飛行管理系統(tǒng)

1、第 16 章 飛行管理系統(tǒng)16、 1 飛行管理系統(tǒng)概述隨著飛機性能得不斷提高 , 要求飛行控制系統(tǒng)實現(xiàn)得功能越來越多 , 系統(tǒng)變 得越來越復(fù)雜 , 從而迫使系統(tǒng)系統(tǒng)設(shè)計師們在可用得技術(shù)條件、 任務(wù)與用戶要求 , 飛機可用空間與動力 , 飛機得氣動力特性及規(guī)范要求等諸因素得限制下 , 把許多 分系統(tǒng)綜合起來 , 實施有效得統(tǒng)一控制與管理。于就是便出現(xiàn)了新一代數(shù)字化、 智能化、綜合化得電子系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng) (FMSFlight Management System) 。 在 1981 年 12 月, 飛行管理系統(tǒng)首次安裝在 B767型飛機上。此后生產(chǎn)得大中型飛 機廣泛采用飛行管理系統(tǒng)。16、 2 飛

2、行管理系統(tǒng)得組成與功能16、 2、1 飛行管理系統(tǒng)得組成飛行管理系統(tǒng)由幾個獨立得系統(tǒng)組成。 典型得飛行管理系統(tǒng)一般由四個分系 統(tǒng)組成,如圖 161,包括:(1) 處理分系統(tǒng)飛行管理計算機系統(tǒng) (FMCS),就是整個系統(tǒng)得核心 ;(2) 執(zhí)行分系統(tǒng)自動飛行指引系統(tǒng)與自動油門 , 見自動飛行控制系統(tǒng) ;(3) 顯示分系統(tǒng)電子飛行儀表系統(tǒng) (EFIS), 見儀表系統(tǒng) ;(4) 傳感器分系統(tǒng)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng) (IRS) 、數(shù)字大氣數(shù)據(jù)計算機 (DADC)與無線 電導(dǎo)航設(shè)備。駕駛艙主要控制組件就是自動飛行指引系統(tǒng)得方式控制面板 (AFDSM CP、) 兩 部控制顯示組件 (CDU)、兩部電子飛行儀表系統(tǒng) (

3、EFIS) 控制面板。主要顯示裝置 就是 CDU、電子姿態(tài)指引儀 (EADI) 、電子水平狀態(tài)指示器 (EHSI) 與推力方式顯示。 各部分都就是一個獨立得系統(tǒng) ,既可以單獨使用 ,又可以有多種組合形式。 飛行管 理系統(tǒng)一詞得概念就是將這些獨立得部分組成一個綜合系統(tǒng) , 它可提供連續(xù)得自 動導(dǎo)航、指引與性能管理。16、2、2 飛行管理系統(tǒng)得功能FMS得主要功能包括導(dǎo)航制導(dǎo)、自動飛行控制、性能管理與咨詢報警功 能。FMS實現(xiàn)了全自動導(dǎo)航 , 大大減輕了駕駛員得工作負擔(dān)。 另外, 飛機可以在 FMS 得控制下 , 以最佳得飛行路徑、最佳得飛行剖面與最省油得飛行方式完成從起飛 直到進近著陸得整個飛行

4、過程。FMS在各飛行階段得性能管理功能 :(1) 起飛前通過 FMS得控制顯示組件人工向 FMC輸入飛行計劃、飛機全重與外界溫度。 如果飛行計劃已經(jīng)存入 FMC得導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫 , 則可直接調(diào)入。飛行計劃包括起飛機 場、沿途航路點與目得機場得經(jīng)緯度、高度等。(2) 起飛根據(jù)駕駛員輸入得飛機全重與外界溫度 ,FMC計算最佳起飛目標(biāo)推力。(3) 爬升根據(jù)駕駛員得選擇 ,FMC計算最佳爬升剖面。 FMC還根據(jù)情況向駕駛員提供階 梯爬升與爬升地點得建議 ,供駕駛員選擇 , 以進一步節(jié)約燃油。(4) 巡航FMC根據(jù)航線長短、航路情況等因素 , 選擇最佳巡航高度與速度。結(jié)合導(dǎo)航 設(shè)施, 確定起飛機場至目得機場

5、得大圓航線 ,以縮短飛行距離。(5) 下降FMC根據(jù)駕駛員輸入或存儲得導(dǎo)航數(shù)據(jù)確定飛機下降得頂點。在下降階 段,FMC確定下降速度 , 最大限度利用飛機得勢能 , 節(jié)約燃油。(6) 進近FMS以優(yōu)化速度引導(dǎo)飛機到達跑道入口與著陸點。16、2、3 飛行管理計算機系統(tǒng)由飛行管理計算機 (FMC)與控制顯示組件 (CDU)組成。16、2、3、1 飛行管理計算機FMC就是系統(tǒng)得心臟 , 進行導(dǎo)航與性能計算并提供控制與指引指令。它由三 臺微處理機、 電源組件與電池組件構(gòu)成。 三臺微處理器相互獨立并各自帶有存儲 器,分別稱為導(dǎo)航、性能與輸入輸出處理機。飛行管理計算機得存儲器內(nèi)除了 存有各種操作程序外 ,

6、還存有大量數(shù)據(jù)。這些數(shù)據(jù)就是人工或自動飛行所必須得。 按照數(shù)據(jù)得種類 , 分別存放于導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫與性能數(shù)據(jù)庫中。FMC使用飛行組輸入得飛行計劃信息、 飛機系統(tǒng)數(shù)據(jù)與 FMC導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫與性 能數(shù)據(jù)庫得數(shù)據(jù)計算飛機現(xiàn)在位置以及獲得最佳飛行剖面所需得俯仰、 橫滾與推 力指令。 FMC將這些指令送往自動油門、自動駕駛與飛行指引儀。地圖與航路信 息被送往飛行員各自得電子水平狀態(tài)指示器。 駕駛員使用電子飛行儀表系統(tǒng)控制 面板選擇導(dǎo)航顯示所需得信息。 使用方式控制面板選擇自動油門、 自動駕駛與飛 行指引工作方式。1)FMC失去電源FMC工作需要連續(xù)得電源。 電源中斷少于 10 秒鐘時:水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航脫 開

7、;FMC保留所有輸入得數(shù)據(jù) ;電源恢復(fù)時 ,FMC恢復(fù)正常工作在地面失去電源達 10 秒或更長時 ,電源恢復(fù)后 ,必須重新輸入所有得飛行前 程序與輸入值。如在空中失去電源超過 10 秒, 則水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航脫開 ;FMC保留所有輸 入得數(shù)據(jù) , 且電源恢復(fù)時更改得航段頁面顯示 SELECTA CTIVEW PT/LEG選( 擇有效 航路點/航段)信息。接通水平導(dǎo)航前 , 必須指示 FMC如何回到航路。選擇所需得 有效航路點并以直飛或切入航道方式飛到該航路點。2)FMC失效如果飛機上安裝一部 FMC,當(dāng) FMC失效 ,FMC警戒指示燈亮。裝有菜單 (MENU) 頁面得 CDU,顯示菜單頁面以選

8、擇其它可用得子系統(tǒng)。兩部電子水平狀態(tài)指示器 都顯示“ VTK”。水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航脫開。 25至 30秒后,兩個水平狀態(tài)指示器 地圖都會顯示失效信息。如果安裝兩部 FMC,例如 FMC源選擇電門在正常位時右 FMC失效 ,FMC警戒指 示燈與 FMC信息指示燈亮。兩個草稿行內(nèi)均顯示 SINGLEF MCO PERATION一( 部 FMC 工作) 信息。如使用自動駕駛 B通道, 水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航會脫開 ( 如選擇自動駕 駛 A通道可重新接通 ) 。2530秒后, 右電子水平狀態(tài)指示器地圖會顯示失效信息。 將 FMC源選擇電門放在雙左位 (BOTH ON L), 右電子水平狀態(tài)指示器顯示恢復(fù)。

9、如出現(xiàn)以上指示時右電子水平狀態(tài)指示器上無“ VTK”顯示 , 表明左右 FMC 數(shù)據(jù)不一致。將 FMC源選擇電門放在雙左位 (BOTH ON L)使兩部 FMC重新同步工 作。兩個草稿行內(nèi)顯示 DUAL FMC OP RESTOR兩ED部( FMC工作恢復(fù) )信息時, 可將 電門扳回正常位。16、2、3、2 控制顯示組件控制顯示組件就是機組與飛行管理計算機之間得接口 , 就是進行人機交流 得部件,如圖 162。 飛行組可用任意一部 CDU向FMC輸入數(shù)據(jù),但應(yīng)避免同時在兩臺 CDU上進行輸入。兩部 員可獨立控制各自 CDU得實裝有備用導(dǎo)航系統(tǒng) CD飛行管理計算機使用導(dǎo)發(fā)光得按鍵面板通告器備用方

10、式工作。 AN/CDU得 在 FMC失效時可作自為保持備螺份釘。 性基準(zhǔn)系統(tǒng)得位置導(dǎo)航。算信息 , 但每位飛行使用內(nèi)部得計算機以于 FMC并聯(lián)工作或AN/CDU通常僅根據(jù)慣16、3 FMS 導(dǎo)航功能16、3、1 導(dǎo)航功能執(zhí)飛行管理系統(tǒng)得導(dǎo)航功能用來完成飛機橫向剖面得飛行管理 , 引導(dǎo)飛機按預(yù) 定航線飛達目得地。 包括自動選擇導(dǎo)航臺與自動調(diào)諧 ; 從起飛機場開始 , 根據(jù)要飛 抵得目得地選擇航線 ; 確定離目得地或某個要飛越航路點得距離 ; 預(yù)定到達時間、 速度等。飛行管理系統(tǒng)依賴導(dǎo)航設(shè)備為導(dǎo)航功能提供飛機當(dāng)前位置得原始測量數(shù)導(dǎo)航方式很多 ,例如自主式導(dǎo)航、推測導(dǎo)航、無線電導(dǎo)航等 ,這些方式都可

11、為 飛行管理系統(tǒng)所采用。但飛行管理系統(tǒng)主要采用無線電導(dǎo)航。16、3、2 導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫就是為飛機從起飛到著陸整個過程都具備自動導(dǎo)航能力而設(shè)計 得, 它存放了整個區(qū)域得導(dǎo)航信息。 FMC包含兩組導(dǎo)航數(shù)據(jù) , 每組得有效期為 28 天。數(shù)據(jù)庫通過數(shù)據(jù)裝載機裝入飛機得 FMC。各組數(shù)據(jù)與導(dǎo)航圖正常得修訂周期 相同。FMC使用有效得那一組數(shù)據(jù)進行導(dǎo)航計算。導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫得內(nèi)容定期更新并 在當(dāng)前數(shù)據(jù)失效前傳送到 FMC中。主要信息包括 :(1) 導(dǎo)航臺導(dǎo)航臺標(biāo)識、位置、頻率、海拔高度、標(biāo)記與類型。 ( 2) 機場機場位置、跑道長度、跑道方位、機場標(biāo)高與導(dǎo)航設(shè)備信息 等。(3) 航路航路數(shù)據(jù)包括航路類型

12、、 高度、 航向、 航段距離與航路點說明 等。(4) 公司航路(5) 標(biāo)準(zhǔn)儀表離場 (SIDS)(6) 標(biāo)準(zhǔn)終端進場航路 (STARS)(7) 程序轉(zhuǎn)彎與等待(8) 等待航線(9) 復(fù)飛(10) 進近程序(11) 進近與離場轉(zhuǎn)變(12) 終端登機門16、3、3 導(dǎo)航性能(1) 實際導(dǎo)航性能 (ANP)實際導(dǎo)航性能 (ANP)就是 FMC對自身定位水平得預(yù)計。實際導(dǎo)航性能以 95% 得準(zhǔn)確性預(yù)計最大位置誤差。也就就是說 ,FMC95%確定飛機得實際位置在以 FMC 位置為中心以實際導(dǎo)航性能值為半徑得圓圈內(nèi)。實際導(dǎo)航性能值越小 ,FMC 位置 預(yù)算得準(zhǔn)確性越高。(2) 要求導(dǎo)航性能 (RNP) F

13、MC給起飛、航路飛行、越洋飛行、航站飛行與進近階段提供默認得要求導(dǎo) 航性能值。如需要 , 飛行組可輸入一個特殊得要求導(dǎo)航性能值。已建立并公布世 界范圍內(nèi)各區(qū)域得特定要求導(dǎo)航性能值。實際導(dǎo)航性能不得低于要求導(dǎo)航性能。16、4 FMS 性能管理性能管理主要就是指在飛行全程 , 計算按某種性能指標(biāo)或某幾種性能指標(biāo)得 組合達到最優(yōu)而確定得垂直預(yù)選航跡。這些指標(biāo)包括 : 燃油最省、成本最小、時 間最短等。具體得方式如時間最短爬升、最大爬升梯度爬升、遠程巡航、最低成 本續(xù)航等。詳細內(nèi)容參見 飛行性能工程 。16、4、1 性能數(shù)據(jù)庫性能數(shù)據(jù)庫就是性能管理得基礎(chǔ)。 為了完成性能優(yōu)化計算 , 例如在巡航階段 ,

14、 要知道飛機得升力特性、極曲線、發(fā)動推力與燃油消耗率之間得關(guān)系等, 另外還需要知道飛機制導(dǎo)數(shù)據(jù)。所以性能數(shù)據(jù)庫得內(nèi)容一般包括 :1) 飛機部分(1) 機翼面積(2) 發(fā)動機臺數(shù)(3) 飛行包線(4) 升力特性曲線(5) 飛機極曲線(6) 飛機各種重量2) 發(fā)動機部分(1) 燃油消耗特性曲線(2) 推力特性曲線(3) 飛行各階段性能數(shù)據(jù)(4) 飛行控制模態(tài)數(shù)據(jù)16、 4、2 推力管理自動油門根據(jù)飛行組在方式控制面板得輸入或自動得 FMC指令工作。對 B737 300在 CDU得 N1(發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速 )限制頁可選擇基準(zhǔn)推力。 垂直導(dǎo)航方式 接通時 ,FMC自動指令油門。16、4、2、1 預(yù)選

15、基準(zhǔn)推力計算FMC為下列各方式計算預(yù)選基準(zhǔn)推力 :(1) 起飛(2) 減功率起飛(3) 假設(shè)溫度起飛(4) 爬升(5) 減推力爬升(6) 巡航(7) 連續(xù)(8) 復(fù)飛。推力基準(zhǔn)方式根據(jù)相應(yīng)飛行階段自動轉(zhuǎn)換。 選擇得推力基準(zhǔn)方式顯示在推力 方式顯示。在具有自動減推力功能得飛機上 , 飛行組可輸入減推力參數(shù)。指定飛機從起 飛推力過渡到爬升推力得高度。 該高度可在起飛機場上方 400 英尺到平均海平面 高度 15000英尺范圍之內(nèi)。默認值為起飛機場上方 1500 英尺。16、4、2、2 減推力起飛減推力起飛可降低 EGT并延長發(fā)動機使用壽命。 只要性能限制與減噪音程序 允許, 任何時候都可使用。(1

16、) 減功率法可在起飛基準(zhǔn)頁面或 N1 限制頁選擇固定得減功率。飛機飛行手冊提供 了這些減功率得性能數(shù)據(jù)。選擇減功率起飛時 ,推力設(shè)置參數(shù)被視為起飛限制值 ; 因此, 除非緊急情況 , 否則不得進一步前推推力手柄。(2) 假設(shè)溫度法用假設(shè)溫度法可進一步減小減功率起飛得功率。 假設(shè)溫度減推力起飛就是通 過使用高于實際溫度得假設(shè)溫度獲得小于全額定推力得起飛推力。 在起飛頁面 1 或 2 或 N1 限制頁面或起飛基準(zhǔn)頁面 2 輸入選擇溫度可獲得所需得起飛推力。批準(zhǔn)得最大減推力就是低于額定功率 25%。當(dāng)存在影響剎車得情況 , 如跑道 上有半融雪、雪或冰或存在潛在風(fēng)切變 , 不得使用假設(shè)溫度減推力。假設(shè)

17、溫度減 推力設(shè)置不應(yīng)視為一個限制值。 可以取消假設(shè)溫度減推力。 如遇到需要增加推力 得情況, 飛行組可以人工使用全推力。16、4、2、3 減推力爬升可在 CDU得 N1限制頁面選擇兩個固定爬升減推力值。 CLB1（爬升 1） 使用減 少 3%得爬升限制 （推力約減 10%）。CLB2（爬升 2）使用減少 6%得爬升限制 （推力約 減 20%）。到 15000 英尺, 爬升減推力值逐漸增至爬升全推力。巡航時 ,推力基準(zhǔn) 自動變?yōu)檠埠酵屏??？稍?N1 限制頁人工選擇推力基準(zhǔn)。使用假設(shè)溫度減推力起飛或減功率起飛會影響爬升減推力值得自動選擇。 爬 升使用減推力可減少發(fā)動機維護成本 , 但增加總航程燃油

18、。16、4、3 燃油監(jiān)控如發(fā)動機起動后燃油流量數(shù)據(jù)變?yōu)闊o效 , 則 CDU顯示 VERIFYG WA NDF UEL（證 實全重與燃油 ）, 燃油值被虛線替換。即使燃油數(shù)據(jù)喪失 , 垂直導(dǎo)航仍繼續(xù)工作。 FMC使用上一次有效得燃油量進行性能預(yù)測。 駕駛員應(yīng)將預(yù)測得燃油重量輸入性 能起始頁 , 并在剩余得航段中對燃油重量定時更新以保持全重值最新。FMC監(jiān)控機上總量燃油。如 FMC預(yù)計到達目得地時燃油總量低于 2000 磅（900 公斤）,CDU出現(xiàn) INSUFFICIENT FUEL燃（ 油不足 ）信息。如到達目得地時剩余燃油 低于性能起始頁面輸入得備份油量 ,顯示USING RSV FUEL使

19、（用備份燃油 ）信息。FMC根據(jù)爬升、巡航與下降過程中起落架與襟翼收上條件計算燃油預(yù)計值。 任何起落架與 / 或襟翼放出得延長飛行都需增加燃油且不會在 FMC燃油預(yù)計值頁 面正確顯示。16、5 FMS 制導(dǎo)制導(dǎo)就是飛機沿預(yù)選軌跡飛行時受到擾動或?qū)Ш讲淮_定性引起偏離預(yù)選軌 跡后作出得一種決策。制導(dǎo)過程 :計算航跡偏角 ,產(chǎn)生操縱指令 ,送到飛行控制系 統(tǒng)得自動駕駛儀、飛行指引、與自動油門系統(tǒng) ; 由其內(nèi)部得飛行控制與自動油門 計算機產(chǎn)生實際得操作面控制指令與自動油門推力指令 , 操縱飛機保持在預(yù)選得 飛行剖面上 , 以實現(xiàn)對飛機得飛行路徑得自動控制。 制導(dǎo)又分為側(cè)向指導(dǎo) （又稱水 平或橫向制導(dǎo)

20、） 與垂直制導(dǎo)。16、 5、1 垂直制導(dǎo)垂直制導(dǎo)就是按照一定得控制律對垂直面內(nèi)實際航跡相對預(yù)選航跡偏差進 行控制。對于垂直導(dǎo)航 , 計算項目包括耗油量數(shù)據(jù)、最佳速度與建議得高度。使 用巡航高度與穿越高度限制計算垂直導(dǎo)航指令。以所需到達時間(RTA)方式工作時,計算得內(nèi)容包括所需速度、 起飛時間與航路進程信息。 垂直制導(dǎo)接通后 , 飛行 管理計算機提供速度與升降率指令 , 控制飛機沿預(yù)選得縱向路徑飛行。16、 5、2 水平制導(dǎo)水平制導(dǎo)就是按照一定得控制律對水平面內(nèi)實際航跡相對預(yù)選航跡偏差進 行控制。由于航線飛行分為 : 大圓航線飛行與等角航線飛行。沿大圓航線飛行 , 完成飛行任務(wù)得經(jīng)過得地面距離

21、最短 ,就是一種最常用得航線飛行方式 ; 等角航 線就是指航線角不變得航線。因此根據(jù)控制規(guī)律不同 , 水平制導(dǎo)也分為大圓航線 飛行制導(dǎo)與等角航線飛行制導(dǎo)。當(dāng)水平制導(dǎo)接通 , 飛行管理計算機提供航向控制 指令, 控制飛機沿預(yù)選航路飛行。16、5、3 制導(dǎo)模塊與其它模塊得關(guān)系制導(dǎo)模塊與其她模塊得關(guān)系如圖 163。圖 163 制導(dǎo)模塊與其它模塊得關(guān)系16、5、4 制導(dǎo)相關(guān)控制模態(tài)制導(dǎo)任務(wù)得完成需要有飛行控制系統(tǒng)必要得控制模態(tài)得支撐。例如 Sperry 公司得飛行控制系統(tǒng) SP177共有 27個模態(tài),分為縱向與側(cè)向模態(tài)。1) 縱向主要包括 :(1) 俯仰角控制 (保持) 模態(tài)(2) 速度跟蹤模態(tài)使用升

22、降舵控制速度(3) 速度跟蹤加速模態(tài)用于升降舵控制速度得加速(4) 高度截獲模態(tài)實現(xiàn)過載限制與高度平滑過渡(5) 高度保持模態(tài)用于給定高度得保持 ,如巡航狀態(tài) , 當(dāng)高度誤差與升降速 度小于一定得值后就切入此模態(tài)。(6) 自動油門桿速度控制模態(tài)用于油門桿控制速度得速度跟蹤2) 側(cè)向主要模態(tài)包括 :(1) 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制模態(tài)(2) 姿態(tài)保持模態(tài)(3) 航向保持模態(tài)(4) 軌跡控制模態(tài)用于控制側(cè)向偏離(5) VOR 臺截獲模態(tài)用于截獲 VOR導(dǎo)航臺(6) VOR 臺保持航線模態(tài)根據(jù) VOR臺信息進行航線保持(7) VOR 過臺模態(tài)用于飛機通過 VOR臺時得控制16、 5、5 四維制導(dǎo)在三維軌跡得基礎(chǔ)

23、上增加時間基準(zhǔn)進行制導(dǎo) , 將飛行時間作為控制得目標(biāo)之 一即形成四維制導(dǎo)。如果預(yù)定航線 (三維軌跡 )不得改變時 ,用改變飛行速度來實 現(xiàn)四維制導(dǎo)。飛行速度得變化受飛機性能得制約。當(dāng)航路結(jié)構(gòu)不受約束時 , 四維 制導(dǎo)可由改變飛行軌跡與改變飛行速度兩個因素來實現(xiàn)。16、6 FMS 咨詢報警飛行員可以通過控制顯示組件獲得許多有用得咨詢信息 , 例如與飛行剖面有 關(guān)得信息、與性能有關(guān)得信息、系統(tǒng)故障等信息。另外 , 飛行管理系統(tǒng)具有向飛 行員自動報警得能力 , 例如自動發(fā)出風(fēng)切變、近地警告等告警信息。16、7 B737300 飛行管理系統(tǒng)使用介紹11、7、1 概述接通電源后 ,飛行管理系統(tǒng)處于飛行前

24、階段。 一個階段完成后 , 飛行管理系統(tǒng) 自動轉(zhuǎn)換到下一個階段。16、7、1、1 飛行前在飛行前階段向 CDU輸入飛行計劃與艙單資料。 飛行計劃規(guī)定了從起飛機場 到目得地機場得飛行航路并預(yù)設(shè)水平導(dǎo)航。 飛行計劃與艙單資料提供性能信息以 預(yù)設(shè)垂直導(dǎo)航。1) 飛行前輸入得數(shù)據(jù)要求輸入得飛行前信息包括 :(1) 起始位置(2) 飛行航路(3) 性能數(shù)據(jù)(4) 起飛數(shù)據(jù)可選擇輸入得飛行前數(shù)據(jù)包括 :(1) 導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(2) 標(biāo)準(zhǔn)儀表離場(3) 標(biāo)準(zhǔn)終端進場(4) 所需到達時間數(shù)據(jù)(5) 巡航風(fēng)(6) 減推力起飛與爬升限制2) 飛行前頁面 如圖 164。圖 164 飛行前頁面順序正常得飛行前頁面順序就是

25、根據(jù)每個 CDU頁得頁面提示進行得。 FMC開始工 作時得正常頁面就是識別頁。飛行前輸入流程圖按以下順序排列 :(1) 識別頁(2) 位置起始頁(3) 航路頁(4) 離場頁(無自動提示 )(5) 性能起始頁(6) N1 限制頁(7) 起飛基準(zhǔn)頁在每個飛行前頁面輸入與檢查必要得數(shù)據(jù)后 , 按壓最右下方得行選鍵選擇下 一頁。完成 FMC飛行前程序要求將數(shù)據(jù)輸入到所有必須輸入數(shù)據(jù)得位置 , 將每個 要求得或可選擇得數(shù)據(jù)項目輸入具體得飛行前頁面 , 以確保獲得最準(zhǔn)確得性能。 完成所有要求得飛行前輸入后 , 起飛基準(zhǔn)頁得飛行前狀態(tài)提示不再顯示。16、7、1、2 起飛爬升1) 概述起飛階段從選擇起飛 /復(fù)

26、飛開始,直到減推力高度 (通常在此選擇爬升推力 )。 爬升階段從減推力高度開始 ,直到爬升頂點。在爬升頂點 ,飛機到達性能起始頁所 輸?shù)醚埠礁叨?。選擇爬升推力時 , 起飛階段自動轉(zhuǎn)換到爬升階段。 爬升階段持續(xù)到爬升頂點 , 從此處開始巡航階段。在這些階段中 , 通常使用以下各頁面 :(1) 起飛基準(zhǔn)頁對離場跑道作最后改變(2) 離場頁對標(biāo)準(zhǔn)儀表離場作最后改變(3) 爬升頁修改爬升參數(shù)與監(jiān)控飛機爬升性能(4) 航段頁修改航路并監(jiān)控航路進程(5) 進程頁監(jiān)控飛行全進程(6) N1 限制頁選擇備用爬升推力限制(7) 離場/ 進場索引頁在返航時選擇進近程序。2) 起飛階段對離場跑道與標(biāo)準(zhǔn)儀表離場作最后

27、改變時 , 必須相應(yīng)修改起飛基準(zhǔn)與離場頁 使其一致。按壓起飛 /復(fù)飛電門時 ,根據(jù)正確得起飛參數(shù) ,FMC指令選擇得起飛推 力。在起飛滑跑過程中 ,自動油門指令推力 ,FMC指令加速到 +15與+25海里/小時 之間。高度 400 英尺可接通水平導(dǎo)航并提供航段飛行得橫滾指示。 收襟翼后可接 通垂直導(dǎo)航以控制爬升剖面。3) 爬升階段垂直導(dǎo)航指令加速到 :(1) 250 海里/ 小時;(2) 航路點速度限制或與起飛機場相關(guān)得速度限制 , 以二者中限制更嚴格者 為準(zhǔn)。在減爬升推力點 , 在具有自動減推力功能得飛機上 ,FMC指令減小推力至選 擇得爬升推力。穿越 10,000 英尺時,垂直導(dǎo)航指令加速

28、至經(jīng)濟爬升速度 , 并保持 到至進入巡航階段。如航路點速度限制低于目標(biāo)速度 , 速度限制優(yōu)先。爬升過程中 , 垂直導(dǎo)航遵守航段頁航路點高度與速度限制。暫時改平到飛越 高度限制時 , 飛機保持當(dāng)前得指令速度。預(yù)計爬升速度剖面將違反航路點高度限制時,FMC 顯示 CDU草稿行信息UNABLEN EXTA LTITUDE(無法達到下一高度 ) 。此時必須人工選擇一個不同得速度 剖面以提供更陡得爬升角度。如選擇了爬升 1 或爬升 2 減功率, 在爬升得最初階 段保持這個減功率。高度 15,000 英尺時增加到最大爬升推力。16、7、1、3 巡航巡航階段從爬升頂點開始 , 直到下降頂點。飛機到達爬升頂點

29、時 ,巡航階段自 動開始。巡航中 ,FMC得主要頁面有 :(1) 航段頁(2) 進程頁(3) 巡航頁使用航段頁管理航路限制并修改航路。 進程頁顯示飛行進程信息。 所需到達 時間得要求也同時顯示在進程頁。 巡航頁顯示垂直導(dǎo)航相關(guān)信息。 其它頁面包括 :(1) 位置基準(zhǔn)頁證實 FMC位置 ;(2) 位置漂移頁允許從不同位置基準(zhǔn)中選擇認可得一個 ;(3) 航路數(shù)據(jù)頁顯示航段頁每個航路點得進程數(shù)據(jù) , 顯示巡航航路點得風(fēng) 向/ 風(fēng)速;(4) 基準(zhǔn)導(dǎo)航數(shù)據(jù)頁顯示有關(guān)航路點、助航設(shè)備、機場或跑道得信息 ;(5) 水平偏置頁允許選擇航路偏置 ;(6) 定位點信息頁顯示有關(guān)航路點得信息 , 并可用來增加新得航

30、路點與定 位點;(7) 選擇所需航路點頁允許從重名航路點中選擇所需得航路點 ;(8) 導(dǎo)航狀態(tài)頁顯示可用得助航設(shè)備信息。在爬升頂點由爬升過渡到巡航與在下降頂點由巡航過渡到下降時 , 頁面自動 轉(zhuǎn)變。16、7、1、4 下降與進近1) 概述下降階段從下降頂點開始 , 到下降終點結(jié)束。下降階段得計劃在巡航階段開 始。進近階段從下降終點開始 ,持續(xù)到接地或復(fù)飛。 飛行中得各個階段 ,備降場都 可用且能在任何時候更新。在下降頂點由巡航過渡到下降時 , 自動轉(zhuǎn)換至下降 / 進近方式頁。2) 下降下降中, 可在航段與進程頁管理水平導(dǎo)航進程。垂直導(dǎo)航下降管理主要在下 降頁完成。也可在下降預(yù)報頁輸入預(yù)報風(fēng)向 /

31、 風(fēng)速以幫助完善下降計劃。在巡航中,下降頁用于監(jiān)控、修改或選擇下降航徑。 下降方式包括經(jīng)濟航徑、 經(jīng)濟速度、人工航徑與人工速度方式。默認得垂直導(dǎo)航下降方式就是經(jīng)濟航徑。 航徑方式下降時 , 飛機遵守飛行計劃中得高度與速度限制沿垂直航徑飛行。速度 方式下降時 , 飛機以固定得速度飛行并遵守飛行計劃中得高度與速度限制。3) 進近進近過程中 , 水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航引導(dǎo)通常過渡到無線電導(dǎo)航提供得進近引 導(dǎo)。 FMC繼續(xù)計算與顯示當(dāng)前位置 , 并能在不使用無線電導(dǎo)航時為某些進近類型 提供水平導(dǎo)航與垂直導(dǎo)航進近引導(dǎo)。在其它得進近引導(dǎo)有效之前 , 使用航段與進程頁管理飛行。用于進近得其它 頁面有:(1) 進近基準(zhǔn)頁選擇進近基準(zhǔn)速度 VREF;(2) 進場頁選擇所需得進場與進近程序 ;(3) 等待頁管理等待航線 , 可以在任何飛行階段使用。在進場頁可選擇目得地機場得進近、標(biāo)準(zhǔn)終端進場航路與進場過渡程序, 還可以檢查選擇得非目得地機場得有關(guān)信息。16、7、1、5 飛行完成著陸后, 在飛行完成階段清除有效飛行計劃與艙單數(shù)據(jù)。有些飛機飛行前數(shù) 據(jù)內(nèi)容恢復(fù)為默認值供下一次飛行使用。