自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)教學(xué)PPT.ppt

第四章 自動(dòng)飛行控制系統(tǒng) 早在陀螺儀表出現(xiàn)不久，1914年美國(guó)的SPERRY就研制了一種 陀螺穩(wěn)定裝置，這種裝置開始只是用來(lái)保證飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定， 到20世紀(jì)30年代發(fā)展成可以控制和保持飛機(jī)的高度、速度和航 跡的自動(dòng)駕駛儀。20世紀(jì)50代后又和導(dǎo)航系統(tǒng)、儀表著陸系統(tǒng) 相聯(lián)系，自動(dòng)駕駛裝置實(shí)現(xiàn)了長(zhǎng)距離自動(dòng)飛行和自動(dòng)著陸。到 了20世紀(jì)70年代中期，由于計(jì)算機(jī)的應(yīng)用使自動(dòng)駕駛儀和飛機(jī) 的指引系統(tǒng)組成一綜合系統(tǒng)，使飛機(jī)的各種傳感器數(shù)據(jù)、指引 與控制系統(tǒng)已在飛行管理系統(tǒng)中，從而實(shí)現(xiàn)了高程度的自動(dòng)化 。20世紀(jì)70年代末期，計(jì)算機(jī)和控制技術(shù)的迅速進(jìn)展，使自動(dòng) 駕駛儀功能迅速擴(kuò)展，在現(xiàn)代化的大中型民航客機(jī)上，自動(dòng)飛 行控制系通常包括自動(dòng)駕駛儀、飛行引系統(tǒng)、自動(dòng)油門系統(tǒng)、 偏航阻尼系統(tǒng)、安定面自動(dòng)配平等。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 1基本原理及組成 自動(dòng)駕駛儀屬于一個(gè)反饋控制系統(tǒng)，它代替駕駛員 控制飛機(jī)的飛行。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n自動(dòng)駕駛儀是利用“反饋”控制原理來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)運(yùn) 動(dòng)參數(shù)的控制。 n描述飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的參數(shù)通常有三個(gè)姿態(tài)角(俯仰角、傾斜 角、偏航角)、三個(gè)角速度(俯仰角速度、傾斜角速度 、偏航角速度)、兩個(gè)氣流角(迎角或稱攻角、側(cè)滑角) 、三個(gè)線位移和三個(gè)線速度，以及兩個(gè)航跡角(航跡俯 仰角、航跡偏轉(zhuǎn)角）。 n自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)可在無(wú)人參與的情況下自動(dòng)控制上 述部分或全部參數(shù)，必要時(shí)還可控制馬赫數(shù)及法向過(guò) 載等。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n自動(dòng)駕駛儀的基本組成部分包括： 測(cè)量元件或稱敏感元件用來(lái)測(cè)量飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參 數(shù)。如速率陀螺測(cè)量角速度，垂直陀螺測(cè)量飛機(jī)的俯 仰角、傾斜角或稱滾轉(zhuǎn)角、航向陀螺測(cè)量飛機(jī)的偏航 角等。 信號(hào)處理元件或稱計(jì)算元件把各種敏感元件的 輸出信號(hào)處理為符合控制規(guī)律要求的信號(hào)，包括有綜 合裝置、微分器j積分器、限幅器、濾波器等。 放大元件放大上述處理過(guò)的信號(hào)的元件，一般 指功率放大。 執(zhí)行機(jī)構(gòu)根據(jù)放大元件的輸出信號(hào)帶動(dòng)舵面偏 轉(zhuǎn)的機(jī)構(gòu)，亦稱為舵機(jī)。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 2自動(dòng)駕駛儀的主要功用 隨著自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)的不斷發(fā)展，其功能也越來(lái)越強(qiáng) 大。當(dāng)自動(dòng)駕駛儀銜接后，可以實(shí)現(xiàn)的主要功能有： n自動(dòng)保持飛機(jī)沿三個(gè)軸的穩(wěn)定(姿態(tài)角的穩(wěn)定)； n接受駕駛員的輸入指令，操縱飛機(jī)以達(dá)到希望的俯 仰角、航向角、空速或升降速度等； n接受駕駛員的設(shè)定，控制飛機(jī)按預(yù)定高度、預(yù)定航 向飛行； n與飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)耦合，實(shí)現(xiàn)按預(yù)定飛行軌跡 的飛行； n與儀表著陸系統(tǒng)(ILS)耦合，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)著陸 (CAT I，II，III等)。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 3自動(dòng)駕駛儀的分類 n自動(dòng)駕駛儀的常用分類方法是按其控制規(guī)律來(lái)劃分。 所謂控制規(guī)律通常是指自動(dòng)駕駛儀輸出的舵偏角與信 號(hào)的靜、動(dòng)態(tài)函數(shù)關(guān)系。按這種劃分方法，可分為比 例式自動(dòng)駕駛儀和積分式自動(dòng)駕駛儀等。 n現(xiàn)代飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀通過(guò)與飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)交 聯(lián)，與自動(dòng)油門系統(tǒng)協(xié)同工作，可以按照預(yù)先制定的 飛行計(jì)劃，實(shí)現(xiàn)從起飛后的爬升、巡航、下降、進(jìn)近 直到著陸各飛行階段上的自動(dòng)控制。它包括三軸姿態(tài) 、發(fā)動(dòng)機(jī)的推力以及改平并過(guò)渡到減速滑跑等控制。 現(xiàn)如今，用于民航客運(yùn)的大型飛機(jī)上普遍安裝有這類 自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)，具備III類儀表著陸能力。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n4舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路的概念 n自動(dòng)駕駛儀工作時(shí)，以飛機(jī)為控制對(duì)象，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)不同參 數(shù)的控制與穩(wěn)定。自動(dòng)駕駛儀實(shí)現(xiàn)不同的功能，完成不同 的飛行任務(wù)，要求組成不同的反饋控制回路。自動(dòng)駕駛儀 系統(tǒng)的工作回路通常由以下四個(gè)回路組成： （1）同步回路 n作用：在自動(dòng)駕駛儀銜接時(shí)，保證系統(tǒng)輸出為零，即自動(dòng) 駕駛儀的工作狀態(tài)與當(dāng)時(shí)飛行狀態(tài)同步。 n基本組成：現(xiàn)代飛機(jī)上自動(dòng)駕駛儀的同步回路通常由兩部 分組成：一是FCC內(nèi)部的同步，二是作動(dòng)筒的同步。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n(2)舵回路 n自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)根據(jù)輸入信號(hào)，通過(guò)執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制 舵面。為改善舵機(jī)的性能，通常執(zhí)行機(jī)構(gòu)引入內(nèi)反饋( 將舵機(jī)的輸出信號(hào)引到輸入端)，形成隨動(dòng)系統(tǒng)或稱伺 服回路，簡(jiǎn)稱為陀回路。舵回路由舵機(jī)、放大器及反 饋元件所組成。反饋元件包括測(cè)速機(jī)、位置傳感器， 構(gòu)成舵回路的測(cè)速反饋和位置反饋。舵回路可用伺服 系統(tǒng)理論來(lái)分析，其負(fù)載是舵面的慣量和作用在舵面 上的氣動(dòng)力矩(鉸鏈力矩)。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n(3)穩(wěn)定回路 n自動(dòng)駕駛儀與飛機(jī)組成一個(gè)回路，該回路的主要功能 是穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)，即穩(wěn)定飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)，稱為穩(wěn)定 回路。由于該回路中包含了飛機(jī)，而飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性 又隨飛行條件而變化，使穩(wěn)定回路的分析變得較為復(fù) 雜。 n(4)控制回路 n穩(wěn)定回路加上測(cè)量飛機(jī)重心位置或速度信號(hào)的元件以 及表征飛機(jī)空間位置幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)，組成更 大的回路，稱為控制回路或制導(dǎo)回路。其作用是實(shí)現(xiàn) 對(duì)飛機(jī)重心的運(yùn)動(dòng)即飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡的控制。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1.2 角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律及 調(diào)節(jié)原理 n角位移自動(dòng)駕駛儀可以根據(jù)控制規(guī)律實(shí) 現(xiàn)飛機(jī)三個(gè)姿態(tài)角的穩(wěn)定。所謂控制規(guī) 律就是指空制器的輸人量與輸出量之間 的關(guān)系。自動(dòng)駕駛儀是一種能夠自動(dòng)保 持或改變飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的自動(dòng)控制器， 其輸入量與輸出量之間的關(guān)系叫做自動(dòng) 駕駛儀的控制規(guī)律。 4.1.2 角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律及 調(diào)節(jié)原理 n目前角位移自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律可以分為比例式和 積分式兩大類。 n比例式控制規(guī)律指舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)( 被控量的偏差)之間成比例關(guān)系；積分式控制規(guī)律是指 舵面偏轉(zhuǎn)角與自動(dòng)駕駛儀輸入信號(hào)(被控量的偏差)之 間成積分關(guān)系，或舵面偏轉(zhuǎn)角速度與自動(dòng)駕駛儀輸入 信號(hào)(被控量的偏差)之間成比例關(guān)系。 n采用比例式控制規(guī)律構(gòu)成的自動(dòng)駕駛儀稱做比例式自 動(dòng)駕駛儀；采用積分式控制規(guī)律構(gòu)成的自動(dòng)駕駛儀稱 做積分式自動(dòng)駕駛儀。. n比例式自動(dòng)駕駛儀又叫有差式自動(dòng)駕駛儀；積分式自 動(dòng)駕駛儀又叫無(wú)差式自動(dòng)駕駛儀。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)有兩種工作狀態(tài)，一種是穩(wěn)定狀 態(tài)，另一種是操縱狀態(tài)。所謂穩(wěn)定狀態(tài)，是指穩(wěn)定給 定的基準(zhǔn)狀態(tài)，也就是穩(wěn)定飛機(jī)沿三個(gè)軸的角運(yùn)動(dòng)， 其目的是使飛機(jī)的飛行盡量不受外界干擾的影響，自 動(dòng)駕駛儀這時(shí)的作用是消除飛機(jī)相對(duì)給定基準(zhǔn)的偏離 。所謂操縱狀態(tài)是指外加一個(gè)控制信號(hào)去改變飛機(jī)原 基準(zhǔn)狀態(tài)的運(yùn)動(dòng)。控制信號(hào)相當(dāng)于在原基準(zhǔn)信號(hào)的基 礎(chǔ)上再附加一個(gè)給定的增量信號(hào)，該信號(hào)可以來(lái)自駕 駛員在控制面板上的控制，也可以來(lái)自其他系統(tǒng)如飛 行管理計(jì)算機(jī)等。利用操縱狀態(tài)就可以自動(dòng)地控制飛 機(jī)按所期望的姿態(tài)飛行了。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n本節(jié)將以角位移自動(dòng)駕駛儀的俯仰通道為例說(shuō)明姿態(tài)角俯仰控制系 統(tǒng)的原理。如圖所示為俯仰角( )自動(dòng)控制系統(tǒng)的方框圖。其中 n為垂直陀螺儀感受到的俯仰角信號(hào)輸出電壓 n為控制電壓， 和 經(jīng)綜合解算后送到舵回路(其傳遞函數(shù)為 )。 n 其中各參數(shù)的含義如下： n 為飛機(jī)俯仰角變化量； n 為垂直陀螺感受到飛機(jī)俯仰角變化后的輸出電壓； n 為垂直陀螺感受到的單位姿態(tài)角變化對(duì)應(yīng)的輸出電壓值； n 為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)操縱狀態(tài)的給定電壓值。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 1比例式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律 n忽略舵回路的慣性，則其傳遞函數(shù)近似為比例環(huán)節(jié) ，那么 ，不難得出升降舵的舵偏角的增量： n其中 由此可見，升降舵的舵偏角增量與俯仰角偏差 成比例關(guān)系。 具有這種控制律的姿態(tài)角自動(dòng)控制器稱為比例式自動(dòng)駕駛儀。又因 為這種比例關(guān)系完全靠舵回路的位置反饋來(lái)實(shí)現(xiàn)的，而位置反饋又 稱硬反饋，所以比例式自動(dòng)駕駛儀也稱“硬反饋式自動(dòng)駕駛儀”。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n穩(wěn)定狀態(tài)下工作原理分析如下： 設(shè)飛機(jī)以一定速度等速水平直線飛行，飛機(jī)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 一干擾后(如抬頭)，出現(xiàn)俯仰角偏差 ， 為 初始俯仰角。感受飛機(jī)姿態(tài)的垂直陀螺儀或慣性基準(zhǔn) 系統(tǒng)檢測(cè)出俯仰角增量 ，并輸出與其成比例 的電 壓信號(hào) ，經(jīng)綜合裝置加到舵回路的輸入信號(hào) 為 。舵回路輸出將驅(qū)動(dòng)升降舵向下偏轉(zhuǎn)即 0， 由升降舵向下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)力矩使飛機(jī)低頭， 角逐漸 減小。適當(dāng)選擇 可以保證 趨于零時(shí)， 也趨于0，保證飛機(jī)繼續(xù)進(jìn)行水平飛行，其修正過(guò)程如 下圖所示。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 操縱狀態(tài)下作用原理為： 在水平飛行過(guò)程中，若想改變飛機(jī)的姿態(tài)使其保持一個(gè)新的俯仰 角飛行時(shí)，駕駛員通過(guò)操縱輸人裝置，外加控制信號(hào) 0，則有 輸入信號(hào) 經(jīng)綜合放大送到舵回路，舵回路在此輸入信 號(hào)的作用下控制升降舵向上偏轉(zhuǎn)，即 0，根據(jù)控制規(guī)律 應(yīng)為正，舵面下偏，產(chǎn)生低頭力矩 ，使 回到零；在回零的過(guò)程中，飛機(jī)具有下俯角速度， n 為負(fù)，根據(jù)控制規(guī)律，它引起 應(yīng)為負(fù)值，舵面上偏，產(chǎn)生 抬頭力矩，該力矩與角速度方向相反，增加了飛機(jī)的阻尼?？梢娫?該控制規(guī)律中的第一項(xiàng)內(nèi)容 作用是用于產(chǎn)生控制力矩,糾正 俯仰角的偏離，第二項(xiàng)內(nèi)容 作用是用以增加飛機(jī)的阻尼,減弱 振蕩。 n比例式自動(dòng)駕駛儀雖然引人了速度反饋，增大了阻尼，但當(dāng)受到常 值干擾時(shí)，仍存在誤差，我們稱其為穩(wěn)態(tài)誤差。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n 3積分式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律(注意它的反饋形式) 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n舵回路采用舵面位置反饋(又稱硬反饋)時(shí)，在常值干 擾力矩作用下會(huì)出現(xiàn)穩(wěn)態(tài)誤差，這是比例式自動(dòng)駕駛 儀系統(tǒng)結(jié)構(gòu)所固有而無(wú)法完全消除的。 n如果在舵回路中去掉硬反饋(位置反饋)，保留速度反 饋，使舵偏角的角速度與俯仰角的偏差成正比，即可 消除穩(wěn)態(tài)差。如上圖所示。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)，其控制規(guī)律為： n其中 為單位俯仰角產(chǎn)生的舵偏轉(zhuǎn)角速度。 n 對(duì)兩邊求積分，并令初始條件=0，則 n 即升降舵的舵偏角與俯仰角偏差的積分成比例。系統(tǒng)進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，靠 n 的積分信號(hào)產(chǎn)生舵偏角，可使俯仰角的穩(wěn)態(tài)誤差為零。 n 這種自動(dòng)駕駛儀稱為積分式自動(dòng)駕駛儀，由于是舵回路速度反饋造成這種 積分關(guān)系，故亦稱速度反饋式自動(dòng)駕駛儀，或稱軟反饋式自動(dòng)駕駛儀。 n 為保持系統(tǒng)的穩(wěn)定，必須引入俯仰角速度信號(hào) 起微分作用，則控制 規(guī)律變?yōu)椋?n n 為使穩(wěn)定飛機(jī)的動(dòng)態(tài)性能更好，還希望舵偏角在相位上超前俯仰角偏離， 因此在控制律中引入俯仰角加速度信號(hào) ，因而： n n 對(duì)上式兩邊求積分，系統(tǒng)控制規(guī)律為： n n 由自動(dòng)控制原理可知，這是一個(gè)典型的PID控制。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n將上式與比例式自動(dòng)駕駛儀控制規(guī)律比較可知，積分式 自動(dòng)駕駛儀中的角速率信號(hào)項(xiàng) 是俯仰角穩(wěn)定 信號(hào)，它形成正比于俯仰偏離的升降舵偏角，用以糾正 俯仰角偏差；角加速度信號(hào)項(xiàng) 則是阻尼信號(hào)，它引 起的升降舵的偏轉(zhuǎn)量與俯仰角速度成比例，用以補(bǔ)償飛 機(jī)自然阻尼的不足，減小飛機(jī)的振蕩與超調(diào)；而俯仰角 偏差信號(hào)的積分項(xiàng) 引起的升降舵偏轉(zhuǎn)量與 俯仰角偏離的積分成比例，其作用是自動(dòng)消除穩(wěn)定狀態(tài) 下由常值干擾引起的俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差和操縱狀態(tài)下俯仰 角穩(wěn)態(tài)誤差。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n積分式自動(dòng)駕駛儀是如何消除穩(wěn)態(tài)誤差的呢? n在穩(wěn)定狀態(tài)下，當(dāng)飛機(jī)受到俯仰常值干擾時(shí)，自動(dòng)駕駛儀 控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)必須形成一定的舵偏角用來(lái)產(chǎn)生穩(wěn)定力矩 以平衡干擾力矩，飛機(jī)的俯仰角才能得以穩(wěn)定。這個(gè)舵偏 角的產(chǎn)生在比例式自動(dòng)駕駛儀中是由俯仰角偏差來(lái)?yè)Q取的 ，因而產(chǎn)生俯仰角穩(wěn)態(tài)誤差。在積分式自動(dòng)駕駛儀中，它 是由俯仰偏差的積分信號(hào)作用的結(jié)果。當(dāng)飛機(jī)存在俯仰角 偏差時(shí)，舵面以一定的角速度運(yùn)動(dòng)，使舵偏角不斷增大， 一直到舵偏角產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩達(dá)到能平衡干擾力矩時(shí)為止 。這時(shí)，俯仰角偏差為零，舵機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，舵偏角保持不 變。所以積分式自動(dòng)駕駛儀不存在穩(wěn)態(tài)誤差。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 4.1.3 自動(dòng)駕駛儀的常見工作方式 n通常，飛機(jī)的自動(dòng)駕駛儀有俯仰、航向和傾斜三個(gè)控 制通道，每個(gè)通道由相應(yīng)的控制舵面控制，但在傾斜 和航向間常常有交聯(lián)信號(hào)。所以在設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀時(shí) 常將縱向和橫、側(cè)向分開進(jìn)行?？v向自動(dòng)駕駛儀功能 可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的俯仰角、高度、速度等；橫側(cè) 向駕駛儀可以穩(wěn)定與控制飛機(jī)的航向角、傾斜角、偏 航距離等?？刂骑w機(jī)的這些不同變量，就對(duì)應(yīng)了駕駛 儀不同的工作方式。根據(jù)所控制的狀態(tài)量，可以完成 姿態(tài)(俯仰角和傾斜角)保持、高度保持、航向保持、 自動(dòng)改平、復(fù)飛等功能。目前在大多數(shù)飛機(jī)上，偏航 軸上主要利用方向舵進(jìn)行偏航阻尼控制，因而自動(dòng)駕 駛儀就只有傾斜通道和俯仰通道了。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n當(dāng)自動(dòng)駕駛儀銜接時(shí)，通常以兩種常見形式銜接，即指令 CMD(COMMAND)方式和駕駛盤操作CWS(CONTROL WHEEI STEERING)方 式。 n當(dāng)自動(dòng)駕駛儀以駕駛盤操縱方式（CWS）銜接時(shí)，自動(dòng)駕駛儀的作 用原理是：駕駛盤上駕駛員的操作量作為輸入指令，被轉(zhuǎn)換成電 信號(hào)后，送到自動(dòng)駕駛儀的核心計(jì)算機(jī)飛行控制計(jì)算機(jī)FCC， FCC再通過(guò)舵回路(即輸出信號(hào)去控制自動(dòng)駕駛儀的執(zhí)行機(jī)構(gòu)一液 壓作動(dòng)器或稱舵機(jī))帶動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)，這時(shí)自動(dòng)駕駛儀僅響應(yīng)駕駛員 的操縱或保持飛機(jī)的現(xiàn)有姿態(tài)，相當(dāng)于電傳操縱飛機(jī)上的人工操 作。 n 當(dāng)自動(dòng)駕駛儀通過(guò)MCP和FMC以指令CMD方式銜接時(shí)，縱向(俯 仰)通道和橫側(cè)向(傾斜)通道分別以不同的方式來(lái)工作，以實(shí)現(xiàn)對(duì) 飛機(jī)飛行軌跡的控制。 4.1 自動(dòng)駕駛儀的工作原理 n由于不同飛機(jī)上安裝的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)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(或稱垂直 速度)(VS)方式、高度層改變(LEVEL CHANGE)方式、 高度截獲或高度獲得方式(ALTITUDE ACQUIRE)、垂直 導(dǎo)航方式(VNAV)、下滑道方式(GS)等。 n 不同飛機(jī)上可能的傾斜通道的工作方式有：航向 選擇方式(HEADING SELECT)、航向保持方式(HEADING HOLD)、水平導(dǎo)航方式(LNAV)、甚高頻全向信標(biāo)方式 (VOR)、航向道方式(LOC)等。 n 一般情況下，自動(dòng)駕駛儀橫向和縱向的不同工作 方式，就對(duì)應(yīng)了不同的控制規(guī)律。當(dāng)進(jìn)行方式切換時(shí) ，就伴隨著控制規(guī)律的改變。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 飛機(jī)在飛行過(guò)程中，其縱向力矩應(yīng)保持平衡狀態(tài)。但是，由于飛 行馬赫數(shù)變化(引起氣動(dòng)力變化，馬赫數(shù)增大時(shí)造成升力中心后 移)，飛行中燃油的消耗、旅客或貨物位置的改變等因素使飛機(jī) 重心改變，襟翼、擾流板和起落架收放使飛機(jī)氣動(dòng)外形改變等， 都將破壞飛機(jī)縱向力矩的平衡，造成飛機(jī)的抬頭或低頭運(yùn)動(dòng)。為 保持飛機(jī)原來(lái)的飛行狀態(tài)，可人工操縱主操縱面，利用升降舵偏 轉(zhuǎn)產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩來(lái)確立新的平衡關(guān)系；如果采用俯仰配平系統(tǒng) 控制水平安定面的偏轉(zhuǎn)來(lái)平衡縱向力矩變化，既可使飛機(jī)保持縱 向穩(wěn)定，又可減輕駕駛員的負(fù)擔(dān)。現(xiàn)代民航飛機(jī)俯仰配平主要使 用水平安定面進(jìn)行配平。水平安定面前緣向上運(yùn)動(dòng)會(huì)產(chǎn)生機(jī)頭向 下力矩，水平安定面前緣向下運(yùn)動(dòng)會(huì)產(chǎn)生機(jī)頭向上力矩。通過(guò)水 平安定面位置的調(diào)整可保持繞俯仰軸的力矩平衡. 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n通常，俯仰配平包括人工電氣配平、備用配平、速度 配平、馬赫配平和自動(dòng)配平等方式。 n人工電氣配平由駕駛員操縱配平電門輸入配平指令給 配平計(jì)算機(jī)。備用配平是當(dāng)人工電氣配平失效時(shí)應(yīng)急 使用。自動(dòng)配平系統(tǒng)是在自動(dòng)駕駛銜接后工作。速度 配平系統(tǒng)在飛機(jī)起飛和復(fù)飛過(guò)程中減小因速度變化引 起的不穩(wěn)定。馬赫配平系統(tǒng)是為了防止飛機(jī)馬赫數(shù)增 加時(shí)產(chǎn)生的俯沖。 4.2安定面配平、馬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）給升降舵“卸荷” （2）解決自動(dòng)駕駛儀的銜接與斷開過(guò)程中引起飛機(jī)的劇 烈運(yùn)動(dòng)。 2.安定面配平的組成 安定面配平系統(tǒng)主要由配平指令輸入部件、配平計(jì)算 機(jī)、配平指令執(zhí)行機(jī)構(gòu)和反饋部件組成。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 波音747-400F飛機(jī)的安定面配平系統(tǒng)如下圖所示。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n 人工備用配平電門、人工電氣配平電門、FCC和ADC給 安定面配平/方向舵比率組件（SRM）提供輸入指令。 SRM作為配平計(jì)算機(jī)對(duì)配平信號(hào)進(jìn)行處理并把配平指令 輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)。安定面配平控制組件（STCM）執(zhí)行 SRM配平指令。旋轉(zhuǎn)可變差動(dòng)傳感器(RVDT)和襟翼控制 組件(FCU)則是位置反饋部件。 n人工電氣配平電門位于正副駕駛員駕駛盤上，配平電 門分為準(zhǔn)備電門和操縱電門，駕駛員必須同時(shí)扳動(dòng)這 兩個(gè)電門才能進(jìn)行配平。駕駛員扳動(dòng)配平電門時(shí)，準(zhǔn) 備和操縱信號(hào)發(fā)送到安定面配平方向舵比率組件， 通過(guò)安定面配平控制組件控制安定面前緣向上或向下 移動(dòng)，產(chǎn)生機(jī)頭向下或向上的力矩。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n人工備用配平電門位于正副駕駛員之間的中央操縱臺(tái) 上，也有準(zhǔn)備電門和操縱電門，駕駛員同時(shí)扳動(dòng)這兩 個(gè)電門時(shí)，準(zhǔn)備和操縱信號(hào)經(jīng)過(guò)極限和駕駛桿切斷電 門，直接到達(dá)安定面配平控制組件作動(dòng)安定面。人工 備用配平方式一般是在人工電氣配平方式失效或安定 面配平方向舵比率組件失效時(shí)使用。 n當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)FCC提供自動(dòng)配平 指令給安定面配平方向舵比率組件，再通過(guò)安定面 配平控制組件控制作動(dòng)安定面，執(zhí)行自動(dòng)配平功能。 波音747400F安裝了3部飛行控制計(jì)算機(jī)FCC。 n兩部大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)DADC提供計(jì)算空速和馬赫數(shù)信號(hào) ，用于安定面配平系統(tǒng)的速度配平和馬赫配平功能。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n兩部安定面配平方向舵比率組件SRM具有安定面配平計(jì)算功能、 副翼鎖定和方向舵比率變換功能，它的配平功能可根據(jù)各種輸入 條件計(jì)算出適當(dāng)?shù)呐淦街噶?。此外，安定面配平方向舵比率組 件SRM還可監(jiān)控系統(tǒng)的工作狀態(tài)，當(dāng)有故障情況出現(xiàn)時(shí)可把信息發(fā) 送到EICASEFIS接口組件，在EICAS上顯示相應(yīng)的故障信息。 n不同的配平方式安定面有不同的配平權(quán)限，極限電門可使安定面 的位置在不同配平方式達(dá)到其極限位時(shí)停止繼續(xù)運(yùn)動(dòng)。駕駛桿切 斷電門則可斷開與駕駛桿操縱方向不一致的配平指令。 n安定面配平控制組件STCM接收安定面配平方向舵比率組件SRM的 指令信號(hào)，控制液壓馬達(dá)帶動(dòng)一個(gè)螺桿轉(zhuǎn)動(dòng)，螺桿與水平安定面 連接的球形螺帽沿螺桿上下移動(dòng)從而作動(dòng)水平安定面。 n安定面配平切斷電門可切斷安定面配平控制組件的液壓，解除安 定面配平功能。 n旋轉(zhuǎn)可變差動(dòng)傳感器RVDT測(cè)量安定面的位置，安定面的位置信號(hào) 通過(guò)襟翼控制組件FCU反饋給安定面配平方向舵比率組件SRM。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 3.自動(dòng)配平 自動(dòng)配平是在自動(dòng)駕駛銜接的情況下由飛行控制計(jì)算 機(jī)FCC根據(jù)升降舵的偏轉(zhuǎn)情況產(chǎn)生相應(yīng)的安定面配平指 令以減小升降舵的空氣動(dòng)力載荷。 n波音747400F飛機(jī)安裝有左、中、右三部飛行控制計(jì) 算機(jī)FCC，左、右兩套安定面配平方向舵比率組件 SRM和安定面配平控制組件STCM，提高了自動(dòng)駕駛系統(tǒng) 和自動(dòng)安定面配平系統(tǒng)的工作可靠性。左、右飛行控 制計(jì)算機(jī)FCC分別向左、右安定面配平方向舵比率 組件SRM提供數(shù)字和模擬信號(hào)輸出，中飛行控制計(jì)算 機(jī)FCC可向左、右安定面配平方向舵比率組件SRM提 供數(shù)字和模擬信號(hào)輸出。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n單通道自動(dòng)駕駛銜接情況：左(或右)系統(tǒng)銜接時(shí)，左(或右 )飛行控制計(jì)算機(jī)FCC控制左(或右)安定面配平方向舵比 率組件SRM和左(或右)安定面配平控制組件STCM。中系統(tǒng)銜 接時(shí)，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC先選擇控制左(或右)安定面配 平方向舵比率組件SRM和左(或右)安定面配平控制組件 STCM，當(dāng)左(或右)安定面配平方向舵比率組件SRM失效時(shí) ，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC自動(dòng)轉(zhuǎn)換為控制右(或左)安定面配 平方向舵比率組件SRM和右(或左)安定面配平控制組件 STCM。 n多通道自動(dòng)駕駛銜接情況：飛機(jī)在近進(jìn)著陸階段可銜接兩 套或3套自動(dòng)駕駛，此時(shí)由兩部飛行控制計(jì)算機(jī)FCC分別控 制左、右安定面配平方向舵比率組件SRM和左、右安定面 配平控制組件STCM。由于兩套安定面配平系統(tǒng)同時(shí)工作， 此時(shí)提供全速率配平指令。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n自動(dòng)配平工作指令如下圖所示，在自動(dòng)駕駛銜接的情 況下飛行控制計(jì)算機(jī)FCC發(fā)出升降舵伺服指令控制升降 舵的偏轉(zhuǎn)從而控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)。當(dāng)升降舵伺服指 令超過(guò)設(shè)定值時(shí)，飛行控制計(jì)算機(jī)FCC會(huì)產(chǎn)生同方向的 安定面自動(dòng)配平指令，自動(dòng)配平指令發(fā)送到安定面配 平方向舵比率組件SRM，安定面配平方向舵比率組 件SRM延遲響應(yīng)35 s后把配平指令發(fā)送到安定面配平 控制組件STCM，安定面前緣向相應(yīng)方向偏轉(zhuǎn)則使升降 舵上的載荷減小，使升降舵伺服指令回到設(shè)定值之內(nèi) 。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n飛行控制計(jì)算機(jī)FCC通過(guò)ARINC一429數(shù)據(jù)總線發(fā)送到安定面配平 方向舵比率組件SRM的信號(hào)有：機(jī)頭向下配平準(zhǔn)備(TDA)、機(jī)頭向 下配平控制(TDC)、機(jī)頭向上配平準(zhǔn)備(TUA)、機(jī)頭向上配平控制 (TUC)、全速率自動(dòng)配平(FRAT)、左右SRM銜接指令。其中全速 率自動(dòng)配平(FRAT)指令是當(dāng)多通道自動(dòng)駕駛銜接時(shí)發(fā)出。左右 SRM銜接指令是在中自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，中飛行控制計(jì)算機(jī)FCC用來(lái) 選擇控制左或右SRM。當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)飛行控制計(jì)算機(jī)FCC還輸 出一個(gè)自動(dòng)配平準(zhǔn)備的模擬離散信號(hào)。 n安定面配平方向舵比率組件SRM內(nèi)有兩個(gè)微處理器，一個(gè)是準(zhǔn)備 信號(hào)處理器，接收FCC輸入的準(zhǔn)備信號(hào)，經(jīng)過(guò)邏輯控制發(fā)送到安定 面配平控制組件STCM，打開準(zhǔn)備電磁活門使液壓接通。另一個(gè)是 控制信號(hào)處理器，接收FCC輸入的配平指令，經(jīng)過(guò)邏輯控制發(fā)送到 安定面配平控制組件STCM，通過(guò)控制電磁活門控制安定面的作動(dòng) 。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 安定面配平方向舵比率組件SRM對(duì)安定面配平系統(tǒng)提供以下功能： n(1)安定面配平方式選擇功能 當(dāng)自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，安定面配平方向舵比率組件SRM進(jìn)入自動(dòng) 配平方式并從飛行控制計(jì)算機(jī)FCC接收配平指令。人工電氣配平優(yōu) 先于單通道自動(dòng)配平，當(dāng)有人工電氣配平指令時(shí)，自動(dòng)駕駛脫開 ，安定面配平方向舵比率組件SRM進(jìn)入人工電氣配平方式。當(dāng)自 動(dòng)著陸多通道自動(dòng)駕駛銜接時(shí)，除了人工備用配平以外自動(dòng)配平 方式優(yōu)先于其他配平方式。 當(dāng)自動(dòng)駕駛沒(méi)有銜接時(shí)，空速低于220 kn，安定面配平方向 舵比率組件SRM進(jìn)入速度配平方式?？账亳R赫數(shù)大于0.86則安定面 配平方向舵比率組件SRM進(jìn)人馬赫配平方式。人工電氣配平方式 優(yōu)先于速度配平方式和馬赫配平方式。 n(2)安定面配平極限轉(zhuǎn)換邏輯功能 單套自動(dòng)配平、速度配平和人工電氣配平方式機(jī)頭向上配平極限 是116個(gè)單位，全速率自動(dòng)配平機(jī)頭向上配平極限是135個(gè)單 位。機(jī)頭向下配平極限在起落架放下時(shí)是0.8個(gè)單位，起落架收上 時(shí)是18個(gè)單位。 4.2安定面配平、馬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組件SRM在飛機(jī)高速飛行時(shí)提供低安定面配平 速率，在低空速時(shí)提供高安定面配平速率，如圖所示。 SRM在空速大于 230 kn時(shí)提供低安定面配平速率0.1度s，在空速小于220 kn時(shí)提供高 安定面配平速率0.25度s。全速率配平時(shí)兩套安定面配平系統(tǒng)提供雙 倍的配平速率分別為0.2度s和0.5度s。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 (4)安定面配平監(jiān)控功能 安定面配平方向舵比率組件SRM可監(jiān)控飛行控制計(jì) 算機(jī)FCC、安定面配平方向舵比率組件SRM和安定面 配平控制組件STCM的工作狀態(tài)。安定面配平方向舵 比率組件SRM探測(cè)安定面位置在無(wú)配平指令的情況下移 動(dòng)超過(guò)1度時(shí)自動(dòng)切斷安定面配平控制組件STCM的配平 馬達(dá)工作活門，使安定面停止移動(dòng)，同時(shí)發(fā)送到EICAS 一個(gè)信息“STAB TRIM UNSCHD”，此為安定面非計(jì)劃 配平信息。SRM連續(xù)監(jiān)控FCC的信號(hào)，如果有故障則使 “ENABLE”使能信號(hào)設(shè)置為0斷開自動(dòng)配平，并產(chǎn)生一 個(gè)CMC故障信息。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n 4速度配平 速度配平是根據(jù)計(jì)算空速的變化對(duì)安定面進(jìn)行配平 。飛機(jī)在起飛、復(fù)飛階段，速度配平系統(tǒng)提供在低速 大推力條件下的速度穩(wěn)定。即當(dāng)空速增加時(shí)使飛機(jī)抬 頭配平，當(dāng)空速減小剛使飛機(jī)低頭配平。 如下圖所示，速度配平系統(tǒng)由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)DADC 提供計(jì)算空速信號(hào)，安定面配平方向舵比率組件SRM 根據(jù)計(jì)算空速確定安定面的配平位置并產(chǎn)生相應(yīng)的配 平指令發(fā)送到安定面配平控制組件STCM。旋轉(zhuǎn)可變差 動(dòng)傳感器RVDT測(cè)量安定面的位置，安定面的位置信號(hào) 通過(guò)襟翼控制組件FCU反饋給安定面配平方向舵比率 組件SRM。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n兩部安定面配平方向舵比率組件SRM在飛機(jī)通電時(shí)隨 機(jī)選擇一部提供速度配平功能。速度配平是在飛機(jī)起 飛20 s后，并且人工配平和自動(dòng)配平都沒(méi)有銜接的情 況下開始銜接。一旦人工配平或自動(dòng)配平銜接則速度 配平就脫開。 n下圖所示為速度配平控制規(guī)則表。從表中可以看到速 度配平系統(tǒng)從計(jì)算空速120220 kn提供02.5個(gè)單位 安定面配平位置。隨著計(jì)算空速的增加提供更大的抬 頭力矩。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n5馬赫配平系統(tǒng) 對(duì)于亞音速飛機(jī)，在飛行速度沒(méi)達(dá)到臨界馬赫數(shù)以前，飛機(jī)具有速度 穩(wěn)定性。在這種情況下，油門桿與駕駛桿的配合操縱動(dòng)作，稱為正常 操縱。 n 正常操縱時(shí)，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特征如下： 當(dāng)單純改變油門桿位置時(shí)，只能在過(guò)渡過(guò)程中引起速度變化和迎 角變化，穩(wěn)態(tài)速度和迎角都不變，俯仰角改變后使飛機(jī)爬高或下降。 所以，單純改變油門桿位置，并不能改變飛行速度，而只能改變俯仰 姿態(tài)和航跡傾角。要想改變飛機(jī)的飛行速度，可在改變油門桿位置的 同時(shí)，操縱駕駛桿控制住俯仰姿態(tài)的變化，即在推油門的同時(shí)推駕駛 桿，飛機(jī)增速；或在收油門的同時(shí)拉駕駛桿，飛機(jī)減速。 當(dāng)單純通過(guò)駕駛桿改變升降舵的位置時(shí)，不僅能改變飛機(jī)的俯仰角 ，而且飛行速度也會(huì)發(fā)生顯著的改變。這是因?yàn)樯刀嫫D(zhuǎn)后，飛機(jī) 的俯仰姿態(tài)隨之改變，當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角減小時(shí)，飛機(jī)阻力減小 ，速度自然增大；或當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角增大時(shí)，飛機(jī)阻力增大， 因而速度減小。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n在飛行速度達(dá)到臨界馬赫數(shù)后，由于飛機(jī)升力中心(焦點(diǎn))急劇后 移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定特性(所謂MACH TUCK)。此時(shí)油門桿與駕駛的 配合操縱動(dòng)作必須與上述相反，稱之為反操縱。否則，如仍按正 常方式操縱會(huì)發(fā)生飛行事故。這是因?yàn)樵谒俣炔环€(wěn)定情況下，油 門加大，速度的增加不會(huì)使飛機(jī)抬頭，而由于焦點(diǎn)后移后，升力 的作用會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，造成飛機(jī)下俯，若此時(shí)再推駕駛 桿，飛機(jī)會(huì)下俯更快，速度也會(huì)增加更快，如此種情況不糾正， 必然會(huì)造成難以挽回的后果。所以在速度不穩(wěn)定時(shí)，操縱方式必 須與正常方式不同，即在前推油門桿的同時(shí)，要后拉駕駛桿。如 果當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定的速度飛行時(shí)，還要求駕駛員進(jìn)行技巧性很 高的人工反操縱，這對(duì)駕駛員的要求是不現(xiàn)實(shí)的，所以需要采用 自動(dòng)控制方式來(lái)解決。 n由以上分析可知，當(dāng)馬赫數(shù)接近臨界值時(shí)，飛機(jī)因焦點(diǎn)后移而引 起下俯力矩，如果能用升降舵(或安定面)偏轉(zhuǎn)來(lái)補(bǔ)償?shù)脑?，飛機(jī) 就不再出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的現(xiàn)象了，飛機(jī)的操縱也符合正常規(guī)律了 ，現(xiàn)代飛機(jī)上用馬赫配平系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)這一功能。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n當(dāng)用安定面偏轉(zhuǎn)來(lái)平衡因馬赫數(shù)的變化而引起的縱向 力矩增量時(shí)，其基本規(guī)律如圖A所示。 由圖可知，只有當(dāng)馬赫數(shù)進(jìn)入M1和M2的范圍時(shí)，才需 要馬赫配平系統(tǒng)來(lái)補(bǔ)償。而經(jīng)過(guò)補(bǔ)償后的特性曲線如 圖A中虛線所示。 對(duì)于速度特性的勺形區(qū)，不同機(jī)型的取值是不盡相同 的，如有的機(jī)型0.715， M2 =0.815；而有的機(jī)型 M1=0.8， M2 =0.88。 馬赫配平系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)圖如圖B所示。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 其中，M數(shù)信號(hào)可通過(guò)大氣數(shù)據(jù)設(shè)備取得，或由馬赫配 平解算裝置通過(guò)全靜壓系統(tǒng)提供的全、靜壓信號(hào)解算 得到。馬赫配平耦合器與馬赫配平舵機(jī)構(gòu)成一個(gè)馬赫 數(shù)伺服系統(tǒng)。當(dāng)馬赫數(shù)改變時(shí)，馬赫配平舵機(jī)會(huì)帶動(dòng) 升降舵或水平安定面隨之移動(dòng)，使水平安定面隨馬赫 數(shù)變化的規(guī)律近似于圖中的虛線。不難判斷，當(dāng)飛機(jī) 馬赫數(shù)增加時(shí)，水平安定面的前緣會(huì)向下配平；當(dāng)飛 機(jī)馬赫數(shù)減小時(shí)，水平安定面的前緣會(huì)向上配平。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 n6配平警告 當(dāng)速度配平或馬赫配平失效后，警告系統(tǒng)會(huì)發(fā)出警告 。駕駛員則必須注意速度的變化，必要應(yīng)進(jìn)行人工配 平。當(dāng)自動(dòng)配平失效，駕駛員應(yīng)意識(shí)到升降舵的偏轉(zhuǎn) 。當(dāng)斷開自動(dòng)駕駛改由人工配平時(shí)必須拉住駕駛桿。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 波音747400飛機(jī)的安定面配平系統(tǒng)中安定面配平 方向舵比率組件SRM和飛行控制計(jì)算機(jī)FCC可監(jiān)控各種 配平故障。安定面配平方向舵比率組件SRM可監(jiān)控飛 行控制計(jì)算機(jī)FCC、安定面配平方向舵比率組件SRM 和安定面配平控制組件STCM的工作狀態(tài)。SRM連續(xù)監(jiān)控 FCC輸人的信號(hào)，如果有故障則斷開自動(dòng)配平，并產(chǎn)生 一個(gè)CMC故障信息。SRM還可探測(cè)非計(jì)劃安定面配平， 即SRM無(wú)配平指令而安定面位置改變超過(guò)1度時(shí)，SRM切 斷安定面配平控制組件STCM的配平馬達(dá)工作活門，使 安定面停止移動(dòng)，同時(shí)發(fā)送到EICAS一個(gè)信息“STAB TRIM UNSCHD”。SRM監(jiān)控SRM的內(nèi)部故障有：準(zhǔn)備和控 制指令不一致；準(zhǔn)備和控制方式不一致；硬件輸出指 令和軟件指令不一致。SRM探測(cè)到故障后發(fā)送SRM故障 信息到EICASEFIS接口組件。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 FCC可探測(cè)三種故障： n第一種是死配平，就是有安定面配平指令而安定面不 動(dòng)； n第二種是失控配平，即沒(méi)有配平指令而安定面移動(dòng)； n第三種是反向失控，即安定面移動(dòng)方向與配平指令相 反。死配平和反向失控會(huì)點(diǎn)亮自動(dòng)駕駛提醒燈，失控 配平則點(diǎn)亮非計(jì)劃配平燈。 4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理 43 偏航阻尼系統(tǒng) 4.3.1飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定 飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)的各力之和與各力與飛機(jī)重心所構(gòu)成的 力矩之和均為零。飛況處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)不繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)，其飛行 速度和方向都保持不變。飛機(jī)的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側(cè) 平衡。 在飛行中，當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)(如陣風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作不均衡、舵面的 偶爾偏轉(zhuǎn)等)而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失后，不經(jīng)駕駛員操 縱，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)，這種特性稱為飛機(jī)的穩(wěn)定性。 飛機(jī)的穩(wěn)定性包括：俯仰穩(wěn)定性、方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性。 要想使 飛機(jī)在飛行中穩(wěn)定，就要使飛機(jī)處于一個(gè)平衡狀態(tài)中，例如：當(dāng)飛機(jī) 受到外來(lái)某于擾力矩的影響使方向平衡受到破壞時(shí)，最有效的克服方 法就是利用偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來(lái)平衡使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)的力矩 ，從而保持飛機(jī)的方向平衡。飛機(jī)的方向平衡和橫側(cè)平衡是相互聯(lián)系 、相互依賴的，方向平衡受到破壞，如不修正就會(huì)引起橫側(cè)平衡的破 壞。橫側(cè)平衡的破壞會(huì)加劇方向不平衡。 n 偏航阻尼系統(tǒng)就是提供飛機(jī)繞立軸的穩(wěn)定。飛機(jī)在飛行過(guò)程中，當(dāng) 方向平衡被破壞后，偏航阻尼器控制方向舵偏轉(zhuǎn)，從而抑制飛機(jī)繞立 軸的擺動(dòng)，即抑制飛機(jī)的“荷蘭滾“運(yùn)動(dòng)。保持飛機(jī)的方向平衡和方 向穩(wěn)定性。 n 在飛行中，由于飛機(jī)的不平衡和不穩(wěn)定會(huì)使飛機(jī)出現(xiàn)各種運(yùn)動(dòng)狀態(tài) ，如對(duì)于機(jī)翼帶后掠角，高速飛行的飛機(jī)，當(dāng)飛機(jī)受到沿偏航軸的擾 動(dòng)時(shí)，如側(cè)風(fēng)干擾等，機(jī)體會(huì)產(chǎn)生沿其立軸和縱軸的周期性擺動(dòng)，即 飛機(jī)出現(xiàn)左、右偏航的同時(shí)，伴隨著右、左傾斜運(yùn)動(dòng)，這種運(yùn)動(dòng)稱做 “荷蘭滾”運(yùn)動(dòng)。其運(yùn)動(dòng)過(guò)程如下圖所示。飛行軌跡呈立體狀“S” 形，酷似荷蘭人的滑冰動(dòng)作，故被稱為“荷蘭滾”。它不僅嚴(yán)重影響 飛機(jī)乘坐的舒適性，而且對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)造成損傷，必須加以抑制。飛 機(jī)利用偏航阻尼系統(tǒng)來(lái)降低荷蘭滾造成的影響。 n 另外，對(duì)于后掠翼高速飛行的飛機(jī)，如果機(jī)身較長(zhǎng)，在飛行過(guò)程 中會(huì)產(chǎn)生機(jī)身的彎曲和擺動(dòng)，為了抑制這種機(jī)身結(jié)構(gòu)模態(tài)振蕩趨勢(shì)， 提高駕駛的操縱性和乘坐的舒適性。偏航阻尼系統(tǒng)使用擺動(dòng)的信號(hào)來(lái) 實(shí)現(xiàn)這種抑制，例如波音767300型有模態(tài)抑制功能。 43 偏航阻尼系統(tǒng) n4.3.2偏航阻尼系統(tǒng)的功用和基本工作原理 n 在不改變飛機(jī)構(gòu)型和不降低飛機(jī)性能的前提下， 通常在航向控制系統(tǒng)中附加一個(gè)自動(dòng)控制裝置一偏航 阻尼器來(lái)提高對(duì)飛機(jī)的“荷蘭滾“的阻尼， 43 偏航阻尼系統(tǒng) 43 偏航阻尼系統(tǒng) n偏航阻尼系統(tǒng)主要功用是由偏航阻尼器通過(guò)計(jì)算，輸 出方向舵偏轉(zhuǎn)信號(hào)來(lái)控制方向舵的偏轉(zhuǎn)來(lái)抑制荷蘭滾 ，穩(wěn)定飛機(jī)的航向，并對(duì)飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎起協(xié)調(diào)作用。 n現(xiàn)在，在大型飛機(jī)上，偏航阻尼系統(tǒng)通過(guò)專門的傳感 器來(lái)感受機(jī)身的擺動(dòng)，來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)擺動(dòng)的抑制，提 高駕駛質(zhì)量和乘坐舒適度。 n由自動(dòng)控制理論得知，引入某變量的信號(hào)，形成反饋 回路，就可實(shí)現(xiàn)對(duì)該變量的穩(wěn)定與控制，那么以飛機(jī) 的偏航角速度作為反饋信號(hào)，就可以穩(wěn)定飛機(jī)的偏航 角速度，這就相當(dāng)于增大了飛機(jī)偏航角運(yùn)動(dòng)的阻尼， 有效地抑制荷蘭滾運(yùn)動(dòng) 。 43 偏航阻尼系統(tǒng) n如飛機(jī)的偏航角速度為 ，方向舵的舵偏角為 ，則偏航阻尼 器的控制規(guī)律可表示為： n 其中， 為偏航阻尼器的傳遞系數(shù)或稱為增益。 43 偏航阻尼系統(tǒng) n由上式可知，當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)偏航時(shí)，方向舵會(huì)產(chǎn)生一個(gè)與偏航角速 率成比例的舵偏角，此舵偏角產(chǎn)生的附加力矩與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向 相反，因此它起到了增大偏航軸上阻尼力矩的作用，抑制了飛機(jī) 的偏航運(yùn)動(dòng)。 但只要飛機(jī)存在偏航運(yùn)動(dòng)，方向舵就會(huì)偏轉(zhuǎn)，阻止 飛機(jī)的航向變化，這對(duì)飛機(jī)的正常轉(zhuǎn)彎是極其不利的，因此需對(duì) 控制規(guī)律進(jìn)行調(diào)整，使其對(duì)飛機(jī)的正常轉(zhuǎn)彎不阻尼，而對(duì)飛機(jī)的 荷蘭滾運(yùn)動(dòng)進(jìn)行阻尼。具體實(shí)現(xiàn)是加入帶通濾波器，并對(duì)增益K進(jìn) 行調(diào)整。其中帶通濾波器的作用就是只允許荷蘭滾對(duì)應(yīng)的頻率信 號(hào)(大約14Hz)通過(guò)，不允許正常轉(zhuǎn)彎對(duì)應(yīng)的常值信號(hào)或機(jī)動(dòng)飛 行時(shí)的低頻信號(hào)通過(guò)。 n 偏航阻尼器內(nèi)部還有一個(gè)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎電路，它用飛機(jī)的傾斜姿態(tài) 信號(hào)產(chǎn)生使方向舵偏轉(zhuǎn)的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎信號(hào)，使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。 4.3.3偏航阻尼系統(tǒng)組成 n 1偏航阻尼計(jì)算機(jī)： 用來(lái)計(jì)算方向舵的偏轉(zhuǎn)方向 和偏轉(zhuǎn)量。在偏航阻尼器內(nèi)部有速度補(bǔ)償電路、帶通 濾波器和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎電路。速度補(bǔ)償電路接受來(lái)自大氣 數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)的空速信號(hào)，調(diào)節(jié)方向舵的偏轉(zhuǎn)量來(lái) 適應(yīng)飛機(jī)速度的改變，即利用飛機(jī)的空速來(lái)修正方向 舵偏轉(zhuǎn)的大小。帶通濾波器接受飛機(jī)的偏航率信號(hào)， 這一電路可以使計(jì)算機(jī)區(qū)分荷蘭滾振蕩和正常轉(zhuǎn)彎。 偏航速率信號(hào)達(dá)到荷蘭滾振蕩頻率才能通過(guò)濾波器， 產(chǎn)生阻尼荷蘭滾的控制信號(hào)，但不允許正常的轉(zhuǎn)彎偏 航率信號(hào)通過(guò)，以改善荷蘭滾阻尼。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎電路接 收來(lái)自垂直陀螺或慣導(dǎo)系統(tǒng)的傾斜姿態(tài)信號(hào)協(xié)調(diào)飛機(jī) 的轉(zhuǎn)彎。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 43 偏航阻尼系統(tǒng) 2偏航阻尼伺服回路 n 偏航阻尼伺服回路用來(lái)驅(qū)動(dòng)方向舵。方向舵能被駕駛員 通過(guò)方向舵踏板或方向舵配平盤偏轉(zhuǎn)。偏航阻尼系統(tǒng)在整 個(gè)飛行過(guò)程中都工作，它不被駕駛員的輸入干擾。因此偏 航阻尼信號(hào)總是與駕駛員的輸人疊加在一起。方向舵的偏 轉(zhuǎn)總是偏航阻尼信號(hào)和駕駛員輸人信號(hào)之和。因此系統(tǒng)叫 做連續(xù)偏航阻尼系統(tǒng)。偏航阻尼系統(tǒng)的輸人被限制一定的 范圍內(nèi)，以便駕駛員能人工超控偏航阻尼系統(tǒng)。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 3速率陀螺 n 速率陀螺用來(lái)測(cè)量偏航運(yùn)動(dòng)的變化。偏航速率陀螺 一般位于電子艙內(nèi)。它可以是獨(dú)立的部件也可以被集 成在偏航阻尼計(jì)算機(jī)中。來(lái)自偏航速率陀螺的信號(hào)被 計(jì)算機(jī)使用以便對(duì)荷蘭滾進(jìn)行阻尼。在一些飛機(jī)中偏 航速率也通過(guò)ADI或PFD上的偏轉(zhuǎn)指示器顯示給駕駛員 ?，F(xiàn)代飛機(jī)使用來(lái)自慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)的偏航速率信號(hào)。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 4偏航阻尼器控制板 n 控制板用來(lái)銜接或斷開偏航阻尼系統(tǒng)，在不同的機(jī)型上，有各 種各樣的銜接電門和相應(yīng)的指示燈。飛機(jī)上偏航阻尼的銜接電門 有兩個(gè)功能：銜接和指示，如下圖所示。 n 當(dāng)電門被壓下或扳到ON位后，ON燈亮，正常情況下，電門保持 在ON位并且燈0N亮，系統(tǒng)正常工作。如果選擇OFF位或者探測(cè) 到故障，INOP燈或相應(yīng)的指示燈亮，系統(tǒng)不工作。一般來(lái)說(shuō)，指 示燈亮的原因有以下幾條： n偏航阻尼電門在OFF位。 n探測(cè)到作動(dòng)器故障。 n探測(cè)到作動(dòng)器LVDT(線性可變差動(dòng)傳感器)故障。 n沒(méi)有一部慣導(dǎo)系統(tǒng)在導(dǎo)航位。 n探測(cè)到偏航阻尼組件故障。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 43 偏航阻尼系統(tǒng) 5模態(tài)加速度計(jì) n 模態(tài)加速度計(jì)安裝在現(xiàn)代大型寬體客機(jī)上，用來(lái)探 測(cè)飛機(jī)的橫向加速度，提供給偏航阻尼系統(tǒng)，抑制飛 機(jī)機(jī)身的彎曲和擺動(dòng)，提高駕駛的操縱性和乘坐的舒 適性。一般安裝在機(jī)身的前部和后部。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 6偏航阻尼指示 偏航阻尼的指示包括位置指示和狀態(tài)顯示以及警戒燈和警戒信 息，早期的飛機(jī)有專門的方向舵位置指示器和轉(zhuǎn)彎速率指示儀以 及單獨(dú)的通告燈。現(xiàn)在大型飛機(jī)的方向舵位置指示顯示在EICAS或 ECAM上，并有各種各樣的狀態(tài)指示和警戒信息. n 總之，偏航阻尼系統(tǒng)一般都包括偏航阻尼器控制開關(guān)、偏航阻 尼器、用于液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)的偏航阻尼作動(dòng)器和偏航阻尼指示器等 部件構(gòu)成。偏航阻尼器利用內(nèi)部角速率陀螺儀感受飛機(jī)的偏航角 速度信號(hào)或從慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)接收飛機(jī)的偏航角速度信號(hào)，通過(guò)內(nèi) 部的信號(hào)處理電路和增益調(diào)節(jié)，計(jì)算出只對(duì)“荷蘭滾”信號(hào)做出 反應(yīng)的方向舵偏轉(zhuǎn)指令，送到液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)帶動(dòng)方向舵偏轉(zhuǎn)，從 液壓執(zhí)行機(jī)構(gòu)返回的位置信號(hào)送到偏航阻尼指示器，用于指示偏 航阻尼系統(tǒng)操作測(cè)試或進(jìn)行BITE測(cè)試時(shí)作動(dòng)器的移動(dòng)。而當(dāng)偏航 阻尼系統(tǒng)正常工作時(shí)，方向舵的偏轉(zhuǎn)量實(shí)際上會(huì)很小，因而在偏 航阻尼指示器上幾乎看不到什么移動(dòng)。 43 偏航阻尼系統(tǒng) n4.3.4偏航阻尼系統(tǒng)框圖 n 偏航阻尼系統(tǒng)的輸人信號(hào)可分為數(shù)字和模擬兩部分， 輸出信號(hào)被送到顯示系統(tǒng)顯示以及偏航阻尼作動(dòng)器。 n 下面以波音747400為例介紹偏航阻尼的系統(tǒng)框圖， 如下圖所示 43 偏航阻尼系統(tǒng) 43 偏航阻尼系統(tǒng) n(1)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算：大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的信號(hào)是數(shù)字信號(hào) ，主要用來(lái)根據(jù)空速修正計(jì)算的偏航角度，輸入的信 號(hào)包括：沖壓，指示的迎角信號(hào)，真空速和超速離散 信號(hào)。 (2)慣導(dǎo)組件：慣導(dǎo)組件的信號(hào)是數(shù)字信號(hào)，用來(lái)計(jì)算 偏航角度和協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。輸入的信號(hào)包括：橫向加速度 ，傾斜率，偏航率，地速和傾斜角度。 (3)電源供給組件：輸人離散信號(hào)，包括有效和復(fù)位， 有效信號(hào)用來(lái)產(chǎn)生故障報(bào)告，復(fù)位信號(hào)用來(lái)啟動(dòng)電源 測(cè)試。 (4)空地系統(tǒng)：提供離散的空地邏輯信號(hào)。用來(lái)改變 工作方式和故障記錄。 (5)液壓電門：提供離散的液壓系統(tǒng)工作的正常情況。 43 偏航阻尼系統(tǒng) n(6)控制板：當(dāng)銜接電門在銜接位時(shí)提供28 V的直流電壓并接收 INOP的指示信號(hào)。 n(7)模態(tài)加速度計(jì)：提供模擬的加速度信號(hào)，接受離散的測(cè)試信 號(hào)。 n(8)顯示系統(tǒng)接收來(lái)自偏航阻尼組件的方向舵位置信號(hào)以及警戒 信號(hào)。 (9)伺服機(jī)構(gòu)：接收來(lái)自偏航阻尼組件的偏航輸出指令，通過(guò)偏 航阻尼作動(dòng)器以及方向舵動(dòng)力控制組件帶動(dòng)方向舵偏轉(zhuǎn)。 n(10)偏航阻尼組件還接收來(lái)自測(cè)試系統(tǒng)的測(cè)試信號(hào)，進(jìn)行自測(cè) 試。 n(11)內(nèi)鎖信號(hào)：如果偏航阻尼組件有一部沒(méi)有安裝，另外一部 組件通過(guò)內(nèi)鎖提供INOP燈的離散信號(hào)。 43 偏航阻尼系統(tǒng) 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n 現(xiàn)代飛機(jī)上的自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)以計(jì)算機(jī)為核心，實(shí) 現(xiàn)了對(duì)大容量復(fù)雜控制規(guī)律的高精度高可靠性的多種功能 的自動(dòng)控制，構(gòu)成了數(shù)字式自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)。 n 飛機(jī)數(shù)字式飛行控制系統(tǒng)的種類很多，其組成、功能 各不相同，就多數(shù)系統(tǒng)而言，主要由下述各部分組成(見 下圖)： (1)被控對(duì)象飛機(jī)，也可以是各種飛行器； (2)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的測(cè)量傳感裝置，如慣性參考系統(tǒng)或垂直 陀螺儀、角速率陀螺儀、迎角傳感器和側(cè)滑角傳感器等； n(3)駕駛員指令輸人裝置，其作用是使駕駛員可通過(guò)該裝置輸入 所需的指令。主要包括駕駛桿(產(chǎn)生縱向俯仰和橫向滾轉(zhuǎn)指令)、 方向舵腳蹬(產(chǎn)生側(cè)向運(yùn)動(dòng)的輸入指令)，以及其他可輸入指令的 控制按鈕等。在電傳系統(tǒng)中，為了模擬機(jī)械操縱系統(tǒng)中空氣動(dòng)力 在駕駛桿上的作用力，還在駕駛桿及腳蹬系統(tǒng)中加裝一些人工感 覺(jué)系統(tǒng)； (4)飛行控制計(jì)算機(jī)及其外圍通道，這是整個(gè)飛行控制系統(tǒng)的核心 。它采集飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)及駕駛員的輸入指令，并按控制算法及邏 輯產(chǎn)生控制指令，再通過(guò)執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制飛機(jī)的 (5)包括舵機(jī)在內(nèi)的舵回路。它是一個(gè)機(jī)電變換裝置，將計(jì)算機(jī)的 指令經(jīng)舵回路驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的操縱舵面，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的控制。 n 為了提高飛機(jī)飛行的可靠性，目前數(shù)字式飛行控制系統(tǒng)的軟 件和硬件都采用冗余技術(shù)，構(gòu)成三余度或四余度系統(tǒng)，即系統(tǒng)中 的主要部件配置相同的幾套，按一定的管理方式并聯(lián) 。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) 4.4.1 飛行控制計(jì)算機(jī)(FCC)的主要功能及組成原理 1主要功能 飛行控制計(jì)算機(jī)是飛行控制系統(tǒng)的主要部件，其主要 功能是： n(1)采集駕駛員輸入指令及飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的反饋信號(hào)，并進(jìn) 行必要的處理； n(2)飛行控制系統(tǒng)工作方式的管理與控制； n(3)計(jì)算不同工作方式下的控制律，并生成必要的控制 指令； 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n(4)對(duì)各種控制指令的輸出與管理； n(5)對(duì)飛行控制系統(tǒng)中各傳感器及伺服作動(dòng)器進(jìn)行余度 管理； n(6)對(duì)飛行控制本身的硬件及軟件進(jìn)行余度管理與檢測(cè) ； n(7)完成飛行前地面及飛行中在機(jī)內(nèi)對(duì)系統(tǒng)各子系統(tǒng)及 部件的自動(dòng)檢測(cè)； n(8)完成與飛機(jī)上其他任務(wù)的計(jì)算機(jī)及電子部件的信息 交換的管理。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n2組成原理 n 從硬件上來(lái)劃分，飛行控制計(jì)算機(jī)由以下四個(gè)部分組成： n (1)數(shù)字處理部分 n 該部分是計(jì)算機(jī)系統(tǒng)的核心，主要完成整機(jī)管理、控制算法 以及余度管理算法的計(jì)算。它一般包括主處理器、不同類型的 內(nèi)部存儲(chǔ)器以及I/O接口、時(shí)鐘發(fā)生器、中斷控制等。 n 一般說(shuō)來(lái)，數(shù)字處理部分中還包括定時(shí)監(jiān)控電路，用于CPU 故障及計(jì)算機(jī)監(jiān)控軟件故障的檢測(cè)；包括奇偶位檢測(cè)用于奇偶 校驗(yàn)；此外，飛行控制計(jì)算機(jī)的數(shù)字處理部分還包括離散量輸 入、輸出模塊，離散量輸入輸出多路轉(zhuǎn)換器，以使CPU與多個(gè) 離散輸入輸出通道進(jìn)行通信。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n(2)輸入輸出部分 n 飛行控制計(jì)算機(jī)的每個(gè)通道的輸入輸出部分包括模擬輸 人輸出模塊以及余度交叉通道數(shù)據(jù)交換模塊，以及多路傳 輸?shù)慕涌谀K。 n 多路傳輸總線接口模塊，使飛行控制計(jì)算機(jī)和飛機(jī)上的 其他電子設(shè)備相連，以便相互交換信息。 n 交叉數(shù)據(jù)鏈模塊是用來(lái)在各余度計(jì)算機(jī)之間交換信息的 。各通道的飛行控制計(jì)算機(jī)通過(guò)發(fā)送機(jī)以廣播發(fā)送方式由 單一數(shù)據(jù)通道將信息同時(shí)發(fā)送到其他通道，每個(gè)通道的計(jì) 算機(jī)通過(guò)相互獨(dú)立的三條數(shù)據(jù)通道接收其他飛行控制計(jì)算 機(jī)來(lái)的信息。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n (3)模擬處理部分 一般來(lái)說(shuō)，飛行控制計(jì)算機(jī)中模擬處理部分主要 是由各種模擬電子部件功能模塊組成的，其主要作用 是為伺服作動(dòng)器提供一定的模擬指令信號(hào)，并當(dāng)來(lái)自 數(shù)字處理部分或輸入輸出部分的信號(hào)出現(xiàn)類似故障時(shí) ，提供必要的信號(hào)輸出，實(shí)現(xiàn)模擬備份作用，保證系 統(tǒng)的安全工作。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n (4)電源部分 n 飛行控制計(jì)算機(jī)從飛機(jī)電源系統(tǒng)接收28 V直流電 和115 V 400 Hz交流電。電源模塊進(jìn)行必要的電源變 換及電壓調(diào)節(jié)，提供所要求的如12 V，5 V等各種 電源。 n 由于飛行控制計(jì)算機(jī)是靜電敏感器件，所以，對(duì) 它的任何操作都必須嚴(yán)格遵守靜電敏感器件的保護(hù)規(guī) 定。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n4.4.2飛行控制計(jì)算機(jī)的基本工作原理 n1飛行控制計(jì)算機(jī)的信號(hào)交聯(lián)關(guān)系 n飛行控制計(jì)算機(jī)接收來(lái)自飛行管理計(jì)算機(jī)、方式控制 面板及各傳感器的信號(hào)，完成相應(yīng)計(jì)算，輸出相應(yīng)舵 面控制指令、控制邏輯及顯示指令等。 n (1)飛行控制計(jì)算機(jī)的輸入信號(hào) 飛行控制計(jì)算機(jī)的輸入信號(hào)有三種主要形式：數(shù)字信 號(hào)、模擬信號(hào)和離散信號(hào)。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n向飛行控制計(jì)算機(jī)提供輸人信號(hào)的主要系統(tǒng)與部件有： ， n飛行管理計(jì)算機(jī)(FMC)、慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)(IRS)、大氣數(shù)據(jù)計(jì) 算機(jī)(ADC)、甚高頻導(dǎo)航接收機(jī)(VHF NAV)、儀表著陸接收 機(jī)(ILS)、自動(dòng)油門或推力管理計(jì)算機(jī)(AT)、低高度無(wú) 線電高度表、安定面和襟翼位置傳感器、方式控制面板 (MCP)、其他的飛行控制計(jì)算機(jī)(FCC)以及其他測(cè)量必要參 數(shù)的飛機(jī)系統(tǒng)傳感器。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n (2)飛行控制計(jì)算機(jī)的輸出信號(hào) n 飛行控制計(jì)算機(jī)在飛機(jī)的起飛階段提供飛行指引指令 、起飛后直到自動(dòng)著陸的全過(guò)程中提供自動(dòng)駕駛飛 行指引指令、自動(dòng)配平指令、工作方式的顯示與警告 、提醒信息等輸出。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n2飛行控制計(jì)算機(jī)的工作原理 n 飛行控制計(jì)算機(jī)是整個(gè)飛行控制系統(tǒng)的核心，它采集 駕駛員的控制與輸入指令以及飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，并按指定 的邏輯與控制算法產(chǎn)生控制指令，通過(guò)執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制飛機(jī) 的運(yùn)動(dòng)。負(fù)責(zé)信號(hào)處理、控制律計(jì)算、信號(hào)接口、系統(tǒng)監(jiān) 視等主要工作。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) (1)飛行控制計(jì)算機(jī)的功能模塊 n 方式及銜接連鎖模塊根據(jù)方式及銜接連鎖邏輯、 方式控制面板上的輸人與選擇指令、飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)傳感器 測(cè)量到的飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)來(lái)確定所選擇方式的有效性，控制 方式計(jì)算模塊和指令計(jì)算模塊的工作； n 方式計(jì)算模塊在方式及銜接連鎖模塊的控制下， 計(jì)算出有效的工作方式，使自動(dòng)駕駛伺服指令計(jì)算模塊選 擇相應(yīng)的控制律及輸入信號(hào)，完成自動(dòng)駕駛伺服指令的計(jì) 算； n 自動(dòng)駕駛伺服指令計(jì)算模塊根據(jù)方式及銜接連鎖 模塊及方式計(jì)算模塊的信息，選擇相應(yīng)的控制律及輸入信 號(hào)，完成自動(dòng)駕駛伺服指令的計(jì)算，輸出到自動(dòng)駕駛伺服 回路，實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面的自動(dòng)控制，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)飛行狀態(tài)及 參數(shù)的控制； 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n飛行指引指令計(jì)算模塊根據(jù)方式及銜接連鎖模塊及方式 計(jì)算模塊的信息，選擇相應(yīng)的控制律及輸入信號(hào)，完成飛行指 引指令的計(jì)算，輸出到電子飛行儀表系統(tǒng)的符號(hào)發(fā)生器，產(chǎn)生 相應(yīng)的飛行指引指令； n自動(dòng)配平指令計(jì)算模塊根據(jù)方式及銜接連鎖模塊及方式 計(jì)算模塊的信息，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)及系統(tǒng)的工作參數(shù)，計(jì)算相 應(yīng)的配平指令，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)配平(如速度配平、馬赫配平等)； n數(shù)據(jù)收發(fā)控制模塊用于控制數(shù)字信號(hào)的接收與發(fā)送； n系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控模塊監(jiān)控整個(gè)飛行控制系統(tǒng)的工作狀態(tài)， 如發(fā)現(xiàn)故障，則輸出故障信息到顯示系統(tǒng)及飛行數(shù)據(jù)記錄器， 并自動(dòng)斷開自動(dòng)駕駛儀。該模塊可進(jìn)行舵面位置監(jiān)控、自動(dòng)駕 駛儀作動(dòng)器監(jiān)控、飛行控制計(jì)算機(jī)的指令監(jiān)控等。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n(2)飛行控制計(jì)算機(jī)的基本工作原理 n 飛行控制計(jì)算機(jī)的基本功能是實(shí)現(xiàn)自動(dòng)指令的計(jì)算 與輸出，所進(jìn)行的指令計(jì)算是圍繞兩個(gè)基本回路 即內(nèi)回路與外回路來(lái)進(jìn)行的，如下圖所示。 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) 4.4飛行控制計(jì)算機(jī)（FCC）及系統(tǒng) n內(nèi)回