第1章概论
1.1飞机操纵系统的发展
自从1903年莱特兄弟发明世界上第一架依靠自身动力进行载人飞行的飞机以来，驾驶员主要是通过操纵位于飞机不同部位上的气动操纵面，改变作用于飞机上的气动力及力矩，实现不同的飞行任务。在座舱中，驾驶员移动驾驶杆或脚蹬，通过操纵系统偏转位于不同翼面上的气动操纵面，实现对飞机运动的控制。100多年来，飞机操纵系统的发展大致经历了四个阶段，本章概述了飞机操纵系统的发展历程，简要介绍容错控制系统的概念及关键技术。
1.1.1飞机操纵系统的发展阶段
1.机械操纵系统
飞机诞生以后的前30多年中，飞机的操纵系统采用的是简单的机械操纵系统，由钢索的软式操纵，发展为拉杆的硬式操纵。驾驶杆及脚蹬的运动经过钢索或拉杆的传递直接拖动舵面运动，如图1.1所示。驾驶员在操纵过程中必须克服舵面上所承受的气动力，并依据这种感觉来操纵飞机。只要对传动的摩擦、间隙和传动系统的弹性变形加以限制，就可以获得满意的性能。
2.助力操纵系统
随着飞机尺寸、重量及飞行速度的不断提高，由于舵面铰链力矩的增大，驾驶员难以直接通过钢索或拉杆拉动舵面。20世纪40年代末出现了液压助力器，将其安装在操纵系统中，如图1.2所示，作为一种辅助装置来增大施加在舵面上的作用力，以发挥飞机的全部机动能力。图1.2(a)为可逆助力操纵系统，驾驶员仍然可以通过拉杆或钢索感受到舵面上所受到的气动力，并依据这种感觉来操纵飞机。
当超音速飞机出现后，超音速飞行时飞机的焦点急剧后移，纵向静稳定力矩剧增，此时需要相当大的操纵力矩才能满足飞机机动性要求，此外，由于尾翼上出现了超音速区，升降舵操纵效率大为降低，因此，不得不采用全动平尾进行操纵。全动平尾的铰链力矩很大，并且数值的变化范围较宽，非线性特性影响严重，驾驶员无法直接承受舵面上的铰链力矩并依据它来操纵飞机。因此，出现了不可逆力操纵系统，如图1.2(b)所示。这种系统切断了舵面与驾驶杆的直接联系，驾驶员的操纵指令直接控制助力器上的分油活门，从而通过助力器改变舵面的偏转并承受舵面的铰链力矩。此时，驾驶杆上所承受的杆力仅用于克服传动机构中的摩擦，与飞行状态无关，驾驶员亦无法从杆力的大小来感受飞机飞行状态的变化，不符合飞行操纵要求。为使驾驶员获得必要的操纵感觉，感受到适当的杆力和杆位移，在系统中增加了人感装置。驾驶杆的操纵情况(如杆力梯度、杆位移梯度)要随飞行状态变化，使驾驶员有真实的操纵力的感觉。
3.增稳与控制增稳控制系统
从20世纪50年代中期开始，随着飞机向高空高速方向发展，飞行包线不断扩大，飞机的气动外形很难既满足低空低速的要求又满足高空高速的要求，常常会产生在高空高速飞行时飞机的静稳定性增加而阻尼不足，而在低速飞行时稳定性不够的现象。为了提高飞机的稳定性和改善飞机的阻尼特性，人们将人工操纵系统与自动控制结合起来，将增稳系统引入人工操纵系统中，形成了具有稳定功能的全助力操纵系统，如图1.3所示。这种系统利用角速率陀螺或加速度计测量飞机相关变量的变化形成人工阻尼和增稳信号，通过串联或并联舵机操纵舵面，使飞机在高空或高速条件下仍具有满意的操纵品质。从驾驶员操纵角度来看，增稳系统是飞机的组成部分，驾驶员操纵的犹如一架具有优良品质的“等效飞机”。在这种系统里，增稳系统和驾驶杆是互相独立的，增稳系统并不影响驾驶员的操纵。由于舵面既受驾驶杆机械传动指令控制，又受增稳系统产生的指令控制，为了操纵安全起见，增稳系统对舵面的操纵权限受到限制，一般仅为舵面全权限的3%～6%。增稳系统在增大飞机的阻尼和改善稳定性的同时，在一定程度上降低了飞机操纵反应的灵敏性，从而使飞机的操纵性变差。为了克服这种缺点，在增稳系统的基础上，进一步发展成为控制增稳系统。它与增稳系统的主要区别在于，在控制增稳系统里，还将驾驶员操纵驾驶杆的指令信号变换为电信号，并经过一定处理后，引入到增稳系统中，作为增稳系统的指令输入信号，控制舵机的运动。通过合理的设计可获得满意的操纵性和机动性，较好地解决了稳定性与操纵性之间的矛盾，控制增稳系统的典型结构如图1.4所示。由于驾驶员还可通过该系统直接控制舵面，因此控制增稳系统的权限可以增大到全权限的30%以上。
(1)在大型飞机上机械操纵系统尺寸大、笨重；
(2)不可避免地会存在一些如摩擦力和传动间隙等非线性因素，其所产生的迟滞现象是造成系统自振的重要因素；
(3)由于机械操纵直接固定在机体上，它容易传递飞机的弹性振动，引起驾驶杆偏移，有时会诱发人机振荡等。
4.电传操纵系统
鉴于飞机机械操纵机构复杂，不易与自动飞行控制及控制增稳系统相协调，为保证飞机有好的操纵性能，20世纪70年代初成功研制出了电传操纵(Fly-by-wire，FBW)系统，如图1.5所示。
电传操纵系统主要由传感器、飞行控制计算机和舵机组成。驾驶员的操纵指令完全通过电信号利用控制增稳系统实现对飞机操纵，是一个全时全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统，较好地克服了机械操纵系统所存在的缺点，同时改善了飞机的操纵品质，可以减少维护工作量以及更容易与自动飞行控制系统相耦合等。
1.1.2电传操纵系统的特点
飞机典型电传操纵系统可以为飞机在整个飞行包线内提供优化的飞行品质，为飞行操纵任务提供*大的灵活性。它可以实现俯仰、滚转、偏航三轴控制增稳和精确控制，实现自动迎角和法向过载限制，使飞行员可以最大限度地发挥飞机的能力，而不必担心由于疏忽而造成失控。同时，有效的余度部件和信号通道为飞机提供了高的安全性和完成任务的概率。其机内自检能力可以保证系统以最短的地面维护时间做好飞行准备。
下面以B777飞机电传操纵系统为例说明其组成和功能。B777飞机是美国波音公司制造的一种中、远程宽体运输机。飞机全长超过60米，高18.4米，最大起飞重量可达280多吨，最大实用升限为43000英尺气压高度，最大飞行速度可达330海里/小时或0.87马赫。最大航程分为两种：7340～8930公里和11170～13670公里。飞机下单翼外挂两个发动机吊舱，水平安定面/升降舵以及垂直安定面/方向舵位于机尾。大翼上除了外侧副翼和襟副翼外，还安装了增升装置：每侧有外侧后缘襟翼、内侧后缘襟翼和克鲁格襟翼各一块以及七块前缘缝翼。每侧大翼上还有七块扰流片，以帮助空中操纵和着陆减速。B777飞机的飞行操纵面如图
1.6所示。其中，两个升降舵和一个活动的水平安定面实现俯仰控制；两个襟副翼和两个副翼，14块扰流板实现横滚控制，在正常方式时，襟副翼都是用来控制横滚的；偏航由唯一的一个方向舵控制，方向舵几乎与垂直尾翼一样高。方向舵的下段有一活动部分，该部分的转动速度是主舵面的两倍，从而提供了附加的偏航控制能力。
B777的飞行控制系统主要由三大部分构成：电传操纵系统(主飞行操纵系统)、自动飞行控制系统和自动油门系统。这里主要介绍B777飞机的电传操纵系统。
1.B777飞机主飞行操纵系统
B777飞机主飞行操纵系统是电传操纵系统。它的基本组成框图如图1.7所示。驾驶员通过操纵盘实现俯仰和滚转的操纵，通过脚蹬踏板实现偏航的控制。电传操纵装置与飞机飞行操纵面通过电信号连接，且具有控制增稳功能，即主操纵系统是电传操纵系统。
电传操纵系统主要包括主飞行计算机(Primary Flight Computer，PFC)、作动器控制电子装置(ActuatorControl Electronics，ACE)、动力控制组件(Power Control Unit，PCU)、杆位置传感器(Position Transducers)、人感系统(Feel Units)、配平作动器(Trim Actuators)、A/P反驱动伺服器(A/P Backdrive)、速度制动作动器(Speed Brake Actuator)、断开开关(PFC Disconnect Switch)、飞行控制ARINC 629总线及其电源组件。主要交联的分系统有：三个自动驾驶/飞行指引计算机(Autopilot Flight Director Computer，AFDC)、两个飞机信息管理系统(Airplane Information Management System，AIMS)、大气数据惯性基准组件(Air Data Inertial Reference Unit，ADIRU)、辅助姿态和大气数据基准组件(Subsidiary Attitude Air Data Reference Unit，SAARU)等。
在人工操纵时，由驾驶员控制的操纵盘、操纵脚蹬踏板以及减速板手柄的移动，由多套相应的位移传感器所感应，并将其转变成模拟电子信号，这些信号被送到作动器控制电子装置，并被作动器控制电子装置转化为数字信号，通过629总线发送到主飞行计算机。主飞行计算机通过飞行控制总线与飞机系统交换数据，它接收大气数据惯性基准单元或备用姿态和大气数据基准单元以及飞机信息管理系统的信号，根据设计好的控制规律以及飞行保护功能进行计算，产生相应的控制指令。计算所得数字指令信号从主飞行计算机通过飞行控制总线再发送到作动器控制电子装置。作动器控制电子装置将这些指令信号转换为模拟信号，并将它们发送到动力控制组件和安定面配平控制模块。动力控制组件控制每一个飞行操纵面。每个扰流片由一个动力控制组件控制；每个副翼、襟副翼和升降舵由两个动力控制组件控制；方向舵由三个动力控制组件控制。每个动力控制组件包括一个液压作动器、一个电子液压伺服阀和位置反馈传感器。两套安定面配平控制模块控制水平安定面驱动马达和制动装置的液压动力。
