第3章飞行推力综合控制
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)
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
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H er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（?θ），以实现对航迹倾斜角的控制（?γ），从而完成对高度的纠偏。因此飞机?γ对?θ的响应质量W s
γ()直接关系着ACLS的性
θ
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?γ对?θ有快速精确的跟踪能力。
为说明无舵面控制作用（e δ?=0）时,自然飞机(无动力补偿系统)航迹倾斜角（γ?）对姿态角（θ?）的响应特性)(s W γ
θ
，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S S S Z Y OX ，是指取OX SO 与飞机配平后的相对气流U 0一致的机体坐标系。
图3.2稳定轴系
对于一般的机体坐标系OXYZ ,飞机的配平角0α>0；而当稳定轴系OX S Y S Z S 时，由于OX S0与U0方向一致，故配平迎角0α=0，因此OX S 与机体坐标系的OX 间的夹角为0α。
稳定轴系中的量纲形式：
1．有关轴的量
2．纵向扰动量
3．几个角度
飞机的纵向力与力矩方程为：
?????=-=+=∑∑∑Q
Iy M UQ W m Fy WQ U
m Fx )()(
(3.1)
在稳定轴系中，有： u U U +=0 w W = 00=Q
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：
????
???+?+?+?++-+-=??+?++-+-+?=?+?+?--+-=???(3.4) /)()()3.3( )()()
2.3( )()(0y y T e q w
g w g u T e w g w g u T e g w g u I M T M M M w M w w M u u M T Z Z w Z w w Z u u Z U w T X X g w w X u u X u e
e
e
δθθδθδθδδδ 式3-3 还可以写为：
(3.5) )()(0
000000T U Z U Z w
U Z w w U Z u u U Z U w U T
e w g w q u e
?-?------=-?=??δθγδ 考虑运动学方程后，最终可得到：
?????
??-?=?=??+?=?------??+?=-----?-?+?=?+----???w
U U H T M M M w M w w M u u M Z T Z w Z w w Z u u Z U w X T X g w w X u u X u T e q w g w g u e T w g w g u e T g w g u e
e
e
θγδθθδθδθδδδ000)()((3.6) )()()()(
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α?，并且0
g w w U α-?=。
不计风扰动的运动方程为：
?
????
???-=?-=??+?+?+++=??+?++++?=?+?+?-+=???γθδθθδθδθδδδ 000(3.7) U U w
a T M M M w M w M u M T Z Z w Z w Z u Z U w T X X g w X u X u z T e q w w u T e w w u T e w u e
e
e
长周期运动方程为
??????
??-=?-=??-=+?+?+++?=?+?+?-+=??γθδδθδθδδδ 0
00((3.8) )(U U w a M w M u M w Z T Z Z w Z u Z U w T X X g w X u X u
z e w u w T e w u T e w u e
e
e 力矩稳态平衡）不计 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 δ?=0，
T ?=0），此时具有如下方程：
u w u w o u X u X w g w
Z u Z w U θθ=+-????=++??? (3.9) 由（3.9）可得：
w U Z u U Z w u 0
0--=?γ
(3.10) 并且)(00γθα?-?=?=U U w
(3.11)
状态方程为：
θγγ???????--+??????????
?
??????--=???????w w w u w u Z g U X u Z U Z U X X u 000 (3.12)
对应的结构图见图3.3。其相应的传递函数为(某型飞机低动压着舰状态下)：
2
()0.4760.015
()()0.560.021s s W s s s s γθ
γθ???-==?++ (3.13)
图3.3 自然飞机γ?对θ?的响应结构图
当7.0)(0-=→??S s W γ
θ。图3.5曲线1 为自然飞机γ?对θ?的阶跃响应。
由此可知，自然飞机在无动力补偿情况下，γ?非但不能跟踪θ?，而且稳态时γ?方向与θ?相反，这是因为，系统无信息反馈到油门（即
T ?=0）时，在重力g -的作用下，飞机必须加大迎角)(w 或α?，以产
生足够的法向力去平衡由于重力而导致的法向力减小。
图3.4 APCS 工作时γ?对θ?的响应结构图
3.3 保持速度恒定的飞行/推力综合控制
为补偿重力的影响，可采用速度恒定APCS ，其控制律为
01|()11T
ui E u u
u E k k APCS W s k T s T s s δ=-?
?==+??++?? (3.14)
图3.4表明，速度恒定的APCS 相当于增加飞机速度稳定导数
X u ，
从而有效地抑制了由姿态变化?θ而引起的速度变化，改善了长周期运动阻尼。但存在由于Z T ?而引起的跟踪差
????γ
θs
T w w T Z g
U X Z X =-[()/]0
(3.15)
且()W s γθ??响应时间较长（约20秒）。曲线如图
3.5
图3.5 动力补偿控制律对)(s W γθ??的动特性影响
3.4 保持迎角恒定的飞行/推力综合控制 3.
4.1油门中引入迎角α?信息
迎角恒定的APCS 的设计思想是：由迎角的变化量?α调节发动机推力（?T ），使飞机在姿态控制时始终保持设计的基准迎角α0（?α=0）。其控制律具有如下形式：
1
()[]111T
i E E k k k W
s T s T s T s s
ααα
δα??=++++ （3.16）
由图3.4可知，)(s W T ??α与Z w 并联，相当于增加飞机气动导数Z w ，从
而加速了?γ对?θ的响应过程。故这种动力补偿系统实际功能相当于
轨迹响应增强器。此时)(s W γ
θ??具有如下形式：
)12/()1{()(2
21+++=??s T s T s T A s W θγθγθγθθγγθξ (3.17)
式中：
A gZ U X Z X Z W s X Z X Z u u w w u T u T T u θγα=+-+-110
{/[)()()]}??
(3.18)
[()]
()T
X Z W s Z s θγξ?-++=
(3.19)
由式（3.18）及式（3.19）表明：此时的动力补偿)(s W T
??α，使)
(s W γ
θ??出现响应加快但阻尼不足的动态过程，如图3.5的曲线3所示。
3.4.2 油门中引入法向加速度信息z a ?
为进一步改善)(s W γθ??的动态响应品质，增加阻尼，需在迎角恒定
的动力补偿（
APCS |?α=0）中引入法向加速度信息z a ?,使油门具有如
下控制律
]1
)1[(11
)(z a a I T a s T k s k s T k s T s z z ?++?+++=?αδαααδ (3.20)
为证明z a ?信息阻尼长周期运动效果，作出如图3.6所示的结构图(作等迎角假设)。长周期运动近似模态为：
s X s g
U Z u u 2
0--= (3.21)
由图3.6可知，z a ?引入油门所构成的)(s W T z
??α反馈相当于增加气动导
数
X u ，从而使飞机具有阻尼良好的长周期运动模态
20
[()]0z T
u T u u g s X X W s Z s Z U α???-+-= (3.22) 此时， )(s W γθ??将具有如图3.5曲线4所示的动态过程。
图3.6 z a ?对阻尼长周期运动的原理
下面由不作简化处理的飞机全面运动增量运动方程
????????????
?
?????=??
????????????
?????
??--------???T M M Z Z X X w u s M s M M s U Z s Z g X X s e T T T w
q w
u
w u w u e
e
δθδδ2
0 (3.23)
αγ?=?-=?00,U W U a z (3.24)
证明z a ?引入油门对阻尼长周期运动的效果。作出如图3.7(a)所示的结构图。图中各传递函数由式（3.23）（3.24）给出。?θ1为仅在e δ?作用下而无油门干预时姿态变化，?θ2 为在e δ?作用下，由于出现z a ?而引起的姿态变化。数字仿真表明，?θ2()t 与?θ1()t 相位相反（见图3.7(b)），体现了z a ?阻尼长周期运动的效果。
)
(a
(b)
图3.7 z a ?引入油门阻尼长周期运动仿真验证
3.4.3 油门中引入舵的偏转信息e δ?
在油门中引入舵的偏转信息e δ?，此时的飞行姿态控制如图3.8所示，
图3.8含飞行推力控制的姿态系统
在轨迹机动时，舵的偏转使姿态发生变化。但舵的作用也导致速度
与迎角的偏离，体现为传递函数G s e u
δ()及G s e δα()。为适当抑制舵对飞
行速度与迎角的影响，其有效途径是将舵信息e δ?引入油门（参见图3.8）。
为了改变自然飞机的上述不良后果，将迎角信息α?、法向加速度信息z a ?、舵的偏转信息e δ?引入油门，调节推力T ?，改变速度，使迎角保持恒定不变，使γ?准确迅速地跟踪姿态命令c θ?。这就是所谓的迎角恒定的飞行/推力系统。 最终的油门控制律为
1
()[()]111
z e z a i T z e a k k k s a k T s T s s T s ααδδαδαδ?=+?+-?+++ (3.25)
为验证舵信息引入油门的效果，应作出如图3.9（a ）所示结构图，其中各传递函数由式（3.23）给出。图3.9（b ）为数字仿真结果。其中u t 1()为仅在e δ?作用下的
u 的变化； u t 2
()为舵信息引入油门对速度变
化的补偿作用。同样，舵信息引入油门形成的迎角变化?α2()t 也相应地补偿了仅由舵引起的?α1()t ，从而有效地抑制了由于机动舵偏角过大而引起的失速。
(a)
(b)
图3.9 舵信息引入油门的补偿效果
3.5 迎角恒定飞行/推力系统与速度恒定飞行/推力系统的关联
上节分析了速度恒定的动力补偿及迎角恒定的动力补偿控制律的构成，仿真表明保持迎角恒定的APCS ?α=0，也兼有保持速度恒定(u ＝
0)的性能。现作如下证明：
在APCS 中引入?α信息后的()s W γθ??特性描述如下：
() u X u X w g X T
Z U u Z U w
w U T G w G G k s k T s u w T u w w w p I =+-+=--=-==?++??
?
?????
????
?
????????????θγθγααα0001 (3.26) 由(3.26)的第2式，可得：
?γ=--Z U s u Z U s w u w
00
(3.27)
将它代入(3.26)第3式，最终可得：
w U s Z u
s Z u w
=+-0?θ (3.28) 由(3.26)第1式可得：
()()s X u X X G w g u w T w -=+-??θ (3.29)
将（3.28）式代入（3.29）式可得：
()()
s X u X X G w U s Z u
s Z g u w T w u w
-=++--???0θθ (3.30) 由此可得如下传递函数：
()()()()()()()u s s X X G U s g s Z s X s Z X X G Z w T w w u w w T w u ???θ=
+-----+0 (3.31)
将G w 表达式代入上式，最终可得：
()()
()()[]
()()
()()()()()[
]
u s s X s T s X
G k T s k k s U s g s Z s T s s T s s X s Z X s T s X G k T s k k s Z w
T
p I w u w w T p I u
???θαααααααααααα=
++??++--++---++++11110由上式可知，u 对?θ的稳态响应
()()
lim
s u s s →=0
0?θ (3.33)
结论：由于在APCS ?α中引入了?α的积分信息，?γ可精确地跟踪?θ，使?α＝0，在此过程中，可保持u ＝0。 图3.10为该特性的仿真证明。
图3.10 具有APCS ?α动力补偿系统的飞控特性
3.6 两种改进型迎角恒定的飞行/推力综合控制
在式（3.25）所示的控制律中，将
?α
s
信息引入油门，控制推力?T ,
使?α
=0，系统的响应速度不甚快，为进一步改善?γ
跟踪?θ的性
能，本节提出一种对控制律进行改进的动力补偿系统，其设计思想是在
APCS|?α=0中引入?θ信息，补偿由-g 造成的静差，代替引入油门的
迎角积分信号，以达到消除静差及加快动态过程的目的。其控制律为：
]1
1[11
)(θδαδθδααδ?+?-?++?++=?k k a s T k s T k s T s e z a a T e z z
由于?θ对?θc 的响应存在一定的过渡过程，因此第二种改进型控制律为将?θc 直接引入油门，增加油门响应的速度，且可不从陀螺仪中取?θ信息，增加了系统的可靠性，消除了噪声，其控制律如下：
]1
1[11
)(c e z a a T c e z z k k a s T k s T k s T s θδαδθδααδ?+?-?++?++=?
图3.11为不同结构配置的APCS ，?γ对?θ的响应特性。由图可知，不同的APCS 稳态值相同，而改进型的APCS 其动态过程已加快。
(deg
图3.11 具有不同APCS 的??θγc →的阶跃响应
3.7 迎角恒定的飞行/推力系统参数设计
本文对APCS 控制律参数的设计方法进行了研究，提出了采用多变量寻优方法，进行控制律参数设计, 仿真表明可得到良好效果。 应用随机射线法，其基本途径是：从给定的初始点O 出发，随机地选取一个试探点进行,若失败，则回到原点再试探。本节以图3.12所示
图3.12 带有APCS 的姿态控制系统结构图
1、按?γ对?θ最优时域响应要求设计G 1、G
2、G 3
APCS 中含?α，a z 信息时的W θγ(s)可由如下方程描述：
()()[]???
??
?
?
?????+?+=??-?=?-=?--=??+?-+=?z p o o z o w o u T w u a G G G G T U w U a w
U Z u U Z T X g w X u X u 321αγθγγθ （3.36） 式中 G k s I 1=α，G k T s 21=+α
α，G k T s a a
z z
31=+
对W θγ(s)阶跃响应特别进行关注，取目标函数：
J t e t dt t t o
f
=?()
/32
(3.37)
其中e(t)＝?θ(t)－?γ(t)＝?α(t)。经随机射线法寻优，可得： k I α＝0.71(deg.s/deg)、k α＝15.40(deg/deg)、k a z
＝8.37(deg/(m/s 2))。
2、按?γ对?θc 最优时域响应要求设计G 4
具有姿态控制系统FCS ?θ和引入G 4后的()W s c
θγ系统，可由如下
方程描述：
飞行控制系统
飞行控制系统 为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。 关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ 0 引言 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。 1 飞控系统总体设计
飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。
飞行控制系统简介
自动飞行控制系统 飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。信息传输链用于系统各部件之间传输信息。常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!
(完整版)土坡稳定性计算
第九章土坡稳定分析 土坡就是具有倾斜坡面的土体。土坡有天然土坡，也有人工土坡。天然土坡是由于地质作用自然形成的土坡，如山坡、江河的岸坡等；人工土坡是经过人工挖、填的土工建筑物，如基坑、渠道、土坝、路堤等的边坡。本章主要学习目前常用的边坡稳定分析方法，学习要点也是与土的抗剪强度有关的问题。 第一节概述 学习土坡的类型及常见的滑坡现象。 一、无粘性土坡稳定分析 学习两种情况下(全干或全淹没情况、有渗透情况)无粘性土坡稳定分析方法。要求掌握无粘性土坡稳定安全系数的定义及推导过程，坡面有顺坡渗流作用下与全干或全淹没情况相比无粘性土土坡的稳定安全系数有何联系。 二、粘性土坡的稳定分析 学习其整体圆弧法、瑞典条分法、毕肖甫法、普遍条分法、有限元法等方法在粘性土稳定分析中的应用。要求掌握圆弧法进行土坡稳定分析及几种特殊条件下土坡稳定分析计算。 三、边坡稳定分析的总应力法和有效应力法 学习稳定渗流期、施工期、地震期边坡稳定分析方法。 四、土坡稳定分析讨论 学习讨论三个问题：土坡稳定分析中计算方法问题、强度指标的选用问题和容许安全系数问题。 第二节基本概念与基本原理 一、基本概念 1．天然土坡(naturalsoilslope)：由长期自然地质营力作用形成的土坡，称为天然土坡。2．人工土坡(artificialsoilslope)：人工挖方或填方形成的土坡，称为人工土坡。 3．滑坡(landslide)：土坡中一部分土体对另一部分土体产生相对位移，以至丧失原有稳 定性的现象。 4．圆弧滑动法(circleslipmethod)：在工程设计中常假定土坡滑动面为圆弧面，建立这一 假定的稳定分析方法，称为圆弧滑动法。它是极限平衡法的一种常用分析方法。 二、基本规律与基本原理 （一）土坡失稳原因分析 土坡的失稳受内部和外部因素制约，当超过土体平衡条件时，土坡便发生失稳现象。1．产生滑动的内部因素主要有： （1）斜坡的土质：各种土质的抗剪强度、抗水能力是不一样的，如钙质或石膏质胶结的土、湿陷性黄土等，遇水后软化，使原来的强度降低很多。 （2）斜坡的土层结构：如在斜坡上堆有较厚的土层，特别是当下伏土层(或岩层)不透水时，容易在交界上发生滑动。 （3）斜坡的外形：突肚形的斜坡由于重力作用，比上陡下缓的凹形坡易于下滑；由于粘性土有粘聚力，当土坡不高时尚可直立，但随时间和气候的变化，也会逐渐塌落。 2．促使滑动的外部因素 （1）降水或地下水的作用：持续的降雨或地下水渗入土层中，使土中含水量增高，土中易溶盐溶解，土质变软，强度降低；还可使土的重度增加，以及孔隙水压力的产生，使土体作用有动、静水压力，促使土体失稳，故设计斜坡应针对这些原因，采用相应的排水措施。（2）振动的作用：如地震的反复作用下，砂土极易发生液化；粘性土，振动时易使土的结
飞行控制系统设计
(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);
nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1
滑坡稳定性分析计算
对最不利滑移横断面进行各种工况稳定性分析计算，计算过程如下： 一、天然工况 滑坡剩余下滑力计算 计算项目：滑坡推力计算 1 ===================================================================== 原始条件: 滑动体重度= 19.000(kN/m3) 滑动体饱和重度= 25.000(kN/m3) 安全系数= 1.250 不考虑动水压力和浮托力 不考虑承压水的浮托力 不考虑坡面外的静水压力的作用 不考虑地震力 坡面线段数: 6, 起始点标高 4.000(m) 段号投影Dx(m) 投影Dy(m) 附加力数 1 13.600 0.700 0 2 12.250 7.000 0 3 2.000 0.000 0 4 12.000 8.000 0 5 24.500 0.500 0 6 127.000 27.000 0 水面线段数: 1, 起始点标高 0.000(m) 段号投影Dx(m) 投影Dy(m) 1 0.000 0.000 滑动面线段数: 5, 起始点标高 0.000(m) 段号投影Dx(m) 投影Dy(m) 粘聚力(kPa) 摩擦角(度) 1 12.000 0.600 10.000 14.500 2 9.900 1.300 10.000 14.500 3 28.000 9.000 10.000 14.500 4 8.400 2.800 10.000 14.500 5 117.000 29.000 10.000 14.500 计算目标：按指定滑面计算推力 -------------------------------------------------------------- 第 1 块滑体
航天系统单位
[转]面向航天系统的单位据说比较好的（以下转载自西祠胡同）一院：一部、12所、14所二院：二部、23所、25所 三院：三部、33所、31所 五院：501、502、503 排名如下，供大家参考： 第一：一部，501 第二：三部，502 第三：12所，33所，14所，25所 第四：二部，23所，31所，503 现在过去能排队分房子的有501，502，33所 工资最高的应该是1部、3部、33所，好点的室硕士8万问题不大 发展前景最好的应该是501、1部 车最多的是3部，33所 综合地理位置以及实力来看12所最好 一院一部，二院二部，上海八院，还有航天测控我都面试过，都基本拿到了OFFER，其他的院所也有所了解，据我打听待遇都差不了太多，二院二部主要是在市区，而且不提供住宿，这样要自己租房，待遇一算就低了。至于奖金和发展前途，总体发展前途一院一部和五院几个所好一些，属于科技集团，卫星火箭发展火，宣传也好。二院三院属于科工集团，搞导弹相对低调一些，这几年没有科技火，投入也少，它们总体部招的人也少，二院搞防空导弹，属于防御武器，三院搞岸舰导弹，主要属于进攻武器，国家这几年投入三院多点，所以奖金可能比二院多点。另外，本人签二院二部了，希望以上能给大家一点参考，不过其实这些真的很难说，要综合自己情况考虑。 航天\科工\所属单位大整理 *****航天科技集团与航天科工集团分家之前的设置****** 航天一院:运载火箭技术研究院 航天二院:地空导弹研究院(长峰集团) 航天三院:飞航导弹研究院(海鹰集团) 航天四院:航天化学动力研究院(固体)西安 航天五院:空间技术研究院 航天六院:中国河西化工机械公司(内蒙古) 航天七院:航天建筑设计研究院 航天八院:上海航天技术研究院(上海航天局) 航天九院:航天基础电子技术研究院 航天十院:航天时代仪器公司（北京） *****中国航天科技集团***** 下属五个研究院，两个基地 中国运载火箭研究院（第一研究院） 航天化学动力技术研究院（第四研究院） 中国空间技术研究院（第五研究院） 上海航天技术研究院（第八研究院） 中国航天电子基础技术研究院
飞行性能分析技术(飞行原理)-习题课一
1绝对温度的零度是： -273℉-273K -273℃32℉ 2 空气的组成为 A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是? A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度： A在同温层内随高度增加保持不变。B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强： A随高度增加而增加。B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 影响空气粘性力的主要因素 A空气清洁度B速度梯度C空气温度D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是 A空气密度正比于压力和绝对温度B空气密度正比于压力，反比于绝对温度 C空气密度反比于压力，正比于绝对温度D空气密度反比于压力和绝对温度 8 “对于音速．如下说法正确的是” A只要空气密度大，音速就大”B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大”D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大： A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短D空气密度小，起飞滑跑距离短 10 一定体积的容器中。空气压力 A与空气密度和空气温度乘积成正比B与空气密度和空气温度乘积成反比 C与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比11 一定体积的容器中．空气压力 A与空气密度和摄氏温度乘积成正比B与空气密度和华氏温度乘积成反比 C与空气密度和空气摄氏温度乘积成反比D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比12 对于露点温度如下说法正确的是 A“温度升高，露点温度也升高”B相对湿度达到100％时的温度是露点温度 C“露点温度下降，绝对湿度下降”D露点温度下降，绝对湿度升高“ 13”对于音速，如下说法正确的是” A音速是空气可压缩性的标志B空气音速高，粘性就越大 C音速是空气压力大小的标志D空气速度是空气可压缩性的标志 14国际标准大气的物理参数的相互关系是： A温度不变时,压力与体积成正比B体积不变时，压力和温度成正比 C压力不变时，体积和温度成反比D密度不变时．压力和温度成反比 15国际标准大气规定海平面的大气参数是： A. P=1013 psi T=15℃ρ=1.225kg／m3 B. P=1013 hPT=15℃ρ=1.225 kg／m3
中国航天发展规划
中国航天发展规划（收集整理） 中国载人航天计划 中国载人航天计划于1992年正式启动。初期目标是将航天员送入太空。远期则包括建立永久空间站以及月球探索。中国载人航天计划的第一步是进入太空，而进入太空轨道飞行器被命名为神舟号飞船，最多乘员三人。飞船由长征二号F火箭运载。 工程由航天员、空间应用、载人飞船、运载火箭、发射场、测控通信、着陆场和空间实验室八大系统组成。其中，载人飞船系统和空间实验室系统由航天科技集团公司第五、第八研究院为主负责研制，运载火箭系统由航天科技集团公司第一研究院负责研制；空间应用系统由中国科学院有关研究所为主负责研制；航天员、发射场、测控通信及着陆场系统由相关研究单位负责研制建设；测控通信设备主要由电子科技集团公司有关厂所负责研制。 概述：三步走： 第一步：1999-2008——载人飞船（神一至神四：无人上天；神五至神七：载人上天） 第二步：2011-2013——空间交汇对接（天宫一号和神八、神九、神十空间对接探索） 第三步：2020以后——空间试验站：（长期性航天空间站，辅助其他航天工程开展工作） 发展历程：迄今，神舟号飞船共进行过7次发射，前4次为无人发射。 发射时间：1999年11月20日6时30分7秒 运载火箭：新型长征二号F捆绑式火箭 发射地点：酒泉卫星发射中心 任务概况：载人航天工程第一次飞行试验，考核运载火箭性能和可靠性，验证飞船关键技术和系统设计的正确性，以及包括发射、测控通信、着陆回收等地面设施在内的整个系统工作的协调性。 发射时间：2001年1月10日1时零分 运载火箭：新型长征二号F捆绑式火箭 发射地点：酒泉卫星发射中心 任务概况：试验我国第一艘正样无人飞船，飞船由轨道舱、返回舱和推进舱三个舱段组成，系统结构有了新的扩展，技术性能有了新的提高，首次在飞船上进行了诸多领域的实验。 发射时间：2002年3月25日22时15分 运载火箭：新型长征二号F捆绑式火箭 发射地点：酒泉卫星发射中心
QFT飞行控制系统设计
QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。
航天里面比较好的一些单位
航天里面比较好的一些单位 [转]面向航天系统的单位据说比较好的（以下转载自西祠胡同）一院：一部、12所、14所 二院：二部、23所、25所 三院：三部、33所、31所 五院：501、502、503 排名如下，供大家参考： 第一：一部，501 第二：三部，502 第三：12所，33所，14所，25所 第四：二部，23所，31所，503 现在过去能排队分房子的有501，502，33所 工资最高的应该是1部、3部、33所，好点的室硕士8万问题不大 发展前景最好的应该是501、1部 车最多的是3部，33所 综合地理位置以及实力来看12所最好 一院一部，二院二部，上海八院，还有航天测控我都面试过，都基本拿到了OFFER，其他的院所也有所了解，据我打听待遇都差不了太多，二院二部主要是在市区，而且不提供住宿，这样要自己租房，待遇一算就低了。至于奖金和发展前途，总体发展前途一院一部和五院几个所好一些，属于科技集团，卫星火箭发展火，宣传也好。二院三院属于科工集团，搞导弹相对低调一些，这几年没有科技火，投入也少，它们总体部招的人也少，二院搞防空导弹，属于防御武器，三院搞岸舰导弹，主要属于进攻武器，国家这几年投入三院多点，所以奖金可能比二院多点。另外，本人签二院二部了，希望以上能给大家一点参考，不过其实这些真的很难说，要综合自己情况考虑。 航天\科工\所属单位大整理 *****航天科技集团与航天科工集团分家之前的设置****** 航天一院:运载火箭技术研究院 航天二院:地空导弹研究院(长峰集团) 航天三院:飞航导弹研究院(海鹰集团) 航天四院:航天化学动力研究院(固体)西安 航天五院:空间技术研究院 航天六院:中国河西化工机械公司(内蒙古) 航天七院:航天建筑设计研究院 航天八院:上海航天技术研究院(上海航天局) 航天九院:航天基础电子技术研究院 航天十院:航天时代仪器公司（北京）
西工大飞行控制系统总复习
总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（侧滑角）：空速向量v 与飞机对称平面的夹角。以v 处于对称面右为正。 5、坐标系间的关系 机体轴系b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0 1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具 中国航天航空技术的快速发展 中国航天航空技术的快速发展 中华人民共和国的航天事业起步于20世纪五十年代末，自1970年4月24日，中国自制的第一颗人造卫星--东方红一号发射成功，我国成为世界上第5个发射卫星的国家。至2005年初，中国已成功发射了四十多颗人造卫星。 航天又称空间飞行或宇宙航行。“航天”系泛指航天器在太空在地球大气层以外（包括太阳系内）的航行活动，粗分为载人航天和不载人航天两大类。“航天”这个人类历史长河中的新事物应用了众多涉及基本概念的名词，这些名词与“航空"有很大差别。 航天生活宇宙环境是极为恶劣的，对人体有害的主要因素是高真空、高缺氧、宇宙辐射、温度差异等，这些不利因素会对人体产生严重伤害。在这种环境中，航天员是无法生存和工作的。面对严峻的宇宙空间环境，怎样才能保证航天员的生命安全呢？我们的科技人员为其研制了一个基本与外界隔绝的密闭环境即密闭座舱，用来保护航天员。 在太空中，一会儿是早晨，一会儿是黑夜。人们长期的生活习惯是“日出而作，日落而息”，睡眠一般都安排在夜晚。飞船在航天飞行中的昼夜周期和我们在地球上的昼夜周期是不同的。地球上的一天是一次日落日出，并定为24小时。空间飞行时的一次日落日出，周期长短不一，因为它和飞船绕地球飞行的轨道高低相关。轨道高，昼夜周期就长；轨道低，昼夜周期就短。飞船航天飞行期间的昼夜周期，白天和黑夜时间长短是不一致的，白天时间长，黑夜时间短，90分钟一个昼夜周期，最长的黑夜仅仅是37分钟。飞船由地球阳面进入阴面时，就如同由白天进入黄昏黑夜一样。航天飞机速度很快，太阳出来时好像“迅雷”似的一跃而出，太阳落山时也如“旋风”一样迅速地隐去。 一个航天员曾经这样描述宇宙间的一天：早晨，计算机控制的钟唤醒我们起床。醒来拉开窗帘看宇宙空间，阳光灿烂，天色真美。可是不大一会儿，太阳没有了，天暗下来了，黑夜来临了，我们想又该睡觉了吧。真是有趣极了，一会儿是早晨，一会儿是黑夜…… 在宇宙空间最特殊的就是睡觉姿势，失重时，身体完全放松会自然形成一种弓状姿势。航天专家认为，在太空中睡眠，身体稍微弯曲成弓状，比完全伸直平躺着要舒服得多。 航天员在太空飞行中，睡袋一般固定在飞船内的舱壁上，如果不这样，飞船内的姿态在发动机开动时，就可能跟舱壁碰撞。所以，航天员一般还是喜欢将睡袋紧贴着舱壁睡觉，这样就像睡在床上一样舒服。在失重时，反正分不清上和下，站着躺着睡都一样，所以，航天员既可以靠着天花板睡，又可以笔直地站着靠墙壁睡，想怎么睡都是可以的。 由于人在失重时飘浮，航天员行动起来会感到困难和不方便，动作都不像在地面上那样协调。坐立不稳摇摇晃晃，稍一抬头仰身就有可能来个大翻身，弯腰时又可能翻筋斗，所以一切动作都得小心从事。 第一章、预备知识 1、国际标准大气的参数（P2：1.1.1） 2、ISA DEV的计算 3、飞行马赫数对飞机升力系数、阻力系数和升阻比的影响（P6-7:1.21） 4、飞机重心位置对飞机升、阻力的影响（P8:1.2.2） 5、扰流板的作用（P9:1.2.4） 6、FAR失速速度和1g失速速度的区别（P10） 7、衡量飞机空气动力性能好与坏的标准（P7:1.2.1.4） 8、燃气涡轮发动机常用的工作状态（P16:1.3.4） 第二章、起飞性能 1、运输类飞机起飞的定义（P18） 2、起飞过程中涉及到的几个速度：附图1（P18:2.1.1） 3、继续起飞和中断起飞（P37：图2.18） 4、平衡速度、平衡距离和平衡跑道（P36） 5、不平衡跑道起飞速度的选择（P41） 6、起飞航道阶段（P48） 7、限制起飞重量的因素（P50）障碍物限制附图2 8、改进爬升（P57） 9、减推力起飞及安全水平（P62） 10、污染道面与滑水（P65） 第三章、上升、巡航和下降性能 1、现代大型民航运输机上升的一般规定（P73） 2、上升性能分析（P73） 3、典型巡航方式LRC和MRC的区别（P87） 4、直接营运成本的组成以及随速度的变化规律（P103） 5、成本指数（P104） 第四章、着陆性能 1、着陆定义（P106） 2、影响着陆距离因素：VAPP的调定（P108） 3、制动系统的使用（P109） 4、着陆所需距离（P114） 5、限制着陆重量的四个因素（P116） 6、快速过站的概念（P119） 第五章、重量与平衡 1、重心位置的表示方法 2、合力矩定理（P131） 3、各种重量的概念及各种重量之间的关系（P132） 4、指数 第六章、飞行计划 1、国际航线和国内航线加油量的规定（P146） 2、二次放行基本思路和适用条件（P167） 3、延程飞行和60分钟备降规则（P169） 一院：一部、12所、14所 二院：二部、23所、25所 三院：三部、33所、31所 五院：501、502、503 排名如下，供大家参考： 第一：一部，501 第二：三部，502 第三：12所，33所，14所，25所 第四：二部，23所，31所，503 其他的不详细介绍了 现在和过去能排队分房子的有501，502，33所 工资最高的应该是1部、3部、33所，好点的室硕士18万问题不大 发展前景最好的应该是501、1部、33所 车最多的是3部和33所 综合地理位置以及实力来看12所最好 一院一部，二院二部，上海八院，据我打听待遇都差不了太多，二院二部主要是在市区，而且不提供住宿，这样要自己租房，待遇一算就低了。至于奖金和发展前途，总体发展前途一院一部和五院几个所好一些，属于科技集团，卫星火箭发展火，宣传也好。二院三院属于科工集团，搞导弹相对低调一些，二院搞防空导弹，属于防御武器，三院搞岸舰导弹，主要属于进攻武器，国家这几年投入三院多点，所以奖金可能比二院多点。另外，本人签二院二部了，希望以上能给大家一点参考，不过其实这些真的很难说，要综合自己情况考虑。 航天\科工\所属单位大整理 *****航天科技集团与航天科工集团分家之前的设置****** 航天一院:运载火箭技术研究院 航天二院:地空导弹研究院(长峰集团) 航天三院:飞航导弹研究院(海鹰集团) 航天四院:航天化学动力研究院(固体)西安 航天五院:空间技术研究院 航天六院:中国河西化工机械公司(内蒙古) 航天七院:航天建筑设计研究院 航天八院:上海航天技术研究院(上海航天局) 航天九院:航天基础电子技术研究院 航天十院:航天时代仪器公司（北京） *****中国航天科技集团***** 下属五个研究院，两个基地 中国运载火箭研究院（第一研究院） 航天化学动力技术研究院（第四研究院） 中国空间技术研究院（第五研究院） 上海航天技术研究院（第八研究院） 中国航天电子基础技术研究院 飞行操纵系统 飞行操纵系统 ——飞机系统结课论文 指导老师：闫凤良 班级：080441D 学号：080441436 姓名：朱仕广 2010.6.25 摘要：飞行操纵系统是飞机在天空中自由飞行必不可少的系统。飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。此文对飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例进行简单介绍。 关键词：飞行操纵系统空客A320的操纵系统相关案例 正文： 飞机要想在天空中自由自在的翱翔，飞行操纵系统是必不可少的。飞行操纵系统让飞机在空中能按照人的意愿自由改变飞行状态，从而飞抵人们想要飞去的地方。下面，我们简单介绍飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例。 一、飞行操纵系统 定义：飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。 1.飞行操纵系统分类 按照操纵指令的来源分为：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。 （1）人工飞行操纵系统：其操纵信号由驾驶员发出。包括主飞行操纵系统和辅助飞行操纵系统。 主飞行操纵系统：操纵升降舵、方向舵、副翼、三个主舵面，实现飞机的俯仰、偏航和滚转操纵；辅助飞行操纵系统：操纵襟翼、副翼、扰流板、调整片等增升、增阻及水平安定面配平、方向舵配平等系统。 （2）自动飞行控制系统：其操纵信号由系统本身发出。 对飞机实施自动和半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对扰动的响应。 包括：自动驾驶、飞行指引和自动油门。 按照指令的执行方式来分： （1）机械式操纵系统 （2）电传操纵系统 2.基本飞行操纵原理 （1）飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶 涡轮发动机飞机 第六章自动飞行控制系统AFCS 自动飞行控制系统的组成和基本功能 自动驾驶仪（AP）飞行指引（FD）偏航阻尼系统（YDS）俯仰配平系统（Auto Trim）自动油门系统（ATS） 6.1自动飞行控制系统AFCS的组成和基本功能 系统的功用——自动飞行控制系统可在除起飞的飞机的整个飞行阶段中使用：离场、爬升、巡航、下降和进近着陆。 6.1.1 自动飞行控制系统AFCS由下列分系统组成： 自动驾驶仪(A/P)—既可用于控制飞行轨迹，也可用于控制飞行速度减轻飞行员 的工作负担，还可实现飞机的自动着陆。 飞行指引仪(F/D) 在PFD或EADI上显示计算机提供的自动飞行的指令使飞行 员按照飞行指引杆的指引驾驶飞机，或监控飞机的姿态。自动配平系统自动调节飞机的水平安定门，改善飞机的俯仰稳定性 偏航阻尼系统（Y/D）改善飞机整个飞行阶段的动态稳定性 自动油门系统（ATS）自动调节发动机输出功率，实现最佳飞行，并减轻飞行 员的负担。 偏航阻尼系统与自动配平系统合称为增稳系统。 飞行管理系统FMS 在现代飞机上，利用飞行管理系统FMS，可完成对飞机的全自动导航； 提供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨迹和垂直飞行剖面的计算， 实现最佳飞行。FMS的输出信号加到AFCS,控制自动飞行控制系统 的工作，实现对飞机的制导和推力管理；同时监测AFCS的工作，防止 飞机在不正常条件下的自动飞行。 6.1.3 AFCS的基本结构 AFCS的基本组成： 飞行控制计算机——计算控制指令。 控制板——（方式控制板MCP）是人机接口，用于向计算机输入飞行员的控制 指令，如飞行方式、速度、高度等。 输出设备——将计算机产生的控制信号加到飞行控制系统（通过舵机控制飞行操 纵面等），将显示信息输往显示器。 数字式AFCS的结构 80年代AP/FD计算机集成为FCC。 电子飞行控制系统EFCS的结构 《飞行性能与计划》课程教学大纲 【课程编号】 【课程名称】中文名称：民航地勤服务 【学时学分】 48学时；【实验和上机学时】0学时 【课程类型】系级必修课【开课模式】必修课 【先修课程】 【开课单位】国际民航与安全学院【开课学期】第3学期 【授课对象】法律事务（航空港方向）专业【考核方式】考试 一、本课程的性质、目的与任务 本课程是航空港专业的一门专业课,系级选修课。通过学习本课程内容,使学生初步掌握民航运输机飞行性能特点、规范要求及简单的计算和查图表方法,了解航线飞行计划制定的主要内容及基本方法(主要是指燃油计划),为其今后在航线运输飞行中发挥航线运输机飞行性能、制定相应的飞行计划从理论上打下良好的基础。 二、课程的教学内容、基本要求和学时分配 1. 预备知识（2学时） ①国际标准大气的规定与真实大气及气体参数比; ②高速飞机的升、阻力系数的变化规律及衡量高速飞机气动效率的参数; ③喷气式发动机推力变化特性; ④喷气式发动机燃油特性。 2. 起飞性能（4学时） ①起飞剖面和基本定义 ②全发起飞性能分析 ③中断起飞和继续起飞距离 ④平衡场长与不平衡场长及极限起飞重量 ⑤确定最大起飞重量和起飞特征速度(V1、VR、V2) ⑥减推力起飞和减噪音起飞 ⑦改进爬升、污染跑道上起飞 3.上升、巡航和下降性能（2学时） ①上升性能 ②下降性能 ③分析巡航性能的基本知识 ④不同巡航方式性能分析 ⑤运输飞行的经济性 4.着陆性能（2学时） ①影响着陆性能的因素 ②如何发挥飞机的着陆性能 ③在污染道面上的着陆性能 ④最大着陆重量的确定 ⑤快速回程飞行与刹车冷却 5.重量与平衡（4学时） ①重量与平衡 ②确定民航运输机装载是否符合要求一实践练习 6.飞行计划的制定（8学时） ①飞行计划主要内容、计算方法和主要使用的图表 ②用简易飞行计划图表制定航班飞行燃油计划 ③航线飞行前确定最大起飞重量一实践练习 ④航线燃油计划的制定一综合练习 基本要求：了解航线运输机飞行性能规范和要求。（按FAR-25部和CCAR-25部规范和要求）。了解航线运输机的一些重要飞行性能参数的简单计算方法。熟练应用航线运输机飞行性能图表,结合一些简单的计算,查找并计算出航线运输机的一些重要飞行性能参数。掌握应用航线运输机装载图确定航班飞行飞机的正确装载、重心位置和起飞配平要求，航线运输机航线飞行计划的制定方法(主要指燃油计划),并能通过查图表和简单计算制定航班飞行燃油计划。 三、教材及主要参考书 学习情景1 课程导论 1.飞行控制系统发展概述 自动飞行控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置即已出现。 1.1方向稳定器 1873年，法国雷纳德（C.C.Renard）无人多翼滑翔机的方向稳定器。 1.2 电动陀螺稳定装置-姿态稳定 1914年，美国的爱莫尔·斯派雷（Eimer Sperry）研制成功第一台可以保持飞机稳定平飞的电动陀螺稳定装置，该装置利用陀螺的稳定性和进动性，建立一个测量基准，用来测量飞机的姿态，它和飞机的控制装置连在一起，一旦飞机偏离指定的状态，这个机构就通过飞机的控制装置操纵飞机的舵面偏转使飞机恢复到原来的状态。 1.3 自动驾驶仪 20世纪30年代出现了可以控制和保持飞机高度、速度和航迹的自动驾驶仪。 第二次世界大战促使自动驾驶仪等设备得到进一步发展，由过去气动-液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个 或两个陀螺来操纵飞机，并可作机动、爬高及自动保持高度等。 二次大战期间，美国和原苏联相继研制出功能较完善的电气式自动驾驶仪C-1和其仿制品A∏-5； 德国在二战后期研制成功飞航式导弹V-1和弹道式导弹V-2， 更进一步促进了飞行自动控制装置的研制和发展。 20世纪50年代后，和导航系统、仪表着陆系统相联，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。 1.4 自动飞行控制系统 1947年成功突破音障后，飞机的飞行包线（飞行速度和高度的变化范围）扩大，越来越复杂的飞行任务对飞机性能的要求也越来越高，仅靠气动布局和发动机设计所获得的飞机性能已经很难满足复杂飞行任务的要求。因此，借助于自动控制技术来改善飞机稳定性的飞行自动控制装置（如增稳系统）相继问世，在此基础上，自动驾驶仪的功能得到进一步的扩展，发展成为自动飞行控制系统（AFCS）。 20世纪60年代，产生了随控布局飞行器（congtrol configured vehicle--CCV）的设计思想。 20世纪60年代前的以模拟电路或模拟计算机为主要计算装置的飞行控制系统，逐渐发展成为现在已普遍应用的数字式飞行控制系统，这也为新技术应用和更复杂更完善系统的综合提供了实现的可能性。例如： 主动控制技术（active control technology—ACT）； 余度技术 容错控制技术 20世纪80年代得到迅速发展的火/推/飞综合控制系统等。 20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一个综合系统，使飞机的各种传感器数据、指1 飞行控制系统的硬件设计
中国航天航空技术的快速发展
飞行性能性能复习提要
航天科工,航天科技下属单位资料
飞行操纵系统
自动飞行控制系统 AFCS
飞行性能与计划教学大纲
自动飞行控制系统电子讲稿第一部分