F18E/F飞控系统说明

LJQC

F/A-18E/F的飞行控制系统是一个电传操纵，全权限控制增稳系统。飞行员的杆舵指令信号经由两个四余度飞控计算机的处理后，对飞机上的14个可动面进行控制。这14个可动面分别为1对前缘襟翼（LEF），1对后缘襟翼（TEF），1对副翼，1对方向舵，1对平尾，1对边条翼扰流板（LEX Spoiler），1对边条翼泄气口（LEX Vent）。

飞控系统有两种工作模式：PA模式适用于飞机起飞和着陆阶段，UA模式适用于飞机空中飞行阶段。系统将根据襟翼开关的位置和飞机当前状态自动切换工作模式。当襟翼开关在HALF或FULL位置且飞行速度低于240节（CAS）时，系统进入PA工作模式。当襟翼开关在AUTO位置或飞行速度大于240节（CAS）时，系统进入UA工作模式。如飞行员将当襟翼开关保持在HALF或FULL位置并加速至240节以上，系统将自动从PA转入UA工作模式，并自动将襟翼收起。因此，襟翼开关是用来切换飞控工作模式的，并不能决定襟翼如何偏转，但可决定襟翼最大偏转角度。HALF时最大偏转30度，FULL时最大偏转40度。

飞控系统按功能可主要分为纵向控制，横向控制，航向控制，襟翼控制和减速控制。

1. 纵向控制
（1）纵向控制通道以纵向杆指令为输入，经由法向过载、俯仰速率、迎角等一系列反馈，根据大气参数来调整各项增益，并最终输出到平尾、方向舵和扰流板。
（2）UA工作模式下，当纵向杆指令输入为0时，系统控制飞机保持1G飞行。高速飞行时采用法向过载反馈，每3.5磅杆力对应1G过载。中低速飞行时采用法向过载和俯仰速率的混合反馈，增加每磅杆力对应的过载，改善中低速的动稳定性和操纵性，并使飞行员意识到获得相同过载所需杆力在增加、速度在减小。迎角超过22度时，加入迎角反馈，杆力进一步增加。
（3）PA工作模式下，系统采用迎角和俯仰速率反馈以增强飞机固有的俯仰阻尼特性和稳定性。此时当纵向杆指令输入为0时，系统不再保持1G飞行，而是保持一个配平迎角。飞行员需要手动配平使飞机保持在进近迎角上。在起降阶段，方向舵内收（Toe-in）以增加飞机的航向稳定性，并有助于在弹射阶段使飞机抬头。方向舵内偏角度在0度迎角或起落架受力（WonW）时达到最大40度。迎角增大到12度时，内偏角减小到0度。迎角超过12度时，杆力也随之增加，以提示飞行员防止失速。
（4）在迎角超过22度时发出较大的低头指令，系统会操纵方向舵外张（flare）、扰流板竖起以增加低头力矩。
（5）纵向控制通道中还加入了滚转速率和偏航速率信号，以防止惯性耦合效应（inertia coupling）产生过多的抬头力矩。
（6）由于边条翼产生的脱体涡会在垂尾前发生破裂，并将垂尾包围在其中，造成双垂尾抖震，引起结构疲劳。为减轻垂尾结构疲劳，系统在大迎角状态下开启边条翼泄气口，用于整理边条涡。



2. 横向控制
（1）纵向控制通道通过差动偏转前缘襟翼、后缘襟翼、平尾和副翼，实现对飞机的横侧操纵。
（2）差动偏转前缘襟翼和后缘襟翼仅发生于UA工作模式中。前缘襟翼根据速度和高度的不同，在25000英尺以下及0.6马赫以上时，最大可差动偏转5度。后缘襟翼根据迎角的不同，在-5度到10度迎角的范围内进行差动偏转。因为在10度迎角以上时，差动偏转后缘襟翼并不能显著改善滚转性能。
（3）无翼下挂载时，最大滚转率限制在了225度/秒。为保护挂架结构，当有翼下挂载时，最大滚转率限制到150度/秒。
（3）高速下滚转时，副翼、差动平尾和差动后缘襟翼的偏转角度有所降低，以防止结构过载超限。
（4）低速大迎角滚转时，副翼和差动平尾偏转角度降低，并通过RSRI通道操纵方向舵抵消不利偏航和不利侧滑，帮助协调滚转。
（5）为防止交叉操纵产生惯性耦合效应，导致过多的抬头力矩使飞机发生滚转偏离（roll departure），当平尾接近极限偏转角时，最大滚转速率限制到35度/秒，使得飞机不能在抬头的同时大幅滚转，或在以最大滚转速率滚转时大幅抬头。当飞机过载超过5G时，最大滚转速率限制到150度/秒，以应对高速下交叉操纵产生的惯性耦合力矩。

3. 航向控制
（1）航向控制通道以脚蹬信号为输入，经由偏航速率和侧向加速度反馈，最终输出到方向舵、副翼和差动平尾，提供航向增稳、协调滚转和协调转弯。
（2）RSRI功能在副翼偏转的同时操纵方向舵消除因滚转产生的侧滑，实现协调滚转。
（3）低速大迎角时为副翼和差动平尾提供侧滑角和侧滑角速率反馈，以提高大迎角航向稳定性。因为在大迎角时偏转副翼和差动平尾能产生较大的偏航力矩。
（4）从13度到25度的迎角范围内，飞行员的脚蹬信号慢慢被削减，并逐渐被加入到横向指令中去。在25度迎角时，蹬满舵等同于侧向压满杆。此时方向舵全权由RSRI操纵。
（5）在速度低于225节（CAS），且迎角处于20和40度之间时，系统允许飞行员以同向蹬舵+压杆的方式取回被飞控系统拿走的权限，使飞机能制造出可控的大侧滑。此功能恢复了飞机在20和40度迎角范围内原有的航向机动性。
（6）高速飞行时，方向舵操纵权限减小、方向舵内收以防止超过垂尾结构限制。

4. 襟翼控制
（1）UA工作模式下，为提高大迎角性能，前缘襟翼通常会在3到25度迎角范围内逐渐从0度偏转到34度（前缘同步下偏）。后缘襟翼根据马赫数的不同，从2~3度迎角时开始偏转，在6~15度迎角时偏转到约10~12度（后缘同步下偏），然后再随着迎角的增大逐渐减小偏转角度。副翼也会跟随后缘襟翼同步下偏，10度迎角以下偏度是后缘襟翼的50%，大于15度迎角时偏度为0。
（2）PA工作模式下，前缘襟翼随迎角的增大而增加偏转角度。后缘襟翼随速度的降低而增大偏转角度。副翼的同步偏转角度与后缘襟翼相同。



5. 减速控制
（1）减速控制通过方向舵、副翼、扰流板和后缘襟翼的偏转达到减速效果。
（2）亚音速状态下，当减速指令小于75%时，系统操纵方向舵外张、副翼同步向上偏转、后缘襟翼同步向下偏转，但扰流板不竖起。当减速指令大于75%时，扰流板竖起至60度。扰流板只有两个位置：0度和60度。要么放下，要么竖起。
（3）超音速状态下方向舵由于考虑到结构限制，在1.05马赫以上就不偏转了。而后缘襟翼和副翼由于在1.1马赫以上并不能起到有效的减速效果，因而也不会偏转。此时扰流板成为唯一有效的减速面，只要减速指令大于0%，扰流板立刻竖起。
（4）当迎角大于16度或小于-9度时，考虑到飞机的航向稳定性，减速控制功能被关闭。
（5）当过载小于-1.5G且大于-3G时，考虑到飞机的结构过载，减速控制功能被关闭。
（6）PA工作模式下，当起落架不受力（WoffW）时，减速控制功能被关闭。当起落架受力（WonW）且襟翼开关位于HALF或FULL位置时，仅能竖起扰流板。滑跑过程中竖起扰流板增加的阻力非常小，基本不影响滑跑距离。当起落架受力（WonW）且襟翼开关位于AUTO位置时，方向舵外张20°、副翼上偏23°、后缘襟翼下偏7°、扰流板竖起60°、平尾后缘下偏2°。

Dante

就喜欢这种干货，为DCS的18预习，虽然型号有点不一样。

LJQC

Dante 发表于 2017-1-11 21:56
就喜欢这种干货，为DCS的18预习，虽然型号有点不一样。

我以后把C/D的补充说明一下。基本上C/D就是少了一些功能

麻花

好东西，辛苦LZ了