4+飛機操縱系統(tǒng)設(shè)計與分析.ppt

4 1操縱系統(tǒng)的特性 4 1操縱系統(tǒng)的特性設(shè)計飛機操縱系統(tǒng)與設(shè)計飛機其它部件的主要區(qū)別與操縱系統(tǒng)的特點有關(guān) 這就是說 操縱系統(tǒng)是將飛行員與操縱機構(gòu)連在一起的一種隨動系統(tǒng) 因此 在設(shè)計這種系統(tǒng)時 在很大程度上必須考慮 人 的因素 除此之外 為了使所設(shè)計的操縱系統(tǒng)能保證飛機有良好的操縱性 不僅需要考慮這個系統(tǒng)所驅(qū)動的舵面的特性 它的鉸鏈力矩 慣性 重量 剛度等 而且還要考慮飛機本身的氣動特性 慣性和動態(tài)特性 飛機的操縱可以由飛行員進行 也可以用自動控制系統(tǒng)來實現(xiàn) 將飛行員視為控制回路的一個組成部分 也可以簡化地組成一個自動調(diào)節(jié)系統(tǒng) 這個系統(tǒng)由彼此互相密切連在一起的飛行員 操縱系統(tǒng)和飛機三個主要環(huán)節(jié)構(gòu)成 飛行員作為操縱回路中的一個環(huán)節(jié) 第四章飛機操縱系統(tǒng)設(shè)計與分析 4 1操縱系統(tǒng)的特性 其本身可簡化為由三個相互關(guān)聯(lián)環(huán)節(jié)所組成的自動調(diào)節(jié)系統(tǒng) 圖4 1 1 敏感器官 感受機構(gòu) 傳感器 中心神經(jīng)系統(tǒng) 完成信息加工和選擇決定的系統(tǒng) 以及執(zhí)行機構(gòu) 手臂 腿 背部肌肉 圖4 1 1 a 駕駛員 操縱系統(tǒng) 飛機 控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖 b 駕駛員作為控制回路的指令中心環(huán)節(jié) 用操縱機構(gòu)消除飛行參數(shù)偏差量的系統(tǒng)原理圖 4 1操縱系統(tǒng)的特性 飛機作為控制對象在空間有6個自由度 其運動由6個微分方程 歐拉方程 所描述 在一般情況下 只要這些方程的解能確定任何瞬間飛機在空間運動的特性 特別是飛行員對操縱機構(gòu)操作之后的運動特性 也就能判斷這種運動的穩(wěn)定性 但是 直接解這些方程是相當困難的 如果在初始飛行狀態(tài)就采取無側(cè)滑的直線穩(wěn)定飛行 并且認為對初始運動參數(shù)值的偏離很小 那么由于飛機的對稱性就可將含有6個運動方程的方程組分為兩個獨立的方程組 這兩個方程組以已知的精度分別描述飛機在垂直平面內(nèi)的運動 稱為縱向運動 和其它兩個平面內(nèi)的運動 稱為側(cè)向運動 在利用存在運動交聯(lián)的方程求解飛機運動時 每一個運動 縱向和側(cè)向 均由有四個微分方程的方程組來描述 縱向運動方程組描述兩種振蕩運動 該振蕩運動是在飛機上外部干擾 氣動干擾 操縱舵面偏轉(zhuǎn) 發(fā)動機推力變化等 停止作用之后產(chǎn)生的 這種振蕩運動中 4 1操縱系統(tǒng)的特性 的一個進行得很快 周期不長 數(shù)量級為1 5秒 稱為短周期運動 另一個進行得較慢 并且周期較長 數(shù)量級為幾十秒 稱為長周期運動 求解側(cè)向運動方程組得出 在現(xiàn)代飛機上 通常側(cè)向運動是兩個非周期性運動和一個周期性振蕩運動之和 短周期縱向運動和側(cè)向振蕩運動在外干擾作用和舵面偏轉(zhuǎn)之后所產(chǎn)生的運動特性是飛行員評價飛機穩(wěn)定性和操縱性的標準 飛機縱向穩(wěn)定性和操縱性主要取決于飛機的下列參數(shù) W S ry2 Iy mcA CL CmCL Cmq Cm 飛機的側(cè)向振蕩運動 其特點是與偏航和滾轉(zhuǎn)運動密切相關(guān) 這種運動的特點主要取決于導數(shù)Cl Cn 和Cn 以及慣性質(zhì)量特性rx2 4Ix mb2 rz2 4Iz mb2和Ix Iz 4 2現(xiàn)代高速飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本特點與操縱系統(tǒng)設(shè)計 高速飛機的普遍特點是 在超音速時 操縱機構(gòu)的鉸鏈力矩急劇增大 增量隨速壓的增長和超過臨界M數(shù)時操縱舵面壓力的重新分布而增加 也隨舵面尺寸的增大而增加 超音速飛機最重要的特點是縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性與飛行狀態(tài)密切相關(guān) 由于飛機在跨音速區(qū)焦點急劇后移 因而造成跨音速的速度不穩(wěn)定 這種不穩(wěn)定性在向超音速加速時表現(xiàn)為 自動俯沖 在從超音速向亞音速減速時表現(xiàn)為 自發(fā)增加過載 過載急增 迎角達到12 15 時縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性喪失 所有的高速飛機的品質(zhì)變差是飛機繞所有三個軸的固有振蕩阻尼惡化 對于所有飛機 縱向操縱舵面的偏轉(zhuǎn)和相應的單位過載所需操縱桿的位移 隨飛行速度的增大而減小的量是固定的 4 2現(xiàn)代高速飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本特點與操縱系統(tǒng)設(shè)計 橫向靜態(tài)穩(wěn)定性實質(zhì)上取決于飛行迎角和M數(shù) 對所有超音速飛機 保證側(cè)向穩(wěn)定性的困難很大 Cn 0 高速飛機橫向操縱性的特點之一是 在高速飛行時橫向操縱效率顯著下降 圖4 2 1現(xiàn)代高速飛機操縱系統(tǒng)的構(gòu)成1 操縱桿 2 載荷機構(gòu) 3 調(diào)整片效應機構(gòu) 4 機械傳動 5 復合搖臂 6 自動控制系統(tǒng)的多通道傳動 7 多余度舵面?zhèn)鲃?8 舵面 9 駕駛和舵的協(xié)調(diào)信號 10 指示儀表和信號 4 3飛機主動控制技術(shù) 4 3 1引言在70年代初 當模擬式四余度電傳飛行操縱系統(tǒng)作為飛機主操縱系統(tǒng) 代替不可逆的助力機械操縱系時 出現(xiàn)了一種用附加在電傳 主 操縱系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來提高飛行品質(zhì)的飛機 稱之為隨控布局飛機 CCV 隨控布局飛機設(shè)計思想是根據(jù)控制的需要 在飛機上設(shè)置一些操縱面 利用其偏轉(zhuǎn) 或利用原有操縱面的偏轉(zhuǎn)來改變飛機的氣動力布局和結(jié)構(gòu)上的載荷分布 以減小飛機的阻力和減輕飛機結(jié)構(gòu)的重量 在隨控布局技術(shù)的項目中 已經(jīng)在飛機上應用的有 放寬靜穩(wěn)定性 機動載荷控制和飛行邊界控制等 已經(jīng)進行飛行試驗的有 直接力控制 陣風減載 乘座品質(zhì)控制和機動增強等 仍在研究中的有 顫振主動抑制 除直接力控制外 其它各項均屬于 主動控制技術(shù) ACT 由此可見 隨控布局技術(shù)包含了主動控制技術(shù) 但其內(nèi)容更廣泛一些 4 3飛機主動控制技術(shù) 4 3 2放寬靜穩(wěn)定性要求放寬靜穩(wěn)定性要求及飛行邊界控制是兩項最基本的隨控布局技術(shù) 旅客機可以采用移動重心法來解決超音速飛行時的配平阻力過大的問題 但對于高機動性的殲擊機來說就不適用了 只有在 放寬靜穩(wěn)定性要求 實現(xiàn)之后才可解決這個問題 4 3 3機動載荷控制機動載荷控制的目的 對于大型 轟炸 運輸 飛機和小型 殲擊 飛機是不同的 對于大型飛機是提高其巡航經(jīng)濟性 對于小型飛機則是提高其機動性 NB 52飛機的機動載荷控制的控制面 F 4飛機使用機動載荷控制 4 3飛機主動控制技術(shù) B 52 F 4 4 3飛機主動控制技術(shù) 4 3 4直接力操縱直接力操縱就是在不改變飛機飛行姿態(tài)的條件下 通過操縱一些操縱面直接提供附加升力或側(cè)力 使飛機作垂直方向或側(cè)向的平移運動來改變飛機的航跡 即所謂作 非常規(guī)機動 飛行 直接力操縱一般分為直接升力操縱和直接側(cè)力操縱 分別圖示于下 a 直接升力控制 b 直接側(cè)力控制圖示直接力操縱裝置的示意圖 4 3飛機主動控制技術(shù) 三種側(cè)向運動 直接升力控制模式 4 4電傳操縱系統(tǒng) 4 4 1電傳操縱系統(tǒng)的提出控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的主要優(yōu)點 能兼顧駕駛員對飛機穩(wěn)定性和操縱性的要求 解決了飛機在向高速 高空 高性能發(fā)展中穩(wěn)定性和操縱性間的矛盾 使飛機的性能有很大提高 但它仍然存在以下問題 1 控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)是在不可逆助力操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上 通過復合搖臂迭加電氣通道而組成的 在重量和結(jié)構(gòu)復雜程度上均比不可逆助力操縱系統(tǒng)高 這會對飛機設(shè)計造成很大困難 也影響性能的提高 2 控制增穩(wěn)系統(tǒng)對舵面的操縱權(quán)限是有限的 3 產(chǎn)生力反傳 4 戰(zhàn)傷生存力低60年代中期 由于計算機和微處理機小型化 為解決上述問題創(chuàng)造了有利條件 與此同時現(xiàn)代控制理論和余度技術(shù)日趨成熟 故去掉控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)中機械桿系 增大增益 并將操縱權(quán)限擴展為全權(quán)限 引入飛機狀態(tài)參數(shù)反饋信號 此時該系統(tǒng)已成為電傳操縱系統(tǒng)了 4 4電傳操縱系統(tǒng) 對電傳操縱系統(tǒng)的分析設(shè)計 主要包括兩個方面 一是控制律 二是可靠性 4 4 2電傳操縱系統(tǒng)中可靠性與余度技術(shù)所謂采用余度技術(shù)就是引入多重 套 系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令 完成同一項工作任務(wù) 多重系統(tǒng)也稱余度系統(tǒng) 圖示是四余度系統(tǒng)簡圖 4 4電傳操縱系統(tǒng) 同時滿足下述三個條件的多重系統(tǒng)稱為余度系統(tǒng) 采用余度系統(tǒng)的目的是為了增加系統(tǒng)的可靠性 其實質(zhì)是通過消耗更多的能源來換取可靠性的提高 1 對組成系統(tǒng)的各個部分具有故障監(jiān)控 信號表決的能力 2 一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現(xiàn)故障后 必須具有故障隔離的能力 3 當系統(tǒng)中出現(xiàn)一個或數(shù)個故障時 它具有重新組織余下的完好部分 使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力 即在性能指標稍有降低的情況下 系統(tǒng)仍能繼續(xù)承擔任務(wù) 4 4 3電傳操縱系統(tǒng)的組成電傳操縱系統(tǒng)可分為模擬式和數(shù)字式兩種 數(shù)字式是發(fā)展方向 4 4電傳操縱系統(tǒng) F 16飛機是世界上第一架現(xiàn)役的電傳操縱系統(tǒng)飛機 圖4 4 3為F 16A飛機的電傳操縱系統(tǒng)原理圖 F 16 四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)原理圖 電傳操縱系統(tǒng)可定義為 駕駛員的操縱指令信號 只通過導線 或總線 傳給計算機 經(jīng)計算按預定的規(guī)律產(chǎn)生輸出指令 操縱舵面偏轉(zhuǎn) 以實現(xiàn)對飛機的操縱 顯然它是一種人工操縱系統(tǒng) 其安全可靠性是有余度技術(shù)來保證的 4 4電傳操縱系統(tǒng) 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 1綜合飛行 火力控制系統(tǒng)綜合飛行 火力控制 IFFC 技術(shù)是美國在20世紀70年代中期提出的一種新的航空技術(shù) 它以飛機主動控制技術(shù)為基礎(chǔ) 通過飛行 火力耦合器將能解耦操縱的飛行控制系統(tǒng) FCS 和攻擊瞄準系統(tǒng)綜合成一個閉環(huán)武器自動投放系統(tǒng) 1 綜合飛行 火力控制系統(tǒng)基本組成及特點 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) IFFC具有以下特點 飛機采用主動控制技術(shù) 獲得多自由度解耦控制功能 或者至少載機飛行控制能部分地 或近似地 實現(xiàn)飛行狀態(tài)和飛行姿態(tài)間的解耦控制 飛行控制系統(tǒng)能在火力控制系統(tǒng)的耦合下 操縱飛機進行自動攻擊 采用適合于自動機動攻擊的火力控制系統(tǒng) 2 綜合飛行 火力控制對飛行控制系統(tǒng)的要求IFFC技術(shù)是在主動控制技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的 為了提高IFFC系統(tǒng)的效益 必須考慮到IFFC系統(tǒng)的特殊性 針對不同的武器模態(tài)對飛行控制系統(tǒng)的不同要求分別設(shè)計相應的飛行控制系統(tǒng) 下面以美國AFTI F 16先進戰(zhàn)斗機技術(shù)綜合計劃為例加以說明 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) AFTI F 16通過提高飛行品質(zhì)和引入新的控制自由度來改進飛行軌跡的控制 圖示AFTI F 16控制規(guī)律對模態(tài)結(jié)構(gòu) 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 2綜合飛行 推進控制系統(tǒng)綜合飛行 推進控制 IFPC 技術(shù)就是把飛機與推進 包括進氣道 發(fā)動機和尾噴管 系統(tǒng)綜合考慮 在整個飛行包線內(nèi)最大限度地滿足飛行任務(wù)的要求 以滿足推力管理 提高燃油效率和飛機的機動性 有效地處理飛機與推進系統(tǒng)之間耦合影響及減輕駕駛員負擔等項要求 從而使系統(tǒng)達到整體性能優(yōu)化 一般來說 IFPC技術(shù)包括系統(tǒng)功能綜合和系統(tǒng)物理綜合 前者是提高飛機武器系統(tǒng)整體性能的有效途徑 后者可改善系統(tǒng)有效性 SE 和全壽命費用 LCC 下面以某型殲擊機為例 說明帶推力矢量綜合飛行 推進控制系統(tǒng)的組成和功能 某殲擊機具有水平鴨翼的三翼面氣動布局 該機裝有兩 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 臺雙軸渦輪噴氣發(fā)動機 尾噴管安裝具有反推力能力的俯仰 偏航矢量噴管 該機綜合飛行 推進控制系統(tǒng)的方塊圖如下圖所示 圖示綜合飛行 推進控制系統(tǒng)方塊圖 4 5綜合飛行控制系統(tǒng) 4 5 3飛行管理系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng) FMS FlightManagementSystem 是一個協(xié)助飛行員完成從起