飛機飛行操縱系統.ppt

1、飛機結構與系統第五章：飛機飛行操縱系統,航空工程學院飛機系,2012.11,Page2,飛機飛行操縱系統是飛機上用來傳遞操縱指令，驅動舵面運動的所有部件和裝置的總合。 駕駛員通過操縱飛機的各舵面和調整片實現飛機姿態(tài)的改變，以完成對飛機的飛行狀態(tài)、氣動外形的控制,Page3,飛機的操縱面,Page4,飛機的操縱面,Page5,俯仰配平,飛機的操縱面,Page6,俯仰配平,方向舵,飛機的操縱面,Page7,俯仰配平,方向舵,擾流板,飛機的操縱面,Page8,本章內容,5.1 簡單機械操縱系統 5.2 有助力器的飛機操縱系統 5.3 調節(jié)飛機操縱性的裝置 5.4 輔助操縱裝置 5.5 電傳操縱裝置

2、5.6 飛行操縱警告系統,Page9,一、對飛機操縱系統的要求,中央 操縱機構,5.1 簡單機械操縱系統,二、飛機操縱系統的工作原理 飛機飛行操縱系統的分類(根據操縱信號的來源) 人工飛行操縱系統 主操縱系統： 手操縱機構：操縱升降舵、副翼 腳操縱機構：操縱方向舵 輔助操縱系統：擾流板、調整片、前緣襟翼、 后緣襟翼、水平安定面的操縱系統 自動飛行控制系統,Page10,飛行操縱系統（中央操縱機構）,Page11,1、飛機的縱向操縱 飛機的縱向操縱是通過操縱駕駛桿或駕駛盤控制升降舵來實現的。,Page12,2、飛機的橫向操縱 飛機的橫向操縱系統是通過操縱駕駛桿或駕駛盤控制副翼來實現的。,Page

3、13,Page14,3、飛機的航向操縱 飛機的航向操縱是通過腳蹬控制方向舵來實現的。,Page15,三、中央操縱機構的機構和工作原理 飛機主操縱系統是由中央操縱機構和傳動系統兩大部分組成。 手操縱機構 手操縱機構一般分為駕駛桿式和駕駛盤式兩種，圖為駕駛桿式手操縱機構及其原理,Page16,駕駛盤式手操縱機構,Page17,側桿操縱機構 輸入力信號，輸出電信號；前后、左右擺動時發(fā)出互不干擾的電信號,Page18, 腳操縱機構 腳操縱機構有腳蹬平放式和腳蹬立放式兩種。,Page19, 腳操縱機構 腳操縱機構有腳蹬平放式和腳蹬立放式兩種。 腳蹬平放式腳操縱機構 平行四邊形機構保證腳蹬只做平移而不轉動

4、,Page20,腳蹬立放式腳操縱機構,之一,之二,Page21,（一）傳動機構的構造形式 軟式傳動機構： 主要由鋼索、滑輪等構件所組成； 硬式傳動機構： 主要由傳動桿、搖臂等構件所組成； 混合式傳動機構： 由軟式、硬式傳動機構混合組成。,四、傳動機構的構造和工作原理,四、傳動機構的構造和工作原理,Page22,（二）硬式傳動機構的主要構件 1、傳動桿，傳動桿又稱為拉桿。傳動桿的接頭如圖所示。在傳動過程中，傳動桿不僅要作往復直線運動，而且要相對于搖臂轉動。,Page23,2、搖臂 搖臂通常由硬鋁材料制成，在與傳動桿和支座的連接處都裝有軸承。 放大或縮小力的作用,Page24, 放大或縮小位移的作

5、用,Page25, 放大或縮小運動速度的作用,Page26, 改變傳動桿運動方向,Page27,差動搖臂：當駕駛桿左右或前后移動的位移相等，而舵面上下偏轉的角度不等，稱之為差動操縱，實現差動操縱最簡單的機構是雙搖臂，稱為差動搖臂，其工作原理如圖所示：,Page28,3、導向滑輪 導向滑輪是由三個或四個小滑輪及其支架所組成。它的功用是：支持傳動桿，提高傳動桿受壓時的桿軸臨界應力，使傳動桿不至于過早地失去總穩(wěn)定性。,Page29, 軟式傳動機構的主要構件 1、鋼索：鋼索是由鋼絲編成的。只能承受拉力，不能承受壓力。,規(guī)格型號 77 719,股數,鋼絲數,Page30,有預加張力和無預加張力的鋼索，在

6、傳動中所受的張力。,Page31,2、滑輪和扇形輪 滑輪用來支撐鋼索和改變鋼索的運動方向； 扇形輪（扇形搖臂）除了具有滑輪的作用外，還可以改變力的大小,Page32,3、松緊螺套 松緊螺套用來調整鋼索的預緊力。調松鋼索時，螺桿末端不應超過小孔的位置,Page33,4、鋼索張力補償器,飛機機體上的外載荷的變化和周圍氣溫變化，使機體結構和操縱系統之間產生相對變形，因而鋼索可能會變松或過緊。 變松將發(fā)生彈性間隙，過緊將產生附加摩擦。 鋼索張力補償器的功用是保持鋼索的正確張力。,Page34,五、飛機飛行操縱系統的傳動系數、傳動比及非線性傳動機構 操縱系統的傳動系數 舵偏角與桿位移X的比值,Page3

7、5, 操縱系統的傳動比,Page36, 改變傳動比和傳動系數的機構非線性傳動機構,傳動系數不變的操縱系統，不能滿足對飛機操縱性的要求： 傳動系數大,小舵面偏轉角時，桿行程太小，難以準確控制 傳動系數小，舵面偏角很大時，桿行程過大 裝有非線性傳動機構的操縱系統，桿行程與舵面偏角之間成曲線關系,Page37,六、氣動力補償及氣動力平衡 氣動補償的目的：降低鉸鏈力矩，減小駕駛員操縱飛機的疲勞程度 氣動補償方法：移軸補償、角式補償、隨動補償、內補償、操縱調整片,舵面鉸鏈力矩,Page38, 移軸補償 將鉸鏈軸后移，軸前面積即為補償面積,Page39, 角式補償 將一小部分舵面伸出于鉸鏈軸的前面，形成一

8、個角，該角的面積約占操縱面面積的6-12%,Page40, 隨動補償 隨動補償片也稱隨動調整片，在舵面后緣有自己轉軸的可旋轉小翼面。隨著舵面的偏轉，補償片向與舵面轉動方向相反的方向轉動。,Page41, 內補償 補償面積位于機翼后緣的空腔內，該空腔由氣密布隔成上下兩部分。一般用在副翼上,Page42, 操縱調整片,Page43, 氣動力平衡：飛機處于某一飛行狀態(tài)時，完全消除駕駛桿力，實現松桿飛行 1、配平調整片：調整片一般用于飛機配平，當飛機著陸時，如果需要也可以利用調整片帶動升降舵向上偏轉來減小駕駛桿的拉力。,Page44,氣動平衡與氣動補償的區(qū)別： 功能不同：氣動平衡是將鉸鏈力矩完全抵消，

9、駕駛員松桿，飛機仍保持飛行姿態(tài)；氣動補償是駕駛員操縱舵面偏轉時，減小鉸鏈力矩 操縱方式不同：氣動平衡裝置不是隨操縱面偏轉來起作用的，而是通過獨立的配平手輪或配平電門操縱,Page45,2、補償配平調整片：又稱助力配平調整片。,駕駛員直接操縱舵面:調整片按補償調整片原理工作，起助力作用 駕駛員操縱調整片操縱機構（轉盤或手柄），起配平作用,Page46,安裝角可變的水平安定面,通過改變水平安定面的安裝角，達到縱向配平的目的 現代大型高速飛機，尤其是大型客機上普遍使用 水平安定面的安裝角變化范圍一般為 -123,Page47,Page48,七、飛機顫振與副翼反效、結構承力與傳力、操縱系統的強度與剛度

10、 （1）傳動桿的振動和翼面顫振 1、振動的主要特性參數 振幅 振動周期,梁的自然振動,Page49,2、傳動桿的振動 傳動桿會發(fā)生振動，振動的方向與傳動桿的長度垂直，因此叫做彎曲振動。,Page50,顫振,彈性結構在氣動力和慣性及自身彈性結構力的作用下，由于作用力相互耦合而形成的劇烈自激振動。,Page51,顫振的形式,機翼彎曲扭轉顫振 機翼彎曲-舵面偏轉顫振 操縱面本身顫振,Page52,由于機翼扭轉而產生激振力,機翼的彎扭顫振,Page53,機翼的彎扭顫振,由于機翼垂直運動速度而產生減振力,Page54,機翼的彎扭顫振,Page55,產生彎扭顫振的結構原因 機翼為彈性體（剛度） 重心和剛心

11、不重合（重心的位置） 機翼剛度 增加機翼的蒙皮厚度以增大機翼扭轉剛度。 為使蒙皮在彎曲強度中、桁條在扭轉中有貢獻，因而發(fā)展了單塊式機翼結構。,Page56, 機翼重心的位置 機翼重心位置沿弦向前移，使機翼重心靠近剛心，臨界速度增大。為了提高顫振臨界速度常在機翼翼尖的前緣部位上加配重。,Page57,機翼彎曲副翼偏轉顫振（舵面顫振類似) 機翼彎曲振動引起副翼偏轉振動產生激振力而形成的劇烈的自激振動。,Page58,副翼重心到轉軸的距離,Page59,防止機翼彎曲副翼偏轉顫振的措施： 重量平衡法:在副翼前緣加上配重使其重心前移，包括分布配重和集中配重。,Page60,6、尾翼顫振 尾翼顫振是和機身

12、的彎扭、振動聯合產生的，有機身彎曲舵面偏轉或機身扭轉舵面偏轉。,預防尾翼顫振：對舵面采用重量平衡的方法，通常采用集中配重。對后略式尾翼，還需在舵面尖端安置端部配重，且是過度的靜平衡。,Page61,升降舵的過度重量平衡對飛機操縱性有不良的影響。當飛機作法向過載飛行時，由于升降度配重的質量力使駕駛桿自動向后倒向駕駛員，一般在駕駛桿的前面加上反平衡配重,Page62, 副翼反效 機翼的彈性變形對副翼效能有嚴重的影響，在飛行速度很大時，能使副翼效能完全喪失，甚至出現反效能，稱為“副翼反效”或“副翼逆動”。,Page63,提高副翼反效作用的臨界速度的措施： 把副翼向機翼內側移動，缺點是擠掉襟翼面積。,

13、Page64, 用差動平尾以代替正常形式的副翼，同時采用機翼上的擾流片，以輔助差動平尾在低速時效能不足。 在大型飛機的機翼上有兩個副翼。一個位于機翼內側稱為內側副翼，又稱高速副翼；另一個位于機翼外側，稱為外側副翼，又稱低速副翼。,Page65,五、簡單機械操縱系統的維護特點 防止系統摩擦力過大,Page66,操縱系統摩擦力過大的原因如下： 1、活動連接接頭表面不清潔或潤滑不良而造成銹蝕； 2、活動連接接頭固定過緊； 3、傳動機構和飛機其他部分發(fā)生摩擦； 4、傳動機構本身摩擦力過大。 防止系統間隙過大 保持鋼索張力正常 操縱系統的調整,Page67,5.2 有助力器的飛機操縱系統,助力機械操縱系

14、統的提出 舵面鉸鏈力矩隨舵面尺寸和飛行速壓的增加而增加 當鉸鏈力矩變得很大時，即使利用氣動補償法，也不能使駕駛桿（腳蹬）力保持在規(guī)定的范圍之內 現代高速和重型飛機廣泛采用助力器 助力機械操縱系統的分類 有回力的助力操縱系統 無回力的助力操縱系統 助力機械操縱系統的主要元件：液壓助力器,Page68,一、助力操縱系統的形式 1、有回力的助力操縱系統 有回力的助力操縱系統，通常是利用回力連桿把舵面?zhèn)鱽淼囊徊糠州d荷傳給駕駛桿,助力操縱系統的回力比,Page69,回力比：樞軸力矩相同的條件下，使用液壓助力器時平衡舵面載荷所需的桿力與不使用液壓助力器時平衡舵面載荷所需的桿力的比值 小回力比可在舵面樞軸力

15、矩很大的情況下保證駕駛桿力不致過大，但在舵面樞軸力矩陣較小的時候，會使駕駛桿變得過“輕” 。 在有回力的助力操縱系統中，往往還裝設載荷感覺器適當增加駕駛桿力。 有回力的助力操縱系統通常用在亞音速飛機上。,Page70,有回力液壓助力器工作原理圖：,Page71,2、無回力的助力操縱系統 在無回力的助力操縱系統中，液壓助力器的一端直接與通向舵面的傳動機構相連，舵面?zhèn)鱽淼妮d荷全部由助力器承受。 現代超音速飛機都采用無回力的助力操縱系統,飛行中松駕駛桿，舵面在空氣動力的作用下不能自由偏轉 將液壓助力器安裝在舵面附近，減少助力器后傳動機構的連接點，可減少舵面的活動間隙，從而有效地防止機翼或尾翼顫振 舵

16、面受陣風載荷后不能自動偏轉，這對于結構受力是不利的,Page72,二、液壓助力器的基本工作原理 (一)液壓助力器的工作原理 液壓位置伺服控制系統 采用機械式操縱機構的系統中，為機液位置伺服機構 采用電傳操縱系統（或自動駕駛儀）中，為電液位置伺服機構 液壓位置伺服控制系統是一種以液壓動力裝置作為執(zhí)行機構并且有反饋控制的控制系統。不僅能自動地，準確而快速地復現輸入量的變化規(guī)律，而且能對輸入信號進行放大與變換。,Page73,飛機上常用的機液伺服機構和電液伺服控制機構的原理圖：,Page74,(二)典型液壓助力器的構造,殼體,配油柱塞,傳動活塞,Page75,典型液壓助力器工作原理,Page76,典

17、型液壓助力器工作原理,Page77,典型液壓助力器工作原理,Page78,典型液壓助力器工作原理,Page79,典型液壓助力器工作原理,Page80,Page81,典型液壓助力器工作原理,Page82,液壓助力器應急工作,Page83,液壓助力器應急工作,Page84,液壓助力器應急工作,Page85,液壓助力器應急工作,Page86,液壓助力器應急工作,Page87,液壓助力器應急工作,Page88,另一種典型液壓助力器,配油柱塞裝在活塞桿頭部的殼體內，左端a點與一個固定在殼體b點上的小搖臂相連。 小搖臂的下端c點與通向駕駛桿的傳動機構相連，在殼體上的圓孔內有一定的游動間隙,Page89,三

18、、液壓助力器的性能分析和維護、修理、使用特點 (一)液壓助力器的性能分析 經驗表明，液壓助力器的各項工作性能中，與維護、使用關系最為密切的是：快速性、靈敏性和穩(wěn)定性。,Page90,1、快速性 液壓助力器的快速性是指助力器的傳動活塞在液壓作用下，能以多大速度運動的性能。 (1)影響液壓助力器快速性的因素 傳動活塞運動速度與流量的關系為V傳動活塞F=Q，傳動活塞的有效面積是不變的，其運動速度僅與油液流量成正比，即V傳動活塞=Q/F。,Page91,通油孔面積f與配油柱塞的尺寸、通油孔形狀和通油孔開度Z等因素有關，開度越大，進入助力器的油液流量就越大，傳動活塞也就運動的越快。,通油孔的開度,Pag

19、e92,液壓助力器的快速性： 當p一定時，與通油孔兩邊的壓力差、回油壓力和傳動活塞的摩擦力有關，來油壓力升高、回油壓力降低、摩擦力減小，都會使壓力差增大而增大流量。 與傳動活塞上的載荷p有關。載荷越小，通油孔兩邊的壓力差就越大，因而傳動活塞的運動速度也越大。 與密封性有關。當進入助力器的一部分油液滲漏以后，實際上用來推動傳動活塞的油液就會減少，傳動活塞的運動速度就減少。,Page93,(2)改善和保持助力器快速性的措施 通油孔的最大開度，在構造上有配油柱塞的游動間隙來保證，維護工作應當注意保持游動間隙正常。 助力器的來油壓力和回油壓力，主要取決于液壓系統的工作性能。用專門的助力液壓系統來保證助

20、力器工作。 傳動活塞的摩擦力作用在活塞、活塞桿與外筒內壁接觸的部位,Page94,為保證助力器的密封性，在外筒兩端和傳動活塞周圍都裝有橡膠密封圈；內部零件裝配精密度很高；此外，許多液壓助力器的配油柱塞的凸緣與它所遮蓋的通油孔之間，都有一定的交疊量。,配油柱塞的正交疊,Page95,2、靈敏性 液壓助力器的靈敏性是指它的傳動活塞迅速地跟隨配油活塞運動的能力。 當配油柱塞在某一范圍內活動時，傳動活塞并不運動，這個活動范圍叫做助力器的不靈敏范圍； 當傳動活塞跟隨配油柱塞運動時，傳動活塞的行程與配油柱塞的行程之間始終存在著一定的差值，這個行程上的差值叫做隨從誤差。 助力器的不靈敏范圍和隨從誤差越小，表

21、示它的靈敏性越好。,Page96,(1)助力器的不靈敏范圍 助力器具有不靈敏范圍的主要原因是：配油柱塞的凸緣與它所遮蓋的通油孔之間，通常都有一定的交疊量。助力器的不靈敏區(qū)如圖：,液壓助力器的不靈敏范圍，還與它的密封性以及傳動活塞上的載荷和摩擦力的大小有關。 助力器內有空氣，不靈敏范圍也要增大,Page97,(2)助力器的隨從誤差 助力器傳動活塞的運動速度是隨通油孔開度而改變的。助力器的隨從誤差是由其工作特點帶來的，在傳動活塞的運動過程中是不可避免的。,在傳動活塞的運動過程中，隨從誤差的產生與消除情況如圖：,Page98,3、穩(wěn)定性 液壓助力器的穩(wěn)定性，指它在外部擾動作用消失后，能夠迅速、自動地

22、恢復到原來的工作狀態(tài)的能力。 影響液壓助力器穩(wěn)定性的因素很多，其中與使用、維護關系比較密切的有： 傳動機構連接部分的間隙 混雜在油液中的空氣 操縱系統的摩擦力 助力器的密封性等。,Page99,從駕駛桿到助力器之間的傳動機構中，如各連接點的間隙過大，液壓助力器的穩(wěn)定性會顯著變差，當他受到外部擾動作用后，就容易發(fā)生震動。,傳動機構的間隙對穩(wěn)定性的影響,(1)傳動機構連接部分的間隙,Page100,(2)混雜在油液中的空氣 油液中混雜著空氣，也會使助力器的穩(wěn)定性變差。,油液中混有空氣的液壓助力器,Page101,(3)操縱系統的摩擦力 操縱系統各部分的摩擦力，對于助力器的穩(wěn)定性有很大影響。摩擦力的

23、方向始終是與助力器各零件的運動方向相反的，所以它通常能起到減弱振動的作用。,Page102,5.3 調節(jié)飛機操縱性的裝置,一、載荷感覺器 (一) 構造及基本工作原理 當駕駛桿前后運動時，一方面通過助力器去操縱舵面，另一方面帶動載荷感覺器的活動桿向一邊移動，使載荷感覺器的一個彈簧受到壓縮。,Page103,(二)載荷感覺器的工作特性曲線 表示彈簧作用在活動桿上的合力隨活動桿行程而變化的規(guī)律,Page104,二、調整片效應機構 在無回力的助力器操縱系統中，當助力器的工作正常時，桿力只是由載荷感覺器引起的，使用調整片后，并不能卸除桿力，在這種操縱系統中，還裝有調整片效應機構。,Page105,5.4

24、 輔助操縱系統,飛機飛行操縱系統的分類(根據操縱信號的來源) 人工飛行操縱系統 主操縱系統： 手操縱機構：操縱升降舵、副翼 腳操縱機構：操縱方向舵 輔助操縱系統：擾流板、調整片、前緣襟翼、后緣襟翼、水平安定面的操縱系統 自動飛行控制系統,中央 操縱機構,Page106,5.4 輔助操縱系統,輔助操縱面,Page107,前緣縫翼（leading edge slat),安裝在基本機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，主要是靠增大飛機臨界迎角來獲得升力增加的一種增升裝置,Page108,后緣襟翼（trailing edge flap） 安裝于機翼后緣內側，主要是靠增大機翼的彎度來獲得升力增加的一種增升裝置

25、。是主要增加升力作用的可操縱翼面。,Page109,B737-600的雙開縫后緣襟翼,Page110,前緣襟翼(leading edge flap),在大迎角下向下偏轉，使前緣與來流之間的角度減小，氣流較平緩地沿上翼面的流動，避免發(fā)生局部氣流分離，同時也可增大翼型的彎度。,波音747飛機克魯格襟翼,Page111,擾流板 安裝在機翼上表面(或下表面)，能阻擾氣流，減小(或增加)升力的板狀操縱面，是飛機的橫向輔助操縱裝置。,Page112,水平安定面 水平尾翼前部的固定部分,是保證飛機縱向平衡和俯仰穩(wěn)定性的重要部件。,水平安定面的操縱示意圖,Page113,5.5 電傳操縱系統,一、電傳操縱系統

26、的提出 機械操縱系統缺點 存在摩擦、間隙和非線性因素導致無法實現精微操縱信號傳遞 機械操縱系統對飛機結構的變化非常敏感 體積大，結構復雜，重量大 隨著飛機性能的不斷提高，控制增穩(wěn)操縱系統也不能滿足需要。,電傳操縱系統的可靠性問題 機械操縱系統可靠性較高 單通道電傳系統可靠性較低 可接受的安全指標 解決措施：余度技術,Page114,電傳操縱系統,側桿移動所產生的電信號首先到達飛行控制計算機，然后被送達操縱面液壓作動筒(伺服控制器) 計算機分析此電信號來檢查它是一個安全的指令并保證得到滿足需求的最佳的操縱面偏轉量,Page115,二、電傳操縱系統中可靠性與余度技術 實現電傳操縱的關鍵在于安全可靠

27、性。 余度技術：引入多重(套)系統來執(zhí)行同一指令，完成同一項工作任務。,前置 放大,計算機,執(zhí)行 機構,傳感器,四余度電傳操縱系統簡圖,Page116,助力器,四余度模擬式電傳操縱系統原理圖,Page117,余度系統為滿足如下三個條件的多重系統： 對組成系統的各個部分具有故障監(jiān)控、信號表決的能力； 一旦系統或系統中的某部分出現故障后，必須具有故障隔離的能力； 當系統中出現一個或數個故障時，它具有重新組織余下的完好部分，使系統具有故障安全或雙故障安全的能力。,Page118,三、電傳操縱系統的組成、工作原理,組成 主要包括駕駛桿(或“側桿”)或腳蹬、傳感器、機載計算機和伺服控制機構(執(zhí)行機構)

28、工作原理 駕駛員的操縱指令信號，變換為電信號，通過電纜(或總線)傳給計算機，經其計算（按預定的規(guī)律）產生輸出指令，操縱舵面偏轉，以實現對飛機的操縱。,Page119,四、電傳操縱系統的優(yōu)點及存在的問題 優(yōu)點： 減輕了操縱系統的重量，減少體積 節(jié)省設計和安裝時間 提高生存力 消除了機械操縱系統中的摩擦、間隙、非線性因素以及飛機結構變形的影響 簡化了主操縱系統與自動駕駛儀的組合 可采用小側桿操縱機構 飛機操穩(wěn)特性得到根本改善，并可發(fā)生質的變化 缺點 單通道電傳操縱系統的可靠性不夠高 電傳操縱系統的成本較高 系統易受雷擊和電磁脈沖波干擾影響,Page120,五、A-320 飛機的飛行控制系統 A32

29、0第一架采用側桿控制器的電傳控制的民航客機,A-320電傳飛行控制系統結構,Page121,系統特點 能使飛機在正常飛行包線內具有良好的中立靜安定度和縱向短周期安全性； A-320的俯仰控制根據C*準則； 滾轉操縱由機翼外側副翼和4塊外側擾流板實現，基本偏航操縱由方向舵實現； 側桿操縱手柄在俯仰操縱方向的最大偏角為16，在滾轉操縱方向最大偏角為12； 系統使用三套211kgf/cm2的液壓系統； 系統使用三套400Hz，115/200V三相電源； ELAC和SEC計算機采用非相似余度技術。,Page122,基本功能 (1)俯仰控制 (2)橫滾控制 (3)偏航控制 主要分系統 (1)集中式飛機監(jiān)控告警系統(ECAM) (2)飛機陣風載荷減輕系統(LAS) (3)電子飛行儀表系統(EFIS) (4)綜合飛行管理系統(FMS),Page123,Page124,飛行員通過側桿操縱俯仰和橫滾,Page125,有相應的側桿優(yōu)先燈,Page126,俯仰