飞行控制系统设计论文

飞行控制系统设计论文 篇1：

飞行控制系统设计的特征结构配置法

摘 要：本文对飞行控制系统设计的特征结构配置法进行了深入研究。通过深入分析飞行控制系统的响应情况，对特征结构配置方法进行了阐述。通过运用特征结构配置法，能够将多输出、多输入且结构简单的飞行控制系统设计出来。另外，能够对系统的动态性能要求和鲁棒性要求进行共同考虑，能够对解耦等设计要求进行有效满足，最后还提出了投资结构配置法的特点，具有重要意義。

关键词：飞行控制系统设计；特征结构配置法；特点

1.飞行控制系统设计的特征结构配置法分析

通过利用特征向量与特征值能够有效描述飞机的响应。所以，假如能够对飞机的特征结构进行有效改变，便能够对飞行控制系统的时域响应进行有效改善。到目前为止，关于飞行控制系统设计，具有很多不同的配置特征结构配置法，不过这些方法在作用、本质上的差别并不大，在设计过程中，均要求需要对特征向量集、特征值进行有效确定，同时对比例增益控制器进行构建。

1.1期望特征结构的有效配置

对于设计人员来说，假如能够对需要的一组闭环特征值进行有效选定，便可以将期望特征向量的特定元视为0。在如果飞机前飞速度无法影响期望短周期模态的响应，则无需对其他元素的取值情况进行深入考虑，期望闭环特征结构内的相关元素可以视为0。同样，如果特征向量使得状态量为长周期，也可以采用和短周期相同的处理方法，进而相关的分量可以视为0。

综上所述，针对飞行控制系统设计，它的主要表述为：第一，对1组特征向量、期望特征值进行给定，即与；第二，对mXp维阵K予以确定；第三，在对输出反馈进行选用时，期望对特征值组在闭环系统特征值内，则对于阵的特征向量，应尽量和其相对应的特征向量进行靠近。

1.2可达向量空间

闭环系统的特征向量方程为：

2.飞行控制系统设计特征结构配置法的主要特点

和经典设计方法比较，在选用特征结构配置法来设计飞行控制系统，有便于飞行系统的鲁棒性问题的考虑。在进行设计过程中，设计人员能够对相关鲁棒性系统设计指标进行深入考虑。利用特征结构配置法设计出来的控制器，其结构并不复杂。不过针对个的不确定模态，选用特征结构配置法是行不通的，所以特征结构配置法也是存在缺陷和不足的。

参考文献

[1]唐志帅，刘兴华.民机电子飞行控制系统安全性设计与验证[J]. 电气自动化.2016（06）

[2]屈亚伟.民用飞机飞行控制系统动态特性研究[J]. 科技视界.2017（08）

作者：郭超 高玮

飞行控制系统设计论文 篇2：

飞行控制系统设计论文 篇3：

某型飞机电传飞行控制系统设计与研究

【摘要】：本文针对某型飞机飞控系统机械操纵技术相对落后，扩展性差，难以解决出现的稳定性不足及重量超重等问题，提出某型飞机改电传飞行控制系统（FBW），并根据某型飞机的实际情况，设计出一套符合某型飞机的三轴电传飞行控制系统方案。

【关键词】：某型飞机 电传飞行控制系统

1.概述

目前的某型飞机采用纯机械操控或可逆助力操纵，机械操纵系统比较笨重，且还存在固有的摩擦、间隙和滞后等非线性因素的不良影响；最关键的是，随着某型飞机作为特种飞机载机平台的扩展，其稳定性等问题无法在纯机械操纵或机械可逆助力操纵系统范围内解决。而电传飞行控制系统（FBW）不但能避免上述机械操纵系统的不足，还具有良好的扩展性：可以此为平台实现主动控制技术等功能，电传飞行控制系统在使用飞行包线内能保证飞机具有良好的稳定性和操控性。

2.电传飞行控制系统主要功能

某型飞机电传飞行控制的功能如下：

2.1.提高飞机的性能

2.2.扩大飞机的使用包线

2.3.增强飞机的稳定性

2.4.改善飞机的飞行品质，使某型飞机主要的飞行品质满足GJB185标准1要求

2.5.自动防尾旋和人工改尾旋

2.6.机内自动检测功能，包括飞行前自检测（PBIT），上电自检测（UPBIT）、飞行中自检测（IFBIT）和维修自检测（MBIT）

2.7.辅助模态功能

3.系统组成及余度确定

电传飞行控制系统由若干个硬件分系统组成，分系统是在全系统范围内根据功能的依存性和作用的相关性予以划分的。分系统的划分与确定，既有利于分系统的设计，又便于全系统功能的分配和性能指标的管理。根据对某型机飞行控制系统结构的统筹安排，该型飞机三轴电传飞行控制系统主要由飞控计算机分系统、伺服作动器分系统、传感分系统与控制显示分系统组成。

根据飞行控制系统的要求，飞行控制系统出现Ⅰ类事故的概率应小于10-9，电传飞行控制系统必须满足故障-工作/故障-工作/故障-安全（FO/FO/FS）的容错能力要求和可靠性要求，结合各子系统（部件）的作用和关键性确定各子系统的余度数和自检测要求。选定系统的余度管理方案及自监控要求和表决、监控面如下；选定三余度带自监控的电传飞行系统，各传感器设置自检测；在飞控计算机输入端设置表决面，在输出端设置表决、监控面；在飞控伺服作动器设置监控面，通道间交叉监控与各子系统自监控相结合。

4.分系统方案

4.1.飞控计算机

飞控计算机是电传飞行控制系统的控制器，通常有两种；模拟计算机和数字计算机。本方案飞控计算机分系统将飞控计算机与伺服控制回路综合在一起，采用3×2余度配置，由3台计算机组成，主/备/备工作，技术成熟。

每台计算机有两个通道；

工作通道：根据输入信号计算机控制面偏转指令，并且驱动相应的控制面；包括CPU模块、输入输出控制模块、总线模块、伺服回路模块与电源模块等；

监控通道：用于检测计算机指令的正确性；包括CPU模块、输入输出控制模块、总线模块与电源模块等。

4.2.作动器

升降舵、副翼和方向舵均采用电液伺服作动器，电液伺服作动器具有故障监控功能和旁通功能，在故障失效后自动转入旁通功能，不影响其它作动器工作。单个舵面所有电液伺服作动器均失效后，转入旁通功能，保持一定的阻尼，该舵面处于阻尼浮动状态。

4.2.1.升降舵作动器

每个升降舵面采用2台台电液伺服作动器并联安装，同步工作，具有力均衡功能。每台电液伺服作动器具有单独控制单个升降舵面的能力，左右两个升降舵面共采用4个电液伺服作动器，需3套液压系统提供动力，升降舵作动器接受飞控计算机指令，控制升降舵偏转。

4.2.2.副翼作动器

每个副翼采用2台电液伺服作动器并联安装，同步工作，具有力均衡功能。每台电液伺服作动器具有单独控制单个副翼的能力，左右两个副翼共采用4个电液伺服作动器，需3套液压系统提供动力，副翼作动器接受飞控计算机指令，控制副翼偏转。

4.2.3.方向舵作动器

在方向舵上并联安装3台电传控制的电液伺服作动器，同步工作，具有力均衡功能。方向舵作动器接受飞控计算机指令，控制方向舵偏转，实现对飞机航向控制，需3套液压系统提供动力。

4.3.传感分系统

传感器分系统是飞行控制系统的重要组成部分，基于飞行控制系统基本控制回路所需要的传感器大体分为三大类；驾驶员指令传感器、飞行运动传感器和大气数据传感器。

驾驶员指令传感器是把驾驶员对于飞机实施操控的指令（力或移位）加以敏感，并以电信号形式传输给飞控计算机的传感装置。由于某型飞机为中央操控杆（盘）布局，根据欧洲及我国的实践经验，此种布局选择位移敏感型指令传感器较好，考虑到飞控计算机为3×2余度配置及指令传感器安全性要求等，综合权衡驾驶员指令传感器采用三余度位移敏感型传感器，航向通道采用三余度脚蹬位移传感器，纵向通道采用三余度杆位移传感器，横向通道采用三余度盘位移传感器。

飞机运动传感器包括三轴角速率陀螺（俯仰、滚转、偏航）、法向加速度计、侧向加速度计、仰角/侧滑角传感器。三轴角速率传感器、法向加速度计及侧向加速度计为三余度，可以借用机上激光惯导（两余度），将激光惯导来的角速率信号和加速度信号作为主信号，另配置一套角速率传感器作为备信号源，这样可减少传感器的数量。

激光惯导、大气系统与飞行控制系统之间的信号传输不能使用机上的航电总线，需要专门的飞控总线，以保证信号的实时性。

4.4.控制显示分系统

控制系统主要为系统工作状态设置于转换控制，是直接为飞行控制系统而设计的控制机构，包括：系统的投入与切除（正常控制与应急控制）、工作状态转换（如控制增稳、自动驾驶仪和模拟备份超越控制等各工作模态之间的转换）、各种控制模式的设置与变换、地勤检查与维护用操纵（BIT设置与项目选择）等。

显示信息包括系统对人工控制/操纵的应答响应（系统投入/切除指示、工作模式的进入与退出、状态的转换显示）、系统状态指示与故障显示（系统状态级别指示、工作模式自动进入显示、故障提示与警告、关键故障显示）、系统状态与故障咨询信息显示（系统状态描述、故障咨询、故障定位、故障影响及严酷度提示、对驾驶员采取下一步措施提醒）、BIT检测及维护信息提示等。显示终端借用机上的电子飞行仪表系统（EFIS）。

5.控制律设计概略

电传飞行控制系统实现了驾驶员操纵指令（杆位移或杆力）与飞机运动参量响应相对应的控制，从而使飞行控制“目标”由原机械操纵系统的舵面偏角操纵，变成了对飞机响应的控制。作为某型飞机电传飞行系统控制模态包括基本模态和自动飞行控制模态。基本模态包括主控制模态、独立备份模态及主动控制功能；其中主控制模态与独立备份模态是系统必须具备的两个基本控制模态。主控制模态包括控制增稳、中性速度稳定性、飞行参数（法向过载，迎角限制和滚转速率等）边界限制与惯性耦合抑制等功能；其中控制增稳功能是电传飞行控制系统最基本的工作模态，在整个飞行包括内全时、全权应用。独立备份模态是电传飞行控制系统的备份模态，是独立于所有的其他控制律模态的应急工作模态。

作者：曹丽等