（A）陣風減緩（B?C%@*57 ..(’&5%&*+，簡稱 B@）
（D）乘坐品質控制（4&7( E?5.&%2 )*+%-*.，簡稱 4E)）
（）顫振模態控制（<.?%%(->*7( )*+%-*.，簡稱 <>)）
（F）邊界控制（G*?+75-2 )*+%-*.，簡稱 G)）
近 :"年，主動控制技術在理論研究和實際應用方面都取得了很大進展。這一方面是由于戰斗機提高機動性、經濟性和可靠性的要求；另一方面是由于現代自動控制理論與技術和電子計算機技術的飛速發展，電子設備變的更小、便宜、可靠，系統設計方法也有很可喜的成就，這些為主動控制的應用奠定了基礎。此外，由于空氣動力學的發展，出現了許多新的氣動布局方案并對有關氣動特性進行了大量實驗研究，這些也為在飛機設計中應用主動控制技術創造了條件。
主動控制技術是經歷了長期研制后才逐步達到實用階段的。最早是在大型飛機上研究和應用，后來研究表明這種技術用于戰斗機效益更為明顯，因而各國都把主要力量放在有關在戰斗機上應用主動控制技術的研究中。
:"世紀 "年代，在 G HD:轟炸機上最早開展了載荷減緩單功能的研究，目的是利用自動控制技術減緩飛機的結構疲勞，延長使用壽命。 F"年代初期，又實現了 G HD:飛機 ))I多功能單項驗證，從原理上證明了 ))I實現的可能性和性能效益。對于戰斗機來說，在 J<
H 3D飛機上采用了三余度增穩系統，使靜不穩定飛機安全飛行，并滿足操縱品質要求。此后，飛機設計人員有意降低飛機固有靜穩定性以減小配平阻力，提高飛機的機動性。經過反復研究與驗證，形成了“放寬靜穩定性”這個重要的主動控制功能。與此同時，為充分發揮電傳操縱系統的潛力，逐步實現了多控制面的自動控制技術，并對一系列新功能如機動載荷控制、直接力控制、陣風減緩與乘感控制、顫振控制等進行了廣泛研究與驗證，逐步形成了今天這樣完整的主動控制功能。 F"年代中期，在 < HA飛機上綜合驗證了主動控制，在 J< H3飛機上進行了綜合驗證和實用鑒定，他們都以四余度模擬式電傳操縱系統為基礎，利用附加舵面實現主動控制功能。在 < HK)飛機上驗證了數字式 <GL與 )/功能。 F"年代后期，在 < H3戰斗機上正式采用了電傳操縱和主動控制的部分功能，成為生產型的主動控制戰斗機。七八十年代，美國開展的 </M N< H3先進戰斗機技術綜合驗證機計劃，除進行數字式電傳操縱系統的研制和飛行試驗外，還研究自動攻擊系統。自動控制在軍用機上的成功應用也為其在民用機上應用創造了有利條件。像 =3" H =""、=:"、圖 H :"A等客機已采用了該技術。
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第九篇 飛行控制系統檢修
第二節 放寬靜穩定性
所謂放寬靜穩定性（ "）就是對飛機靜穩定度的要求放寬了，特意把飛機的靜穩定性設計得小于常規要求值，甚至設計成靜不穩定，即焦點靠近重心，也可與重心重合，甚至移到重心之前。這樣的飛機在受擾動或機動飛行時穩定性不足或是不穩定的。因此，必須用自動控制的方法補償。放寬靜穩定性包括縱向和航向兩種類型，基本原理相同。
圖 %& %’普通飛機與主動控制飛機焦點與 (數關系圖
一、放寬靜穩定性問題的提出
圖 %& %’表示常規飛機，其重心始終位于氣動焦點之前。為保證飛機必需的靜穩定性，重心位置與氣動焦點之間的最小距離應滿足一定要求，機翼升力所產生的負俯仰力矩材。，必須由平尾上偏產生向下平尾升力 )形成的正俯仰力矩平衡。當飛機超音速飛行時，由于焦點大幅度后移，穩定度可能增大 * +&倍，產生很大的正穩定裕度，即形成很大的負俯仰力矩，要求平尾提供更大的正俯仰力矩配平，因而導致平尾面積增加，且配平偏度隨高度增加而增加。戰斗機在升限上飛行時，平尾幾乎配平到極限位置，使可用于機動的平尾偏度大大減小。同時，由于配平偏度大，使尾翼承載大，尾翼結構重量也相應增加；另一方面，機翼升力除了要與飛機重量平衡外，還要平衡尾翼升力，因而總升力減少，操縱性變壞。為保持飛機機動性，要求機翼產生更大升力，相應迎角也要增大，由此所產生的誘導阻力驟增，其結果使飛機升阻比顯著減小，這種現象對小展弦比的高性能飛機更為突出。有些飛機如“協和”號超音速客機飛行時，由于阻力太大而采用移動重心的辦法減小配平阻力。飛機前后機身各有尋平衡油箱，在超音速飛行時向后油箱輸油，使飛機重心后移以減
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第九篇 *飛行控制系統檢修
小穩定度，亞音速飛行時又要向前油箱輸油使飛機重心前移以保持穩定，這就要求輸油系統必須十分可靠，上述問題給飛機設計帶來困難，使飛機性能降低，因此提出采用放寬靜穩定性技術解決上述問題。
二、采用 ""布局的效益、風險及實現方法
放寬靜穩定性的效益及風險
（）提高飛機的升阻比
對于放寬靜穩定性的飛機來說（見圖 %& %（ ’）），亞音速時將飛機設計成靜不穩定，焦點移到重心之前，超音速設計成靜穩定的，焦點移到重心之后。亞音速平飛時機翼升力造成抬頭力矩，要求平尾下偏保持配平狀態，總升力為機翼升力與平尾升力之和，機翼升力不再消耗在乎衡尾翼升力上，尾翼升力與機翼升力方向一致使全機升力增加。可得到兩點益處：一是總升力系數的最大值增加了，升力線斜率也增加了。二是同一升力系數靜不穩定情況下的迎角比靜穩定性下的迎角小，所以升致阻力小。在超音速狀態，因放寬靜穩定性的飛機重心比普通飛機更靠后，具有比普通飛機更小的正穩定裕度，為配平所需的尾翼向下載荷比普通飛機要小，大大減小了尾翼尺寸和重量，降低了飛機重量與阻力，所以超音速狀態飛機也具有較高升力。圖 &—（ (）進一步表示了焦點位置變化與常規飛機和放寬靜穩定性飛機的重心后限所形成的穩定裕度的關系。常規飛機穩定裕度總為正，主動控制飛機在亞音速時穩定裕度為負，超音速時穩定裕度為正。
圖 %& %)* +,-飛機采用常規和放寬穩定性設計時的比較
圖 %& %)表示前聯邦德國 +,-運輸機采用常規和主動控制飛機設計時的比較，由圖 &—)（.）可知， ,/0.1在兩種情況下相差很大，同 % ,/值在靜不穩定情況下。值比靜穩定情況下。值要小，對減小升致阻力起重要作用。由圖 %& %)（ ’）兩種情況的極曲線可看出，在放寬靜穩定性時， ,2值大時升致阻力減小很明顯。飛機配平升力系數和升阻比均增加 345左右，由于升力增加，阻力減小，其結果是提高飛機的機動性和飛行性能。據報道，放寬靜穩定性在飛行性能上得到的突出好處是使穩態機動過載提高 345。從目前技術發展來看，若不用放寬靜穩定性而采用其他措施，想要這樣大幅度地提高機動性是不可能的。
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