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1、1,第一章 飞行管理系统（ FMS）概述,2,FMCS FMS AS,WHAT TO LEARN?,是现代飞机上的飞行管理设备;是最先进的机载电子设备的代表;在飞机上是一个完整、独立的系统;执行自动飞行管理的功能。,3,未安装FMCS飞行时飞行员必须参考地图,飞机性能手册,航图,各种图表和计算器,以此获得导航和性能的信息数据.领航员,4,装上FMCS后现在这些数据都存储在FMC内.FMC内存储的与杰普逊航图一样的数据,称为导航数据库.飞行员使用CDU与FMC通信,可以很容易地调用计算机内所储存的各种信息数据,用于飞行的各种性能数据在CDU上显示出来,还能在水平状态指示器(HSI)上显示. 实现
2、了全自动导航,不但大大减轻了飞行员的工作负担,提高了飞机操作的自动化程度,更主要的是FMC能提供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨迹和垂直飞行剖面.,5,飞行管理系统（FMS）是大型飞机数字化电子系统的核心，它通过组织、协调和综合机上多个电子和机电子系统的功能与作用，生成飞行计划，并在整个飞行进程中全程保证该飞行计划的实施，实现飞行任务的自动控制。现代飞机上广泛采用的飞行管理系统是综合化的自动飞行控制系统（AFCS），它集导航、制导、控制、显示、性能优化与管理功能为一体，实现飞机在整个飞行过程中的自动管理与控制。装备了飞行管理系统的飞机，不仅可以大量节省燃油，提高机场的吞吐能力，保证飞机的飞行安
3、全和飞行品质，而且可以大大提高驾驶舱的综合化、自动化程度，减轻驾驶员的工作负担，带来巨大的无可估量的经济效益。目前，一个典型的飞行管理系统不仅能够根据飞机、发动机性能、起飞着陆机场、航路设施能力、航路气象条件及其装载情况，生成具体的全剖面飞行计划，而且能够实现多种功能。,6,飞行航路起飞机场,目的地机场起飞全重以及性能要求 最经济速度巡航高度计算推力限期值 定位飞行时间精度,7,FMS发展史- 飞行管理的概念最早可以追溯到20世纪20年代。自从1929年杜立特上尉历史性的盲目飞行后，人们感到借助一个系统摆脱完全依靠飞行员的感官进行飞行的重要性。但飞行管理系统直到20世纪60年代才真正开始发展起
4、来，并大致经历以下5个发展阶段：区域导航系统、性能管理系统PMS、飞行管理系统FMS、四维导航和新一代飞行管理系统。,1.1 FMS引言,8,一、发展历程早期（60年代），装有一台数字计算机和一个专用控制显示组件的高级区域导航系统：横向和垂直导航。（70年代中期）为了对付石油短缺和价格的飞涨，引进性能数据计算机： （增加）开环最优功率、巡航高度和当时飞行条件下的空速指引。该系统仅计算一些原来可在飞行手册上查得到的性能数据，尚未与自动驾驶仪耦合，也不提供导航功能。,9,飞机性能管理系统（PMS）：耦合自动驾驶仪（巡航）、自动油门（纵向剖面） （80年代）根据存储的数据计算爬高、巡航和下降剖面制导
5、按此剖面飞行飞行员负责导航工作，以及起飞爬高和下降操纵高级区域导航系统+飞机性能管理系统（现在） ：导航数据库（提供从起飞到降落的闭环横向制导功能），性能数据库（提供节约燃油、降低直接运行成本的垂直制导能力）该系统将自动飞行控制、发动机推力控制、先进电子仪表和显示系统结合在一起，减轻负担，最优性能的飞行。首次安装：1981年12月试飞的Boeing7671982年2月试飞的Boeing757及其后的各型现代飞机上,10,二、作用系统各组件、传感器和显示部分由ARINC-429数字数据联系起来。FMC & FMS的组件一起执行如下操作：飞行计划：制定、执行飞行计划（横向、纵向）性能管理：计算爬高
6、、巡航和下降最低成本飞行剖面（依据待飞航线、巡航高度、飞机总重、成本指数、阻力因素等）自动飞行，或飞行指引显示信息增多：新型电子飞行仪表取代机械式仪表导航、制导：导航：大圆航线制导：FCC (Flight Control Computer) ，TMC (Thrust Management Computer)数据管理：DME,VOR,IRS输入数据决定飞机位置自检（BITE）：快速诊断故障并向维护人员显示,11,根据飞行员输入的待飞航线、巡航高度、飞机总重、成本指数、阻力因素等数据计算最低成本飞行剖面。AFCS和A/T控制飞机沿着最佳剖面飞行飞行员参考飞行指引仪进行人工驾驶,新型电子飞行仪表与F
7、MS结合起来：显示范围更广的信息，且有更大的灵活性以适应客户的需要及将来进一步的发展。,飞行管理计算机（FMC）发送操纵指令到飞行控制计算机（FCC）和推理管理计算机（TMC）来完成制导功能。,飞机的准确位置：由测距机（DME）、全向信标（VOR）和惯性基准系统（IRS）的输入数据综合决定的。,FMS有内装自检设备-BITE，快速诊断故障并向维护人员显示，更换失效部件。保证FMS具有99.9%可靠度的签派能力。每一飞行小时需一个维护人工小时。,12,效果：实现了全自动导航 降低耗油全自动着陆：不受气候限制减轻飞行员工作负担减轻维护员工作负担,13,国外民用飞机飞行管理系统发展现状,目前，美国是
8、世界上飞行管理系统的产品的主要供应方，核心技术主要掌握在美国霍尼韦尔公司等少数公司手中。,为保障欧洲电子核心产品逐渐进入民用飞机的装备领域，从上世纪80年代起，在航空电子系统承包时，欧洲空中客车公司就十分强调以欧洲公司为主，扶植研发欧洲自己的飞行管理系统，以凭借飞机平台的发展机会，为欧洲航空电子厂家创造掌握核心知识产权的机会和条件。,14,同时对于飞机的市场销售采取了灵活的应用方式，即由飞机买主决定装备欧洲还是美国的飞行管理系统产品。这样既削弱了美国供应商一家独大的局面，降低机载设备的装备成本，增强了市场竞争力，又在后继型号发展中不断深入消化、逐步吸纳霍尼韦尔的先进技术，提高欧洲的自研能力，保
9、障其飞机及航空电子系统的核心技术和知识产权效益不断增长。（欧洲）,15,1.2 FMS 简介（说明）,16,FMS工作过程,原始参数根据飞机所在的位置、飞机性能参数、目的地机场的经纬度和可用跑道、各航路点、无线电导航台、等待航线、进近程序等信号或数据进行综合分析运算。导航数据库：在FMC内存储杰普逊航图的数据；性能数据库：在FMC内存储飞机性能手册的数据；计算信息确定飞机的航向、速度以及爬高、下降角度和升降速度、阶梯爬高和下降指令。从而确定飞机飞行的水平和垂直剖面。,17,输出飞行员使用CDU与FMC通信，可以调出信息（导航、引导、飞行计划和性能数据），并显示在CDU或水平状态指示器HSI。马
10、赫空速表（MASI）显示速度发动机指示及机组警告系统（EICAS）显示推力限制值。,18,优点：自动化程度提高飞行员操纵飞机简单、方便减少飞行员负荷，便于安全管理飞行,概念导航：着重于利用导航系统（IRS和无线电导航系统）信号准确地确定飞机当时的位置。制导：是计算航迹偏差，并产生操纵指令，使飞机沿着所选定的飞行剖面飞行。,19,1.3 FMS 的组成（图1-1）,主要四大部分：FMCS、IRS、AFCS、A/TFMCS-包括FMC和CDU，各机型FMC和CDU台数不同。IRS-是FMC基本传感器，向FMC提供2/3台IRU输出的导航数据，FMC进行加权平均，主要参数有PPOS、GS、TRK、W
11、IND等。 AFCS是操作系统：自动驾驶、飞行指引、高度警戒、速度配平、安定面配平、马赫配平综合控制A/T：伺服电动机、油门杆,独立工作，独立功能，故障互不干扰！,20,FMS结构框图,FMS是几个独立系统组成的联合体,21,还包括其他系统：通过主飞行显示系统显示和指示有关飞行信息；通过无线电通信与导航系统获得通信、空中交通和无线电导航数据；通过飞行操纵系统控制飞机的姿态；通过自动油门系统调节发动机功率；通过中央数据采集系统收集、记录和综合处理数据；通过空地数据链系统收发航行数据；通过机上告警系统提供系统监控和告警等功能。,22,23,24,敏感部分惯性基准系统（IRS）,组成部分：IRU装有
12、激光陀螺的部件，安装在电气电子设备舱里；MSU和ISDU连在一起装在驾驶舱头顶设备板上；功能：导航参数计算：位置（、）、地速、姿态、航向、航迹、风向、风速等工作方式选择：飞行员通过MSU选择IRS的导航、姿态、校准和关闭四种工作方式。起始校准：输入起始点位置飞行员可在ISDU上选择显示飞机的位置经纬度、航向、风向、风速等数据，对IRS进行起始校准。,25,核心部分飞行管理计算机系统（FMCS）,26,执行部分自动飞行控制系统AFCS,组成部分：FCC-MCP-做动筒-舵面（翼面）等FCC安装在飞机电气电子设备舱的设备架上，MCP安装在正、副驾驶员正前方的驾驶舱遮光板上。功能：对自动驾驶仪、飞行
13、指引系统、高度警戒、速度配平、马赫配平等进行综合控制。FCC接收来自飞机各传感器的信号、飞行方式，处理信息、数据，输出指令给操纵副翼、安定面、升降舵等控制翼面，从而操纵飞机进行横向和垂直制导。,27,执行部分自动油门A/T,组成部分：ATC油门机构：装在电气电子设备舱里；功能：接收各传感器的数据和MCP送来的工作方式和性能选择数据进行计算，从而操纵油门杆置于恰当位置。合并到FMCS中，由FCC取代ATCBoeing747-400的A/T由FMC完成，添加了推力管理功能。,28,1.4 FMS 主要性能、功能,具有强大的导航、性能计算、制导和显示功能； 实现飞机的全自动导航，大大减轻飞行员的工作
14、负担；提高飞机操作的自动化程度，实现整个航路400ft以上的全自动飞行控制实现对第四维时间的管理，达到节油和节省时间的目的。提供从起飞到进近着陆的最优横向飞行轨迹和垂直飞行剖面。,总之：飞行管理系统能对飞机进行综合管理，可实现飞机的自动飞行与最佳性能管理。即：以最佳的飞行路径从起飞机场飞到目的地机场以最佳的飞行剖面、最省燃油的方式飞行，这不但大大减轻了驾驶员的操作负担，并且获得很好的经济效益。,29,FMS在起飞、爬高、巡航、下降、进近阶段的性能功能说明（阶段说明）,30,飞行阶段的性能功能 - 起飞,飞行员通过FMCS的CDU输入飞机全重和外界温度，FMC进行计算，为飞机提供最佳起飞目标推力
15、。这个起飞目标推力使飞机在规定时间内达到起飞速度，不会损伤飞机发动机。,31,飞行阶段的性能功能 - 爬高,根据飞行员的选择和FMC确定的目标推力和目标速度，FMS提供最佳爬高剖面，（在规定的爬高速度和规定的发动机推力下，以最佳爬高角度到达规定的高度）。FMC还根据情况向飞行员提供分段（阶梯）爬高和爬高顶点高度的建议，供飞行员选用。这些建议一旦实施可使飞行进一步节省燃油。,32,飞行阶段的性能功能 - 巡航,FMS根据航线长短、航路情况等选定最佳巡航高度和最佳巡航速度。在飞行的两机场之间采用大圆弧路径，结合无线电甚高频导航获得最优巡航飞行。采用大圆弧路径使两点之间的飞行距离最短,33,飞行阶段
16、的性能功能 下降/进近,下降FMS根据飞行员输入或储存的导航数据确定飞机开始下降的顶点。飞机在下降阶段时，由FMS确定下降速度，最大限度地利用飞机的位能，节省燃油消耗。进近FMS在下降结束点，在既定高度、确定航距上，以优化速度引导飞机到跑道上的着陆点。,34,1.5 FMCS及其外围,1.5.1 FMCS的传感器1.5.2 FMCS的执行部件1.5.3 FMCS的控制部件,35,36,1.5.1 FMCS传感器,AS-sensors代替驾驶员的生理功能感受外部信息系统所需输入信息的来源重点介绍：FMCS的传感器IRS, ADC, VOR, DME, ILS, 燃油加法器，飞行时钟（外围的）,3
17、7,38,传感器1IRS 图1-4,惯性基准系统 Inertial Reference Unit提供参数：经纬度位置、真/磁航向、南北/东西向速度、俯仰/倾斜角、地速等参数计算过程：利用惯性元件测量飞机三个轴向的转动位移和线性加速度，该6个信号再加上初始状态值，计算得到相应输出。（参数多、准确高、可靠高）工作方式：导航、姿态、校准、关断,39,三套IRU数据选取位置信息（重要）正常：三个IRU加权平均值，不正常：失效或加权平均值差大于30海里改为单一由正常IRU选择：左、中、右顺序（放弃加权平均值）速度正常： （三个IRU算术平均值）不正常：同上航向、高度、升降速度看A/P衔接在“指令”那一个
18、通道上的设备（本侧）人工：左、中、右顺序,40,41,传感器2ADC,大气数据计算机 Air Data Computer提供数据：高度、空速、马赫数、温度两台ADC数值使用顺序（三种情况）三通道A/P没在“指令”方式，两FMC用左ADC/自转三通道A/P都在“指令”方式，两FMC用左ADC/非自右通道A/P都在“指令”方式，两FMC用右ADC/非自,42,ADS+IRS=ADIRS,图,43,传感器3VOR/DME导航台,甚高频全向信标系统 VHF Omnidirectional Radio Range提供数据：方位、航道偏离信号测距机 Distance Measuring System提供到
19、某一地面台的距离（斜距s）,44,RADIO NAVIGATION: VOR,30 ref,30 var,a,45,46,FMCS-VOR/DME-IRS用VOR和DME测量地面导航台地理位置的方位、距离信号以及惯性基准系统得来的导航数据进行综合运算，得出精确的飞机导航数据。VOR/DME特点IRS特点地面导航台很多，由导航控制板控制：人工调谐：频率由人工选定的；自动调谐：FMC来选择最佳位置的导航台。,47,传感器4ILS,仪表着陆系统 Instrument Landing System 功能：提供航向道Loc和下滑道G/S的偏离信号航路中包含有仪表着陆程序；工作条件：飞机已在距跑道20海里
20、范围内，在HIS上航向偏差的指示已小于1.25点，即飞机与跑道中线延长线的偏离在1.25度以内；飞机航迹在跑道方位的45度以内；已经接收到有效的ILS信号。配置：左接收机主用，右备用。,48,传感器5燃油油量加法器,FMS用以预报到达各航路点和目的地机场的剩余燃油量；计算步骤：各油箱油量相加得总油量值F总经模/数转换，送给FMC燃油储备值F备待用F测=F总- F备FMC计算待用油量比较F计算F计算F测,49,传感器6电子时钟,提供时间(GMT,ET), 计时,日期FMC用GMT预报到达个航路点和目的地机场的时间在ND上显示,50,51,时间,GMT-Greenwich Mean Time 格林
21、威治平时，即UT-Universal Time 世界时 以零时区的区时作为全世界统一时刻 多数导航设备使用UTUTC-Universal Time Coordinated世界协调时，用原子时秒长，UTC与原子时相差整数秒(原子时计量的基本单位是原子时秒。它的定义是：铯se原子基态的两个超精细能级间在零磁场 下跃迁辐射9192631770周所持续的时间)航空中UTC,UT的差别几乎无影响,52,7 其他传感元件,产生的离散信号（传感器）反应系统工作状况的传感器位置：发动机防冰、机翼防冰、引气系统等影响：飞机空气系统从发动机压缩器后引出增压的热空气，其推力下降。FMC利用这些信号对发动机参数进行修
22、正目标推力、推力限制、N1转速限制等空/地继电器安装在飞机起落架减震柱上的空地微动电门来控制制约一些系统的工作启动：如：导航数据库更新、维护页面调用无线电导航位置修正,53,1.5 FMCS及其外围,FMCS的传感器FMCS的执行部件FMCS的控制部件,54,执行部件输出信息接收部件,FMC接收传感器的信号FMC进行分析运算FMC发出指令给执行部件,55,执行部件输出信息接收部件,用于执行：AFCS, A/T, IRU用于显示: CDU, EFIS, EICAS/ECAM,56,57,执行机构1AFCS,自动飞行控制系统 Auto Flight Control SystemFCC接收FMC信息
23、：接收操作指令（目标数据）：即各种目标值:目标高度、目标计算空速、目标马赫数、目标升降速度、倾斜指令等FCC综合计算FMC信息：产生操纵指令：爬高、下降、倾斜转弯等,58,执行机构2A/T,自动油门 Auto throttleA/T计算机接收信号：不同飞行阶段的发动机推力或N1限制、飞机全重GW、FMC要求高度、假设空气温度等计算：输出油门位置指令，以产生要求推力,59,执行机构3IRU,惯性基准组件 interial reference unit接收初始点经、纬度（位置起始对准）通过CDU进行起始校准时，经纬度起始来自FMC工作于“姿态”方式时，航向起始数据也来自FMC,60,执行部件输出信
24、息接收部件,用于执行用于显示（图1-6）,61,显示装置1CDU,控制显示组件 Control & Display System,62,CDU通过阴极射线管显示屏幕显示信息多种页面：性能数据、导航数据、飞行计划、咨询信息、故障情况、自检信息CDU是FMCS的主要部件，是FMC的终端第三章详细叙述,63,显示装置2EFIS,PFD/EADI Primary Flight Display 主飞行显示,64,电子飞行仪表系统显示内容,一、 PFD显示内容（一） PFD正常显示 空速 姿态 高度 航向, 垂直速度 飞行模式 飞行指引仪指令 着陆指示 无线电高度 临界时间提示,65,显示装置2EFIS,
25、ND/EHSI Navigation Display 导航显示,66,二、导航显示 ND七个导航显示方式 ： 计划方式 扩展的和集中的地图方式 扩展的和集中的VOR方式 扩展的和集中的APP（进近）方式,ND上的指示： 航向 航迹 地速 真空速 风 航路 气象雷达 TCAS数据 加强的GPWS数据 VOR/ADF指针 VOR偏差 LOC和G/S偏差,67,显示装置3马赫空速表,68,显示装置4发动机N1转速表,ECAM/EICAS,69,显示装置5ECAM/EICAS,EICAS - ENGINE INDICATION AND CREW ALERTING SYSTEM 发动机指示和机组警告系统
26、ECAM - ELECTRONIC CENTRALIZED AIRCRAFT MONITORING 机载电子集中监控系统,70,显示来自FMC的：发动机目标推力、发动机压缩比（EPR）、外界假设温度、FMC故障信息等,71,显示装置6告示牌和故障灯,通过飞行方式通告牌显示：当时发动机所执行的推力限制或N1限制方式当出现警戒信息或故障时，FMC提供离散信号：告示牌和故障灯,72,1.5 FMCS及其外围,FMCS的传感器FMCS的执行部件FMCS的控制部件,73,74,控制部件,CDU系统方式控制板CP（图1-7）AFDS方式控制板P7高度选择控制P7VOR控制板CPEFIS控制板CP推力方式选
27、择板,75,控制部件1CDU,按键分类：1、字母、数字键2、功能键3、行选键,76,控制部件2AFCS控制板,飞行过程中，人为改变飞行状态目标值，通过控制板，将“指令”传给FMC，实现人工控制高度、速度、飞行方式自动驾驶、自动油门横向和垂直导航的方式选择按钮,77,控制部件3VOR-CP,对应于传感器部分的VOR/DME选择人工还是FMC进行自动调谐,78,控制部件3EFIS-CP,1,2,3,4,79,80,EFIS-CP-EADI部分,DH reset switchDH set switchEADI display brightness,81,EFIS-CP-EHSI部分,三个旋钮选择显示
28、近/远距离范围显示方式选择显示亮度（外）/ WXR显示(内）选择四种显示方式VOR/ILS，以飞机为中心，360全方位显示（ROSE)PLAN（静止）/MAP（动态），飞机位置在底部的180 半方位显示(ARC),82,地图显示电门-显示导航附加符号,NAV AID导航设备-增加显示导航数据库内存储的无线电导航台识标和符号ARPT机场-增加显示距离范围内导航数据库中存储的机场识标RTE DATA航路数据-增加显示航路点飞越高度和预计到达该航路点的时间WPT航路点-显示没有包括在选择飞行计划内但在导航数据库内的航路点,83,第二章 飞行管理计算机（4.19）,FMCS=FMC+CDUFMC关键部
29、件输入/ 输出格式：数字（主）、离散（少）输出用于控制、显示AFCSA/T系统无线电导航系统目前，使用两家公司生产的FMCLEAR SIEGLER HONEYWELL SPERRY,84,85,FMC外观（图2-1）,重约15公斤的长方形盒子前面板一个故障灯一个测试电门一个试验正进行灯一个累计工作时间计时表插座（测试、检查、排故）后盖板上 装有两个插座-连接电源和传输数据使用115V、400Hz单向交流电冷却散热:强迫空气通风设备,86,2.1 飞行管理计算机基本结构（基于当时）,组成:三台微处理机(多微机系统）,电源组件和电池组件处理机共有19块电路板(见图2-2)输入/输出处理机A1-A8
30、导航处理机A9-A15性能处理机A16-A19CPU采用的是LS-54IIIB和T19989型 计算机数据运算定点制:整数补码运算浮点制:有25位尾数,7位阶来表示数据流：16位并行,结构字长为16位和32位,87,FMC存储器（见书）,程序存储器-半导体型可用紫外线擦除的可编程序只读存储器EPROM.导航处理机的程序存储器容量为192K字,字长16位;性能处理机的为48K字;输入/出处理机为32K字.最大存取时间为700纳秒 。便签存储器和数据库存储器-CMOS器件早期,FMC使用硬盘存储器最新型,磁泡存储器(MAGNETIC BUBBLE),体积小,存储量大各存储器的特性参数见表2-1,8
31、8,FMC内部通信(图2-3),计算机内电源系统有过流和短路保护数据传输采用ARINC-429格式,输入28个通道,输出12个通道.开路/接地离散信号有52个输入通道,3个输出通道.另外还有27个晶体管-晶体管集成电路离散信号转入通道 导航,性能,输入/输出处理机都是相互独立地工作,失效互不影响.三者之间通过公共存储器和内部处理器中断进行相互联系,89,一、导航处理机,功能:执行与导航计算，横向和纵向操作指引和CDU管理组成:导航微处理器和存储器导航微处理器:控制,协调所有导航部分元件的工作,执行一套微程序指令.4种存储器（以下各电路板）A13-导航程序存储器,包括指令和操纵计算机的固定程序A
32、12-易失性读写存储器,用来作为导航处理机的便签A10,A11-含有导航数据库,每一块组件由写入保护非易失性随机存储器,地址输入缓冲器,数据输入缓冲器和控制电路组成A9-含有保护便签存储器,组成同上,90,二、性能处理机,基本构造相同,只是存储器的容量小A17:程序存储器,便签存储器,高速RAM组成:性能处理器和存储器性能处理器:根据传感器输入,CDU输入及性能数据库的数据进行计算,实现最佳纵向飞剖面的管理,包括飞行高度,速度,爬升/下降速率等；并提供显示,91,三、输入/输出（I/O）处理器,功能：有规则地在计算机和飞机各设备之间传输信息。组成:处理器，存储器，混合输入输出装置，ARINC控
33、制器，ARINC接口，离散信号接口A6提供实时时钟ARINC控制器A5在输入输出处理器和ARINC串行输入输出通道之间提供一个智能接口ARINC接口A3,A4接收和发送ARINC429格式数据离散接口A1调节80个输入离散信号和4个输出离散信号,并包含有一个10秒定时器,92,四、公共存储器,作用:三个处理器之间进行通信组成：A9电路板上，包括：非易失随机存储器RAM优先中断电路地址输入缓冲器数据输入输出缓冲器控制电路12K字的存储器中有4K用于存储I/O处理机须保护的“便签”,93,2.2 FMC数据库,FMC软件：操作程序、数据（库）和数据库有关的操作：通过CDU选择飞行控制的各种工作方式
34、选择各种航路结构进行各种数据计算分类性能数据库（固定不变的）与飞机性能有关的各种参数导航数据库（每28天更新一次）飞机导航方面的数据,94,导航数据库,作用：用于确定飞机当时的位置，进行导航计算以及导航台自动调谐管理。内容：飞行区域的机场、航路点、导航台的地理位置、结构以及航路组成结构等。分类：标准数据：适用于世界范围的机场、导航台的数据，根据公司飞机飞行区域选用。美国Jeppeson航图发行公司（合同）特定数据：仅与航空公司飞行航线的航路结构有关的数据,95,导航数据库产生和装载过程（图2-4）,导航数据库产生过程：导航数据库中心汇集两类数据ARINC-424格式进行编码计算机进行处理磁带制
35、造机制成DC-300式盒式磁带包装后送至航空公司航空公司装载数据：每28天，数据装载机将数据库装到FMC,96,导航数据库所存储的内容,1、导航设备DME台；VOR/DME台；VOR台位置：导航台的位置用经纬度表示频率：标高：海拔高度识标：3个字母作为识别标志级别：低高度、高高度、终端极,97,2、机场归航位置：经纬度登机门参考位置：飞行前起始IRS跑到长度和方位：每条跑道有两个方位数值标高：机场海拔高度ILS设备,98,3、其他航路：分为高空、低空航路和机场附近的终端航路航路数据：航路类型、高度、航向、航段距离、航路点说明公司航路：航空公司负责飞行的固定航线数据终端区域程序：标准仪表离港、进
36、港程序，过度和进近程序ILS进近：设备频率和识标，穿越高度、错过进近的飞行程序和距离等数据,99,导航数据定期更新（特点）,导航台频率更改、更新添加新的导航台机场跑道延伸候机楼改建、扩大公司航路频繁变动,100,数据库更新过程,每28天进行一次更新在地面进行，驾驶舱内工具：专用数据装载机通过数据装载机将新数据装到1FMC内通过CDU把装好地2FMC的数据转输到另一台FMC组成：数据磁带盒槽、连接插座、电门、指示灯、保险丝（图2-5）,101,数据装载机面板（图2-6）,功能电门有5个位置自测试：工作检查读出磁带4个连续轨道的数据，通过电缆传送到FMC，然后接收返回信号，译码比较发现驱动器、磁带
37、、输送错误存在时，发出相应的指示位置“1”：进行导航数据库的装载或更新操作其他电门不用,102,7个指示灯接通：电源接通准备：磁带已经装好，温度符合要求，自试成功传输：数据正在传输完成：传输结束，数据装载机上的磁带又绕回到起始位置装置失效：自试失败读出失效：20次尝试不能读出磁带上数据数据传输失效：传输有误差,103,指示灯的工作过程数据装载机接通电源后-接通启动自检程序来检验RAM存储器，PROM存储器，内部I/O借口工作是否正常，期间，各灯亮大约6秒钟后灯灭，除“接通”倒带成功后-准备功能电门置位置1，磁带上第一轨道读出开头数据，发送RTS，回答CTS，证明接通，否则“传输失效”文件结束标
38、记EOF，然后“准备”和“传输”灯灭，传输结束-亮CDU 上的显示2-7,104,数据库交叉输送显示另一台FMC可通过数据装载机再装一次通过CDU进行数据交输，飞机在地面（图2-8）清除CLR便签行的信息准备ARM打入2个CDU的便签行内按2个CDU右第6行的行选键，使ARM输入到显示区内按发送FMC的左边TRANSMIT再按接收FMC的右边RECEIVE显示“传输正在进行”装载工作大约10分钟磁带内存有56天有效导航数据，分为现用数据库和前28天或后28天有效的数据库,105,性能数据库,内容：飞机纵向导航进行性能计算所需要的有关数据分类详细的飞机空气动力模型本飞机上的发动机数据模型,106
39、,飞机空气动力模型飞机空气动力模型飞机基本阻力极面，偏航阻力批准的飞机操作极限值：最大角度爬高，最大速率爬高最大速度，最大马赫数一个冲击限制包络线和一些飞机和发动机型号来固定参数航程马赫数、进近速度、机翼面积、翼展、经济爬高速度、经济巡航马赫数、襟翼放下时的规定速度,107,发动机数据模型飞机爬高和巡航单发停车连续飞行时的额定推力值在各不同高度和速度下的额定推力值修正EPR或N1转速限制值推力和燃油流量关系参数发动机在客舱、驾驶舱空调系统工作以及各方并系统工作时的引气量用于各参数计算、调节，从而推力进行修正,108,2010.4.26,性能数据基本是固定值，在飞机机身和发动机设计好后就已经确定
40、了；飞机阻力系数和发动机燃油流量系数可能会有一些变动（折旧）；机务人员可通过CDU进行修改。,性能数据库特点,109,2.3 FMC的导航功能,导航就是有目的地，安全有效地引导飞机从一地到另一地的飞行横向控制过程。导航要从起飞机场开始，根据要飞抵的目的地选择航线；确定离目的地或某个要飞越的航路点的距离，预定到达时间，确定速度等。,概念导航：着重于利用导航系统（IRS和无线电导航系统）信号准确地确定飞机当时的位置。制导：是计算航迹偏差，并产生操纵指令，使飞机沿着所选定的飞行剖面飞行。,110,导航系统需要解决的三个主要问题？,如何确定飞机当时的位置？如何确定飞机从一个位置向另一个位置前进的方向？
41、如何确定离地面某一点的距离或速度、时间？,导航：就是给飞行员提供飞机飞行中的位置、方向、距离和速度等参量！,111,现代飞机速度提高航空交通拥挤计算机输出连续的、适时的操纵指令AFCS：产生横向加速度来改变飞机的航向，产生垂直加速度来使飞机爬高或下降A/T：控制飞机由起飞机场以预定航线、经济的飞行方式飞向目的地FMC的导航功能集合了惯性导航、无线电导航和ILS的功能，提供一个综合导航功能。,现代导航系统必要性！,112,导航过程,起始位置点设定飞机在起飞以前只要把飞机当时所处的经纬度通过CDU或直接通过IRS控制显示装置输入到IRS的计算机去,整个系统就开始工作.自动导航飞机起飞以后,无线电导
42、航系统开始工作,并和IRS的信号相结合,一直到飞机降落到跑道上.监控在整个飞行阶段,都由FMS进行计算,操纵,并在有关的显示设备上给飞行员指明飞机当时所处准确位置,飞行速度和飞机飞行高度等飞行动态数据.,113,一、导航计算方法,飞机从北京飞济南为例.假设北京的位置为P,济南的位置为Z.北京到济南段的理论航线是PZ.飞机的应飞航向P.假定飞机在飞行过程中偏离PZ线而飞到了A点.怎样引导飞机准确地飞达济南 ？,114,一种方法是操纵飞机回到PZ线另一种方法是连接AZ线,重新确定飞机的应飞航向A,使飞机沿着AZ线飞达济南.如果我们采用后一种导航方法,就要求飞机在整个飞行过程中不断地计算出飞机的当时
43、坐标位置(经纬度)以及飞机的应飞航向A,并要不断测定飞机的实际航向r.图2-10导航原理说明,115,对于这样的导航方法,FMC需要完成下列计算;1,根据IRS和无线电导航设备的信号,计算飞机在任何瞬时的准确坐标位置度A和纬度.2,飞机在任何瞬时的应飞航向A以及航向误差.3,飞机在任何瞬时经下面一系列航路点以及到终点的待飞距离D.4,按现有速度计算预计到达时间(ETA).,116,在有风飞行时,IRS算出地速Vg,偏流角以及飞机的实际航向r,从大气数据计算机得到真空速V.地速Vg,空速V和风速W组成一个速度三角形.由图示几何关系,可以求得风速W和风向:图2-11速度向量图风向:式2-1风速W
44、:式2-2,117,飞机在飞行中任何瞬时的坐标经纬度由IRS计算,也由FMC(根据无线电信号和IRS信号进行)计算,飞机应飞航向r和待飞距离D也有许多种计算方法,这里列出一种简单的计算法(适用于2).见图2-12所示.,118,FMC计算得到的许多参数除在CDU和电子飞行仪表上显示供飞行员检查观察外,更主要的是与自动飞行控制系统耦合,根据飞机的航向误差,再通过FCC处理计算,把它变为舵面(副翼,方向舵)偏转指令,通过舵面的操纵改变飞机的横向飞行姿态.当飞机姿态改变以后,FMCS的各传感器的输入量Vg,V,r,A,A等也随之变化,计算机对新的输入量重复上述计算,取得新的计算结果,引导飞机飞向下一
45、航路点.它是一个闭环自动控制系统.,119,导航功能的数据管理和计算是由计算机内的软件来操作的,它主要包含下列几方面的功能.1,导航数据库管理导航数据库由用户通过数据库装载机装入计算机的存储器内.数据库管理程序包含接受计算机内各电路运行要求,调用寻址,调用数据等.,120,2,位置计算把飞机无线电导航接收机所接收到的地面无线电信号和IRS产生的信号进行综合计算,以获得最高的准确性.无线电位置数据选择的优先顺序为:(1)DME/DME:两个不同位置的DME台;(2)DME/VOR:当只能收到一个有效DME台的信号时,使用共址的VOR台;(3)ILS:正在进行仪表进近着陆时,使用ILS的偏离信号;
46、(4)仅用IRS导航:在空中,不能接收到有效的无线电导航信号时或飞机在地面不能使用无线电导航信号时使用.,121,3,速度计算FMC速度计算主要使用由IRS来的南北,东西速度分量进行地速和风速计算.这是由惯性基准系统内的三个轴向加速度计对三个轴向进行积分而获得的.FMC计算合成速度,再与由ADC来的空速结合起来进行风速计算.,122,4,高度计算对IRS立轴加速度计的飞机垂直加速度进行两次积分就作为基本的飞机高度数据.这个数据再由从大气数据计算机输来的气压信号进行修正.未经气压修正的高度为原始高度,经修正后的高度称为气压修正高度.高度计算时,若IRS无法提供高度数据,那么,计算机的自动补缺方式
47、是选择相应的ADC数据.,123,5,导航设备的选择和调谐导航数据库内储存着各导航台数据.在EFIS所提供的飞机当时位置附近的20个导航台清单中,选择2个最佳导航台,并对这2个选定的导航台进行自动调谐,以获得这2个导航台的无线电导航位置数据.若无法获得2个合适的DME导航台,则选择离开飞机当时位置最近的DME/VOR导航台的距离和方位数据.把飞机上的无线电导航接收机的接收频率调到选定的地面导航台的使用频率上.,124,二、IRS位置信号和无线电导航位置修正,FMC接收IRS的飞机当时位置信号、飞机航向和飞机速度数据作为基本导航数据。IRS的基本传感器3个激光陀螺3个加速度计在IRU内沿着飞机的
48、3个轴向（横轴、纵轴、垂轴）实行捷联式安装。之间没有相对位移，可以感受3个轴向加速度和转动量。,125,IRU的加速度计,组成：上、下磁轭，检验弹性块，两个可变电容，放大器。见图2-15例如：飞机加速度向下弹性块下移，下可变电容量增大，位置变化转化为电信号送到放大器放大器输出回零信号，使弹性块回中立位置所需电流代表了轴向加速度的模拟信号。一次积分得到轴向加速度再次积分得到轴向距离,126,激光陀螺,三角形氦氖激光陀螺：检验飞机3个轴向旋转运动。三个角上各有一个反射镜，其中有一面是角棱镜，见图2-16两束激光的传播路径长短不同，读书探测器感光面上会出现条纹图像。两束激光的频率会陀螺转动时发生变化
49、，大小体现条纹图像上光电二极管感受条纹变化-电脉冲-角速度,127,惯性基准装置校准,3个激光陀螺和3个加速度计的信号送到IRU的计算机内，经过复杂运算，输出基本航向和姿态信号。首要条件：接通电源后，进行校准。3个加速度计感受地球重力加速度，确定飞机初始姿态纵向加速度计测得飞机在地面上的俯仰角横向加速度计测得飞机在地面上的倾斜角3个激光陀螺检测飞机移动含有地球的自转运动,128,根据地球自转速度大小，通过计算确定飞机当时的经纬度根据陀螺监测到运动速度大小，可以确定飞机初始的航向，见图2-18校准期间，需要飞行员通过FMS的CDU或IRS显示装置输入飞机当时的经纬度，纬度与IRU测得的纬度比较，
50、经度与上次飞行结束时存储的经度比较，差值在规定限度之内。校准需要10分钟完成。,129,惯性基准装置校准,加速度计激光陀螺当时位置,飞机姿态真航向起始经纬度,IRU计算机,130,IRU计算机根据3个加速度计和3个陀螺输入来的信号对飞机位置和姿态进行更新计算，得出导航参数其中，飞机位置、速度、高度数据输入到FMC中，作为基本导航数据,131,惯性导航,使用IRS的数据进行导航一种自主式导航系统推算导航法根据飞机运动的方向和所飞距离、速度和时间来测量，预测未来的位置，不需要导航设备。随着航行时间和距离延长，位置积累误差增大一定时间后，对IRS的位置数据进行修正,132,无线电导航,无线电导航接收
