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,
第四章 飞机操纵系统设计与分析
4.1 操纵系统的特性
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）。
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
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
4.1 操纵系统的特性
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飞机稳定性和操纵性的标准。
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 。
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
? 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。
图 4.2.1 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)。
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。
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,
4.3 飞机主动控制技术
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。
NB－ 52飞机的机动载荷控制的控制面 F－ 4飞机使用机动载荷控制
4.3 飞机主动控制技术
B-52
F-4
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,
(a)直接升力控制 (b)直接侧力控制
图 示 直接力操纵装置的示意图
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 。
4.4 电传操纵系统
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
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
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。
F-16
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
4.5 综合飞行控制系统
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 。
图 示 综 合飞行 /推进控制系统方块图
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--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。飞行管理系统的
构成如下图 所 示：
图 示 飞行管理系统
4.5 综合飞行控制系统
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,
第四章 飞机操纵系统设计与分析
4.1 操纵系统的特性
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）。
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
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
4.1 操纵系统的特性
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飞机稳定性和操纵性的标准。
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 。
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
? 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。
图 4.2.1 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)。
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。
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,
4.3 飞机主动控制技术
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。
NB－ 52飞机的机动载荷控制的控制面 F－ 4飞机使用机动载荷控制
4.3 飞机主动控制技术
B-52
F-4
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,
(a)直接升力控制 (b)直接侧力控制
图 示 直接力操纵装置的示意图
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 。
4.4 电传操纵系统
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
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
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。
F-16
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
4.5 综合飞行控制系统
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 。
图 示 综 合飞行 /推进控制系统方块图
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--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。飞行管理系统的
构成如下图 所 示：
图 示 飞行管理系统
4.5 综合飞行控制系统
