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第九篇 7飛行控制系統(tǒng)檢修
 
行自動(dòng)控制系統(tǒng)使舊 變化 "，然后返回初始航向的超調(diào)量不超過(guò) 。應(yīng)允許在 %&范圍內(nèi)選擇航向。在改變航向的轉(zhuǎn)彎過(guò)程中應(yīng)建立滾轉(zhuǎn)角，保證要求的轉(zhuǎn)彎角速度并防止失速。在進(jìn)人轉(zhuǎn)彎和退出轉(zhuǎn)彎的過(guò)程中，滾轉(zhuǎn)角的超調(diào)量不大于 ’ "。（）轉(zhuǎn)彎、滾轉(zhuǎn)及側(cè)滑角等方面的要求飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)保證飛機(jī)自動(dòng)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的過(guò)程中，穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角為 %&，失調(diào)的側(cè)滑角應(yīng)不大于 (‘，側(cè)向過(guò)載應(yīng)不超過(guò) &’ )*。在定高飛行狀態(tài)下飛機(jī)以 %&+ ,的滾轉(zhuǎn)角速度從  -%&滾向  -. %&時(shí)，飛行自動(dòng)控
制系統(tǒng)應(yīng)使側(cè)向過(guò)載不超過(guò) &’ /。滾轉(zhuǎn)角速度大于 %&+ ,時(shí)，側(cè)向過(guò)載應(yīng)不超過(guò) &’ (*。側(cè)滑角應(yīng)不大于使側(cè)向過(guò)載為 &’ &(*的測(cè)滑角，最大不超過(guò) 。側(cè)滑角應(yīng)不大于使側(cè)向過(guò)載為 &’ &(*的側(cè)滑角，最大不超過(guò) 。軌跡自動(dòng)控制系統(tǒng)的精度與瞬態(tài)響應(yīng)要求保持高度的精度隨飛機(jī)高度及滾轉(zhuǎn)角而異。有關(guān)資料提供，在 )&&0以下為 )0；在
)&& 1 %2&&0，相對(duì)誤差為 &’ 3；在 %2&& 1 (44&&0，當(dāng)  -&時(shí)，相對(duì)誤差由 &’ 3線性
變化到 &’ (3，當(dāng) ,5 -& 1&時(shí)，誤差為 (20及 &’ 43兩值中的最大值。保持馬赫數(shù) 6的精度為 &’ &"。除動(dòng)態(tài)及靜態(tài)性能外，還要求安全可靠，使用維護(hù)方便，能適應(yīng)環(huán)境（溫度、濕度及振動(dòng)
等）。
以上各種要求均因被控飛機(jī)的用途而異。例如，對(duì)民航客機(jī)主要要求平穩(wěn)、舒適，滾轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)彎調(diào)整時(shí)間可以長(zhǎng)些；對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)要求迅速跟蹤敵機(jī)，調(diào)整時(shí)間要短。因此，無(wú)法提出統(tǒng)一的調(diào)整時(shí)間要求。
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第九篇 飛行控制系統(tǒng)檢修
 

第三章 人工飛行控制系統(tǒng)檢修
第一節(jié) 人工飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展
自飛機(jī)誕生以來(lái)，人工飛行操縱系統(tǒng)的發(fā)展大約經(jīng)歷了如下四個(gè)階段：簡(jiǎn)單機(jī)械操縱系統(tǒng)、不可逆助力操縱系統(tǒng)、增穩(wěn)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)以及電傳操縱系統(tǒng)階段。
第一階段： "世紀(jì) 年代以前。當(dāng)時(shí)飛機(jī)速度不高，舵面氣動(dòng)載荷不大，操縱系統(tǒng)只是簡(jiǎn)單的五桿三舵和機(jī)械傳桿系，憑借駕駛員體力可拉動(dòng)舵面。
第二階段： "世紀(jì) 年代初期 %中期。隨著飛機(jī)性能的提高，速度增加，作用在舵面上的氣動(dòng)載荷急劇增加，單憑駕駛員體力難以操縱飛機(jī)，因而研究出助力操縱。為使駕駛員感覺(jué)到飛行速度和高度變化，在助力操縱系統(tǒng)中，設(shè)置了回力桿，將部分舵面氣動(dòng)載荷傳到駕駛桿上。這種系統(tǒng)稱(chēng)為“可逆助力操縱系統(tǒng)”。飛機(jī)速度達(dá)到跨音速時(shí)，在跨音速區(qū)出現(xiàn)了駕駛桿力變化的不可操縱性。當(dāng)飛機(jī)速度大于臨界 &數(shù)時(shí)，飛機(jī)焦點(diǎn)隨 &數(shù)增加而后移，使縱向靜穩(wěn)定系數(shù)增大，但同時(shí)又使升降舵操縱效能減小，甚至使升降舵操縱力矩不足以克服低頭力矩。在此情況下，開(kāi)始研究采用全動(dòng)平尾以增加舵面面積，補(bǔ)償舵面操縱的效能。但全動(dòng)平尾鉸鏈力矩很大，以致無(wú)法實(shí)現(xiàn)所需回力比，于是取消了回力桿，而成為不可逆的助力操縱。由于全動(dòng)乎尾操縱系統(tǒng)中采用了無(wú)回力的液壓助力器，駕駛員操縱的是助力器的分油活門(mén)，而無(wú)真實(shí)操縱力的感覺(jué)，對(duì)駕駛不利 ’為此，又在操縱系統(tǒng)中安裝了載荷感覺(jué)器（載荷機(jī)構(gòu)），他與力臂調(diào)節(jié)器配合使用以滿足駕駛員對(duì)桿力特性的要求。在原有簡(jiǎn)單機(jī)械操縱系統(tǒng)中引入不可逆助力器和載荷機(jī)構(gòu)以及力臂調(diào)節(jié)器和調(diào)效機(jī)構(gòu)（調(diào)效機(jī)構(gòu)主要用來(lái)消除桿力），構(gòu)成了不可逆助力機(jī)械操縱系統(tǒng)。這是第一次切斷了駕駛桿和舵面的直接聯(lián)系，從麗有效解決了跨音速過(guò)渡區(qū)中操縱力變化的不可操縱性，提高了舵面操縱效能。這是人工飛行操縱系統(tǒng)的第一次變革。裝有此種操縱系統(tǒng)的飛機(jī)有 ( ) *和米格 ) *+。
第三階段： "世紀(jì) 年代中期到 ,年代。隨著飛機(jī)向高空高速方向發(fā)展，戰(zhàn)斗機(jī)外形具有大后掠角、薄翼、機(jī)身細(xì)長(zhǎng)等特點(diǎn)，但出現(xiàn)了飛機(jī)自身穩(wěn)定性不足的問(wèn)題，如在縱向出現(xiàn)高頻不衰減的“低頭”現(xiàn)象，通常依靠改變?nèi)斯わw行操縱系統(tǒng)和飛機(jī)氣動(dòng)外形也難以改善飛行品質(zhì)。為提高飛機(jī)穩(wěn)定性，發(fā)展了阻尼和增穩(wěn)系統(tǒng)，這是第五次將人工操縱與自動(dòng)控制結(jié)合起來(lái)。該系統(tǒng)的引人，對(duì)高空阻尼起了重要作用，也改善了飛機(jī)穩(wěn)定性，使飛機(jī)操縱品質(zhì)符合規(guī)范要求。但隨著增穩(wěn)系統(tǒng)的采用，在提高飛機(jī)穩(wěn)定性的同時(shí)，降低了飛機(jī)的操縱性。為有效解決穩(wěn)定性與操縱性的矛盾，在增穩(wěn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，發(fā)展成了控制增穩(wěn)系統(tǒng)。該系統(tǒng)是在增穩(wěn)系統(tǒng)基礎(chǔ)上增加一個(gè)桿力傳感器和一個(gè)指令模型構(gòu)成的，其特點(diǎn)是：
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由機(jī)械通道、電氣通道和增穩(wěn)回路組成。電氣與機(jī)械兩通道并聯(lián)，駕駛員操縱信號(hào)一方面通過(guò)機(jī)械鏈?zhǔn)苟婷嫫�轉(zhuǎn)某角度，另一方面 又通過(guò)桿力傳感器輸出指令信號(hào)，經(jīng)指令模型與反饋信號(hào)綜合后控制舵面偏轉(zhuǎn)某個(gè)角度，總的舵面偏角為上述兩舵偏角之和。可見(jiàn)，電氣指令信號(hào)增強(qiáng)了操縱量的作用所以增控通道也稱(chēng)電氣通道。因此，引入控制增穩(wěn)系統(tǒng)后，較好地克服了增穩(wěn)操縱的主要缺點(diǎn)，駕駛員如同駕駛一架滿足規(guī)范要求的等效飛機(jī)，有效地解決了高空高速飛機(jī)由氣動(dòng)布局引起的飛行品質(zhì)差的問(wèn)題，使飛行包線有較大擴(kuò)展。同時(shí)，機(jī)械操縱與電氣控制通道構(gòu)成余度，提高了操縱系統(tǒng)的可靠性。這是人工飛行操縱系統(tǒng)的第二次變革，裝有此類(lèi)系統(tǒng)的飛機(jī)有米格 " %&，’ " ()(、’ "(*和 ’ "(+等。
第四階段， )世紀(jì) ,)年代至今。雖然控制增穩(wěn)系統(tǒng)能兼顧飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的要求，但是電氣通道的操縱權(quán)限不是全權(quán)限的，也沒(méi)有可靠的安全措施，另一方面，這種系統(tǒng)是在不可逆助力機(jī)械操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的，本質(zhì)上仍屬機(jī)械式操縱，其中駕駛桿到助力器之間的復(fù)雜機(jī)械桿系存在很多弱點(diǎn)，如占空大、重量重、戰(zhàn)傷生存能力低。那么能否完全去掉機(jī)械桿系呢？ ,)年代以來(lái)，人們一直在設(shè)法突破這個(gè)難題。計(jì)算機(jī)的迅速發(fā)展，為采用全電飛機(jī)操縱創(chuàng)造了有利條件，同時(shí)現(xiàn)代控制理論和余度技術(shù)日趨成熟， -)年代，在控制增穩(wěn)飛行操縱系統(tǒng)基礎(chǔ)上，先后研制出模擬式和數(shù)字式電傳飛行控制系統(tǒng)（也稱(chēng)電傳操縱系統(tǒng)）取代寵大的機(jī)械桿系操縱系統(tǒng)。由于電傳飛行控制系統(tǒng)應(yīng)用了余度技術(shù)，所以他比復(fù)雜機(jī)械操縱系統(tǒng)具有更大的安全可靠性，故障率低（四余度電傳飛行控制系統(tǒng)故障概率可達(dá) () ".次 /飛行小時(shí)），同時(shí)消除了人工飛行控制系統(tǒng)存在的間隙、摩擦、變形等非線性的不良影響，改善了微小信號(hào)的傳遞，也解決了由于增穩(wěn)或控制增穩(wěn)系統(tǒng)給駕駛桿帶來(lái)的力反傳問(wèn)題，特別是提高了戰(zhàn)傷生存能力。這是人工飛行控制系統(tǒng)的第三次變革。
　
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