第3章飞行推力综合控制

现代飞行控制技术

第3章 飞行/推力综合控制

3.1概述

3.1.1 飞行/推力综合控制的发展

飞行/推力综合控制（IFPC：Integrated Flight Power Control）系统是在利用主动控制技术提高飞机性能的基础上发展起来的。

50年代的飞机利用燃烧涡轮喷气发动机，增加了燃油油量控制器和主燃油控制器，同时还采用具备跨音速飞行性能的模拟电子增稳系统。 60年代的飞机利用可变形状进气道、涡轮风扇喷气发动机和飞行控制自动驾驶仪与大气数据计算机。

70年代起走向综合化，某些飞机上采用自动油门控制和发动机的电子控制。此后，电传操纵系统与主动控制技术的采用使系统之间的综合容易实现，飞行/推力综合控制系统进入试飞阶段。例如，F-111，验证了自动油门控制与发动机数字控制系统的交联；YF-12综合控制计划实现了自动驾驶仪、自动油门以及进气道的数字控制；试飞F-15验证了飞行/推力综合控制技术概念及其可行性。

80年代，美国根据DMICS(Design Methods for Integrated Control System)计划试飞F-15B和F/A-18,验证了飞行/推力综合控制技术的可行性，完成了短距离起落、地形跟随/回避、空－空格斗机动、空－地攻击机动和超音速巡航的飞行/推力综合控制系统建模、控制律设计、仿真和评价。此外，美国还进行了HIDEC(Highly Integrated Digital Electronic Control)研究，它分为ADECS(Adaptive Digital Engine Control System Mode)与TGO(Trajectory Guidance Optimization Mode)

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两种模态。ADECS模态通过增加发动机压力比（Engine Pressure Ratio）获得了12%的附加推力，从而提高了飞机的加速度、改善转弯速度和转弯角度。TGO模态通过飞行/推力/导航等系统的综合，优化了轨迹，增加了航程，节省了燃料并减小了接触交战时间。美国另一项研究计划FADEC(Full Authority Digital Electronic Control)是由海军、惠普公司、哈密尔顿标准公司共同进行的，主要研究全权限数字电子发动机控制系统。IFPC技术效益显著，增加了定点推力6%，减少了发动机喘振，改进了推进系统性能。在F/A-18飞机上进行IFPC技术验证结果表明，扩大了飞行包线，提高了飞行性能，特别是低音速着陆性能和高空性能。

3.1.2 飞行/推力综合控制的组成与功能

长期以来，飞机上的飞行控制系统与推进系统是彼此独立的，只有必要时飞行员予以适当协调。近代飞机，由于采用了变几何形状进气道以及具有推力矢量和反推特性的发动机等方案，这样就发生了发动机/进气道/机身之间的耦合。使飞机产生发散的横向振荡，畸变系数超过限制、不稳定的荷兰滚和长周期振荡，甚至可能产生发动机熄火的故障。因此，有必要对飞行控制和推力控制进行综合，以便抑制由于耦合作用对飞机稳定性和控制性能的影响。

综合飞行/推力控制系统工作过程如下：在飞行过程中，飞/推计算机收到飞机迎角、侧滑角、飞行速度和加速度等信号的同时，也收到来自发动机的进气道压力比、进气整流锥位置等信号。经飞/推控制律计算后，一方面向飞控系统发出控制信号，操纵飞机的相应的控制面，使

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飞机按预期的姿态和轨迹飞行；另一方面又向发动机系统发出控制信号，控制进气锥位置伺服装置和油门，控制飞机的推力。这样，就把飞行控制和推力控制融为一体达到综合控制的目的。

3.2 自然飞机低动压下的轨迹响应特性

为阐述飞行/推力控制,对执行精确飞行轨迹控制的必要性,本章将

以舰载飞机在低动压下着舰状态下的飞行/推力控制,即自动动力补偿系统(APCS)为例,说明飞行/推力综合控制的几种形式、工作原理，控制律构成及设计。

由图3.1所示的纵向自动着舰系统原理结构可知，当自动着舰导引系统（ACLS：Automatic Carrier Landing System）

噪声

图3.1纵向自动着舰系统原理图

出现着舰高度偏差Her时，经导引律计算发送给飞机的导引信息是通过控制飞机的姿态（ ），以实现对航迹倾斜角的控制（ ），从而完成对高度的纠偏。因此飞机 对 的响应质量W (s)直接关系着ACLS的性

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能。图3.1中所示的动力补偿系统（APCS）将使飞机在低动压着舰状态下，使 对 有快速精确的跟踪能力。

为说明无舵面控制作用（ e=0）时,自然飞机(无动力补偿系统)航迹倾斜角（ ）对姿态角（ ）的响应特性W

(s)，首先建立飞机在

稳定轴系下的动力学数学模型。所谓稳定轴系OXSYSZS，是指取OXSO与飞机配平后的相对气流U0一致的机体坐标系。

图3.2稳定轴系

对于一般的机体坐标系OXYZ,飞机的配平角 0>0；而当稳定轴系OXSYSZS时，由于OXS0与U0方向一致，故配平迎角 0=0，因此OXS与机体坐标系的OX间的夹角为 0。

稳定轴系中的量纲形式：

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1． 有关轴的量

2．纵向扰动量

3． 几个角度

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飞机的纵向力与力矩方程为：

Fx m(U

WQ) Fy m(W UQ)

(3.1)

M IyQ

在稳定轴系中，有： U U0 u W w Q0 0

U

u W w

Q q

其中Q、q分别为俯仰角速度的全量和增量。

经增量线性化后，得如下的小扰动动力学线性化方程：

u Xu(u ug) Xw(w wg) g X e

e X T T

w U0 Zu(u ug) Zw(w wg) Zw w Z e

e Z T T Mu(u ug) Mw(w wg) Mw

w Mq M e

e M T T My/Iy 式3-3 还可以写为：

U0 w Zu(u uZwZw Z e

ZUq) (w wg) w

T

e T 0U0U0U0U0U0

考虑运动学方程后，最终可得到：

u Xu(u ug) Xw(w wg) g X T T X e

e w U0 Zu(u ug) Zw(w wg) Zw w Z T T Z e

e Mu(u ug) Mw(w wg) Mw w Mq M e

e M T T H

U0 U0 w

式中 H

为高度变化率（m/s）, H为高度变化量； 迎角传感器可以感受迎角增量 ，并且 w wgU。

不计风扰动的运动方程为：

(3.2)

(3.3) (3.4)(3.5)(3.6)

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Xuu Xww g X e X T T u

U0 Zuu Zww Zw w Z e Z T T (3.7) w w Mq M e M T T Muu Mww Mw

U0 U0 az w

e

e

e

长周期运动方程为

Xuu Xww g X e X T T u

Zu Zw Z Z T(不计Z w U0 ) (3.8) wuw e Tw

Muu Mww M e(力矩稳态平衡） U U0 az w0

ee

e

自然飞机飞行轨迹角对姿态角的响应：

所谓自然飞机是指舵锁住且不进行推力控制的飞机（即 e=0，

T=0），此时具有如下方程：

Xuu Xww g u (3.9) Zuu Zww Uo w

由（3.9）可得：

ZuZw u w

U0U0

(3.10)

(3.11)

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