自動飛行控制原理

1、,第四章 自動飛行控制系統(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的姿態(tài)穩(wěn)定，到20世紀30年代發(fā)展成可以控制和保持飛機的高度、速度和航跡的自動駕駛儀。20世紀50代后又和導(dǎo)航系統(tǒng)、儀表著陸系統(tǒng)相聯(lián)系，自動駕駛裝置實現(xiàn)了長距離自動飛行和自動著陸。到了20世紀70年代中期，由于計算機的應(yīng)用使自動駕駛儀和飛機的指引系統(tǒng)組成一綜合系統(tǒng)，使飛機的各種傳感器數(shù)據(jù)、指引與控制系統(tǒng)已在

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

3、飛行器（這里主要是指飛機和導(dǎo)彈）的飛行。這種控制系統(tǒng)成為飛行自動控制系統(tǒng)。自動控制的基本原理就是自動控制理論中最重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動飛行控制系統(tǒng)的作用對飛行器進行穩(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。因而必須對飛行器施加力和(或)力矩，飛行器則按牛

4、頓力學定律產(chǎn)生運動。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)生的空氣動力和力矩。一般飛機有三個控制面：升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術(shù)的發(fā)展，僅靠改善飛機的氣動布局和發(fā)動機的性能難以達到對飛機性能的日益提高的要求。60年代飛機設(shè)計的新思想產(chǎn)生了，即在設(shè)計飛機的開始就考慮自動控制系統(tǒng)的作用?；谶@種設(shè)計思想的飛機稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡稱CCV）。這種

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

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

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

8、號處理為符合控制規(guī)律要求的信號，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的元件，一般指功率放大。 ④執(zhí)行機構(gòu)——根據(jù)放大元件的輸出信號帶動舵面偏轉(zhuǎn)的機構(gòu)，亦稱為舵機。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,2．自動駕駛儀的主要功用 隨著自動駕駛儀系統(tǒng)的不斷發(fā)展，其功能也越來越強大。當自動駕駛儀銜接后，可以實現(xiàn)的主要功能有：①自動保持飛機沿三個軸的穩(wěn)定(姿態(tài)角的穩(wěn)定)；②接受駕

9、駛員的輸入指令，操縱飛機以達到希望的俯仰角、航向角、空速或升降速度等；③接受駕駛員的設(shè)定，控制飛機按預(yù)定高度、預(yù)定航向飛行；④與飛行管理計算機系統(tǒng)耦合，實現(xiàn)按預(yù)定飛行軌跡的飛行；⑤與儀表著陸系統(tǒng)(ILS)耦合，實現(xiàn)飛機的自動著陸(CAT I，II，III等)。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,3．自動駕駛儀的分類 自動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)律通常是指自動駕駛儀輸出的舵偏角與信號的靜、動態(tài)函數(shù)關(guān)系。按這

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

11、類儀表著陸能力。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4．舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路的概念自動駕駛儀工作時，以飛機為控制對象，實現(xiàn)飛機不同參數(shù)的控制與穩(wěn)定。自動駕駛儀實現(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。自動駕駛儀系統(tǒng)的工作回路通常由以下四個回路組成：（1）同步回路作用：在自動駕駛儀銜接時，保證系統(tǒng)輸出為零，即自動駕駛儀的工作狀態(tài)與當時飛行狀態(tài)同步。基本組成：現(xiàn)代飛機上自動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，二是作動筒的同步。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1 自動駕駛儀的工作原理,(2)舵回路自動飛行控制系統(tǒng)根據(jù)輸入信號，通過執(zhí)行機構(gòu)控制舵面。為改善舵機的性能，通常執(zhí)行機構(gòu)引入內(nèi)反饋(將舵機的輸出信號引到輸入端)，形成隨動系統(tǒng)或稱伺服回路，簡稱為陀回路。舵回路由舵機、放大器及反饋元件所組成。反饋元件包括測速機、位置傳感器，構(gòu)成舵回路的測速反饋和位置反饋。舵回路可用伺服系統(tǒng)理論來分析，其負載是舵面的慣量和作用在舵面

13、上的氣動力矩(鉸鏈力矩)。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,(3)穩(wěn)定回路自動駕駛儀與飛機組成一個回路，該回路的主要功能是穩(wěn)定飛機的姿態(tài)，即穩(wěn)定飛機的角運動，稱為穩(wěn)定回路。由于該回路中包含了飛機，而飛機的動態(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)定回路加上測量飛機重心位置或速度信號的元件以及表征飛機空間位置幾何關(guān)系的運動學環(huán)節(jié)，組成更大的回路，稱為控制回路或制導(dǎo)回路。其作用是實現(xiàn)對飛機重心的運動即飛機

14、運動軌跡的控制。,4.1.2 角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律及調(diào)節(jié)原理,角位移自動駕駛儀可以根據(jù)控制規(guī)律實現(xiàn)飛機三個姿態(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。自動駕駛儀是一種能夠自動保持或改變飛機運動狀態(tài)的自動控制器，其輸入量與輸出量之間的關(guān)系叫做自動駕駛儀的控制規(guī)律。 目前角位移自動駕駛儀的控制規(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)角與自動駕駛儀輸入信號(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)角與自動駕駛儀輸入信號(被控量的偏差)之間成積分關(guān)系，或舵面偏轉(zhuǎn)角速度與自動駕駛儀輸入信號(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)成的自動駕駛儀稱做比例式自動駕駛儀；采用積分式控制規(guī)律構(gòu)成的自動駕駛儀稱做積分式自動駕駛儀。比例式自動駕駛儀又叫有差式自動駕駛儀；積分式自動駕駛儀又叫無差式自動駕駛儀。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,自動駕駛儀控制飛機有兩種工作狀態(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)定給定的基準狀態(tài)，也就是穩(wěn)定飛機沿三個軸的角運動，其目的是使飛機的飛行盡量不受外界干擾的影響，自動駕駛儀這時的作用是消除飛機相對給定基準的偏離。所謂操縱狀態(tài)是指外加一個控制信號去改變飛機原基準狀態(tài)的運動?？刂菩盘栂喈斢谠谠鶞市盘柕幕A(chǔ)上再附加一個給定的增量信號，該信號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)如飛行管理計算機等。利用操縱狀態(tài)就可以自動地控制飛機按所期望的姿態(tài)飛行了。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,本

17、節(jié)將以角位移自動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： 為飛機俯仰角變化量； 為垂直陀螺感受到飛機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)角變化對應(yīng)

18、的輸出電壓值； 為實現(xiàn)飛機操縱狀態(tài)的給定電壓值。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1 自動駕駛儀的工作原理,1．比例式自動駕駛儀的控制規(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)角自動控制器稱為比例式自動駕駛儀。又因為這種比例關(guān)系完全靠舵回路的位置反饋來實現(xiàn)

19、的，而位置反饋又稱硬反饋，所以比例式自動駕駛儀也稱“硬反饋式自動駕駛儀”。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,穩(wěn)定狀態(tài)下工作原理分析如下： 設(shè)飛機以一定速度等速水平直線飛行，飛機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。感受飛機姿態(tài)的垂直陀螺儀或慣性基準系統(tǒng)檢測出俯仰角增量 ，并輸出與其成比例 的電壓信號 ，經(jīng)綜合裝置加到舵回路的

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

21、則有輸入信號 經(jīng)綜合放大送到舵回路，舵回路在此輸入信號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系統(tǒng)感受到俯仰角 的逐漸增大，并送出一負反饋信號 逐漸與控制信號相平衡。通過適當選取參數(shù) ，可以使得當飛機的俯仰角變化量 理想俯仰角變化量 時，舵回路的輸入信 舵偏角量 ,飛機將保持在新的姿態(tài)角上，其

22、控制過程如下圖所示。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1 自動駕駛儀的工作原理,需要指出的是，對于比例式自動駕駛儀，當存在常值干擾力矩Mf(趨向于使飛機抬頭或低頭)時，飛機在自動駕駛儀控制下進人穩(wěn)定狀態(tài)后，必然存在一個升降舵的舵偏角增量 。以抵消Mf的影響，而此時 。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： 對于比例式自動駕駛儀與飛機構(gòu)成的系統(tǒng)

23、，用自動控制理論描述時屬于零型系統(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 的方法可以實現(xiàn)，但飛機修正 時升降舵的偏轉(zhuǎn)量也會隨之增大，因而產(chǎn)生較大的力矩作用到飛機上使其產(chǎn)生較大的俯仰角速度。由于飛機的慣性較大，盡管當 時， 即舵偏角回到零位，但飛機此時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 ，即飛機俯仰角

24、變化率，增大阻尼。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,2．帶有一階微分環(huán)節(jié)的比例式自動駕駛儀控制規(guī)律 由自動控制原理中的測速反饋的概念可知，如果適當?shù)卦诳刂菩盘栔幸胂到y(tǒng)輸出量的變化率信號，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駕駛儀的基礎(chǔ)上，如果引入俯仰角速率負反饋信號，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，對飛機的姿態(tài)運動起阻尼作用，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，這是一個典型的PD控制。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1 自動駕駛儀的工作原理,上圖所示分別為無測速反饋和有測速反饋時

26、俯仰角隨時間的變化規(guī)律，引入速率反饋信號后所產(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 。仔細對圖加以分析可知，在 由正值減小的過程中， 為負值，所產(chǎn)生的舵偏角也是負值，因而在仍為正值的t1時刻舵就已提前回到了基準位置，即 =0；而當 =0的t2對刻， 為負值，產(chǎn)生抬頭

27、力矩，防止飛機俯沖，這就是所謂的人工阻尼。在自動駕駛儀中速率信號由角速率陀螺儀給出，是微分信號，也就是自動控制理論中所謂的測速反饋，其作用會使舵偏轉(zhuǎn)信號的相位超前于位置信號 ，因而速率信號的作用叫做“提前反舵”，反映了飛行控制系統(tǒng)中引入俯仰速率信號的物理本質(zhì)。 不難看出，增加角速率信號的傳遞系數(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 增大到一定值后，再增大會使阻尼性能怠驟變壞。

28、因此，在增加角速度陀螺信號強度的同時，必須減小舵回路的慣性。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,進一步分析控制規(guī)律表達式 我們不難發(fā)現(xiàn)，它不僅表達了舵偏角與飛機角運動參數(shù)之間的數(shù)量關(guān)系，同時還表達了它們之間的方向關(guān)系，表達了控制規(guī)律中各項的作用。例如，當某種原因使俯仰角大于基準值而出現(xiàn)偏差時 >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，飛機具有下俯角速度，

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

30、回路采用舵面位置反饋(又稱硬反饋)時，在常值干擾力矩作用下會出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)誤差，這是比例式自動駕駛儀系統(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 自動駕駛儀的工作原理,系統(tǒng)進入穩(wěn)定狀態(tài)時，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)進入穩(wěn)態(tài)后，靠 的積分信號產(chǎn)生舵偏角，可使俯仰角的穩(wěn)態(tài)誤差為零。 這種自動駕駛儀稱為積分式自動駕駛儀，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駕駛儀，或稱軟反饋式自動駕駛儀。 為保持系統(tǒng)的穩(wěn)定，必須引入俯仰角速度信號 起微分作用，則控制規(guī)律變?yōu)椋?

32、 為使穩(wěn)定飛機的動態(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 ，因而： 對上式兩邊求積分，系統(tǒng)控制規(guī)律為： 由自動控制原理可知，這是一個典型的PID控制。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,將上式與比例式自動駕駛儀控制規(guī)律比較可知，積分式自動駕駛儀中的角速率信號項 是俯仰角穩(wěn)定信號，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、；角加速度信號項 則是阻尼信號，它引起的升降舵的偏轉(zhuǎn)量與俯仰角速度成比例，用以補償飛機自然阻尼的不足，減小飛機的振蕩與超調(diào)；而俯仰角偏差信號的積分項 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 自動駕駛儀的工作原理,積分式自動駕駛儀是如何消除穩(wěn)態(tài)誤差的呢?在穩(wěn)定狀態(tài)下，當飛機受到俯仰常值干擾時，自動駕駛儀控制飛機

34、的運動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，飛機的俯仰角才能得以穩(wěn)定。這個舵偏角的產(chǎn)生在比例式自動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。在積分式自動駕駛儀中，它是由俯仰偏差的積分信號作用的結(jié)果。當飛機存在俯仰角偏差時，舵面以一定的角速度運動，使舵偏角不斷增大，一直到舵偏角產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩達到能平衡干擾力矩時為止。這時，俯仰角偏差為零，舵機停止轉(zhuǎn)動，舵偏角保持不變。所以積分式自動駕駛儀不存在穩(wěn)態(tài)誤差。積分式自

35、動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。為減少噪聲對系統(tǒng)的影響，可利用有源微分電路來對角速度信號進行處理從而得到角加速度信號。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,4.1.3 自動駕駛儀的常見工作方式通常，飛機的自動駕駛儀有俯仰、航向和傾斜三個控制通道，每個通道由相應(yīng)的控制舵面控制，但在傾斜和航向間常常有交聯(lián)信號。所以在設(shè)計自動駕駛儀時常將縱向和橫、側(cè)向分開進行?？v向自動駕駛儀功能可以穩(wěn)定與控制飛機的

36、俯仰角、高度、速度等；橫側(cè)向駕駛儀可以穩(wěn)定與控制飛機的航向角、傾斜角、偏航距離等?？刂骑w機的這些不同變量，就對應(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、自動改平、復(fù)飛等功能。目前在大多數(shù)飛機上，偏航軸上主要利用方向舵進行偏航阻尼控制，因而自動駕駛儀就只有傾斜通道和俯仰通道了。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,當自動駕駛儀銜接時，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。當自動駕駛儀以駕駛盤操縱方式（CWS）銜接時，自動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)換成電信號后，送到自動駕駛儀的核心計算機——飛行控制計算機FCC，F(xiàn)CC再通過舵回路(即輸出信號去控制自動駕駛儀的執(zhí)行機構(gòu)一液壓作動器或稱舵機)帶動舵面運動，這時自動駕駛儀僅響應(yīng)駕駛員的操縱或保持飛機的現(xiàn)有姿態(tài)，相當于電傳操縱飛機上的人工操作。

38、 當自動駕駛儀通過MCP和FMC以指令CMD方式銜接時，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，以實現(xiàn)對飛機飛行軌跡的控制。,4.1 自動駕駛儀的工作原理,由于不同飛機上安裝的自動駕駛儀系統(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)、甚高頻全向信標方式(VOR)、航向道方式(LOC)等。 一般情況下，自動駕駛儀橫向和縱向的不同工作方式，就對應(yīng)了不同的控制規(guī)律。當進行方式切換時，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(引起氣動力變化，馬赫數(shù)增大時造成升力中心后移)，飛行中燃油的消耗、旅客或貨物位置的改變等因素使飛機重心改變，襟翼、擾流板和起落架收放使飛機氣動外形改變等，都將破壞飛機縱向力矩的平衡，造成飛機的抬頭或低頭運動。為保持飛機原來的飛行狀態(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，既可使飛機保持縱向穩(wěn)定，又可減輕駕駛員的負擔。現(xiàn)代民航飛機俯仰配平主要使用水平安定面進行配平。水平安定面前緣向上運動會產(chǎn)生機頭向下力矩，水平安定面前緣向下運動會產(chǎn)生機頭向上力矩。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算機。備用配平是當

42、人工電氣配平失效時應(yīng)急使用。自動配平系統(tǒng)是在自動駕駛銜接后工作。速度配平系統(tǒng)在飛機起飛和復(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)是為了防止飛機馬赫數(shù)增加時產(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）解決自動駕駛儀的銜接與斷開過程中引起飛機的劇 烈運動。 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、計算機、配平指令執(zhí)行機構(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作為配平計算機對配平信號進行處理并把配平指令輸出到執(zhí)行機構(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，配平電門分為準備電門和操縱電門，駕駛員必須同時扳動這兩個電門才能進行配平。駕駛員扳動配平電門時，準備和操縱信號發(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，產(chǎn)生機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上，也有準備

45、電門和操縱電門，駕駛員同時扳動這兩個電門時，準備和操縱信號經(jīng)過極限和駕駛桿切斷電門，直接到達安定面配平控制組件作動安定面。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使用。當自動駕駛銜接時，飛行控制計算機FCC提供自動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安定面，執(zhí)行自動配平功能。波音747—400F安裝了3部飛行控制計算機FCC。兩部大氣數(shù)據(jù)計算機DADC提供計算空

46、速和馬赫數(shù)信號，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)各種輸入條件計算出適當?shù)呐淦街噶?。此外，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)，當有故障情況出現(xiàn)時可把信息發(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到其極限位時停止繼續(xù)運動。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，控制液壓馬達帶動一個螺桿轉(zhuǎn)動，螺桿與水平安定面連接的球形螺帽沿螺桿上下移動從而作動水平安定面。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)可變差動傳感器RVDT測量安定面的位置，安定面的位置

48、信號通過襟翼控制組件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.自動配平 自動配平是在自動駕駛銜接的情況下由飛行控制計算機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力載荷。波音747—400F飛機安裝有左、中、右三部飛行控制計算機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，提高了自動駕駛系統(tǒng)和自動安定

49、面配平系統(tǒng)的工作可靠性。左、右飛行控制計算機FCC分別向左、右安定面配平／方向舵比率 組件SRM提供數(shù)字和模擬信號輸出，中飛行控制計算機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,單通道自動駕駛銜接情況：左(或右)系統(tǒng)銜接時，左(或右)飛行控制計算機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，中飛行控制計算機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，當左(或右)安定面配平／方向舵比率組件SRM失效時，中飛行控制計算機FCC自動轉(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。多通道自動駕駛銜接情況：飛機在近進著陸階段可銜接兩套或3套自動駕駛，此時由兩部飛行控制計算機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)同時工作，此時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,自動配平工作指令如下圖所示，在自動駕駛銜接的情況下飛行控制計算機FCC發(fā)出升降舵伺服指令控制升降舵的偏轉(zhuǎn)從而控制飛機的俯仰姿態(tài)。當升降舵伺服指令超過設(shè)定值時，飛行控制計算機FCC會產(chǎn)生同方向的安定面自動配平指令，自動配平指令發(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,飛行控制計算機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的信號有：機頭向下配平準備(TDA)、機頭向下配平控制(TDC)、機頭向上配平準備(TUA

53、)、機頭向上配平控制(TUC)、全速率自動配平(FRAT)、左／右SRM銜接指令。其中全速率自動配平(FRAT)指令是當多通道自動駕駛銜接時發(fā)出。左／右SRM銜接指令是在中自動駕駛銜接時，中飛行控制計算機FCC用來選擇控制左或右SRM。當自動駕駛銜接時飛行控制計算機FCC還輸出一個自動配平準備的模擬離散信號。安定面配平／方向舵比率組件SRM內(nèi)有兩個微處理器，一個是準備信號處理器，接收FCC輸入的準備信號，經(jīng)過邏輯控制發(fā)送到安定面配平控

54、制組件STCM，打開準備電磁活門使液壓接通。另一個是控制信號處理器，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。,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 當自動駕駛銜接時，安定面配平／方向舵比率組件SRM進入自動配平方式并從飛行控制計算機FCC接收配平指令。人工

55、電氣配平優(yōu)先于單通道自動配平，當有人工電氣配平指令時，自動駕駛脫開，安定面配平／方向舵比率組件SRM進入人工電氣配平方式。當自動著陸多通道自動駕駛銜接時，除了人工備用配平以外自動配平方式優(yōu)先于其他配平方式。 當自動駕駛沒有銜接時，空速低于220 kn，安定面配平／方向舵比率組件SRM進入速度配平方式?？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 單套自動配平、速度配平和人工電氣配平方式機頭向上配平極限是11．6個單位，全速率自動配平機頭向上配平極限是13．5個單位。機頭向下配平極限在起落架放下時是0.8個單位，起落架收上時是1．8個單位。,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在飛機高速飛行時提供低安定面配平速率，在低空速時提供高安定面配平速率，如圖所示。 SRM在

57、空速大于230 kn時提供低安定面配平速率0.1度／s，在空速小于220 kn時提供高安定面配平速率0.25度／s。全速率配平時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)控飛行控制計算機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探測安定面位置在無配平指令的情況下移動超過1度時自動切斷安定面配平控制組件STCM的配平馬達工作活門，使安定面停止移動，同時發(fā)送到EICAS一個信息“STAB TRIM UNSCHD”，此為安定面非計劃配平信息。SRM連續(xù)監(jiān)控FCC的信號，如果有故障則使“ENABLE”使能信號設(shè)置為0斷開自動配平，并產(chǎn)生一個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)計算空

59、速的變化對安定面進行配平。飛機在起飛、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。即當空速增加時使飛機抬頭配平，當空速減小剛使飛機低頭配平。 如下圖所示，速度配平系統(tǒng)由大氣數(shù)據(jù)計算機DADC提供計算空速信號，安定面配平／方向舵比率組件SRM根據(jù)計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)可變差動傳感器RVDT測量安定面的位置，安定面的位置信號通過襟翼控制組件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在飛機通電時隨機選擇一部提供速度配平功能。速度配平是在飛機起飛20 s后，并且人工配平和自動配平都沒有銜接的情況下開始銜接。一旦人工配平或自動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)從計算空速120—220 kn提供0～2.5個單位安定面配平位置。隨著計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) 對于亞音速飛機，在飛行速度沒達到臨界馬赫數(shù)以前，飛機具有速度穩(wěn)定性。在這種情況下，油門桿與駕駛桿的配合操縱動作，稱為正常操縱。 正常操縱時，飛機的運動特征如下：

62、 當單純改變油門桿位置時，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。要想改變飛機的飛行速度，可在改變油門桿位置的同時，操縱駕駛桿控制住俯仰姿態(tài)的變化，即在推油門的同時推駕駛桿，飛機增速；或在收油門的同時拉駕駛桿，飛機減速。 當單純通過駕駛桿改變升降舵的位置時，不僅能改變飛機的俯仰角，而且飛行速度也會發(fā)生顯

63、著的改變。這是因為升降舵偏轉(zhuǎn)后，飛機的俯仰姿態(tài)隨之改變，當改變后的姿態(tài)使迎角減小時，飛機阻力減小，速度自然增大；或當改變后的姿態(tài)使迎角增大時，飛機阻力增大，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,在飛行速度達到臨界馬赫數(shù)后，由于飛機升力中心(焦點)急劇后移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定特性(所謂MACH TUCK)。此時油門桿與駕駛的配合操縱動作必須與上述相反，稱之為反操縱。否則，如仍按正常方式操縱會發(fā)生飛行事故。這是

64、因為在速度不穩(wěn)定情況下，油門加大，速度的增加不會使飛機抬頭，而由于焦點后移后，升力的作用會使飛機產(chǎn)生低頭力矩，造成飛機下俯，若此時再推駕駛桿，飛機會下俯更快，速度也會增加更快，如此種情況不糾正，必然會造成難以挽回的后果。所以在速度不穩(wěn)定時，操縱方式必須與正常方式不同，即在前推油門桿的同時，要后拉駕駛桿。如果當飛機進入不穩(wěn)定的速度飛行時，還要求駕駛員進行技巧性很高的人工反操縱，這對駕駛員的要求是不現(xiàn)實的，所以需要采用自動控制方式來解決。

65、由以上分析可知，當馬赫數(shù)接近臨界值時，飛機因焦點后移而引起下俯力矩，如果能用升降舵(或安定面)偏轉(zhuǎn)來補償?shù)脑?，飛機就不再出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的現(xiàn)象了，飛機的操縱也符合正常規(guī)律了，現(xiàn)代飛機上用馬赫配平系統(tǒng)來實現(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，其基本規(guī)律如圖A所示。 由圖可知，只有當馬赫數(shù)進入M1和M2的范圍時，才需要馬赫配平系統(tǒng)來補償。而經(jīng)過補償

66、后的特性曲線如圖A中虛線所示。 對于速度特性的勺形區(qū)，不同機型的取值是不盡相同的，如有的機型0.715， M2 =0.815；而有的機型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、靜壓信號解算得到。馬赫配

67、平耦合器與馬赫配平舵機構(gòu)成一個馬赫數(shù)伺服系統(tǒng)。當馬赫數(shù)改變時，馬赫配平舵機會帶動升降舵或水平安定面隨之移動，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，當飛機馬赫數(shù)增加時，水平安定面的前緣會向下配平；當飛機馬赫數(shù)減小時，水平安定面的前緣會向上配平。,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 當速度配平或馬赫配平失效后，警告系統(tǒng)會發(fā)出警告。駕駛員則必須注意速度的變化，必要應(yīng)進行人工配平。當自

68、動配平失效，駕駛員應(yīng)意識到升降舵的偏轉(zhuǎn)。當斷開自動駕駛改由人工配平時必須拉住駕駛桿。,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和飛行控制計算機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)控飛行控制計算機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，如果有故障則斷開自動