系統(tǒng)都已是多數(shù)飛機(jī)普遍使用的關(guān)鍵系統(tǒng)。1

內(nèi)容高度控制系統(tǒng)

控制飛機(jī)在某一恒定高度上飛行的系統(tǒng)。它以飛機(jī)俯仰角控制系統(tǒng)為內(nèi)回路，因此除包括與自動駕駛儀俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、計(jì)算機(jī)、舵回路等）外，還包括產(chǎn)生高度差（當(dāng)前高度與期望高度的差值ΔH）信號和升降速度(夑)信號的敏感元件。專用的高度修正器或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)能輸出高度差和升降速度信號。高度控制系統(tǒng)有兩種工作狀態(tài)：一種是自動保持飛機(jī)在當(dāng)時(shí)的高度上飛行，簡稱定高狀態(tài)；另一種是自動改變飛行高度直到人工預(yù)先選定的高度，再保持定高飛行，簡稱預(yù)選高度狀態(tài)。當(dāng)駕駛員撥動預(yù)選高度旋鈕調(diào)到預(yù)選高度刻度時(shí)，飛機(jī)自動進(jìn)入爬高（或下滑）狀態(tài)。在飛機(jī)趨近預(yù)選高度后，自動保持在預(yù)選的高度上作平直飛行。

速度控制系統(tǒng)

通過升降舵或升降舵加油門來自動控制空速或馬赫數(shù)的系統(tǒng)。通過升降舵調(diào)節(jié)的系統(tǒng)與高度控制系統(tǒng)相似，也以自動駕駛儀俯仰通道作為內(nèi)回路。在保持定速狀態(tài)下，空速差(ΔV)等于當(dāng)時(shí)空速(V)與系統(tǒng)投入該狀態(tài)瞬間空速(V0)之差。在預(yù)選空速狀態(tài)下，空速差等于當(dāng)時(shí)空速與預(yù)選空速(Vg)之差。為提高控制速度的精度，須引入空速差的積分信號。在保持飛機(jī)姿態(tài)或飛行高度不變的條件下，空速也可由油門自動控制。將空速差和空速變化率(妭)信號引入油門控制器來改變發(fā)動機(jī)油門的大小。如不滿足上述條件，改變油門大小只能使飛機(jī)升高或降低，而速度不變。為防止隨機(jī)陣風(fēng)引起空速頻繁變化以致對發(fā)動機(jī)過分頻繁調(diào)節(jié)，一般將空速差和空速變化率信號經(jīng)過陣風(fēng)濾波器（通常為低通濾波器）進(jìn)行濾波。為了改善飛機(jī)速度控制的質(zhì)量，常采用比例加積分再加微分的控制方式。

側(cè)向航跡控制系統(tǒng)

通過副翼和方向舵兩個(gè)通道控制飛機(jī)在水平面內(nèi)的航跡的系統(tǒng)，它以偏航角(ψ)控制系統(tǒng)或滾轉(zhuǎn)角(γ)控制系統(tǒng)為內(nèi)回路。其中典型的方案以副翼通道為主通道，以方向舵通道為輔助通道，后者只起阻尼和協(xié)調(diào)的作用。側(cè)向偏離（Z，即飛機(jī)位置與預(yù)定航線的橫向偏差）信號通過第一限幅器后與偏航角信號綜合，再經(jīng)過第二限幅器與滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度(夲)信號綜合，然后送入舵回路操縱副翼。第一限幅器的作用是防止因側(cè)向偏離信號過大而產(chǎn)生超過90°的偏航角，從而造成“之”字形的航線；第二限幅器的作用是在轉(zhuǎn)彎時(shí)限制滾轉(zhuǎn)角，使它不致過大。

自動著陸系統(tǒng)

自動導(dǎo)引和控制飛機(jī)安全著陸的設(shè)備，一般分為兩大類：①雷達(dá)波束型（見地面控制進(jìn)場系統(tǒng)）；②固定波束型（見無線電控制著陸）。這兩類系統(tǒng)都是先把飛機(jī)導(dǎo)引和控制到某一高度（拉平起始高度，約15～25米），然后利用拉平計(jì)算機(jī)、自動油門系統(tǒng)和自動抗偏流系統(tǒng)使飛機(jī)拉平直到接地。拉平計(jì)算機(jī)又稱拉平耦合器。從飛機(jī)進(jìn)入拉平起始高度，到平穩(wěn)接地稱為著陸段(拉平段)。在著陸段拉平計(jì)算機(jī)連續(xù)向自動駕駛儀縱向通道發(fā)出指令信號，使飛機(jī)由下滑狀態(tài)變?yōu)橹憼顟B(tài)；減小垂直下降速度，最后以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飛行軌跡，拉平計(jì)算機(jī)的控制規(guī)律分三類：①指數(shù)軌跡控制：使飛機(jī)的下降速度與飛行高度成比例，按指數(shù)軌跡飛行直至接地。這種形式多用于大型飛機(jī)和旅客機(jī)。②固定軌跡控制：飛機(jī)按規(guī)定的曲線飛行，多用于殲擊機(jī)。③接地點(diǎn)控制：又稱終值控制。保證飛機(jī)在預(yù)定點(diǎn)接地，中間的拉平軌跡是任意的，這種控制適用于自動著艦。自動油門系統(tǒng)在自動著陸階段自動調(diào)節(jié)油門以保證飛機(jī)安全著陸。如果不能著陸，自動油門系統(tǒng)應(yīng)能提供飛機(jī)復(fù)飛的動力。自動抗偏流系統(tǒng)用來自動消除飛機(jī)在接地前由側(cè)風(fēng)等因素引起的偏流，保證飛機(jī)航向精確對準(zhǔn)航跡(即機(jī)頭對準(zhǔn)跑道)，并保證機(jī)翼水平。

迎角和側(cè)滑角邊界控制系統(tǒng)

在殲擊機(jī)作特大機(jī)動飛行情況下保證其迎角為常值(邊界迎角值)的系統(tǒng)。系統(tǒng)的工作原理是引入當(dāng)時(shí)迎角與邊界迎角（給定的）之差的信號，通過升降舵通道控制飛機(jī)以邊界迎角作機(jī)動飛行。為提高控制精度，可引入上述差值信號的積分。正?？刂茽顟B(tài)與迎角邊界控制狀態(tài)應(yīng)能自然而平滑地轉(zhuǎn)換，這種轉(zhuǎn)換是由信號選擇器自動實(shí)現(xiàn)的。當(dāng)迎角超過某值時(shí)，它對迎角進(jìn)行限制。

瞄準(zhǔn)控制系統(tǒng)

使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎或俯仰以瞄準(zhǔn)地面或空中目標(biāo)的系統(tǒng)。瞄準(zhǔn)器的計(jì)算結(jié)果傳送給飛行控制系統(tǒng)，使飛機(jī)瞄準(zhǔn)目標(biāo)。這實(shí)際上是把飛機(jī)當(dāng)作活動炮架或發(fā)射架來操縱，以便靈活機(jī)動地發(fā)射導(dǎo)彈、炮彈或投彈。

編隊(duì)控制系統(tǒng)

自動控制僚機(jī)進(jìn)行編隊(duì)飛行的系統(tǒng)。它自動控制僚機(jī)的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚機(jī)與長機(jī)之間的距離、側(cè)向間隔和高度差為給定值。這種系統(tǒng)的作用原理是在僚機(jī)上測出它與長機(jī)之間的距離、側(cè)向間隔和高度差等參數(shù)，將測得的參數(shù)與給定的參數(shù)值比較得出各參數(shù)的偏差值，通過適當(dāng)?shù)男ＵW(wǎng)絡(luò)送入油門控制系統(tǒng)和自動駕駛儀，以改變僚機(jī)的速度、偏航角和俯仰角。

組成1．飛機(jī)本體

飛行自動控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)問題可歸結(jié)為如何建立一個(gè)能夠控制飛機(jī)運(yùn)動的裝置問題。如果飛機(jī)的運(yùn)動可以用合適的數(shù)學(xué)模型來描述，則可大大地簡化飛行自動控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)任務(wù)。眾所周知，可以根據(jù)質(zhì)點(diǎn)和質(zhì)點(diǎn)系的動力學(xué)原理和運(yùn)動學(xué)關(guān)系，建立描述飛機(jī)運(yùn)動的非線性聯(lián)立微分方程組。而在對稱常直線的基準(zhǔn)飛行狀態(tài)下，采用小擾動假設(shè)，

可將上述方程組簡化為兩組彼此獨(dú)立的，各包含三個(gè)線性微分方程的聯(lián)立方程組，稱為飛機(jī)的小擾動運(yùn)動方程。此時(shí)，由于方程組已被線性化，因此可采用包括傳遞函數(shù)在內(nèi)的許多方便的分析工具。當(dāng)研究涉及飛行自動控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的飛機(jī)動力學(xué)問題時(shí)，廣泛地采用上述飛機(jī)傳遞函數(shù)。這些傳遞函數(shù)的表達(dá)式可在飛行動力學(xué)教科書上查到，此處不再列出。在后面的內(nèi)容里，將根據(jù)研究問題的需要，列出對應(yīng)的飛機(jī)傳遞函數(shù)。

2．駕駛員

在控制系統(tǒng)中，作為一個(gè)動力學(xué)系統(tǒng)元件的駕駛員，他的能力可簡單地用工程控制中的術(shù)語來描述，即用一類傳遞函數(shù)來表示。這一傳遞函數(shù)的特性構(gòu)成了駕駛員總的反應(yīng)能力。隨著飛行器設(shè)計(jì)的日益完善，駕駛員在飛行控制系統(tǒng)中的功能日益被自動駕駛儀所替代。因此本章在后續(xù)內(nèi)容中不對駕駛員特性進(jìn)行分析，而主要以自動駕駛儀為研究對象。

3．主操縱系統(tǒng)

主操縱系統(tǒng)通常指升降舵、副具和方向舵的操縱系統(tǒng)中從座艙內(nèi)的操縱裝置(駕駛桿、腳蹬)到對應(yīng)操縱面執(zhí)行機(jī)構(gòu)(其中包括人工感覺系統(tǒng))的全部有關(guān)設(shè)備。

配平電機(jī)起著調(diào)控片的作用，它可在任何所要求的配平速度下將桿力調(diào)整至0。

4．傳感器

對于飛行自動控制系統(tǒng)來說，通常都采用一系列的飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)以及它們對于時(shí)間的導(dǎo)數(shù)作為反饋信號進(jìn)行控制。因此，在控制系統(tǒng)中需要有感受這些參數(shù)的敏感元件或裝置，它們統(tǒng)稱為傳感器。

5．控制器

控制器是飛行自動控制系統(tǒng)的神經(jīng)中樞，主要存4個(gè)功能。

(1)通過傳感器采集信號；

(2)將采集到的信號變換為所要求的信號(如將交流信號變換為直流信號)。

(3)按系統(tǒng)反應(yīng)所要求的特性，改變信號相位的超前或滯后量。

(4)將信號增強(qiáng)到某一量級以控制舵回路。1

功能用以全部或部分地代替飛行員控制和穩(wěn)定飛機(jī)的運(yùn)動，并能改善飛行品質(zhì)的反饋控制系統(tǒng)。除具有自動駕駛儀的功能外，還可改善飛機(jī)的操縱性和安定性，實(shí)現(xiàn)航跡控制、自動領(lǐng)航、自動著陸、地形跟隨、自動控制機(jī)動飛行中機(jī)翼載荷分布、自動瞄準(zhǔn)和編隊(duì)飛行等。為起到這些作用，飛機(jī)上相應(yīng)地安裝具有各種功能的分系統(tǒng)，如控制增穩(wěn)系統(tǒng)、自動駕駛儀、高度與速度控制系統(tǒng)、側(cè)向航跡控制系統(tǒng)、自動著陸系統(tǒng)、地形跟隨系統(tǒng)、機(jī)動載荷控制系統(tǒng)、瞄準(zhǔn)控制系統(tǒng)、編隊(duì)控制系統(tǒng)等，飛機(jī)飛行自動控制系統(tǒng)就是各分系統(tǒng)的組合。每個(gè)分系統(tǒng)一般包括測量飛機(jī)有關(guān)運(yùn)動參數(shù)的傳感器，對參數(shù)進(jìn)行處理的計(jì)算機(jī)，帶動有關(guān)操縱面和油門的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，以及自動回零系統(tǒng)、耦合器和飛行控制盒等部件。2