自动飞行控制系统教学PPT

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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。 1*UKUgU( )GsUU1KgU4.1 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

11、自动驾驶仪的控制规律n忽略舵回路的惯性，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”。 ( )GsK1*()()egggKUUK KK UL 11,ggULK KK()g 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

12、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 ，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。0001*UKue1LK Ke4.1 自动驾驶仪的工作原理4.1 自动驾驶仪的工作原理g1ggUK e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

13、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，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。.()egLL ()g1e.2eL.L()g4.1 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

14、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)，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

15、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。 .()egL ()egLd t .()egLL.()egLLL .()()eggLd tLL .LL()g .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

16、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态下俯仰角稳态误差。.()gL.L()gLdt 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

17、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

18、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

19、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

20、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

21、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

22、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

23、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（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

24、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

25、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

26、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

27、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

28、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

29、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

30、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

31、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。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。

32、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

33、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

34、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、

35、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

36、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，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

37、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

38、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

39、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

40、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，

41、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。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

42、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

43、。 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 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，

44、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。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

45、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，

46、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。 y43 偏航阻尼系统RRyyKyKn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

47、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

48、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

49、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。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

50、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

51、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

52、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，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

53、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

54、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

55、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

56、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（F

57、CC）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

58、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

59、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，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

60、，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)

61、、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

62、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

63、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

64、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

65、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

66、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，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组成：4.4飞行控制计算机（FCC）