南航飞控复习题+答案.docx

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南航飞控复习题+答案

第一章

1．飞行控制系统的主要作用如何

（1）实现飞机的自动飞行

1长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担；

2在一些坏的天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以实现对飞机的精确控制；

3有一些飞行操纵任务，驾驶员难于完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好的完成这些任务。

（2）改善飞机的特性，实现所需要的飞行品质和飞行性能。

2．飞行控制系统主要由哪几部分组成，每部分主要作用是什么

1飞机：

被控对象。

具体一个系统的被控物理参数可能是飞机某一个运动参数，如俯仰角，高度或倾斜角等。

被控的参量通常称为被控量。

2执行机构（又称舵机或舵回路）：

接收控制指令，其输出跟踪控制指令的变化并输出一定的能量，拖动舵面的偏转。

3^

4反馈测量部件：

它测量和感受飞机被控量的变化，并输出相应的电信号。

不同的被控量需采用不同的测量元件。

5综合比较部件：

将测量的反馈信号与指令信号进行比较，产生相应的误差信号。

这种功能可以与控制器的功能组合在一起。

6控制器：

依误差信号和系统的要求进行分析、判断，产生相应的控制指令。

目前，这种功能均用数字计算机来实现。

7指令生成部件：

经这系统的输入指令信号，它通常是被控量的期望值。

在上述系统的组成中，除被控对象外的其它部件组合又称为控制装置，在飞行控制系统中又常称为自动驾驶仪。

3．现代飞行控制系统分为哪三个回路，每个回路的作用如何

1内回路：

主要的功能是实现对飞机性能的改善，如增加飞机的阻尼，增强飞机的稳定性等，又常称其为增稳回路。

2外回路：

主要完成自动驾驶功能，实现姿态角控制以及速度控制功能。

3导航回路（导引回路）：

利用导航系统的数据，综合利用内回路与外回路的功能可实现飞机航迹的控制（包括水平航迹与垂直航迹）。

4．闭环负反馈控制的基本方法是什么与开环控制比较，闭环控制的优缺点。

（1）闭环负反馈控制的基本原理“检测偏差，纠正偏差。

”

（2）】

（3）优缺点：

闭环：

控制精度高，结构复杂；

开环：

控制精度低，结构简单。

5．什么是稳定性，系统动态响应特性主要用哪几个指标衡量，它们是如何定义的。

系统的精度用什么指标评定。

（1）稳定性定义为：

若一个系统原处于平衡状态，当其受到外界干扰时，偏离了原平衡状态，在外干扰消失后，在无限长时间内，系统能自动恢复原平衡状态，则称该系统是稳定的，否则是不稳定。

（2）为表示性能好坏，主要用以下几个参量描述：

1峰值时间tp：

输出y（t）达到最大值yp的时间

2调节时间ts：

输出y（t）达到稳态输出y（∞）的±5%误差带，但又不重新退出该误差带的时间。

3超调量σ%：

超调量定义为：

σ%=（yp-y∞）/y∞×100%（式中yp为最大输出值）一般说，tp、ts反映了过程的快速性，σ%反映了过程运动的平稳性。

（3）稳态误差是衡量系统稳态精度的重要指标。

稳态误差=（期望的稳态值-实际的稳态值）

第二章

6．-

7．试画出单腔液压助力器的原理结构图，说明其工作过程。

为什么该部件的稳态输入输出关系为比例环节。

（1）

（2）工作过程：

当驾驶杆产生向右位移ΔW时，分油活门中的阀心相对壳体向右移动，高压油Ps进入分油活门，并通过出油口流入作动筒B腔，推动活塞向右移动，从而带动舵面偏转。

此时A腔液压油通过油路反回到分油活门腔体内，并经过回油孔流回油箱。

当活塞向右移动时，带动分油活门壳体相对阀芯向右移动，从而将分油活门的进油口及出油口重新堵死，活塞停止运动。

（3）输出与输入的关系：

一定的杆位移对应了一定的作动筒活塞的位移，即一定的舵面偏转，输入驾驶杆与输出舵面偏转成比例。

8．试述液压副舵机的主要组成部分，并说明各组成部件的功能。

看图说明液压副舵机的工作过程。

为什么液压副舵机的稳态输出与输入关系为积分环节。

答：

（1）1、电液伺服阀（电液信号转换装置）：

电信号——〉液压流量信号（它将控制器来的电信号转换为一定功率的液压信号）

1〉力矩马达：

电信号——〉机械位移

2〉液压放大器：

机械位移——〉液压油流量的变化

2、作动筒（液压桶或油缸）：

液压信号——〉机械信号能量输出机构。

（它是舵机的实力结构，主要由筒体和运动活塞组成，被拖动的负载与活塞相连）

3、反馈测量装置：

将活塞的位移转换成电信号输出（它感受活塞的位移或速度变化，转换成相应的电信号）。

【

（2）工作过程：

如图所示，在没有控制信号时，两个控制线圈中的电流i1、i2大小相等，方向相反，它们在磁路中所形成的磁通相互抵消，衔铁仍保持在中立位置。

当有控制信号时，i1≠i2所产生的控制磁通也不相等，譬如：

①、④中磁通增大，②、③中减小。

所以①、④中的电磁通吸力增大，②、③中吸力减小，产生电磁力矩，并使衔铁顺时针偏转角与控制信号成比例。

当控制信号改变极性，衔铁反时针偏转。

使弹簧管产生弹性变形，形成一个与电磁力矩方向相反的力矩，当弹簧变形力矩与电磁力矩平衡时，衔铁停止转动，并保持在相应的偏转角度上。

（3）当液压副舵机控制信号不等于零，阀芯就要有一个位移，高压油就会以一定的流量流入作动筒，作动筒活塞就要以一定的速度向某个方向移动，连接在活塞杆上的舵面就会以一定速度连续偏转，而不会停住不动。

当控制信号等于零时，划阀阀芯回到中立平衡位置，阀芯凸肩将进油机出油口堵死，作动筒的活塞方能停止不动，但此时活塞的位置（相当于舱面的偏转角）已不在初始位置了。

此过程可以看出舵面的输出是输入控制信号随时间t的积分。

9．试画出串联及并联复合舵机的原理结构图，说明三种工作状态的工作过程。

串联复合舵机三种工作状态的工作过程：

1助力工作时：

没有自动控制信号，舵机活塞不动，舵机相当于拉杆的一部分，驾驶杆移动时，通过舵机整体运动带动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。

2自动控制工作时：

驾驶杆不动，舵机外壳在控制信号作用下移动，并拉动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。

3复合工作状态时：

分油活门的位移由驾驶杆位移和控制信号决定，并在舵机上实现综合。

并联复合舵机三种工作状态的工作过程：

【

①　助力工作状态：

用于人工驾驶工作，此时自动控制系统不工作，电液付舵机没有控制信号，图摇杆A点不动，摇臂杆可以绕A点转动，人工操纵时，移动驾驶杆，使O点移动，带动B点移动，通过操纵分油活门使助力器作动筒活塞拖动舵面转动。

2自动控制工作状态：

此时驾驶员不操纵驾驶杆，自动控制系统产生的控制指令加于电液付舵机，使舵机作动筒活塞移动，从而使B点移动，通过助力器使舵面偏转。

3复合工作状态：

自动控制系统通过舵机操纵舵面，而驾驶员也可通过操纵杆操纵舵面。

此时摇臂A点及O点同时运动，B点则为人工操纵和自动控制的综合运动，舵面偏转体现这两种控制的复合结果。

10．与电动舵机相比，液压舵机的优缺点如何。

答：

优点：

1〉在同样的功率下液压舵机体积小，重量轻。

液压舵机的重量仅为电动舵机的1/8~1/10，如果加上液压源及附件，其重量也仅为电动舵机的1/3~1/5

2〉液压舵机的重要优点是所产生的力矩与它本身运动部件的惯量比值大，运动平稳，快速性好。

3〉液压舵机的功率增益大，控制功率小，灵敏度高，可承受的载荷大。

缺点：

加工精度要求高，设备复杂，维修困难，成本高。

10．舵回路的基本结构如何，对舵回路有哪些基本要求。

（

舵回路是一个闭环负反馈控制系统，通常，舵回路除了包括有舵机偏转角度反馈信号外，还包含有偏转角速度反馈信号，其作用是用来改善舵回路的动态特性，通过选择控制器的结构和参数，以及角速度反馈信号的强度，可以使舵回路的动态及静态特性满足技术要求。

要求：

1、在各种飞行状态下，舵回路均应稳定地工作，保证这种稳定性是首要的；

2、舵回路的静态性能应满足系统所提出的输入和输出关系的要求，并应满足一定的不灵敏区的要求；

3、舵回路应有较宽的通频带。

一般要求比飞机的通频带大一个数量级，至少不应小于3-5倍；

4、舵回路应有良好的动态响应特性，具有较大的阻尼，在飞机通频带范围内的相位滞后应较小。

第三章

11．试说明偏航阻尼器的功用以及实现控制的基本方法。

为什么要在系统中采用洗出网络

①改善飞机的性能,提高“等效”飞机的荷兰滚震荡阻尼。

②直接测量飞机的偏航角速度作为反馈,按其控制规律是舵面偏转

|

③当飞机稳态倾斜转弯时,偏航阻尼器会阻尼飞机偏转,降低飞机的偏转角速度,偏航阻尼器将会降低驾驶员的操纵效率。

为了克服偏航阻尼器对稳态转弯速率的影响,所以,在控制器中加入一种“洗出网络”的控制算法。

12．放宽静稳定性对提高飞机的性能有什么好处。

答：

效益：

1、减少飞行阻力：

1提高飞机的爬升率。

dH/dt。

2提高了允许升限。

3在推力一定时，阻力D的减少将增大水平加速能力；在燃料一定时，航程将增大。

2、可以减轻飞机重量：

增加有效载荷，提高航程。

3、增加有用升力：

法向过载nZ↑，机动能力↑，盘旋能力↑。

13．构成增稳系统有哪几种具体实现方案。

1、引入迎角反馈信号构成闭环控制系统：

迎角的测量精度较差，并含低频噪声。

2、~

3、引入法向过载nZ反馈构成闭环控制系统：

利用迎角或法向过载反馈增稳的一个重要缺点是：

短周期阻尼比将会降低，响应的振荡性增强。

4、迎角与俯仰角速度组合反馈控制：

既可以改善飞机的稳定性又可以改善它的阻尼特性。

14．什么是控制增稳系统，它与增稳系统有何不同，试画出它的原理结构图。

1、为了解决增稳系统增强稳定性和降低操纵性的矛盾，提出了控制增稳系统。

2、控制增稳系统除了具有增稳系统的反馈通道外，还将驾驶员的操纵杆指令变成电信号，并经过变换处理后也送入增稳系统中，使该系统既有增强稳定性的作用又有改善操纵特性的功能。

3、

15．什么是电传操纵系统，它有哪些优点。

系统的主要结构如何，与增稳系统、控制增稳系统有何不同。

1、电传操纵系统实际上就是在上述带控制增稳作用的机械操纵系统中取消了机械传动的操纵作用，仅保留了电信号的操纵，因此，可以给出电传操纵系统的简要定义是：

电传操纵系统就是“电信号系统+控制增稳系统”，有时又称其为电子操纵系统。

2、与机械操纵系统相比,电传操纵系统具有以下优点:

①减轻了操纵系统的重量②减少体积③节省设计和安装的时间④减少维护工时⑤消除机械操纵系统中非线形因素的影响⑥改善飞机的飞行品质⑦简化了主操纵系统与自动飞行控制系统的组合⑧增大坐舱局部灵活性

{

3、位于计算机内:

前馈控制器、反馈控制器、正向通道控制器

位于计算机外:

杆位移传感器、舵回路、飞机、测量部件

4、电传操纵系统:

操纵杆的机械信号变为电信号,通过电传动装置操纵飞机.

增稳系统:

操纵杆的机械信号通过机械传动装置控制飞机

控制增稳系统:

操纵杆指令既可以通过机械传动装置操纵飞机,也可以通过电信号来操纵飞机.

16．为提高电传操纵系统的可靠性应采取哪些措施。

1、提高组成系统各元部件的可靠性。

2、目前国内外采用的主要方法是构成余度电传操纵系统。

（即用功能相同但可靠性较低的多套系统同时工作，以获得高可靠性的系统从而将系统的故障率降低数个量级）

3、采用备份系统。

17．B-777飞机主操纵计算机的余度配置情况如何。

B-777飞机主操纵系统有几种操纵方式，各有什么特点。

"

答：

硬件：

采用非相似余度的处理器：

Inter80486、AMD29050、Motorda68040

软件：

由三个不同的小组编写。

四种操纵方式：

1．正常工作方式：

所有的部件无故障，实现全部自动化的功能，即：

自动驾驶仪，边界保护，阵风载荷减缓，自动减速板，偏航阻尼。

2．次要操纵方式：

系统中有一些信息丢失，内部出现某些故障，性能降低，其它功能不能实现。

3．直接操纵方式：

ACE完成失效，信息中断，模拟备份系统。

4．机械配平备份系统：

用配平系统来操纵飞机。

18．什么是中性速度稳定性（自动配平），它有什么作用。

在A320飞机的电传操纵系统中是如何实现的。

1对于常规飞机来说,杆力与飞行速度具有一定关系,当杆力梯度Fvz=0,则杆力与飞行速度无关,称为中性速度稳定性.

2它使飞机具有对速度扰动不敏感和自动配平的能力.

<

③在A320飞机上，配平是由水平安定面实现的，所以，上述自动配平信号通过积分环节产生水平安定面的配平指令，而升降舵最终总是回到中立位置。

第四章

19．试画出俯仰角控制系统的基本结构图，并说明该系统的稳定过程。

①

②稳定过程

假定飞机处于水平直线飞行

1、指令信号Δθg=0，假定α=0，θ0=0，v0=0

2、由于某种原因，飞机偏离该状态Δθ0>0，Δv0>0，α0=0，Δθ0=Δv0偏离，舵面产生偏离指令δe=Kθ·Δθ0>0舵面下偏，产生低头力矩，Δθ0减小，由于无升力变化，速度向量不动，而机体轴下移，所以产生一个Δα1<0

3、Δα1作用下，产生了升力的增量（ΔL<0）速度向量下移，Δr1减小

|

4、开始时Δθ较大，俯仰力矩大飞机低头快，即Δθ<0较大；Δα较小速度向量向下移动速度慢，故攻角α逐渐加大，在某一时刻达到最大值。

5、δe=Kθ·Δθ随Δθ↓而逐渐减小,低头力矩↓，飞机集体轴转动速度变慢,α达到最大,升力增大,故Δv变化加快。

6、Δθ继续↓，低头力矩↓，故Δθ变化减慢，但α还较大，L较大，故Δv变化加速，α逐步减小。

上述过程继续下去，最后，Δθ、Δv趋于零，飞机恢复平衡状态。

20．在系统中加入俯仰角反馈信号的作用如何为什么可以起到这种作用

答：

（1）引入飞机俯仰速度反馈可以使飞机舵面实现提前反舵，从而减小飞机接近平衡状态时的速度，使过程变得比较平稳。

这种作用是一种运动的阻尼。

总之，系统中引入角速度反馈的目的是增大系统的阻尼，减少运动的超调量，使稳定与控制过程比较平稳。

但常常会增大调节时间。

（2）在稳定工作状态时，令Δθg=0。

开始时q0=0，Δθ0>0，δe=Kθ·Δθ0>0，飞机低头，q<0，飞机尽管继续低头，但低头的速度变慢了。

当Δθ≠0，由于q<0，可能使升降舵回中。

由于q<0，飞机继续低头，Δθ继续减小，在Δθ>0时，δ=（KθΔθ-Kｑq）<0，即升降舵提前反舵，向相反方向偏转，使飞机产生抬头力矩，从而进一步降低了低头速度。

完全有可能逐步达到Δθ=0,q=0，δe=0，比较平稳地实现俯仰角的稳定。

21．为什么飞机受到常值俯仰力矩干扰时，俯仰角控制系统会产生稳态误差为了减少或消除常值稳态误差，可采用什么措施，为什么

1答：

现假定飞机原处于水平直线飞行状态，θ0=0，α0=0，v0=0，由于飞机受到正的使飞机抬头的干扰力矩Mf>0，飞机抬头，产生俯仰角增量Δθ>0，结果，δe=KθΔθ>0，舵面向下偏转，产生低头力矩,M’δe<0，减弱了Mf的作用，在某个Δθ1时，δe=KθΔθ1>0，产生低头力矩，M’δe<0，并使M’δe=Mf，完全抵消了干扰力矩所引起的稳态误差。

由于M’δe=MδeKθΔθ1=Mf，所以，Mf所引起的俯仰角稳态误差Δθ1=Mf/MδeKθ。

2措施：

1.由于Δθ1=Mf/M’δeKθ中可见，在Mf及M’δe一定的条件下，增大俯仰角控制系统中的反馈系数Kθ将可以减小稳态误差Δθ1。

但过大的Kθ将会使飞机俯仰角产生过大的振荡，严重时系统可能会变得不稳定。

2.—

3.另外一种减少或消除长值干扰所引起的稳态误差方法是，在系统的正向通道加入积分控制器。

22．试推出偏航角速度ψ与倾斜角φ的近似关系。

画出用副翼控制偏航角的基本结构图。

答：

如图飞机倾斜时：

｛Lcosφ=mgLsinφ=mvψ

β≈0即ψ≈x两式相除得：

tgφ=v/gψ

若令φ较小则有：

φ≈（v/g）ψ（rad）

或ψ=gφ/v=（g/v）×φ0（0/s）

φ为飞机倾斜角，v为飞机的飞行速度，L为飞机升力，β为飞机侧滑角，x为飞机航迹偏航角，ψ为飞机偏航角速度，ψ为偏航角。

飞机偏航角速度与倾斜角近似成正比。

|

23．简述上述系统修正起始偏差ψ0的过程。

假定飞机由于某些原因，偏离了预定航向，如ψ0<0，此时φ0=0假定ψg=0

1、初始状态：

由于φ0=0,ψ0<0,ψg=0,∴δa=kψψ0<0,产生右滚转力矩，并使φ>0飞机右滚，产生右侧力Ly>0，飞机速度向量向右移，但此时，由于没有偏航力矩，飞机机体轴尚未转动，即机体轴落后速度向量的转动，故出现侧滑角β＞0；

2、由于侧滑角β＞0，在飞机航向静稳定力矩作用下，飞机机体纵轴向右移动，从而使航向偏差角ψ减小。

3、δa=kφφ+kψψ=kφφ-kψ│ψ│，由于φ>0，且│φ│较小，所以δa的数值在逐渐变小，但仍为δa<0（负舵面），飞机继续右滚，但速度变慢，且航向角偏差ψ也继续减小，故δa也减小，某时刻δa=kφφ-kψ│ψ│=0,副翼回中，倾斜角φ达到最大φmax>0

4、由于飞机仍然右倾斜，继续产生右侧力，航向角继续减小，从而使kφφmax>kψ│ψ│，故使δa=（kφφ-kψ│ψ│）>0。

副翼向相反方向偏转，产生左滚力矩,φ<0，所以倾斜角逐渐减小。

但因为φ>0，仍然产生右侧力，所以速度向量及机体轴继续向右偏转，但因为φ逐渐在减小，所以偏转速度减慢。

5、如果系统设计的好，最终可以实现φ，ψ，β——→0。

飞机恢复原来的航向，保持水平飞行。

航线产生偏离Yd，大小决定于航向纠正过程时间长短及飞机的飞行速度。

24．何谓自动协调转弯试说明消除侧滑角β的三种办法，画出控制系统的基本结构图。

（1）定义：

飞机在水平面内连续改变飞行方向，实现无侧滑（即β≈0），保持高度的机动飞行，操纵副翼建立稳定的滚转叫，既Φ=常数；操纵方向舵建立所要求的偏航角速度r，消除侧滑，操纵升降舵保持高度不变。

（2）？

（3）消除方法：

①测量侧滑角β，通过方向舵进行控制。

②引入侧向加速度ay反馈消除侧滑③利用计算的偏航角速率反馈消除侧滑。

（4）

25．协调转弯时为什么要对俯仰轴进行控制，应如何控制。

为了实现自动协调转弯，在转弯过程中为了保持飞机不掉高度，所以要操纵升降舵对俯仰角进行控制

俯仰控制：

（1）在转弯过程中是重力与升力垂直力量相平衡。

（2）要保持飞机绕垂直轴盘旋，除了要控制一定的偏航角速率r外，还需使飞机绕OY轴有一个上仰角速度q0，当飞机产生俯仰角速度q时，飞机自身将会产生阻尼力矩Mq＜0，为了克服该阻尼力矩也需升降舵上偏，产生一抬头力矩。

不论飞机左或右倾，升降舵均应上偏，既总为负舵面，并且近似与倾斜角成正比。

第五章

26．高度控制的基本方法如何．用升降舵控制高度的基本结构．说明按该结构实现高度偏差的修正过程．

27．说明在上述高度控制系统中引入θ角反馈的作用，为什么

'

28．说明该系统在常值外力矩干扰作用下为什么会产生稳态误差，如何减少或消除．

29．试画出利用副翼转弯实现侧向偏离控制作用的系统结构图，并说明实现修正侧向偏离的过程．

30．试说明下滑控制、拉平控制及侧向波束导引系统的功用及基本控制方案．

3、协调转弯的原理

协调转弯即是飞机平稳转弯且高度不变为了平衡飞机转弯时产生的离心侧滑力，应使飞机横向倾侧一定角度，利用机翼升力在水平方向的分量提供向心力，以平衡转弯离心力。

而由于飞机倾侧，升力在垂直方向上的分量会减小，造成飞机高度下降。

为了抵消飞机下降趋势，在转弯时应向后轻拉驾驶盘，使飞机迎角增加。

4、什么是协调转弯飞机向左协调转弯时，副翼、方向舵、升降舵

飞机在水平面内连续改变方向，保证偏航角与滚转运动两者耦合影响最小，并能保持飞行高度的一种机动动作称为协调转弯

升降舵：

向上偏

副翼：

左上右下，进行负向滚转（目的在于造成机身左倾）

]

方向舵：

左偏，防止侧滑

问答题：

1.临界马赫数

2.主动控制技术

3.助力器

4.协调转弯

计算题：

1.配平

2.计算升力和迎角那边的

应用题：

1.风筝

2.大雁

3.长周期短周期

4.静动稳定性

5.提前反舵