电传系统设计研究

第27卷第3期飞机设计Vol. 27 No. 32007年6月AIRCRAFT DESIGNJun 2007文章编号: 73-459203003-090电传系统设计研究邵荣士(沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳100035)摘要:研究了纵向电传系统前向指令回路非线性校正、过载指令的设计和综合、C '反馈回路的设计、调参规律的选取、校正网络特征、闭环系统稳定性、闭环系统相位补偿以及放宽静安定度补偿方法等，并对伺服弹性回路和人-机耦合回路的综合设计进行了研讨。关键词:非线性校正;指令模型;C .反馈;增益调参;系统校正;放宽静安定补偿;结构陷波器;驾驶员诱发振荡.中国分类号: V227*. 83文献标识码: AResearch of Fly-By-Wire Fight Control System DesignSHAO Rong- shi(Shenyang Aircraft Design & Research Institute , Shenyang 110035, China)Abstract: The correction of nonlinearity in forward command loop, design and synthesis of g com-mand, design of C* feedback loop, selection of gain scheduling law , characteristics of corrective net-work, stability and phase compensation of closed loop system , and compensation method for relaxationstatic stability were studied in this paper. And synthesis designs for aeroservoelastic loop and pilot- air-craft coupling loop were also mentioned.Key words: nonlinearity correction ; command model; C * feedback ; gain scheduling; system correc-tion; relaxation static stability compensation ; structural notch filter ; pilot induced oscillation可分别独立地操纵;1指令回路(3)杆力或杆位移(脚蹬力或脚蹬位移)要适由驾驶杆的输人到C'反馈综合口的通道称中，其中力感更重要;指令回路:它由中央操纵机构的杆力-杆位移非(4)纵、横、航向操纵力要匹配:杆在1/4线性特性、杆力或杆位移传感器、过载指令梯度、行程时，纵/横向操纵力比值为2:脚蹬力/横向电配平、过载限制器及指令模型所组成"。纵向操纵力比值为5~8;控制律方块图见图1。(5)歼击机纵向最大杆力合适值为8 ~ 101.1中央操纵机构kg,压杆为4~5 kg.最大脚蹬力为30 kg;纵向(1)推杆低头，拉杆抬头;左压左倾，右压单位中国煤化工g,杆位移梯度为右倾;左蹬左转,右蹬右转;12 mnYHCNMHG(2)驾驶员既可同时操纵升降舵和副翼,亦(6)杆力预载(启动力)的合适值为0.5~0.8收穰日期: 2006 -06-07;修订日期: 2007-05-2034飞机设计第27卷.kg,操纵杆力具有回中趋势;速度: 1/7。(7)杆力到舵面操纵延时不应超过人的反应限幅+25°指令梯度配平过载限制器r图机械预载滤波10L0-圆9四号6δ-0P至横向e =0.3kgq=2.25kg至航向223零限幅器;b=4.5kgq.=4883kg/ m2零限幅器‘q.-9765kg/ m?q=14648kg/ m2f(4)变增益-6-四田0|过调防止开关(自动)| az30' 251B(S)限幅高通伺服器A(S)助力器a(52)20r@00。-+20.7(52)5+(52) S+20厂a<30'滤波00N-st1s图1 YF - 16纵向控制律1.2非线性校正象限为杆力F,与杆位移X,的非线性对应关系;第中央操纵机构纵向杆力/杆位移成非线性关I象限为杆位移传感器输出电压V:与X,的线性关系:中立附近梯度大，而在大位移状态梯度小，系;第IV象限为所要求的校正后电压Vz (即控制即较小杆力变化可获得较大杆位移。驾驶杆的机电压V。)与杆力的线性关系，由I,IV象限对应.械输出必须转为电信号方可为电传系统所用，如所得第亚象限即为所求的非线性校正特性。采用杆位移传感器,则需设计- -非线性校正特性,1.3指令模型以期满足杆力对飞机过载的线性要求。非线性校在指令回路中大闭环综合口前设置有一阶惯正特性是采用直角坐标系旋转变换求得的口l,该性环节的滤波器。由于高增益快反应的电传系统法不仅可以将一个非线性函数转变为线性函数,可以紧跟该滤波器的输出，故称其为电传系统的还可用于任--非线性函数对另--类非线性函数的指令模型。它主要用于平缓飞行员的剧烈操纵。转换。图2示出了推杆情况的非线性校正，第I指令模型的转折频率一般设计在4~ 10之间，即该一阶惯性环节的时间常数在0.1 ~0.25 s之间。F-4, YF-16,单轴模拟式、数字式的指令模型转mm▲x,十9折频率分别为6，4, 6, 5 rad/so .k =0.03592v/mm某机过分追求小幅值等效拟配指标(等效延时、拟配阻尼比等)，与指令模型(w = 10)并联126了比例环节(见图3)，且其增益是惯性环节的F3.75倍(k, = 1.5,后=0.4)，一阶惯性环节的M 33409361 70.8 4.8[b2中国煤化工. 3.25一MHCNMH G&-2中(V) .ny,wo,a图2推杆非线性校正图3某机指令模型方块图第3期邵荣士:电传系统设计研究3:指令模型失去其滤波作用，导致“操纵过灵，难2.2 n, 滤波器以控制正常姿态着陆”，由于在大幅值急剧操纵法向加速度计的输出在与俯仰速率陀螺信号时出现PIO(驾驶员诱发振荡),造成坠机二等事混合前要通过-一个一阶滞后滤波器(见图4)，该故[3]。滤波器主要用于消除n,传感器非操纵信号噪声，并抵制结构模态信号通过法向加速度计耦合到电2过载指令 的设计与综合[4]传系统中来。研究表明，该滤波器的转折频率对2.1 C* 混合比改善系统的时域响应及稳定储备都有重大影响。实现杆力指令飞机的法向过载, ny反馈是必从滤波的角度出发希望转折频率w小好，文献指须的;为改善动态响应品质、提高高空运动阻尼明,w < 4的C*响应曲线是不可接受的，而当w比，w,反馈也是必不可少的。在n,与o,混合的增大到10时，系统增益储备下降5 dB,相位储C"反馈中，n,反馈越强，每g杆力随飞行状态的备下降5°~10°。综上，F-4取w = 4 rad/s;模变化就越小，但同时带来闭环系统稳定储备的降拟式电传:w =6rad/s; YF-16取w = 15 rad/s ;低。文献[5]给出当n,/w,混合比由4.5:1增至9单轴数字式初始阶段w = 5，最后选田= 15:1时，相位储备下降了28 %，减少15°,综合考rad/s。虑，单轴模拟式参照F-4取n,: w2 =4.5:1。飞机(°)s四-果F驾x线口尽1校构问a益正服务平口网个舵力尾十十. 聘各路机面|r|vMy. 速Kny57.38 g度-讯备+1图4纵向电传系统结构图2.3 过载n,与C*反馈系，即当法向机动时，始终伴有俯仰速率产生。指令回路中的过载限制器是通过指令电压与式(1)与式(2)联立得与的对应关系:最大C*反馈电压平衡来实现的，为此要建立过C* =(57.3k。+k,)n,(3)载n,与C"反馈电压的静态对应关系。将速率陀螺和过载传感器的传动比统归于Kon和K,中，由.不同飞行状态下的C*单位过载的反馈电压图3可见:he&,"只与真实飞行速度相关。不同高度和马赫数C' = K。, .w, +Kn,●n,(1)下的单位过载C*反馈电压示于图5中，它主要模拟式电传系统Kn = 0. 6248V/g, Ko, = 0.138.取决于~飞行马赫数而对飞行高度不敏感。8V/(°)s, K,;: Ko, =4.5:1。n,与w,具有如下对应.2.4过载指令电压关系:中国煤化工氏受能力确定，设某机-3g， 由于电传n, = 57.3g°指令。HCNMHGs+6g--4g。为式中: 0为实速, [v] = m/s,[g] = m/s',设计过载限制器的指令电压极值，应取图5中最[w.] = 1/s。上式可见,n,与w,具有- -定的对应关 大飞行马赫数所对应的最小值。假设M.. =36飞机设计第27卷2.0，由图查得,k。" = 0.75V/g，由此可得限制( s+Y"-10器的极限指令电压Vp = k&"An, =4.5V 3V。M:'Y" -M s-M":*-M; 0-些In57.3g1.M: - M°Y$4L57.3gH-0kma0.:解得特征方程式、无阻尼自振频率和阻尼比:5km/8km/|mlkm15km△=s2+(Y*-M°: - M")s- M" - M"*Y"0.18km0.51g5wo =小(M; +M:Y)(6)图5单位过载对应的 C*反馈电压ξ=(Y"-M"-M")/2wo.(7)对不同飞行状态最大指令电压V, = 4.5V所纵向短周期运动自振频率随马赫数增大而增对应的过载限制及飞机舵面所产生的过载能力绘大，随高度增加而单调减少(6);而阻尼比随马赫数制在图6中。增加而下降，当M。≥2.0后所有高度的阻尼比都低于II级品质(ξ =0.15) 要求;当马赫数一定时，阻尼比随高度增加几乎呈直线单调下降，当H. >13.6 km时,阻尼比全部不满足I级(ξ = 0.35)要求。由式(4)解得各 响应量对平尾的传递函数:哭w; =(M-MiY)s+M$Y-M;YD(8)91-19本21mw==r +M: +M :r(9)00.60.81.01.2141.6182.0Mai鸭=57.3(*.°+如)(10)图6不同高度 马赫数下的最大过载指令单位平尾偏度的ov,a,n,及C*反馈电压V:由图可见，只有M。=2.0时, V指令7g的过K" = (M°.Y-M . y")/(M° +M".Y")载信号,然而H>13km的所有状态受到舵面效(11)率限制均无法达到7g的过载。低马赫数区由于K = (M +M". Y)/(-M; -M"'. y"w,在C*中的份量增大，满杆指令不能给出7g过(12)载，低速区主要控制姿态防止失速，要施加防止失速告警或攻角限制。在跨音速区指令信号限制=57.3K%(13)了飞机本身的机动能力，真正实施了过载限制。K。=K,.K; +Ko,●K:(14)如果在俯仰速率反馈通道加人洗除网络(高通滤不同高度、马赫数下C"反馈电压对平尾偏波器),最大过载指令电压会在更大范围内接近度的静态传动比示于图7中。由图可见，它随高7g过载。度增加几乎呈指数曲线衰减，在M。>1.2以后,3调参规律的研究随马赫数变化平缓。高度- -定时, M。=0.9 的K%都最大。计算结果表明. H = 0.M。= 0.9,K% =3.1 C* 传递函数- 1.7中国煤化工=1.8,K =-为确定调参规律，首先要建立C*反馈电压0.089MHCNMHG压的增益是后者V。对平尾偏度φ的传递函数，研究其传动比(增的20倍之多。对于增益变化范围如此之大的系益)随飞行状态(高度，马赫数等)变化的规律。统，如果没有适当的调参规律是很难综合的。根据飞机纵向短周期运动方程第3期邵荣士:电传系统设计研究370.9-0.81.20.7.100.6<0.50.40.6-0.30.4-0.2飞行包线0.2-Ma=L80.1“Hkm.。15 20“H/km15 20图8按表速和高度的调参规律图7单位平尾偏度下的 C*反馈电压4闭环系统稳定性研究3.2调参规律为补偿K%s随飞行条件( H, M。)的剧大变化，4.1开环频率特性 曲线簇模拟电传参照F-4采用了按动压调参规律:q≤1模拟式电传系统试验台架.上曾出现严重抖000 kg/m2时,K, = 1 ;q≥6000 kg/m2时,K。=震B], 排抖后78%状态不满足相位储备要求，个0.4;q在1 000 ~6 000 kg/m2之间用直线连接(该别状态(8 km, M.O. 6)相位储备只有19。等效调参规律与机械系统的力臂调节器相似，力臂调拟配延时增大，阻尼比减小。为此要建立、研究节器规律为:q≤1020 kg/m2时为大力臂110 mm，全 飞行包线范围内的开环频率特性簇。通过台架q≥5000kg/m2时,小力臂80mm,中间按线性试验测绘了18个不同飞行条件下的开环频率特性连接)。经此规律调参后的C*反馈电压对平尾偏并绘制在- -起(图9)。度的增益变化范围仍然很大，在飞行包线内最大由图可见，大多数亚声速状态，如0006( H增益是最小增益的11倍。=0, M。=0.6下同), 0306, 0506, 0508, 0806 ,为寻求更佳的调参规律，首先研究图7的变1108等，它们的相频特性在0 dB穿越频率前的化规律。在全飞行包线内，单位舵偏的C*随飞几倍频程范围内都比较平缓，这表明即使主增益行高度增加而急剧衰减，高空时衰减变缓。在亚降低了几倍也无法增大其相位储备。由试验测得声速状态，其值随马赫数增大而增加，当马赫数增益和相位穿越频率带:大于1.2以后都比较低。基于这些变化，设计按GCF = 0.38 0. 96Hz(18)表速和高度分别调参，然后取最大值:PCF=1.042.75Hz(19)K。= max[K, ,Kn](15)补偿着眼点是设法增大1(U;≤100 m/s)(PCF)-(GCF). = 1.04 -0.96 = 0.08 Hz式中:K, = 100(100m/s 1.2以后，由于K'。都(s/b+ 1)(s/c + 1)(21)比较低而选Kp按式(17)调节，较好的补偿了图6中国煤化工+ 1)的变化规律。经此调参后的系统开环增益在飞行包线范围内的变化由原来的20倍控制在4倍范MHCNMHG(1厂相殃特任围。为电传系统的综合设计创造了条件。二元函φ(w) =- arctg(w/a) + arctg(w/b) +数调参规律的工程实现可参考文献[7]。arctg( w/c) - arctg( w/d)(22)38飞机设计第27卷-34024-32021H()-30018-28011818s 18-26012-24090512七1318-220-200-180宣0主。中(0) 0508-1601+ 0B10-1400006-120-100-105134l -60-8I5 =J818-40-20-240.0.30.4 0.5 0.6 0.8.1.02.03.00.1频率/Hz图9开环频率特性 曲线簇(2)幅频特性H(w)10{-1g[1 +(1 +w/a)*] +增益1g[1 +(1 +a/b)2] +.102 (/+)(827+2))(S+1) (S/80+1)1g[1 +(1 +w/c)*] -1g[1 +(1 + w/d)*]}(23)烟-20相位(3)最大相位滞后频率-30fw≤Vab 0≈Vab(24)0.011001000(4)最大相位超前频率频率rad/s∞r≥Jcd,wr≈cd(25)图10 F--4电传系统校正网络频率响应(5)零相位频率4.3频率特性 曲线簇的补偿oo= V[ad(b+c) -bc(a +d)]/(b+c-a-dI为确定补偿图9曲线簇的校正网络参数，建(26)立网络特征频率与曲线簇穿越频率带关系。(6)最大相位滞后角(1)校正网络零相位频率woφ = φ(w)(27)置oo于系统增益穿越频率带的下限附近:(7)最大相位超前角wo = (CCF).n =0.38 Hz=2.39 rad/s (30)φ = φ(2)(28)(2)最大相位超前频率0)2(8)最大幅值衰减中国煤化工事，的2要稍大于H.im = H(oo)(29)CNMHGF- -4 生存式飞行控制系统校正网络参数:.w1=6.66 rnd/s (31)W。= [1,4,27 ,80](3)最大转折频率d该二阶网络的幅、相频率特性曲线示于图10。置校正网络第四个转折频率于相位穿越频率第3期邵荣士:电传系统设计研究39带上限:d≈(PCF) x =2.75 Hz=17. 28 rad/s (32)5放宽静安定度补偿(4)转折频率间隔5.1放宽静安定度的影响选几何对称的滞后--引前校正网络，即所谓放宽静安定性即将重心后移，改变重心m =b: a=d: c,ad=bc(32)与气动焦点相对位置,把飞机的静安定性设计的经综合并参考文献[5],取:比正常值更小，甚至设计成静不安定的。图12示m =4，c:b=2(33)出重心X，由正常重心0.33后移至0.37及0.42解式(29) ~式(33)，确定校正网络参数为:后与气动焦点的相对位置。对于位置，马赫a=0.5,b=2,c=4,d=16(34)数小于0.9都是不安定的。在此情况下迎角增加校正网络传递函数为:引起的升力增加又加剧了飞机的俯仰，形成正反W.(s) = (s/2 +1)(s/4 +1)/(2s + 1)(s/16+ 1)馈，飞机是可以操纵的;对于超声速状态重心后.(35)移减小了焦点至重心的力臂，无阻尼自振频率降低，操纵品质变差。其频率特征为:w1=1 rad/s, wo=2.83 rad/s, wz=8 rad/sMa=lMa=2.00321Ma=1.5Ma=2.2(36)0.500.48Ma=1.2至此将原校正网络[1, 4, 7, 48]参数改为0.46-0.44Ma=1.0[0.5, 2, 4, 16](F--4 校正网络参数为[1, 4, 27,0.42Xn80])后，参数稳定储备全部满足要求(见图11)。0.40|Ma=0.80.380.36081300090.34-.1818-181318_1815% 0006160.32H30 F1108- oh160.301015070-0006 13153180856512_ 1124图12不同飞行状态 下的气动焦点。6l0806 J8155” 1515 0009 0309重心后移是电传系统的重要功能，它减小了20506036.388g配平飞机所需平尾偏度,减小配平阻力，飞机加40109-+7056080 tr速性和爬升速度增加，从而提高机动性能。平尾20 F配平偏度的减小，提高了飞机纵向过载机动能力。1930.4 0.50.6 0.8 1.2.03.5.2放宽静安定性的补偿(GCF)(PCF)Hz重心后移后，气动焦点和重心位置发生了相图11补偿后 系统的增益和相位储备对变化，它直接影响了纵向俯仰力矩变化:原相位储备只有19°的8 km, 0.6 马赫数状M =S7.3950^(8,-8;).C;(37)态，相位储备增至51.6°，净增32. 6°;经校正补J偿后系统相位穿越频率带由原来的1. 04 ~2.75 Hz式中: X为重心位置; 8,为气动焦点位置。根据变成1.81 ~2. 84 Hz,平均净增0.59 Hz。相频和飞机纵向运动方程, M2的改变只能用平尾φ的偏幅频穿越频率带最小距离(PCF) m- (GCF)转力矩来平衡，即做由原来的0.08 Hz扩大到0.79 Hz。幅值储备平mza+mzp=0(38)均净增2.12dB,原来不满足10dB储备的5个状mz = (Xr- Xp)C;(39)态全部满足要求。此外,操纵品质也得到改善，代人上式得通过不同重心，各种飞行条件, 2种工作模式52(Xp- Xp)C;a +mzφ =0(40)种情况大量试验表明，无阻尼自振频率平均净增中国煤化工“,来补偿，则有0. 42 rad/s,全部满足I级要求;相位阻尼比增大(41)0.1,等效拟配延时平均减少0. 04 s,很好地解决TYHCNMHGAφ =-0Xr Aa = K-Knsa(42)了系统稳定性和过渡性矛盾，为该电传系统能够上天试飞扫除障碍。式中: 0X,为系统重心后移的相对值,重心由0. 3340飞机设计第27卷移至0.42时, 0Xp =0.42 -0.33 =0.09;由于mz除传感器输出加滤波器外，主要在正馈通道加置<0,所以Aq/Aa始终为正值，即正的迎角增量结构滤波器，又称陷波器。要用平尾正偏度来补偿静安定度的降低。某飞机不6.2结构陷波器同飞行条件( M。, H )下的C,/m2绘制在图13。初始设计阶段,可用三阶弹性形态，平尾刚度旋转形态和相应的广义刚度进行稳定性分析,9个-C/M:H=1kmH=l3km最终校核要考虑w≤30 Hz的全部形态。通过机H=8kmH=15km翼有限元及机身加平尾数字模型，建立全机数字H=18km模型，并由共振试验求得全机纵向前三阶弹性频H=20km率(某机前三阶频率分别为8.5 Hz、10. 46 Hz、65+2.5(Ma-0.4)Y /H-311.75 Hz)。结构陷波器滤波器的形态参见图14。0.1.52.010.(最)+号s+1宜-2000-150图13放宽静安定性补偿规律罗-20[简+84+] [+1]100曲线表明，在低马赫数区汇集在Ku = C,;/mq套-.30相位=5的直线，在M。> 1.0后，Kw剧然上升,在高- -540-马赫数区上升梯度变缓。根据图12,当x=0.42时,静安定度还是可以的，所以重点补偿马-30.011.01000”100赫数小于1.2,特别是亚跨声速状态，为实现简频率rad/s单，补偿规律取为:图14 F-4 结构滤波器频率响应p5M。≤0.4陷波器的分子是-一个阻尼比只有0.05的二阶Kw={5+25(M。-0.4)0.4 11 km,所分母是阻尼比为0.7无超调的二阶滞后环节，其以飞行条件都是过补偿，用以克制由迎角传感器至频率略低于分母的频率。为对w≤30 Hz全部形平尾的传递滞后。应当说明的是补偿规律的选取并态都有衰减，还串有转折频率为50 mVs一阶滤不是唯一的，斜线折点也可以从0.5-0.8M。开波器，全部环节传递函数为:始，斜率也可不同，最后要通过仿真计算来校核。W(s) = (s'/602 +2*0. 05s/60 + 1)/(s2/562 +2*0.7s/56 + 1)(s/50 + 1)(44)6气动伺服弹性及结构限波器7人-机回路的综合设计6.1气动伺服弹性稳定性气动伺服弹性稳定性是电传系统研制中的另7.1人-机回路及驾驶员模型一重要回路，即由电传系统的前向回路、弹性飞除电传操纵系统本身的闭合回路和考虑飞机机和反馈回路构成的伺服弹性回路的综合设计问气动伺服弹性的稳定回路外，还有一个大回路,题。带有飞控系统的飞机在气动力、弹性力、惯即人-机闭合回路，它是由驾驶员和装有飞行控性力和控制系统的作用下，有可能出现伺服弹性制系统飞机所组成(见图15)。驾驶员模型为:和气动伺服弹性不稳定现象，一旦出现将危及飞G,(s) = K,(45)机安全。飞机结构并非刚体，而是- 一个弹性体。当电传系统操纵时，舵面、机翼、机身在空气动式中:中国煤化工大小;T, T。分别力作用下产生弹性变形和振动，平尾的弹性振动为驾马HCNMHG常数;T为驾驶员.会通过机身的弯曲模态传递给加速度计和俯仰速反应的纯延时。e有如下表达式率陀螺，这些传感器又通过高增益电传系统激励.eia = coswt - jsinot(46)舵面构成结构模态耦合，为防止这种耦合振荡外,e”≌1-rs(47)第3期邵荣士:电传系统设计研究41 - rs/2本文研讨了电传系统本身、结构模态耦合以(48)1 + rs/2及人-机回路的综合设计问题。关于电传系统激1 -rs/2 + r2s?/8(49)励平尾抖振以及舵面铰链力矩类比公式等分别见1 + rs/2 +7232/8文献[8]及文献[11]。驾驶员的操纵反应延时约为1/7 s。每个驾驶员的模型指数是不同的，因每个人的神经网络、8结束语飞行经验和对电传系统的适应程度都存在差别。本文根据我国首创的某机电传系统开发设计因此，人-机回路的稳定性分析通常避开驾驶员中的关键技术及突破方法所进行的技术总结和学而严格电传本身的设计上。术提升。它研讨了有关电传系统的3个闭环:①刚体飞机与电传指令回路、前向回路和反馈回路俯仰姿态控制力.控制误差构成的基体;②伺服弹性飞机与电传系统闭合和_ o.o日。驾驶员- EFCS结构模态耦合;③飞行员与电传其体组成的大闭机体环，人-机回路诱发振荡。本文未阐及的电传系统的平尾抖振及舵面铰链力矩类比公式等请见文图15姿态控制回路方块图献[13]及文献[11]。7.2 GM-PM 准则[4]参考文献选取图15中姿态角对杆力的传递函数:1 +Ts[1]邵荣土. YF-16 电传操纵系统控制率分析[J].飞机设计,F. 8” 1 +τS 1 +(25/w,)s+ (1/w,)s21998，(4): 26--34.(50)[2]邵荣士.非线形校正的研究[J].飞机设计, 1987， (4):1--13.式中: K为俯仰速率对杆力比的稳态值，它也正[3]邵荣士.航空自动控制系统中的延时及其补偿[J].飞机设比于法向过载对杆力之比计, 2004, (3): 40- 44.5.3g (51)4]邵荣士电传系统过载指令的设计与综合[J]. 飞机设计，1987, (3): 20--25.stedy -tate计算或试验求出并绘制式(50)的频率特性，[S] Robert L K. Survivable fight control system studie, analyses andapproach. Supplement For Control Law Development Studies[ R].求出幅、相稳定储备，利用幅、相储备准则判断AD -729 207.PIO趋势。最佳设计点的杆力梯度为22 N/g,最[6] 邵荣士.纵向电传系统调参规律的研究[J].飞机设计，佳阻尼为0.67,最佳延时τ =0。当延时大于.1988，(1): 19- -30.0.16s时就进入I级PIO趋势。某单轴数字式电[7]邵荣士.双变量函数调节规律的工程实现和调整方法[J].传杆力梯度为15 N/g,杆位移小、杆轻不易控制航空学报，1982, (1): 78-85.正常姿态着陆;系统延时大，试飞延时均超过8]邵荣士、电传系统的谐波振酱[J].航空学报，1993, (2):6-71.0.2s以上;加之指令回路设计不当(见图16)、9]邵荣士.电传系统的相位补偿[].航空学报，1994, (6):舵机速率饱和、姿态角变化严重滞后驾驶杆运动,745- -748. .飞行员剧烈操纵，舵面封死而导致坠机二等事故。[10]邵荣士、RC 校正网络与SD补偿装置[J].自动化学报，1979，(4): 266- -281.\1.5[组[11]顾诵芬，飞机总体设计[M].北京:北京航空航天大学出II级.5-4.3良好的版社，2001. 186- -202.初始响应缓慢的°级[12]文传源，现代飞行控制系统[M].北京:北京航空航天大F:m快速的学出版社，1992.13] Shao Ronghi. Study of fly-by- wire sytem stbili[C]. 19th最佳状态中国煤化工the Aroautical SciencesI=0Clfori, USA. 1994,I级0-4.8 .YHCNMHGPIO趋势603Tg=0.5作者简介邵荣士(1937-)，男，辽宁沈阳人，研究员，主要从事飞行控制图16各种参 量变化对PI0趋势的影响系统设计。