因此,从第一代超音速飞机出现的时候起,为了保证飞机必需的阻尼,在控制系统中安装了 专门的自动装置——阻尼器,它能与飞行员并行工作,并且彼此不干扰(见图36.10b)。飞机振荡 阻尼器的工作原理是测量飞机旋转角速度,然后使操纵舵面按反旋转方向偏转。在第一代高速飞机 上,阻尼器的执行机构是电动拉杆。在较新型的飞机上,这种机械装置己改为多余度电气液压传动 装置,它包括在机载自动控制系统的组合件中 阻尼器按绕哪一个坐标轴去阻止飞机的振荡可分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器 阻尼器的部件是相同的,它们的区别只是它们的敏感元件(速率陀螺)的安装位置不同 阻尼器最简单的工作规律是与飞机相应的旋转角速度成比例地偏转舵面: 俯仰阻尼器A=kq, (4.2.1) 滚转阻尼器△=knp, (4.2.2) 偏航阻尼器△6=k (423) 在上式中k,k,k一阻尼器的传动比(量纲为秒,它等于飞机旋转角速度为1度/秒时, 飞机舵面偏转的度数。阻尼器按此规律工作时,阻尼导数的阻尼增量如下式 AC △C.=C.。k (42.6) 6.对于所有飞机,纵向操纵舵面的偏转和相应的单位过载所需操纵杆的位移,随飞行速度的 增大而减小的量是固定的,见(412)式,其中CL的大小与速度的平方成反比。然而,在无助力 器控制系统的飞机上,随着飞行速度的增大,完成机动飞行所需升降舵的偏转减小和纵向操纵杆的 位移减小,而舵面铰链力矩以速度的平方关系增长。升降舵上铰链力矩的大小,决定着为完成同 过载下的机动飞行而施加给纵向操纵杆力的增量 随着向无反馈助力器的操纵系统的过渡,初期采用了特性恒定的简单弹簧载荷装置,梯度正E 变成常值(与飞行状态无关),而指标ˉ的特性仍如前所述。这就确定了单位过载所需纵向操纵杆 力∽随速压(表速)的增大而迅速减小,这种情况是飞行员所不习惯的。为了提高超音速高空飞 行的机动性,在纵向操纵中已经开始采用全动平尾。在高亚音速,特别在低空(临界表速状态)的 情况下,这种全动平尾的效率是很高的,这时操纵性指标一降低到2~3毫米的数量级(这与操纵 传动中的间隙值是同量级的),指标匚也降低了。这就产生了操纵回路稳定性失稳的现实问题138 因此，从第一代超音速飞机出现的时候起，为了保证飞机必需的阻尼，在控制系统中安装了 专门的自动装置——阻尼器，它能与飞行员并行工作，并且彼此不干扰（见图 3.6.10b）。飞机振荡 阻尼器的工作原理是测量飞机旋转角速度，然后使操纵舵面按反旋转方向偏转。在第一代高速飞机 上，阻尼器的执行机构是电动拉杆。在较新型的飞机上，这种机械装置已改为多余度电气液压传动 装置，它包括在机载自动控制系统的组合件中。 阻尼器按绕哪一个坐标轴去阻止飞机的振荡可分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器。 阻尼器的部件是相同的，它们的区别只是它们的敏感元件（速率陀螺）的安装位置不同。 阻尼器最简单的工作规律是与飞机相应的旋转角速度成比例地偏转舵面： 俯仰阻尼器 e q ∆=⋅ δ k q ， （4.2.1） 滚转阻尼器 a p ∆=⋅ δ k p ， （4.2.2） 偏航阻尼器 r r ∆=⋅ δ k r 。 （4.2.3） 在上式中 q k ， p k ， r k －阻尼器的传动比（量纲为秒），它等于飞机旋转角速度为 1 度/秒时， 飞机舵面偏转的度数。阻尼器按此规律工作时，阻尼导数的阻尼增量如下式： mq m q e A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ ； （4.2.4） a lp l p A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ ； （4.2.5） r nr m r A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ 。 （4.2.6） 6. 对于所有飞机，纵向操纵舵面的偏转和相应的单位过载所需操纵杆的位移，随飞行速度的 增大而减小的量是固定的，见（4.1.2）式，其中CL 的大小与速度的平方成反比。然而，在无助力 器控制系统的飞机上，随着飞行速度的增大，完成机动飞行所需升降舵的偏转减小和纵向操纵杆的 位移减小，而舵面铰链力矩以速度的平方关系增长。升降舵上铰链力矩的大小，决定着为完成同一 过载下的机动飞行而施加给纵向操纵杆力的增量。 随着向无反馈助力器的操纵系统的过渡，初期采用了特性恒定的简单弹簧载荷装置，梯度 Fe x ∂ ∂ 变成常值（与飞行状态无关），而指标 x n ∂ ∂ 的特性仍如前所述。这就确定了单位过载所需纵向操纵杆 力 Fe n ∂ ∂ 随速压（表速）的增大而迅速减小，这种情况是飞行员所不习惯的。为了提高超音速高空飞 行的机动性，在纵向操纵中已经开始采用全动平尾。在高亚音速，特别在低空（临界表速状态）的 情况下，这种全动平尾的效率是很高的，这时操纵性指标 x n ∂ ∂ 降低到 2～3 毫米的数量级（这与操纵 传动中的间隙值是同量级的），指标 Fe n ∂ ∂ 也降低了。这就产生了操纵回路稳定性失稳的现实问题