Flight Control System
设计注意事项
现代飞机的飞行控制系统随飞机所需的尺寸和性能而变化。电传飞行 (FBW) 或数字电传飞行 (DFBW) 将取代过去的传统式机械或液压系统。飞机内各处的传感器测量（陀螺仪、空速传感器等）与来自驾驶舱的飞行员命令相结合，为位于飞机的各个控制面的各种传动器提供命令。TI 开发了各种产品和设计资源，以满足飞行控制系统的高要求。其中包括：
采用 TI 的增强型产品 (EP) 系列的解决方案，使设计符合工作温度范围为 -55 至 125&C 的产品的极端温度波动要求
用于 AFDX/ARINC 664 等协议的工业级以太网 PHY
经测试分别符合振动和跌落标准 MIL-STD-883 方法 2007.2 和 方法 2002.3 的 EXT 电源模块
旋转变压器数字转换器 (RDC)，用于旨在控制严苛条件（可在机翼的边缘出现）下前缘缝翼和襟翼的高度集成的解决方案
产品公告和白皮书
白皮书&(2)
2017年 12月 6日
2016年 6月 15日
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作品名:A320客机结构模型
制作人: 陈兴 黄天承 冯宇龙 张彭兵
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作品名:A320客机结构模型
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飞机飞行自动控制系统
飞机上各种功能的飞行自动控制分系统的组合。这些分系统是：阻尼、增稳或控制增稳系统(见飞机增稳)、、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、、迎角与侧滑角边界控制系统、地形跟随系统、阵风减缓控制系统、机动载荷控制系统、乘坐品质控制系统、颤振抑制系统、直接力控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等。在一架飞机上通常只装备上述若干分系统。
飞机飞行自动控制系统发展
飞行自动控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置就已问世。例如，1873年法国雷纳德(C．C．Renard)的无人多翼滑翔行操纵。第二次世界大战促使自动驾驶等设备得到进一步发展，由过去的气动一液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个或两个陀螺操纵飞机，并可做机动、爬行及自动保持高度等。战争期间，有的上的自动驾驶仪还与轰炸瞄准具连接起来，以改善水平轰炸的定向瞄准精度。
目前，电传控制和技术已在现代飞机研制中得到了广泛的应用，而无论是否采用电传控制系统，飞行自动控制系统都已是多数飞机普遍使用的关键系统。
飞机飞行自动控制系统内容
高度控制系统
控制飞机在某一恒定高度上飞行的系统。它以飞机俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、、舵回路等）外，还包括产生高度差（当前高度与期望高度的差值ΔH）信号和升降速度(夑)信号的敏感元件。专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。高度控制系统有两种工作状态：一种是自动保持飞机在当时的高度上飞行，简称定高状态；另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞机自动进入爬高（或下滑）状态。在飞机趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。
速度控制系统
通过升降舵或升降舵加油门来自动控制空速或马赫数的系统。通过升降舵调节的系统与高度控制系统相似，也以自动驾驶仪俯仰通道作为内回路。在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。在预选空速状态下，空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。为提高控制速度的精度，须引入空速差的积分信号。在保持飞机姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。将空速差和空速变化率(妭)信号引入油门控制器来改变发动机油门的大小。如不满足上述条件，改变油门大小只能使飞机升高或降低，而速度不变。为防止随机阵风引起空速频繁变化以致对发动机过分频繁调节，一般将空速差和空速变化率信号经过阵风滤波器（通常为低通滤波器）进行滤波。为了改善飞机速度控制的质量，常采用比例加积分再加微分的控制方式。
侧向航迹控制系统
通过副翼和方向舵两个通道控制飞机在水平面内的航迹的系统，它以偏航角(ψ)控制系统或滚转角(γ)控制系统为内回路。其中典型的方案以副翼通道为主通道，以方向舵通道为辅助通道，后者只起阻尼和协调的作用。侧向偏离（Z，即飞机位置与预定航线的横向偏差）信号通过第一限幅器后与偏航角信号综合，再经过第二限幅器与滚转角和滚转角速度(夲)信号综合，然后送入舵回路操纵副翼。第一限幅器的作用是防止因侧向偏离信号过大而产生超过90°的偏航角，从而造成“之”字形的航线；第二限幅器的作用是在转弯时限制滚转角，使它不致过大。
自动着陆系统
自动导引和控制飞机安全着陆的设备，一般分为两大类：①雷达波束型（见地面控制进场系统）；②固定波束型（见无线电控制着陆）。这两类系统都是先把飞机导引和控制到某一高度（拉平起始高度，约15～25米），然后利用拉平计算机、自动油门系统和自动抗偏流系统使飞机拉平直到接地。拉平计算机又称拉平耦合器。从飞机进入拉平起始高度，到平稳接地称为着陆段(拉平段)。在着陆段拉平计算机连续向自动驾驶仪纵向通道发出指令信号，使飞机由下滑状态变为着陆状态；减小垂直下降速度，最后以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飞行轨迹，拉平计算机的控制规律分三类：①指数轨迹控制：使飞机的下降速度与飞行高度成比例，按指数轨迹飞行直至接地。这种形式多用于大型飞机和旅客机。②固定轨迹控制：飞机按规定的曲线飞行，多用于歼击机。③接地点控制：又称终值控制。保证飞机在预定点接地，中间的拉平轨迹是任意的，这种控制适用于自动着舰。自动油门系统在自动着陆阶段自动调节油门以保证飞机安全着陆。如果不能着陆，自动油门系统应能提供飞机复飞的动力。自动抗偏流系统用来自动消除飞机在接地前由侧风等因素引起的偏流，保证飞机航向精确对准航迹(即机头对准跑道)，并保证机翼水平。
迎角和侧滑角边界控制系统
在歼击机作特大机动飞行情况下保证其迎角为常值(边界迎角值)的系统。系统的工作原理是引入当时迎角与边界迎角（给定的）之差的信号，通过升降舵通道控制飞机以边界迎角作机动飞行。为提高控制精度，可引入上述差值信号的积分。正常控制状态与迎角边界控制状态应能自然而平滑地转换，这种转换是由信号选择器自动实现的。当迎角超过某值时，它对迎角进行限制。
瞄准控制系统
使飞机转弯或俯仰以瞄准地面或空中目标的系统。瞄准器的计算结果传送给飞行控制系统，使飞机瞄准目标。这实际上是把飞机当作活动炮架或发射架来操纵，以便灵活机动地发射导弹、炮弹或投弹。
编队控制系统
自动控制僚机进行编队飞行的系统。它自动控制僚机的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚机与长机之间的距离、侧向间隔和高度差为给定值。这种系统的作用原理是在僚机上测出它与长机之间的距离、侧向间隔和高度差等参数，将测得的参数与给定的参数值比较得出各参数的偏差值，通过适当的校正网络送入油门控制系统和自动驾驶仪，以改变僚机的速度、偏航角和俯仰角。
飞机飞行自动控制系统组成
1．飞机本体
飞行自动控制系统的设计问题可归结为如何建立一个能够控制飞机运动的装置问题。如果飞机的运动可以用合适的数学模型来描述，则可大大地简化飞行自动控制系统的设计任务。众所周知，可以根据质点和质点系的动力学原理和运动学关系，建立描述飞机运动的非线性联立微分方程组。而在对称常直线的基准飞行状态下，采用小扰动假设，
可将上述方程组简化为两组彼此独立的，各包含三个线性微分方程的联立方程组，称为飞机的小扰动运动方程。此时，由于方程组已被线性化，因此可采用包括传递函数在内的许多方便的分析工具。当研究涉及飞行自动控制系统设计中的飞机问题时，广泛地采用上述飞机传递函数。这些传递函数的表达式可在飞行动力学教科书上查到，此处不再列出。在后面的内容里，将根据研究问题的需要，列出对应的飞机传递函数。
在控制系统中，作为一个动力学系统元件的驾驶员，他的能力可简单地用工程控制中的术语来描述，即用一类传递函数来表示。这一传递函数的特性构成了驾驶员总的反应能力。随着飞行器设计的日益完善，驾驶员在飞行控制系统中的功能日益被自动驾驶仪所替代。因此本章在后续内容中不对驾驶员特性进行分析，而主要以自动驾驶仪为研究对象。
3．主操纵系统
主操纵系统通常指升降舵、副具和方向舵的操纵系统中从座舱内的操纵装置(、)到对应操纵面执行机构(其中包括人工感觉系统)的全部有关设备。
配平电机起着调控片的作用，它可在任何所要求的配平速度下将杆力调整至0。
对于飞行自动控制系统来说，通常都采用一系列的飞机运动参数以及它们对于时间的导数作为反馈信号进行控制。因此，在控制系统中需要有感受这些参数的敏感元件或装置，它们统称为传感器。
是飞行自动控制系统的神经中枢，主要存4个功能。
(1)通过传感器采集信号；
(2)将采集到的信号变换为所要求的信号(如将变换为直流信号)。
(3)按系统反应所要求的特性，改变的超前或滞后量。
(4)将信号增强到某一量级以控制舵回路。
飞机飞行自动控制系统功能
用以全部或部分地代替飞行员控制和稳定飞机的运动，并能改善飞行品质的。除具有自动驾驶仪的功能外，还可改善飞机的操纵性和安定性，实现航迹控制、自动领航、自动着陆、地形跟随、自动控制机动飞行中机翼载荷分布、自动瞄准和编队飞行等。为起到这些作用，飞机上相应地安装具有各种功能的分系统，如控制增稳系统、、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、自动着陆系统、地形跟随系统、机动载荷控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等，飞机飞行自动控制系统就是各分系统的组合。每个分系统一般包括测量飞机有关运动参数的，对参数进行处理的计算机，带动有关操纵面和油门的执行机构，以及自动回零系统、和飞行控制盒等部件。
汪晋宽，罗云林，于丁文等编著．自动控制系统工程设计：北京邮电大学出版社，2006.9
郑文翰主编．军事大辞典：上海辞书出版社，1992年12月
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飞行操纵系统
飞行操纵系统，也叫飞机操纵系统，是一个控制飞机飞行安全的关键系统，它是用来传递操纵信号（指令），偏转舵面（升降舵或全动平尾、副翼、方向舵等操纵面），使飞机完成预定动机的机械/电气系统。
飞行操纵系统简介
飞行操纵系统在飞机飞行中担负着改变飞机状态、轨迹等功能和任务。据有关资料统计，飞行操纵系统故障造成的后果大多是重大，由于操纵系统的不完善，易造成飞行员误操作(这种误操作的结果往往是机毁人亡)。因此，它的可靠性对飞行安全有至关重要的作用。
随着运输和作战的需要，飞机的速度、机动性需要不断地提高。为保证飞行安全，对飞行操纵系统的性能也要求不断改进。多年来，为保证飞行安全，对操纵系统进行了不断完善即经历了(有回力)助力操纵系统、不可逆(无回力)助力操纵系统、增稳系统、控制增稳系统、准电传操纵系统和电传操纵系统这样几个阶段。
飞行操纵系统飞机操纵系统的发展
最初的飞行操纵系统是由简单的钢索、滑轮、连杆和曲柄等机械部件组成，即我们所说的机械传动操纵系统，飞行员通过直接操纵机械传动系统来控制飞机的操纵舵面，实现对飞机姿态和飞行轨迹的控制，此时可不考虑系统本身的动特性，只需对摩擦、间隙和系统的弹性变形加以限制，便可以获得满意的系统性能。
随着飞机设计的发展和飞机速度的不断提高，即使使用了气动力补偿，的体力还不能适应作用于操纵舵面上的空气动力载荷，这时便产生了液压助力器，此系统实际上仍是一个除飞行员外开环的机液伺服系统。伴随着飞行包线的进一步扩大，飞机的稳定性与可操纵性之间的矛盾更加突出，相继出现了增稳操纵系统和控制增稳操纵系统，这时的系统已在局部使用了电传操纵技术，但操纵系统仍以机械通道为主控通道。
为实现最佳的飞机设计，在电传操纵余度技术逐渐趋于成熟的条件下，操纵系统的机械通道有被电传通道完全取代的趋势，这便产生了现在已被广泛使用的电传操纵系统。但电传操纵系统难以克服自身易受干扰的缺陷，为了改善电传操作系统的性能克服系统自身的缺陷，在电传操作系统内采用了新的信号传导材料光纤。光纤作为信号传导材料与电传操纵系统相比，在抗电磁干扰、 减轻重量、 提高可靠性等方面有明显的优势。运用新的信号传导材料与电传操作系统相结合所产生的操纵系统，这便是光传操纵系统的雏形。光传操纵系统对提高飞机的稳定性和满足日益提升的飞行性能产生了深远的影响。
飞行操纵系统三种操纵系统介绍
飞行操纵系统机械操纵传动系统
机械传动操纵系统，就是用钢索、滑轮、传动杆等机械机构传送操纵信号，使驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面，舵面上的气动铰链力矩通过机械联系使驾驶员获得力和位移的感觉的操纵系统。机械传动操纵系统具有构造简单、工作可靠等优点，现仍广泛应用于低速飞机和一些运输机上，但它存在自身重量大，反应不够灵敏和传动滞后等缺点，当机构的某一局部被破坏后就不能再继续工作。
到了20世纪60年代，飞机的发展遇到了一些重大难题。例如：大型飞机挠性机体气动弹性模态问题，进一步提高机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术已经不能解决，机械传动系统已远不能满足飞行需要。此时研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术，通过对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证，产生了两个具有划时代意义的新飞行控制理念：主动控制技术（ACT）和电传飞行控制（FBW）系统。
飞行操纵系统电传飞行控制系统
电传飞行控制系统即电传操纵系统，它是把驾驶员的操纵指令转变为电信号来进行操纵。虽然驾驶员的操纵指令转变为了电信号，但电传操纵系统本身不是简单地用电信号的传递来代替机械传动的，而是把主操纵系统和自动控制系统结合起来。
采用主动控制技术的电传操纵系统，可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功能综合成为可能，从而极大地改善飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统，放宽（RSS）控制技术使B-52轰炸机面积减少45%，结构总重量减少6.4%，使战斗机提高了8%～15%。机动载荷控制（NILC）技术使C-A运输机翼根弯曲力矩减少30%～50%；使F4E战斗机盘旋角速度增加了3%。主动涡流控制（AVC）技术与方向舵协调使用时，使X29在低速大飞行时的偏航速率增加50%。采用任务适应性机翼（MAW）比采用常规机翼可使飞机航程增加30%，机翼承载能力提高50%。
目前，电传操纵系统已开始在固定翼飞机和旋翼飞机中普遍采用，如NH90、V-22“鱼鹰”、“虎”式直升机和A320等都采用电传操纵系统，其技术已基本成熟。但随着现代飞机性能的不断提升，电子设备日趋复杂，这必然导致电缆用量的增加以及线路布局的复杂化，从而加大了线路之间的干扰，使电传操纵系统不能正常工作，这就暴露出了电传操纵系统本身可靠性不高、成本高的缺点。另外电传操纵系统还存在易受雷击和电磁脉冲波干扰等“硬伤”。
如何提高飞机自身的高智能化、简约化与提高操纵系统工作的稳定性相矛盾，如何克服这一矛盾只有在优化电传操纵系统本身或开发一种全新的操作系统上找出路。
飞行操纵系统光传操纵系统
上个世纪80年代以来，飞机的电传操作系统已经由模拟式系统向数字式系统转变，并出现用光导纤维传递信号代替电传系统的趋势，这样所产生的以光导纤维作为传输媒质的操纵系统就是光传操纵系统。光传操纵系统是以光代替电作为传输载体，以光导纤维作为物理传输媒质，在计算机之间或计算机与远距离终端（如舵机等）之间传递指令和反馈信息的飞行控制系统。
光传操纵系统克服了电传操纵系统易受雷电和及影响的致命弱点，而且它本身具有重量轻、体积小、不辐射能量、电隔离性好、频带宽、容量大、传输速率高等优点，能大大改进飞机机的稳定性和可操纵性。因此，美国和欧洲都致力于光传操纵系统的研究，并取得了很大的突破。
其实光传操纵系统的研究始于上个世纪70年代。1975年，美国空军试验中心最早在A-7D飞机上就利用光纤作为传输线。1979年，洛克希德公司在一架喷气滑翔机上试验了光传操纵系统，取得成功。在2002年欧洲某直升机公司的一架装有光传操纵系统的EC-135直升机进行了首次飞行，其中使用了灵巧作动器这一关键部件，这标志着光传操纵系统研究工作取得了较大突破。目前美国的RAH-66“科曼奇”隐形直升机采用了光传操纵系统。
飞行操纵系统系统展望
随着电子技术的发展和飞机性能的不断提高，飞机的操纵系统正在向着自适应飞行控制系统的方向发展。美国早在20世纪60年代初就对自适应飞行控制系统做了试飞，此后还在不断进行研究和试验，但始终没有在批量生产的飞机上使用过，其原因可能是性能还不够完善。在未来随着飞机高达6～8超高音速的到来，以及为减小阻力和提高隐身性能无尾飞机的出现，飞机的气动特性变化范围会很大，用常规的飞行控制方法很难胜任，必须采用自适应控制。
新一代的自适应飞控系统由于计算工作量很大，必将采用和技术，并采用光纤来传输大量数据，最终由电传操纵系统发展成光纤操纵系统。
张义光,雷俊,王军华. 飞机操作系统[J]. 航空知识,-24.
谢华,魏自明. 飞机操纵系统的发展与飞行安全[J]. 中国安全科学学报,-66+81.
张沛帆,傅嘉伟. 飞机操纵系统沿革和展望[J]. 硅谷,+74.
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清除历史记录关闭飞机的飞行控制系统如何工作？
飞机已经成为人们日常出行最常使用的交通工具之一，人们在乘坐飞机飞行的时候常常感叹科技的神奇，能使这个搭载数百人的庞然大物自由的在天空中飞行。
事实上，飞机能够实现在空中飞行的基本原理是用速度换取升力：飞机机翼的上下表面采用了不同的弧面，这使得迎面过来的高速气流在上表面的流动速度高于下表面的流动速度，根据伯努利原理，机翼的上下表面会由此产生压力差。这个压力差就是飞机升力的来源，它使得飞机能够在高空中飞行。
那么，该如何控制飞机，使得它能够按照给定的路线飞行呢？为了改变飞机在空中的姿态和轨迹，就需要改变作用在飞机上的力和力矩的大小、方向和空间分布。当给定的航迹发生变化，或者飞机收到气流的干扰偏离了原来的航迹时，就需要通过控制飞机几个舵面的角度，改变飞机的飞行姿态，控制飞机上升、下降或者转弯。
不同飞机的形态千变万化，但基本的控制舵面都由以下三部分组成：副翼、方向舵和升降舵。
副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块狭长且可动的翼面。它的主要功能是控制飞机围绕自身滚轴旋转，从而实现飞机的大幅度转弯。左右两侧的副翼是完全对称的，但其偏转的方向总是相反的，即一侧上偏、另一侧下偏。例如，右侧副翼上偏、左侧副翼下偏就会使得飞机产生一个向右的滚转力矩，从而实现向右的大幅度转弯。
当飞机需要实现小幅度偏转时就要用到方向舵，它一般安装在尾翼的后侧。方向舵可以围绕纵轴转动，使得飞机尾部产生一个左右偏转的力矩。例如当方向舵左偏时，气流会带动飞机尾部向右偏转，使得飞机的整体飞行航迹向左偏转。
升降舵的作用是改变飞机的飞行高度，它是尾翼后段可上下偏转的部分。通过控制升降舵可以使得飞机抬头或低头从而改变飞机的飞行高度。当升降舵向上偏转时，飞机尾部会受到一个向下的力，使得飞机抬头向上飞行。反之升降舵向下偏转，则飞机将会降低飞行的高度。
所有的舵面由飞机驾驶员和自动控制系统共同把控，其本质是一个反馈的控制系统。当飞机外部传感器感受到飞机姿态变化时，会将结果反馈给驾驶员或控制系统，共同控制飞机的飞行状态。
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