二、姿态稳定性与控制

1、飞机的操纵机构

飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、副翼及油门杆来控制。下面叙述一下飞机各操纵机构的偏转极性及产生的力矩的极性。
升降舵偏转角用δy表示，规定升降舵后缘下偏为正。δy正向偏转产生的俯仰力矩M为负值，既低头力矩。
副翼偏转角用δx表示，规定右副翼后缘下偏（左副翼随同上偏）为正。δx正向偏转产生的滚转力矩L为负值。
方向舵偏转角用δz表示，规定方向舵后缘向左偏转为正。δz正向偏转产生的偏航力矩N为负值。
下图中表示的L、M、N均为正值。

舵面与操纵机构的偏转极性

2、关于稳定性和操纵性的概念

飞机的飞行运动可分为基准运动和扰动运动。基准运动（也称未扰运动）是指各运动参数完全按预定的规律变化。扰动运动是指由于受到外干扰而偏离基准运动的运动。外干扰可能来自大气的扰动、发动机推力的改变或驾驶员的偶然操纵等。在外干扰作用停止之后，至少在某一段时间内，飞机不按基准运动的规律运动，而是按扰动运动的规律运动。经过一段时间，若飞机能从扰动运动恢复到基准运动，则称基准运动是稳定的。若扰动运动越来越离开基准运动，则称基准运动是不稳定的。若扰动运动既不恢复也不远离基准运动，则称基准运动是中立稳定的。这样的定义是运动稳定性的定义，也称为动稳定性。
解算动稳定性问题是比较复杂的，在飞机气动设计之初还不具备解算动稳定性的条件，但又必须考虑动稳定性问题。为了在一定程度上控制稳定性品质，提出了静稳定性概念。提出静稳定性概念并不是说飞机有两种意义的稳定性。稳定性是唯一的，即动稳定性，静稳定性是指在外干扰停止作用的最初瞬间，鉴别运动参数变化的趋势。例如，飞机受扰后，迎角α偏离原平衡位置；干扰消除后，靠飞机本身的气动特性（驾驶员不偏转舵面）使飞机有恢复、远离或既不恢复也不远离平衡位置的趋势，分别称为静稳定、静不稳定和静中立稳定。
操纵性问题与稳定性问题相互区别又相互关联。操纵性问题研究的是为实现某一飞行状态应该怎样操纵飞机，以及易于操纵的条件，操纵力是否适度，飞机对操纵响应的快慢等。飞机稳定性和操纵性的好坏，完全取决于飞机的气动特性和结构参数（如重量大小、转动惯量等）。因此，我们只有从研究作用在飞机上的外力着手，建立飞机的运动方程式，才能对稳定性和操纵性问题作出定量分析。
对飞机运动的控制通常是利用“三舵”、“一杆”进行的。三舵指的是三个运动舵面，即升降舵，用来控制飞机的俯仰运动；方向舵用来控制飞行的偏航运动；副翼用来控制飞机的倾斜运动。一杆即是指发动机的油门控制杆，用来控制发动机的推力大小。飞机的四个操纵机构，亦称为飞机的四个控制量，用来控制飞机在空间的六个自由度运动，或者说控制飞行的六个被控参量：三个位移量（高度H、速度V和侧向偏离Z），三个角运动量（俯仰角θ、偏航角ψ和倾斜角Φ）。
由此我们可以把飞机在空间的运动表示成下图所示的动力学环节。图中左侧的δx、δy、δz、δp称为环节的输入量或控制作用，右侧的θ、Φ、ψ、H、V和Z称为环节的输出量，亦称被控制量。

飞机运动力学环节示意图

对固定翼飞机来说，由于飞机结构和运动的特点，通常把飞机运动分成纵向运动和横侧运动来描述。
飞机纵向运动：在飞机纵向对称平面内的运动。飞机作纵向运动时，作用在飞机上诸外力为：
（1）发动机推力T，方向沿发动机轴线，与机身轴线形成发动机安装角T。一般情况下发动机推力线不一定通过飞机重心。重心对推力线的垂直距离为ZT，当重心在推力线上ZT为正值时，推力T对重心力矩为正。
（2）升力L，垂直于飞行速度V，向上为正。
（3）阻力D，平行于飞行速度V，向后为正。
（4）俯仰力矩Ma（仅指气动力矩），抬头为正。

飞机纵向受力图

3、三大控制回路

自动飞行是用自动控制系统代替驾驶员控制飞机。假设要求飞机作水平直线飞行，驾驶员是如何控制飞机的呢？飞机受干扰（如阵风）偏离原姿态（例如飞机抬头），驾驶员用眼睛观察到仪表板上陀螺地平仪的变化，用大脑作出决定，通过神经系统传递到手臂，推动驾驶杆使升降舵向下偏转，产生相应的下俯力矩，飞机趋于水平。驾驶员又从仪表上看到这一变化，逐渐把驾驶杆收回原位。当飞机回到原态（水平）时，驾驶杆和升降舵面也回到原位。以上过程如图所示。

驾驶员控制飞机的方框图
这是一个“反馈”系统，即闭环系统。图中虚线框表示驾驶员。如前所述，自动飞行是用自动控制系统代替驾驶员，所以自动控制系统中必须包括与虚线框内三个部分相对应的装置，并与飞行器组成一个闭环系统，如图所示。

自动飞行的原理如下：飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏离方向和大小，并输出相应信号，经放大、计算处理，操纵执行机构（称为舵机），使控制面（例如升降舵面）相应偏转。由于整个系统是按负反馈的原则连接的，其结果是使飞机趋向原始状态。当飞机回到原始状态时，敏感元件输出信号为零，舵机以及与其相连的舵面也回原位，飞机重新按原始状态飞行。
由此可见，自动控制系统中的敏感元件、放大计算装置和执行机构可代替驾驶员的眼睛、大脑神经系统与肢体，自动地控制飞机的飞行。这三部分是飞行自动控制系统的核心，称为自动驾驶仪（AutoPilot）。
总之，自动飞行的基本原理就是自动控制理论中最重要、最本质的“反馈控制”原理。
如前所述，实现自动飞行必须通过自动控制系统形成回路。不同的飞行任务要求组成各种不同回路。为便于分析，以固定翼无人机为例，我们认为复杂的自动飞行回路由以下三个回路组成：

（1）舵回路

飞行自动控制系统根据输入信号，通过执行机构（舵机）控制舵面。为改善舵机的性能，通常引入内反馈（将舵机的输出反馈至输入端），形成随动系统（或称伺服系统或伺服回路），简称为舵回路。舵回路由舵机、放大器及反馈元件组成，如图虚线框内所示。图中测速机测出舵面偏转的角速度，反馈给放大器以增大舵回路的阻尼，改善舵回路的性能。位置传感器将舵面角位置信号反馈到舵回路的输入端，从而使控制信号与舵偏角一一对应。舵回路可用伺服系统理论来分析。舵回路的负载是舵面的惯量和作用在舵面上的气动力矩（铰链力矩）。

（2）稳定回路

舵回路加上敏感元件和放大计算装置组成自动驾驶仪，并与飞机组成新回路——稳定回路，如图所示。该回路的主要功能是稳定飞机的姿态，或者说稳定飞机的角运动。敏感元件用来测量飞机的姿态角。由于该回路中包含了飞机，而飞机的动态特性又随飞行条件（如速度、高度等）而异，使稳定回路的分析变得较为复杂。

（3）控制回路

稳定回路加上测量飞机重心位置的元件以及运动学环节（表征飞机空间位置几何关系的环节）又组成一个更大的新回路，称为控制回路（或控制与导引回路，简称制导回路）。下面以飞机自动下滑着陆系统为例，说明控制回路的原理。这里只研究飞机的纵向（俯仰、上下和前后）运动。要求飞机在着地前沿预定航迹下滑到预定高度（十几米），然后将飞机拉平，飞机不断下降，最终以允许的下降速率着陆。预定的下滑航迹是由机场的无线电装置形成的。飞机处于预定下滑航迹，飞机上相应的无线电接收机输出信号为零。飞机偏离下滑航迹，接收机输出相应极性和幅值的信号，送至稳定回路，在自动驾驶仪控制下飞机回到下滑航迹。例如飞机在预定下滑航迹的上方，接收机将某极性的信号送给自动驾驶仪使升降舵下偏，产生低头控制力矩，使飞机进入下滑航迹。飞机进入下滑航迹后，接收机输出为零，舵偏角为零，飞机保持在下滑航迹上。由此可见，飞机重心的运动（即空间位置的变化）是通过控制飞机的角运动来实现的。目前在大气中飞行的大多数飞行器都采用这种方式控制重心运动。控制回路方块图如图所示。

预定下滑轨迹

控制（制导）回路