第四章飞机操纵系统设计与分析 41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 飞机过载的体感和操纵杆力的变化对飞行员感受飞行状态的变化和操纵机构的效果起很大的 作用。一个具有一定驾驶素养的飞行员能够将当时的飞行参数值与所要求的参数值进行比较并给出 操纵杆的位移信号。操纵杄的位移由操纵系统变成飞机操纵舵面相应的偏转。舵面的偏转导致飞机 改变飞行参数。飞行员借助于传感元件监督自己对操纵舵面偏转的结果,即飞行参数的变化,并力 图消除瞬时的飞行参数与所要求的飞行参数之间的差异,而当飞行参数与所要求的参数互相吻合的 时候,飞行员对驾驶杆的操作就停止。 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 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 机构一“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)。飞行员执行机构的运动和它所产生的力是人作为操纵回路的一环节的“输出信号”。 F2(1),x() 6 V. na 飞行员 操纵系统 飞机 传感器 指令脉冲 执行机构 }→ F(1),x() 中枢神经系统 力反馈 位移反馈
131 第四章 飞机操纵系统设计与分析 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。 飞机过载的体感和操纵杆力的变化对飞行员感受飞行状态的变化和操纵机构的效果起很大的 作用。一个具有一定驾驶素养的飞行员能够将当时的飞行参数值与所要求的参数值进行比较并给出 操纵杆的位移信号。操纵杆的位移由操纵系统变成飞机操纵舵面相应的偏转。舵面的偏转导致飞机 改变飞行参数。飞行员借助于传感元件监督自己对操纵舵面偏转的结果，即飞行参数的变化，并力 图消除瞬时的飞行参数与所要求的飞行参数之间的差异，而当飞行参数与所要求的参数互相吻合的 时候，飞行员对驾驶杆的操作就停止。 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）。飞行员执行机构的运动和它所产生的力是人作为操纵回路的一环节的“输出信号”。 ε ( )t ( ), ( ) F t xt e δ VHn , ,,α ⋅⋅⋅ (a) 传感器 指令脉冲 执行机构 ( ), ( ) F t xt e 力反馈 位移反馈 (b) 飞行员 操纵系统 飞机 中枢神经系统
图4.1(a)“驾驶员一操纵系统一飞机”控制回路闭环系统图:(b)驾驶员作为控制回路 的指令中心环节,用操纵机构消除飞行参数偏差量的系统原理图ε(1)一飞行参数的偏差量:F(),x() 一对操纵机构施加的力及其位移:δ一操纵装置的偏转量:V,H,n,Q一飞行参数 执行机构的位移和力的分配有可能使熟悉飞机操纵特性的飞行员通过对操纵杆施加一定的 力,使操纵杆产生相应的位移来实现改变飞行状态的要求 飞行员对力的变化的感受比对位移变化的感受要好,因此力的分配的精确性显著高于位移分 配的精确性 研究表明,操纵回路稳定性的损失,不仅在调节飞行参数时在操纵杆上完全不存在力的变化 的情况下发生,而且会在操纵杆上力的变化太小和太大的情况下发生。这一切是同飞行员在一定大 小范围内更精确地分配操纵杆的位移及施加在操纵杆上的力分不开的。 为完成一定的机动飞行所必需的操纵杆位移和操纵杆力的最佳值(例如,对于改变单位法向 过载——纵向静稳定性指标一和∽)是由长期的实践决定的,并且在所设计飞机的相应要求中 提出,或者是在其设计过程中借助于专用实验台进行操纵过程的模拟实验来确定的。这些操纵性指 标的大小应当保证在控制系统的设计中得到满足。 飞行员作为操纵回路的指令环节(或叫操纵环节)具有许多影响控制过程的特点,这些特点 可以概括为如下几点 (1)对外部信号的响应延时。这个延时的大小在很大程度上取决于飞行员是否训练有素和飞行 员的心理和体力的状态。通常可以认为:有中等技术水平的飞行员,响应延时时间为 r=0.2~0.3秒; (2)惯性。表现在飞行员的动作不可能以必需的响应水平瞬时地出现 (3)具有不灵敏区 (4)对外部信号的过滤能力 (5)在广泛的范围内改变本身传递函数,包括改变微分和积分传递函数的能力。也就是说,不 仅对任何一种飞行参数偏离有做出反应的能力,而且对这种偏离的一阶和二阶导数值以及 这种偏离的积分也有做出反应的能力 (6)以有限精度形成输出指令信号的能力。信号的有限精度取决于它的大小和频率 (7)对频率不超过25~30赫兹的信号的跟踪能力(存在通频带)。 个好的飞行员,尽管他有在很大的范围内改变本身传递函数的能力,但是他在操纵回路中 仍然只是作为一个单通道放大器工作的,并能逐步消除现时任何一个飞行参数与所要求值之间的误 差E(1)。 然而,飞行员在校正外界信号的过程中,反应的初始延时和惯性延长了消除所产生误差的时 间,而在协调误差信号频率较高的情况下,飞行员输出信号的相位与必需的相位比又会产生较大的 延时。例如,在输入协调信号变化的频率为0.5赫兹时,飞行员的反应仅有02秒的初始延时,却 产生36°的相应滞后反应;而当频率为1赫兹时,相位滞后为72°。如果考虑到现代飞机(特别 是在某些飞行状态下)的固有振荡频率显著增大,甚至重型飞机也可能达到1赫兹或更高,那么在 这些状态下由于飞行员所造成的飞机摇摆的原因是很明显的。在飞行员实际驾驶飞机的条件下,由 于他知道自己的反应的延时和惯性的存在,而提前操纵
132 图 4.1.1 （a）“驾驶员－操纵系统－飞机”控制回路闭环系统图；（b）驾驶员作为控制回路 的指令中心环节，用操纵机构消除飞行参数偏差量的系统原理图ε ( )t －飞行参数的偏差量； ( ), ( ) F t xt e －对操纵机构施加的力及其位移；δ －操纵装置的偏转量；VHn , ,,α －飞行参数 执行机构的位移和力的分配有可能使熟悉飞机操纵特性的飞行员通过对操纵杆施加一定的 力，使操纵杆产生相应的位移来实现改变飞行状态的要求。 飞行员对力的变化的感受比对位移变化的感受要好，因此力的分配的精确性显著高于位移分 配的精确性。 研究表明，操纵回路稳定性的损失，不仅在调节飞行参数时在操纵杆上完全不存在力的变化 的情况下发生，而且会在操纵杆上力的变化太小和太大的情况下发生。这一切是同飞行员在一定大 小范围内更精确地分配操纵杆的位移及施加在操纵杆上的力分不开的。 为完成一定的机动飞行所必需的操纵杆位移和操纵杆力的最佳值（例如，对于改变单位法向 过载——纵向静稳定性指标 x n ∂ ∂ 和 Fe n ∂ ∂ ）是由长期的实践决定的，并且在所设计飞机的相应要求中 提出，或者是在其设计过程中借助于专用实验台进行操纵过程的模拟实验来确定的。这些操纵性指 标的大小应当保证在控制系统的设计中得到满足。 飞行员作为操纵回路的指令环节（或叫操纵环节）具有许多影响控制过程的特点，这些特点 可以概括为如下几点： （1） 对外部信号的响应延时。这个延时的大小在很大程度上取决于飞行员是否训练有素和飞行 员的心理和体力的状态。通常可以认为：有中等技术水平的飞行员，响应延时时间为 τ = 0.2 ~ 0.3秒； （2） 惯性。表现在飞行员的动作不可能以必需的响应水平瞬时地出现； （3） 具有不灵敏区； （4） 对外部信号的过滤能力； （5） 在广泛的范围内改变本身传递函数，包括改变微分和积分传递函数的能力。也就是说，不 仅对任何一种飞行参数偏离有做出反应的能力，而且对这种偏离的一阶和二阶导数值以及 这种偏离的积分也有做出反应的能力； （6） 以有限精度形成输出指令信号的能力。信号的有限精度取决于它的大小和频率； （7） 对频率不超过 25～30 赫兹的信号的跟踪能力（存在通频带）。 一个好的飞行员，尽管他有在很大的范围内改变本身传递函数的能力，但是他在操纵回路中 仍然只是作为一个单通道放大器工作的，并能逐步消除现时任何一个飞行参数与所要求值之间的误 差ε ( )t 。 然而，飞行员在校正外界信号的过程中，反应的初始延时和惯性延长了消除所产生误差的时 间，而在协调误差信号频率较高的情况下，飞行员输出信号的相位与必需的相位比又会产生较大的 延时。例如，在输入协调信号变化的频率为 0.5 赫兹时，飞行员的反应仅有 0.2 秒的初始延时，却 产生 36°的相应滞后反应；而当频率为 1 赫兹时，相位滞后为 72°。如果考虑到现代飞机（特别 是在某些飞行状态下）的固有振荡频率显著增大，甚至重型飞机也可能达到 1 赫兹或更高，那么在 这些状态下由于飞行员所造成的飞机摇摆的原因是很明显的。在飞行员实际驾驶飞机的条件下，由 于他知道自己的反应的延时和惯性的存在，而提前操纵
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 般情况下,只要这些方程的解能确定仼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 长周期纵向运动容易为飞行员所控制,并且我们也不特别感兴趣。非周期性的侧向运动,其 中的一个是迅速衰减的滚转运动,而另一个则是进行得很慢的“螺旋运动”,它们都不是我们特别 感兴趣的,因为它们不会严重地影响飞行员对操纵性的评价 短周期纵向运动和侧向振荡运动则是另外一回事。这种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飞机稳定性和操纵性的标准。这两种运动在飞机设计过程中用非常类似的 方法进行硏究,以便在运动参数减到不满意的情况下,事先采取相应的措施。在飞机设计阶段,这 些研究工作借助于计算机进行,以求解设计参数发生变化时的运动方程。初始阶段可通过4.1.1式 来判定飞机在短周期纵向运动的稳定性,也就是振荡能否衰减 o.=C.c +C/u<0, (4.1.1) 式中:On一纵向静态过载稳定系数; H=2m/pScA-飞机的相对密度; m一飞机的质量(kg)。 纵向静态过载稳定系数σ在纵向稳定性和操纵性方面起着非常重要的作用,而飞机能否使 用,完全根据它做出估价。例如,这个系数决定着纵向静操纵性最重要的两个指标值,单位法向过 载所需的纵向操纵杆位移量 2 Go 和单位过载下操纵杆上力的大小 oF aF ax 其中:b_D 从操纵杆到纵向操纵机构的运动传递系数即传动比 a-纵向操纵的杆力对其位移的增长斜率 从(4.1.2)式可得单位过载所需纵向操纵位移为零将会发生在σn=0的时候,即处于重心位
133 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。 长周期纵向运动容易为飞行员所控制，并且我们也不特别感兴趣。非周期性的侧向运动，其 中的一个是迅速衰减的滚转运动，而另一个则是进行得很慢的“螺旋运动”，它们都不是我们特别 感兴趣的，因为它们不会严重地影响飞行员对操纵性的评价。 短周期纵向运动和侧向振荡运动则是另外一回事。这种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飞机稳定性和操纵性的标准。这两种运动在飞机设计过程中用非常类似的 方法进行研究，以便在运动参数减到不满意的情况下，事先采取相应的措施。在飞机设计阶段，这 些研究工作借助于计算机进行，以求解设计参数发生变化时的运动方程。初始阶段可通过 4.1.1 式 来判定飞机在短周期纵向运动的稳定性，也就是振荡能否衰减。 / 0 L σ n mC mq =+ < C C ⋅ ⋅ µ ， (4.1.1) 式中：σ n －纵向静态过载稳定系数； 2 / µ = m Sc ρ A－飞机的相对密度； m －飞机的质量(㎏)。 纵向静态过载稳定系数σ n 在纵向稳定性和操纵性方面起着非常重要的作用，而飞机能否使 用，完全根据它做出估价。例如，这个系数决定着纵向静操纵性最重要的两个指标值，单位法向过 载所需的纵向操纵杆位移量 1 2 e L n n mm m x C G n k C k qS δ σ σ ⋅ ∂ =− =− ∂ , (4.1.2) 和单位过载下操纵杆上力的大小 F F e e x n xn ∂ ∂ ∂ = ⋅ ∂ ∂∂ , (4.1.3) 其中： e mk x ∂δ = ∂ －从操纵杆到纵向操纵机构的运动传递系数即传动比； Fe x ∂ ∂ －纵向操纵的杆力对其位移的增长斜率。 从（4.1.2）式可得单位过载所需纵向操纵位移为零将会发生在σ n ＝0 的时候，即处于重心位
置xagh=xm-Cm1H的时候。它称为过载的中立重心位置,并用符号xgh表示。因为在单位过 载所需纵向操纵杆位移为零的情况下去操纵飞机是不可能的,所以重心位置的后移必须限制在某个 极限位置之前,这个极限位置称为后重心后限,在此重心下,可确保该类飞机有额定的最小容许值 a=m和 AlcaN) 重心中立位置 使用重心范围 焦点 靜稳定性裕度(按过) 最小 最大 图41.2(a)单位法向过载所需的纵向操纵杆位移与重心位置的关系;(b)重心、焦点与静 稳定度的关系 在没有自动操纵系统的飞机上,在飞机布局和确定重心的过程中,只能用保证相应的纵向静 稳定度CmC=xa-xa来达到,因为在现代飞机上,Cmq的值不是很大(在低空,其数量级 为002-03,随着高度上升,在高空,它减小到可以忽略)。纵向静稳定度CmC在很大程度上也 决定着纵向静操纵性这样重要的指标的特性,正像纵冋操纵杄随飞行速度和髙度的平衡偏离一样, 是从已知的纵向平衡方程(C=0)得到的: C+Cn·C 总结以上所述,飞机纵向稳定性和操纵性主要取决于飞机的下列参数」 Iy/mCA, CLa, Cmc,, Cma, C 表征纵向阻尼的导数Cm=∂Cn/oq(其中q=qc/V)由机翼、机身、发动机吊舱和水平
134 置 cg h ac / m q x xC ⋅ = − ⋅ µ 的时候。它称为过载的中立重心位置，并用符号 xcg h⋅ 表示。因为在单位过 载所需纵向操纵杆位移为零的情况下去操纵飞机是不可能的，所以重心位置的后移必须限制在某个 极限位置之前，这个极限位置称为后重心后限，在此重心下，可确保该类飞机有额定的最小容许值 n min σ 和 min x n ∂ ∂ 。 图 4.1.2 （a）单位法向过载所需的纵向操纵杆位移与重心位置的关系；（b）重心、焦点与静 稳定度的关系。 在没有自动操纵系统的飞机上，在飞机布局和确定重心的过程中，只能用保证相应的纵向静 稳定度 L C xx m C cg ac ⋅ = − 来达到，因为在现代飞机上， / Cm q⋅ µ 的值不是很大（在低空，其数量级 为 0.02～0.03，随着高度上升，在高空，它减小到可以忽略）。纵向静稳定度 m CL C ⋅ 在很大程度上也 决定着纵向静操纵性这样重要的指标的特性，正像纵向操纵杆随飞行速度和高度的平衡偏离一样， 是从已知的纵向平衡方程（ 0 Cm = ）得到的： 0 L e m mC L m m CCC x k C δ ⋅ ⋅ + ⋅ ∆ =− ⋅ 。 (4.1.4) 总结以上所述，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/ , ry 2 =Iy/mcA,CLα， m CL C ⋅ ，Cm q⋅ ，Cm⋅α。 表征纵向阻尼的导数Cm q⋅ ＝ / C q m ∂ ∂ （其中 q ＝ qc V/ ）由机翼、机身、发动机吊舱和水平
尾翼所产生的各部分迭加而成。纵向阻尼力矩导数的主要部分由水平尾翼产生,再考虑到机身的影 响可以按如下近似公式确定: -1.2C (4.1.5) 在飞机纵向阻尼力矩导数的成分中,与机翼有关的那一部分,随着机翼后掠角的加大而迅速 增大 w &-CLa(A+ BAiga+ CAIg A)-D 在无尾飞机上,纵向阻尼力矩全部由机翼和机身产生。因此为了在这种类型的飞机上得到足 够的阻尼,只能用后掠机翼(或三角机翼)来产生阻尼。 在亚音速飞机上,纵向阻尼明显增大,这是由于在平尾区域有洗流延迟。增量的大小可用下 述导数来估算: aC S,br 其中:_daCA一飞机旋转时迎角的无量纲角速度 对于后掠适中的亚音速飞机,导数Cma的大小为(0.4-0.6Cm的数量级。 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Cg,Cn和Cn,以及惯性质量特性r=41/mb2,r2=412/mb2和1l2 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 1.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 高速飞机操纵机构铰链力矩的急剧增长,导致了操纵机构驱动装置所需功率的巨大増加。对 此,飞行员的体力是不能胜任的,因而在操纵传动中开始安装操纵信号的液压功率放大器(助力器) 液压助力器最初按反馈原理安装,以帮助飞行员承担部分铰链力矩。但是飞行速度的进一步增大和 由于助力器结构的进一步发展导致液压助力器普遍地过渡到按无反馈原理安装。按无反馈原理安装 的液压助力器具有许多优点,并且除了功率放大以外,还能完成许多附加功能。由于助力器无反馈 安装方式的应用(即从舵面的纯机械传动过渡到液压传动),要求在飞机的操纵系统中引入专用的 载荷装置,以便产生必要的杆力来模拟“操纵感觉”。 2.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。在亚音速情况下 (特別是在低空),由于机翼的弹性阻尼系数σn随速度的增长而明显的减小。随着机翼后掠角的加 大和机翼的加长,σn减小得更明显(在机翼后掠角A=50°~60°时,On的绝对值可能减少006 008)。在机翼几何形状可变的飞机上,由于飞机机翼刚度下降,σ,的减小特别大(σ,的绝对值的 减小可能超过0.1)。超过临界M数时,由于动压沿翼剖面弦向重新分布,这种分布导致飞机的焦
135 尾翼所产生的各部分迭加而成。纵向阻尼力矩导数的主要部分由水平尾翼产生，再考虑到机身的影 响可以按如下近似公式确定： 2 2 1.2 T T mq L T A S b C C Sc ⋅ ⋅ ≈ − α 。 （4.1.5） 在飞机纵向阻尼力矩导数的成分中，与机翼有关的那一部分，随着机翼后掠角的加大而迅速 增大： 2 2 ( ) C C A BAtg CA tg D mqW L ⋅ ⋅ ≈− + + Λ − α α 。 (4.1.6) 在无尾飞机上，纵向阻尼力矩全部由机翼和机身产生。因此为了在这种类型的飞机上得到足 够的阻尼，只能用后掠机翼（或三角机翼）来产生阻尼。 在亚音速飞机上，纵向阻尼明显增大，这是由于在平尾区域有洗流延迟。增量的大小可用下 述导数来估算： 2 2 m T T m LT L L A C S b C CC C Sc α αα ε α ⋅ ⋅ ∂ ∂ = ≈− ∂ ∂ & & ， （4.1.7） 其中： A d c dt V α α& = －飞机旋转时迎角的无量纲角速度。 对于后掠适中的亚音速飞机，导数Cm⋅α& 的大小为(0.4 ~ 0.6)Cm q⋅ 的数量级。 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Cl⋅β ，Cn⋅β 和Cn r⋅ ，以及惯性质量特性 2 2 x 4 / x r I mb = ， 2 2 z 4 / z r I mb = 和 / x z I I 。 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 1. 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。 高速飞机操纵机构铰链力矩的急剧增长，导致了操纵机构驱动装置所需功率的巨大增加。对 此，飞行员的体力是不能胜任的，因而在操纵传动中开始安装操纵信号的液压功率放大器（助力器）。 液压助力器最初按反馈原理安装，以帮助飞行员承担部分铰链力矩。但是飞行速度的进一步增大和 由于助力器结构的进一步发展导致液压助力器普遍地过渡到按无反馈原理安装。按无反馈原理安装 的液压助力器具有许多优点，并且除了功率放大以外，还能完成许多附加功能。由于助力器无反馈 安装方式的应用（即从舵面的纯机械传动过渡到液压传动），要求在飞机的操纵系统中引入专用的 载荷装置，以便产生必要的杆力来模拟“操纵感觉”。 2. 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。在亚音速情况下 （特别是在低空），由于机翼的弹性阻尼系数σ n 随速度的增长而明显的减小。随着机翼后掠角的加 大和机翼的加长，σ n 减小得更明显（在机翼后掠角 Λ = 50°～60°时，σ n 的绝对值可能减少 0.06～ 0.08）。在机翼几何形状可变的飞机上，由于飞机机翼刚度下降，σ n 的减小特别大（σ n 的绝对值的 减小可能超过 0.1）。超过临界 M 数时，由于动压沿翼剖面弦向重新分布，这种分布导致飞机的焦