1、涡轮发动机飞机第六章 自动飞行控制系统 AFCS自动飞行控制系统的组成和基本功能 自动驾驶仪（AP） 飞行指引（FD） 偏航阻尼系统（YDS ） 俯仰配平系统（Auto Trim） 自动油门系统（ATS）6.1 自动飞行控制系统 AFCS 的组成和基本功能系统的功用自动飞行控制系统可在除起飞的飞机的整个飞行阶段中使用：离场、爬升、巡航、下降和进近着陆。 6.1.1 自动飞行控制系统 AFCS 由下列分系统组成： 自动驾驶仪(A/P) 既可用于控制飞行轨迹，也可用于控制飞行速度减轻飞行员的工作负担，还可实现飞机的自动着陆。 飞行指引仪(F/D) 在 PFD 或 EADI 上显示计算机提供的自动飞
2、行的指令使飞行员按照飞行指引杆的指引 驾驶飞机，或监控飞机的姿态。自动配平系统 自动调节飞机的水平安定门，改善飞机的俯仰稳定性偏航阻尼系统（Y/D） 改善飞机整个飞行阶段的动态稳定性自动油门系统（ATS） 自动调节发动机输出功率，实现最佳飞行，并减轻飞行员的负担。偏航阻尼系统与自动配平系统合称为增稳系统。飞行管理系统 FMS在现代飞机上，利用飞行管理系统 FMS，可完成对飞机的全自动导航；提 供从起飞到进近着陆的最优侧向飞行轨 迹和垂直飞行剖面的计算，实现最佳飞 行。 FMS 的输出信号加到 AFCS,控制自动飞 行控制系统的工作，实现对飞机的制导 和推力管理；同时监测 AFCS 的工作，防
3、止飞机在不正常条件下的自动飞行。6.1.3 AFCS 的基本结构AFCS 的基本组成：飞行控制计算机计算控制指令。 控制板（方式控制板 MCP）是人机接口，用于向计算机输入飞行员的控制指令，如飞行方式、速度、高度等。 输出设备将计算机产生的控制信号加到飞行控制系统（通过舵机控制飞行操 纵面等） ，将显示信息输往显示器。数字式 AFCS 的结构80 年代 AP/FD 计算机集成为 FCC。电子飞行控制系统 EFCS 的结构电传操纵 FBW通过 电信号取代机械操 纵机构，实现对飞 机操纵面的控制。 飞行管理制导包络计 算机 FMGECAP、 AD 功能、偏航阻尼、 配平功能及失速、 超速等飞行安全
4、极 限监控。 数字式发动机全权电 子控制系统 FADEC利用计 算机实现对发动机 油门等的完全的自 动控制。6.2 自动驾驶仪 AP6.2.1 自动驾驶仪的功用与组成 6.2.2 自动驾驶仪的基本原理 6.2.3 自动驾驶仪的工作方式6.2.1 自动驾驶仪的功用与组成自动驾驶仪的主要功能： （1）自动保持飞机沿三个轴的稳定保持姿态角； （2）按照飞行员的指令，自动操纵飞机达到指定的 航向、高度、升降速度、俯仰角等；（3）按照飞行员的设定，控制飞机按指定的航向、 预定的高度等飞行； （4）在 FMC 的控制下，执行飞行计划，按预定的 航线飞行； （5）与仪表着陆系统相耦合，实现飞机的自动着陆。自
5、动驾驶仪的基本组成传感器，测量装 置（IRU 等） 敏感元件； 信号计算处理装 置（计算 机）计算 元件； 比较放大器 放大元件； 伺服系统（陀 机）执行 机构； 控制显示装置 显示元件。自动驾驶仪的部件功用（1）传感器、测量装置 敏感元件，如 IRU、垂直陀螺等。 敏感飞机的姿态，测量飞机的运动参数，并将其转换为电信 号输入AP。 （2）比较放大器 放大元件,比较输入基准指令与实时的测 量信号，产生、计算误差（控制）指令； 放大经信号处理元件处理后的信号(一般指功率放大),输 送给伺服系统。 信号处理元件计算元件，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； （3）伺服系统（陀机
6、）执行机构，根据放大元件的输出 的误差信号，产生操纵舵面的作用力，驱动舵面偏转机构， 亦称为舵面控制组件。 （4）反馈回路 利用传感器感受舵面的运动，反馈给比较 器，与基准信号相比较，不断修正误差信号，以使舵面的平 滑、准确地运动，实现控制要求。 （5）控制（显示）面板用于向 AP 提供指令，完成系统的 接通/ 断开、工作方式的选择以及通告显示等。6.2.2 自动驾驶仪的的基本原理自动驾驶 仪是一种闭 环控制系统。 其工作过程为包含误差敏感、误差纠正和舵面随动的闭环控制过程。 自动驾驶仪包含有内回路和外回路两个反馈 回路。自动驾驶仪的内回路内回路控制飞机的姿态。 内回路比较器将飞机的实际姿态与
7、姿态指令进行比较，产生姿态误差信号。姿态误差信号通过伺服系统操纵飞行控制舵面，使控制舵面相应偏转，实现对飞机姿态的控制。 实际姿态由 IRU 或垂直陀螺提供。 姿态指令来自于驾驶员选择的工作模式或外回路。 伺服马达：液力、电动或气动。 速度适配电路：使飞机姿态变化一定量所需 的舵面偏转量与空速有关空速较高时所需 的舵面偏转量小。自动驾驶仪的外回路外回路控制飞机的航路： 外回路比较器将飞机的实际航路与设计（计算）航路相比较，产生航路误差 信号。航路误差信号转换为内回路的姿态指令，输入内回路，实现对飞机航路 的控制。关于姿态限幅器姿态限幅器用于限制从外回路进入内回路的姿态指令，以防止导致飞机进入危
8、险倾斜或俯仰状态，保障 安全和舒适性。 多数飞机的倾斜限制为 30，可在5至 25间调 节；飞机的俯仰限制为上仰 25，下俯 10。6.2.3 自动驾驶仪的工作方式通过三个控制通道分别控制飞机的副翼、升降陀和方向陀： 俯仰通道控制升降陀的通道（升降陀通道） ； 航向通道控制方向陀的通道（方向陀通道） ； 横滚通道控制副翼的通道（副翼通道） 。 纵向通道稳定和控制飞机的俯仰姿态、高度、 速度、升降速度等； 横侧向通道因航向通道和横滚通道的信号交连， 统称为横侧向通道。横侧向通道稳定和控制飞机的航向角、倾斜角、偏航距离等。 在不同的工作方式，通过对上述变量的控制，可实 现以下功能：姿态保持、高度保
9、持、航向保持、自动 改平、复飞。方式控制板 MCP 方式控制板 MCP各方式的控制板集成为方式控制板 MCP。MCP 上设置有： F/D 衔接电门；左、中、右三个独立通道的自动驾驶衔接 电门；自动着陆多通道衔接的进近电门APP；自动驾驶的人 工脱开电门；速度、高度、航向、升降速度指令输入旋钮 等。方式控制板 MCP速度、高度、航向、升降速度指令输入旋钮等。自动驾驶仪的衔接和脱开衔接：到达接通高度、满足接通条件、按下接通（衔接）电门。 接通后，可选取或转换工作方式。 常用脱开方式：按压驾驶盘上的脱开按钮 脱开 A/P；擦作人工配平开关时也脱开； 人工强行脱开：向俯仰、横滚和航向通道 施加足够的力
10、； 自动脱开：电源、液压等系统故障。 脱开时都会有脱开警告信号。自动驾驶仪的两种衔接方式驾驶盘操作方式 CWS（也称为飞行员操作方式 CCW） 飞行员通过驾驶盘发出的操纵指令，转换为操纵信号输入 FCC ；飞行控制计算机 FCC 在飞行员操纵指令的控制下，输出控制信号，驱动舵面运动， 实现对飞机的操纵。 在 CWS 方式，A/P 只相当于飞行员进行操纵的“助力器”；相当于电传操纵飞 机上的人工操作。指令方式 CMD飞行员通过方式控制板 MCP 上的控制元件选择工作方式，输入控制指令（航向、飞行高度、速度） ；A/P 根据 输入的控制指令和各传感器的输入信号，纵向通道和横侧向通道分别以不同的方式
11、工作，实现对飞机的自动操纵。纵向通道的工作方式：高度保持（ALTITUDE HOLD） 升降速度（垂直速度）(V/S) 高度层改变(LEVEL CHANGE) 高度截获获高度获得(ALTITUDE ACQUIRE) 垂直导航(V NAV) 下滑道(G/S) 复飞(GO AROUND) 等。横侧向通道的工作方式：航向保持（HEADING HOLD） 航迹(TRACK) 水平导航(L NAV) VOR 航向道(LOC) 复飞(RWY TRACK) 等。 横向和纵向的不同工作方式，对应于不同的控制轨律。6.3 飞行指引仪 FD飞行指引仪的功用： 自动驾驶仪衔接前，为飞行员提供目视的飞行指引指令； 自
12、动驾驶仪衔接后，用以监控自动驾驶系统的工作状态。 飞行指引仪的工作原理： 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，在指引仪上采用简明的表达方式，直接显示出操纵 要求的指令：俯仰向上还是向下、倾斜 向左还是向右飞行。6.4 偏航阻尼系统的功用当飞机的方向平衡受破坏时，偏航阻尼系统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， 以保持飞机的方向平衡，从而抑制飞机绕立轴和纵轴的 摆动“ 荷兰滚 ”。 偏航阻尼系统通过偏转方向舵： 将飞机由于荷兰滚所引起的航向偏差减至最小； 将阵风引起的侧滑减至最小； 将湍流引起的机体变形所导致的飞机振荡减至最小； 此外，还
13、可提供飞机的转弯协调信号。6.4.2 荷兰滚当机翼带后掠角的高速飞机受到沿偏航轴的侧风扰动时，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，伴随着左右横滚运动“荷兰滚”。6.4.3 偏航阻尼系统的组成偏航阻尼计算机用于计算方向舵的偏转量。 偏航阻尼伺服马达 用于驱动方向舵。 偏航阻尼器控制板 用于衔接或断开偏航阻尼系统。 偏航阻尼指示位置指示、状态显示以及警戒信息。 速率陀螺用于探测航向的变化率。偏航阻尼计算机用于计算方向舵的偏转量。 （1）带通滤波器 接受飞机的偏航信号，滤除正常的转弯信号。偏航阻尼速率信号达到荷兰滚震荡频率才能通过滤波器。 （2）速度补偿电路接受大气数据
14、计算机的空速信号，以根据空速 来修正方向舵偏转量。空速越大，方向舵的偏转角度越小。 （3）协调转弯电路接收由垂直陀螺或惯导系统的横滚姿态信号， 协调飞机的转弯。偏航阻尼器控制板偏航阻尼衔接电门的两个功能： 衔接和指示。按下按键或扳到 ON 位按键保持在 ON 位且 ON 灯亮，系统正常工作。 选择 OFF 或者探测到故障INOP 灯或相应的指示灯亮，系统不工 作。 INOP 灯亮的原因可能为： 偏航阻尼电门在 OFF 位： 探测到作动器故障； 探测到作动器 LVDT(线性可变差 动传感器)故障； 没有一部惯导系统在导航“NAV” 位； 探测到偏航阻尼组件故障。偏航阻尼指示偏航阻尼的指示包括位置指示、状态显 示以及警戒灯和警戒信息。 现代大型在 ECAM 上显示飞机的位置，以及各种状态指示和警戒信息。
