一、电传操纵系统(FIY-BY-Wire)及其余度技术
装有控制增稳系统的高性能飞机,适应了现代飞行的需要提高了飞机性能和操纵品质。但是驾驶员还必须通过机械操纵系统才能操纵飞机。而机械操纵系统的传输线在分布上较集中,所以在战斗中飞机一旦被火力击中后,很可能使整个操纵系统失灵,造成机毁人亡的事故。所以为了现代高性能军用机的战斗生存性,在控制增稳的基础上又出现了一种电传操纵系统。这种系统从驾驶杆到助力器之间的联系全部由电气方式联系起来。从而克服了机械操纵系统所固有的摩擦、间隙、弹性、时间滞后等缺陷。同时该系统布局灵活,可分散安装,这样就可大大提高战斗机的生存能力。因此近年来在美国的F-16、F-18等飞机上己广泛获得应用。
简单电传操纵系统的方块图如图8.25所示。
由图可知,简单的电传操纵系统类似于控制增稳系统它也有杆力或杆位移传感器输出电指令信号,以及测飞机运动的角速度和法向加速度等返馈信号。所不同的是它没有驾驶杆产生的机械信号输入到助力器去直接操纵舵面的偏转,所以它实际上是一个全权限的控制增稳系统。
操纵时,驾驶员操纵驾驶杆经杆力或杆位移传感器、指令模型形成所需的指令信号,并与来自测量飞机运动参数的速率陀螺仪和法向加速度计综合后的信号相比较,产生误差信号,经放大校正后送入舵回路,使得舵面偏转,操纵飞机作相应的运动。当飞机运动参数达到驾驶员所希望的控制值时,比较后的误差信号也随趋于零,舵面则停止偏转,使飞机保持在驾驶员所期望的运动状态。
如果飞机受到扰动,破坏了该运动状态,那么速率陀螺和法向加速度计输出信号与所期望的电指令信号相比较产生误差信号,操纵舵面偏转,使飞机恢复到原来运动状态。
从上面的工作原理可看出,电传操纵是一种全电的闭环飞行自动控制系统。而不能仅仅理解为把机械联接换成电的联接。
由于电传操纵系统己不再保留机械操纵系统作备份系统，所以一旦电传操纵系统失灵会造成机毁人亡。为此对电传操纵系统提出很高的可靠性要求所允许的事故率为10-7数量级(即每一千万飞行小时只准发生一次故障)显然要实现这样高的可靠性,单套系统是不能保证的,必须采用余度技术来保证。
所谓余度技术,也就是采用多套系统的办法。如囚余度就是在飞机上安装有囚套相同的系统,以保证飞行安全。一般说来系统的余度与可靠性的关系如下表所示。
表七
| 余度等级 | 系统平均故障间隔时间（小时） |
| 单套 | 1000 |
| 双重 | 5000 |
| 三重 | 30,000 |
| 四重 | 250,000,000 |
从表中可清楚地看到只有四余度系统才能满足电传操纵系统的安全指标。如F-16、F-18采用了囚余度的电传操纵系统。
二、主动控制技术(Active Control Technology)
七十年代初,随着飞行自动控制系统的日益发展,特别是具有高可靠性的多余度电传操纵系统的发展,使人们产生了一个“在飞机设计过程中,充分发挥飞行自动控制系统作用"的设想,提出了一种随控布局飞行器(Control Configureel Vehicle简称CCV)。这种飞行器的设计思想不象常规飞机设计那样把飞行控制系统的设计放在飞机总体设计之后,而是在飞机设计的一开始就把飞机控制系统作为总体设计的一项内容与发动机、气动布局、结构一道进行综合考虑。从而使所设计的飞机成为更轻、更快、机动性更好、航程更远、价钱更加便宜的先进飞机。因此随控制布局飞行器的设计思想是飞机设计思想的重大变革。
在随控布局飞行器上必须采用主动控制技术。所谓主动控制技术就是用机载计算机根据敏感元件测出的飞行状态参数,按预定的程序主动地(不需要驾驶员干预)操纵有关的操纵面,来改变飞机上的气动力分布和结构上的载荷分布,以减小飞机的阻力和减轻结构重量。对于运输机和轰炸机来说可以增加航程、改善巡航经济性而对于歼击机来说则可提高机动性。采用主动控制技术飞机的操纵面要比常规飞机多。如CCV-F-4飞机的操纵面。
它除了有常规的升降舵、副翼、方向舵之外还增加了垂直鸭式翼、水平鸭式翼、前缘缝翼、襟副翼和扰流器等附加操纵面。
在随控布局的飞机上所应用的主动控制技术有放宽静稳定性要求、机动载荷控制、直接力控制、突风减载、乘座品质控制和颤振模态抑制等。而电传操纵系统是实现主动控制技术的前提。
三、数字式飞行控制系统(Digit Flight Control systcm)
随着飞行自动控制系统朝向综合化、多功能方向发展和余度技术的应用,飞行控制系统变得愈来愈复杂。采用模拟式的又将会使系统变得更加庞大、复杂,甚至不可能实现,因而出现了采用数字计算机的数字式飞行控制系统。但直到七十年代随着大规模集成电路的出现、数字式飞行控制系统才进入实用阶段。如瑞典1978年投入作用的SAAB37是第一架带有数字式飞行控制系统的飞机。美国的F-18就是第一架现役的装备有数字式电传操纵飞行控制系统的飞机。
图8.26是简单的单套数字式飞行控制系统的方块图。
图中传感器组和舵回路部分跟模拟式飞行控制系统没有原则区别。从数字传输的观点来看,传感器的输出最好是数字信号,舵回路也要能够直接受到数字信号的控制,从而简化数字计算机的输入和输出接口。但是除了极少数传感器外,这两部分的发展远远不能满足这个要求。
与模拟式飞行控制系统相比,数字式飞行控制系统的主要优点有:
1.精度高、尺寸小、重量轻、成本低。
2.控制规律、逻辑、参数的修改大多数只需要改变软件即可实现,因而比较灵活.
3.容易实现系统在飞行前和飞行中的全面自检、监控.且便于维护。
4.可以实现现代控制理论的设计方法,获得最优控制。
四、自适应飞行控制系统(Adaptive Flight Control System)
最早的飞行控制系统是固定参数系统。依靠仔细设计控制系统尽量减小因飞机动态特性的变化所引起的整个飞机--控制系统响应的变化。如果飞机的飞行速度、速度范围不大,则这种系统可满足使用要求。但随着飞机性能的提高,现代高性能飞机飞行状态(如高度、速度)的变化是非常激烈的;因此飞机的动态特也随着飞行状态的变化而激烈变化。这样固定参数系统就满足不了要求。而近代控制理论和计算机的结合为自适应飞行控制系统开辟了道路。目前在F-111等飞机上已采用了自适应飞行控制系统。
自适应飞行控制系统能不断地测量系统自身的性能使之与理想的性能相比较，并且自动地变化其特性来接近理想的特性。由此可见该系统要求具有三个主要功能:识别-决策-变更。
自适应飞行控制系统的一般原理方块图如图8.27所示.
由图可知系统由两个主要返馈回路组成:
(1)普通控制回路(可以由多环组成)其功能是提供所需的飞机闭环控制。
(2)自适应控制回路:系统不断地识别被控对象,算出实际的品质指标与最优值进行比较,然后由自适应计算机作出决策究竟怎样来改变控制器的可调参数从而保证系统的比能最佳。最优值是由一模型提供的。依据模型作用的形式可分为模型跟踪和模型参数两大类。如果按得到被控对象特性的方式又可分为隐式参数识别和显式参数识别两大类。
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