（A）阵风减缓（B?C%@*57 ..(’&5%&*+，简称 B@）
（D）乘坐品质控制（4&7( E?5.&%2 )*+%-*.，简称 4E)）
（）颤振模态控制（<.?%%(->*7( )*+%-*.，简称 <>)）
（F）边界控制（G*?+75-2 )*+%-*.，简称 G)）
近 :"年，主动控制技术在理论研究和实际应用方面都取得了很大进展。这一方面是由于战斗机提高机动性、经济性和可靠性的要求；另一方面是由于现代自动控制理论与技术和电子计算机技术的飞速发展，电子设备变的更小、便宜、可靠，系统设计方法也有很可喜的成就，这些为主动控制的应用奠定了基础。此外，由于空气动力学的发展，出现了许多新的气动布局方案并对有关气动特性进行了大量实验研究，这些也为在飞机设计中应用主动控制技术创造了条件。
主动控制技术是经历了长期研制后才逐步达到实用阶段的。最早是在大型飞机上研究和应用，后来研究表明这种技术用于战斗机效益更为明显，因而各国都把主要力量放在有关在战斗机上应用主动控制技术的研究中。
:"世纪 "年代，在 G HD:轰炸机上最早开展了载荷减缓单功能的研究，目的是利用自动控制技术减缓飞机的结构疲劳，延长使用寿命。 F"年代初期，又实现了 G HD:飞机 ))I多功能单项验证，从原理上证明了 ))I实现的可能性和性能效益。对于战斗机来说，在 J<
H 3D飞机上采用了三余度增稳系统，使静不稳定飞机安全飞行，并满足操纵品质要求。此后，飞机设计人员有意降低飞机固有静稳定性以减小配平阻力，提高飞机的机动性。经过反复研究与验证，形成了“放宽静稳定性”这个重要的主动控制功能。与此同时，为充分发挥电传操纵系统的潜力，逐步实现了多控制面的自动控制技术，并对一系列新功能如机动载荷控制、直接力控制、阵风减缓与乘感控制、颤振控制等进行了广泛研究与验证，逐步形成了今天这样完整的主动控制功能。 F"年代中期，在 < HA飞机上综合验证了主动控制，在 J< H3飞机上进行了综合验证和实用鉴定，他们都以四余度模拟式电传操纵系统为基础，利用附加舵面实现主动控制功能。在 < HK)飞机上验证了数字式 <GL与 )/功能。 F"年代后期，在 < H3战斗机上正式采用了电传操纵和主动控制的部分功能，成为生产型的主动控制战斗机。七八十年代，美国开展的 </M N< H3先进战斗机技术综合验证机计划，除进行数字式电传操纵系统的研制和飞行试验外，还研究自动攻击系统。自动控制在军用机上的成功应用也为其在民用机上应用创造了有利条件。像 =3" H =""、=:"、图 H :"A等客机已采用了该技术。
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第九篇 飞行控制系统检修
第二节 放宽静稳定性
所谓放宽静稳定性（ "）就是对飞机静稳定度的要求放宽了，特意把飞机的静稳定性设计得小于常规要求值，甚至设计成静不稳定，即焦点靠近重心，也可与重心重合，甚至移到重心之前。这样的飞机在受扰动或机动飞行时稳定性不足或是不稳定的。因此，必须用自动控制的方法补偿。放宽静稳定性包括纵向和航向两种类型，基本原理相同。
图 %& %’普通飞机与主动控制飞机焦点与 (数关系图
一、放宽静稳定性问题的提出
图 %& %’表示常规飞机，其重心始终位于气动焦点之前。为保证飞机必需的静稳定性，重心位置与气动焦点之间的最小距离应满足一定要求，机翼升力所产生的负俯仰力矩材。，必须由平尾上偏产生向下平尾升力 )形成的正俯仰力矩平衡。当飞机超音速飞行时，由于焦点大幅度后移，稳定度可能增大 * +&倍，产生很大的正稳定裕度，即形成很大的负俯仰力矩，要求平尾提供更大的正俯仰力矩配平，因而导致平尾面积增加，且配平偏度随高度增加而增加。战斗机在升限上飞行时，平尾几乎配平到极限位置，使可用于机动的平尾偏度大大减小。同时，由于配平偏度大，使尾翼承载大，尾翼结构重量也相应增加；另一方面，机翼升力除了要与飞机重量平衡外，还要平衡尾翼升力，因而总升力减少，操纵性变坏。为保持飞机机动性，要求机翼产生更大升力，相应迎角也要增大，由此所产生的诱导阻力骤增，其结果使飞机升阻比显著减小，这种现象对小展弦比的高性能飞机更为突出。有些飞机如“协和”号超音速客机飞行时，由于阻力太大而采用移动重心的办法减小配平阻力。飞机前后机身各有寻平衡油箱，在超音速飞行时向后油箱输油，使飞机重心后移以减
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第九篇 *飞行控制系统检修
小稳定度，亚音速飞行时又要向前油箱输油使飞机重心前移以保持稳定，这就要求输油系统必须十分可靠，上述问题给飞机设计带来困难，使飞机性能降低，因此提出采用放宽静稳定性技术解决上述问题。
二、采用 ""布局的效益、风险及实现方法
放宽静稳定性的效益及风险
（）提高飞机的升阻比
对于放宽静稳定性的飞机来说（见图 %& %（ ’）），亚音速时将飞机设计成静不稳定，焦点移到重心之前，超音速设计成静稳定的，焦点移到重心之后。亚音速平飞时机翼升力造成抬头力矩，要求平尾下偏保持配平状态，总升力为机翼升力与平尾升力之和，机翼升力不再消耗在乎衡尾翼升力上，尾翼升力与机翼升力方向一致使全机升力增加。可得到两点益处：一是总升力系数的最大值增加了，升力线斜率也增加了。二是同一升力系数静不稳定情况下的迎角比静稳定性下的迎角小，所以升致阻力小。在超音速状态，因放宽静稳定性的飞机重心比普通飞机更靠后，具有比普通飞机更小的正稳定裕度，为配平所需的尾翼向下载荷比普通飞机要小，大大减小了尾翼尺寸和重量，降低了飞机重量与阻力，所以超音速状态飞机也具有较高升力。图 &—（ (）进一步表示了焦点位置变化与常规飞机和放宽静稳定性飞机的重心后限所形成的稳定裕度的关系。常规飞机稳定裕度总为正，主动控制飞机在亚音速时稳定裕度为负，超音速时稳定裕度为正。
图 %& %)* +,-飞机采用常规和放宽稳定性设计时的比较
图 %& %)表示前联邦德国 +,-运输机采用常规和主动控制飞机设计时的比较，由图 &—)（.）可知， ,/0.1在两种情况下相差很大，同 % ,/值在静不稳定情况下。值比静稳定情况下。值要小，对减小升致阻力起重要作用。由图 %& %)（ ’）两种情况的极曲线可看出，在放宽静稳定性时， ,2值大时升致阻力减小很明显。飞机配平升力系数和升阻比均增加 345左右，由于升力增加，阻力减小，其结果是提高飞机的机动性和飞行性能。据报道，放宽静稳定性在飞行性能上得到的突出好处是使稳态机动过载提高 345。从目前技术发展来看，若不用放宽静稳定性而采用其他措施，想要这样大幅度地提高机动性是不可能的。
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