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飞行控制系统


第四章 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 陀螺稳定装臵,这种装臵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,自动驾驶装臵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
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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。 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)。 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
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自动驾驶仪的基本组成部分包括:
①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。 ②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 合装臵、微分器j积分器、限幅器、滤波器等。 ③放大元件——放大上述处理过的信号的元件,一般 指功率放大。 ④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
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随着自动驾驶仪系统的不断发展,其功能也越来越强 大。当自动驾驶仪衔接后,可以实现的主要功能有: ①自动保持飞机沿三个轴的稳定(姿态角的稳定); ②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; ③接受驾驶员的设定,控制飞机按预定高度、预定航 向飞行; ④与飞行管理计算机系统耦合,实现按预定飞行轨迹 的飞行; ⑤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
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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。 现代飞机的自动驾驶仪通过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。

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4.1 自动驾驶仪的工作原理
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4.舵回路、稳定回路和控制回路的概念

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)同步回路 ? 作用:在自动驾驶仪衔接时,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。 ? 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
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(2)舵回路
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、位臵传感器, 构成舵回路的测速反馈和位臵反馈。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
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(3)稳定回路
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。

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(4)控制回路
稳定回路加上测量飞机重心位臵或速度信号的元件以 及表征飞机空间位臵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
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角位移自动驾驶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
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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。 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。 采用比例式控制规律构成的自动驾驶仪称做比例式自 动驾驶仪;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。. 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
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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
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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 U ?? 为垂直陀螺仪感受到的俯仰角信号输出电压 U ?? ? K1 * ?? U 为控制电压, ?? 和 ?U ?? g 经综合解算后送到舵回路(其传递函数 为 G? ( s))。 其中各参数的含义如下: ?? 为飞机俯仰角变化量; U ?? 为垂直陀螺感受到飞机俯仰角变化后的输出电压; K1 为垂直陀螺感受到的单位姿态角变化对应的输出电压值; U ?? g 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
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忽略舵回路的惯性,则其传递函数近似为比例环节 G? ( s) ? K? ,那么, 不难得出升降舵的舵偏角的增量:
?? e ? K? *(U ?? ? U ?? g ) ? K? K1?? ? K? U ?? g ? L? (?? ? ?? g )

?

其中 ?? ? U ?? g , L ? K K g ? ? 1
K1

由此可见,升降舵的舵偏角增量与俯仰角偏差 (?? ? ?? g ) 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臵反馈来实现的,而位臵反馈又 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?。

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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 ?? ? ? ? ?0 ? 0 ,0 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U ?? ? K1 * ?? ,经综合装臵加到舵回路的输入信号 为 ?u 。舵回路输出将驱动升降舵向下偏转即 ?? e >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 L? ? K? K1 可以保证 ?? 趋于零时, ? e 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臵,外加控制信号?? g >0,则有 输入信号?U ?? g ? ? K1?? g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 ?? e <O,从而产生抬头力矩, 俯仰角增大。垂直陀螺或惯性基准系统感受到俯仰角 ? 的逐渐增大, U ?? ? K1?? 并送出一负反馈信号 逐渐与控制信号相平衡。通过适当 ?? ? L? 选取参数 ,可以使得当飞机的俯仰角变化量 理想俯仰角 ?? g ?U ? 0 变化量 时,舵回路的输入信 舵偏角量 ?? e ? 0,飞机将保持在新的姿态角上,其控制过程如下图所示。

4.1 自动驾驶仪的工作原理

4.1 自动驾驶仪的工作原理
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需要指出的是,对于比例式自动驾驶仪,当存在常值干 扰力矩Mf(趋向于使飞机抬头或低头)时,飞机在自动驾 驶仪控制下进人稳定状态后,必然存在一个升降舵的舵 偏角增量 ?? 。以抵消Mf的影响,而此时 U ? ? U ? 不能 为零,以产生升降舵的舵偏角增量 ?? 。这就是所谓的稳 态误差,不难得出: ?? e ? L? ?? 对于比例式自动驾驶仪与飞机构成的系统,用自动控制 理论描述时属于零型系统。零型系统必存在常值干扰下 的稳态误差。
e

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g

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要想减小稳态误差,通过增大 L? 的方法可以实现,但飞 机修正 ??e 时升降舵的偏转量也会随之增大,因而产生 较大的力矩作用到飞机上使其产生较大的俯仰角速度。 由于飞机的惯性较大,尽管当 ??e ? 0 时,?? ? 0 即舵偏 角回到零位,但飞机此时的俯仰角速率并不为零,以至 于向相反方向俯仰从而产生振荡。要想减小振荡,必须 . 引人反馈信号 ? ? ,即飞机俯仰角变化率,增大阻尼。
e

?? ? ?? g ?

Mf Q0 sb Cm ?? e L?

4.1 自动驾驶仪的工作原理
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2.带有一阶微分环节的比例式自动驾驶仪控制规律
由自动控制原理中的测速反馈的概念可知,如果适当地在控制信号中引入系 统输出量的变化率信号,就可以增大系统的阻尼,减小响应的超调量。所以 在上述比例式自动驾驶仪的基础上,如果引入俯仰角速率负反馈信号,就可 以产生附加舵偏角,形成与俯仰角速率反向的附加操纵力矩,对飞机的姿态 运动起阻尼作用,防止振荡,这就构成了带有一阶微分环节的比例式自动驾 驶仪。 与此相应的控制律为:

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?? e ? L? (?? ? ?? g ) ? L . ? ?
式中: ?? e ——升降舵的舵偏角增量;
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??
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——俯仰角增量;

? ? ——俯仰角速率;

?

L?



L.

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——分别为传递系数。 由控制原理可知,这是一个典型的PD控制。

4.1 自动驾驶仪的工作原理

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上图所示分别为无测速反馈和有测速反馈时俯仰角随时间的变 化规律,引入速率反馈信号后所产生的阻尼效果是显而易见的。 . 在图4.1—10中根据 的变化规律可画出 的变化规律,再 ?? ?? 根据控制律可画出相应舵偏角曲线 ?? ? L? (?? ? ?? ) ? L ? ? ? ?? ? ?? 。仔细对图加以分析可知, . ? ?? 在 由正值减小的过程中, 为负值,所产生的舵偏角也是负 ?? 值,因而在仍为正值的t1时刻舵就已提前回到了基准位臵,即 ?? ?? =0;而当 e =0的t2对刻, 为负值,产生抬头力矩,防止飞 ?? e 机俯冲,这就是所谓的人工阻尼。在自动驾驶仪中速率信号由 角速率陀螺仪给出,是微分信号,也就是自动控制理论中所谓 的测速反馈,其作用会使舵偏转信号的相位超前于位臵信 ?? 号 ,因而速率信号的作用叫做?提前反舵?,反映了飞行 控制系统中引入俯仰速率信号的物理本质。
. e g
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e1

e2

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进一步分析控制规律表达式 ?? e ? L? (?? ? ?? g ) ? L? ? ? 我们不难发现,它不仅表达了舵偏角与飞机角运动参数之间的数量 关系,同时还表达了它们之间的方向关系,表达了控制规律中各项 的作用。例如,当某种原因使俯仰角大于基准值而出现偏差时 (?? ? ?? g ) >0,根据控制规律 ?? e1 应为正,舵面下偏,产生低头力矩, (?? ?回到零;在回零的过程中,飞机具有下俯角速度, ?? g ) 使. ? ? 为负,根据控制规律,它引起 ?? e 2 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 L? ??. 作用是用于产生控制力矩,纠正 俯仰角的偏离,第二项内容 L? ? ? 作用是用以增加飞机的阻尼,减弱 振荡。 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。
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4.1 自动驾驶仪的工作原理
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3.积分式自动驾驶仪的控制规律(注意它的反馈形式)

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舵回路采用舵面位臵反馈(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。 如果在舵回路中去掉硬反馈(位臵反馈),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。

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L ..
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系统进入稳定状态时,其控制规律为: ? e ? L? (?? ? ?? g ) ? 其中 L? 为单位俯仰角产生的舵偏转角速度。 对两边求积分,并令初始条件=0,则 ?? e ? L? ? ( ?? ? ?? g )dt 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 ( ?? ? ?? g )的积分信号产生舵偏角,可使俯仰角的稳态误差为零。 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。 . 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: . ? ? e ? L? (?? ? ?? g ) ? L . ? ?
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为使稳定飞机的动态性能更好,还希望舵偏角在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:
? ? e ? L? (?? ? ?? g ) ? L . ? ? ? L.. ? ?
. . ..

对上式两边求积分,系统控制规律为: ?? ? L? ? (?? ? ?? )dt ? L (?? ? ?? ) ? L ? ? ? ? 由自动控制原理可知,这是一个典型的PID控制。
. e g
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4.1 自动驾驶仪的工作原理
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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 L? (?? ? ?? g ) 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 L? ? ? 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L? ? (?? ? ?? )dt 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态下俯仰 角稳态误差。
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..

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4.1 自动驾驶仪的工作原理
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积分式自动驾驶仪是如何消除稳态误差的呢? 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 自动驾驶仪的工作原理
4.1.3 自动驾驶仪的常见工作方式
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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 自动驾驶仪的工作原理
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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。 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。 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
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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: 高度保持方式(ALTITUDE HOLD)、升降速度(或称垂直 速度)(V/S)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(G/S)等。 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)、航向道方式(LOC)等。 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、旅客或货物位臵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 平安定面位臵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

4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理
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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。 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
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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(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)则是位臵反馈部件。 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
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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。 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747—400F安装了3部飞行控制计算机FCC。 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
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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态,当有故障情况出现时可把信息发 送到EICAS/EFIS接口组件,在EICAS上显示相应的故障信息。 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 的位臵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。 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。 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。 旋转可变差动传感器RVDT测量安定面的位臵,安定面的位臵信号 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 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。 波音747—400F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。

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4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理
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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。 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
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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3.5 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
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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。 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 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: ? (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。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。 ? (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11.6个单位,全速率自动配平机头向上配平极限是13.5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1.8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 ? 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探测安定面位臵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”使能信号设臵为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
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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 根据计算空速确定安定面的配平位臵并产生相应的配 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测量安定面的位臵,安定面的位臵信号 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
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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。 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120—220 kn提供0~2.5个单位 安定面配平位臵。随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
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5.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。 正常操纵时,飞机的运动特征如下: 当单纯改变油门杆位臵时,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,单纯改变油门杆位臵,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,可在改变油门杆位臵的 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,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臵时,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
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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。 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一功能。

4.2安定面配平、马赫配平的基本工作原理
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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 平解算装臵通过全静压系统提供的全、静压信号解算 得到。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
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6.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747—400飞机的安定面配平系统中安定面配平/ 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臵改变超过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。SRM探测到故障后发送SRM故障 信息到EICAS/EFIS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:
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第一种是死配平,就是有安定面配平指令而安定面不 动; 第二种是失控配平,即没有配平指令而安定面移动; 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。

4.3 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。

4.3 偏航阻尼系统
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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。 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,必须加以抑制。飞机利 用偏航阻尼系统来降低荷兰滚造成的影响。 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767—300型有模态抑制功能。

4.3 偏航阻尼系统
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4.3.2偏航阻尼系统的功用和基本工作原理 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臵一偏航 阻尼器来提高对飞机的?荷兰滚"的阻尼,

4.3 偏航阻尼系统

4.3 偏航阻尼系统
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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荷兰滚, 稳定飞机的航向,并对飞机的转弯起协调作用。 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。 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 。

4.3 偏航阻尼系统
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如飞机的偏航角速度为 ? y ,方向舵的舵偏角为 ? R ,则偏航阻尼 器的控制规律可表示为:

? R ? K y? y

其中, K y 为偏航阻尼器的传递系数或称为增益。

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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1/4Hz)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。 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 偏航阻尼系统
4.3.3偏航阻尼系统组成 ? 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。

4.3 偏航阻尼系统

4.3 偏航阻尼系统
2.偏航阻尼伺服回路 ? 偏航阻尼伺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。

4.3 偏航阻尼系统
3.速率陀螺 ? 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。 现代飞机使用来自惯性基准系统的偏航速率信号。

4.3 偏航阻尼系统
4.偏航阻尼器控制板 ? 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。 ? 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: ? ①偏航阻尼电门在OFF位。 ? ②探测到作动器故障。 ? ③探测到作动器LVDT(线性可变差动传感器)故障。 ? ④没有一部惯导系统在导航位。 ? ⑤探测到偏航阻尼组件故障。

4.3 偏航阻尼系统

4.3 偏航阻尼系统
5· 模态加速度计 ? 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。

4.3 偏航阻尼系统
6.偏航阻尼指示 偏航阻尼的指示包括位臵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臵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臵指示显示在EICAS或 ECAM上,并有各种各样的状态指示和警戒信息. ? 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臵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。

4.3 偏航阻尼系统
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4.3.4偏航阻尼系统框图 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。 下面以波音747—400为例介绍偏航阻尼的系统框图, 如下图所示

4.3 偏航阻尼系统

4.3 偏航阻尼系统
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(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。

4.3 偏航阻尼系统
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(6)控制板:当衔接电门在衔接位时提供28 V的直流电压并接收 INOP的指示信号。 (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。 (8)显示系统接收来自偏航阻尼组件的方向舵位臵信号以及警戒 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。 (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。 (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。

4.4飞行控制计算机(FCC)及系统
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。 ? 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臵,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;
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4.4飞行控制计算机(FCC)及系统
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(3)驾驶员指令输人装臵,其作用是使驾驶员可通过该装臵输入 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臵,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。 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 的主要部件配臵相同的几套,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 飞行控制计算机是飞行控制系统的主要部件,其主要 功能是: ? (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; ? (2)飞行控制系统工作方式的管理与控制; ? (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
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(4)对各种控制指令的输出与管理; (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; (6)对飞行控制本身的硬件及软件进行余度管理与检测; (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; (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
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2.组成原理 从硬件上来划分,飞行控制计算机由以下四个部分组成: (1)数字处理部分 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。 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
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(2)输入输出部分 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交换模块,以及多路传 输的接口模块。 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。 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
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(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,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
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(4)电源部分 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。 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
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4.4.2飞行控制计算机的基本工作原理 1· 飞行控制计算机的信号交联关系 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。 (1)飞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
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向飞行控制计算机提供输人信号的主要系统与部件 有: , 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(A/T)、低高度无 线电高度表、安定面和襟翼位臵传感器、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
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(2)飞行控制计算机的输出信号 飞行控制计算机在飞机的起飞阶段提供飞行指引指令、 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
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2.飞行控制计算机的工作原理 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 ? ①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; ? ②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; ? ⑧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
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④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器,产生 相应的飞行指引指令; ⑤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); ⑥数据收/发控制模块——用于控制数字信号的接收与发送; ⑦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臵监控、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
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(2)飞行控制计算机的基本工作原理 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
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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。

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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(如位臵、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,主要是控制飞机质心的轨迹运动。 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
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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,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 或角位臵传感器,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
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3.飞行控制计算机的软件组成及其功能 对于多余度飞行控制系统,除配臵必要的硬 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组成:

4.4飞行控制计算机(FCC)及系统
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(1)飞行控制软件 飞行控制软件因系统的硬件配臵不同而各不 相同,但通常应包括以下内容: ①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; 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。 ②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 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
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③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。 ④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
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(2)操作系统 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。 (3)故障诊断软件 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飞行控制计算机(FCC)及系统
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(4)支持软件 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
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商用波音757/767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 ? 波音757/767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
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全套自动驾驶仪/飞行指引系统由三套相同的 飞行控制计算机(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 统的核心装臵,它与外部其他装臵的交联关系 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
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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(三套)等一起 提供的。这些传感器的输出信号均为数字式。 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。

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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 式的选择和设臵目标基准值,并可显示驾驶员设臵的 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 设臵,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。 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,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。

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全套自动驾驶似飞行指引系统中,飞行控制计算机与 外部装臵(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,分别加到各舵回路的输入 口。 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
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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?V/S”、?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:

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垂直速度(V/S)——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。 高度层改变(LEVEL CHANGE)——捕获和跟踪驾驶员给定的 空速或马赫数。 高度捕获——在?V/S”、?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?。 高度保持——保持按压按钮时的高度。 航向保持——保持和跟踪驾驶员设臵的航向。 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。

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复飞(GO 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(B/CRS)。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。 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。

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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 F/D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。

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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。 图中?CMD"按钮上的?L"、?R”、?C"分别表示系统 的?左?、?右?和?中?三个通道。在MCP面板上, 驾驶可根据需要分别设臵垂直速度、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。

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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。 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。

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2.飞行控制计算机与控制总线简介 飞行控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 和它的显示装臵提供飞行指引信号和控制方式通报。 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

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左FCC 左FCC 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RAM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/输出装臵。 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。 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。 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

4.4飞行控制计算机(FCC)及系统
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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
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在波音757/767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,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
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3.系统的控制规律 波音757/767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。 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

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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:垂直位臵(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 向位臵(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,还增加了垂直导航/侧 向导航的控制规律,与飞行管理系统交联。

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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 切换保护装臵,以抑制方式切换和增益改变时引起飞 机的瞬态响应。 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。偏航通道与侧向位臵控制规律实现的 功能、也被综合成一体,而不是两个功能各异的回路。 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 过擒纵装臵与液压肋力器连接。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

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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。

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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。舵回路中作位臵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 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。

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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臵限 制的位臵,当人工感觉系统传输到擒纵装臵的有限力 等于打开擒纵装臵的力时,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。

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5.多通道工作时的系统监控 ? 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 在自动着陆时配臵成三余度系统,以确保出现 故障时,仍能安全地完成自动着陆。 ? 在系统的横向、侧向和航向三个轴中,每个 轴都配臵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臵与主液压肋 力器的连杆连接在一起,共同控制一个舵面。

4.4飞行控制计算机(FCC)及系统
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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I/O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

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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。 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。

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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 装臵相连,三套擒纵装臵的输出连接到力综合连杆上。每 个擒纵装臵在它的输入和输出之间起位臵表决作用,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障 时引起的瞬态响应。 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臵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 装臵比较器比较,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,擒纵装臵比较器不工作,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
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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 (监控擒纵装臵的输出)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。

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4.4.4飞行控制计算机的主、从关系 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。 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 配臵隋况是第一套飞行指引给正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
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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
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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。

4.5飞行指引仪
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4.5.1飞行指引仪的功用及指示 1.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
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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。 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状态。

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2.飞行指引信号的指示 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臵偏差 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

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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。 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。 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。

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4.5.2 飞行指引仪的工作原理及工作方式 1.工作原理 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成。 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、VOR/LOC、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
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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。

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为了进行指令计算,飞行指引计算机从下列系统接收信号: ①VOR/LOC/GS接收机; ②垂直陀螺仪; ③无线电高度表; ④罗盘系统; ⑤气压式高度表。 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: ①沿选择的航向飞行; ②按预定的俯仰姿态飞行; ③保持高度; ④截获预选的VOR或I,OC航道,并进行航迹保持; ⑤沿仪表着陆系统的下滑道飞行。

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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, 在主飞行显示器.PFD或电子姿态指引指示器EADI上显 示出来。

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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。 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: ①当飞行指引系统没有确定工作方式时; ②当自动驾驶仪衔接于CWS方式时; ③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
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2.工作方式 与自动驾驶仪的工作方式一样,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: ①高度保持方式:提供俯仰指令使飞机保持在目标高 度上; ②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; ③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 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; ④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
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⑤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; ⑥航向选择方式:提供倾斜指令使飞机转向并保持在 所选择的航向上; ⑦VOR/LOC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; ⑧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。 在上述方式中,1~4是飞行指引仪的纵向方式, 5~7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
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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 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。

4.6自动油门系统
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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。 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,从起飞到降落全程控制每台发 动机的油门杆位臵,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 ? 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。 ? 在现代飞机上使用两种不同类型的自动油门系统。 ? 一种是传统的自动油门系统,它使用伺服马达来调节 油门杆位臵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4.6—1所示为典型的 自动油门系统原理图 ? 在安装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4.6—2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
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4.6.2 自动油门系统主要部件及功用 1.方式控制面板 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,当将其扳到预位位臵 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 被保持在预位位臵,其绿色预位指示灯点亮。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
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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N1/EPR/THR、SPEED两个按钮可以实现人工选 择或者取消N1/EPR/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。 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
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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V—NAV方式下时,用来人工设定速度/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V—NAV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
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2.自动油门断开和起飞/复飞电门(TO/GA) 自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。 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(A/T)和飞行指引(F/D)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
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3.自动油门计算机 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、襟缝翼位臵传感器等输来的数据,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臵,直到发动机的实际推力(N1 /EPR/THR)或飞机的实际速度达到目标值。

4.6自动油门系统
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4.自动油门伺服机构 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。 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臵传感器。 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
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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。 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,同时带动油门位臵传感器将反馈信号送回到 自动油门计算机。 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,实现在此阶段的推力保持控制。

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5.迎角传感器 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。 6.襟翼位臵传感器 襟翼位臵传感器用于测量襟翼位臵,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。襟翼位臵也用于产生不同系统的控 制逻辑。 7.油门杆角度传感器 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 杆的位臵反馈信号。

4.6自动油门系统
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8.推力方式选择板(TMSP) 在推力方式选择板上,可以选择推力极限方式: 起飞(T/O),复飞(G/A),爬升(CLB),连续推力 (CON),巡航(CRZ)。有的机型在CDU上选择推力式。 9.自动飞行状态通告牌(ASA) 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A/T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
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10.EADI和PFD一飞行方式通告显示 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。 自动油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),THR/ EPR/N1(推力),G/A(复飞),IDLE(慢车),THR HOLD(推力保持), THR REF(推力基准),TEST(测试)。 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。 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(SPEED TAPE)。

4.6自动油门系统
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11.推力方式通告牌(Thrust Mode Annunciator—TMA) 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?.A/T‘I,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。

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12.EICAS显示器一推力方式通告显示 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模拟刻度盘的上方, 一般来说推力方式包括:起飞(T/O),减推力起飞(D—TO),复飞(G /A),爬升(CLB),连续推力(CON),巡航(CRZ)。 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: 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臵、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、油门杆和油门位臵传感器)等。

4.6自动油门系统
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13.自动油门系统输入和输出信号 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 臵信号,襟翼的位臵信号,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臵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4.6—3所示为典型的自动油门系 统输入信号框图

4.6自动油门系统
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自动油门系统的输出是由自动油门计算机计 算油门杆的位臵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EADI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
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4.6.3 自动油门系统工作方式 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。 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。 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4.6—4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
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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/推力(Nl/EPR/THR)方式、速度/马赫 (SPEED/MACH)方式和收回(RETARD)方式。 (1)推力(N1/EPR/THR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N1/EPR/THR 限制值或当飞行管理计算机的N1/EPR/THR限制值无效时 自己计算出N1/EPR/TI-IR限制值,控制发动机的N1转速 或者EPR达到N1/EPR/THR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N1/EPR/THR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,自动油门就一定处在N1/EPR/THR推力方式。

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(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。

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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。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。

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(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。 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(ARM)。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。

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自动油门系统在各飞行阶段上可能的工作方式如下: ①ARM(预位)方式 在飞行前,将自动油门衔接电门臵ARM位,飞行方式通告 显?ARM”。 ②T/O(起飞)阶段 在初始的起飞滑跑时,自动油门工作在推力N1/EPR/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 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。

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③THR HOLD推力保持 当飞机滑跑大于80 kn左右时,自动油门伺服马达 断电,油门位臵不动,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500~ 1000 ft,如果因某种原因飞机没有达到400 ft的无线 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。

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④CLIMB爬升阶段 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N1/EPR/THR方式电门 实现,在起飞和爬升时N1/EPR/THR,方式有 点不同,起飞时保持最大推力。

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⑤FL CH飞行高度层改变 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。 ⑥CRUISE巡航阶段 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。

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⑦VNAV垂直导航方式 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。

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⑧APPROACH进近阶段 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(G/S)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。 ⑨RETARD着陆收油门 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。此时油门不 管原先在何位臵都要在一定的时间内收回到慢车位。 ⑩GA复飞方式 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
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⑩自动油门脱开 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。 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CWS方 式,自动油门系统可以选择N1/EPR/THR推力方式也 可以选择速度方式。

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4.6.4 自动油门系统的衔接互锁 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
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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,一个锁被设臵,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4.6—5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
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4.6.5 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 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N1/EPR/THR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
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垂直导航的衔接顺序: 第一步:自动驾驶的方式控制板有垂直导航的方式 请求; 第二步:如果自动驾驶系统满足垂直导航的方式, 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; 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
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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; 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。

4.7 电传操纵系统介绍
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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4.7—1所示。

4.7 电传操纵系统介绍
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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: ①电传操纵系统主要靠电信号传递驾驶员的操 纵指令,因此,其中将不再含有机械操纵系统。 ②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。

4.7 电传操纵系统介绍
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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。

4.7 电传操纵系统介绍
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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。

4.7 电传操纵系统介绍
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1.波音777主飞行操纵系统基本组成和工作原理 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4.7—2所示

4.7 电传操纵系统介绍

4.7 电传操纵系统介绍
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波音777飞机的正、副驾驶位分别配有一套操纵装置。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。 电传操纵系统主要由以下部件组成: ①主飞行计算机PFC (Primary Flight Computer); ②作动筒控制电子装置ACE (Actuator Control E1ectronics); ③动力控制组件PCU (Power Control Unit); ④人感系统Fu (Feel Units); ⑤配平作动筒TA (Trim Actuators); ⑥主飞行控制断开开关PFCDS (Primary Flight Control Disconnect Switch); ⑦飞行控制ARINC 629总线。

4.7 电传操纵系统介绍
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主要交联的分系统有: ①三个自动驾驶/飞行指引计算机(AFDC); ②两个飞机信息管理系统(AIMS); ③大气数据惯性基准单元(ADIRU); ④辅助姿态和大气数据基准组件(SAARU)。 此外,与飞行控制ARINC 629总线直接相连的还 有电源组件。

4.7 电传操纵系统介绍
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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 控制电子装臵,由该装臵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)。 主飞行计算机通过飞行控制总线与飞机系统交换数据。 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 装臵(ACE)。

4.7 电传操纵系统介绍
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作动筒控制电子装臵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。 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。

4.7 电传操纵系统介绍
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2.主要分系统介绍 (1)主飞行计算机(PFC) 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4.7—3所示。

4.7 电传操纵系统介绍
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(2)作动筒控制电子装臵(ACE) 作动筒控制电子装臵是一个信号变换器,且能够实现 电传操纵系统的直接操纵模式。其组成如图4.7—4所 示,包括: ①模拟/数字转换器; ②数字/模拟转换器; ③直接电操纵方式选择逻辑; ④直接电操纵方式指令计算; ⑤对动力控制组件(PCU)伺服回路的闭环控制; ⑥激磁电源控制。

4.7 电传操纵系统介绍

4.7 电传操纵系统介绍
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(3)动力控制组件(PCU) 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臵反馈传感器, 并与作动筒控制电子装臵一起形成闭环伺服回 路。当位臵反馈传感器信号等于指令位臵时, 作动筒控制电子装臵就终止对动力控制装臵小 的控制指令,相应的气动舵面将停止在指令位 臵。

4.7 电传操纵系统介绍
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(4)电传操纵系统的主要信号源 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。

4.7 电传操纵系统介绍
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(5)飞机信息管理系统(AIMS) 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。 (6)电源 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。

4.7 电传操纵系统介绍
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3.电传操纵系统的工作模式 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4.7—5所示。 (1)正常模式 人工飞行时,正常模式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。 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。

4.7 电传操纵系统介绍

4.7 电传操纵系统介绍
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(2)次要模式 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。

4.7 电传操纵系统介绍
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(3)直接模式 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。 (4)应急机械备份工作模式 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。

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