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1、第四章第四章 自动飞行控制系统自动飞行控制系统 早在陀螺仪表出现不久，1914年美国的SPERRY就研制了一种陀螺稳定装置，这种装置开始只是用来保证飞机的姿态稳定，到20世纪30年代发展成可以控制和保持飞机的高度、速度和航迹的自动驾驶仪。20世纪50代后又和导航系统、仪表着陆系统相联系，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。到了20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一综合系统，使飞机的各种传感器数据、指引与控制系统已在飞行管理系统中，从而实现了高程度的自动化。20世纪70年代末期，计算机和控制技术的迅速进展，使自动驾驶仪功能迅速扩展，在现代化的大中型民航客
2、机上，自动飞行控制系通常包括自动驾驶仪、飞行引系统、自动油门系统、偏航阻尼系统、安定面自动配平等。4.1 自动驾驶仪的工作原理1基本原理及组成 自动驾驶仪属于一个反馈控制系统，它代替驾驶员控制飞机的飞行。 4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理n自动驾驶仪是利用“反馈”控制原理来实现对飞机运动参数的控制。n描述飞机运动的参数通常有三个姿态角(俯仰角、倾斜角、偏航角)、三个角速度(俯仰角速度、倾斜角速度、偏航角速度)、两个气流角(迎角或称攻角、侧滑角)、三个线位移和三个线速度，以及两个航迹角(航迹俯仰角、航迹偏转角）。n自动飞行控制系统可在无人参与的情况下自动控制上述部分或全部
3、参数，必要时还可控制马赫数及法向过载等。4.1 自动驾驶仪的工作原理n自动驾驶仪的基本组成部分包括： 测量元件或称敏感元件用来测量飞机的运动参数。如速率陀螺测量角速度，垂直陀螺测量飞机的俯仰角、倾斜角或称滚转角、航向陀螺测量飞机的偏航角等。 信号处理元件或称计算元件把各种敏感元件的输出信号处理为符合控制规律要求的信号，包括有综合装置、微分器j积分器、限幅器、滤波器等。 放大元件放大上述处理过的信号的元件，一般指功率放大。 执行机构根据放大元件的输出信号带动舵面偏转的机构，亦称为舵机。 4.1 自动驾驶仪的工作原理2自动驾驶仪的主要功用 随着自动驾驶仪系统的不断发展，其功能也越来越强大。当自动驾
4、驶仪衔接后，可以实现的主要功能有：n自动保持飞机沿三个轴的稳定(姿态角的稳定)；n接受驾驶员的输入指令，操纵飞机以达到希望的俯仰角、航向角、空速或升降速度等；n接受驾驶员的设定，控制飞机按预定高度、预定航向飞行；n与飞行管理计算机系统耦合，实现按预定飞行轨迹的飞行；n与仪表着陆系统(ILS)耦合，实现飞机的自动着陆(CAT I，II，III等)。4.1 自动驾驶仪的工作原理3自动驾驶仪的分类 n自动驾驶仪的常用分类方法是按其控制规律来划分。所谓控制规律通常是指自动驾驶仪输出的舵偏角与信号的静、动态函数关系。按这种划分方法，可分为比例式自动驾驶仪和积分式自动驾驶仪等。 n现代飞机的自动驾驶仪通过
5、与飞行管理计算机系统交联，与自动油门系统协同工作，可以按照预先制定的飞行计划，实现从起飞后的爬升、巡航、下降、进近直到着陆各飞行阶段上的自动控制。它包括三轴姿态、发动机的推力以及改平并过渡到减速滑跑等控制。现如今，用于民航客运的大型飞机上普遍安装有这类自动驾驶仪系统，具备III类仪表着陆能力。 4.1 自动驾驶仪的工作原理n4舵回路、稳定回路和控制回路的概念n自动驾驶仪工作时，以飞机为控制对象，实现飞机不同参数的控制与稳定。自动驾驶仪实现不同的功能，完成不同的飞行任务，要求组成不同的反馈控制回路。自动驾驶仪系统的工作回路通常由以下四个回路组成：（1 1）同步回路）同步回路n作用：作用：在自动驾
6、驶仪衔接时，保证系统输出为零，即自动驾驶仪的工作状态与当时飞行状态同步。n基本组成：基本组成：现代飞机上自动驾驶仪的同步回路通常由两部分组成：一是FCC内部的同步，二是作动筒的同步。 4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理n(2)(2)舵回路舵回路n自动飞行控制系统根据输入信号，通过执行机构控制舵面。为改善舵机的性能，通常执行机构引入内反馈(将舵机的输出信号引到输入端)，形成随动系统或称伺服回路，简称为陀回路。舵回路由舵机、放大器及反馈元件所组成。反馈元件包括测速机、位置传感器，构成舵回路的测速反馈和位置反馈。舵回路可用伺服系统理论来分析，其负载是舵面的惯量和作用在舵面上的气
7、动力矩(铰链力矩)。4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理n(3)(3)稳定回路稳定回路n自动驾驶仪与飞机组成一个回路，该回路的主要功能是稳定飞机的姿态，即稳定飞机的角运动，称为稳定回路。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而变化，使稳定回路的分析变得较为复杂。n(4)(4)控制回路控制回路n稳定回路加上测量飞机重心位置或速度信号的元件以及表征飞机空间位置几何关系的运动学环节，组成更大的回路，称为控制回路或制导回路。其作用是实现对飞机重心的运动即飞机运动轨迹的控制。 4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1.2 角位移式自动驾驶仪的控制规律及调节原理n角位移自动驾驶
8、仪可以根据控制规律实现飞机三个姿态角的稳定。所谓控制规律就是指空制器的输人量与输出量之间的关系。自动驾驶仪是一种能够自动保持或改变飞机运动状态的自动控制器，其输入量与输出量之间的关系叫做自动驾驶仪的控制规律。 4.1.2 角位移式自动驾驶仪的控制规律及调节原理n目前角位移自动驾驶仪的控制规律可以分为比例式和积分式两大类。n比例式控制规律指舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号(被控量的偏差)之间成比例关系；积分式控制规律是指舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号(被控量的偏差)之间成积分关系，或舵面偏转角速度与自动驾驶仪输入信号(被控量的偏差)之间成比例关系。n采用比例式控制规律构成的自动驾驶仪称做比例式自动
9、驾驶仪；采用积分式控制规律构成的自动驾驶仪称做积分式自动驾驶仪。.n比例式自动驾驶仪又叫有差式自动驾驶仪；积分式自动驾驶仪又叫无差式自动驾驶仪。 4.1 自动驾驶仪的工作原理n自动驾驶仪控制飞机有两种工作状态，一种是稳定状态，另一种是操纵状态。所谓稳定状态，是指稳定给定的基准状态，也就是稳定飞机沿三个轴的角运动，其目的是使飞机的飞行尽量不受外界干扰的影响，自动驾驶仪这时的作用是消除飞机相对给定基准的偏离。所谓操纵状态是指外加一个控制信号去改变飞机原基准状态的运动。控制信号相当于在原基准信号的基础上再附加一个给定的增量信号，该信号可以来自驾驶员在控制面板上的控制，也可以来自其他系统如飞行管理计算
10、机等。利用操纵状态就可以自动地控制飞机按所期望的姿态飞行了。 4.1 自动驾驶仪的工作原理n本节将以角位移自动驾驶仪的俯仰通道为例说明姿态角俯仰控制系统的原理。如图所示为俯仰角( )自动控制系统的方框图。其中n为垂直陀螺仪感受到的俯仰角信号输出电压n为控制电压， 和 经综合解算后送到舵回路(其传递函数为 )。n 其中各参数的含义如下：n 为飞机俯仰角变化量；n 为垂直陀螺感受到飞机俯仰角变化后的输出电压；n 为垂直陀螺感受到的单位姿态角变化对应的输出电压值；n 为实现飞机操纵状态的给定电压值。 4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理1比例式自动驾驶仪的控制规律n忽略舵回路的惯
11、性，则其传递函数近似为比例环节 ，那么，不难得出升降舵的舵偏角的增量：n其中由此可见，升降舵的舵偏角增量与俯仰角偏差 成比例关系。具有这种控制律的姿态角自动控制器称为比例式自动驾驶仪。又因为这种比例关系完全靠舵回路的位置反馈来实现的，而位置反馈又称硬反馈，所以比例式自动驾驶仪也称“硬反馈式自动驾驶仪”。 4.1 自动驾驶仪的工作原理n稳定状态下工作原理分析如下： 设飞机以一定速度等速水平直线飞行，飞机的升力和重力保持平衡，初始迎角和俯仰角相同。如果受到某一干扰后(如抬头)，出现俯仰角偏差 ， 为初始俯仰角。感受飞机姿态的垂直陀螺仪或惯性基准系统检测出俯仰角增量 ，并输出与其成比例 的电压信号
12、，经综合装置加到舵回路的输入信号为 。舵回路输出将驱动升降舵向下偏转即 0，由升降舵向下偏转产生气动力矩使飞机低头， 角逐渐减小。适当选择 可以保证 趋于零时， 也趋于0，保证飞机继续进行水平飞行，其修正过程如下图所示。4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理操纵状态下作用原理为：在水平飞行过程中，若想改变飞机的姿态使其保持一个新的俯仰角飞行时，驾驶员通过操纵输人装置，外加控制信号 0，则有输入信号 经综合放大送到舵回路，舵回路在此输入信号的作用下控制升降舵向上偏转，即 0，根据控制规律 应为正，舵面下偏，产生低头力矩，使 回到零；在回零的过程中，飞机具有下俯角速度，n 为负，
13、根据控制规律，它引起 应为负值，舵面上偏，产生抬头力矩，该力矩与角速度方向相反，增加了飞机的阻尼。可见在该控制规律中的第一项内容 作用是用于产生控制力矩,纠正俯仰角的偏离，第二项内容 作用是用以增加飞机的阻尼,减弱振荡。n比例式自动驾驶仪虽然引人了速度反馈，增大了阻尼，但当受到常值干扰时，仍存在误差，我们称其为稳态误差。4.1 自动驾驶仪的工作原理n 3积分式自动驾驶仪的控制规律(注意它的反馈形式) 4.1 自动驾驶仪的工作原理n舵回路采用舵面位置反馈(又称硬反馈)时，在常值干扰力矩作用下会出现稳态误差，这是比例式自动驾驶仪系统结构所固有而无法完全消除的。n如果在舵回路中去掉硬反馈(位置反馈)
14、，保留速度反馈，使舵偏角的角速度与俯仰角的偏差成正比，即可消除稳态差。如上图所示。4.1 自动驾驶仪的工作原理n系统进入稳定状态时，其控制规律为： n其中 为单位俯仰角产生的舵偏转角速度。n 对两边求积分，并令初始条件=0，则 n 即升降舵的舵偏角与俯仰角偏差的积分成比例。系统进入稳态后，靠 n 的积分信号产生舵偏角，可使俯仰角的稳态误差为零。n 这种自动驾驶仪称为积分式自动驾驶仪，由于是舵回路速度反馈造成这种积分关系，故亦称速度反馈式自动驾驶仪，或称软反馈式自动驾驶仪。n 为保持系统的稳定，必须引入俯仰角速度信号 起微分作用，则控制规律变为：n n 为使稳定飞机的动态性能更好，还希望舵偏角在
15、相位上超前俯仰角偏离，因此在控制律中引入俯仰角加速度信号 ，因而：n n 对上式两边求积分，系统控制规律为： n n 由自动控制原理可知，这是一个典型的PID控制。 4.1 自动驾驶仪的工作原理n将上式与比例式自动驾驶仪控制规律比较可知，积分式自动驾驶仪中的角速率信号项 是俯仰角稳定信号，它形成正比于俯仰偏离的升降舵偏角，用以纠正俯仰角偏差；角加速度信号项 则是阻尼信号，它引起的升降舵的偏转量与俯仰角速度成比例，用以补偿飞机自然阻尼的不足，减小飞机的振荡与超调；而俯仰角偏差信号的积分项 引起的升降舵偏转量与俯仰角偏离的积分成比例，其作用是自动消除稳定状态下由常值干扰引起的俯仰角稳态误差和操纵状
16、态下俯仰角稳态误差。4.1 自动驾驶仪的工作原理n积分式自动驾驶仪是如何消除稳态误差的呢?n在稳定状态下，当飞机受到俯仰常值干扰时，自动驾驶仪控制飞机的运动必须形成一定的舵偏角用来产生稳定力矩以平衡干扰力矩，飞机的俯仰角才能得以稳定。这个舵偏角的产生在比例式自动驾驶仪中是由俯仰角偏差来换取的，因而产生俯仰角稳态误差。在积分式自动驾驶仪中，它是由俯仰偏差的积分信号作用的结果。当飞机存在俯仰角偏差时，舵面以一定的角速度运动，使舵偏角不断增大，一直到舵偏角产生的稳定力矩达到能平衡干扰力矩时为止。这时，俯仰角偏差为零，舵机停止转动，舵偏角保持不变。所以积分式自动驾驶仪不存在稳态误差。4.1 自动驾驶仪
17、的工作原理4.1.3 自动驾驶仪的常见工作方式n通常，飞机的自动驾驶仪有俯仰、航向和倾斜三个控制通道，每个通道由相应的控制舵面控制，但在倾斜和航向间常常有交联信号。所以在设计自动驾驶仪时常将纵向和横、侧向分开进行。纵向自动驾驶仪功能可以稳定与控制飞机的俯仰角、高度、速度等；横侧向驾驶仪可以稳定与控制飞机的航向角、倾斜角、偏航距离等。控制飞机的这些不同变量，就对应了驾驶仪不同的工作方式。根据所控制的状态量，可以完成姿态(俯仰角和倾斜角)保持、高度保持、航向保持、自动改平、复飞等功能。目前在大多数飞机上，偏航轴上主要利用方向舵进行偏航阻尼控制，因而自动驾驶仪就只有倾斜通道和俯仰通道了。4.1 自动
18、驾驶仪的工作原理n当自动驾驶仪衔接时，通常以两种常见形式衔接，即指令CMD(COMMAND)方式和驾驶盘操作CWS(CONTROL WHEEI STEERING)方式。n当自动驾驶仪以驾驶盘操纵方式（CWS）衔接时，自动驾驶仪的作用原理是：驾驶盘上驾驶员的操作量作为输入指令，被转换成电信号后，送到自动驾驶仪的核心计算机飞行控制计算机FCC，FCC再通过舵回路(即输出信号去控制自动驾驶仪的执行机构一液压作动器或称舵机)带动舵面运动，这时自动驾驶仪仅响应驾驶员的操纵或保持飞机的现有姿态，相当于电传操纵飞机上的人工操作。n 当自动驾驶仪通过MCP和FMC以指令CMD方式衔接时，纵向(俯仰)通道和横侧
19、向(倾斜)通道分别以不同的方式来工作，以实现对飞机飞行轨迹的控制。4.1 自动驾驶仪的工作原理n由于不同飞机上安装的自动驾驶仪系统各不相同，所以可能的俯仰通道的工作方式有：n高度保持方式(ALTITUDE HOLD)、升降速度(或称垂直速度)(VS)方式、高度层改变(LEVEL CHANGE)方式、高度截获或高度获得方式(ALTITUDE ACQUIRE)、垂直导航方式(VNAV)、下滑道方式(GS)等。n 不同飞机上可能的倾斜通道的工作方式有：航向选择方式(HEADING SELECT)、航向保持方式(HEADING HOLD)、水平导航方式(LNAV)、甚高频全向信标方式(VOR)、航向道
20、方式(LOC)等。n 一般情况下，自动驾驶仪横向和纵向的不同工作方式，就对应了不同的控制规律。当进行方式切换时，就伴随着控制规律的改变。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理 飞机在飞行过程中，其纵向力矩应保持平衡状态。但是，由于飞行马赫数变化(引起气动力变化，马赫数增大时造成升力中心后移)，飞行中燃油的消耗、旅客或货物位置的改变等因素使飞机重心改变，襟翼、扰流板和起落架收放使飞机气动外形改变等，都将破坏飞机纵向力矩的平衡，造成飞机的抬头或低头运动。为保持飞机原来的飞行状态，可人工操纵主操纵面，利用升降舵偏转产生的稳定力矩来确立新的平衡关系；如果采用俯仰配平系统控制水平安定面的偏转来平衡纵向
21、力矩变化，既可使飞机保持纵向稳定，又可减轻驾驶员的负担。现代民航飞机俯仰配平主要使用水平安定面进行配平。水平安定面前缘向上运动会产生机头向下力矩，水平安定面前缘向下运动会产生机头向上力矩。通过水平安定面位置的调整可保持绕俯仰轴的力矩平衡. 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n通常，俯仰配平包括人工电气配平、备用配平、速度配平、马赫配平和自动配平等方式。n人工电气配平由驾驶员操纵配平电门输入配平指令给配平计算机。备用配平是当人工电气配平失效时应急使用。自动配平系统是在自动驾驶衔接后工作。速度配平系统在飞机起飞和复飞过程中减小因速度变化引起的不稳定。马赫配平系统是为了防止飞机马赫数增加时产生
22、的俯冲。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理4.2.1安定面配平1.安定面配平的作用（1）给升降舵“卸荷”（2）解决自动驾驶仪的衔接与断开过程中引起飞机的剧 烈运动。 2.安定面配平的组成 安定面配平系统主要由配平指令输入部件、配平计算机、配平指令执行机构和反馈部件组成。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理 波音747-400F飞机的安定面配平系统如下图所示。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n 人工备用配平电门、人工电气配平电门、FCC和ADC给安定面配平/方向舵比率组件（SRM）提供输入指令。SRM作为配平计算机对配平信号进行处理并把配平指令输出到执行机构。安定面配平控制组件
23、（STCM）执行SRM配平指令。旋转可变差动传感器(RVDT)和襟翼控制组件(FCU)则是位置反馈部件。 n人工电气配平电门位于正副驾驶员驾驶盘上，配平电门分为准备电门和操纵电门，驾驶员必须同时扳动这两个电门才能进行配平。驾驶员扳动配平电门时，准备和操纵信号发送到安定面配平方向舵比率组件，通过安定面配平控制组件控制安定面前缘向上或向下移动，产生机头向下或向上的力矩。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n人工备用配平电门位于正副驾驶员之间的中央操纵台上，也有准备电门和操纵电门，驾驶员同时扳动这两个电门时，准备和操纵信号经过极限和驾驶杆切断电门，直接到达安定面配平控制组件作动安定面。人工备用配
24、平方式一般是在人工电气配平方式失效或安定面配平方向舵比率组件失效时使用。n当自动驾驶衔接时，飞行控制计算机FCC提供自动配平指令给安定面配平方向舵比率组件，再通过安定面配平控制组件控制作动安定面，执行自动配平功能。波音747400F安装了3部飞行控制计算机FCC。n两部大气数据计算机DADC提供计算空速和马赫数信号，用于安定面配平系统的速度配平和马赫配平功能。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n两部安定面配平方向舵比率组件SRM具有安定面配平计算功能、副翼锁定和方向舵比率变换功能，它的配平功能可根据各种输入条件计算出适当的配平指令。此外，安定面配平方向舵比率组件SRM还可监控系统的工作状
25、态，当有故障情况出现时可把信息发送到EICASEFIS接口组件，在EICAS上显示相应的故障信息。n不同的配平方式安定面有不同的配平权限，极限电门可使安定面的位置在不同配平方式达到其极限位时停止继续运动。驾驶杆切断电门则可断开与驾驶杆操纵方向不一致的配平指令。n安定面配平控制组件STCM接收安定面配平方向舵比率组件SRM的指令信号，控制液压马达带动一个螺杆转动，螺杆与水平安定面连接的球形螺帽沿螺杆上下移动从而作动水平安定面。n安定面配平切断电门可切断安定面配平控制组件的液压，解除安定面配平功能。n旋转可变差动传感器RVDT测量安定面的位置，安定面的位置信号通过襟翼控制组件FCU反馈给安定面配平
26、方向舵比率组件SRM。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理3.自动配平 自动配平是在自动驾驶衔接的情况下由飞行控制计算机FCC根据升降舵的偏转情况产生相应的安定面配平指令以减小升降舵的空气动力载荷。n波音747400F飞机安装有左、中、右三部飞行控制计算机FCC，左、右两套安定面配平方向舵比率组件SRM和安定面配平控制组件STCM，提高了自动驾驶系统和自动安定面配平系统的工作可靠性。左、右飞行控制计算机FCC分别向左、右安定面配平方向舵比率 组件SRM提供数字和模拟信号输出，中飞行控制计算机FCC可向左、右安定面配平方向舵比率组件SRM提供数字和模拟信号输出。4.2安定面配平、马赫配平的基
27、本工作原理n单通道自动驾驶衔接情况：左(或右)系统衔接时，左(或右)飞行控制计算机FCC控制左(或右)安定面配平方向舵比率组件SRM和左(或右)安定面配平控制组件STCM。中系统衔接时，中飞行控制计算机FCC先选择控制左(或右)安定面配平方向舵比率组件SRM和左(或右)安定面配平控制组件STCM，当左(或右)安定面配平方向舵比率组件SRM失效时，中飞行控制计算机FCC自动转换为控制右(或左)安定面配平方向舵比率组件SRM和右(或左)安定面配平控制组件STCM。n多通道自动驾驶衔接情况：飞机在近进着陆阶段可衔接两套或3套自动驾驶，此时由两部飞行控制计算机FCC分别控制左、右安定面配平方向舵比率组
28、件SRM和左、右安定面配平控制组件STCM。由于两套安定面配平系统同时工作，此时提供全速率配平指令。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n自动配平工作指令如下图所示，在自动驾驶衔接的情况下飞行控制计算机FCC发出升降舵伺服指令控制升降舵的偏转从而控制飞机的俯仰姿态。当升降舵伺服指令超过设定值时，飞行控制计算机FCC会产生同方向的安定面自动配平指令，自动配平指令发送到安定面配平方向舵比率组件SRM，安定面配平方向舵比率组件SRM延迟响应35 s后把配平指令发送到安定面配平控制组件STCM，安定面前缘向相应方向偏转则使升降舵上的载荷减小，使升降舵伺服指令回到设定值之内。4.2安定面配平、马赫配
29、平的基本工作原理4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n飞行控制计算机FCC通过ARINC一429数据总线发送到安定面配平方向舵比率组件SRM的信号有：机头向下配平准备(TDA)、机头向下配平控制(TDC)、机头向上配平准备(TUA)、机头向上配平控制(TUC)、全速率自动配平(FRAT)、左右SRM衔接指令。其中全速率自动配平(FRAT)指令是当多通道自动驾驶衔接时发出。左右SRM衔接指令是在中自动驾驶衔接时，中飞行控制计算机FCC用来选择控制左或右SRM。当自动驾驶衔接时飞行控制计算机FCC还输出一个自动配平准备的模拟离散信号。n安定面配平方向舵比率组件SRM内有两个微处理器，一个是准备
30、信号处理器，接收FCC输入的准备信号，经过逻辑控制发送到安定面配平控制组件STCM，打开准备电磁活门使液压接通。另一个是控制信号处理器，接收FCC输入的配平指令，经过逻辑控制发送到安定面配平控制组件STCM，通过控制电磁活门控制安定面的作动。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理安定面配平方向舵比率组件SRM对安定面配平系统提供以下功能：n(1)安定面配平方式选择功能 当自动驾驶衔接时，安定面配平方向舵比率组件SRM进入自动配平方式并从飞行控制计算机FCC接收配平指令。人工电气配平优先于单通道自动配平，当有人工电气配平指令时，自动驾驶脱开，安定面配平方向舵比率组件SRM进入人工电气配平方式
31、。当自动着陆多通道自动驾驶衔接时，除了人工备用配平以外自动配平方式优先于其他配平方式。 当自动驾驶没有衔接时，空速低于220 kn，安定面配平方向舵比率组件SRM进入速度配平方式。空速马赫数大于0.86则安定面配平方向舵比率组件SRM进人马赫配平方式。人工电气配平方式优先于速度配平方式和马赫配平方式。n(2)安定面配平极限转换逻辑功能 单套自动配平、速度配平和人工电气配平方式机头向上配平极限是116个单位，全速率自动配平机头向上配平极限是135个单位。机头向下配平极限在起落架放下时是0.8个单位，起落架收上时是18个单位。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理(3)安定面配平速率控制功能n
32、安定面配平方向舵比率组件SRM在飞机高速飞行时提供低安定面配平速率，在低空速时提供高安定面配平速率，如图所示。 SRM在空速大于230 kn时提供低安定面配平速率0.1度s，在空速小于220 kn时提供高安定面配平速率0.25度s。全速率配平时两套安定面配平系统提供双倍的配平速率分别为0.2度s和0.5度s。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理(4)安定面配平监控功能 安定面配平方向舵比率组件SRM可监控飞行控制计算机FCC、安定面配平方向舵比率组件SRM和安定面配平控制组件STCM的工作状态。安定面配平方向舵比率组件SRM探测安定面位置在无配平指令的情况下移动超过1度时自动切断安定面配
33、平控制组件STCM的配平马达工作活门，使安定面停止移动，同时发送到EICAS一个信息“STAB TRIM UNSCHD”，此为安定面非计划配平信息。SRM连续监控FCC的信号，如果有故障则使“ENABLE”使能信号设置为0断开自动配平，并产生一个CMC故障信息。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n 4速度配平 速度配平是根据计算空速的变化对安定面进行配平。飞机在起飞、复飞阶段，速度配平系统提供在低速大推力条件下的速度稳定。即当空速增加时使飞机抬头配平，当空速减小刚使飞机低头配平。 如下图所示，速度配平系统由大气数据计算机DADC提供计算空速信号，安定面配平方向舵比率组件SRM根据计算空速
34、确定安定面的配平位置并产生相应的配平指令发送到安定面配平控制组件STCM。旋转可变差动传感器RVDT测量安定面的位置，安定面的位置信号通过襟翼控制组件FCU反馈给安定面配平方向舵比率组件SRM。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n两部安定面配平方向舵比率组件SRM在飞机通电时随机选择一部提供速度配平功能。速度配平是在飞机起飞20 s后，并且人工配平和自动配平都没有衔接的情况下开始衔接。一旦人工配平或自动配平衔接则速度配平就脱开。n下图所示为速度配平控制规则表。从表中可以看到速度配平系统从计算空速120220 kn提供02.5个单位安定面配平位置。随
35、着计算空速的增加提供更大的抬头力矩。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n5马赫配平系统 对于亚音速飞机，在飞行速度没达到临界马赫数以前，飞机具有速度稳定性。在这种情况下，油门杆与驾驶杆的配合操纵动作，称为正常操纵。n 正常操纵时，飞机的运动特征如下： 当单纯改变油门杆位置时，只能在过渡过程中引起速度变化和迎角变化，稳态速度和迎角都不变，俯仰角改变后使飞机爬高或下降。所以，单纯改变油门杆位置，并不能改变飞行速度，而只能改变俯仰姿态和航迹倾角。要想改变飞机的飞行速度，可在改变油门杆位置的同时，操纵驾驶杆控制住俯仰姿态的变化，即在推油门的同时推驾驶杆，
36、飞机增速；或在收油门的同时拉驾驶杆，飞机减速。 当单纯通过驾驶杆改变升降舵的位置时，不仅能改变飞机的俯仰角，而且飞行速度也会发生显著的改变。这是因为升降舵偏转后，飞机的俯仰姿态随之改变，当改变后的姿态使迎角减小时，飞机阻力减小，速度自然增大；或当改变后的姿态使迎角增大时，飞机阻力增大，因而速度减小。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n在飞行速度达到临界马赫数后，由于飞机升力中心(焦点)急剧后移，出现速度不稳定特性(所谓MACH TUCK)。此时油门杆与驾驶的配合操纵动作必须与上述相反，称之为反操纵。否则，如仍按正常方式操纵会发生飞行事故。这是因为在速度不稳定情况下，油门加大，速度的增加
37、不会使飞机抬头，而由于焦点后移后，升力的作用会使飞机产生低头力矩，造成飞机下俯，若此时再推驾驶杆，飞机会下俯更快，速度也会增加更快，如此种情况不纠正，必然会造成难以挽回的后果。所以在速度不稳定时，操纵方式必须与正常方式不同，即在前推油门杆的同时，要后拉驾驶杆。如果当飞机进入不稳定的速度飞行时，还要求驾驶员进行技巧性很高的人工反操纵，这对驾驶员的要求是不现实的，所以需要采用自动控制方式来解决。n由以上分析可知，当马赫数接近临界值时，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，如果能用升降舵(或安定面)偏转来补偿的话，飞机就不再出现速度不稳定的现象了，飞机的操纵也符合正常规律了，现代飞机上用马赫配平系统来实现这
38、一功能。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n当用安定面偏转来平衡因马赫数的变化而引起的纵向力矩增量时，其基本规律如图A所示。 由图可知，只有当马赫数进入M1和M2的范围时，才需要马赫配平系统来补偿。而经过补偿后的特性曲线如图A中虚线所示。 对于速度特性的勺形区，不同机型的取值是不尽相同的，如有的机型0.715， M2 =0.815；而有的机型M1=0.8， M2 =0.88。 马赫配平系统的基本结构图如图B所示。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理 其中，M数信号可通过大气数据设备取得，或由马赫配平解算装置通过全静压系统提供的全、静压信号解算得
39、到。马赫配平耦合器与马赫配平舵机构成一个马赫数伺服系统。当马赫数改变时，马赫配平舵机会带动升降舵或水平安定面随之移动，使水平安定面随马赫数变化的规律近似于图中的虚线。不难判断，当飞机马赫数增加时，水平安定面的前缘会向下配平；当飞机马赫数减小时，水平安定面的前缘会向上配平。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理n6配平警告 当速度配平或马赫配平失效后，警告系统会发出警告。驾驶员则必须注意速度的变化，必要应进行人工配平。当自动配平失效，驾驶员应意识到升降舵的偏转。当断开自动驾驶改由人工配平时必须拉住驾驶杆。 4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理 波音747400飞机的安定面配平系统中安定面
40、配平方向舵比率组件SRM和飞行控制计算机FCC可监控各种配平故障。安定面配平方向舵比率组件SRM可监控飞行控制计算机FCC、安定面配平方向舵比率组件SRM和安定面配平控制组件STCM的工作状态。SRM连续监控FCC输人的信号，如果有故障则断开自动配平，并产生一个CMC故障信息。SRM还可探测非计划安定面配平，即SRM无配平指令而安定面位置改变超过1度时，SRM切断安定面配平控制组件STCM的配平马达工作活门，使安定面停止移动，同时发送到EICAS一个信息“STAB TRIM UNSCHD”。SRM监控SRM的内部故障有：准备和控制指令不一致；准备和控制方式不一致；硬件输出指令和软件指令不一致。
41、SRM探测到故障后发送SRM故障信息到EICASEFIS接口组件。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理FCC可探测三种故障：n第一种是死配平，就是有安定面配平指令而安定面不动；n第二种是失控配平，即没有配平指令而安定面移动；n第三种是反向失控，即安定面移动方向与配平指令相反。死配平和反向失控会点亮自动驾驶提醒灯，失控配平则点亮非计划配平灯。4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理43 偏航阻尼系统4.3.1飞机的平衡与稳定 飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和与各力与飞机重心所构成的力矩之和均为零。飞况处于平衡状态时，飞机不绕重心转动，其飞行速度和方向都保持不变。飞机的平衡包括俯仰平衡、方向
42、平衡和横侧平衡。 在飞行中，当飞机受微小扰动(如阵风、发动机工作不均衡、舵面的偶尔偏转等)而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失后，不经驾驶员操纵，飞机自动恢复到原来的平衡状态，这种特性称为飞机的稳定性。飞机的稳定性包括：俯仰稳定性、方向稳定性和横侧稳定性。 要想使飞机在飞行中稳定，就要使飞机处于一个平衡状态中，例如：当飞机受到外来某于扰力矩的影响使方向平衡受到破坏时，最有效的克服方法就是利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系、相互依赖的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。横侧平衡的破坏会加剧方向不平衡。n
43、 偏航阻尼系统就是提供飞机绕立轴的稳定。飞机在飞行过程中，当方向平衡被破坏后，偏航阻尼器控制方向舵偏转，从而抑制飞机绕立轴的摆动，即抑制飞机的“荷兰滚运动。保持飞机的方向平衡和方向稳定性。n 在飞行中，由于飞机的不平衡和不稳定会使飞机出现各种运动状态，如对于机翼带后掠角，高速飞行的飞机，当飞机受到沿偏航轴的扰动时，如侧风干扰等，机体会产生沿其立轴和纵轴的周期性摆动，即飞机出现左、右偏航的同时，伴随着右、左倾斜运动，这种运动称做“荷兰滚”运动。其运动过程如下图所示。飞行轨迹呈立体状“S”形，酷似荷兰人的滑冰动作，故被称为“荷兰滚”。它不仅严重影响飞机乘坐的舒适性，而且对飞机的结构造成损伤，必须加
44、以抑制。飞机利用偏航阻尼系统来降低荷兰滚造成的影响。n 另外，对于后掠翼高速飞行的飞机，如果机身较长，在飞行过程中会产生机身的弯曲和摆动，为了抑制这种机身结构模态振荡趋势，提高驾驶的操纵性和乘坐的舒适性。偏航阻尼系统使用摆动的信号来实现这种抑制，例如波音767300型有模态抑制功能。43 偏航阻尼系统n4.3.2偏航阻尼系统的功用和基本工作原理n 在不改变飞机构型和不降低飞机性能的前提下，通常在航向控制系统中附加一个自动控制装置一偏航阻尼器来提高对飞机的“荷兰滚的阻尼， 43 偏航阻尼系统43 偏航阻尼系统n偏航阻尼系统主要功用是由偏航阻尼器通过计算，输出方向舵偏转信号来控制方向舵的偏转来抑制
45、荷兰滚，稳定飞机的航向，并对飞机的转弯起协调作用。n现在，在大型飞机上，偏航阻尼系统通过专门的传感器来感受机身的摆动，来实现对飞机摆动的抑制，提高驾驶质量和乘坐舒适度。n由自动控制理论得知，引入某变量的信号，形成反馈回路，就可实现对该变量的稳定与控制，那么以飞机的偏航角速度作为反馈信号，就可以稳定飞机的偏航角速度，这就相当于增大了飞机偏航角运动的阻尼，有效地抑制荷兰滚运动 。43 偏航阻尼系统n如飞机的偏航角速度为 ，方向舵的舵偏角为 ，则偏航阻尼器的控制规律可表示为：n 其中， 为偏航阻尼器的传递系数或称为增益。 43 偏航阻尼系统n由上式可知，当飞机出现偏航时，方向舵会产生一个与偏航角速率
46、成比例的舵偏角，此舵偏角产生的附加力矩与飞机的运动方向相反，因此它起到了增大偏航轴上阻尼力矩的作用，抑制了飞机的偏航运动。 但只要飞机存在偏航运动，方向舵就会偏转，阻止飞机的航向变化，这对飞机的正常转弯是极其不利的，因此需对控制规律进行调整，使其对飞机的正常转弯不阻尼，而对飞机的荷兰滚运动进行阻尼。具体实现是加入带通滤波器，并对增益K进行调整。其中带通滤波器的作用就是只允许荷兰滚对应的频率信号(大约14Hz)通过，不允许正常转弯对应的常值信号或机动飞行时的低频信号通过。n 偏航阻尼器内部还有一个协调转弯电路，它用飞机的倾斜姿态信号产生使方向舵偏转的协调转弯信号，使飞机实现协调转弯。4.3.3偏
47、航阻尼系统组成n 1偏航阻尼计算机： 用来计算方向舵的偏转方向和偏转量。在偏航阻尼器内部有速度补偿电路、带通滤波器和协调转弯电路。速度补偿电路接受来自大气数据计算机系统的空速信号，调节方向舵的偏转量来适应飞机速度的改变，即利用飞机的空速来修正方向舵偏转的大小。带通滤波器接受飞机的偏航率信号，这一电路可以使计算机区分荷兰滚振荡和正常转弯。偏航速率信号达到荷兰滚振荡频率才能通过滤波器，产生阻尼荷兰滚的控制信号，但不允许正常的转弯偏航率信号通过，以改善荷兰滚阻尼。协调转弯电路接收来自垂直陀螺或惯导系统的倾斜姿态信号协调飞机的转弯。 43 偏航阻尼系统43 偏航阻尼系统2偏航阻尼伺服回路n 偏航阻尼伺
48、服回路用来驱动方向舵。方向舵能被驾驶员通过方向舵踏板或方向舵配平盘偏转。偏航阻尼系统在整个飞行过程中都工作，它不被驾驶员的输入干扰。因此偏航阻尼信号总是与驾驶员的输人叠加在一起。方向舵的偏转总是偏航阻尼信号和驾驶员输人信号之和。因此系统叫做连续偏航阻尼系统。偏航阻尼系统的输人被限制一定的范围内，以便驾驶员能人工超控偏航阻尼系统。 43 偏航阻尼系统3速率陀螺n 速率陀螺用来测量偏航运动的变化。偏航速率陀螺一般位于电子舱内。它可以是独立的部件也可以被集成在偏航阻尼计算机中。来自偏航速率陀螺的信号被计算机使用以便对荷兰滚进行阻尼。在一些飞机中偏航速率也通过ADI或PFD上的偏转指示器显示给驾驶员。
49、现代飞机使用来自惯性基准系统的偏航速率信号。43 偏航阻尼系统4偏航阻尼器控制板n 控制板用来衔接或断开偏航阻尼系统，在不同的机型上，有各种各样的衔接电门和相应的指示灯。飞机上偏航阻尼的衔接电门有两个功能：衔接和指示，如下图所示。n 当电门被压下或扳到ON位后，ON灯亮，正常情况下，电门保持在ON位并且灯0N亮，系统正常工作。如果选择OFF位或者探测到故障，INOP灯或相应的指示灯亮，系统不工作。一般来说，指示灯亮的原因有以下几条：n偏航阻尼电门在OFF位。n探测到作动器故障。n探测到作动器LVDT(线性可变差动传感器)故障。n没有一部惯导系统在导航位。n探测到偏航阻尼组件故障。43 偏航阻尼
50、系统43 偏航阻尼系统5模态加速度计n 模态加速度计安装在现代大型宽体客机上，用来探测飞机的横向加速度，提供给偏航阻尼系统，抑制飞机机身的弯曲和摆动，提高驾驶的操纵性和乘坐的舒适性。一般安装在机身的前部和后部。43 偏航阻尼系统6偏航阻尼指示 偏航阻尼的指示包括位置指示和状态显示以及警戒灯和警戒信息，早期的飞机有专门的方向舵位置指示器和转弯速率指示仪以及单独的通告灯。现在大型飞机的方向舵位置指示显示在EICAS或ECAM上，并有各种各样的状态指示和警戒信息.n 总之，偏航阻尼系统一般都包括偏航阻尼器控制开关、偏航阻尼器、用于液压执行机构的偏航阻尼作动器和偏航阻尼指示器等部件构成。偏航阻尼器利用
51、内部角速率陀螺仪感受飞机的偏航角速度信号或从惯性基准系统接收飞机的偏航角速度信号，通过内部的信号处理电路和增益调节，计算出只对“荷兰滚”信号做出反应的方向舵偏转指令，送到液压执行机构带动方向舵偏转，从液压执行机构返回的位置信号送到偏航阻尼指示器，用于指示偏航阻尼系统操作测试或进行BITE测试时作动器的移动。而当偏航阻尼系统正常工作时，方向舵的偏转量实际上会很小，因而在偏航阻尼指示器上几乎看不到什么移动。43 偏航阻尼系统n4.3.4偏航阻尼系统框图n 偏航阻尼系统的输人信号可分为数字和模拟两部分，输出信号被送到显示系统显示以及偏航阻尼作动器。n 下面以波音747400为例介绍偏航阻尼的系统框图
52、，如下图所示 43 偏航阻尼系统43 偏航阻尼系统n(1)大气数据计算：大气数据计算机的信号是数字信号，主要用来根据空速修正计算的偏航角度，输入的信号包括：冲压，指示的迎角信号，真空速和超速离散信号。 (2)惯导组件：惯导组件的信号是数字信号，用来计算偏航角度和协调转弯。输入的信号包括：横向加速度，倾斜率，偏航率，地速和倾斜角度。 (3)电源供给组件：输人离散信号，包括有效和复位，有效信号用来产生故障报告，复位信号用来启动电源测试。 (4)空地系统：提供离散的空地逻辑信号。用来改变工作方式和故障记录。 (5)液压电门：提供离散的液压系统工作的正常情况。43 偏航阻尼系统n(6)控制板：当衔接电
53、门在衔接位时提供28 V的直流电压并接收INOP的指示信号。n(7)模态加速度计：提供模拟的加速度信号，接受离散的测试信号。n(8)显示系统接收来自偏航阻尼组件的方向舵位置信号以及警戒信号。 (9)伺服机构：接收来自偏航阻尼组件的偏航输出指令，通过偏航阻尼作动器以及方向舵动力控制组件带动方向舵偏转。n(10)偏航阻尼组件还接收来自测试系统的测试信号，进行自测试。n(11)内锁信号：如果偏航阻尼组件有一部没有安装，另外一部组件通过内锁提供INOP灯的离散信号。 43 偏航阻尼系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 现代飞机上的自动飞行控制系统以计算机为核心，实现了对大容量复杂控制规律的高精度
54、高可靠性的多种功能的自动控制，构成了数字式自动飞行控制系统。n 飞机数字式飞行控制系统的种类很多，其组成、功能各不相同，就多数系统而言，主要由下述各部分组成(见下图)： (1)被控对象飞机，也可以是各种飞行器； (2)飞机运动参数的测量传感装置，如惯性参考系统或垂直陀螺仪、角速率陀螺仪、迎角传感器和侧滑角传感器等； n(3)驾驶员指令输人装置，其作用是使驾驶员可通过该装置输入所需的指令。主要包括驾驶杆(产生纵向俯仰和横向滚转指令)、方向舵脚蹬(产生侧向运动的输入指令)，以及其他可输入指令的控制按钮等。在电传系统中，为了模拟机械操纵系统中空气动力在驾驶杆上的作用力，还在驾驶杆及脚蹬系统中加装一些
55、人工感觉系统； (4)飞行控制计算机及其外围通道，这是整个飞行控制系统的核心。它采集飞机运动参数及驾驶员的输入指令，并按控制算法及逻辑产生控制指令，再通过执行机构控制飞机的 (5)包括舵机在内的舵回路。它是一个机电变换装置，将计算机的指令经舵回路驱动飞机的操纵舵面，实现对飞机运动的控制。n 为了提高飞机飞行的可靠性，目前数字式飞行控制系统的软件和硬件都采用冗余技术，构成三余度或四余度系统，即系统中的主要部件配置相同的几套，按一定的管理方式并联 。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4.1 飞行控制计算机(FCC)的主要功能及组成原理1主要功能 飞行控制计
56、算机是飞行控制系统的主要部件，其主要功能是：n(1)采集驾驶员输入指令及飞机运动的反馈信号，并进行必要的处理；n(2)飞行控制系统工作方式的管理与控制；n(3)计算不同工作方式下的控制律，并生成必要的控制指令； 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n(4)对各种控制指令的输出与管理；n(5)对飞行控制系统中各传感器及伺服作动器进行余度管理；n(6)对飞行控制本身的硬件及软件进行余度管理与检测；n(7)完成飞行前地面及飞行中在机内对系统各子系统及部件的自动检测；n(8)完成与飞机上其他任务的计算机及电子部件的信息交换的管理。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n2组成原理n 从硬件上来划分，飞行
57、控制计算机由以下四个部分组成：n (1)数字处理部分n 该部分是计算机系统的核心，主要完成整机管理、控制算法以及余度管理算法的计算。它一般包括主处理器、不同类型的内部存储器以及I/O接口、时钟发生器、中断控制等。n 一般说来，数字处理部分中还包括定时监控电路，用于CPU故障及计算机监控软件故障的检测；包括奇偶位检测用于奇偶校验；此外，飞行控制计算机的数字处理部分还包括离散量输入、输出模块，离散量输入输出多路转换器，以使CPU与多个离散输入输出通道进行通信。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n(2)输入输出部分n 飞行控制计算机的每个通道的输入输出部分包括模拟输人输出模块以及余度交叉通道数据
58、交换模块，以及多路传输的接口模块。n 多路传输总线接口模块，使飞行控制计算机和飞机上的其他电子设备相连，以便相互交换信息。n 交叉数据链模块是用来在各余度计算机之间交换信息的。各通道的飞行控制计算机通过发送机以广播发送方式由单一数据通道将信息同时发送到其他通道，每个通道的计算机通过相互独立的三条数据通道接收其他飞行控制计算机来的信息。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n (3)模拟处理部分 一般来说，飞行控制计算机中模拟处理部分主要是由各种模拟电子部件功能模块组成的，其主要作用是为伺服作动器提供一定的模拟指令信号，并当来自数字处理部分或输入输出部分的信号出现类似故障时，提供必要的信号输出，
59、实现模拟备份作用，保证系统的安全工作。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n (4)电源部分n 飞行控制计算机从飞机电源系统接收28 V直流电和115 V 400 Hz交流电。电源模块进行必要的电源变换及电压调节，提供所要求的如12 V，5 V等各种电源。n 由于飞行控制计算机是静电敏感器件，所以，对它的任何操作都必须严格遵守静电敏感器件的保护规定。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n4.4.2飞行控制计算机的基本工作原理n1飞行控制计算机的信号交联关系n飞行控制计算机接收来自飞行管理计算机、方式控制面板及各传感器的信号，完成相应计算，输出相应舵面控制指令、控制逻辑及显示指令等。n (1)飞
60、行控制计算机的输入信号 飞行控制计算机的输入信号有三种主要形式：数字信号、模拟信号和离散信号。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n向飞行控制计算机提供输人信号的主要系统与部件有： ，n飞行管理计算机(FMC)、惯性基准系统(IRS)、大气数据计算机(ADC)、甚高频导航接收机(VHF NAV)、仪表着陆接收机(ILS)、自动油门或推力管理计算机(AT)、低高度无线电高度表、安定面和襟翼位置传感器、方式控制面板(MCP)、其他的飞行控制计算机(FCC)以及其他测量必要参数的飞机系统传感器。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n (2)飞行控制计算机的输出信号n 飞行控制计算机在飞机的起飞阶段
61、提供飞行指引指令、起飞后直到自动着陆的全过程中提供自动驾驶飞行指引指令、自动配平指令、工作方式的显示与警告、提醒信息等输出。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n2飞行控制计算机的工作原理n 飞行控制计算机是整个飞行控制系统的核心，它采集驾驶员的控制与输入指令以及飞机的运动参数，并按指定的逻辑与控制算法产生控制指令，通过执行机构控制飞机的运动。负责信号处理、控制律计算、信号接口、系统监视等主要工作。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统 (1)飞行控制计算机的功能模块 n 方式及衔接连锁模块根据方式及衔接连锁逻辑、方式控制面板上的输人与选择指令、飞机运动参数传感器测量到的飞机运动状态来确定所
62、选择方式的有效性，控制方式计算模块和指令计算模块的工作；n 方式计算模块在方式及衔接连锁模块的控制下，计算出有效的工作方式，使自动驾驶伺服指令计算模块选择相应的控制律及输入信号，完成自动驾驶伺服指令的计算；n 自动驾驶伺服指令计算模块根据方式及衔接连锁模块及方式计算模块的信息，选择相应的控制律及输入信号，完成自动驾驶伺服指令的计算，输出到自动驾驶伺服回路，实现对舵面的自动控制，从而实现飞机飞行状态及参数的控制；4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n飞行指引指令计算模块根据方式及衔接连锁模块及方式计算模块的信息，选择相应的控制律及输入信号，完成飞行指引指令的计算，输出到电子飞行仪表系统的符号发生
63、器，产生相应的飞行指引指令；n自动配平指令计算模块根据方式及衔接连锁模块及方式计算模块的信息，飞机的运动参数及系统的工作参数，计算相应的配平指令，实现自动配平(如速度配平、马赫配平等)；n数据收发控制模块用于控制数字信号的接收与发送；n系统状态监控模块监控整个飞行控制系统的工作状态，如发现故障，则输出故障信息到显示系统及飞行数据记录器，并自动断开自动驾驶仪。该模块可进行舵面位置监控、自动驾驶仪作动器监控、飞行控制计算机的指令监控等。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n(2)飞行控制计算机的基本工作原理n 飞行控制计算机的基本功能是实现自动指令的计算与输出，所进行的指令计算是围绕两个基本回路即
64、内回路与外回路来进行的，如下图所示。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n内回路是由自动驾驶仪中控制飞机姿态的俯仰通道和倾斜通道所构成，它是将实际姿态和指令姿态进行计算比较，(实际的姿态来自飞机的姿态传感器，例如垂直陀螺或惯性基准组件，指令姿态来自驾驶员的输入或外回路的输入。)得出姿态偏差信号，再按照一定的控制律计算舵面偏转角度或角速度，控制与操纵飞机的姿态运动或称角运动。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n外回路则根据系统的工作方式及飞行参数，根据飞机飞行的目标参数(如位置、速度、垂直速度等)与实际运动参数的偏差，计算出目标姿态，作为内回路的输入，主要是
65、控制飞机质心的轨迹运动。n 当飞行控制计算机计算自动驾驶控制指令时，根据所确定的工作方式，首先计算外回路的输出，即目标姿态值送到其内回路。内回路根据外回路计算的目标姿态、飞机的实际姿态和姿态变化率等参数，按一定的控制算法计算相应的舵面偏转角或偏转角速度，输出到自动驾驶仪的伺服回路，再由伺服回路通过动力控制组件(PCU)液压作动相应的舵面偏转，以实现对飞机运动的控制。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n在自动驾驶仪的工作方式一节中我们已知，在大多数飞机上，自动驾驶仪可以以指令(CMD)方式和驾驶盘操纵(CWS)方式衔接，而每套自动驾驶仪又由倾斜通道和俯仰通道组成。当自动驾驶仪衔接在CMD方式时
66、，飞行控制计算机根据飞行管理计算机、方式控制面板以及飞机的运动参数等输人信号依次进行外回路与内回路的计算，然后通过输出接口将指令送到伺服回路，通过动力控制组件控制舵面；当自动驾驶仪以CWS方式衔接时，驾驶员通过驾驶盘带动与其相固联的力传感器或角位置传感器，将操纵信号变换成电信号，并通过输人接口送给飞行控制计算机，飞行控制计算机依次进行外回路与内回路的计算，输出指令通过输出接口送到伺服回路，通过动力控制组件控制舵面。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n3飞行控制计算机的软件组成及其功能n 对于多余度飞行控制系统，除配置必要的硬件外，还必须具备完善可靠的相应软件。飞行控制系统的软件通常由以下部件
67、组成：4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n(1)飞行控制软件n 飞行控制软件因系统的硬件配置不同而各不相同，但通常应包括以下内容：n 管理执行程序用于完成任务调度、数据块的组织；系统工作方式的管理与控制；n中断处理；各余度计算机间的交叉通道的数据传递；各余度计算机间的帧频同步。n 余度管理模块又可分为传感器、伺服器余度管理模块；计算机余度管理以及整n机余度降级策略和算法计算等模块。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 控制律计算模块包括纵向控制律、横侧向控制律计算；边界限制计算；外回路控制律计算；大气数据修正计算；备份方式控制计算等。n 数据管理模块管理飞行控制系统与机载电子设备，任务计算
68、机的数据交换。将飞控系统的有关数据传送给其他系统，并将来自其他系统的数据进行处理后，传送到相应模块。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n(2)操作系统n 操作系统用于地面上的编程与检查，它使飞行控制计算机与地面设备间建立通信所需的软件，驻留在飞控系统检测控制台的可编程只读存储器里。n(3)故障诊断软件n 故障诊断软件是指飞行控制系统的机内自检程序。它可分为飞行前地面机内自检和飞行中机内自检两种。飞行前系统的机内自检包括部件级和系统级机内自检，警告逻辑以及检测结果记录等软件；飞行中机内自检包括空中部件的机内自检、故障定位和切换逻辑，飞行中机内自检多利用后台计算时间循环往复地进行。4.4飞行控
69、制计算机（FCC）及系统n(4)支持软件n 支持软件指的是进行飞控软件开发时所需的软件。一般它应包括汇编、宏处理、列表打印、输入输出、连接编辑等软件，它应在选定的开发计算机上进行。由于飞控软件需要较快的实时性，所以一般采用较为低级的开发语言如汇编语言、C语言等来编程。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4.3典型的数字式飞行控制系统实例n 商用波音757767飞机上首次采用的全数字式飞行控制系统，提供飞机姿态稳定、驾驶盘操纵和自动着陆等功能，与飞行管理计算机耦合实现外回路的制导。本节以在此种机型上采用的数字式飞行控制系统即自动驾驶仪飞行指引系统为例，介绍数字式飞行控制系统的功能、组成、控制
70、规律、监控和故障检测、机内自检(BITE)、数据传输总线和余度技术。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统1概述 n 波音757767飞机上的自动驾驶似飞行指引系统是一套全数字、三余度、故障一工作式的一体化控制系统。在飞机爬高、下降、巡航和着陆等飞行阶段，提供稳定、制导和控制功能，并可实现复飞操作。在爬高、巡航和下降等飞行阶段时，三个通道中的一个套用于纵向和横向控制。在着陆和复飞时，接人航向控制，与并行工作的三通道一起提供故障一工作并实现IIIb级自动着陆。系统结构如下图所示。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n全套自动驾驶仪飞行指引系统由三套相同的飞行控
71、制计算机(FCC)、单套方式控制面板、单套维修控制和显示操纵台、三余度电液压式副翼、方向舵和升降舵伺服系统。二余度的水平尾翼配平舵机及一些传感器等组成。飞行控制计算机是全套自动驾驶仪飞行指引系统的核心装置，它与外部其他装置的交联关系如下图所示。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n自动驾驶/飞行指引系统根据任务的不同，接受不同传感器的信号。图中“巡航制导传感器的输出信号是由飞行管理计算机、惯性参考系统IRS(三套)和数字式大气数据计算机系统提供的；“自动着陆制导传感器的输出信号是由仪表着陆系统ILS(三套)、低高度无线电高度表(三套)和惯性参考系统IRS(三
72、套)等一起提供的。这些传感器的输出信号均为数字式。n系统中的升降舵、副翼和方向舵伺服器均为三余度、并联、力表决式伺服器，它们的输出通过相应的液压助力器分别控制升降舵、副翼和方向舵舵面的偏转。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n方式控制面板是自动驾驶仪飞行指引系统与驾驶员之间联系的一个接口，提供驾驶员接通系统、控制方式的选择和设置目标基准值，并可显示驾驶员设置的目标值(如选择的速度、马赫数、航向、一垂直速度和高度等值)和工作方式。控制面板内部采用双套的余度设置，即双套微处理器和双套的输入输出接口板，以确保工作的可靠性。n维护控制和显示操纵台(MCDP)用于故障检测和隔离以及检验维修工作是否正确
73、，仅在地面维修时使用。MCDP接受飞行途中和地面测试时检测的飞行控制计算机、传感器、伺服器和飞行控制计算机等出现的故障信号，经处理后用字母数字表达并显示在MCDP上。维护人员通过对MCDP的访问，可迅速有效地排除检测出的故障。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n全套自动驾驶似飞行指引系统中，飞行控制计算机与外部装置(如传感器、方式控制面板、维修控制和显示操纵台，以及电子飞行仪表系统和飞行管理计算机等)之间数字信号通过ARINC429数据总线传输。三套飞行控制计算机之间的内部通道信号，也采用ARINc429数据总线传输。飞行控制计算机生成的各舵面舵回路控制指令转换成模拟信号后，分别加到各舵回路
74、的输入口。n自动驾驶仪飞行指引系统的各种控制方式(除复飞方式外)由驾驶员通过方式控制面板选择。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n当驾驶员在MCP上按压“CMD”钮时，自动驾驶仪衔接，并与液压助力器接通，系统转入自动方式。同时“CMD按钮内部灯泡点亮，通告驾驶员系统已转入自动方式。当系统进入自动方式后，驾驶员即可根据飞行任务的需要，按压相应的方式选择按钮(如“VS”、“LOC等)，自动驾驶仪即可转人选择的方式工作，同时，相应按钮内的灯泡点亮，以通报驾驶员。自动驾驶仪进入自动方式后，可供驾驶员选择的控制方式有：4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n垂直速度
75、(VS)捕获和跟踪驾驶员选择的垂直速度，同时控制发动机的推力。n高度层改变(LEVEL CHANGE)捕获和跟踪驾驶员给定的空速或马赫数。n高度捕获在“VS”、“FLCH”或“复飞”状态时，自动接通“高度捕获，捕获驾驶员给定的高度；当自动方式处于“VNAV(垂直导航)方式时，如继续该控制方式将会导致超过选定高度的话，则该方式会自动接通“高度捕获”。n高度保持保持按压按钮时的高度。n航向保持保持和跟踪驾驶员设置的航向。n侧向导航(L NAV)、垂直导航(V NAV)包含在飞行管理计算机内的导航功能，FMC发送俯仰指令和滚转指令给飞行控制计算机。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n复飞(GO
76、AROUND)飞机拉起并捕获和跟踪飞机前方的波束中心线(LOC)或反航道(飞机从反方向进场)的波束中心线(BCRS)。按压相应的按钮，该方式即进入准备状态，随即接通相应的方式。n进近(APP)捕获和跟踪下滑信标与航向信标的波束中心，在多通道接通后，方向舵通道工作，以修正短时间阵风引起的偏航不对称和侧滑。当高度降到离地54 ft时，自动拉平接通，接着机头压低和减速滑跑(ROLLOUT)制导。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n如驾驶员按压“CWS”按钮，系统接通液压助力器，并转入“驾驶盘操纵” (CWS)方式，同时按钮灯点亮，通报驾驶员已转人该方式工作。该方式下，系统转为俯仰和滚转控制增稳系
77、统，驾驶员通过驾驶盘人工操纵飞机。如在驾驶盘操纵状态下同时接通飞行指引(面板上的 FD开关扳到“ON接通位)，并按下自动方式相应的方式按钮，驾驶员即可根据飞行指引仪给出的指令(显示在电子飞行仪表的显示器上)人工完成自动方式的各项任务。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n自动方式时，如接通飞行指引仪，驾驶员可通过显示在电子飞行仪表系统上的飞行指引仪的指令，监视自动驾驶仪的工作情况。在地面上接通飞行指引仪，系统转入起飞方式。起飞方式仅通过飞行指引仪实现。复飞时，驾驶员按压油门杆上的复飞开关，系统即进入“复飞”方式。n 图中“CMD按钮上的“L、“R”、“C分别表示系统的“左”、“右”和“中”三个
78、通道。在MCP面板上，驾驶可根据需要分别设置垂直速度、高度、预选航向和空速马赫数等给定值，给定的数值由相应的小窗口显示。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n驾驶员若要切断系统，则可按压驾驶杆上的自动驾驶仪断开按钮，或按压MCP面板上的“DISENGAGE按钮，伺服器即被断开。如自动驾驶仪工作在单通道，则还可按压人工配平按钮，以断开自动驾驶仪。n MCP面板上点亮的按钮反映了驾驶员的操作。飞行控制计算机的操作(包括子方式)的工作和故障状况则由电子飞行仪表系统中的电子姿态指引指示器和自动着陆状态通报器给予显示和通报。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 2飞行控制计算机与控制总线简介n 飞行控
79、制计算机是整个系统的核心，用于实现监控、自检、逻辑与计算等功能。每台飞行控制计算机为液压伺服器提供输入指令，并为电子飞行仪表系统和它的显示装置提供飞行指引信号和控制方式通报。n 三台飞行控制计算机(每台飞行控制计算机的组成见下图)通过内部通道的数据总线相互通信。这种内部通信通过每个通道的数字计算、表决和均衡关键的速率变化较快的传感器数据，使所有通道采用同样的信号进行舵回路指令计算，以消除由于传感器故障引起控制信号的瞬时变化。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n左FCC 左FCCn飞行控制计算机主要是由中央处理单元CPU、控制与数据通道板、随机存取存储器RA
80、M和程序存储器PROGRAM MEMORY等组成的数字处理器(见下图)。CPU与存储器之间以及它们与外界的通信，通过16位并行CPU传输总线发送到各存储器的映射输入/输出装置。计算后的数据通过传输总线，直接发送到伺服器的驱动板和伺服器的准备、接通和告警逻辑板。n每台飞行控制计算机中的处理器依次实时处理各种信号。依据功能的不同，可划分为“巡航和自动着陆控制增稳、“余度管理及“维护管理”等三个功能。n飞行控制计算机的软件设计中，依次实现的功能定义为多任务。由几个任务组成的飞行控制软件又分为前台任务(要求准确的迭代速率)和后台任务(要求不太精确的时间间隔)两种。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4
81、.4飞行控制计算机（FCC）及系统n飞行控制计算机的工作过程实际上是依次执行软件赋予的各项任务。当飞行控制计算机的电源一旦接通时，首先执行的是电源接通任务，待完成一系列测试，确认计算机工作正常后，才转入执行下面的任务。在飞行中紧接着执行四个不同迭代速率的、实时的和关键的前台任务，完成飞行控制所需的一些计算功能。前台任务执行完毕，转入执行后台任务同时等待下一个实时中断。后台任务依据其重要程度又划分为重要和次要两类。重要的赋予高优先级的中断，次要的赋予低优先级的中断。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n在波音757767飞机上采用的飞行控制计算机的软件结构如上图所示，可充分利用计算机的解算能力，
82、使之在一定的时间间隔内能完成更多的任务。 在飞行控制计算机之间以及计算机与外围设备间的信号传递与通信，均通过ARINC 429总线实现。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 3系统的控制规律n波音757767飞机上的自动驾驶飞行指引系统采用多模式的控制规律，同一控制律可适用于不同的控制方式，但反馈信号则由不同的信号源给出。n系统的控制规律如下图所示，由调节器(内、外回路的调节器)、指令处理器及前锈馈反馈信号的估计器等部分组成。其中内回路调节器即为俯仰和倾斜姿态回路，它们是各外回路的核心，外回路均通过它们稳定与控制飞机的运动。外回路调节器和指令处理器及由不同信号源导出的经滤波器的反馈信号等组合
83、在一起，构成多模式的控制规律，在控制规律中，包括各方式间增益切换的保护。图中引入的前馈补偿用于提高系统的跟踪性能。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n根据纵侧向各方式的不同要求，系统采用几个控制规律。纵向控制方式采用三个控制规律：垂直位置(用于高度保持、高度捕获和进场等方式)、垂直速度(仅用于垂直速度方式)和速度控制(即通过升降舵控制飞机的速度，用于高度层改变和飞行指引仪的复飞和起飞方式)控制规律。侧向控制方式仅用两个控制规律：侧向位置(用于航向信标、反航道和进近等控制方式)和航向跟踪(用于航向保持、航向选择、复飞和驾驶盘操纵等控制方式)。除此之外，还增加
84、了垂直导航侧向导航的控制规律，与飞行管理系统交联。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n内回路与驾驶盘操纵两功能综合成一体，使之在驾驶盘操纵时成为控制增稳系统，在自动控制方式时成为俯仰和滚转姿态回路。同时还包括与方式有关的增益切换保护装置，以抑制方式切换和增益改变时引起飞机的瞬态响应。n系统中的偏航通道只用于多通道的自动着陆过程，起航向控制作用。偏航通道与侧向位置控制规律实现的功能、也被综合成一体，而不是两个功能各异的回路。 n 系统采用多方式的控制规律结构，可使飞行控制规律的软件一体化，大大节省计算机的计算时间及内存容量，并能获取更佳控制性能。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4单通道工作
85、时的系统监控 在飞机自动着陆前，三余度的自动驾驶似飞行指引系统只有一个通道工作，三套中的一套升降舵回路和一套副翼回路接通，舵机输出通过擒纵装置与液压肋力器连接。传感器的信号输入飞行控制计算机，计算机按控制规律计算舵回路的输入指令，经舵机驱动放大器操纵舵机，控制与稳定飞机的运动。为确保飞行的安全，对系统单通道进行监控。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 当单通道工作时，惯性参考系统直接输入的与经另外两台飞行控制计算机输出的三路传感器信号，在接通通道的飞行控制计算机软件中进行比较、选择和交叉监控。表决器对三路输人信号进行表决，如三路均正常，表决器取三路中的中
86、值输出；如三路中的某一路出现故障，即被监控器检测和隔离，一再向后面传递，同时表决器重新表决取值，向内回路输出一个无故障的惯性参考系统的输出信号。惯性参考系统本身能自检测，一旦出现故障会自行断开。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n在单通道工作时，系统采用模型监控方法监控舵回路的工作情况。舵回路中作位置反馈的线位移差动变换器输出正比于舵机位移的信号，输入到飞行控制计算机，经解调、放大和模数转换后变换成相应的数字信号。飞行控制计算机中给出的舵回路输人指令，一路经数模变换器变换成模拟电信号，加到舵回路的输人口；另一路给舵回路的模型(用软件实现的与舵回路特性相同的数学模型)，计算舵回路模型的输出。舵
87、回路模型输出与舵回路的实际输出在指令响应监控器中比较与监控，当实际的舵回路工作正常时，两个输出应一致。如两者输出有差别，则表明舵回路出现故障，监控器即发出信号，切断有故障的舵回路。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n单通道系统是故障一安全的，为确保飞行安全，除了上述对系统的监控外，还限制了升降舵和副翼的权限，以防止系统出现故障时引起飞机大的瞬态响应和大的过载。升降舵权限是一个受到权限有限的擒纵装置限制的位置，当人工感觉系统传输到擒纵装置的有限力等于打开擒纵装置的力时，它才起限制作用。副翼的权限则受到装在飞行控制计算机硬件中副翼过偏探测器的限制。如果舵回路的输出超过规定值，探测器即发出信号，切
88、断自动驾驶仪。此外，在软件中也限制副翼回路的输入指令，使指令在限制值内绝不会切断无故障系统的自动驾驶仪。如指令到达限制值，则表明系统出现故障，它也可限制飞机的滚转力矩，防止飞机在短时间内达到过大的滚转姿态。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统 5多通道工作时的系统监控n 飞机进入自动着陆阶段时，为确保飞行安全，提高系统完成自动着陆任务的成功率，该系统在自动着陆时配置成三余度系统，以确保出现故障时，仍能安全地完成自动着陆。n 在系统的横向、侧向和航向三个轴中，每个轴都配置有三套相同的传感器、飞行控制计算机和电液舵回路，犹如三套并联通道。三套电液舵机输出轴通过各自的擒纵装置与主液压肋力器的连杆连接
89、在一起，共同控制一个舵面。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n与单通道的工作不同，三套传感器输出的信号(航向信标和下滑信标的偏差、无线电高度表及惯性参考系统的输出)，各自输人相对应的飞行控制计算机，经输入输出IO分别交叉输入给其他两台飞行控制计算机，每台计算机实际上接收三套传感器的信号进行选择和处理。下图所示为输入信号的选择处理方框示意图。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n由图可见，输人的三路信号同时输人中值选择模块中，表决后取其中的中值信号作输出，提供计算控制规律所需的参数。中值选择的三路输人与选出的中值一起均衡，以防止死区的影响和输人信号有故障时的
90、输出瞬态响应。此外，这三路输入信号加到故障检测部分，交叉比较以检测故障。如检测到某一路输入信号有故障，即发出切断信号，断开该路的输入信号，使故障隔离在计算控制规律之前，确保为计算控制规律提供一个无故障的输入信号。n每台飞行控制计算机用同样的无故障输入信号各自计算控制规律，输出的舵回路控制指令分别加到相应的舵回路。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n与单通道工作时的舵回路不同，多通道工作时，副翼舵回路的过偏限制取消了。此外，每个舵机的输出与相应擒纵装置相连，三套擒纵装置的输出连接到力综合连杆上。每个擒纵装置在它的输入和输出之间起位置表决作用，使在工作的三个舵机如同一个舵机，并可减小舵回路出现故
91、障时引起的瞬态响应。n为确保正常工作，也监控舵回路的工作。下图所示为舵回路监控的方框示意图。除了用模型监控方法监控舵回路，还应将每个拾取擒纵装置输出的位移信号经线位移差动变换器变换成电信号后，与舵机输出的信号一起，加到擒纵装置比较器比较，检验每个舵机的输出。如果出现故障，则立即切断该舵机的螺线管线圈的电源，中止舵机的工作。单通道工作时，擒纵装置比较器不工作，以免引起自动驾驶仪误切断。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n 上图所示为多通道故障检测的监控结构。系统多通道故障检测的监控，采用分段监控的方法，即分别监控，如传感
92、器、舵回路和飞行控制计算机等各段，使每段出现故障不传导到它的下游。此外，还采用其监控每个通道末端(监控擒纵装置的输出)的方法，使通道中出现故障并被传导到下游时能被检测出来，以确保系统的可靠性。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n4.4.4飞行控制计算机的主、从关系n 现代飞机上由于采用了余度设计，往往至少有两套完全相同的飞行控制计算机。n 对于自动驾驶仪部分，我们已经知道，除非进入最后的进近阶段可以衔接两套自动驾驶仪外，其他情况下只能衔接一套自动驾驶仪。如果其中一套已经处于衔接状态时，衔接另一套会使原来衔接的一套断开。而对于飞行指引系统，则可以随时接通两套。一般的配置隋况是第一套飞行指引给正
93、驾驶一侧提供指引信号，第二套飞行指引给副驾驶一侧提供指引信号。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n为了区分两个飞行控制计算机的优先顺序，一般的做法是将两个飞行控制计算机区分为主计算机和从计算机，即两者存在主、从关系。主计算机确定指引仪的工作方式。对于主、从计算机的确定，不同的机型其确定方法也不尽相同，如有的机型规定先接通飞行指引一侧向飞行控制计算机为主计算机；而有的机型上规定主计算机的确定要根据自动驾驶仪、飞行指引仪和自动油门(或自动推力)的衔接状态：如自动驾驶仪衔接时，衔接的自动驾驶仪是哪一侧，那一侧的飞行控制计算机就是主计算机，如没衔接自动驾驶仪时，再检查飞行指叫仪的接通状态，如只有一
94、侧接通了，那么接通一侧的计算机就是主计算机，如两侧都接通则一号飞行控制计算机是主计算机，如两侧指引仪都没有接通时再检查自动油门(推力)的衔接状态，衔接一侧的飞行控制计算机为主计算机。 4.4飞行控制计算机（FCC）及系统n尽管不同机型上确定主计算机的方法有所不同，但有一点是相同的，那就是主计算机用来确定自动驾驶仪和飞行指引仪的工作方式。4.4飞行控制计算机（FCC）及系统4.5飞行指引仪n4.5.1飞行指引仪的功用及指示n1.功用 所谓“指引”，就是指导驾驶员操纵飞机进入预定飞行路线。指引仪的工作是将飞机的实际飞行路线与目标路线进行比较，并计算出进人目标路线所需要的操纵量，以目视的形式在指示器
95、上给出。为使驾驶员一目了然，指引信号直接显示出操纵要求的指令是向上还是向下、向左还是向右。这样可使驾驶员看到指引信号后，直接跟随指引杆操纵飞机，保证飞机正确切人或保持在预定航线上。4.5飞行指引仪n与自动驾驶仪所不同的是，飞行指引仪不去直接操纵飞机，它只是“指挥驾驶员飞，而自动驾驶仪是“替”驾驶员飞。所以，当既有飞行指引信号又接通自动驾驶仪的情况下，自动驾驶仪会跟随飞行指引指令，按预定飞行轨迹操纵飞机飞行，而预定飞行轨迹的确定取决于飞行指引自动驾驶仪的工作方式。n概括起来，飞行指引仪的功用有以下两点：在自动驾驶仪衔接前，为驾驶员提供目视飞行指引指令；在自动驾驶仪衔接后，用以监控自动驾驶仪的工作
96、状态。4.5飞行指引仪n 2飞行指引信号的指示n 飞行指引信号的指示方法多种多样(见下图)。早期的飞行指引方法是零读指示器，用两根纵横相交的十字指引针(杆)与指示器中央小圆圈的相对位置偏差来表达指引指令。其中，水平指引针可以上、下移动，表示纵向操纵量，垂直指引针可以左、右移动，表示横向操纵量。当两针交叉点位于小圆圈中时，表示操纵是正确的。而当纵向指引针上移，侧向指引针右偏时，驾驶员应拉杆使飞机抬头，并压杆(驾驶盘右偏)使飞机向右倾斜，直到两指引针回到小圆圈内为止。4.5飞行指引仪4.5飞行指引仪n另一种形式的指引杆如图所示，称做“八”字或倒“V”形指令杆。，小飞机与指令杆之间的上下偏差代表俯仰
97、指引指令，小飞机与指令杆的相对转角代表倾斜指弓l指令。驾驶员根据俯仰指令操纵升降舵，根据倾斜指令操纵副翼，直到八字杆与小飞机完全重合。n对于先进机型上指引系统，又增加在地面起飞以及着陆减速滑跑阶段的指引，称做偏航指引杆，如上图所示。n在有些飞机，其飞行指引杆以另一种形式给出，如上图所示，称做航迹俯仰角航迹角指引，俗称小鸟扁担，它能提供航迹指引。即小鸟表示飞机的实际飞行轨迹，扁担表示理想的预选飞行轨迹，驾驶员应设法用小鸟对准扁担的正中间。4.5飞行指引仪n452 飞行指引仪的工作原理及工作方式n1工作原理n 早期飞机的飞行指引系统主要由飞行指引仪方式选择器、飞行指引计算机、姿态指引指示器等部件组
98、成。n 方式选择器用来选择指引仪的工作方式，也就是飞机的引导方式，其工作方式也分为水平方向和垂直方向上的工作方式。一般其水平方向上可选择的方式有航向、VORLOC、自动进近、人工下滑、复飞等；其垂直方向上可选择的方式有高度选择、高度保持、垂直速度、指示空速、马赫数等方式。4.5飞行指引仪n 飞行指引计算机则根据所选择的水平方向和垂直方向上的工作方式，对所接收的各种信号进行处理，计算出对应引导方式下需要进行的姿态变化量或目标姿态，并将其指示在姿态指引指示器上。 4.5飞行指引仪n为了进行指令计算，飞行指引计算机从下列系统接收信号：n VORLOCGS接收机；n 垂直陀螺仪；n 无线电高度表；n
99、罗盘系统；n 气压式高度表。n指引计算机利用上述信号，可以提供操纵指引信号以使驾驶员操纵飞机以实现：n 沿选择的航向飞行；n 按预定的俯仰姿态飞行；n 保持高度； n 截获预选的VOR或I,OC航道，并进行航迹保持；n 沿仪表着陆系统的下滑道飞行。4.5飞行指引仪n对于装有飞行管理系统和电子飞行仪表系统的现代飞机来说，其飞行指引功能要复杂得多。其飞行指引指令的计算由飞行控制计算机FCC来完成。飞行控制计算机根据方式选择与衔接联锁电路的相关信息，确定相应的控制律及输入信号，计算相应的控制指令即目标姿态，再与飞机的实际姿态相比较，按一定控制算法解算出飞行指引指令，进而送到电子飞行仪表系统，在主飞行
100、显示器PFD或电子姿态指引指示器EADI上显示出来。 4.5飞行指引仪n一般情况下，由于采用了冗余设计，都会有至少两套系统处于工作状态。则在正、副驾驶员的显示器上所给出的指引信号分别来自其本侧的飞行控制计算机。但是当出现某一飞行控制计算机故障时，也可以通过转换电路，实现使正、副驾驶员两侧仪表上都使用同一个飞行控制计算机来的指引信号。n 但在下列情况下，显示在主飞行显示器或电子姿态指引指示器上的指引杆会自动消失：n 当飞行指引系统没有确定工作方式时；n 当自动驾驶仪衔接于CWS方式时；n 当两个飞行控制计算机都出现故障时，此时还会出现相应的警告信息。4.5飞行指引仪n2工作方式n 与自动驾驶仪的
101、工作方式一样，飞行指引仪的工作方式也有横向方式和纵向方式之分，其常见方式为：n 高度保持方式：提供俯仰指令使飞机保持在目标高度上；n 垂直速度方式：提供俯仰指令使飞机以选择的升降速率爬升或下降；n 高度层改变：是指引系统和自动油门的协调工作方式，提供俯仰指令使飞机以飞行n管理计算机的速度爬升或下降到预选高度上，而自动油门系统会控制发动机的推力；n 垂直导航方式：提供俯仰指令使飞机以FMC速度，在通过控制显示器CDU预定的垂直剖面上飞行； 4.5飞行指引仪n水平导航方式：提供倾斜指令使飞机以FMC提供的侧向制导指令，沿飞行计划中定义的航路飞行；n航向选择方式：提供倾斜指令使飞机转向并保持在所选择
102、的航向上；nVORLOC方式：提供倾斜指令使飞机跟踪所截获的VOR航道或LOC航向道；n进近方式：提供俯仰和倾斜指令使飞机跟踪所截获的航向道LOC和下滑道GS。n 在上述方式中，14是飞行指引仪的纵向方式，57是飞行指引仪的横向方式，而8是纵、横向共用的方式。而实际上，在进近方式下，飞行指引仪的横向工作于LOC方式，纵向工作于GS方式。4.5飞行指引仪n在现代飞机上，飞行指引和自动驾驶功能都统一由飞行控制计算机(FCC)实现，因而两者在横轴和纵轴的工作方式是飞行指引和自动驾驶仪所共用的，或者说两者的工作方式是始终保持一致的，进行方式转换时也是同步进行的。当只接通飞行指引或只衔接自动驾驶仪时，所
103、选方式给飞行指引或自动驾驶仪单独使用，当飞行指引和自动驾驶仪都接通时，所选择的方式是两者共用的方式。所以前面讨论的自动驾驶仪工作方式也完全适用于飞行指引仪。n 现代飞机上的自动油门系统又称自动油门控制系统，属于飞行管理系统的一个分系统，它可以独立工作或与自动飞行控制系统和飞行管理计算机系统协同工作(有的机型上，其自动油门功能由FMC或FCC完成)，实现对发动机推力的全程自动控制。n 自动油门系统是个由计算机控制的机电系统，其核心部件是自动油门计算机，该计算机与飞行管理计算机系统和自动飞行控制系统(FCC)交联，并从各处接传感器或其他系统接收相关信号，经过计算，在发动机的参数设计范围内，从起飞到
104、降落全程控制每台发动机的油门杆位置，以保持某一特定的发动机推力值(N1)，或保持飞机的某一目标速度。自动油门系统主要与自动飞行控制系统和飞行管理计算机系统协同工作。4.6自动油门系统4.6.1自动油门系统功用及类型n 自动油门系统是自动控制发动机的推力达到所需要的值。提供从起飞到降落全程的发动机推力控制。也就是说，自动油门系统提供自动推力控制，还提供发动机推力极限指令。n 在现代飞机上使用两种不同类型的自动油门系统。n 一种是传统的自动油门系统，它使用伺服马达来调节油门杆位置并通过机械的连接杆与发动机相连或把电信号传送到发动机电子控制组件EEC。图461所示为典型的自动油门系统原理图n 在安装
105、电传操纵系统的飞机上使用另一种自动油门系统。它是将数字信号直接传送给发动机的FADEC(全权数字式发动机控制)电脑。这里没有油门杆的自动移动，所以这种系统叫做自动推力系统。图462所示为典型的自动推力系统原理图。4.6自动油门系统4.6自动油门系统n462 自动油门系统主要部件及功用n 1方式控制面板n 方式控制面板上装有自动油门预位关断开关，其上方有自动油门的预位指示灯。自动油门预位关断开关是一电磁保持式两位开关，当将其扳到预位位置时，由自动油门联锁电路根据其衔接条件控制是否吸合电磁铁，如果衔接条件都满足即外围系统工作正常，能够确保自动油门系统正常工作，则预位开关被保持在预位位置，其绿色预位
106、指示灯点亮。有的机型自动油门预缈关断开关不是电磁保持式，是电门，只提供+28 V直流电压。也没有指示灯。4.6自动油门系统n方式控制面板上还提供了自动油门系统的方式选择按钮。其N1EPRTHR、SPEED两个按钮可以实现人工选择或者取消N1EPR/THR、SPEED两种方式之一。当按压其中一个按扭时，其内部指示灯点亮，表明该方式已被衔接，而且可以被人工取消。n自动油门系统的方式选择受控于飞行控制计算机。在V NAV和FL CH衔接后，自动油门系统与飞行管理计算机系统和自动飞行控制系统协同工作。4.6自动油门系统n方式控制面板上的速度马赫数选择旋钮，在自动驾驶没有工作在VNAV方式下时，用来人工
107、设定速度马赫目标值，自动油门或自动飞行控制系统控制飞机稳定在这一速度或马赫数上。而方式控制面板上的速度马赫显示窗中随时显示选定的具体数值，同时选择的目标值也会显示在EFIS的速度带上。速度与马赫数的切换一般会由飞行控制计算机自动进行，当飞行高度低于某一数值时(具体数值会因机型的不同而有所变化)，显示窗中显示的是速度，当飞机高于此高度时自动显示马赫数。而利用速度马赫显示窗附近的切换按钮可以人工实现显示窗中速度值与马赫数的切换。在自动驾驶工作在VNAV方式下时，由FMCS提供速度马赫目标值并显示在方式控制面板上的速度马赫显示窗中。 4.6自动油门系统n2自动油门断开和起飞复飞电门(TOGA)n 自
108、动油门断开电门位于油门杆上，当用手握住油门杆时，正好可以用拇指操作。当自动油门系统在衔接状态时，按压两个断开电门中的任何一个都可以将其断开。当自动油门断开后，在驾驶舱内的自动油门警告灯亮，再次按压断开按钮，可以复位警告灯。n 起飞复飞电门也位于油门杆上，当用手握住油门杆时，正好可以用指尖操作。按压任一电门，即可使自动油门(AT)和飞行指引(FD)进人起飞或复飞方式。当飞机在地面时是起飞方式；当飞机在空中时是复飞方式，由空地状态决定。4.6自动油门系统n 3自动油门计算机n 完成所有推力的计算。它接收来自飞行管理计算机、飞行控制计算机、大气数据系统、惯性基准系统、无线电高度表、襟缝翼位置传感器等
109、输来的数据，根据相关开关和控制电门的信号，通过计算发出油门控制指令，通过机电式伺服机构(自动油门作动筒)，在行程范围内调节油门杆位置，直到发动机的实际推力(N1EPRTHR)或飞机的实际速度达到目标值。4.6自动油门系统n 4自动油门伺服机构n 自动伺服机构实现自动油门计算机和每个发动机油门控制钢索间电控信号与机械位移间的转换。 n 每个伺服机构包括一个伺服作动器，一个扭力开关机构，一个扭力开关组件和一个油门杆位置传感器。扭力开关机构与油门杆钢索连接。该机构包括输入与输出扇形轮、扭力传感器、摩擦轮和超控制动机构。当超控力大于标定值时扭力传感器作动，超控制动机构允许驾驶员当出现离合器控制失效的情
110、况下超控制伺服系统。超控操作时要求有较大的力量作用在油门杆上。4.6自动油门系统n伺服作动器由一个交流伺服马达、一个用于反馈的测速发电机、一个齿轮组和电动离合器构成，其输出花键轴与扭力开关机构相连。n当自动油门没有衔接时，离合器脱开，人工操作手柄通过输A输出钢索直接带动发动机上的燃油调节输入杆，同时带动油门位置传感器将反馈信号送回到自动油门计算机。n当自动油门衔接后，如扭力开关闭合，离合器衔接，自动油门计算机驱动伺服马达工作，通过离合器超控机构和摩擦轮带动输出钢索控制燃油调节器输人，同时输入钢索带动中央操纵台上的油门杆运动。当飞机在起飞爬升阶段，自动油门计算机给出控制逻辑断开伺服马达的电源，实
111、现在此阶段的推力保持控制。4.6自动油门系统n5迎角传感器n 迎角传感器用于测量气流相对于机身(大翼的平均弦线)的角度，亦称仪角。传感器输出的迎角信号送给自动油门计算机，用作控制最大迎角。n6襟翼位置传感器n 襟翼位置传感器用于测量襟翼位置，其信号送给自动油门计算机用于计算最小安全速度和最大迎角，以防止产生失速。襟翼位置也用于产生不同系统的控制逻辑。n7油门杆角度传感器n 油门杆角度传感器装在发动机上，用于实测油门杆输入指令的执行情况，向自动油门计算机提供油门杆的位置反馈信号。4.6自动油门系统n8推力方式选择板(TMSP)n 在推力方式选择板上，可以选择推力极限方式：起飞(TO)，复飞(GA
112、)，爬升(CLB)，连续推力(CON)，巡航(CRZ)。有的机型在CDU上选择推力式。n9自动飞行状态通告牌(ASA)n 该机型的ASA由三个警告灯构成，分别给出自动驾驶、自动油门、飞行管理计算机三个系统的警告指示。如果自动油门失效，则ASA上的AT红色警告灯亮，此灯可以复位，按压复位。有的机型飞行状态通告在EICAS显示和一些专门的警告灯来指示。4.6自动油门系统n10EADI和PFD一飞行方式通告显示n飞行方式通告牌的主要作用是用于显示出自动飞行控制系统包括飞行指引、自动驾驶和自动油门系统的工作方式，其中包括自动驾驶飞行指引的当前工作方式和预位方式，以及自动油门系统的当前工作方式。n自动油
113、门系统的飞行方式可以显示在EADI和PFD上，显示在EADI和PFD上的自动油门系统的飞行方式一般都包括：SPD(速度)，THREPRN1(推力)，GA(复飞)，IDLE(慢车)，THR HOLD(推力保持)，THR REF(推力基准)，TEST(测试)。n在EADI上的显示有两种：一种是自动油门系统的飞行方式显示在EADI的左下角，而EADI的左侧显示快慢指针。另外一种是自动油门系统的飞行方式显示在EADI的左上角，而其左侧是一个速度带(SPEED TAPE)显示，其上有空速的刻度，目标空速和实际空速。n在有PFD的飞机上，自动油门系统的飞行方式显示在PFD上，PFD上有一个速度带(SPEE
114、D TAPE)。 4.6自动油门系统n11推力方式通告牌(Thrust Mode AnnunciatorTMA)n TMA显示在发动机主参数显示器上，发动机主参数显示器指示出由自动油门计算机提供的N1限制值。可显示的推力方式分别为起飞、减推力起飞、爬升、减推力爬升、巡航、复飞和连续单发推力等七种方式。正常情况下，自动油门系统会利用飞行管理计算机给出的推力(N1)限制值来限制发动机的推力，而当飞行管理计算机因故不能提供推力限制时，自动油门计算机会自己计算推力限制，并给出提示“ATI,IMIT，表明此时的推力限制值来自自动油门计算机。有的机型，装有推力管理计算机，推力管理计算机具有自动油门和推力极
115、限两大功能，这种机型的推力极限一般都显示在EPR或N1的显示上，首先可以人工选择推力极限，在没有人工选择的情况下，如果垂直导航衔接，则有飞行管理计算机提供，如果垂直导航没有衔接，则有推力管理计算机提供，如果是人工选择或推力计算机提供，显示的游标是绿色的，飞行管理计算机提供的显示，是洋红色的。 4.6自动油门系统n12EICAS显示器一推力方式通告显示n在具有EICAS的飞机上，在EICAS显示器上可以显示发动机的主要参数和发动机的次要参数。推力方式，推力极限和最大推力极限也可以显示。推力极限和最大推力极限显示在EPR或N1模拟刻度盘上，并且有推力极限数字读数。推力极限显示在EPR或N1模拟刻度
116、盘的上方，一般来说推力方式包括：起飞(TO)，减推力起飞(DTO)，复飞(GA)，爬升(CLB)，连续推力(CON)，巡航(CRZ)。n由于飞机机型不同，自动油门系统的组成部件也不完全一致，尤其是自动油门的显示部件有非常大的差别，但无论何种机型的自动油门系统所必须包括的主要部件有：n自动油门计算机(推力管理计算机)、自动油门预位和接通控制、位于发动机油门杆上的起飞复飞控制手柄(或开关)、位于油门杆附近的自动油门断开按钮、用于预定推力的给定装置、主飞行仪表上的FMA或自动油门方式显示牌和机电伺服机构(自动油门系统的作动器、自动油门离合器、油门杆和油门位置传感器)等。4.6自动油门系统n13自动油
117、门系统输入和输出信号n自动油门系统输入信号在不同的机型上输人方式可能不一样，通常要完成自动油门功能，所需要的基本输入信号是：方式选择信号，自动脱开和复飞电门的位置信号，襟翼的位置信号，反推内锁信号，迎角探测器信号，自动油门伺服机构的反馈的转速信号，油门杆角度传感器反馈的油门位置信号以及和惯性基准系统、大气数据计算机系统，飞行管理计算机系统交联得到的输入信号。图463所示为典型的自动油门系n统输入信号框图 4.6自动油门系统n 自动油门系统的输出是由自动油门计算机计算油门杆的位置然后输出差值信号驱动伺服马达带动油门杆移动，在方式选择板上显示所选的方式，在自动飞行状态通告牌或EICAS显示器上或E
118、ADI和PFD上显示相应的自动油门的方式和推力方式以及各种警告信息，另外还有一些专门的警戒灯。4.6自动油门系统4.6自动油门系统n463 自动油门系统工作方式n现代自动油门系统能被用在整个飞行过程中，因此叫做全权自动油门系统。这种自动油门系统通过两种操作方式中的一种来控制发动机。n一种方式叫做推力方式。它既控制发动机空气压缩比即EPR又控制N1转速。这根据发动机的类型决定。n另外一种方式是速度方式，它控制飞机的计算空速。目标值来自FMS或驾驶员自己选择。图464所示为典型的自动油门飞行示意图。4.6自动油门系统4.6自动油门系统n自动油门衔接后，主要以下面三种方式工作：低压轴转速发动机压力比
119、推力(NlEPRTHR)方式、速度马赫(SPEEDMACH)方式和收回(RETARD)方式。n (1)推力(N1EPRTHR方式，是指自动油门计算机利用人选择的限制或者来自飞行管理计算机的N1EPRTHR限制值或当飞行管理计算机的N1EPRTHR限制值无效时自己计算出N1EPRTI-IR限制值，控制发动机的N1转速或者EPR达到N1EPRTHR目标值，该目标值由飞行管理计算机利用性能数据库中发动机的动态模型、外界大气温度等参数，经过性能优化后得到。此方式可以通过按压MCP板上的N1EPRTHR按钮来实现，也可以被自动驾驶自动选择，简单地说就是DFCS需要推力来保证其飞行剖面或飞行速度时，自动油
120、门就一定处在N1EPRTHR推力方式。 4.6自动油门系统n(2)速度马赫方式是指自动油门系统控制飞机的飞行速度稳定在某一速度值上，既不使飞机失速，也不使飞机超速。该速度值可由飞行管理计算机提供，或由驾驶员根据需要在方式控制面板上人工设定，并显示在EFIS或者PFD的速度带上。 4.6自动油门系统n推力方式和速度马赫方式的选择取决于自动驾驶仪的工作方式。一般说来，为保证飞机不至于进入失速或超速状态，要优先保证速度控制。当自动油门系统与自动驾驶仪都衔接工作时，如果自动驾驶仪控制飞机的速度，则自动油门系统会控制发动机的推力；如果自动驾驶仪控制其他参数如升降速度、高度等，则自动油门系统来控制飞行速度
121、。无论是自动驾驶仪控制速度或自动油门控制速度，飞机的目标速度值既可以由飞行管理计算机根据飞机所处高度上风速风向、成本指数、需要抵达下一航路点的时间等因素计算所得，又可以来自方式控制面板上的人工选择。当目标速度来自飞行管理计算机时，我们称其为：FMC速度或管理速度，当目标速度来自方式控制面板上的选择旋钮时，我们称其为：MCP速度或选择速度。4.6自动油门系统n (3)自动油门系统的收回方式是将发动机油门杆按一定速度慢慢收回到后止挡位，控制发动机进人慢车状态的工作方式。n 除了上面提到的自动油门系统的三个常用方式(推力、速度、收回)外，还有一种称做预位的方式。当自动油门衔接时，一般要先进行预位(A
122、RM)。所谓预位，是自动油门系统处于待命状态，准备随时投入工作。当自动油门衔接后没有选择工作方式，或在巡航时选择了正常下降，或当飞机着陆时抵达跑道时，油门杆收回到后止挡位以后，自动油门进入预位方式。 4.6自动油门系统n自动油门系统在各飞行阶段上可能的工作方式如下：n ARM(预位)方式n 在飞行前，将自动油门衔接电门置ARM位，飞行方式通告显“ARM”。n TO(起飞)阶段n 在初始的起飞滑跑时，自动油门工作在推力N1EPR/THR方式，它提供最大的起飞推力并一直保持，直到飞机到达一定的安全高度。为了延长发动机的使用寿命，在一定条件下可采用减推力方式起飞，则自动油门系统会在这一阶段上控制发动
123、机的推力使其保持在某一低于最大起飞推力的推力值上。从起飞滑跑到飞机离地初始建立高度的这个阶段，自动驾驶仪是衔接不上的，因而在这阶段只提供飞行指引，一般是以安全爬升速度坎加上一定裕量作为目标速度。 4.6自动油门系统n THR HOLD推力保持n 当飞机滑跑大于80 kn左右时，自动油门伺服马达断电，油门位置不动，一直保持达到起飞成功这期间自动油门方式为“THR HOLD”。如果速度探测器失效的话，空地开关会启动一个计时器，在离地20 s左右的时间内，由这个计时器让自动油门伺服马达断电。如果两发工作正常，飞机在这段时间内可以爬升到5001000 ft，如果因某种原因飞机没有达到400 ft的无线
124、电高度，会由一个附加的锁定电路使自动油门伺服马达仍处于断电状态，以上措施保证飞机在400 ft以下，油门保持在起飞推力不变。在400 ft以上并且离地20 s左右以后，自动油门可以再选择其他方式。80 kn的速度和20 s的延时因飞机机型的不同可能稍有差别。4.6自动油门系统n CLIMB爬升阶段n 在爬升阶段一般情况是自动驾驶仪或飞行指引保持飞行速度，而自动油门保持爬升推力。自动油门也控制极限速度(最大可操作速度，最大可操作马赫数或襟翼极限速度)这个方式可以通过按压MCP上的N1EPRTHR方式电门实现，在起飞和爬升时N1EPRTHR，方式有点不同，起飞时保持最大推力。4.6自动油门系统nF
125、L CH飞行高度层改变n有些机型的飞机自动驾驶衔接在FL CH(飞行高度层改变)方式时，自动驾驶的俯仰通道控制速度，自动油门计算推力值驱动油门杆来获得垂直速度在一定的时间内达到所选的高度。驾驶员可以超控自动油门。 nCRUISE巡航阶段n自动油门系统保持飞机的速度或马赫数，而自动驾驶仪或飞行指引仪以高度保持方式工作以保持飞机的飞行高度。4.6自动油门系统n VNAV垂直导航方式n当飞机在VNAV垂直导航方式下时，自动油门的方式和推力方式由飞行管理计算机系统控制，一般来说，VNAV垂直导航方式由四个子方式，在爬升时是垂直导航推力方式，在巡航时是垂直导航速度方式，在下降时是垂直导航收油门方式，在进
126、近目的地时是垂直导航慢车方式。一般来说，在下降阶段，如选择高度层改变或垂直导航方式则油门杆会通常收回到后止挡位后进人预位方式，而自动驾驶仪或飞行指引利用俯仰角的变化保持飞机的飞行速度，以最大限度地利用飞机的势能。4.6自动油门系统nAPPROACH进近阶段n 在进近阶段，对速度的控制要求更加准确，精确的速度要求可以通过自动油门的进近增益来实现。如果飞机以VNAV垂直导航方式下降，当自动驾驶下滑道(GS)截获，VNAV垂直导航方式脱开，自动油门自动进入MCP的速度方式。nRETARD着陆收油门 n 在改平阶段，自动油门控制油门杆以一定速度收回到后止挡位，这一过程称为收回方式，控制发动机进入慢车。
127、此时油门不管原先在何位置都要在一定的时间内收回到慢车位。 GA复飞方式 n GA复飞方式在自动油门衔接并且无线电高度小于2000 ft时就处于准备状态，如果此时按压复飞按钮触发复飞，自动油门会立刻转换到与起飞过程相同的复飞方式，即保持最大起飞推力，以使飞机尽快爬升到安全高度。4.6自动油门系统n 自动油门脱开n 如飞机正常着陆，自动油门系统会在飞机触地后自动断开。如果使用反推或自动驾驶脱开则自动油门也自动脱开。n 无论是爬升或下降时，如果自动飞行控制系统选择了垂直速度方式作为其纵向方式，则自动油门系统将保持飞机的速度，而自动驾驶仪或飞行指引会控制飞机的上升或下降速度。如果自动驾驶仪工作在纵向C
128、WS方式，自动油门系统可以选择N1EPRTHR推力方式也可以选择速度方式。4.6自动油门系统n4.6.4 自动油门系统的衔接互锁n自动油门系统一般都有一个互锁电路，在MCP板上有一个自动油门系统的开关，有的机型的飞机没有互锁电路，这个开关只是使自动油门系统处于准备位。下面简单介绍典型的自动油门互锁功能。4.6自动油门系统n自动油门系统通过衔接互锁电路开启，自动油门系统被自动飞行控制板上的触发开关或按钮打开，当自动油门系统开关被打开，计算机检测衔接条件。如自动油门计算机和伺服马达有效则这些衔接条件有效。当所有条件都满足后，一个锁被设置，自动油门系统开启。当你把开关放到OFF位或当自动油门操作的任
129、一条件无效时自动油门系统断开。断开自动油门系统的一般方法是按压自动油门快速断开电门任何断开动作都切断油门杆信号并且断开警告灯警告驾驶员人工控制发动机。为复位警告灯驾驶员必须按压快速断开电门。图465所示为最典型的自动油门系统衔接互锁原理图。4.6自动油门系统4.6自动油门系统n465 自动油门系统和飞行管理计算机系统以及自动驾驶仪系统的关系n 自动油门系统可以单独工作，也可以和飞行管理计算机系统以及自动驾驶仪系统协同工作，在现代飞机上普遍采用飞行管理系统后，自动油门即成为飞行管理系统的一个分系统，使自动驾驶仪和发动机的推力控制联系在一起。在起飞阶段，自动驾驶不工作，自动油门工作在起飞推力，然后
130、是推力保持。飞机起飞后，自动油门系统与自动驾驶仪都衔接工作时，自动驾驶和自动油门系统协同工作。如果自动驾驶仪控制飞机的速度，则自动油门系统会控制发动机的推力；如果自动驾驶仪控制其他参数如升降速度、高度等，则自动油门系统来控制飞行速度。如果自动驾驶仪工作在纵向CWS方式，自动油门系统可以选择N1EPRTHR推力方式也可以选择速度方式。在垂直导航衔接后，飞行管理系统通过自动油门系统和自动驾驶系统来控制飞机的飞行纵剖面。当飞机着陆后，自动油门脱开，自动驾驶还可以继续工作。 4.6自动油门系统n 垂直导航的衔接顺序：n第一步：自动驾驶的方式控制板有垂直导航的方式请求；n第二步：如果自动驾驶系统满足垂直
131、导航的方式，垂直导航的准备或操作指令产生，并分别送到方式控制板，自动油门系统和飞行管理系统；n第三步：如果自动油门系统处于准备位，系统的各传感器信号有效，飞机在空中并且不在起飞推力方式，自动油门系统在接受到垂直导航的请求信号后，产生自动油门系统垂直导航使能信号并送到飞行管理系统；4.6自动油门系统n第四步：如果飞行管理系统的数据源有效并且飞行管理的性能起始页已完成，在接受到垂直导航的准备或操作指令和自动油门系统垂直导航使能信号后产生垂直导航有效信号。垂直导航有效信号和飞行管理系统的操作指令一起送到自动驾驶系统；n第五步：自动驾驶系统在接受到垂直导航的准备或操作指令和飞行管理系统的垂直导航有效信
132、号后，产生垂直导航衔接和垂直导航工作指令输出。垂直导航的通告显示一般有垂直导航准备和垂直导航工作两种。在垂直导航工作方式下，有垂直导航的速度和路径方式，这两种方式的显示由飞行管理系统直接输出到显示系统。4.6自动油门系统47 电传操纵系统介绍n 电传操纵系统就是将控制增稳系统中的机械操纵部分完全取消，驾驶员的操纵指令完全通过电信号，利用控制增稳系统实现对飞机的操纵。电传操纵系统的结构如图471所示。47 电传操纵系统介绍n从图中可见，电传操纵系统是一个全时间、全权限的“电信号+控制增稳”的飞行操纵系统。因此，电传操纵系统具有以下特点：n电传操纵系统主要靠电信号传递驾驶员的操纵指令，因此，其中将
133、不再含有机械操纵系统。n控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分。如果没有控制增稳功能，系统仅能称为电信号系统，而不能称为电传操纵系统。 47 电传操纵系统介绍n采用电传操纵系统，除了可以克服机械操纵系统的缺点外，还具有许多优点，如进一步改善飞机的操纵品质，对飞机结构变化的影响不敏感，减少维护工作量以及更容易与自动飞行控制系统相耦合等。更为重要的是，采用电传操纵系统将为实现其他控制功能奠定基础，并为解决现代高性能飞机操纵与稳定中的许多问题提供有效手段。47 电传操纵系统介绍n尽管电传操纵系统具有许多优点，但也存在一些急需解决的问题。首先，全时间、全权限的电传操纵系统必须具有相当于机械操纵系
134、统的可靠性，而达到这种要求需要付出极高的代价。采用余度系统提高系统的可靠性，其成本较高，且质量和体积也很难有明显的减小。此外，由于电传操纵系统主要的核心部件是电子部件，特别是数字部件，因此，易受到雷电和周围环境(如电磁干扰)的影响。解决防雷电和电磁兼容性问题，是电传操纵系统设计中的重要问题。 47 电传操纵系统介绍n1波音777主飞行操纵系统基本组成和工作原理n波音777飞机主飞行操纵系PFCS (Primary Flight Control Systems)是电传操纵系统。它的基本组成框图如图472所示 47 电传操纵系统介绍47 电传操纵系统介绍n波音777飞机的正、副驾驶位分别配有一套操
135、纵装置。操纵装置与飞机飞行操纵面是通过电信号连接且具有控制增稳功能，即主操纵系统是电传操纵系统。n 电传操纵系统主要由以下部件组成：n 主飞行计算机PFC (Primary Flight Computer)；n 作动筒控制电子装置ACE (Actuator Control E1ectronics)；n 动力控制组件PCU (Power Control Unit)；n 人感系统Fu (Feel Units)；n 配平作动筒TA (Trim Actuators)；n 主飞行控制断开开关PFCDS (Primary Flight Control Disconnect Switch)；n 飞行控制AR
136、INC 629总线。47 电传操纵系统介绍n主要交联的分系统有：n 三个自动驾驶飞行指引计算机(AFDC)；n 两个飞机信息管理系统(AIMS)；n 大气数据惯性基准单元(ADIRU)；n 辅助姿态和大气数据基准组件(SAARU)。n此外，与飞行控制ARINC 629总线直接相连的还有电源组件。47 电传操纵系统介绍n在人工操纵时，由驾驶员控制操纵盘、操纵脚蹬踏板以及减速板手柄的移动，同时被多套相应的位移传感器感受，并将其转变成模拟电子信号，被送到作动筒控制电子装置，由该装置将其转化为数字信号，通过ARINC 629总线发送到主飞行计算机(PFC)。n主飞行计算机通过飞行控制总线与飞机系统交换
137、数据。它接收大气数据和惯性基准单元(ADIRU)或备用姿态和大气数据基准单元以及飞机信息管理系统的信号，并根据设计好的控制规律以及飞行保护功能进行计算，产生相应的控制指令。计算所得数字指令信号从主飞行计算机通过飞行控制总线再发送到作动筒控制电子装置(ACE)。47 电传操纵系统介绍n作动筒控制电子装置将这些指令信号转换为模拟信号，并将它们发送到动力控制组件和安定面配平控制模块。动力控制组件控制每一个飞行操纵面。n在自动驾驶仪工作时，主飞行计算机从所有三个自动飞行指引计算机(AFDC)接受自动驾驶指令，并依据控制律产生相应的控制指令通过ACE及PCU控制相应舵面。47 电传操纵系统介绍n2主要分
138、系统介绍n (1)主飞行计算机(PFC)n 电传操纵系统有三套完全相同的主飞行计算机，每套称为一个通道。每套PFC又包括有三个数字计算机支路，每个支路包括：一个输入信号监视器，一套控制法则，一个通道交叉监视器和一个主飞行计算机输出选择器。PFC能自动选择正常和辅助两种工作方式。在正常方式时，PFC全部功能均能正常工作。当：PFC探测到从ADIRU或SAARU来的数据丢失了重要大气和姿态传感器数据时，PFC将自动选择辅助方式。辅助方式是一种降级工作方式，仅能实现特定的功能。主飞行计算机的主要功能是完成操纵面的指令计算，以使飞机达到所要求的稳定性和操纵性。PFC控制规律的主要功能如图473所示。4
139、7 电传操纵系统介绍n(2)作动筒控制电子装置(ACE)n作动筒控制电子装置是一个信号变换器，且能够实现电传操纵系统的直接操纵模式。其组成如图474所示，包括：n模拟数字转换器；n数字模拟转换器；n直接电操纵方式选择逻辑；n直接电操纵方式指令计算；n对动力控制组件(PCU)伺服回路的闭环控制；n激磁电源控制。47 电传操纵系统介绍47 电传操纵系统介绍n(3)动力控制组件(PCU)n全机共有3 1个动力控制组件，为操纵各种气动舵面提供动力。每一个动力控制组件包括一个作动筒、一个电液伺服阀和位置反馈传感器，并与作动筒控制电子装置一起形成闭环伺服回路。当位置反馈传感器信号等于指令位置时，作动筒控制
140、电子装置就终止对动力控制装置小的控制指令，相应的气动舵面将停止在指令位置。47 电传操纵系统介绍n (4)电传操纵系统的主要信号源n电传操纵系统的主要信号源是大气数据和惯性基准单元(ADIRU)。它由余度的静压、全压模块、环形激光陀螺、加速计和处理器组成。备用的姿态大气数据基准组件(IRU)为电传操纵系统提供信息的备份。ADIRU及SAARU则通过ARINC 629总线与主飞行计算机交换信息。47 电传操纵系统介绍n(5)飞机信息管理系统(AIMS)n AIMS也是一个重要系统，它可以实现与没有连接到飞行关键总线上的其他系统交换信息，它是一个高度集成、高可靠性的高速大容量数据信息处理系统。根据
141、工作需要，它对收集到的各系统及外部数据进行计算和处理。AIMS具有多种软件处理功能，它为飞机的主显示系统(PDS)、飞机状态监视系统(ACMS)、飞行数据记录系统(FDRS)、数据通信管理系统(DCMS)、中央维修计算机系统(CMCS)、飞行管理计算系统(FMCS)以及推力管理计算系统(TMCS)等提供数据管理。n(6)电源n电传操纵系统的电源是带有备份的三余度设备。供给电传操纵系统的电源是与飞机主电源隔离的，并由PSAS组件管理。 47 电传操纵系统介绍n3电传操纵系统的工作模式n电传操纵系统有三种操纵模式：正常模式、次要模式和直接模式，如图475所示。n (1)正常模式 n 人工飞行时，正
142、常模式ACES接收驾驶员操纵输入信号，并把这些信号送给三台PFCS；PFCS则利用这些信号和来自飞机其他系统的有关信息，按设计的控制规律计算出操纵面指令。这些指令又被送到ACES；ACES把这些指令分发给相应的操纵面作动筒。n 在正常方式时，系统能实现自动驾驶仪功能，边界限制系统将提供某些参数的自动保护功能，以降低不小心超出飞机飞行范围的可能性。47 电传操纵系统介绍47 电传操纵系统介绍n(2)次要模式n 当PFCS由于内部故障或缺少飞机其他系统所需的信息而不能支持正常工作模式时，将自动转到次要模式。此时，ACES继续接收驾驶员操纵输入信号，并将其送给三台PFCS。但PFCS将使用简化的控制
143、规律产生飞行操纵面指令。这些指令也同样送给ACES，并以正常模式同样的方法送给操纵面作动筒。在次要模式时，所使用的简化控制律将使飞机的飞行品质降低，在次要模式时，自动驾驶、推力自动补偿、自动减速板、边界限制和阵风抑制功能不能工作，且偏航阻尼不工作或性能降级。 47 电传操纵系统介绍n(3)直接模式n 当ACE发现三台PFCS信号联系中断后便自动转到直接工作模式。直接工作模式也可以人工选择(即把主飞行计算机电门断开)。在该种工作模式下，PFC不再产生操纵面指令。ACE接收驾驶员输人信号，直接传给操纵面作动筒。直接方式仍可以提供飞机继续安全飞行和着陆的所有操纵，但飞机的飞行品质降低，在俯仰回路中，由于在ACES中含有俯仰角速率陀螺，因此，仍然可以形成俯仰闭环增稳回路。与次要模式类似，上述的附加功能此时均不能实现。n(4)应急机械备份工作模式n 一旦电气系统完全切断，从驾驶舱到安定面及所用扰流板的机械操纵仍可使驾驶员一直飞到电气系统重新启动。 谢谢大家！
