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1、19.4 飞行控制计算机（FCC）及系统,19.4.1 概述现代民航飞机上的自动飞行控制系统的核心是计算机，飞行控制计算机（FCC）具有典型代表性。一、模拟式系统的主要问题 1.模拟式飞控系统很难适应对控制系统功能的要求不断增加的要求。例如，为了得到更复杂、更灵活的控制规律，并利用更多的信息来改善系统的性能。2.模拟式系统的另一个问题是难以实现多余度系统。要想通过监控和余度配置的电路或逻辑故障的检测来保证系统的安全，就必须增加更多的硬件，随着硬件的增加就使自检及系统中部件之间的接口更加复杂，进而使整个系统变得越来越复杂。二、数字飞控系统的优点 1.能较好地适应高度，速度、飞机机翼外形、操纵状态
2、等变化所引起的飞机气动导数的变化。2.容易实现用代控制理论所设计的系统功能；容易实现复杂的控制规律。3容易实现更高程度的系统综合；各种功能重复性好。4容易实现机内综合自检测功能。,三、飞机计算机控制系统的功能、组成及工作原理 数字式飞行控制系统的种类很多，其功能、组成也各不相同，但就多数系统来说，它的构成大致如图19-58所示。主要由下述几部分组成：1.被控飞机。2.飞行器运动参数的测量及传感装置。3.驾驶员指令输入装置。4.数字计算机及其外围通道。这是整个飞控系统的核心，它采集驾驶员的输入指令及飞行器的运动参数，并按指定的控制算法及逻辑产生控制指令，通过执行机构控制飞机运动。5.伺服作动器回
3、路。这是一个电-机变换装置，它将计算机产生的指令信号转换成飞机操纵面的偏转，以控制飞机的运动。现代飞行器控制系统一般可以分成内回路与外回路两部分。内回路主要是控制和操纵飞机的姿态运动；而外回路主要是控制飞机质心的轨迹运动 图19-58 数字式飞控系统的构成,19.4.2 飞行控制计算机的功用及基本组成,一、飞行控制计算机的功能 飞行控制计算机是现代飞行控制系统的核心部件，它的主要功能有：1.采集驾驶员输入指令及飞机运动参数的反馈信号,对其进行必要处理;；2.飞行控制系统工作模式的管理与控制；3.计算不同工作模式中的控制律，并生成必要的控制指令；4.对各种控制指令的输出与管理；5.对飞控系统中各
4、传感器及伺服作动器进行余度管理；6.对飞行控制计算机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.完成与机内其它任务计算机及电子部件信息交换的管理。二、飞行控制计算机的基本组成及各部分功用飞行控制计算机每一通道按功能可以分成以下四个部分(模块)，如图19-59 所示。,1.数字处理部分 该部分主要完成全机管理、控制算法及余度管理算法的计算，是计算机系统的核心。2.输入输出部分 飞行控制计算机每个通道的输入输出部分包括模拟输入输出模块以及余度系统交叉通道数据链模块，此外，还包括多路传输的接口模块。3、模拟处理部分 飞行控制计算机中的模拟处
5、理部分主要是由各种模拟电子部件功能模块组成的，主要作用是为伺服作动器提供一定的模拟指令信号.4、电源部分 每个通道从飞机电源系统接收+28伏直流电及115伏400赫兹交流电。电源模块应进行电源转换及电压调节，提供飞控系统所需的各种电源。,图19-59 飞行控制计算机功能框图,19.4.3 飞行控制计算机的基本工作原理,一、FCC的基本信号交连 FCC接受来自FMC、MCP及各传感器的信息，完成相应计算，输出相应的舵面控制指令、相关控制逻辑及显示指令。1.FCC的输入:有三种形式的输入信号：数字信号，模拟信号和离散信号。2.FCC的输出:FCC提供自动驾驶/飞行指引指令，自动配平指令，系统工作方
6、式显示和警告，提醒信息等输出。图19-60 FCC与其他系统交联的示意图,二、FCC基本工作原理 现代飞行器控制系统一般可以分成内回路与外回路两部分。内回路主要是控制和操纵飞机的姿态运动；而外回路主要是控制飞行器质心的轨迹运动。FCC对输入信号的处理也是根据这一基本要求来实施的。1.FCC的功能模块：通常有如下功能模块；*.方式及衔接连锁模块：确定所选方式的有效性,控制方式计算模块及指令计算模块的工作。*.方式计算模块：计算有效的工作方式，*.自动驾驶伺服指令计算模块：完成自动驾驶伺服指令的计算，*.飞行指引指令计算模块：完成飞行指引指令的计算，*.自动配平指令计算模块：计算相应的配平指令，实
7、现自动配平。*.数据收/发控制模块：控制数字信息的接收与发送。*.系统状态监控模块：监控整个飞行控制系统的工作状态，2.FCC的基本工作原理 FCC的基本功能是实现自动飞行的指令计算与输出，FCC计算控制指令是围绕两个基本回路进行的，即外回路和内回路。外回路根据系统的工作方式及飞行参数，计算飞机飞行的目标参数，如位置，速度，垂直速度等，主要是控制飞行器质心的轨迹运动；内回路根据外回路计算的飞机飞行目标参数（姿态）及飞机实际运动参数，按照一定的控制规律计算相应的舵面偏转角度或角速度，主要是控制和操纵飞机的姿态运动。,(1)FCC对自动驾驶控制信号的计算及输出 1).FCC在计算自动驾驶控制指令时
8、，根据所确定的工作方式，首先计算外回路的输出，计算相应的控制指令即目标姿态送到其内回路。FCC的内回路根据外回路计算的目标姿态、飞机的实际姿态及姿态变化率等参数，按一定的控制算法计算相应的舵面偏转角或角速度，输出到驾驶仪的伺服回路，再由伺服回路通过动力控制组件控制相应的舵面偏转，以实现对飞机运动的控制。2).自动驾驶仪的衔接工作状态通常有两种，即指令状态（CMD）和驾驶盘操纵状态（CWS）。自动驾驶仪衔接在CMD状态，可以有多种工作方式；但衔接在CWS状态，FCC仅响应驾驶盘的输入指令或工作在状态保持方式。*.CMD状态信号流程：FMC+MCP+运动参数FCC输入接口外回路计算内回路计算输出接
9、口自动驾驶仪伺服回路动力控制组件舵面。*.CWS状态信号流程：驾驶盘（驾驶杆）力传感器（或位移传感器）FCC输入接口外回路计算内回路计算输出接口自动驾驶仪伺服回路动力控制组件舵面。3)倾斜(ROLL)通道工作 4)俯仰（PITCH）通道工作(配平信号的处理),PITCH,ROLL,DFCS A/P,19.4.4 飞行控制计算机系统软件组成及功能,一 一、飞行控制软件 飞行控制软件的具体构成因系统的硬件配置不同而异，通常大致应包括下述几个程序。1.管理执行程序 管理执行程序具体完成下述功能：完成任务调度，速率块的组织；系统工作模态的管理与控制；中断处理；各余度计算机之间的交叉通道的数据传递；各余
10、度计算机之间的帧频同步；2.余度管理功能模块 根据余度管理对象，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全机余度降级策略和算法计算等模块。3.控制律计算模块 该模块包括纵向控制律、横侧向控制律计算；边界限制计算；外回路控制律计算以及大气数据修正计算；备分模态控制计算等。4.数据管理模块 该模块的主要功能是管理飞控系统与机载电子设备的数据交换。二、操作系统,三、故障诊断软件 飞控系统机内自检(BIT)：机内自检模块可分为飞行前地面BIT及飞行中BIT两种。四、支持软件,19.4.5 飞行控制计算机系统的可靠性,在当前的技术条件下，单通道的数字飞控系统是无法实现所规定的飞行安全可靠性
11、指标的。解决这个问题有两种途径：一种途径是进一步提高元部件的可靠性，这是有限的；另一种有效方法是采用余度技术，即采用多重可靠性较低的相同或相似的元部件组成可靠性较高的系统，通常称这样的系统为冗余系统。目前，国内外采用的飞控系统余度技术大体上可分为单故障-安全式；单故障-工作式；双故障-工作式三种。一、基本余度原理 如果将系统中每一个部件都改成两套或两套以上相同部件，这就构成了多套性能相同执行同一使命的多重余度系统；这样，某一部件发生一次故障就只能使一个通道失效，而不会使整个系统失效。在余度系统里，除了多重通道外，另一个重要问题是余度管理，即余度系统的各个通道应按什么方式和程序工作，如何检测与识
12、别故障，出现各种不同的故障时系统怎样处置等。二、余度飞行控制系统的组成及功能 余度系统是执行同一指令或完成同一任务的多重(套)系统。并且应具备如下功能：对系统各组成部分进行监控；对故障部件进行隔离，不使其危及系统的安全运行；在故障部件隔离后，系统应具有重构的能力，以保证系统继续正常运行。,通常，余度系统应如下配(1)余度通道：目前多采用双、三、四重冗余。一般说，在相同的余度管理方式下，冗余数增多，系统完成任务的可靠性就提高；但相同的冗余数，采用不同的余度管理方式，完成任务可靠性也会不同。(2)表决监控面的设置：设置表决监控面的原则是：满足可靠性指标要求。分析表明，分级冗余的可靠性要高于整机的可
13、靠性，设置表决面就是将系统分级。所以，增加表决面可以提高可靠性，但过多则使检测部件增加，可靠性的提高也将受到限制；满足系统及部件单元的故障工作安全能力的要求；满足系统控制要求，如控制律要求重构，则应对传感器信号设置表决监控。(3)信号传递方式的设置：各余度通道之间的信号除前向连接传递外，在各通道间还交叉连接，即交叉增强，这是提高可靠性的重要手段。计算表明，完善的交叉增强，可提高可靠性5到10倍，如图19-61示。(4)备分通道：为了使飞控系统有极高的安全可靠性，除主余度通道外，还设有备分通道，以保证主余度通道万一失效后，飞机安全返航和着陆。,图19-61 三余度系统的交叉增强,三、余度管理概述
14、 余度管理的主要问题是信号选择(表决)与故障监控和隔离。1.信号选择(表决)信号选择的含义是，在正常工作和各种故障状态下，从余度通道的信号中选择适宜的信号作为工作信号参与控制。目前常用的表决方法有：平均值表决法：这是广泛应用的表决器，它的输出是各输入信号的代数平均值，利用软件很容易实现，它的缺点是故障瞬态影响较大。中值表决法：对于奇数余度通道的系统，中值为“自然中值”。对于偶数余度通道系统，中值可以按不同的定义来确定：用次小值作中值(把最大及最小值去掉，在余下的两个中间值中取较小者)；平均中值法(将两个自然中间值取平均值)，这种方法利用程序实现时较复杂。多数表决法：它以“多数通过”的表决原则从
15、余度信号中选出一个作为输出。这种麦决法主要用于离散信号的余度管理。2.故障监控 故障监控是由监控器实现的一种功能，它能检测并识别有故障的部件及通道，发出监控信号以便执行警告与切换。,故障监控器的工作是用监控覆盖率表示，它指能够识别的故障在全部故障中的百分比。故障监控主要有两种方法：比较监控及自主式监控。比较监控是利用两个相同或相似通道之间的差异来检测和识别故障。自主式监控(自监控)是不用外部的相似数据作基准，而是在监控对象本身建立基准，完全依自身的手段来监控自身的故障。故障监控的另一个问题是故障隔离与切换。它对检测出有故障的通道实现隔离与切换。在数字飞控系统里，主要采用软件隔离与硬件切换（切换
16、装置的可靠性应高于切换部件的可靠性)。四、数字飞控系统软件可靠性及余度技术 计算机系统是在软件支持下工作的，下面介绍有关软件可靠性的几个基本概念。(1)软件故障：当实际的软件行为违背了它的说明书，就说明发生了一个软件故障。软件故障是由软件错误造成的一种外部表现。(2)软件错误：软件在运行中到达了一个不正确的内部状态时，就称为发生了一个软件错误。不正确的内部状态是指，在此状态下，当正常的算法继续下去时，就会发生软件故障，软件错误是由软件缺陷造成的。(3)软件缺陷：一段程序，若用它来进行某些数据处理时就产生软件错误，我们说这段程序存在缺陷，或缺少一个程序段。软件缺陷是一种静止的现象，只在一定的输入
17、条件下才能导致软件错误。(4)软件可靠性：软件在指定时期内，无故障运行的概率。,19.5 飞行指引仪,一、指引仪的基本原理及功用 1.基本原理.指引仪的工作是将飞机实际的飞行路线与目标路线进行比较，得出进入目标路线所需要的操纵量，在指引仪上表示出来。指引仪采用简明的表达方式，直接显示出操纵要求的指令是向上还是向下、或向左还是向右飞行驾驶员随指引要求来操纵驾驶杆，保证飞机正确在预定的航线上飞行。2.功用.概括起来有以下两点：在自动驾驶仪衔接前，为飞行员提供目视的飞行指引指令；在自动驾驶仪衔接后，用以监控自动驾驶系统的工作状态。3.与指示仪表的区别:飞行指示仪表与飞行指引仪的差别在于前者向飞行员提
18、供发生了什么(即飞 行状态有了什么变化)，而后者提供的是要求驾驶员应该如何做(如何操纵飞机)的信息,当然后者是指导驾驶员操纵飞行最直接信息二、飞行指引的表达方法,三、飞行指引仪的工作方式飞行指引仪的基本工作方式有:1、高度保持方式（ALT HOLD）：2、垂直速度方式（VS）：3、高度层改变（LVL CHG）：4、垂直导航方式（VNAV）：5、水平导航方式（LNAV）：6、航向选择方式（HDG SEL）：7、VORLOC方式：8、进近方式（APP）：飞行指引仪的工作方式与 AP工作方式类似。起飞（TO）方式是FD独有方式。,方式控制板,19.6 舵机、舵回路及液压系统,19.6.1 舵机的工作
19、原理 舵机是舵回路的执行元件，输出力矩（或力）和角速度（或线速度），驱动舵面偏转。飞行控制系统中常采用电动舵机和电动液压舵机两种。一、电动舵机 电动舵机以电力为能源，通常由电动机(直流或交流)、测速装置、位置传感器、齿轮传动装置、和安全保护装置等组成。1、交流伺服电机的特点及工作原理 对于幅控系统，控制电压UK的相位和UJ保持一定，但幅值随时间变化；对于相控系统，UK的幅值保持不变，但相对UJ的相位随时间改变。这样，产生的旋转磁场一般是椭圆形旋转磁场。如图19-65所示。,.2、伺服电机的机械特性及其分折 机械特性及输出功率 在某一控制电压UK作用下，伺服电机的输出转矩Md随转速n的函数关系称
20、为伺服 电机的机械特性。伺服电机的输出功率Pd就是它的输出力矩Md与在该转矩下转于转动角速度d的乘积:Pd=Mdd,伺服电机机械特性有以下几个特点：a特性近似于线性，并且有负斜率，故稳定转速的变化范围较大。b堵转转矩Mq和控制电压UK成正比。即Mq=CmUk，Cm为力矩系数。c.随着控制电压的减小，堵转转矩成比例地减小，而空转转速减小的速度相对要慢一些。二、电动液压舵机 1、电动液压舵机的组成几工作原理 典型的电液副舵机结构原理示意图。电液副舵机由电液伺服阀(包括力矩马达和液压放大器)、作动筒和位移传感器等组成。力矩马达将电气量转换成机械角位移，是一种信号转换装置。2、电液伺服阀 电液伺服阀是
21、电液转换和功率放大元件，它的输入是小功率的电气信号，而输出的则是大功率的液压信号(流量和输出)。电液伺服阀的类型和结构形式很多，但其基本结构不外乎是电一机械转换器和液压放大器的组合。电液伺服阀的电一机械转换器通常采用动圈式力马达和动铁式力矩马达。,电液伺服阀体积小，结构紧凑，单位功率重量比大；其输入信号功率很小，功率放大系数高；能够对输出流量和压力进行连续的双向控制；直线性好，死区小，灵敏度高；且有很高的控制程度，带载能力强，动态性能好，响应速度快。一般用于快速高精度的电液控制系统中。*.电液伺服阀按输出量可分为流量控制伺服阀和压力控制伺服阀。前者用于位置控制系统或者速度控制系统，后者用于力控
22、制系统。*.按其输入量形式，电液伺服阀又可分连续控制式和脉宽调制式。,图19-68 电液伺服阀的基本结构,19.6.2 舵回路的基本类型,一、概述 舵回路(伺服系统)是飞行自动控制系统不可缺少的组成分。它按照指令装置输出的控制指令（电信号）操纵舵面，实现飞机角运动或航迹运动的自动稳定和控制。舵回路是由若干部件组成的随动系统，其中舵机是执行元件。舵机的主要负载(舵面上的铰链力矩)随飞行状态改变，对舵机的工作及舵回路的构成有很大影响。舵面液压随动系统(舵回路)是自动驾驶仪回路的一部分。它主要包括变换放大器，液压舵机和反馈装置三个部分。1、变换放大器：2、液压舵机：液压舵机通常由电液伺服阀和液压作动
23、筒组成。电液伺服阀按照变换放大器来的控制信号控制高压油，受控制的高压油推动作动筒中的活塞运动(有时是活塞固定，筒体运动)，使作动筒输出很大的功率去推动飞行器的舵面偏转。3、反馈装置：反馈装置的作用是将舵机的输出位移或速度变成电信号返回到放大器中去，以改善系统的动态品质和提高系统的精度。当反馈信号为舵机的位移信号时，称位置反馈(硬反馈)；当反馈信号为舵机的速度信号时，称速度反馈(软反馈)。,舵面液压随动系统的方框图。,二、舵回路的基本类型 舵回路中常用的反馈有位置反馈(又称硬反馈)，速度反馈(又称软反馈)和均衡馈(又称弹性反馈)。与此相应舵回路有硬反馈式、软反馈式和弹性反馈式三种基本类型。图19
24、-70 为舵回路的简化结构图，舵机动特性用近似传递函数(即一个积分环节)表示，并忽略铰链力矩的影响。,图19-70 舵回路简化方框图,1、引入位置反馈：Wf（S）=Kf（Kf为反馈系数），得到硬反馈式舵回路，其传递函数为：W（S）=（19-55）式中：k=1/kfi;T=1/KAKMKf。k和T分别为硬反馈式舵回路的静态增益和时间常数。注意W（S）表示输入电压U对舵面输出角的传递函数，-表示输出与输入反向。可见，硬反馈式舵回路近似为个惯性环节，其中系数K与T值均与反馈系数Kf成反比。因此，这种舵回路的特性与反馈系数的值密切相关，而且位置反馈舵回路的稳态输出舵偏角正比于输入电压。飞行自动控制系统
25、的指令可按比例控制舵偏角的大小。2 引入速度反馈：即Wf(s)=KfS(Kf为速度反馈系数)，构成软反馈式舵回路，可得其传递函数：W（S）=（19-56）式中：K=KAKM(1+KAKMKF)。可见，软反馈式舵回路的传递函数为一个积分环节，速度反馈舵回路输出舵偏角正比于输入电压的积分，也就是说，输出舵面偏转角速度正比于输入电压，并近似地与速度反馈系数Kf成反比。因此，飞行自动控制系统的指令可以按比例控制舵偏角速度。应该指出，由于铰链力矩必然存在，以上得出的软反馈回路特性是近似的。,3引入弹性反馈构成均衡式舵回路：即Wf=Kf（Tes/TeS+1），舵回路近似传递函数为：W（S）=-（）（19-
26、57）可见，若弹性反馈式舵回路工作在低频段(即输入电压角频率小于1Te)，则舵回路的传递函数式近似为一个积分环节；若工作在高频段(即输入电压的角频率大于1Te)，则近似为一个比例环节。也就是说，弹性反馈式舵回路的低频特性接近于软反馈式舵回路的特性，高频特性则接近于硬反馈式舵回路的特性。它的输出既正比于输入，又正比于输入的积分，是一种兼有硬反馈式特性与软反馈式特性的舵回路。,19.6.3 液压系统概述,一、液压控制系统的分类 根据系统的输入信号可分为：输入信号为定值的恒值系统；输入信号为某一个固定规律的程控系统；输入信号为任意规律的伺服系统。按其驱动方式可分为节流式液压控制系统与容积式液压控制系
27、统。节流式系统的拖动装置主要是由阀控作动筒或阀控马达组成；容积式则由泵控(变量泵控)马达组成。按照液压伺服系统执行元件的输出来分又可分为液压位置伺服系统，速度伺服系统、加速度伺服系统、负载压力或负载力伺服系统等。二、液压控制系统的优缺点 电、液各有所长。因此在很多情况下采用电气、液压联合的伺服控制系统。在这种系统中，电气部分常作为系统的接收、放大变换、传输、反馈及远距离控制之用，而液压部分则作为进一步的信号放大(特别是功率放大)和系统的执行机构之用。这种系统综合了电气与液压二者的优点，适用于工作要求较高的自动控制系统。,四、飞机液压系统简介（B737-500为例）通常飞机的液压系统有二（或三）
28、个液压动力源：液压系统A、液压系统B和备用（STBY）液压系统。,19.7 自动油门系统（A/T）,19.7.1 系统功用及工作概况一、AT的功能 自动油门（AT）是飞行管理系统的一部分；提供从起飞到落地的飞行全程的发动机推力控制。概括地说，自动油门系统提供对油门杆位置的自动控制；同时，还提供发动机推力限制指令（N1限制）。二、自动油门计算机它是自动油门系统的核心。它提供油门控制指令，通过机-电式控制机构去调节发动机的油门输入控制杆。保证发动机提供规定的推力（N1）或调节推力使飞机处在目标空速上飞行。A/T计算机与DFCS和FMC配合工作，以实现全自动飞行。同时它还与惯导系统（IRS）及其它部
29、件接口，自己进行独立的计算，可以单独工作。AT的工作方式可在MCP上选择，推力限制可通过FMC的CDU选择；也可自己选择。其基本工作方式为N1和SPEED方式。一般说来当AT与DFCS一起工作时（包括AP和FD衔接），如果DFCS控制飞行速度，AT则控制推力；如果DFCS控制垂直剖面的升降（水平飞行时），AT则控制飞行速度。,自动油门系统,19.7.2 系统主要部件功能介绍一 一、MCP 1.MCP左侧有AT ARM/OFF开关，其上方有AT ARM指示灯。此外还有N1和SPEED方式选择开关。必须在FMC的CDU输入OAT（环境温度）后，AT方可衔接。2.N1方式开关衔接（“ON”亮）时，A
30、T控制油门保持N1限制推力。SPEED方式衔接时，AT控制油门保持飞机在IASMACH上选择的空速。3.IASMACH旋钮用来选择空速马赫预选值，选择数值显示在其上方的显示窗和马赫空速表上。二、推力方式通告（TMA）TMA是在发动机主要参数显示器（PE6）上部。它有TO（起飞），R一TO（减推力起飞）、CLB（爬升）、R-CLB（减推力爬升）、CRZ（巡航）、GA（复飞）及CON（连续飞一单发）等七种方式的显示。其上方有“AT LIM”指示器，当此指示出现时，表AT计算机自行计算推力限制，而不是使用FMC提供的推力限制（N1 LIMT）。通常AT使用FMC送来的N1 LIMIT，如FMC失效，
31、AT使用自己的N1 LIMIT值，并且“AT LIM”指示器亮。,TMA,三、AT计算机 它完成发动机推力计算，提供油门指令输出给伺服机构。,四、AT伺服机构 当速度大于84节时，AT计算机送出THR HOLD（推力保持）逻辑脱开伺服马达电源，此时除非人工超控，否则油门位置是保持不动的。,五、襟翼位置传感器 襟翼位置传感器用来提供襟翼位置数据，供AT计算最小的安全速度和最大的迎角，以防止失速的产生。六、迎角探测器（AOA）迎角探测器用来测量气流相对于机身（大翼的平均弦线）的夹角（称角），其信号供AT以控制最大迎角。七、PLA-油门杆角度传感器 它用来反馈油门位置，其信号供AT，告诉AT油门输入
32、指令的执行情况。八、飞行方式通告（FMA）九、TOGA与AT脱开开关十、ASA（自动飞行状态指示）,FMA,19.7.3 AT系统的工作方式,一、N1方式 N1方式可通过按压MCP上的N1按钮，也可被DFCS自动选择。每个飞行剖面的N1限制和目标N1都是由FMC提供，AT根据FMC提供的N1目标值确定油门的位置，提供驱动油门的指令以保证将油门驱动到计算位置。N1的实际值是通过每个发动机的N1传感器来得到。而实际的油门位置通过每发上的PLA传感器来得到，这两个传感器位置不同，功用也不同，不可混淆。如果FMC提供的N1限制无效的话，AT就用自己的油门位置限制，此时TMA上方的“AT LIMIT”灯
33、亮。二、SPEED方式 速度方式可通过MCP来选择也可由DFCS自动选择。当DFCS不在速度方式时，AT就一定在速度方式。因为速度是飞行的重要参数。目标速度有两个来源：一是MCP上的IASMACH选择（叫MCP速度）；另一个是由FMC提供（叫FMC速度）。在SPEED方式时，AT必须将空速限制在一个最大值和最小值范围内。此外还要限制飞机的最大迎角（ANGLE OF ATTACK）、目的是控制飞机不致进入失速范围。依据飞机的襟翼位置和迎角，可算出最小允许空速。,三、AT飞行方式正常程序 1.ARM（待命）方式（飞行前）AT衔接开关打在“ARM”位，FMA指示“ARM”，飞机停在地面时AT不衔接。
34、2.TO方式 按下TOGA开关即进入起飞方式，FMA指示变为N1，油门以一定的速率前进到目标位，当N1接近起飞功率时，油门会作最后的调整以克服校装误差，保证达到准确的N1值。3.THR HOLD油门保持 当飞机滑跑大84节时，AT伺服马达断电，油门位置不动，一直保持到达起飞成功，这期间FMA显示，“THR HOLD”。4.FMC SPD方式 当飞机在A/P工作在V NAV方式到达预选高度进入高度保持时，AT自动进入FMC的速度方式。5.收油门方式（RETARD）飞机在V NAV方式下开始下降时，AT开始收回油门杆（约2秒）直至慢车位置，然后AT又处“ARM”状态，。6.MCPSPD方式 当DF
35、CS GS截获后，V NAV方式脱开，AT自动进入MCP速度方式，原来空白的显示窗立即显示当时FMC计算空速。AT的FMA指示“MCP SPD”，而MCP上的“SPEED”按钮灯亮。,7.进近方式（APPROACH）在APP时，对速度的控制要求更加准确：且这段时间襟翼位置变换频繁，因此AT要做到放襟翼时减少对油门的干扰。这两个要求可通过控制AT的进近增益（AT APPROACH GAIN）来实现。8.着陆收油门（RETARD）飞机下降到RA27英尺时进入拉平（FLARE）阶段，此时油门不管原先在何位置必须在6秒之内收回到慢车（IDLE）位。如果RA高度失效，则AP进入FLARE后（FMA显示“
36、FLARE”）2.5秒也会收回油门。在着地时，如果还有剩余误差使油门未收到慢车位，则会快速收回油门到慢车位。2秒之后，AT脱开，此时无警告灯亮 9.复飞（GA）,19.8 偏航阻尼系统,19.8.1 偏航阻尼系统的功用 一、功用：该系统提供飞机绕偏航轴的稳定。在飞行中，偏航阻尼器通过控制方向舵，来抑制飞机绕偏航轴的摆动，即抑制飞机的“荷兰滚”运动，并对飞机的转弯起协调作用。二、飞机的“荷兰滚”运动作简要分析：,19.8.2 偏航阻尼系统的组成及基本原理 一、概述：当飞机荷兰滚模态的阻尼不足时，可采用偏航阻尼器引入偏航速率(y)信号作为反馈以增强荷兰滚模态的阻尼。以飞机角速度作为反馈信号，就可稳
37、定飞机的角速度，这相当于增大飞机角运动的阻尼比，使之不出现振荡。偏航阻尼器与飞机组成的反馈回路方块图如图19-72所示。飞机与阻尼器构成一个新的环节，相当于一架阻尼比得到改善的新飞机。,二、基本原理：偏航阻尼器就是感受飞机偏航角速度(Y)，经过偏航阻尼计算机的计算，把它变成方向舵的偏转角Y，并使Y正比于Y，从而构成反馈，以达到提高对荷兰滚阻尼的目的。当以Y近似表示飞机的偏航率时，偏航阻尼器的控制规律可表示为：y=KyY（19-58）式中，Ky为偏航阻尼器的传递系数。从上式可知，方向舵偏转的极性与Y相同，舵偏量的大小与Y成正比。此舵偏角产生的附加力矩与飞机运动方向相反，因此它抑制了飞机的偏航运动
38、。由于该力矩的性质与飞机航向阻尼力矩的性质是相同的，从而起到了增大飞机偏航阻尼力矩的作用。由于飞机在倾斜转弯时，惯性导航系统（或速率陀螺）感受到的是飞机偏航率在飞机立轴上的分量，即：Y=COS（19-59）式中，表示飞机的偏航率，表示飞机的倾斜角。于是偏航阻尼器的控制规律可表示为：y=KyCOS（19-60）上式表明，方向舵的偏转角与飞机的偏航率成正比。,由上式可知，当偏航阻尼器衔接后，只要飞机存在偏航率，方向舵就会偏转以阻止飞机的航向变化，这对飞机的正常转弯是不利的，为此，在系统中加入了洗出网络（滤波网络），洗出网络是一个高通滤波器，其传递函数的形式为S/(S+1),它允许1/的荷兰滚频率的
39、信号通过，不允许1/的稳态或机动转弯信号通过，这样，偏航阻尼器既能起到改善荷兰滚模态阻尼的作用，又不影响飞机的正常转弯及机动性。此时，偏航阻尼器的控制规律有如下形式：y=KyS/(S+1)COS（19-61）式中，为洗出网络的时间常数。,19.9 电传操纵（FBW）系统,19.9.1 概 述 在电传操纵系统已发展了二十余年的今日，机械操纵系统仍然在大多数飞机上应用。究其原因，既与工程实际因素有关，也与飞行员的心理因素有关。从工程实际来看，机械操纵系统的可靠性远比单套电信号操纵系统好。目前单套电气控制系统的最小故障率只能达到约(1、2)X10-3，与机械操纵系统相比要差上万倍。尽管单套电气操纵系
40、统满足不了可靠性要求，却可采用多余度电气操纵系统来提高。只要设计合理，其可靠性可以与原来机械操纵系统的相当，甚至超过机械操纵系统的可靠性。电传操纵系统，它依靠电信号传递指令，与控制增稳系统融合为一体，不带机械备份操纵系统，而且是一种全权限操纵系统。电传操纵系统具有下列特征：（1）要靠电信号传递飞行员操纵指令，因而在这种系统中不再含机械操纵系统。(2)把控制增稳系统作为这一系统不可分割的一个组成部分，由于这个系统要完全代替机械操纵系统，必然是全权限的，显然优于传统的控制增稳系统，因为它可以利用全权限来改善飞行品质。(3)由于全靠它来取代机械操纵系统，因此，它必须配置多余度，以保证不亚于机械操纵系
41、统的可靠性，而且应保证二次故障下正常工作。目前要求失效率不大于10-7次飞行小时。,1.为了保证电传操纵系统的可靠性至少不亚于机械操纵系统的可靠性，它必然是多余度系统。2.要想使全系统失效率满足10-7次飞行小时的要求，必须一方面降低元部件失效率，从而降低单套失效率，另一方面采取各种措施，来提高自监控器对故障的覆盖率。所有这些说明了为何当今还只是少数飞机上应用三余度系统。3.与可靠性密切有关的另一要求是，应具有抗雷击的能力。为了确保安全可靠，必须对电传操纵系统采取各种措施，减小雷电感应电压。如采用多点接地的屏蔽措施及雷电滤波，尽可能使四个通道的走线不完全平行，以防止出现四个通道同时破坏的局面。
42、进一步改进的方法，是用非相似余度，或光纤传输信号，从而使传输电线减短。19.9.2 电传操纵系统的特点、系统基本组成和工作概况一、电传操纵系统的特点 系统的突出优点是结构简单、体积小重量轻、便于安装维护、能提高飞机的操纵性能、改善飞行品质，便于和飞机上其它系统交联，能操纵更多的操纵面，为实现主动控制技术提供基本条件，提高了飞行操纵系统的可靠性和安全性。提高系统的可靠性和增强系统的抗干扰能力，是实现电传操纵的关键问题。,图 19-73 典型三余度电传操纵系统,二、电传操纵系统的基本组成和工作概况 1.实现电传操纵系统的关键在于安全可靠性。主动控制飞机上采用的电传操纵系统是全时间全权限电传操纵系统
43、,目前，通过采用余度技术可达到这种安全可靠性，所以余度技术极为重要。2.所谓余度技术，即引入多重(套)系统执行同一指令，完成同一项工作任务，系统应满足下列三个条件：1).对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力；2).一旦系统或组成系统的某部分出现故障，应有故障隔离能力，即应有二次故障能工作的能力；3).出现故障后，系统能重新组织余下的完好部分，具有故障安全或双故障安全的能力，并在少量降低性能指标的情况下继续承担任务。3.电传操纵系统的基本方案有模拟式和数字式两大类，后者实际上是混合系统，即系统中除数字计算机外，其余仍是模拟部件。由于数字式电传操纵系统易于实现多种逻辑功能，便于实现复杂
44、的控制律，也便于修改控制律，有较强的综合显示能力，易与其他系统交联，是其发展方向。,5.基本组成:电传操纵系统是一种没有机械操纵系统，将驾驶员的操纵装置发出的信号转变成电信号，按照一定的规律和原理构成的飞机操纵系统。其主要组成有：杆力传感器（位移传感器），计算机，伺服作动器，飞机运动参数测量装置。如图19-74示：6.余度系统一般由几个相同或相似的通道组成，每个通道都包含传感器、计算机、舵机、信号选择器以及监控器与切换装置等部件。除了信号选择器，监控器与切换装置外，其他部分组成类似于单通道电传操纵系统。7.系统主要电子组件是飞行控制计算机，其功能是对四条通道分别进行数据处理、增益调整，滤波、动态补偿和信号放大，计算机更为关键的作用是余度管理，包括信号选择、故障监控、故障警告与隔离。8.信号选择器(表决器)实现信号选择，判别四个输入信号中有无故障信号并从中选择一个正确无故障的信号输出。监控器实现故障监控，检测并识别有故障的部件或通道。系统能自动隔离被检测出的故障信号，使它不再输出到舵机。9.交叉增强，可显著提高系统的安全可靠性。交叉连接给系统提供了更多的工作通路，增强了系统的生存能力。四余度FBW具有双故障工作等级，故又称它为双故障工作的电传操纵系统。,谢谢,
