向操纵效率,而高通滤波器_用来消除稳态转弯时阻尼器对脚蹬位移的影响 改善侧向稳定性和操纵性的自动控制装置及其工作规律在飞机设计阶段要从飞机的特性和对 飞机所提出的要求出发来选择。这些要求之一是,在侧滑或一台发动机发生故障时限制滚转增长的 速度,以及在飞行员反应延时时间内(通常为5秒)规定允许的滚转角极限。 这种自动装置中最简单、最普遍使用的是偏航阻尼器。只要偏航阻尼器能制止偏航角速度的 产生,那么它就能阻止大侧滑角的产生,因为过大的横向稳定力矩CB·β的出现,就会造成大侧 滑角的出现。在这种情况下,控制系统中的自动装置就允许利用大迎角值,也就是说能降低最小速 度,从而不仅扩大了速度范围,而且由于减小了起飞着陆速度从而缩短了起飞着陆的跑道长度 在跨音速和超音速时,ChB的减小也会导致飞机侧滑时滚转反效的出现,因而常常迫使最大 允许飞行速度受到限制,目前这也是由自动装置来补偿的 8.对所有超音速飞机,保证侧向稳定性的困难很大(Ca>0)。在高空超音速飞行状态 保证满意的侧向稳定性和操纵性特别困难。在这种状态下飞行,由于高空大气非常稀薄,甚至在超 音速情况下也必须使用较大的迎角。这样的飞行参数导致大的横向稳定性与小的方向稳定性的最不 利的组合,而这种组合是在超音速飞机特有的比值Lz/lx>10的情况下,使得滚转运动的发展势头大 大超过了偏航运动的发展势头。这样,飞机随机翼左右摇摆,而飞行员阻止这种摇摆的尝试常常导 致摇摆更加剧烈。 要确保超音速飞机的侧向稳定性,既要按经典的方法选择垂尾的参数,又要利用专门的自动 装置。超音速飞机在飞行中会出现一台发动机失效,在起飞着陆中会出现侧风(也要考虑到发动机 故障),这就迫使超音速飞机大大增加起稳定作用的垂尾的数目和加大其总面积来进行平衡(例如, YF-12A飞机的升限为30公里,M=3,飞机尾部的垂直尾面达到5个)。垂直尾面的个数、尺寸 大小、形式以及位置的选择,对于每一种具体的飞机来说,都是十分复杂的问题 还可以人为地用自动化手段来提高航向稳定性,例如,使方向舵按△=kg·β规律偏转。在 这种情况下,静态航向稳定度的最大值取决于表达式△CnB=k·Cn6.·但是,保证自动器一飞机 回路工作稳定的调节和利用阻尼器的情况一样,不允许无限地增大自动稳定系统的传动比和无限提 高稳定性。通常,在这样的系统中,起决定作用的是液压传动的特性(阻尼器的特性)。因此,在 髙超音速飞行情况下,可以用全动垂尾大幅度地提髙航冋稳定性或阻尼偏航振荡,以提高方向操纵 效率Cn6(例如,这一点已在YF-12A和SR-71飞机上采用了)。 9.高速飞机横向操纵性的特点之一是,在髙速飞行时横向操纵效率显著下降。这种现象,常 常被称为“副翼反效”,它是当副翼偏转时,由于机翼的弹性弯曲和扭转变形所造成的,并且通常 随着机翼的加长和后掠角的增大,以及机翼相对厚度的减小而表现得更加突出。在几何形状可变的 机翼上,实际上不用副翼,因为由于这种机翼的刚度小,副翼反效的临界速度非常低。通常,这种 飞机的横向操纵用扰流片和差动平尾的组合来实现 但是,应用差动平尾的偏转又引起侧向操纵新的问题一一即飞机转弯时在与滚转相反的方向 上产生机身外侧滑。这种外侧滑是由偏航力矩引起的,这种偏航力矩又是由于平尾差动偏转时造成 垂尾两边压力不对称而产生的。同样的问题也发生在某些无尾飞机上,当襟副翼向不同方向偏转时 就有这种现象 在现代飞机上,为了提高横向操纵效率,除了采取平尾的差动偏转之外,还采用扰流片、襟
141 向操纵效率，而高通滤波器 1 Ts Ts + 用来消除稳态转弯时阻尼器对脚蹬位移的影响。 改善侧向稳定性和操纵性的自动控制装置及其工作规律在飞机设计阶段要从飞机的特性和对 飞机所提出的要求出发来选择。这些要求之一是，在侧滑或一台发动机发生故障时限制滚转增长的 速度，以及在飞行员反应延时时间内（通常为 5 秒）规定允许的滚转角极限。 这种自动装置中最简单、最普遍使用的是偏航阻尼器。只要偏航阻尼器能制止偏航角速度的 产生，那么它就能阻止大侧滑角的产生，因为过大的横向稳定力矩Cl⋅β ⋅ β 的出现，就会造成大侧 滑角的出现。在这种情况下，控制系统中的自动装置就允许利用大迎角值，也就是说能降低最小速 度，从而不仅扩大了速度范围，而且由于减小了起飞着陆速度从而缩短了起飞着陆的跑道长度。 在跨音速和超音速时，Cl⋅β 的减小也会导致飞机侧滑时滚转反效的出现，因而常常迫使最大 允许飞行速度受到限制，目前这也是由自动装置来补偿的。 8. 对所有超音速飞机，保证侧向稳定性的困难很大（ 0 Cn⋅β > ）。在高空超音速飞行状态， 保证满意的侧向稳定性和操纵性特别困难。在这种状态下飞行，由于高空大气非常稀薄，甚至在超 音速情况下也必须使用较大的迎角。这样的飞行参数导致大的横向稳定性与小的方向稳定性的最不 利的组合，而这种组合是在超音速飞机特有的比值 IZ/Ix>10 的情况下，使得滚转运动的发展势头大 大超过了偏航运动的发展势头。这样，飞机随机翼左右摇摆，而飞行员阻止这种摇摆的尝试常常导 致摇摆更加剧烈。 要确保超音速飞机的侧向稳定性，既要按经典的方法选择垂尾的参数，又要利用专门的自动 装置。超音速飞机在飞行中会出现一台发动机失效，在起飞着陆中会出现侧风（也要考虑到发动机 故障），这就迫使超音速飞机大大增加起稳定作用的垂尾的数目和加大其总面积来进行平衡（例如， YF－12A 飞机的升限为 30 公里，M＝3，飞机尾部的垂直尾面达到 5 个）。垂直尾面的个数、尺寸 大小、形式以及位置的选择，对于每一种具体的飞机来说，都是十分复杂的问题。 还可以人为地用自动化手段来提高航向稳定性，例如，使方向舵按 r kβ ∆δ = ⋅ β 规律偏转。在 这种情况下，静态航向稳定度的最大值取决于表达式 r ∆C kC n n ⋅β β = ⋅ ⋅δ 。但是，保证自动器－飞机 回路工作稳定的调节和利用阻尼器的情况一样，不允许无限地增大自动稳定系统的传动比和无限提 高稳定性。通常，在这样的系统中，起决定作用的是液压传动的特性（阻尼器的特性）。因此，在 高超音速飞行情况下，可以用全动垂尾大幅度地提高航向稳定性或阻尼偏航振荡，以提高方向操纵 效率 r Cn⋅δ （例如，这一点已在 YF－12A 和 SR－71 飞机上采用了）。 9. 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。这种现象，常 常被称为“副翼反效”，它是当副翼偏转时，由于机翼的弹性弯曲和扭转变形所造成的，并且通常 随着机翼的加长和后掠角的增大，以及机翼相对厚度的减小而表现得更加突出。在几何形状可变的 机翼上，实际上不用副翼，因为由于这种机翼的刚度小，副翼反效的临界速度非常低。通常，这种 飞机的横向操纵用扰流片和差动平尾的组合来实现。 但是，应用差动平尾的偏转又引起侧向操纵新的问题——即飞机转弯时在与滚转相反的方向 上产生机身外侧滑。这种外侧滑是由偏航力矩引起的，这种偏航力矩又是由于平尾差动偏转时造成 垂尾两边压力不对称而产生的。同样的问题也发生在某些无尾飞机上，当襟副翼向不同方向偏转时 就有这种现象。 在现代飞机上，为了提高横向操纵效率，除了采取平尾的差动偏转之外，还采用扰流片、襟
副翼、根部副翼、可偏转机翼前缘等 图424给出现代高速飞机操纵系统的基本构成。 飞行参数「体器 中臭处理找 L第一液压系统」 第二液压系统 第三液压系统 图424现代高速飞机操纵系统的构成 1-操纵杆:2-载荷机构;3-调整片效应机构:4-机械传动:5-复合摇臂:6-自动控制系统的多通道传动;7-多余度舵 面传动:8-舵面:;9-驾驶和舵的协调信号:10-指示仪表和信号 4.3飞机主动控制技术 4.3.1 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)。当这种随控布局飞机的概念出现之后,就受到美国空军的重视 除大力开展研究工作外,还积极地把这种概念应用到新研制的飞机上和有缺陷的现役飞机上,使它 在本来不允许的条件下能够飞行。 随控布局飞机设计思想是根据控制的需要,在飞机上设置一些操纵面,利用其偏转,或利用原 有操纵面的偏转来改变飞机的气动力布局和结构上的载荷分布,以减小飞机的阻力和减轻飞机结构 的重量。对于运输机和轰炸机来说,可以增加航程,改善巡航的经济性,而对于歼击机来说,则可 以提髙机动性。在这种情况下,飞机操纵系统的设计就不能像常规飞机设计那样,放在飞机总体设 计之后,而应作为飞机总体设计的一项内容,与发动机选择、气动布局、结构布置、重心定位等工 作同时进行。因此,在设计思想和设计程序方面与过去相比,发生了重大的变革 在随控布局技术的项目中,已经在飞机上应用的有:放宽静稳定性、机动载荷控制和飞行边界 控制等,已经进行飞行试验的有:直接力控制、阵风减载、乘座品质控制和机动增强等:仍在研究 中的有:颤振主动抑制 除直接力控制(力控制需要驾驶员转动状态选择开关,并通过力按扭对有关的操纵面进行操纵) 外,其它各个项目都是用机载计算机根据传感器测出的飞行状态参数,按预定程序主动地(不需要 驾驶员干预)操纵有关的操纵面。因此,除直接力控制外,其它各项均属于“主动控制技术(ACT”。 由此可见,随控布局技术包含了主动控制技术,但其内容更广泛一些
142 －副翼、根部副翼、可偏转机翼前缘等。 图 4.2.4 给出现代高速飞机操纵系统的基本构成。 图 4.2.4 现代高速飞机操纵系统的构成 1-操纵杆；2-载荷机构；3-调整片效应机构；4-机械传动；5-复合摇臂；6-自动控制系统的多通道传动；7-多余度舵 面传动；8-舵面；9-驾驶和舵的协调信号；10-指示仪表和信号。 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)。当这种随控布局飞机的概念出现之后，就受到美国空军的重视， 除大力开展研究工作外，还积极地把这种概念应用到新研制的飞机上和有缺陷的现役飞机上，使它 在本来不允许的条件下能够飞行。 随控布局飞机设计思想是根据控制的需要，在飞机上设置一些操纵面，利用其偏转，或利用原 有操纵面的偏转来改变飞机的气动力布局和结构上的载荷分布，以减小飞机的阻力和减轻飞机结构 的重量。对于运输机和轰炸机来说，可以增加航程，改善巡航的经济性，而对于歼击机来说，则可 以提高机动性。在这种情况下，飞机操纵系统的设计就不能像常规飞机设计那样，放在飞机总体设 计之后，而应作为飞机总体设计的一项内容，与发动机选择、气动布局、结构布置、重心定位等工 作同时进行。因此，在设计思想和设计程序方面与过去相比，发生了重大的变革。 在随控布局技术的项目中，已经在飞机上应用的有：放宽静稳定性、机动载荷控制和飞行边界 控制等,已经进行飞行试验的有：直接力控制、阵风减载、乘座品质控制和机动增强等；仍在研究 中的有：颤振主动抑制。 除直接力控制(力控制需要驾驶员转动状态选择开关，并通过力按扭对有关的操纵面进行操纵) 外，其它各个项目都是用机载计算机根据传感器测出的飞行状态参数，按预定程序主动地(不需要 驾驶员干预)操纵有关的操纵面。因此，除直接力控制外，其它各项均属于“主动控制技术(ACT)” 。 由此可见，随控布局技术包含了主动控制技术，但其内容更广泛一些