[科普中国]-自动飞行控制

飞行控制

飞机的飞行控制分为人工操纵和自动控制两种。人工操纵是指驾驶员通过机上机械操纵系统操纵舵面和油门杆，控制飞机的飞行。自动控制是指通过飞行自动控制系统操纵舵面和油门杆，自动控制飞机的飞行，这时驾驶员只进行监控，不直接参与对飞机的控制。1

飞机的飞行控制主要是稳定和控制飞机的角运动（偏航、俯仰与滚转）以及飞机的重心运动（前进、升降与左右)。飞机飞行控制采取的是反馈控制原理。飞机是被控制对象，自动控制系统是控制器。飞机和自动控制系统按负反馈的原则组成闭环回路(飞行控制回路)，实现对飞机的稳定与控制。在这个闭环回路中被控制量主要有飞机的姿态角、 飞行速度、 高度和侧向偏离等，控制量是气动控制面的偏角和油门杆的位移。运用经典控制理论或现代控制理论可以分析和综合飞行控制回路（见控制理论），从而设计出飞机飞行控制系统。为了确切地描述飞机的运动状态,需要选定适当的坐标系,常用的坐标系是机体坐标系、速度坐标系和地球坐标系。

发展飞行自动控制的发展经历了 4个阶段：2

①20世纪初～40年代，由简单的自动稳定器发展成自动驾驶仪。

②40～50年代，由自动驾驶仪发展成飞行自动控制系统。飞机性能不断提高，要求自动驾驶仪与机上其他系统耦合形成飞行自动控制分系统。这些分系统的总合称为飞行自动控制系统。为适应飞行条件的剧烈变化，飞行自动控制系统的参数随飞行高度或动压而变化，这样的系统称为调参式飞行自动控制系统。

③60年代出现自适应飞行自动控制系统。此外，在歼击机上开始安装由增稳系统和自动驾驶仪组合的复合系统。

④70～80年代,飞行自动控制系统发展成主动控制系统（见主动控制技术）。70年代数字式电传操纵系统得到发展。电传操纵系统易于与机上其他系统（如火控系统、导航系统等）交联,80年代以来出现航空综合系统（如火控-飞行综合控制系统等）。

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，有的轰炸机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，电传控制和主动控制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。

内容高度控制

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、计算机、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。2

速度控制

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

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

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

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

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

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。

控制组成元素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动力学问题时，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。

2．驾驶员

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(驾驶杆、脚蹬)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。

4．传感器

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。

5．控制器

控制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(如将交流信号变换为直流信号)。

(3)按系统反应所要求的特性，改变信号相位的超前或滞后量。

(4)将信号增强到某一量级以控制舵回路。

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反馈控制系统。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、自动驾驶仪、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传感器，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、耦合器和飞行控制盒等部件。1

飞行控制系统一般由测量飞机姿态及其他飞行参数用的敏感元件、形成控制信号或指令的计算机、变换和放大信号的电子线路以及驱动飞机舵面的执行机构等组成。此外，还有程序控制信号给定器、监控器和显示装置等部件。由敏感元件、变换放大元件和执行机构组成的自动驾驶仪主要用来保证飞机姿态的稳定，是实现飞行控制的基础。所有控制指令都是通过自动驾驶仪去执行的。

飞行控制系统的功用包括：①保持姿态和航向；②增稳或控制增稳；③控制空速（见飞行速度）；④控制航迹；⑤自动导航；⑥自动着陆；⑦地形跟随、地形回避；⑧自动瞄准；⑨编队飞行；⑩配合自动空中交通管制等。

无人机自动飞行控制无人机飞控是指能够稳定无人机飞行姿态，并能控制无人机自主或半自主飞行的控制系统，是无人机的大脑。2

随着智能化的发展，当今的无人机已不仅仅限于固定翼与传统直升机形式，已经涌现出四轴、六轴、单轴、矢量控制等多种形式。

固定翼无人机飞行的控制通常包括方向、副翼、升降、油门、襟翼等控制舵面，通过舵机改变飞机的翼面，产生相应的扭矩，控制飞机转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。

传统直升机形式的无人机通过控制直升机的倾斜盘、油门、尾舵等，控制飞机转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。

多轴形式的无人机一般通过控制各轴桨叶的转速来控制无人机的姿态，以实现转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。

对于固定翼无人机，一般来说，在姿态平稳时，控制方向舵会改变飞机的航向，通常会造成一定角度的横滚，在稳定性好的飞机上，看起来就像汽车在地面转弯一般，可称其为测滑。方向舵是最常用做自动控制转弯的手段，方向舵转弯的缺点是转弯半径相对较大，较副翼转弯的机动性略差。 副翼的作用是进行飞机的横滚控制。固定翼飞机当产生横滚时，会向横滚方向进行转弯，同时会掉一定的高度。 升降舵的作用是进行飞机的俯仰控制，拉杆抬头，推杆低头。拉杆时飞机抬头爬升，动能朝势能的转换会使速度降低，因此在控制时要监视空速，避免因为过分拉杆而导致失速。 油门舵的作用是控制飞机发动机的转速，加大油门量会使飞机增加动力，加速或爬升，反之则减速或降低。

了解了各舵的控制作用，我们开始讨论一下升降舵和油门的控制。固定翼飞机都有一个最低时速被称做失速速度，当低于这个速度的时候飞机将由于无法获得足够的升力而导致舵效失效，飞机失控。通过飞机的空速传感器我们可以实时获知飞机的当前空速，当空速降低时必须通过增加油门或推杆使飞机损失高度而换取空速的增加，当空速过高时减小油门或拉杆使飞机获得高度而换取空速的降低。

因此固定翼飞机有两种不同的控制模式，根据实际情况的使用而供用户选择：

第一种控制方式是，根据设定好的目标空速，当实际空速高于目标空速时，控制升降舵拉杆，反之推杆；那空速的高低影响了高度的高低，于是采用油门来控制飞机的高度，当飞行高度高于目标高度时，减小油门，反之增加油门。由此我们可以来分析，当飞机飞行时，如果低于目标高度，飞控控制油门增加，导致空速增加，再导致飞控控制拉杆，于是飞机上升；当飞机高度高于目标高度，飞控控制油门减小，导致空速减小，于是飞控再控制推杆，使高度降低。这种控制方式的好处是，飞机始终以空速为第一因素来进行控制，因此保证了飞行的安全，特别是当发动机熄火等异常情况发生时，使飞机能继续保持安全，直到高度降低到地面。这种方式的缺点在于对高度的控制是间接控制，因此高度控制可能会有一定的滞后或者波动。

第二种控制方式是：设定好飞机平飞时的迎角，当飞行高度高于或低于目标高度时，在平飞迎角的基础上根据高度与目标高度的差设定一个经过PID控制器输出的限制幅度的爬升角，由飞机当前的俯仰角和爬升角的偏差来控制升降舵面，使飞机迅速达到这个爬升角，而尽快完成高度偏差的消除。但飞机的高度升高或降低后，必然造成空速的变化，因此采用油门来控制飞机的空速，即当空速低于目标空速后，在当前油门的基础上增加油门，当前空速高于目标空速后，在当前油门的基础上减小油门。这种控制方式的好处是能对高度的变化进行第一时间的反应，因此高度控制较好，缺点是当油门失效时，比如发动机熄火发生时，由于高度降低飞控将使飞机保持经过限幅的最大仰角，最终由于动力的缺乏导致失速。

因此，两种控制模式根据实际情况而选用。我们选用的是第二种控制模式，并增加了当空速低于一定速度的时候，认为异常发生，立刻转为第一种控制模式以保证飞机的安全。