第27卷第3期飛機設計Vol. 27 No. 32007年6月AIRCRAFT DESIGNJun 2007文章編號: 73-459203003-090電傳系統設計研究邵榮士(沈陽飛機設計研究所，遼寧沈陽100035)摘要:研究了縱向電傳系統前向指令回路非線性校正、過載指令的設計和綜合、C '反饋回路的設計、調參規(guī)律的選取、校正網絡特征、閉環(huán)系統穩(wěn)定性、閉環(huán)系統相位補償以及放寬靜安定度補償方法等，并對伺服彈性回路和人-機耦合回路的綜合設計進行了研討。關鍵詞:非線性校正;指令模型;C .反饋;增益調參;系統校正;放寬靜安定補償;結構陷波器;駕駛員誘發(fā)振蕩.中國分類號: V227*. 83文獻標識碼: AResearch of Fly-By-Wire Fight Control System DesignSHAO Rong- shi(Shenyang Aircraft Design & Research Institute , Shenyang 110035, China)Abstract: The correction of nonlinearity in forward command loop, design and synthesis of g com-mand, design of C* feedback loop, selection of gain scheduling law , characteristics of corrective net-work, stability and phase compensation of closed loop system , and compensation method for relaxationstatic stability were studied in this paper. And synthesis designs for aeroservoelastic loop and pilot- air-craft coupling loop were also mentioned.Key words: nonlinearity correction ; command model; C * feedback ; gain scheduling; system correc-tion; relaxation static stability compensation ; structural notch filter ; pilot induced oscillation可分別獨立地操縱;1指令回路(3)桿力或桿位移(腳蹬力或腳蹬位移)要適由駕駛桿的輸人到C'反饋綜合口的通道稱中，其中力感更重要;指令回路:它由中央操縱機構的桿力-桿位移非(4)縱、橫、航向操縱力要匹配:桿在1/4線性特性、桿力或桿位移傳感器、過載指令梯度、行程時，縱/橫向操縱力比值為2:腳蹬力/橫向電配平、過載限制器及指令模型所組成"?？v向操縱力比值為5~8;控制律方塊圖見圖1。(5)殲擊機縱向最大桿力合適值為8 ~ 101.1中央操縱機構kg,壓桿為4~5 kg.最大腳蹬力為30 kg;縱向(1)推桿低頭，拉桿抬頭;左壓左傾，右壓單位中國煤化工g,桿位移梯度為右傾;左蹬左轉,右蹬右轉;12 mnYHCNMHG(2)駕駛員既可同時操縱升降舵和副翼,亦(6)桿力預載(啟動力)的合適值為0.5~0.8收穰日期: 2006 -06-07;修訂日期: 2007-05-2034飛機設計第27卷.kg,操縱桿力具有回中趨勢;速度: 1/7。(7)桿力到舵面操縱延時不應超過人的反應限幅+25°指令梯度配平過載限制器r圖機械預載濾波10L0-圓9四號6δ-0P至橫向e =0.3kgq=2.25kg至航向223零限幅器;b=4.5kgq.=4883kg/ m2零限幅器‘q.-9765kg/ m?q=14648kg/ m2f(4)變增益-6-四田0|過調防止開關(自動)| az30' 251B(S)限幅高通伺服器A(S)助力器a(52)20r@00。-+20.7(52)5+(52) S+20廠a<30'濾波00N-st1s圖1 YF - 16縱向控制律1.2非線性校正象限為桿力F,與桿位移X,的非線性對應關系;第中央操縱機構縱向桿力/桿位移成非線性關I象限為桿位移傳感器輸出電壓V:與X,的線性關系:中立附近梯度大，而在大位移狀態(tài)梯度小，系;第IV象限為所要求的校正后電壓Vz (即控制即較小桿力變化可獲得較大桿位移。駕駛桿的機電壓V。)與桿力的線性關系，由I,IV象限對應.械輸出必須轉為電信號方可為電傳系統所用，如所得第亞象限即為所求的非線性校正特性。采用桿位移傳感器,則需設計- -非線性校正特性,1.3指令模型以期滿足桿力對飛機過載的線性要求。非線性校在指令回路中大閉環(huán)綜合口前設置有一階慣正特性是采用直角坐標系旋轉變換求得的口l,該性環(huán)節(jié)的濾波器。由于高增益快反應的電傳系統法不僅可以將一個非線性函數轉變?yōu)榫€性函數,可以緊跟該濾波器的輸出，故稱其為電傳系統的還可用于任--非線性函數對另--類非線性函數的指令模型。它主要用于平緩飛行員的劇烈操縱。轉換。圖2示出了推桿情況的非線性校正，第I指令模型的轉折頻率一般設計在4~ 10之間，即該一階慣性環(huán)節(jié)的時間常數在0.1 ~0.25 s之間。F-4, YF-16,單軸模擬式、數字式的指令模型轉mm▲x,十9折頻率分別為6，4, 6, 5 rad/so .k =0.03592v/mm某機過分追求小幅值等效擬配指標(等效延時、擬配阻尼比等)，與指令模型(w = 10)并聯126了比例環(huán)節(jié)(見圖3)，且其增益是慣性環(huán)節(jié)的F3.75倍(k, = 1.5,后=0.4)，一階慣性環(huán)節(jié)的M 33409361 70.8 4.8[b2中國煤化工. 3.25一MHCNMH G&-2中(V) .ny,wo,a圖2推桿非線性校正圖3某機指令模型方塊圖第3期邵榮士:電傳系統設計研究3:指令模型失去其濾波作用，導致“操縱過靈，難2.2 n, 濾波器以控制正常姿態(tài)著陸”，由于在大幅值急劇操縱法向加速度計的輸出在與俯仰速率陀螺信號時出現PIO(駕駛員誘發(fā)振蕩),造成墜機二等事混合前要通過-一個一階滯后濾波器(見圖4)，該故[3]。濾波器主要用于消除n,傳感器非操縱信號噪聲，并抵制結構模態(tài)信號通過法向加速度計耦合到電2過載指令 的設計與綜合[4]傳系統中來。研究表明，該濾波器的轉折頻率對2.1 C* 混合比改善系統的時域響應及穩(wěn)定儲備都有重大影響。實現桿力指令飛機的法向過載, ny反饋是必從濾波的角度出發(fā)希望轉折頻率w小好，文獻指須的;為改善動態(tài)響應品質、提高高空運動阻尼明,w < 4的C*響應曲線是不可接受的，而當w比，w,反饋也是必不可少的。在n,與o,混合的增大到10時，系統增益儲備下降5 dB,相位儲C"反饋中，n,反饋越強，每g桿力隨飛行狀態(tài)的備下降5°~10°。綜上，F-4取w = 4 rad/s;模變化就越小，但同時帶來閉環(huán)系統穩(wěn)定儲備的降擬式電傳:w =6rad/s; YF-16取w = 15 rad/s ;低。文獻[5]給出當n,/w,混合比由4.5:1增至9單軸數字式初始階段w = 5，最后選田= 15:1時，相位儲備下降了28 %，減少15°,綜合考rad/s。慮，單軸模擬式參照F-4取n,: w2 =4.5:1。飛機(°)s四-果F駕x線口盡1校構問a益正服務平口網個舵力尾十十. 聘各路機面|r|vMy. 速Kny57.38 g度-訊備+1圖4縱向電傳系統結構圖2.3 過載n,與C*反饋系，即當法向機動時，始終伴有俯仰速率產生。指令回路中的過載限制器是通過指令電壓與式(1)與式(2)聯立得與的對應關系:最大C*反饋電壓平衡來實現的，為此要建立過C* =(57.3k。+k,)n,(3)載n,與C"反饋電壓的靜態(tài)對應關系。將速率陀螺和過載傳感器的傳動比統歸于Kon和K,中，由.不同飛行狀態(tài)下的C*單位過載的反饋電壓圖3可見:he&,"只與真實飛行速度相關。不同高度和馬赫數C' = K。, .w, +Kn,●n,(1)下的單位過載C*反饋電壓示于圖5中，它主要模擬式電傳系統Kn = 0. 6248V/g, Ko, = 0.138.取決于~飛行馬赫數而對飛行高度不敏感。8V/(°)s, K,;: Ko, =4.5:1。n,與w,具有如下對應.2.4過載指令電壓關系:中國煤化工氏受能力確定，設某機-3g， 由于電傳n, = 57.3g°指令。HCNMHGs+6g--4g。為式中: 0為實速, [v] = m/s,[g] = m/s',設計過載限制器的指令電壓極值，應取圖5中最[w.] = 1/s。上式可見,n,與w,具有- -定的對應關 大飛行馬赫數所對應的最小值。假設M.. =36飛機設計第27卷2.0，由圖查得,k。" = 0.75V/g，由此可得限制( s+Y"-10器的極限指令電壓Vp = k&"An, =4.5V 3V。M:'Y" -M s-M":*-M; 0-些In57.3g1.M: - M°Y$4L57.3gH-0kma0.:解得特征方程式、無阻尼自振頻率和阻尼比:5km/8km/|mlkm15km△=s2+(Y*-M°: - M")s- M" - M"*Y"0.18km0.51g5wo =小(M; +M:Y)(6)圖5單位過載對應的 C*反饋電壓ξ=(Y"-M"-M")/2wo.(7)對不同飛行狀態(tài)最大指令電壓V, = 4.5V所縱向短周期運動自振頻率隨馬赫數增大而增對應的過載限制及飛機舵面所產生的過載能力繪大，隨高度增加而單調減少(6);而阻尼比隨馬赫數制在圖6中。增加而下降，當M?！?.0后所有高度的阻尼比都低于II級品質(ξ =0.15) 要求;當馬赫數一定時，阻尼比隨高度增加幾乎呈直線單調下降，當H. >13.6 km時,阻尼比全部不滿足I級(ξ = 0.35)要求。由式(4)解得各 響應量對平尾的傳遞函數:哭w; =(M-MiY)s+M$Y-M;YD(8)91-19本21mw==r +M: +M :r(9)00.60.81.01.2141.6182.0Mai鴨=57.3(*.°+如)(10)圖6不同高度 馬赫數下的最大過載指令單位平尾偏度的ov,a,n,及C*反饋電壓V:由圖可見，只有M。=2.0時, V指令7g的過K" = (M°.Y-M . y")/(M° +M".Y")載信號,然而H>13km的所有狀態(tài)受到舵面效(11)率限制均無法達到7g的過載。低馬赫數區(qū)由于K = (M +M". Y)/(-M; -M"'. y"w,在C*中的份量增大，滿桿指令不能給出7g過(12)載，低速區(qū)主要控制姿態(tài)防止失速，要施加防止失速告警或攻角限制。在跨音速區(qū)指令信號限制=57.3K%(13)了飛機本身的機動能力，真正實施了過載限制。K。=K,.K; +Ko,●K:(14)如果在俯仰速率反饋通道加人洗除網絡(高通濾不同高度、馬赫數下C"反饋電壓對平尾偏波器),最大過載指令電壓會在更大范圍內接近度的靜態(tài)傳動比示于圖7中。由圖可見，它隨高7g過載。度增加幾乎呈指數曲線衰減，在M。>1.2以后,3調參規(guī)律的研究隨馬赫數變化平緩。高度- -定時, M。=0.9 的K%都最大。計算結果表明. H = 0.M。= 0.9,K% =3.1 C* 傳遞函數- 1.7中國煤化工=1.8,K =-為確定調參規(guī)律，首先要建立C*反饋電壓0.089MHCNMHG壓的增益是后者V。對平尾偏度φ的傳遞函數，研究其傳動比(增的20倍之多。對于增益變化范圍如此之大的系益)隨飛行狀態(tài)(高度，馬赫數等)變化的規(guī)律。統，如果沒有適當的調參規(guī)律是很難綜合的。根據飛機縱向短周期運動方程第3期邵榮士:電傳系統設計研究370.9-0.81.20.7.100.6<0.50.40.6-0.30.4-0.2飛行包線0.2-Ma=L80.1“Hkm.。15 20“H/km15 20圖8按表速和高度的調參規(guī)律圖7單位平尾偏度下的 C*反饋電壓4閉環(huán)系統穩(wěn)定性研究3.2調參規(guī)律為補償K%s隨飛行條件( H, M。)的劇大變化，4.1開環(huán)頻率特性 曲線簇模擬電傳參照F-4采用了按動壓調參規(guī)律:q≤1模擬式電傳系統試驗臺架.上曾出現嚴重抖000 kg/m2時,K, = 1 ;q≥6000 kg/m2時,K。=震B(yǎng)], 排抖后78%狀態(tài)不滿足相位儲備要求，個0.4;q在1 000 ~6 000 kg/m2之間用直線連接(該別狀態(tài)(8 km, M.O. 6)相位儲備只有19。等效調參規(guī)律與機械系統的力臂調節(jié)器相似，力臂調擬配延時增大，阻尼比減小。為此要建立、研究節(jié)器規(guī)律為:q≤1020 kg/m2時為大力臂110 mm，全 飛行包線范圍內的開環(huán)頻率特性簇。通過臺架q≥5000kg/m2時,小力臂80mm,中間按線性試驗測繪了18個不同飛行條件下的開環(huán)頻率特性連接)。經此規(guī)律調參后的C*反饋電壓對平尾偏并繪制在- -起(圖9)。度的增益變化范圍仍然很大，在飛行包線內最大由圖可見，大多數亞聲速狀態(tài)，如0006( H增益是最小增益的11倍。=0, M。=0.6下同), 0306, 0506, 0508, 0806 ,為尋求更佳的調參規(guī)律，首先研究圖7的變1108等，它們的相頻特性在0 dB穿越頻率前的化規(guī)律。在全飛行包線內，單位舵偏的C*隨飛幾倍頻程范圍內都比較平緩，這表明即使主增益行高度增加而急劇衰減，高空時衰減變緩。在亞降低了幾倍也無法增大其相位儲備。由試驗測得聲速狀態(tài)，其值隨馬赫數增大而增加，當馬赫數增益和相位穿越頻率帶:大于1.2以后都比較低。基于這些變化，設計按GCF = 0.38 0. 96Hz(18)表速和高度分別調參，然后取最大值:PCF=1.042.75Hz(19)K。= max[K, ,Kn](15)補償著眼點是設法增大1(U;≤100 m/s)(PCF)-(GCF). = 1.04 -0.96 = 0.08 Hz式中:K, = 100(100m/s 1.2以后，由于K'。都(s/b+ 1)(s/c + 1)(21)比較低而選Kp按式(17)調節(jié)，較好的補償了圖6中國煤化工+ 1)的變化規(guī)律。經此調參后的系統開環(huán)增益在飛行包線范圍內的變化由原來的20倍控制在4倍范MHCNMHG(1廠相殃特任圍。為電傳系統的綜合設計創(chuàng)造了條件。二元函φ(w) =- arctg(w/a) + arctg(w/b) +數調參規(guī)律的工程實現可參考文獻[7]。arctg( w/c) - arctg( w/d)(22)38飛機設計第27卷-34024-32021H()-30018-28011818s 18-26012-24090512七1318-220-200-180宣0主。中(0) 0508-1601+ 0B10-1400006-120-100-105134l -60-8I5 =J818-40-20-240.0.30.4 0.5 0.6 0.8.1.02.03.00.1頻率/Hz圖9開環(huán)頻率特性 曲線簇(2)幅頻特性H(w)10{-1g[1 +(1 +w/a)*] +增益1g[1 +(1 +a/b)2] +.102 (/+)(827+2))(S+1) (S/80+1)1g[1 +(1 +w/c)*] -1g[1 +(1 + w/d)*]}(23)煙-20相位(3)最大相位滯后頻率-30fw≤Vab 0≈Vab(24)0.011001000(4)最大相位超前頻率頻率rad/s∞r≥Jcd,wr≈cd(25)圖10 F--4電傳系統校正網絡頻率響應(5)零相位頻率4.3頻率特性 曲線簇的補償oo= V[ad(b+c) -bc(a +d)]/(b+c-a-dI為確定補償圖9曲線簇的校正網絡參數，建(26)立網絡特征頻率與曲線簇穿越頻率帶關系。(6)最大相位滯后角(1)校正網絡零相位頻率woφ = φ(w)(27)置oo于系統增益穿越頻率帶的下限附近:(7)最大相位超前角wo = (CCF).n =0.38 Hz=2.39 rad/s (30)φ = φ(2)(28)(2)最大相位超前頻率0)2(8)最大幅值衰減中國煤化工事，的2要稍大于H.im = H(oo)(29)CNMHGF- -4 生存式飛行控制系統校正網絡參數:.w1=6.66 rnd/s (31)W。= [1,4,27 ,80](3)最大轉折頻率d該二階網絡的幅、相頻率特性曲線示于圖10。置校正網絡第四個轉折頻率于相位穿越頻率第3期邵榮士:電傳系統設計研究39帶上限:d≈(PCF) x =2.75 Hz=17. 28 rad/s (32)5放寬靜安定度補償(4)轉折頻率間隔5.1放寬靜安定度的影響選幾何對稱的滯后--引前校正網絡，即所謂放寬靜安定性即將重心后移，改變重心m =b: a=d: c,ad=bc(32)與氣動焦點相對位置,把飛機的靜安定性設計的經綜合并參考文獻[5],取:比正常值更小，甚至設計成靜不安定的。圖12示m =4，c:b=2(33)出重心X，由正常重心0.33后移至0.37及0.42解式(29) ~式(33)，確定校正網絡參數為:后與氣動焦點的相對位置。對于位置，馬赫a=0.5,b=2,c=4,d=16(34)數小于0.9都是不安定的。在此情況下迎角增加校正網絡傳遞函數為:引起的升力增加又加劇了飛機的俯仰，形成正反W.(s) = (s/2 +1)(s/4 +1)/(2s + 1)(s/16+ 1)饋，飛機是可以操縱的;對于超聲速狀態(tài)重心后.(35)移減小了焦點至重心的力臂，無阻尼自振頻率降低，操縱品質變差。其頻率特征為:w1=1 rad/s, wo=2.83 rad/s, wz=8 rad/sMa=lMa=2.00321Ma=1.5Ma=2.2(36)0.500.48Ma=1.2至此將原校正網絡[1, 4, 7, 48]參數改為0.46-0.44Ma=1.0[0.5, 2, 4, 16](F--4 校正網絡參數為[1, 4, 27,0.42Xn80])后，參數穩(wěn)定儲備全部滿足要求(見圖11)。0.40|Ma=0.80.380.36081300090.34-.1818-181318_1815% 0006160.32H30 F1108- oh160.301015070-0006 13153180856512_ 1124圖12不同飛行狀態(tài) 下的氣動焦點。6l0806 J8155” 1515 0009 0309重心后移是電傳系統的重要功能，它減小了20506036.388g配平飛機所需平尾偏度,減小配平阻力，飛機加40109-+7056080 tr速性和爬升速度增加，從而提高機動性能。平尾20 F配平偏度的減小，提高了飛機縱向過載機動能力。1930.4 0.50.6 0.8 1.2.03.5.2放寬靜安定性的補償(GCF)(PCF)Hz重心后移后，氣動焦點和重心位置發(fā)生了相圖11補償后 系統的增益和相位儲備對變化，它直接影響了縱向俯仰力矩變化:原相位儲備只有19°的8 km, 0.6 馬赫數狀M =S7.3950^(8,-8;).C;(37)態(tài)，相位儲備增至51.6°，凈增32. 6°;經校正補J償后系統相位穿越頻率帶由原來的1. 04 ~2.75 Hz式中: X為重心位置; 8,為氣動焦點位置。根據變成1.81 ~2. 84 Hz,平均凈增0.59 Hz。相頻和飛機縱向運動方程, M2的改變只能用平尾φ的偏幅頻穿越頻率帶最小距離(PCF) m- (GCF)轉力矩來平衡，即做由原來的0.08 Hz擴大到0.79 Hz。幅值儲備平mza+mzp=0(38)均凈增2.12dB,原來不滿足10dB儲備的5個狀mz = (Xr- Xp)C;(39)態(tài)全部滿足要求。此外,操縱品質也得到改善，代人上式得通過不同重心，各種飛行條件, 2種工作模式52(Xp- Xp)C;a +mzφ =0(40)種情況大量試驗表明，無阻尼自振頻率平均凈增中國煤化工“,來補償，則有0. 42 rad/s,全部滿足I級要求;相位阻尼比增大(41)0.1,等效擬配延時平均減少0. 04 s,很好地解決TYHCNMHGAφ =-0Xr Aa = K-Knsa(42)了系統穩(wěn)定性和過渡性矛盾，為該電傳系統能夠上天試飛掃除障礙。式中: 0X,為系統重心后移的相對值,重心由0. 3340飛機設計第27卷移至0.42時, 0Xp =0.42 -0.33 =0.09;由于mz除傳感器輸出加濾波器外，主要在正饋通道加置<0,所以Aq/Aa始終為正值，即正的迎角增量結構濾波器，又稱陷波器。要用平尾正偏度來補償靜安定度的降低。某飛機不6.2結構陷波器同飛行條件( M。, H )下的C,/m2繪制在圖13。初始設計階段,可用三階彈性形態(tài)，平尾剛度旋轉形態(tài)和相應的廣義剛度進行穩(wěn)定性分析,9個-C/M:H=1kmH=l3km最終校核要考慮w≤30 Hz的全部形態(tài)。通過機H=8kmH=15km翼有限元及機身加平尾數字模型，建立全機數字H=18km模型，并由共振試驗求得全機縱向前三階彈性頻H=20km率(某機前三階頻率分別為8.5 Hz、10. 46 Hz、65+2.5(Ma-0.4)Y /H-311.75 Hz)。結構陷波器濾波器的形態(tài)參見圖14。0.1.52.010.(最)+號s+1宜-2000-150圖13放寬靜安定性補償規(guī)律羅-20[簡+84+] [+1]100曲線表明，在低馬赫數區(qū)匯集在Ku = C,;/mq套-.30相位=5的直線，在M。> 1.0后，Kw劇然上升,在高- -540-馬赫數區(qū)上升梯度變緩。根據圖12,當x=0.42時,靜安定度還是可以的，所以重點補償馬-30.011.01000”100赫數小于1.2,特別是亞跨聲速狀態(tài)，為實現簡頻率rad/s單，補償規(guī)律取為:圖14 F-4 結構濾波器頻率響應p5M?！?.4陷波器的分子是-一個阻尼比只有0.05的二階Kw={5+25(M。-0.4)0.4 11 km,所分母是阻尼比為0.7無超調的二階滯后環(huán)節(jié)，其以飛行條件都是過補償，用以克制由迎角傳感器至頻率略低于分母的頻率。為對w≤30 Hz全部形平尾的傳遞滯后。應當說明的是補償規(guī)律的選取并態(tài)都有衰減，還串有轉折頻率為50 mVs一階濾不是唯一的，斜線折點也可以從0.5-0.8M。開波器，全部環(huán)節(jié)傳遞函數為:始，斜率也可不同，最后要通過仿真計算來校核。W(s) = (s'/602 +2*0. 05s/60 + 1)/(s2/562 +2*0.7s/56 + 1)(s/50 + 1)(44)6氣動伺服彈性及結構限波器7人-機回路的綜合設計6.1氣動伺服彈性穩(wěn)定性氣動伺服彈性穩(wěn)定性是電傳系統研制中的另7.1人-機回路及駕駛員模型一重要回路，即由電傳系統的前向回路、彈性飛除電傳操縱系統本身的閉合回路和考慮飛機機和反饋回路構成的伺服彈性回路的綜合設計問氣動伺服彈性的穩(wěn)定回路外，還有一個大回路,題。帶有飛控系統的飛機在氣動力、彈性力、慣即人-機閉合回路，它是由駕駛員和裝有飛行控性力和控制系統的作用下，有可能出現伺服彈性制系統飛機所組成(見圖15)。駕駛員模型為:和氣動伺服彈性不穩(wěn)定現象，一旦出現將危及飛G,(s) = K,(45)機安全。飛機結構并非剛體，而是- 一個彈性體。當電傳系統操縱時，舵面、機翼、機身在空氣動式中:中國煤化工大小;T, T。分別力作用下產生彈性變形和振動，平尾的彈性振動為駕馬HCNMHG常數;T為駕駛員.會通過機身的彎曲模態(tài)傳遞給加速度計和俯仰速反應的純延時。e有如下表達式率陀螺，這些傳感器又通過高增益電傳系統激勵.eia = coswt - jsinot(46)舵面構成結構模態(tài)耦合，為防止這種耦合振蕩外,e”≌1-rs(47)第3期邵榮士:電傳系統設計研究41 - rs/2本文研討了電傳系統本身、結構模態(tài)耦合以(48)1 + rs/2及人-機回路的綜合設計問題。關于電傳系統激1 -rs/2 + r2s?/8(49)勵平尾抖振以及舵面鉸鏈力矩類比公式等分別見1 + rs/2 +7232/8文獻[8]及文獻[11]。駕駛員的操縱反應延時約為1/7 s。每個駕駛員的模型指數是不同的，因每個人的神經網絡、8結束語飛行經驗和對電傳系統的適應程度都存在差別。本文根據我國首創(chuàng)的某機電傳系統開發(fā)設計因此，人-機回路的穩(wěn)定性分析通常避開駕駛員中的關鍵技術及突破方法所進行的技術總結和學而嚴格電傳本身的設計上。術提升。它研討了有關電傳系統的3個閉環(huán):①剛體飛機與電傳指令回路、前向回路和反饋回路俯仰姿態(tài)控制力.控制誤差構成的基體;②伺服彈性飛機與電傳系統閉合和_ o.o日。駕駛員- EFCS結構模態(tài)耦合;③飛行員與電傳其體組成的大閉機體環(huán)，人-機回路誘發(fā)振蕩。本文未闡及的電傳系統的平尾抖振及舵面鉸鏈力矩類比公式等請見文圖15姿態(tài)控制回路方塊圖獻[13]及文獻[11]。7.2 GM-PM 準則[4]參考文獻選取圖15中姿態(tài)角對桿力的傳遞函數:1 +Ts[1]邵榮土. YF-16 電傳操縱系統控制率分析[J].飛機設計,F. 8” 1 +τS 1 +(25/w,)s+ (1/w,)s21998，(4): 26--34.(50)[2]邵榮士.非線形校正的研究[J].飛機設計, 1987， (4):1--13.式中: K為俯仰速率對桿力比的穩(wěn)態(tài)值，它也正[3]邵榮士.航空自動控制系統中的延時及其補償[J].飛機設比于法向過載對桿力之比計, 2004, (3): 40- 44.5.3g (51)4]邵榮士電傳系統過載指令的設計與綜合[J]. 飛機設計，1987, (3): 20--25.stedy -tate計算或試驗求出并繪制式(50)的頻率特性，[S] Robert L K. Survivable fight control system studie, analyses andapproach. Supplement For Control Law Development Studies[ R].求出幅、相穩(wěn)定儲備，利用幅、相儲備準則判斷AD -729 207.PIO趨勢。最佳設計點的桿力梯度為22 N/g,最[6] 邵榮士.縱向電傳系統調參規(guī)律的研究[J].飛機設計，佳阻尼為0.67,最佳延時τ =0。當延時大于.1988，(1): 19- -30.0.16s時就進入I級PIO趨勢。某單軸數字式電[7]邵榮士.雙變量函數調節(jié)規(guī)律的工程實現和調整方法[J].傳桿力梯度為15 N/g,桿位移小、桿輕不易控制航空學報，1982, (1): 78-85.正常姿態(tài)著陸;系統延時大，試飛延時均超過8]邵榮士、電傳系統的諧波振醬[J].航空學報，1993, (2):6-71.0.2s以上;加之指令回路設計不當(見圖16)、9]邵榮士.電傳系統的相位補償[].航空學報，1994, (6):舵機速率飽和、姿態(tài)角變化嚴重滯后駕駛桿運動,745- -748. .飛行員劇烈操縱，舵面封死而導致墜機二等事故。[10]邵榮士、RC 校正網絡與SD補償裝置[J].自動化學報，1979，(4): 266- -281.\1.5[組[11]顧誦芬，飛機總體設計[M].北京:北京航空航天大學出II級.5-4.3良好的版社，2001. 186- -202.初始響應緩慢的°級[12]文傳源，現代飛行控制系統[M].北京:北京航空航天大F:m快速的學出版社，1992.13] Shao Ronghi. Study of fly-by- wire sytem stbili[C]. 19th最佳狀態(tài)中國煤化工the Aroautical SciencesI=0Clfori, USA. 1994,I級0-4.8 .YHCNMHGPIO趨勢603Tg=0.5作者簡介邵榮士(1937-)，男，遼寧沈陽人，研究員，主要從事飛行控制圖16各種參 量變化對PI0趨勢的影響系統設計。