完全免费4 飞机操纵系统设计

第四章飞机操纵系统 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 与分析4.1操纵系统的特性4.1操纵系统的特性设计飞机操纵系统与设计飞机其它部件的主要区别与操纵系统的特点有关。这就是说，操纵系统是将飞行员与操纵机构连在一起的一种随动系统。因此，在设计这种系统时，在很大程度上必须考虑“人”的因素。除此之外，为了使所设计的操纵系统能保证飞机有良好的操纵性，不仅需要考虑这个系统所驱动的舵面的特性，它的铰链力矩、惯性、重量、刚度等，而且还要考虑飞机本身的气动特性、惯性和动态特性。飞机的操纵可以由飞行员进行，也可以用自动控制系统来实现。将飞行员视为控制回路的一个组成部分，也可以简化地组成一个自动调节系统，这个系统由彼此互相密切连在一起的飞行员、操纵系统和飞机三个主要环节构成。飞行员作为操纵回路中的一个环节,其本身可简化为由三个相互关联环节所组成的自动调节系统（图4.1.1）：敏感器官（感受机构－“传感器”），中心神经系统（完成信息加工和选择决定的系统），以及执行机构（手臂、腿、背部肌肉）。4.1操纵系统的特性飞机作为控制对象在空间有6个自由度，其运动由6个微分方程（欧拉方程）所描述。在一般情况下，只要这些方程的解能确定任何瞬间飞机在空间运动的特性，特别是飞行员对操纵机构操作之后的运动特性，也就能判断这种运动的稳定性。但是，直接解这些方程是相当困难的。如果在初始飞行状态就采取无侧滑的直线稳定飞行，并且认为对初始运动参数值的偏离很小，那么由于飞机的对称性就可将含有6个运动方程的方程组分为两个独立的方程组，这两个方程组以已知的精度分别描述飞机在垂直平面内的运动(称为纵向运动)和其它两个平面内的运动（称为侧向运动）。在利用存在运动交联的方程求解飞机运动时，每一个运动（纵向和侧向）均由有四个微分方程的方程组来描述。纵向运动方程组描述两种振荡运动，该振荡运动是在飞机上外部干扰（气动干扰、操纵舵面偏转、发动机推力变化等）停止作用之后产生的。这种振荡运动中的一个进行得很快，周期不长（数量级为1～5秒），称为短周期运动；另一个进行得较慢，并且周期较长（数量级为几十秒），称为长周期运动。求解侧向运动方程组得出，在现代飞机上，通常侧向运动是两个非周期性运动和一个周期性振荡运动之和。短周期纵向运动和侧向振荡运动在外干扰作用和舵面偏转之后所产生的运动特性是飞行员 评价 LEC评价法下载LEC评价法下载评价量规免费下载学院评价表文档下载学院评价表文档下载 飞机稳定性和操纵性的 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 。飞机纵向稳定性和操纵性主要取决于飞机的下列参数：W/S,ry2=Iy/mcA,CLα，CmCL，Cmq，Cmα。飞机的侧向振荡运动，其特点是与偏航和滚转运动密切相关，这种运动的特点主要取决于导数Clβ，Cnβ和Cnγ，以及惯性质量特性rx2=4Ix/mb2,rz2=4Iz/mb2和Ix/Iz。4.2现代高速飞机稳定性和操纵性的基本特点与操纵系统设计 高速飞机的普遍特点是，在超音速时，操纵机构的铰链力矩急剧增大，增量随速压的增长和超过临界M数时操纵舵面压力的重新分布而增加，也随舵面尺寸的增大而增加。 超音速飞机最重要的特点是纵向静态过载稳定性与飞行状态密切相关。 由于飞机在跨音速区焦点急剧后移，因而造成跨音速的速度不稳定，这种不稳定性在向超音速加速时表现为“自动俯冲”，在从超音速向亚音速减速时表现为“自发增加过载”（“过载急增”）。 迎角达到12°～15°时纵向静态过载稳定性丧失。 所有的高速飞机的品质变差是飞机绕所有三个轴的固有振荡阻尼恶化。 对于所有飞机，纵向操纵舵面的偏转和相应的单位过载所需操纵杆的位移，随飞行速度的增大而减小的量是固定的。 横向静态稳定性实质上取决于飞行迎角和M数。 对所有超音速飞机，保证侧向稳定性的困难很大（Cn.β>0）。 高速飞机横向操纵性的特点之一是，在高速飞行时横向操纵效率显著下降。4.3飞机主动控制技术4.3.1引言在70年代初，当模拟式四余度电传飞行操纵系统作为飞机主操纵系统，代替不可逆的助力机械操纵系时，出现了一种用附加在电传(主)操纵系统上的某些飞行控制系统来提高飞行品质的飞机，称之为随控布局飞机(CCV)。4.3.2放宽静稳定性要求放宽静稳定性要求及飞行边界控制是两项最基本的随控布局技术。旅客机可以采用移动重心法来解决超音速飞行时的配平阻力过大的问题，但对于高机动性的歼击机来说就不适用了。只有在“放宽静稳定性要求”实现之后才可解决这个问题。4.3.3机动载荷控制机动载荷控制的目的，对于大型（轰炸、运输）飞机和小型（歼击）飞机是不同的。对于大型飞机是提高其巡航经济性；对于小型飞机则是提高其机动性。4.3飞机主动控制技术4.3.4直接力操纵 直接力操纵就是在不改变飞机飞行姿态的条件下，通过操纵一些操纵面直接提供附加升力或侧力，使飞机作垂直方向或侧向的平移运动来改变飞机的航迹，即所谓作“非常规机动”飞行。直接力操纵一般分为直接升力操纵和直接侧力操纵，分别图示于下：4.3飞机主动控制技术三种侧向运动直接升力控制模式4.4电传操纵系统4.4.1电传操纵系统的提出控制增稳操纵系统的主要优点：能兼顾驾驶员对飞机稳定性和操纵性的要求。解决了飞机在向高速、高空、高性能发展中稳定性和操纵性间的矛盾，使飞机的性能有很大提高。但它仍然存在以下问题：（1）控制增稳操纵系统是在不可逆助力操纵系统基础上，通过复合摇臂迭加电气通道而组成的，在重量和结构复杂程度上均比不可逆助力操纵系统高，这会对飞机设计造成很大困难，也影响性能的提高。（2）控制增稳系统对舵面的操纵权限是有限的。（3）产生力反传（4）战伤生存力低60年代中期，由于计算机和微处理机小型化，为解决上述问题创造了有利条件，与此同时现代控制理论和余度技术日趋成熟，故去掉控制增稳操纵系统中机械杆系、增大增益，并将操纵权限扩展为全权限，引入飞机状态参数反馈信号，此时该系统已成为电传操纵系统了。对电传操纵系统的分析设计，主要包括两个方面：一是控制律；二是可靠性。4.4.2电传操纵系统中可靠性与余度技术所谓采用余度技术就是引入多重(套)系统来执行同一指令，完成同一项工作任务。多重系统也称余度系统。图示是四余度系统简图。4.4电传操纵系统4.4电传操纵系统同时满足下述三个条件的多重系统称为余度系统。采用余度系统的目的是为了增加系统的可靠性，其实质是通过消耗更多的能源来换取可靠性的提高。(1)对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力。(2)一旦系统或系统中某部分出现故障后，必须具有故障隔离的能力。(3)当系统中出现一个或数个故障时，它具有重新组织余下的完好部分，使系统具有故障安全或双故障安全的能力，即在性能指标稍有降低的情况下，系统仍能继续承担任务。4.4.3电传操纵系统的组成电传操纵系统可分为模拟式和数字式两种，数字式是发展方向。4.4电传操纵系统四余度模拟式电传操纵系统原理图电传操纵系统可定义为：驾驶员的操纵指令信号，只通过导线（或总线）传给计算机，经计算按预定的规律产生输出指令，操纵舵面偏转，以实现对飞机的操纵。显然它是一种人工操纵系统，其安全可靠性是有余度技术来保证的。4.4电传操纵系统4.5综合飞行控制系统4.5.1综合飞行／火力控制系统综合飞行／火力控制(IFFC)技术是美国在20世纪70年代中期提出的一种新的航空技术。它以飞机主动控制技术为基础，通过飞行／火力耦合器将能解耦操纵的飞行控制系统(FCS)和攻击瞄准系统综合成一个闭环武器自动投放系统。1、综合飞行/火力控制系统基本组成及特点4.5综合飞行控制系统IFFC具有以下特点：①飞机采用主动控制技术，获得多自由度解耦控制功能，或者至少载机飞行控制能部分地(或近似地)实现飞行状态和飞行姿态间的解耦控制。②飞行控制系统能在火力控制系统的耦合下，操纵飞机进行自动攻击。③采用适合于自动机动攻击的火力控制系统。2、综合飞行／火力控制对飞行控制系统的要求IFFC技术是在主动控制技术的基础上发展起来的。为了提高IFFC系统的效益，必须考虑到IFFC系统的特殊性，针对不同的武器模态对飞行控制系统的不同要求分别设计相应的飞行控制系统。下面以美国AFTI／F-16先进战斗机技术综合计划为例加以说明。4.5综合飞行控制系统AFTI／F-16通过提高飞行品质和引入新的控制自由度来改进飞行轨迹的控制。图示AFTI/F-16控制规律对模态结构4.5综合飞行控制系统4.5.2综合飞行／推进控制系统综合飞行／推进控制(IFPC)技术就是把飞机与推进(包括进气道、发动机和尾喷管)系统综合考虑，在整个飞行包线内最大限度地满足飞行任务的要求，以满足推力管理，提高燃油效率和飞机的机动性，有效地处理飞机与推进系统之间耦合影响及减轻驾驶员负担等项要求，从而使系统达到整体性能优化。一般来说，IFPC技术包括系统功能综合和系统物理综合。前者是提高飞机武器系统整体性能的有效途径；后者可改善系统有效性(SE)和全寿命费用(LCC)。下面以某型歼击机为例，说明带推力矢量综合飞行／推进控制系统的组成和功能。某歼击机具有水平鸭翼的三翼面气动布局；该机装有两台双轴涡轮喷气发动机；尾喷管安装具有反推力能力的俯仰／偏航矢量喷管。该机综合飞行／推进控制系统的方块图如下图所示。4.5综合飞行控制系统4.5.3飞行管理系统飞行管理系统(FMS--FlightManagementSystem)是一个协助飞行员完成从起飞到着陆各项任务的系统，可管理、监视和自动操纵飞机，实现全航程的自动飞行，是当代民航先进飞机如波音公司的757／767、空中客车公司的A310、A320等采用的一种新型机载设备。它集导航、制导、控制及座舱显示于一体，将飞机的自动化水平推到了一个崭新的阶段。飞行管理系统的主要功能一般可归结为4个：自动飞行控制、性能管理／制导／导航、咨询／报警显示和乘员操作。飞行管理系统的核心是飞行管理计算机系统。飞行管理系统的构成如下图所示：