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”。 ()tε (), () e Ftxt δ ,,,VHnα??? (a) 传感器 指令脉冲 执行机构 (), () e Ftxt 力反馈 位移反馈 (b) 飞行员操纵系统飞机 中枢神经系统 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()tε－飞行参数的偏差量；(), () e Ftxt －对操纵机构施加的力及其位移；δ－操纵装置的偏转量；,,,VHnα－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 e F 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 0.2 ~ 0.3τ =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()tε。 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。 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 nmC mq CCσ μ ?? =+ <， (4.1.1) 式中： n σ－纵向静态过载稳定系数； 2/ A mScμ ρ=－飞机的相对密度； m－飞机的质量(㎏)。 纵向静态过载稳定系数 n 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 12 e nL n mm m GCx nkC kqS δ σ σ ? ? =? =? ? , (4.1.2) 和单位过载下操纵杆上力的大小 ee FFx nxn ??? =? ??? , (4.1.3) 其中： e m k x δ? = ? －从操纵杆到纵向操纵机构的运动传递系数即传动比； e F 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 n σ＝0的时候，即处于重心位 134 置/cg h ac mq xxCμ? ? =?的时候。它称为过载的中立重心位置，并用符号cg hx ?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 min n 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 cg ac mC Cxx ? =?来达到，因为在现代飞机上，/ mq C 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 L mC 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 m C =）得到的： 0 L e mmCL mm CCC x kC 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：/WS, r y 2 =I y /mc A , L C α ， L mC C ? ， mq C ? ， m C α? 。 表征纵向阻尼的导数 mq C ? ＝/ m Cq??（其中q＝/qc V）由机翼、机身、发动机吊舱和水平 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 TT mq L T A Sb CC 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： 22 () mqW L C C A BAtg CA tg D α α ?? ≈? + + Λ ?。 (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 TT mLTL LA C Sb CCC CSc ααα ε α ?? ? ? =≈? ?? & & ， （4.1.7） 其中： A cd 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 m C α? & 的大小为(0.4 ~ 0.6) mq C ? 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 l C β? ， n C β? 和 nr C ? ，以及惯性质量特性 2 2 4/x x rImb=， 2 2 4/z z rImb=和/ xz 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 n σ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， n σ减小得更明显（在机翼后掠角Λ= 50°～60°时， n σ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， n σ的减小特别大（ n 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 136 点急剧后移，因而系数 n σ开始迅速增大。这种变化发生在M数为1.15～1.25之间。由于焦点的移 动 n σ绝对值相应的增长可能达到0.15～0.25。在机翼几何形状可变的飞机上，机翼后掠角可变的 情况下，焦点的移动量可能是很大的。 前面已经指出，当飞机向超音速过渡时，其纵向静态过载稳定性急剧增加，这导致飞机机动 性的恶化和飞机平衡品质的丧失。因此，设计超音速飞机时，除了用全动平尾进行纵向操纵以外， 通常要采用一些手段来减小稳定性的增长（图4.2.1）。因为纵向稳定度取决于cg acx x?之差，所以 所采用的减小稳定性的手段应当能移动飞机焦点的位置（当M>1时将其向前移动），或能移动飞机 重心的位置（当M>1时将其向后移动）。利用机翼根部的边条翼（图4.2.1a）（例如在图－114、“协 和”式、F－16、F－18、YF－12A等飞机上）和机身头部可伸出的“减稳器”（例如在F－14A“熊 猫”飞机上）来减小纵向稳定性属于前一种方法。 图4.2.1 减小超音速飞机纵向静态稳定性的结构措施 a－用气动方法前移焦点；b－通过向后输油移动飞机重心；1－应用机翼根部的边条翼；2－可伸出的头部“减稳器” 实际上，在所有大航程的超音速飞机上都是采取从中央油箱向尾部的专用平衡油箱抽油的方 法使得向超音速过渡时飞机重心后移。必须注意的是，平衡油箱必须装有应急排油系统，因为飞机 减速至亚音速时，如果反输油系统发生故障，可能会使飞机不稳定（见图4.2.1b）。 3. 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”）。 跨音速区速度不稳定性的解释是平衡曲线()x fM? =在跨音速区由正斜率变为负斜率，也就是说， 在平衡曲线上出现所谓的“勺形”区。在速度不稳定的跨音速区速度变化时，为了平衡，对尾翼的 纵向操纵变为相反：拉杆是加速（正常情况下推杆是加速），推杆是减速（正常情况下拉杆是减速）。 在某些第一代超音速飞机上，这种操纵方面的缺点是在控制系统中安装所谓平衡自动器（变 臂机构）来消除的，从而在某个不稳定的M数区域（通常M数的范围为0.9～1.2）使得操纵杆位 置和纵向操纵系统机构的偏转是协调的。这时，按速度控制飞机，可以保证操纵杆的运动特性不变， 而纵向操纵机构则同时按“勺形”曲线规律偏转。在现代超音速飞机上，由于用前面讲过的方法使 得稳定性的增长强度较为平缓，跨音速时的速度不稳定表现得不明显。在必要时，在机载自动控制 系统中，引进相应的控制规律（如(,) e f MHδ?=）来改善跨音速时飞机的操纵性。 4. 迎角达到12°～15°时纵向静态过载稳定性丧失，这在前面机翼设计中已经十分详细地 137 研究过了。这里有必要补充说明的是，为了保证飞行安全，在正常飞行中，这样大的迎角要预先在 飞行员手册中给予相应的警告；信号手段警告（声、光、纵向操纵杆的抖动等）以及专门的自动装 置（极限状态的限位系统），拉杆的限位等，为了脱离危险状态，甚至强制操纵杆前移（推杆器）。 通常极限状态跟位系统在飞行员的仪表板上要有相应的显示，相应地显示出该飞行状态下的过载， 以及侧滑角和迎角在该飞行状态下的储备量。在近代飞机上，准确地预先警告危险状态是机载自动 控制系统所要解决的任务之一。 在有人为的纵向稳定性保障系统时，可用的迎角区可以大大扩大，从而使飞机在机翼承载能 力许可的飞行状态下提高了机动能力。例如，F－16飞机上最大的使用迎角是30°，在达到这个迎 角时，安定面自动上偏以便使飞机产生俯冲力矩脱离危险状态。在F－18飞机上，据国外资料报道， 正常的操纵性和进气道的正常工作可允许α达60°。 5. 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。这既与所有高速飞 机减小了导数 L C α 和 y C β 的特点有关（特别当M>1时，见图4.2.2a），也与阻尼特性中举足轻重的 动导数 lp C ? ， nr C ? 和 mq C ? 的减小有关，还与高速飞机在大气密度很小的高空飞行有关。固有振荡阻 尼的恶化，在舵面偏转时会导致被调飞行参数初始超调量很大和持续不衰的振荡，以致使飞机难于 驾驶。在纵向控制通道，在超音速情况下，阻尼的恶化伴随有固有振荡频率的巨大增长，而这种增 长与静态稳定性的增加密切相关。因为甚至在重型的现代超音速飞机上，纵向通道的固有振荡频率 可能接近1赫兹，而横向通道甚至超过这个值，所以飞行员滞后和惯性的存在产生了使飞机摇摆的 现实条件。实践证实了这一点，因为在振荡飞行状态驾驶飞机时，飞行员不能克服飞机的振荡，并 且自己也开始摇摆起来。 图4.2.2 （a）超音速飞机的气动导数 L C α 和 y C β 随M数的变化与低速飞机的比较；（b）阻 尼导数 mq C ? 和 m C α? & 的比较；（c）有阻尼器与无阻尼器纵向操纵机构在相同偏转角情况下飞机超音 速和亚音速两种情况的过载n?的过渡过程的比较 当然，在设计飞机时，能借助于增加阻尼面的面积和相对力臂而获取必需的阻尼导数值。但 是这样做就要求过分增加 H S和 V S。一方面，这会导致自身机构显著加重；另一方面，在其它飞行 状态（如低空），由于阻尼效应过大，就可能难于得到满意的操纵性。过大的阻尼会产生控制回路 稳定性的失稳和飞机摇摆。 138 因此，从第一代超音速飞机出现的时候起，为了保证飞机必需的阻尼，在控制系统中安装了 专门的自动装置——阻尼器，它能与飞行员并行工作，并且彼此不干扰（见图3.6.10b）。飞机振荡 阻尼器的工作原理是测量飞机旋转角速度，然后使操纵舵面按反旋转方向偏转。在第一代高速飞机 上，阻尼器的执行机构是电动拉杆。在较新型的飞机上，这种机械装置已改为多余度电气液压传动 装置，它包括在机载自动控制系统的组合件中。 阻尼器按绕哪一个坐标轴去阻止飞机的振荡可分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器。 阻尼器的部件是相同的，它们的区别只是它们的敏感元件（速率陀螺）的安装位置不同。 阻尼器最简单的工作规律是与飞机相应的旋转角速度成比例地偏转舵面： 俯仰阻尼器 eq kqδ?=?， （4.2.1） 滚转阻尼器 ap kpδ?=?， （4.2.2） 偏航阻尼器 rr krδ?=?。 （4.2.3） 在上式中 q k， p k， r k－阻尼器的传动比（量纲为秒），它等于飞机旋转角速度为1度/秒时， 飞机舵面偏转的度数。阻尼器按此规律工作时，阻尼导数的阻尼增量如下式： e mq m q A V CCk c δ?? ?=； （4.2.4） a lp l p A V CCk c δ?? ?=； （4.2.5） r nr m r A V CCk c δ?? ?=。 （4.2.6） 6. 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，见（4.1.2）式，其中 L C的大小与速度的平方成反比。然而，在无助力 器控制系统的飞机上，随着飞行速度的增大，完成机动飞行所需升降舵的偏转减小和纵向操纵杆的 位移减小，而舵面铰链力矩以速度的平方关系增长。升降舵上铰链力矩的大小，决定着为完成同一 过载下的机动飞行而施加给纵向操纵杆力的增量。 随着向无反馈助力器的操纵系统的过渡，初期采用了特性恒定的简单弹簧载荷装置，梯度 e F x ? ? 变成常值（与飞行状态无关），而指标 x n ? ? 的特性仍如前所述。这就确定了单位过载所需纵向操纵杆 力 e F n ? ? 随速压（表速）的增大而迅速减小，这种情况是飞行员所不习惯的。为了提高超音速高空飞 行的机动性，在纵向操纵中已经开始采用全动平尾。在高亚音速，特别在低空（临界表速状态）的 情况下，这种全动平尾的效率是很高的，这时操纵性指标 x n ? ? 降低到2～3毫米的数量级（这与操纵 传动中的间隙值是同量级的），指标 e F n ? ? 也降低了。这就产生了操纵回路稳定性失稳的现实问题。 139 为增大指标 x n ? ? 和 e F n ? ? 的值，也就是说降低飞行员——飞机系统的放大系数，以便确保操纵回 路的稳定性。可用以下三种方法增大 x n ? ? 的值： （1） 减小从纵向操纵杆到升降舵的传动比 m k； （2） 减小纵向操纵机构的效率 e m C δ? ； （3） 增大纵向阻尼 mq C ? 。 对指标 e F n ? ? ，除上面指出的三种方法外，还可以用增大加载梯度 e F x ? ? 的方法来达到必需的水 平。 所有这些方法都已广泛地应用到现代飞机上，并且在技术上表现为： ——根据飞行状态调节传动比 m k（在表速较高时减小）； ——采用混合型纵向操纵系统，在M<1的飞行状态用升降舵操纵，在M>1的飞行状态用全 动平尾来操纵； ——安装俯仰阻尼器，以增大飞机的阻尼 mq C ? ； ——根据飞行状态调节负载梯度 e F x ? ? 。 在每一个具体情况下，应根据飞机的型别、特性，及对飞机提出的要求，利用上述方法，或 者它们的组合来达到增大指标 x n ? ? 和 e F n ? ? 的目的。 现代飞机的侧向稳定性和操纵性的特点同它的导数 l C β? ， n C β? 和 nr C ? 的特性以及惯性质量特 性有关。 7. 横向静态稳定性 l C β? 实质上取决于飞行迎角和M数。对于后掠翼和三角翼飞机，当迎角 增大到12°～15°时（见图4.2.3a）， l C β? 的绝对值会显著增大。因为这个导数表征着出现侧滑时 所产生的滚转力矩的大小，所以 l C β? 的显著增大，甚至侧滑不大时，例如侧向阵风引起的不大的侧 滑，也会导致很大的滚转（在飞行实践中，发生过这种情况，有这种特性的飞机，在飞行员还没来 得及采取反作用措施之前，在侧向阵风或一台发动机发生故障的情况下，飞机早已翻成机腹朝天）。 过大的横向稳定性也是造成滚转悬挂现象的原因——在副翼偏转之后，滚转消除很慢，证实了横向 稳定性过大时，副翼效率不足。 在早期的后掠翼和三角翼高速飞机上，为了减小大迎角时的 l C β? 值，使机翼具有负的上反角。 但是，这种方法会导致某些结构上的复杂性和增加结构重量，也会导致在迎角不大而表速较大的飞 行状态下，方向舵的偏转（蹬舵）会造成飞机的滚转反效现象。在大 l C β? 值和大迎角下，侧向运动 的缺点和降低 l C β? 时对侧滑的滚转反效（机翼向右急剧滚转——“滚转超调”），即使飞机飞行的最 140 大速度受到限制，又使飞机飞行的最小速度受到限制，从而减小了飞机的实用速度范围。 图4.2.3 不同类型飞机横向静稳定性的变化特性 a－随迎角的变化；b－随M数的变化；Ⅰ－ l C β? 随侧向运动的允许变化界限；Ⅱ－对侧滑的滚转反效区域； Ⅲ－过大的横向稳定性区域；Ⅳ－横向不稳定区；Ⅴ－利用自动器可能增大的α；Ⅵ－超音速飞机在侧滑时滚转 的跨音速反效区域；Ⅶ－超音速区；Ⅷ－小迎角区；Ⅸ－大迎角区。 目前，如果机翼外形的特殊设计不能明显改善横向稳定性，那么要得到满意的侧向操纵性只 有在控制系统中采用专门的自动装置（倾斜和偏航阻尼器，侧向自动稳定器等）。这些自动装置的 控制规律可能是多种多样的。例如，副翼与侧滑角成正比地偏转（ a k β δ β=），或方向舵与滚转角 速度成正比地偏转（ rp kpδ = ?）。例如，在图－134飞机上，当放下襟翼时，其偏航阻尼器的控 制规律为 1 rr p Ts kr k p Ts δ?=? +? + ，该控制规律中的第二项补偿了稳定性的增加，从而提高了横 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 l C 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， l C 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 n C 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I Z /I x >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 k β 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 nn CkC ββδ? ? ? =?。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 n C 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 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. 143 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。为什么在这十余年中只有超 音速巡航的旅客机，而没有超音速巡航的歼击机?其原因是很多的，但关键问题是：现有的歼击机 在超音速飞行时飞机的阻力太大，具体地说，飞机的配平阻力太大。这是由于飞机超音速飞行时飞 机的焦点大幅度后移，纵向稳定力矩剧增，需要全动平尾向上偏转角度太大，由此产生较大的配平 阻力，同时飞机的升力系数值下降，使飞机的升阻比减小。例如某歼击机的最大升阻比在M=0.7 时为8.6，而在M=2.0时仅为4.8，升阻比下降了44％。“协和”超音速旅客机在超音速巡航时其最 大升阻比约为8.0。“协和”超音速客机，由于采用“移动重心法”降低了配平阻力，因而获得了较 大的升阻比。该机在机身前后备有一个平衡油箱。在向超音速飞行时，随着飞机焦点后移而向后油 箱输油，使飞机重心也向后移动；当飞机由超音速向亚音速飞行时，又随着飞机焦点前移又向前油 箱输油，使飞机重心也向前移。这样可使飞机不论在超音速还是在亚音速飞行时均可保持纵向稳定 裕量不变，配平阻力也就变化不大。当然，在平衡油箱上应备有紧急排油系统，以防止飞机减速到 亚音速时，反向输油系统失效，而使飞机变成静不稳定。 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。下面我们先研究大型飞机的机动载荷 控制，然后研究歼击机的机动载荷控制。 1、大型飞机的机动载荷控制 重型运输机和轰炸机长时间是作过载等于l 的巡航飞行。机动飞行的时间很短，仅仅在 飞机起飞上升时或在着陆前转弯时才作小机 动。我们知道，机翼蒙皮厚度一般是按提高 机翼的弯扭颤振临界速度所要求的机翼扭转 刚度而确定的，机翼梁缘(翼梁凸缘)是根据机 翼的弯矩大小确定的，而机翼弯矩的大小则 决定于机动载荷的分布。越靠近机翼根部， 弯曲力矩越大(见图4.3.1(c))，翼梁凸缘面积 也就越大。因此，飞机在长时间的巡航飞行 中，机翼的弯曲强度是富裕的，因而背负着 “多余”的重量。常规设计是把发动机安装 在机翼上，把燃油装载在机翼里，以减小机 翼的弯曲力矩，但不能改变机动飞行时附加 图4.3.1 机翼的载荷、剪力、弯矩分布 144 的气动载荷的分布。机动载荷控制就是要把 机动载荷分布情况进行改变，降低了机翼翼根处的弯矩,则机翼结构重量也就可减轻，从而减轻了 飞机的飞行重量，提高了飞机的巡航经济性。大型运输机和轰炸机在巡航飞行时，机翼上的载荷一 般是呈椭圆形分布(图4.3.1（a）)中的实线)，这时机翼的诱导阻力最小。当飞机作机动飞行时常规 操纵是用增大机翼迎角的办法来增大所需要的升力。这时机翼上的载荷分布如图4.3.1(a)中的虚线 所示，从翼尖到翼根的载荷同时增大。因而，机翼的弯矩(图4.3.1(c)中的虚线)也从翼尖向翼很迅速 增大。如果能把所需的升力按图4.3.1(a)中的虚线所示的分 布，则翼根部分的弯矩分布将如图4.3.1(c) 中的虚线所示，弯矩数值可大大减小。根据这个弯矩分布来设计机翼结构，机翼结构重量就可以得 到减轻，请看下面举例。 1）NB—52E轰炸机(图4.3.2)用机动载荷控制减小机翼根部弯矩的方法是：把内襟翼换成快速动 作的机动襟翼，又在原有副翼外侧增加一对可以同时对称偏转的外侧襟副翼。当作机动飞行时，左 右内侧机动襟翼下偏，使机翼内段升力增加，而左右外侧副襟翼同时上偏，使机翼外段升力减小， 并保持净增加的升力能满足机动飞行的要求。由于机翼升力中心向内翼段移动，翼根的弯矩就可以 减小。据计算，翼根弯矩可减小10-15％，机翼结构重量至少减轻5％，可使航程约增加3％。 内侧机动襟翼和外侧襟副翼都是由机动载荷 控制系统主动控制的。 2) L—l011《三星》运输机，用机动载荷控 制减小机翼翼根处弯矩的方法是：按常规操 纵水平安定面，使机翼迎角增大到产生必须 的机动升力，同时机翼外侧襟副翼对称向上 偏转，以减小机翼外翼段上的载荷，使机翼 上的气动载荷中心向内侧移动，以减小机翼 根部的弯矩。机翼的迎角需要增大一些，以 补偿机翼外侧升力的损失。 L—1011飞机并 不减轻机翼结构重量，而是加长 翼展，使机翼根部弯矩维持不变。由于翼展 加长，则机翼的展弦比加大，因此减小了诱 图4.3.2 NB－52飞机的机动载荷控制的控制 面 导阻力，从而改善了飞机的巡航经济性。据计算，可节省燃油3％。 2、歼击机的机动载荷控制 歼击机的机动载荷控制，目的在于提高飞机的机动性。飞机机动性的指标，一是沿飞行航迹的 加速性能和减速性能。减速性能主要是增加飞机的阻力，因此在飞机上设置减速板；加速性能主要 是减小飞机的阻力和增大发动机的功率，一般用单位剩余功率 SY N来表示飞机的加速性能。 GVQPN SY /)( ?= （4.3.1） P——发动机推力； 145 Q——飞机的阻力； V——飞行速度； G——飞机重量。 由上式可知，提高单位剩余功率的最经济的方法是减小飞机的阻力。机动载荷控制就是要在飞 机机动飞行时，使机翼升力呈椭圆形分布(见图4.3.3)，以减小机翼的诱导阻力。 飞机机动性的另一指标是飞机的最 大法向过载GYn y / maxmax =。在亚音速 时，它取决于抖振迎角时的抖振升力系 数；在超音速时，则取决于飞机纵问静 稳定余量和水平尾翼的效率。因此，亚 音速时的机动载荷控制就是要在飞机机 动飞行时，延缓机翼上的气流分离，从 而提高抖振升力系数。 前缘襟翼最有利的偏转规律可以从风洞 试验中得出。 前缘襟翼的偏转角 qi δ通 常是飞机迎角α和飞行M数的函数。现 代超音速歼击机所采用的小展弦比薄机 图4.3.3 F－4飞机使用机动载荷控制，控制前 缘襟翼使机翼的机动载荷呈椭圆形分布，以 降低阻力，并控制气流在机翼前缘分离以推 迟抖振，提高法向过载。 翼，其前缘产生气流分离、抖振开始的迎角，一般小于10度，因此，可以把这一双变量的函数处 理成两个单变量函数的组合。 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。对于 运输机和轰炸机来说，可以保持正确的着陆航迹，或提高侧风着陆的能力；对于歼击机来说，可以 提高机动性，或提高航向的精度和投放空地武器的命中率。 直接力操纵一般分为直接升力操纵和直接侧力操纵，分别介绍于下。 1、 直接升力操纵 ① 间接升力操纵 在常规飞机上，驾驶员要改变飞机在其对称平面内的航迹时，所需升力的大小是靠改变机翼的 迎角而得到的。例如对前上方目标进行跟踪时，用常规操纵的方法是这样的：驾驶员除加大油门外， 还须向后拉驾驶杆，使平尾后缘向上偏转一个角度( ?? )，因而在平尾上产生一个向下的气动力增 量)(? L C?。在这瞬间，飞机的升力小于飞机重量，飞机就下沉，飞机损失了高度。同时，这个气 动力增量对飞机重心的力矩，使飞机抬头，加大了迎角，产生了升力的增量)( α?? L C，当飞机迎 146 角加大到一定程度时)()( ?α ??>?? LL CC，飞机才开始上升，并继续转动，改变了飞机的俯仰 角.由此可见，飞机对于驾驶员的操纵反应有一定的时间滞后，并且先掉高度然后上升，而且由于 迎角增大，阻力增加，飞行速度必然下降，驾驶员反映“飞机不经拉”，就是这个原因。当飞机到 达所需的高度时，又必须进行与上述过程相反的操纵，才能使飞机改平。这样的操纵过程往往容易 失去目标。这种操纵方法是常规飞机通用的方法，称为“力矩操纵法”，又称为“间接升力操纵方 法”。 随控布局飞机的直接升力操纵与常规的间接升力操纵是大不相同的。下面将以YF—16CCV 为例来介绍直接力操纵的基本原理和控制方式。 ②直接升力操纵系统的组成 直接升力操纵系统可以组成三种纵向运动状态(见图4.3.4)，即： A n ——直接升力运动状态； a 1 ——俯仰指向运动状态； a 2 ——垂直平移动运动状态。 另外还有机动增强和阵风缓和也属于直接升力控制范畴。 此外还有与以上相对应的三种侧向运动状态。 这6种运动的选择开关位于专为直接力操纵而设置的操纵台上。直接力操纵 图4.3.4 直接升力控制模式 的力按钮位于侧置驾驶手柄的顶端(图4.3.5)。当需要进行那一种运动状态时，即把选择开关转到那 种运动状态，然后推动力按钮。前后推动力按钮，发出指令，驱动衿副翼对称偏转；左右推动力按 147 钮，发出指令，驱动垂直鸭翼偏转(也可由脚蹬实现这种操纵)。 Ⅰ、直接升力运动状态 直接升力运动状态特点是在迎角不变的情况下，控制直接升力系数，因而直接而且迅速地控制飞机 的垂直航迹(见图4.3.5(a))。这种运动方式适用于投射空一地武器后的快速拉起，或在空战中，在不 增大迎角的拉起中，可达到较大的加速度。这是最受注意的一种纵向非常规机动的飞行状态。 (a)直接升力控制 (b)直接侧力控制 图4.3.5 直接力操纵装置的示意图 要想产生直接升力使飞机上升，首先把状态选择开关指向A n 状态，向后扳动驾驶手柄上的力 按钮,可以输出指令驱动左右襟副翼对称向下偏转，产生向上直接升力系数和低头俯仰力矩系数， 同时产生一个辅助信号使平尾自动协调向上偏转,产生向下附加升力系数和上仰俯仰力矩系数. 在 这两种力矩系数互相平衡的情况下，飞机可以保持原有的姿态，并在净余的直接升力系数作用下， 飞机作上升过载曲线运动。与常规纵向操纵相比，它没有高度损失，没有滞后，也不降低飞行速度。 Ⅱ、俯仰指向运动状态 俯仰指向运动状态的特点是在法向过载增量和法向加速度为零的条件下(即不改变飞机的航 迹)，改变飞机的迎角。这就是在不改变飞机航迹角的情况下，控制飞机的俯仰姿态，见图4.3.5（b). 这种运动方式能迅速构成导弹和航炮的射击条件，在战术攻击方面得到好处。 当攻击上方目标时，选择开关置于a 1 状态位置，扳动力按钮，输出指令驱动襟副翼向上偏转， 产生向下附加升力系数和上仰俯仰力矩系数；同时产生辅助信号使平尾协调向下偏转，产生向上附 加升力系数和低头俯仰力矩系数。只要二者的升力系数之和为零，而它们的俯仰力矩综合起来，形 成一个俯仰力矩系数，从而只改变飞机的俯仰姿态和迎角，而不会改变法向加速度和飞机的航迹角。 Ⅲ、垂直平移运动状态 垂直平移运动状态的特点是在不改变飞机俯仰姿态，即俯仰角为常数的情况下，控制飞机的垂 148 直速度。这种运动方式适用于微小的垂直位置的修正。例如在编队飞行或滑翔时，对航迹进行调整。 为了使飞机有一个向上的垂直速度，把选择开关置于a 2 状态位置，扳动力按钮，输出指令驱 动襟副翼向下偏产生向上附加升力系数和低头俯仰力矩系数，同时产生辅助信号使平尾协调向上偏 转，产生附加向下升力系数和低头俯仰力矩系数，通过控制系统使二者自动协调，使力矩平衡并产 生附加升力。与直接升力控制不同的是，在状态开关置于a 2 状态时，自动驾驶仪的俯仰保持通道 便自动接通，故飞机在俯仰姿态保持不变的情况下，在附加升力系数的作用下，使飞机有一个随襟 副翼控制指令逐渐增大而增大的上升速度，但是随着上升速度的增大，迎角出现负方向的增量，遂 产生负升力增量和抬头力矩。这个力矩和净余升力引起姿态的改变将由自动驾驶仪消除。这样，飞 机便呈现一种不转动的稳态平移上升，一面又向前飞行。 2、直接侧力操纵 在常规飞机上，驾驶员要改变飞机航向(转弯)时，所需的指向瞬时盘旋中心的飞机的侧力，是 靠飞机倾斜产生的。例如，要飞机向右转弯，首先要操纵副翼，向右偏驾驶杆，给飞机一定的横滚 角速度，并保持这一横滚角速度直到到达所需的倾斜角，同时拉驾驶杆以增大飞机的迎角来调整飞 机的升力，使飞机产生改变航向的速率。当达到所希望的航向时，驾驶员反方向操纵副翼，再给飞 机一个反方向的横滚角速度，使飞机回到机翼水平的飞行姿态，这是常规飞机改变航向的操纵方法。 它需要有高度熟练技术的驾驶员去准确地操纵飞机。同时，使飞机反复倾斜需要时间，明显地也存 在着时间滞后。如果驾驶员 要加快操作，则又会引起飞机发生很大的振荡，显著减小操纵飞机航 向和航迹的精确度。这在空—地武器投放中特别明显。 随控布局飞机的直接侧力可以由推力转向产生，也可由气动力操纵面产生。最有效的方法是 在机头腹部安装两个并列的垂直鸭翼(见图 4.3.6)。为了不妨碍飞机起飞和着陆，它们应与地 面保持有足够的间隙。当垂直鸭翼与方向舵协调 偏转时就可以直接产生侧力。 直接侧力操纵系统也可以象直接升力一样， 具有三种侧向运动状态(见图4.3.7) 图4.3.6安装在机头部位的前置水平和垂 直鸭翼 即： A Z ——直接侧力运动状态； β 1 ——偏航指向运动状态； β 2 ——侧向平移运动状态。 149 图4.3.7三种侧向运动 当操纵这三种侧向运动时，如前所述，首先把状态选择开关转到所要求的运动状态位置，然后 向左(或向右)推动力按钮，输出指令使垂直鸭翼偏转。更加详细的工作原理可参见有关参考文献。 4.4 电传操纵系统 控制增稳操纵系统能兼顾飞机稳定性和操纵性的要求，从而能较好地发挥正常型(静稳定的) 飞机潜在的机动性。但因该系统的增益不是很大，电气通道的操纵权限不是全权限，而且没有可靠 的安全措施，故对飞机稳定性和操纵品质的改善是有限的。考虑到控制增稳操纵系统(包括增稳操 纵系统)是在不可逆助力机械操纵系统基础上发展而来的，这种系统的驾驶杆与助力器间存在一套 相当复杂的机械杆系，由此带来一些不可逾越的缺点，如占据空间大等等。显然，这些缺点会限制 设计师根据飞行任务需要设计出最佳的气动布局，以提高飞机的性能。为此，电传操纵系统得到了 发展。 本节主要介绍电传操纵系统的基本概念及其相关问题。 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， 150 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。 众所周知，增稳系统对舵面的操纵权限只有最大舵偏角的(5-10)％。尽管控制增稳系统的权限 较前者大，但为保证飞机安全性，其权限仍是有限的，通常为30％左右。显然，这样有限的权限 很难满足整个飞行包线内的操纵品质的改善。 3)产生力反传 增稳或控制增稳操纵系统中的舵机与助力器的联接方式，通常有串联和并联两种，不论哪一种 方式均会发生力反传。 4)战伤生存力低 据资料统计，美国在越南战争期间，由炮火击中机械操纵系统(含液压系统)，使机毁人亡的 事 故率达30％左右，这是一个相当惊人的数量，其原因是杆系的传输线在分布上较集中，一旦被炮 火击中很有可能使整个系统失灵，以致机毁人亡，使飞机的战伤生存能力低。由于控制增稳操纵系 统中仍保留机械杆系，故这种系统的战伤生存能力低。 由上述可见，产生这些缺点的根本原因是：机械杆系存在，而且增益不是相当大。那末，能否 彻底取掉杆系呢？回答是可能的。 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 扩展为全权限成为可能。 事实上，早在50年代，英国在维克斯《子爵号》飞机上安装了电气操纵系统，并连接至副驾 驶员的操纵杆上。原机械杆系仍保留作为备份，而且只允许正驾驶员操纵。一旦电气操纵发生故障 时能自动接入杆系。通过1957—1959年期间试飞，表明这种新型操纵系统有广阔的发展前途。此 后在电气操纵系统中又引入飞机状态参数反馈信号，并去掉机械杆系，此时该系统已成为电传操纵 系统了。 尽管机械操纵系统有上述缺点，但它有一个最大优点，那就是有较高的安全可靠性。安全可靠 性对飞机来说是极重要的，只有当电传操纵系统的安全可靠性与机械操纵系统相近时，电传操纵系 统才能真正地被广泛使用。 由这里可知，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。前 者要保证飞机性能满足操纵品质规范的要求，即保证飞机具有良好的稳定性和操纵品质；后者要保 证电传操纵系统满足可靠性规范的要求，即保证飞机的飞行安全和完成任务的可靠性。因而可靠性 和控制律是电传操纵系统的两个重要内容。 4.4.2 电传操纵系统中可靠性与余度技术 实现电传操纵的关键在于安全可靠性，过去对安全可靠性没有量的概念，只有在可靠性理论发 展之后，才有定量的可能。那么现今所采用的不可逆助力操纵系统的安全可靠性指标是多少呢? 显然，可靠性指标只能来自实践。据美国空军十年期间(1968—1978年)的外场安全数据统计与 151 分析可知，作为Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ类飞机的代表F—4飞机，由于操纵系统故障引起的飞机损失率为0．546 架／lOO000次飞行，由于液压系统故障引起的飞机损失率为O．35架／100，000次飞行，由二者 引起的损失率为0．89架／l00，000次飞行。 B—52、 C—135和C—141等Ⅲ类飞机在十年间没有因为操纵系统或液压系统的故障造成飞 机的损失。但造成过事故，其事故率分别为0．055架／lOO，000次飞行和0．008架／100，000 次飞行。可以看出这类飞机的可靠性是比较高的，这是因为在这些飞机上空勤人员的救生措施与歼 击机相比较为薄弱,此外可能携带核武器，一旦飞机失事可能产生灾难性的后果。所以，必须保证 这类飞机有较高的可靠性。 此外，还对飞机末完成规定任务的概率进行了统计。对全机来说由于各组成部分的故障，使飞 行任务失败的概率为0.Ol／每次飞行。其中由于操纵系统的重大故障，而中断飞行任务的仅占十分 之一。所以，因操纵系统故障而使飞机中断任务的概率为0．001／每次飞行。 通常，用飞机损失(即指操纵系统处于V级工作状态)概率来表示飞行安全可靠性指标。若以美 国军用规范MIL—F—9490D为例，由操纵系统故障引起的飞机最大损失概率Q应为 对Ⅲ类飞机 Q＜5×10 -7 架／每次飞行 对Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ类飞机 Q＜l00×10 -7 ／每次飞行 ． 飞行安全可靠性指标通常是以飞行小时为单位来计算。美国空军十年的统计资料表明，Ⅲ类飞 机每次飞行的时间约为6．7飞行小时；Ⅳ类飞机(F—4)每次飞行时间约为1．6飞行小时，由此可 得 对Ⅲ类飞机 Q＜0．82×1O -7 ／飞行小时 对Ⅰ、Ⅱ、Ⅳ类飞机 Q＜62.5×10 -7 ／飞行小时 对电传操纵系统安全可靠性提出的指标，一般在(1．O×lO - 7 -1．O×lO -9 )／飞行小时范围内。 所以，目前世界各国均定1．O×10 -7 ／飞行小时作为电传操纵系统的可靠性 指标。但单通道电传操纵系统的故障率只有 1．O×10 -3 ／飞行小时。为了保证电传操纵系 统的可靠性至少不低于机械操纵系统。所以， 需要采用余度技术，即引入多重系统。 据可靠性理论计算，系统的多余度 ―――实际的 ―――理论的 图4.4.1 多余度数目与最大损失率间关系图 数目n与最大损失率Q间的关系，如图4.4.1所示。 由图可知，若电传操纵系统具有四余度，则故障率可满足要求。正因为它的可靠性不低于不 可逆助力操纵系统，所以电传操纵系统得到迅速发展。 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4.4.2是四余度系统简图。由图可知，杆力传感器、速率陀螺、加速度计和计算机 均有四套.此外，这种系统应满足如下三个条件: 152 (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。 同时满足上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。 图4.4.2 四余度电传操纵系统简图 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。这是因为后者比前者有许多优 点，如它具有高度的灵活性，易实现多种逻辑运算和电子综合化，以及实施复杂控制律和修改控制 律很方便，尤其容易与自动驾驶仪、火力控制系统、导航系统交联，从而使飞机的性能和攻击精度 均发生质的变化。为保证飞机安全可靠性，在系统中常有备份系统，凡其工作原理与主系统是不相 似的，则均可成为备份系统，如机械操纵系统(包括硬式和软式两种操纵型式，以及它们的混合型 式)、电气操纵系统和模拟式电传操纵系统。对于数字式电传操纵系统，目前不再采用体大笨重的 机械杆系作为备用系统，常采用模拟式电传备用系统。如果主系统的安全可靠性相当高，则可以不 采用备用系统，例如F—16、幻影2000和美洲虎等飞机。此外，再通过四余度或自监控的三余度 系统，使电传操纵系统达到双故障安全的故障等级。飞机本身可以是静稳定的，也可以是中性稳定 或静不稳定的。对于后者，只要在电传操纵系统中增加人工稳定回路，就能使等效飞机具有适量的 稳定性，于是驾驶员可操纵自如地完成各项任务。 F—16飞机是世界上第一架现役的电传操纵系统飞机。图4.4.3为F—16A飞机的电传操纵系统 原理图。该系统是在YF—16飞机基础上研制而成的，是模拟式四余度电传操纵系统，无机械备分 系统。 F—16飞机电传操纵系统具有如下特点： (1) 纵向放宽静稳定度,以提高飞机的机动性; (2) 三轴控制增稳可提供精确的控制和极好的操纵品质； 153 (3) 具有双故障安全故障等级,以提供高度的安全性和任务的成功概率; (4) 全电传操纵系统为改善操纵品质提供了很大的灵活性； (5) 能够自动限制迎角，这样允许飞行员无顾虑地发挥飞机的最大能力，不必担心由于疏忽造成的 失控； (6) 机内具有自检能力，以最短的停飞维护时间保证电传操纵系统处于良好的飞行准备状态。 图4.4.3 F－16A飞机电传操纵系统原理图 由图4.4.2可知，电传操纵系统主要由驾驶杆或侧杆（含杆力传感器）、前置放大器（含指令模 型）、传感器、机载计算机和执行机构等组成。四余度电传操纵系统实质上是由四套完全相同的单 通道系统，按一定的关系组合而成。图4.4.4为四余度模拟式电传操纵系统原理图．它由Ａ、Ｂ、 Ｃ、Ｄ四套完全相同的单通道电传操纵系统按一定关系组合而成。图中表决器/监控器是用来监视、 判别四个输入信号中有无故障信号，并输出一个从中选择的正确的无故障信号，如果四个输入中任 何一个被检测出故障信号后，系统自动隔离这个故障信号，不使它再输入到后面的舵回路中去。当 四套系统都正常工作时，驾驶员操纵杆经传感器A、B、C、D产生四个相同的电指令信号，分别 输入到相应的综合器/补偿器、表决器/监控器中，通过四个表决器/监控器的作用，分别输出一个正 确的无故障信号加到相应的舵回路，四个舵回路的输出通过机械装置共同操纵一个助力器，使舵面 偏转，以操纵飞机作相应的运动，如果某一个通道中的杆力传感器或其它部件 154 图4.4.4 四余度模拟式电传操纵系统原理图 出现故障，则输入到每个表决器/监控器的四个输入信号中有一个是故障信号，此时由于表决器/监 控器的作用，将隔离这个故障信号。因此每个表决器/监控器按规定的表决方式选出工作信号，并 将其输至舵回路。于是飞机仍按驾驶员的操纵意图作相应运动。如果某一通道的舵回路出现故障后， 它本身能自动切断与助力器的联系（因舵回路是采用余度舵机），这样到助力器仍是一个正确的无 故障信号。同样，如果系统中某一通道再出现故障，电传操纵系统仍能正常工作，而且不会降低系 统的性能。由此可见四余度电传操纵系统具有双故障工作等级，故它又称为双故障/工作电传操纵 系统。 综上所述，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。 4.4.4电传操纵系统是设计随控布局飞机的基础 目前世界各国已经以电传操纵系统作为一个基本的主操纵系统，在这基础上只要再增加一些其 他功能的线路，就可在随控布局飞机上实现主动控制技术的各种功能。 所谓随控布局飞机(CCV)是指一种飞机在它设计的开始阶段就主动地考虑自动控制系统的作 用，飞机可以设计成静不稳定的，而借助自动控制系统使其稳定，这样可使飞机的气动布局在各种 飞行状态下有最佳气动构形，从而使飞机的性能得到显著的提高。因为在设计飞机的初期就主动地 应用了自动控制技术，所以称这些所采用的技术为主动控制技术(简写为ACT)。例如B—52轰炸机 改用电传操纵后，采用纵向静稳定补偿系统，并改用全动平尾。平尾面积是这样改变的，原设计飞 机重心在后极限位置时的稳定余量为－5％平均空气动力弦长，平尾面积为84m 2 。放宽纵向静稳定 度要求后,把飞机焦点移到飞机重心前面的5％平均空气动力弦长，平尾面积减小到46m 2 (约为原面 积的55％)。根据分析，如果在不改变发动机推力和起飞总重量的情况下， B—52飞机的结构重量 155 可减小6．4％，阻力可减小2％，航程约增加4．3％。放宽航向静稳定度要求，减小立尾面积， 代之以人工稳定，也可收到类似的效益。又如美国波音公司设计的加油机，在设计时采用常规布局 和放宽静稳定度布局两种方法，在同样的有效载荷和完成同样任务下，后者比前者的起飞重量轻 16％、成本低20％、耗油量少25％。再如美国先进技术战斗机技术综合试验飞机AFTI／F—16， 是三余度数字式电传操纵系统，其控制律具有可按任务来剪裁的特点，具体地说，它具有正常、轰 炸、空地和空空四种模态，而且每个模态又可分为常规和解耦两种飞行方式。所以，这个飞机的电 传操纵系统能操纵飞机作六个自由度运动，即上下、左右、前后和绕飞机重心的三个角运动。由以 上可以看出，飞机的飞行性能和经济收益都有显著提高，其关健在于在设计飞机的初期就考虑了电 传操纵系统的潜力。换句话说，如果不采用电传操纵系统就不能实现对飞机进行全时间、全权限的 增稳操纵，更谈不上在飞机上采用主动控制技术了，也就不能获得如此巨大的收益。因此，电传操 纵系统就成了设计随控布局飞机的基础。 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。 根据国内外对IFFC技术的仿真和试飞验证结果表明，IFFC系统具有现存火力控制系统所不可 比拟的攻击能力，在性能上有重大的改善。在空一空机炮攻击中扩大了作战范围，实现了全向攻击； 获得首次射击机会的时间缩短了一半；射击次数和射击持续时间分别提高了3倍；命中率提高了2 倍。在空一地轰炸攻击中，实现了非水平机动武器投放。同时，由于采用机动攻击，提高了攻击机 的生存力；由于攻击实现了自动化，减轻了驾驶员的工作负担。 1、 综合飞行/火力控制系统基本组成及特点 IFFC原理结构如图4.5.1所示。它由目标及其位置与运动信息、目标状态估计器、飞行控制系 统、火力控制系统、飞行/火力耦合器和超控耦合器等组成，其核心是具有飞行控制和火力控制规 律的数字计算机。根据光／电跟踪器和角跟踪雷达与目标状态估计器提供的目标运动信息，攻击机 传感器提供的状态信息，火力控制系统精确预测目标未来的位置，自动生成投放(或发射)点和到达 投放(或发射)点前的飞行轨迹，所生成的轨迹信号通过平显为驾驶员提供操纵和状态显示，同时送 入飞行/火力耦合器，在那里形成了控制指令，输入电传控制系统，操纵飞机跟踪目标进行自动攻 击。这里，驾驶员只起监控作用。同时，也可由驾驶员操纵飞机连续地按平显提供的信息生成飞行 轨迹，并引导飞机到达投放(或发射)点，显示飞机与投放(或发射)点重合时，即可自动(或由驾驶员) 投放(或射击)炸弹(或机炮)。 156 图4.5.1 IFFC系统原理结构图 由上可知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。 数字式飞行控制系统是AFTI/F-16的核心技术，主要特点是： ①具有解耦直接力和武器线瞄准特征的特定任务多模态控制律； ②采用先进的三重异步的数字电传控制系统； ③先进的余度管理技术； ④采用多功能显示器综合化座舱； ⑤易扩展、试验和综合的模块化软件； ⑥通过数字数据总线构成飞行控制和飞机其他各子系统的最大限度的综合。 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。传统飞机单一 工作模态的飞行控制系统是一个折衷方案，它在整个飞行包线内提供可接受的飞行品质。这是由于 在模拟系统中，硬件装置的体积增大和系统可靠性降低，排除了多工作摸态的应用。而AFTI/F16 飞行控制律应用在以下4种主要的控制模式中：⑴正常模式(NRM)；⑵空-空射击模式(AAG)；⑶空 -地射击模式(ASG)；⑷空-地轰炸模式(ASB)。每种模式又分标准(耦合)控制和解耦控制。因此，从 数字式飞行控制系统中可选择8种不同的工作飞行方式，具体如图4.5.2所示。每种模式均根据任 务的不同而定，以便在飞行阶段提供最佳的飞行品质。 157 图4.5.2 AFTI/F-16控制规律对模态结构 正常模式适用于整个飞行包线，主要满足巡航、进场着陆和起飞时的良好的操纵品质，在编队飞 行和空中加油时提供阵风缓和和减轻驾驶员的工作负担。 空-空射击模式和空-地射击模式均要求对目标截获和准确跟踪时的快速机动以及对武器线的 精确控制，以满足射击精度要求。在这些模式设计中，俯仰速率反馈起主要作用。 空-地轰炸模式要求飞机速度矢量的精确控制，并改善飞行轨迹的阵风缓和响应，以利于轰炸 准确和采用能提高飞机生存力的有效控制策略。在该模式设计中，法向加速度反馈起主要作用。 所有标准控制模式均采用直接力控制的自动融合技术，以提高阵风影响衰减能力和快速反应能 力(机动性能提高)。这里，对不同的模式采用不同的融合方式，或用于稳定武器线(空-空射击模式)， 或用于改善操纵品质(空-地攻击模式)。直接侧力(水平转弯)应用于所有标准控制模式中。 解耦控制模式有机身指向、直接力和平移3种方式以供驾驶员选择，并可用于手动控制。机身 指向方式用于精确姿态控制，而平移方式和直接力方式均可用于精确的飞行轨迹控制。 4.5.2综合飞行／推进控制系统 综合飞行／推进控制(1FPC)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。 早在20世纪70年代初，就提出研究IFPC，其原因是飞机机体／进气道／发动机之间存在严 重的耦合作用，可使系统产生发散的横向振荡、畸变系数超过限制、不稳定的荷兰滚和长周期振荡， 甚至可能产生发动机熄灭的故障。这种耦合作用在现代高性能作战飞机上表现尤为明显。一方面， 目前和未来的主动控制飞机要求必需的操纵面实现直接力、阵风缓和、机动载荷控制、乘座品质控 制、主动颤振抑制等功能，随着变几何进气道、推力矢量喷管和变循环发动机等先进技术装置的使 用，推进系统具有大量的受控参数，毫无疑问，这些控制方案增加了有利的控制因素，但另一方面， 这些方案附加了强烈的耦合效应，会严重地影响飞机和推进系统的性能、稳定性和控制。只有对这 些先进的飞行控制和推进控制进行综合设计，克服它不利的耦合作用，利用它有利的耦合作用，以 便改善和提高飞机的生存性和任务的有效性。尤其是推力矢量技术的出现，推进系统直接参与了飞 158 行控制，飞行与推进系统的综合控制已是必然趋势。 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)。 系统功能综合按不同的综合要求有：按综合控制的模式有失速裕度控制模式、快速推力调节模 式、格斗模式、推力矢量模式、自动油门模式和性能寻优控制模式等；按飞机使用要求和性能要求 分不同的任务段有短距起落、巡航、地形跟随／威胁回避／障碍回避、空中格斗和对地攻击等；按 于系统综合有进气道／发动机、机体／进气道、飞行／发动机和飞行／矢量喷管等综合控制。 系统物理综合是系统硬件的布局、硬软件一体化设计、总线通信、资源共享、故障监控和诊断 等。 无论哪一种综合，就本质而言，综合的方式有两类。一类为子系统间的信息共享，尤其是早期 的研究，例如进气道／发动机的综合控制和发动机失速裕度自适应控制(ADECS)等均是利用信息的 综合，采用稳态的线性、非线性优化方法更好地控制各子系统。另一类为控制的动态综合，以获得 更大的效益。其具体的设计方法主要有LQG／LTR法，分散化、递阶结构与鲁棒控制设计法等。 综合控制的结构设计也分两类。一类为“自底向上”方法，即在现有的飞行控制系统和推进控制系 统的基础上，进行综合系统的功能和硬件的综合。目前，许多研究计划属于此类，尽管在系统有效 性和全寿命费用的改善方面稍差，但易于在现有系统基础上实现。另一类为“自顶向下”方法，即 从设计之初就进行一体化设计，并尽可能采用新技术获得更高的效益。这种结构特别适合于下一代 具有高度耦合特征的机体／推进控制综合飞机。 总之，IFPC技术在战术技术要求与约束条件下，寻找最优的发动机／机体整体布局，以便在整 个飞行包线内得到有效的外流气动特性(即低阻)，好的飞行品质以及高质量的内流气动持性(即高推 力、宽广的发动机工作范围)等。同时，采用先进的物理综合技术，大大改善系统的可靠性。 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图4.5.3示。它利用递阶、分散的 思想把综合系统划分成若干个子系统进行设计，按模块对各飞行模态进行控制律设计。机动指令产 生器功能就是把驾驶员指令或飞行管理提供的信息转化成飞机的飞行变量组合，产生希望的飞机过 渡过程响应。控制器计算出跟踪期望轨迹所需的控制量，并对计算出的输出反馈结构进行优化。控 制选择器输出按一定控制逻辑构成执行指令，使各气动面、进气道、发动机和尾喷管协调匹配获最 佳性能。 159 图4.5.3合飞行/推进控制系统方块图 4.5.3飞行管理系统 飞行管理系统(FMS--Flight Management System)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。参照美国AR—INC CHARACTERISTIC 702-3， 飞行管理计算机系统(FMCS)的基本功能有以下8项： 1、性能管理 2、侧向导航与制导 3、垂直导航与制导 4、推力轴控制 5、四维制导(可选择为发展型) 6、电子飞行仪表系统管理(EFISM) 7、数据更新接口 8、惯性参考系统(1RS)初始化和航向设定 在美国民机及其设备的设计中，ARINCCHARACTERISTIC具有一定程度的规范性质，上述8 项功能是当代民用运输机飞行管理系统应具备的基本功能，其中前5项又可以概括为性能管理加区 域制导。 飞行管理系统的构成如图4.5.4示，它一般应由4个子系统构成： 1)处理子系统——飞行管理计算机系统(FMCS)，它主要包括飞行管理计算机和控制显示单元， 是飞行管理系统的核心。 2)执行子系统——飞行控制计算机系统(FCCS)和推力控制系统(TCCS)，飞行管理系统的执行机 构。 3)显示子系统——电子飞行仪表系统(EFIS)。 4)传感器子系统——惯性参考系统(1RS)，数字大气数据计算机(DADS，无线电导航设备。 160 因此飞行管理系统的作用又可归结为：获取信息(传感器子系统)，管理决策(处理于系统)，执 行(执行子系统)，监视(显示子系统)。 图4.21 典型的飞行管理系统方块图 图4.5.4飞行管理系统 A310的飞行管理系统构成如图4.5.5所示。它由导航系统、仪表系统、自动飞行系统和飞行管理计 算机系统构成。 图4.5.5 A310的飞行管理系统的组成 4.5.4大迎角超机动飞行控制系统 新一代歼击机除要求隐身、超声速、超视距攻击外，还要求近距离超机动格斗。由于敌我双方具 有隐身和超声速巡航能力，超视距攻击成为主要的攻击形式，但不可避免仍有30％以上会进入近 距格斗，因而超机动格斗能力也不能忽视。 飞机常规机动一般靠控制过载来实现，目前，第三代歼击机最大过载已达9g，再增大已不可 161 能。非常规机动，如直接力控制，其机动能力一般偏小，只适宜用作精确瞄准和轨迹修正。近年来， 国际上围绕第四代歼击机曾开展一系列研究，提出了“超机动性”，即“过失速机动”的新概念。 这种超机动方式，并不要求很高的过载，而能使飞机机头快速改变方向或指向目标。它是靠拉大迎 角(可达70°以上)并绕速度矢量滚转，以获得快速机头转向或快速机身 瞄准能力。超机动能力有利于快速发射和回避格斗导弹，有效地攻击敌机和保存自己。 超机动又称过失速机动，是第四代歼击机的特征之一。 俄罗斯Su-27的眼镜蛇机动曾名噪一时，但由于只限于俯仰方向机动，不能同时滚转，还达不 到实战所需的超机动目的。Su-27的改型Su-37，已装有推力矢量喷管和大迎角飞行控制系统，正 在进行过失速机动的验证和试飞。 美德合作的X-31，是一种过失速机动技术验证机，1993年5月率先完成难度最大的180°急 转弯(即Herbst机动)，并在1995年巴黎航展中作了多种过失速机动的飞行表演，令世人瞩目，认 为过失速障碍已被突破，过失速技术已被人类掌握。 美国还用F-16、F-18进行改装，进行多种过失速机动的试飞，美国的F-22是典型的第四代投 产战斗机，已达到迎角60°以上的超机动实战能力。 过失速机动能力的实现，除气动、发动机、推力矢量技术以外，关键是飞行控制问题。因为这 种机动需要突破失速禁区，涉及大范围非线性、非定常气动力及强耦合问题，飞机的运动方程已完 全是多自由度非线性方程，传统的小扰动线性化处理技术已无法沿用。因而这种超机动控制技术， 无论在控制策略、设计方法、系统结构乃至飞行品质诸多方面均与常规飞行控制系统有很大不同。