《民航飛機自動飛行控制系統(tǒng)》課件合集

《民航飛機自動飛行控制系統(tǒng)》?精品課件合集自動飛行控制系統(tǒng)概述第一章目 錄CONTENTS1自動飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展自動飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)23自動飛行控制系統(tǒng)的功用4有關飛行控制自動化的爭議自動飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展第1節(jié)1.1

自動駕駛儀“陀螺駕駛儀”：功用是保持飛機的穩(wěn)定平飛，即穩(wěn)定飛機的角運動。自動駕駛儀中的測量元件（陀螺）從氣動陀螺發(fā)展為電動陀螺。自動駕駛儀中的伺服系統(tǒng)由過去的氣動-液壓式發(fā)展為全電動式。自動駕駛儀中控制信號的處理與放大組件從機電放大器、磁放大器發(fā)展為電子管、半導體、集成電路以及微處理器和數(shù)字化。由于通用航空飛機和大型運輸客機對自動飛行的要求不同，因而自動駕駛儀的類型多種多樣，其發(fā)展極不平衡。在單發(fā)私人小飛機上，可能只用到單獨的“橫滾穩(wěn)定系統(tǒng)”或“機翼改平系統(tǒng)”，而大型客機卻有從起飛至接地和滑行的全自動系統(tǒng)。1.2

從自動駕駛儀到自動飛行控制系統(tǒng)隨著計算機技術和信息綜合化技術的發(fā)展，數(shù)字式的

AFCS

開始和飛行管理計算機系統(tǒng)（FMCS）結合工作。在飛行管理計算機統(tǒng)一管理下的自動飛行控制系統(tǒng)和自動油門配合，實現(xiàn)對飛機的自動控制和對發(fā)動機推力的自動控制。飛行管理計算機系統(tǒng)的功能如下：飛行計劃性能管理導航計算對

VOR/DME

自動調諧自動油門速度指令1.2

從自動駕駛儀到自動飛行控制系統(tǒng)圖中的

IRS

是慣性導航系統(tǒng)，其主要作用是為飛行管理計算機系統(tǒng)提供位置信號，并為自動駕駛儀提供姿態(tài)和航向信號。其中：——

整體的FMS工作條件：水平導航和垂直導航接通--

-

-單獨工作在飛行管理計算機統(tǒng)一管理下的自動飛行控制系統(tǒng)和自動油門1.3

電傳飛行控制系統(tǒng)電傳飛行控制也稱電傳操縱，意為駕駛員指令飛機運動，而不是指令舵面偏轉。AFCS依靠機械連接推動舵面，飛機的響應運動需由駕駛員通過儀表感知后改變自己桿上的操縱，因而駕駛員進入了飛行控制回路FBW靠桿上傳感器的電信號和飛機運動傳感器的反饋信號疊加后操縱舵面和飛機運動，駕駛員不進入飛行控制回路，在自動飛行方式下兩者無多大差別。FBW

和AFCS

之間的不同在于：駕駛員扶桿操縱時1.4

光傳飛行控制系統(tǒng)為了防止電磁干擾傳輸信號，F(xiàn)BW

采用雙絞線和屏蔽接地等技術，但尚不能完全抑制意外的電磁和電擊干擾，在此問題上光傳輸具有極好的防護性能。國外主要飛機使用自動飛行控制系統(tǒng)的情況1.5

自動飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展方向在管制員駕駛員數(shù)據(jù)鏈通信（CPDLC）即將在飛機上推廣使用的今天，有人提出為使民用飛機進一步自動化，應該使機載計算機能夠讀出地面空中交通管制（ATC）的指令，并轉化為選定飛行路徑和速度的駕駛指令交給

AFCS

去執(zhí)行。這是一個外回路指令生成問題，屬于

FMC的工作，也是自動化飛行的發(fā)展方向。自動飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)第2節(jié)2

自動飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)的功用第3節(jié)3.1

實現(xiàn)飛機的自動飛行飛機的自動飛行控制就是利用一套專門的系統(tǒng)，在無人參與的條件下，自動操縱飛機按規(guī)定的姿態(tài)和航跡飛行，通?？梢詫崿F(xiàn)沿飛機三軸姿態(tài)角和飛機在

3

個方向空間位置的自動穩(wěn)定和控制。采用自動飛行的優(yōu)點如下:長距離飛行時解除飛行員的疲勞，減輕飛行員的勞動負荷。在某些壞天氣或復雜的氣象條件下，飛行員難于精確控制飛機的姿態(tài)和軌跡時，自動飛行控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)對飛機姿態(tài)和軌跡的精確控制。當氣象條件比較復雜，飛行員難于合理地操縱進近著陸階段時，可以由自動飛行控制系統(tǒng)精確地完成進近和著陸的機動飛行。3.2

改善飛機的性能一般來說，飛機的性能和飛行品質是由飛機自身的空氣動力特性和發(fā)動機的特性決定的。但是，隨著飛行高度和飛行速度的增加，飛機自身的特性會變壞?，F(xiàn)代飛機上常用的增穩(wěn)系統(tǒng)或阻尼系統(tǒng)也是一種控制系統(tǒng)，但它不是用來實現(xiàn)飛機的自動飛行控制，而是用來改善飛機的某些特性，實現(xiàn)所要求的飛行品質的。這類系統(tǒng)雖然不能實現(xiàn)自動飛行控制，但仍用于飛行控制，所以，它們也是自動飛行不可缺少的組成部分有關飛行控制自動化的爭議第4節(jié)4.1

關于自動飛行控制系統(tǒng)自動化程度的爭議高度自動化使駕駛員在空中減少工作負荷，并過分空閑，造成惰性，從而喪失警覺性。由于駕駛員知識水平不夠且訓練不太充分，駕駛員對飛行自動化的理解較膚淺，容易造成對某些飛行自動化的曲解和誤操作。輸入方式不再是通過分立的專用電門、旋鈕、手柄，而統(tǒng)一由方式控制板（MCP）和/或控制顯示組件（CDU）實現(xiàn)，容易發(fā)生輸入差錯，這種差錯將造成重大危害；應急情況下容易慌神，更易輸錯或使人機接口脫節(jié)，無法輸入控制。人機接口關系上曾提出過一些正面教學的觀點：自動飛行方式過多，在某些方式的自動過渡中易使駕駛員模糊或誤解。某些駕駛員過分依賴自動化，造成盲目的安全感而導致意外失控。駕駛員長期依靠自動化系統(tǒng)而缺乏手動操縱實踐，技術熟練程度逐漸下降和荒廢，當出現(xiàn)某些意外時，將手足無措，不能操縱改出。4.1

關于自動飛行控制系統(tǒng)自動化程度的爭議駕駛員和

CDU

打交道太多，下視時間太久，影響了平視和對外部環(huán)境的感知。玻璃駕駛艙中，存在兩套顯示部件、兩套側桿，正副駕駛員職責劃分上如何分工協(xié)調，兩人的操作意圖如何充分交流、互相理解，這里留下的空隙往往是引起事故的緣由之一。人機接口關系上曾提出過一些正面教學的觀點：信息量加大，輸入/輸出數(shù)據(jù)量加大，一方面減少了駕駛員體力負荷，另一方面增加了駕駛員對信息讀取理解、判斷決策上的腦力負荷，使得心理負荷更為沉重。駕駛員成為管理員，脫離了對飛機的實時控制，靠編程計劃去實現(xiàn)飛行，對飛行中實時空情察覺的把握程度降低了，一旦發(fā)生意外，就不能立即進入角色。4.1

關于自動飛行控制系統(tǒng)自動化程度的爭議爭議的一般結論認為：設計

AFCS

的前提是為保證飛行任務圓滿完成，達到安全指標和經(jīng)濟效益，并不是單純去追求高度自動化。注意人機接口上的安排，遵照人的因素和工效學原則，考慮到駕駛員的理解和接受程度，設計中要盡可能降低復雜性，由于

AFCS

飛行工作方式過多，所以要在

EFIS

屏幕的明顯位置顯示自動飛行的工作方式，防止駕駛員不能很好地感知生效工作方式，造成互相矛盾的誤操作或操縱不當。加強對駕駛員的訓練，通過訓練充分掌握自動飛行的機理和應急處理程序?？傊?，討論肯定了飛行自動化深入發(fā)展，以提高飛機的穩(wěn)定性、操縱性和飛行品質的必要性。這些都有利于緩解駕駛員操作緊張和疲勞，有利于飛行安全。4.2

關于

FBW

是否需要機械連接作備份的爭議這個問題起源于空客和波音兩大公司對

FBW

原理認識上的差異。通過時間的考驗，

證明了FBW是安全的，多余度電傳或光傳鏈接的可靠性在某些場合并不低于機械連接，特別對大尺寸飛機來說，超長度機械連接很不利。對于謹慎設計的利用側桿控制的FBW

已被普遍接受。國內某些專家也認為，由于電傳操縱系統(tǒng)具有機械操縱系統(tǒng)無法比擬的優(yōu)點，故電傳操縱系統(tǒng)已成為民用飛機操縱系統(tǒng)的發(fā)展方向。謝謝聆聽Thank

You！空氣動力學基礎知識第二章目 錄CONTENTS1引言2國際標準大氣飛機升力的產(chǎn)生原理5飛機的空氣動力特性氣體流動的基本概念和基本方程34引言第1節(jié)1

引言空氣動力學是研究飛機和空氣做相對運動時（飛機在靜止空氣中運動或空氣流過靜止不動的飛機），空氣的運動規(guī)律及空氣作用在飛機上的力和力矩的規(guī)律的學科。在這種相對運動過程中，空氣作用在飛機上的力叫作空氣動力。它的大小和變化規(guī)律與飛機外形、飛行姿態(tài)、飛行速度和飛行高度有密切的關系。國際標準大氣第2節(jié)2

國際標準大氣所謂國際標準大氣（International

Standard

Air，ISA），就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計算和試驗飛行的統(tǒng)一標準。國際標準大氣由國際民航組織（International

Civil

Aviation

Organization，ICAO）制訂，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù)建立的。國際標準大氣假設重力加速度為恒定值，包括如下規(guī)定：海平面高度為

0

m。海平面氣溫為

288.15

K，或15℃或

59℉。海平面氣壓為

1

013.2

hPa（百帕）或

29.92inHg（英寸汞柱）海平面聲速為

661

kt。對流層高度為

11

km（36

089

ft）。對流層內標準溫度遞減率為每增加

1

000

m

溫度遞減

6.5℃，或每增加

1

000

ft

溫度遞減2℃；從11

km

到

20

km

之間的平流層底部氣體溫度為常值：－56.5℃

或

216.65K。氣體流動的基本概念和基本方程第3節(jié)3.1

流線和流線譜流線是流體微團流動的路線。流線具有不可能相交，不可能分叉的特點。流線的集合稱為流線譜，流線所圍成的管狀曲面稱為流管。流線譜和流管3.2

流體的連續(xù)性定理連續(xù)性定理的表述為：流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質量相等。流過截面

1（面積為

S1，流速為

v1，密度為ρ1）和流過截面2（面積為

S2，流速為

v2，密度為ρ2）的流體的質量相等。即連續(xù)性方程為：S1v1

ρ

1=S2v2

ρ

2=常量當流體低速流動時，空氣密度不變，

ρ

1=

ρ

2則：S1v1=S2v2即截面大的地方，流速??；截面小的地方，流速大。流速大小與截面面積成反比。流體的連續(xù)性定理3.3

流體的伯努利定理空氣穩(wěn)定流動時，主要有

4

種能量：動能、壓力能、熱能、重力勢能。根據(jù)能量守恒定律，應有：動能+壓力能+熱能+重力勢能=常量當空氣低速流動時，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。因此，沿流管任意截面上有：

動能+壓力能=常值伯努利定律可以表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動壓和靜壓之和保持不變。由此可見，流速大，動壓大，靜壓就??；流速小，動壓小，靜壓就大。當流速減小到零，靜壓增加到最大，等于總壓。流體的伯努利定理飛機升力的產(chǎn)生原理第4節(jié)4.1

機翼的形狀和機翼的基本參數(shù)3—后緣；4—翼弦。翼型機翼的形狀主要是指機翼的平面形狀和剖面形狀，它是影響機翼的空氣動力性能的主要因素。機翼的剖面形狀（翼型）機翼的剖面形狀是指沿著與機身縱軸平行的方向剖開來的剖面形狀（通常也稱為“翼型或翼剖面”）1—上、下表面；2—前緣；翼剖面最前端的一點稱為“前緣”，最后端的一點稱為“后緣”，機翼前緣與后緣之間的連線稱為“翼弦”，也稱為弦線。翼弦4.1

機翼的形狀和機翼的基本參數(shù)迎

角相對氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之間的夾角，稱為迎角，用α表示。相對氣流方向指向翼弦下方為正迎角，相對氣流方向指向翼弦上方為負迎角，相對氣流方向與翼弦平行為零迎角。飛行中飛行員可通過前后移動駕駛桿來改變飛機的迎角。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。迎角4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理升力的定義飛機在空中飛行時，相對氣流流過飛機，就會產(chǎn)生作用于飛機的空氣動力。飛機各部分所產(chǎn)生的空氣動力的總和，叫作飛機的總空氣動力，通常用

R

表示。將飛機的總空氣動力

R

分解為垂直于飛行速度（相對氣流）方向和平行于飛行速度（相對氣流）方向的兩個分力。垂直于飛行速度方向的分力叫升力，用

L

表示。平行于飛行速度方向的分力叫阻力，用

D表示。飛機的總空氣動力、升力和阻力4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理翼型的壓力分布在描述機翼的壓力分布時，通常將機翼上各點的靜壓（p）與大氣壓（p0）進行比較。翼面各點靜壓（p）與大氣壓（p0）之差稱為剩余壓力，即?p＝p－p0如果翼面上某點的靜壓高于大氣壓，則?p

為正值，叫作正壓；如果翼面上某點的靜壓低于大氣壓，則?p

為負值，稱為吸力（或負壓）。吸力和正壓可以用矢量來表示，矢量方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外，表示吸力（負壓）；箭頭指向翼面，表示正壓。矢量箭頭的長度表示吸力或正壓的大小。將各點矢量的外端用光滑的曲線連接起來，就得到了矢量表示的機翼壓力分布圖。機翼壓力分布的矢量表示法4.2

機翼上升力的產(chǎn)生原理升力公式機翼上產(chǎn)生的升力可用下面的公式來計算：CL為升力系數(shù)，主要取決于迎角和翼型的形狀，與動壓（流速）無關，由試驗取21

2得；S

為機翼面積；ρ為空氣密度；v

為氣流速度； ρv

表示動壓。飛機的空氣動力特性第5節(jié)5.1

升力特性飛機的升力特性是指飛機升力系數(shù)的變化。在中小迎角范圍，由于氣流與全部機翼表面接觸，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大而線性增大。當迎角增加到一定范圍時，隨著迎角增大，氣流開始從機翼后緣分離，升力系數(shù)增大的趨勢減緩，呈曲線增大。飛機的升力系數(shù)曲線5.2

阻力特性飛機的阻力特性是指飛機的阻力變化規(guī)律。阻力系數(shù)隨迎角的增大而一直增大，近似于拋物線規(guī)律。在中小迎角范圍，迎角增大，阻力系數(shù)增加緩慢。迎角較大時，隨迎角增大，阻力系數(shù)增加較快。接近或超過臨界迎角時，阻力系數(shù)急劇增大。某型飛機的阻力系數(shù)曲線5.3

升阻比特性升阻比是在相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，說明在同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機的空氣動力性能越好，對飛行越有利。升阻比存在一個最大值，此時對應的迎角稱為最小阻力迎角（亦稱有利迎角）。從零升迎角到最小阻力迎角，迎角增大，升阻比增大。到最小阻力迎角，升阻比最大。超過最小阻力迎角，迎角增大，升阻比減小。在迎角超過臨界迎角后，升阻比急劇降低。某機型的升阻比曲線謝謝聆聽Thank

You！飛機操縱的基本原理第三章目 錄CONTENTS1飛機的主要組成及各組成部件的功用2飛機的操縱系統(tǒng)飛機的主要組成及各組成部件的功用第1節(jié)1

飛機的主要組成及各組成部件的功用機翼——機翼的主要作用是產(chǎn)生升力，也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。機身——機身的主要作用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設備。尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。起落裝置——起落裝置主要用來支撐飛機，用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放飛機。動力裝置——動力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，使飛機前進。飛機的主要組成飛機的操縱系統(tǒng)第2節(jié)2.1

飛機的

3

個轉動軸及繞三軸的轉動縱軸（OX）飛機縱軸（OX）與飛機機身的設計軸線平行，且處于飛機對稱平面內，指向機頭。飛機繞縱軸的運動稱為橫滾或滾轉，因此，縱軸也稱為橫滾軸。飛機縱軸（OX）、飛機橫滾運動方向以及橫滾操縱面橫軸（OY）飛機橫軸（OY）垂直于飛機對稱平面，指向右翼。飛機繞橫軸的運動稱為俯仰運動，因此，橫軸也稱為俯仰軸。飛機橫軸（OY）、飛機俯仰運動方向和俯仰操縱面2.1

飛機的

3

個轉動軸及繞三軸的轉動立軸（OZ）飛機立軸（OZ）在飛機對稱平面內，且垂直于縱軸和橫軸，指向上。飛機繞立軸的運動稱為偏航運動，因此，立軸也稱為偏航軸。飛機立軸（OZ）、飛機偏航運動方向和偏航操縱面2.1

飛機的

3

個轉動軸及繞三軸的轉動飛機的重心飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫作飛機的重力。飛機重力的著力點，叫作飛機的重心。重力著力點所在的位置，叫重心位置。重心位置表示法平均空氣動力弦的定義2.2

飛機操縱系統(tǒng)飛機操縱面飛機操縱系統(tǒng)一般包括駕駛艙里的操縱器、鋼索、滑輪、連桿以及飛機外部活動面（操縱面）。操縱系統(tǒng)可以分為主操縱系統(tǒng)和輔助操縱系統(tǒng)。主操縱系統(tǒng)包括升降舵、方向舵和副翼。輔助操縱系統(tǒng)主要包括增升裝置、增阻裝置和水平安定面。2.3

飛機的操縱原理方向舵右偏引起飛機向右偏航的原理利用方向舵操縱飛機偏航的原理方向舵右偏之后，流過垂直安定面左邊的氣流速度一定比右邊的氣流速度大，垂直安定面左邊的靜壓比右邊的靜壓小，所以，垂直安定面上總的靜壓壓力指向左邊，該壓力產(chǎn)生繞飛機順時針方向的力矩，飛機向右偏航。方向舵左偏后操縱飛機左偏航的原理與此類似。2.3

飛機的操縱原理左副翼向下，右副翼向上引起飛機向右滾轉的原理利用副翼操縱飛機滾轉的原理左副翼向下，引起左機翼升力增加，右副翼向上，引起右機翼升力減少，左右機翼的升力差產(chǎn)生繞飛機重心向右滾轉的力矩，引起飛機圍繞縱軸向右滾轉。左副翼向上、右副翼向下操縱飛機向左滾轉的原理與此類似。2.3

飛機的操縱原理升降舵上偏，引起飛機抬頭的原理利用升降舵操縱飛機俯仰的原理升降舵上偏之后，流過升降舵下表面的氣流速度一定比上表面的氣流速度大，所以，升降舵下表面的靜壓比上表面的靜壓小，升降舵受到的總壓力向下，產(chǎn)生繞飛機橫軸的抬頭力矩，飛機將抬頭。升降舵下偏操縱飛機低頭的原理與此類似。謝謝聆聽Thank

You！飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性第四章目 錄CONTENTS1飛機的平衡飛機的穩(wěn)定性23飛機的操縱性4飛行操縱警告系統(tǒng)飛機的平衡第1節(jié)1

飛機的平衡飛機的平衡是指作用于飛機上的所有外力的代數(shù)和等于零，且各力對重心所構成的力矩的代數(shù)和也等于零的飛行狀態(tài)。飛機的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側平衡。勻速直線運動是飛機的一種平衡狀態(tài)。飛機做勻速直線運動的第一個條件是發(fā)動機推力或拉力等于阻力，以保持飛機的速度不變；第二個條件是升力等于飛機的重力，以保持飛機的高度不變；第三個條件是作用于飛機重心的所有力矩之和等于零，以保持姿態(tài)不變。飛機勻速直線運動時的平衡條件1234加減油門會改變拉力或推力的大小，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機的俯仰平衡。收放襟翼會引起飛機升力和俯仰力矩的變化，從而影響俯仰平衡。收放起落架會引起飛機重心位置的前后移動，飛機將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。飛行中，人員和貨物的移動、燃油的消耗等都可能會引起飛機重心位置的前后變動。重心位置的改變勢必引起各俯仰力矩的改變，主要是影響機翼產(chǎn)生的力矩變化。1.1

飛機的俯仰平衡飛機的俯仰平衡是指作用于飛機上的各俯仰力矩之和為零。影響俯仰平衡的因素很多，主要包括：加減油門、收放襟翼、收放起落架和重心變化。1.2

飛機的方向平衡飛機的方向平衡是指作用于飛機的各偏轉力矩之和為零。飛機取得方向平衡后，不繞立軸轉動，側滑角不變或側滑角為零。影響飛機方向平衡的因素主要有機翼變形，左、右兩翼阻力不等，左、右兩邊發(fā)動機工作狀態(tài)不同等。飛機縱軸（OX）、飛機橫滾運動方向以及橫滾操縱面1.3

飛機的橫側平衡飛機的橫側平衡是指作用于飛機的各滾轉力矩之和為零。飛機取得橫側平衡后，不繞縱軸滾轉，坡度不變或坡度為零。影響飛機橫側平衡的因素主要有機翼變形、兩翼升力不等、油門改變導致螺旋的反作用力矩隨之改變、重心左右移動（如兩翼的油箱、耗油不均）、兩翼升力作用點至重心的力臂改變等形成的滾轉力矩的改變。飛機橫軸（OY）、飛機俯仰運動方向和俯仰操縱面飛機的穩(wěn)定性第2節(jié)2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類穩(wěn)定性的定義穩(wěn)定性是指物體在受到微小擾動后能夠自動回到原平衡狀態(tài)的能力。穩(wěn)定不穩(wěn)定中立穩(wěn)定2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類穩(wěn)定性的條件要具有穩(wěn)定性，必須具備兩個條件：一是有穩(wěn)定力矩，即物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的力矩。二是有阻尼力矩，即物體受擾后的運動過程中，自動出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的力矩，稱為阻尼力矩。只有在穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用下，才能充分保證物體具有穩(wěn)定性。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類穩(wěn)定性的分類按時間響應的特點，可將穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性：

如果物體受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，則稱該物體是靜穩(wěn)定的。動穩(wěn)定性：擾動運動過程中如果出現(xiàn)阻尼力矩，能最終使物體回到原平衡狀態(tài)，則稱物體是動穩(wěn)定的。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類具有靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性的物體受擾后的響應情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應情況圖所示為物體具有靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性時的響應情況。根據(jù)阻尼力矩大小的不同，物體在受擾動后可以逐漸回到原平衡狀態(tài)或經(jīng)振蕩后回到原平衡狀態(tài)。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類物體具有靜不穩(wěn)定性和動不穩(wěn)定性的響應情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應情況

圖所示為物體具有靜不穩(wěn)定性和動不穩(wěn)定性時的響應情況。根據(jù)阻尼力矩大小的不同，物體在受擾動后可以逐漸偏離原平衡狀態(tài)或在振蕩逐漸增加的情況下進一步偏離原平衡狀態(tài)。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類物體具有動中立穩(wěn)定性的響應情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應情況圖所示為物體具有動中立穩(wěn)定性的響應情況。根據(jù)靜穩(wěn)定性的不同，物體在受擾動后可以保持在偏離狀態(tài)不變，或者在原平衡位置做等幅振蕩。2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機的靜穩(wěn)定性、靜中立穩(wěn)定性和靜不穩(wěn)定性飛機的靜穩(wěn)定性飛機的靜穩(wěn)定性研究飛機受擾后的最初響應問題。即研究飛機是否具有回到原穩(wěn)定狀態(tài)的趨勢問題。2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機的動穩(wěn)定性飛機的動穩(wěn)定性研究飛機受擾運動的時間響應歷程問題。飛機的穩(wěn)定性是飛機本身必須具有的一種特性，飛機的穩(wěn)定性不是一成不變的，而是隨著飛行條件的改變而變化的。在一定的飛行條件下，飛機具有足夠的穩(wěn)定性；而在另一些飛行條件下，飛機的穩(wěn)定性減弱，甚至由穩(wěn)定變成不穩(wěn)定。同時，飛機的穩(wěn)定性與飛機的操縱性有密切的關系，要學習飛機的操縱性，必須首先懂得飛機的穩(wěn)定性。2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機繞三軸的穩(wěn)定性 飛機的俯仰穩(wěn)定性的定義焦點的概念：機翼剖面上存在一個點，可認為機翼升力作用在這個點上，同時伴隨一個不變的俯仰力矩，重要的是，這個點的位置不隨迎角改變而改變，這就給機翼俯仰力矩的計算帶來了極大的方便。機翼的焦點飛機的焦點2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機繞三軸的穩(wěn)定性 飛機的俯仰穩(wěn)定性的定義飛機的俯仰穩(wěn)定性（俯仰靜穩(wěn)定性）：飛機要產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩，必須保證在迎角增加時，全機附加升力的著力點處于全機重心之后，即全機焦點位于全機重心之后。俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生：飛機的俯仰穩(wěn)定力矩主要是由平尾產(chǎn)生的。飛機受到干擾上仰后俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機繞三軸的穩(wěn)定性 飛機的俯仰穩(wěn)定性的定義飛機俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生：飛機的俯仰阻尼力矩主要由平尾產(chǎn)生。飛機在轉動過程中，導致平尾出現(xiàn)附加的上下速度分量，平尾由此產(chǎn)生附加的上下升力，構成阻尼力矩。飛機俯仰靜穩(wěn)定性的條件：飛機的俯仰靜穩(wěn)定性的條件是全機焦點在全機重心之后。飛機之所以具有俯仰穩(wěn)定性，即焦點在重心之后，是由平尾決定的。2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機繞三軸的穩(wěn)定性 飛機的俯仰穩(wěn)定性的定義具有不同俯仰靜穩(wěn)定性和俯仰動穩(wěn)定性的飛機在受到初始擾動后的響應情況：具有靜不穩(wěn)定性和動不穩(wěn)定性的飛機，在受到擾動偏離原位置后的響應情況具有中立靜穩(wěn)定性和中立動穩(wěn)定性的飛機，在受到擾動偏離原位置后的響應情況2.2

飛機的穩(wěn)定性具有靜穩(wěn)定性和動不穩(wěn)定性的飛機受擾動偏離原位置后的響應情況2.2

飛機的穩(wěn)定性飛機繞三軸的穩(wěn)定性 飛機的橫側穩(wěn)定性飛機的橫側穩(wěn)定性是指飛機受擾使坡度發(fā)生改變，擾動消失后，飛機具有自動趨向恢復原坡度的特性。飛機繞三軸的穩(wěn)定性飛機的方向穩(wěn)定性飛機的方向穩(wěn)定性是指飛機受擾使側滑角改變，擾動消失后，飛機有自動趨向恢復原來側滑角的特性。飛機的操縱性第3節(jié)3

飛機的操縱性所謂飛機的操縱性，通常是指飛機在飛行員操縱升降舵、方向舵和副翼的情況下改變飛機飛行狀態(tài)的特性。研究飛機的操縱性，是要研究飛機飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程（即舵面偏轉角度）和桿力大小之間的基本關系、飛機反應快慢以及影響因素等。鉸鏈力矩和操縱力矩飛行操縱警告系統(tǒng)第4節(jié)4.1

自然失速警告失速警告?zhèn)鞲衅鞯陌惭b位置及原理當飛機的迎角接近臨界迎角時，由于氣流分離而形成的漩渦周期性地形成，并脫離機翼表面，將引起飛機、桿、舵的抖動現(xiàn)象，這種現(xiàn)象稱為自然失速警告。4.2人工失速警告系統(tǒng)當飛機速度在失速速度以上的某個速度上時（如

1.3

倍的失速速度）發(fā)出失速警告，這種警告稱為人工失速警告。人工失速警告系統(tǒng)包括失速警告喇叭、失速警告燈、抖桿器以及迎角傳感器。4.3

失速警告測試開關失速警告測試電門允許隨時檢查系統(tǒng)的工作。在地面時，按壓測試電門，空/地電門被旁通，每個測試電門測試各自的失速警告系統(tǒng)，并檢查迎角傳感器和襟翼位置傳感器的工作是否正常，此時兩個駕駛桿都會抖動。失速警告抖桿器失速警告測試電門謝謝聆聽Thank

You！自動駕駛儀系統(tǒng)第五章目 錄CONTENTS1自動駕駛儀的功能2自動駕駛儀的模型自動駕駛儀的回路5自動駕駛儀的控制通道自動駕駛儀的組成34目 錄CONTENTS6自動駕駛儀的類型和控制律7自動駕駛儀的伺服作動系統(tǒng)自動駕駛儀俯仰通道各方式的原理自動駕駛儀駕駛盤操縱方式的原理8 自動駕駛儀橫滾通道各方式的原理91011自動駕駛儀的使用自動駕駛儀的功能第1節(jié)1.1

自動駕駛儀的基本功能自動保持三軸穩(wěn)定，即自動保持航向角、俯仰角于某一希望角度，傾斜角保持為零，進行直線飛行（平直飛行、爬高或下滑）。通過旋鈕或其他控制器給定期望航向角或俯仰角，使飛機自動改變航向并穩(wěn)定于該航向，或使飛機上仰或下俯并保持給定俯仰角自動將飛機保持在某一高度上，進行定高飛行。通過控制器給自動駕駛儀設定目標高度，自動駕駛儀自動操縱飛機爬高或下降到該目標高度，并將飛機自動保持在目標高度上。按甚高頻全向信標臺（VOR）的無線電信號自動操縱飛機進入

VOR

航道，并跟蹤該航道；按

ILS

的信號完成飛機著陸前的進近。按飛行管理計算機系統(tǒng)或其他導航系統(tǒng)要求，實現(xiàn)按預定的航路飛行，保持航跡。超控功能。當自動駕駛儀的伺服系統(tǒng)處于卡死或無法操作的狀態(tài)時，應允許飛行員超控自動駕駛儀。1.2

自動駕駛儀的輔助功能自動同步功能。在投入自動駕駛儀之前，飛機本身處于平直飛行的配平狀態(tài)，必須讓自動駕駛儀的反饋信號與測量信號的總和回零，以避免自動駕駛儀接通后對飛機形成沖擊。BIT

功能。在自動駕駛儀的部件及系統(tǒng)中，可設置

BIT（BuiltinTest）檢測信號，以檢查某部件或全系統(tǒng)工作是否正常。馬赫數(shù)配平功能。飛機在跨音速區(qū)飛行時，升降舵操縱特性有一個正梯度區(qū)，從而使操縱特性不穩(wěn)定，這時，需要啟動馬赫數(shù)配平系統(tǒng)來控制水平安定面或升降舵，以改善其操縱特性。自動駕駛儀的模型第2節(jié)2

自動駕駛儀的模型自動駕駛儀是一個典型的反饋控制系統(tǒng)，它代替飛行員操縱飛機飛行。飛行員與飛機構成的閉環(huán)系統(tǒng)自動駕駛儀與飛機構成的閉環(huán)系統(tǒng)自動駕駛儀的組成第3節(jié)3

自動駕駛儀的組成自動駕駛儀是通過

3

套控制回路分別去驅動飛機的副翼、升降舵和方向舵，從而實現(xiàn)對飛機三軸的控制。每套自動控制回路稱為自動駕駛儀的一個通道?？刂粕刀娴幕芈罚Q為升降舵通道或俯仰通道；控制副翼的回路，稱為副翼通道或橫滾通道；控制方向舵的回路，稱為方向舵通道或航向通道。3

個通道既獨立，又相互聯(lián)系，相互響應，共同完成對飛機的控制。三通道自動駕駛儀的組成3.1→3.3測量裝置各種敏感元件，用于測量飛機的運動參數(shù)，反映飛機的實際狀態(tài)，包括主測裝置和輔助測量裝置。信號處理元件信號處理元件亦稱計算裝置，其功用是把各種敏感元件的輸出信號和從控制裝置輸入的給定信號進行比較，處理為符合控制規(guī)律要求的信號。包括綜合裝置、微分器、積分器、限幅器及濾波器等，同時還可兼顧機內檢測（BIT），甚至故障檢測與報警等任務。放大器放大器對信號處理元件輸出的微小信號進行功率放大，為執(zhí)行機構提供足夠的功率需求。3.4→3.6舵

機舵機是自動駕駛儀的執(zhí)行機構，或伺服系統(tǒng)，其功用是根據(jù)放大元件的輸出信號驅動舵面偏轉。常用的自動駕駛儀的舵機有電動舵機和電動-液壓舵機兩種?；剌斞b置回輸裝置使舵面的偏轉角度或/和舵面的偏轉角速度與自動駕駛儀計算機的輸出信號成一定的函數(shù)關系，改善舵機的性能。在一些資料上將該裝置稱為反饋裝置。控制顯示裝置控制顯示裝置是飛行員與自動駕駛儀交換信息的主要手段，主要包括控制板和飛行方式通告牌。控制板用于飛行員向自動駕駛儀下達一定的指令，而顯示裝置則用于自動駕駛儀向飛行員反饋其工作方式或狀態(tài)。自動駕駛儀的回路第4節(jié)4.1

舵回路將舵機或舵面的偏轉信號反饋回計算裝置，就形成了舵回路。其功用是保證

A/P

的輸出和輸入成一定的比例關系，減少鉸鏈力矩對舵機工作性能的影響，改善舵機的性能。舵回路一般包括舵機、反饋部件和放大器。自動駕駛儀的舵回路4.2

穩(wěn)定回路如果測量部件測量的是飛機的飛行姿態(tài)信息，則姿態(tài)測量部件和舵回路就構成了自動駕駛儀；自動駕駛儀和被控對象（飛機）又構成了穩(wěn)定回路。穩(wěn)定回路的主要作用是穩(wěn)定和控制飛機的姿態(tài)角。自動駕駛儀的穩(wěn)定回路4.3

控制回路穩(wěn)定回路加上測量飛機重心位置信號的元件以及表征飛機空間位置幾何關系的運動學環(huán)節(jié)，就組成了控制飛機質心運動的回路，稱為控制回路，或稱制導回路。控制回路的功用是控制飛機的軌跡和速度。自動駕駛儀的控制（制導）回路4.4

同步回路自動駕駛儀的控制（制導）回路同步回路在自動駕駛儀銜接時，保證系統(tǒng)輸出為零，即自動駕駛儀的工作狀態(tài)與當時飛行姿態(tài)同步。同步回路必須保證

A/P

舵機位置與

A/P指令一致，以及操縱面位置與自動駕駛儀舵機位置一致，以確保

A/P

舵機位置、操縱面位置和自動駕駛儀計算機指令三者一致，即三者同步。同步的目的是避免在自動駕駛儀銜接瞬間對飛機造成沖擊。為了實現(xiàn)同步，在自動駕駛儀中需對應的兩個監(jiān)控器來監(jiān)控自動駕駛儀的性能。分別是自動駕駛儀舵機位置監(jiān)控器和舵面位置監(jiān)控器。自動駕駛儀的控制通道第5節(jié)5.1

副翼控制通道單通道自動駕駛儀只提供橫滾控制（

繞縱軸的控制）

，

即只控制飛機的副翼。由于它們的局限性，

這些

系

統(tǒng)

通

常

被

稱

為“Wings

Leveler（機翼改平器）”。自動駕駛儀的控制（制導）回路5.2

升降舵控制通道雙通道的自動駕駛儀除了控制飛機的橫滾姿態(tài)外，

還控制飛機的俯仰姿態(tài)（

飛機繞橫滾軸的轉動）。這樣的雙通道自動駕駛儀是單機組的飛機執(zhí)行儀表飛行的最低設備要求。自動駕駛儀升降舵通道的原理圖5.3

方向舵控制通道自動駕駛儀方向舵通道控制方案

1——方向舵通道中僅輸入側滑角信號方案一該方案中輸入自動駕駛儀方向舵通道計算機的是飛機的側滑角，計算機根據(jù)側滑角的大小和方向計算出方向舵偏轉指令，再由方向舵伺服系統(tǒng)驅動方向舵偏轉，以便將側滑角修正為零。在該方案中，方向舵通道的主要作用是修正側滑角，而非控制。5.3

方向舵控制通道自動駕駛儀方向舵通道控制方案

2——方向舵通道中同時輸入坡度角和偏航速率信號方案二該方案中，輸入方向舵通道計算機的信號有來自副翼通道的橫滾姿態(tài)信號和來自偏航速率陀螺的偏航速率信號。方向舵通道計算機根據(jù)橫滾姿態(tài)信號計算機計算出方向舵偏轉指令，以實現(xiàn)協(xié)調轉彎（轉彎時保持側滑角為零）的目的。這種在方向舵控制通道中同時使用坡度信號和偏航速率作為輸入信號控制飛機的方向舵時，既能夠實現(xiàn)協(xié)調轉彎的功能，又能夠實現(xiàn)側滑角修正的功能。5.4

自動駕駛儀各通道之間的關系協(xié)調轉彎的概念飛機在水平面內連續(xù)改變飛行方向，要保證滾轉與偏航兩者綜合影響最小，即β=0，并能保持飛行高度的一種動作，稱為協(xié)調轉彎。協(xié)調轉彎的參數(shù)條件飛機協(xié)調轉彎時，各個參數(shù)之間滿足如下條件：穩(wěn)態(tài)滾轉角等于常數(shù)；航向穩(wěn)態(tài)角速度等于常數(shù)；穩(wěn)態(tài)升降速度等于零；穩(wěn)態(tài)側滑角等于零。飛機協(xié)調轉彎受力圖5.4

自動駕駛儀各通道之間的關系飛機帶坡度時的升力補償（正矢）為了使飛機在水平面內轉彎不掉高度，自動駕駛儀自動控制飛機時，采用了使升降舵向上偏轉的方法，增加飛機的迎角，從而增加升力，使升力垂直分量始終與重力（G）平衡。機翼水平，不需要進行升力補償5.4

自動駕駛儀各通道之間的關系飛機帶坡度時的升力補償（正矢）如果飛機帶坡度轉彎，由于此時不是所有的升力都垂直向上，如果沒有升力補償，該飛機將開始下降。虛線部分就是飛機壓坡度后損失的升力。損失的升力是坡度的函數(shù)，是

1

減去坡度角的余弦，在工程中被稱為正矢。這個值代表了需要采取某種方式增加的升力，以保證飛機不會掉高度。飛機坡度較大時，升力補償信號的產(chǎn)生原理5.4

自動駕駛儀各通道之間的關系自動駕駛儀

3

個通道之間的關系在自動駕駛儀控制飛機時，如果自動駕駛儀有

3

個通道，則

3

個通道之間的關系如圖。自動駕駛儀在控制飛機時，飛機的坡度信號會同時輸送到方向舵通道，以便將側滑角控制為零，并將坡度信號輸送到升降舵通道，以進行升力補償。自動駕駛儀的類型和控制律第6節(jié)6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律迎角比例式自動駕駛儀 簡單的比例式自動駕駛儀控制律：以俯仰通道為例，如果升降舵的偏轉角增量（偏轉角度）與飛機俯仰角偏差成正比，稱為簡單的比例式自動駕駛儀。其控制規(guī)律為：?δ?=Lθ（?θ-?θg）角位移式自動駕駛儀穩(wěn)定飛機姿態(tài)的原理：角位移式自動駕駛儀穩(wěn)定飛機是指如果飛機受到干擾偏離原始狀態(tài)，自動駕駛儀將飛機修正到原狀態(tài)的過程。其控制規(guī)律為：?δ?=Lθ?θ自動駕駛儀穩(wěn)定飛機的工作過程6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動駕駛儀

簡單的比例式自動駕駛儀比例式自動駕駛儀操縱飛機姿態(tài)的原理：角位移式自動駕駛儀操縱飛機是指自動駕駛儀根據(jù)指令將飛機從初始姿態(tài)角改變到給定姿態(tài)角，并最后將飛機穩(wěn)定在給定姿態(tài)角上的過程。給定姿態(tài)信號一般通過自動駕駛儀控制板上的開關和電門輸入。角位移式自動駕駛儀的控制板6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律假設飛行員通過自動駕駛儀控制板上的俯仰姿態(tài)給定信號電門向自動駕駛儀輸入一個指令制導駕駛儀操縱飛機上仰的給定信號，計算機接受這一姿態(tài)給定信號，經(jīng)計算、放大后輸至舵機，舵機帶動舵面向上偏轉。角位移式自動駕駛儀操縱飛機姿態(tài)的原理6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動駕駛儀 簡單的比例式自動駕駛儀缺點：飛機不能穩(wěn)定在給定俯仰角上，必然產(chǎn)生過調，使飛機的俯仰角往反方向變化，使舵機帶著升降舵向上偏轉，進而使飛機上仰。如此周而復始，飛機的穩(wěn)定過程是振蕩的。又由于空氣的阻力作用，這種振蕩為衰減振蕩。簡單比例式自動駕駛儀穩(wěn)定飛機的過程6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動駕駛儀 比例加阻尼式自動駕駛及其控制規(guī)律為了減小調節(jié)過程的振蕩次數(shù)，提高自動駕駛儀控制飛機的穩(wěn)定性，在比例式自動駕駛儀中引入了飛機的姿態(tài)角速度信號，與角度信號一起共同控制飛機。具有這種控制律的自動駕駛儀稱為比例加阻尼式自動駕駛儀，其控制律為：?δ?=Lθ（?θ-?θg）+Lθ?θ比例式加阻尼式自動駕駛穩(wěn)定飛機的過程6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律積分式自動駕駛儀的控制規(guī)律舵回路采用硬反饋（舵面位置反饋）時，在常值干擾力矩

Mf

作用下會出現(xiàn)靜差，這時由于必須有一恒定舵偏角才能平衡干擾力矩。比例式自動駕駛儀在常值干擾作用下，會存在穩(wěn)定的姿態(tài)角誤差。誤差的大小與常值干擾力矩成正比，與姿態(tài)角和舵面偏轉角度之間的傳遞系數(shù)成反比。若不用硬反饋，而改用速度反饋，使舵面偏轉角速度與俯仰角的偏差成正比，這樣的自動駕駛儀在控制飛機的過程中，舵面偏轉的角度與姿態(tài)角偏差的積分是成比例的，所以，稱為積分式自動駕駛儀。6.1

角位移式自動駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋自動駕駛儀均衡式反饋自動駕駛儀的低頻特性接近積分式自動駕駛儀的特性，高頻特性則接近比例式自動駕駛儀的特性。它的舵偏轉角度既與俯仰角偏差成正比，又與俯仰角偏差的積分成正比，是一種兼有比例式自動駕駛儀特性和積分式自動駕駛儀特性的自動駕駛儀。6.2

軌跡式自動駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋自動駕駛儀飛行控制的最終目的是使飛機以足夠的準確度保持飛機飛行軌跡或跟蹤預定的飛行軌跡?？刂骑w機運動軌跡的系統(tǒng)稱為制導系統(tǒng)，它是在角運動系統(tǒng)的基礎上形成的。系統(tǒng)的輸入量是預定軌跡參量，輸出量是飛機的實際軌跡參量。軌跡控制式自動駕駛儀一般結構圖6.2

軌跡式自動駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋自動駕駛儀由于飛機在遠距離航行以及進場著陸的初始階段均需要保持高度的穩(wěn)定，高度控制系統(tǒng)執(zhí)行高度剖面中的某個軌跡，而且處于控制狀態(tài)。飛行高度的穩(wěn)定與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來完成，因為飛機受到縱向常值干擾力矩（如垂直風等）時，硬反饋式舵回路俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)存在俯仰角以及航跡傾斜角靜差，不能保持高度。角穩(wěn)定系統(tǒng)在垂風氣流的干擾下同樣也會產(chǎn)生高度漂移。軌跡控制式自動駕駛儀一般結構圖高度穩(wěn)定系統(tǒng)構成6.3

軌跡控制中自動飛行控制系統(tǒng)與導航系統(tǒng)的關系導航計算機的輸入信號通常代表在給定時間的位置、速度或方向的偏離信號或誤差信號。自動飛行控制系統(tǒng)計算機結合這些偏離信號或誤差信號，以及來自不同傳感器和系統(tǒng)（如姿態(tài)和航向基準系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)）的信號，計算出機動飛行指令。軌跡控制中自動飛行控制系統(tǒng)與導航系統(tǒng)的關系6.3

軌跡控制中自動飛行控制系統(tǒng)與導航系統(tǒng)的關系導航計算機和自動飛行計算機相比較導航計算機和自動飛行計算機都能夠很好地完成

3

種計算：數(shù)學計算，如乘、除和決策；濾波計算，該計算要求對時間進行積分；邏輯計算，該計算用于方式選擇和互鎖。導航計算機和自動飛行計算機在進行以上這些計算方面所處的重要程度是不同的，兩個計算機的計算準確度、計算速度、輸入和輸出參數(shù)的數(shù)量，以及平行計算通道的數(shù)量都是有區(qū)別的。導航計算機主要利用少量的輸入?yún)?shù)實施高精度和適當速度的數(shù)學計算，提供少量的輸出，幾乎不能提供平行計算通道。相反，自動飛行計算機需要利用大量的輸入?yún)?shù)實施濾波和邏輯計算，提供許多平行計算通道，并提供大量的輸出參數(shù)。自動飛行計算機對計算精度只做適當?shù)囊螅?，對計算速度的要求是很高的?.4

自動駕駛儀的控制板和制導方式自動駕駛儀的制導方式是通過選擇控制板上的方式電門實現(xiàn)的，不同機型的自動駕駛儀控制板不同。自動駕駛儀控制板上主要有制導駕駛儀接通電門、方式選擇電門、方式通告牌，以及測試電門等。自動駕駛儀控制板

1，26.4

自動駕駛儀的控制板和制導方式AP

接通鈕（AP

ENG）按下，接通

AP；再按，斷開

AP。方式選擇鈕按下某一按鈕，選擇

AP

制導方式。不同的自動駕駛儀其制導方式不同?？傮w來說，將制導方式分為兩類，其中一類用于控制飛機的垂直軌跡，另外一類用于控制飛機的水平軌跡?？刂骑w機垂直軌跡的一類統(tǒng)稱為俯仰方式，控制飛機水平軌跡的一類統(tǒng)稱為橫滾方式。6.4

自動駕駛儀的控制板和制導方式方式選擇鈕典型的俯仰方式：ALT

為高度保持方式；ALT

SEL

方式，為高度選擇方式；VS

方式，為升降速度方式；IAS方式，為速度方式。典型的橫滾方式：HDG為航向方式；NAV

為導航方式；B/C為反航道方式俯仰控制和橫滾控制兼有的方式：APR（或

APPR）方式，為進近方式6.4

自動駕駛儀的控制板和制導方式方式通告牌當自動駕駛儀接通在某一種方式時，自動駕駛儀計算機將向機組通告自動駕駛儀的工作狀態(tài)。這些通告合稱為自動駕駛儀方式通告。自動駕駛儀控制板上其他電門的功能如下：測試鈕（TEST）：用于

AP的飛行前測試。俯仰配平控制開關：撥動此開關，可操縱飛機俯仰，提供輔助的俯仰操縱功能。自動駕駛儀和飛行指引儀的方式通告牌自動駕駛儀的伺服作動系統(tǒng)第7節(jié)7.1

伺服作動系統(tǒng)的功能自動駕駛儀伺服作動系統(tǒng)的功用是將計算機產(chǎn)生的指令信號轉換成飛機操縱面的偏轉機械信號，以控制飛機的運動。計算機輸出的指令信號驅動伺服作動系統(tǒng)，再由伺服作動系統(tǒng)驅動飛機的操縱面，從而改變飛機的姿態(tài)。無論自動駕駛儀以什么方式工作，總有一套伺服作動系統(tǒng)處于某種工作方式，驅動飛機的操縱面，使飛機達到期望的姿態(tài)值。7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成伺服作動系統(tǒng)包括放大器、舵回路及舵面的驅動裝置以及舵機反饋裝置。放大器的作用是將計算機輸出的信號進一步放大，以驅動舵機偏轉。自動駕駛儀伺服作動系統(tǒng)框圖7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成電動舵機電動舵機以電力為能源，通常由電動機（直流或交流）、測速裝置、位置傳感器、齒輪傳動裝置和安全保護裝置等組成。直流電動舵機的原理7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成電動-液壓伺服作動系統(tǒng)液壓伺服作動系統(tǒng)以高壓液體作為能源，驅動舵面偏轉。它可以直接推動舵面偏轉，也可以通過液壓助力器帶動舵面偏轉。由自動駕駛儀直接控制的液壓動力組件7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成電動-液壓伺服作動系統(tǒng)轉換活門的原理（指令信號為零時）轉換活門轉換活門的原理（指令信號不為零時）7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成電動-液壓伺服作動系統(tǒng)操縱面作動筒舵機驅動舵面的原理（自動駕駛儀沒有接通的情形）人工操縱時操縱面的作動原理人工操縱飛機時，自動駕駛儀電磁活門處于關閉位置，液壓信號不會傳遞到自動駕駛儀舵機的兩側，所以飛行員可以用駕駛艙內的操縱機構操縱飛機。7.2

伺服作動系統(tǒng)的組成電動-液壓伺服作動系統(tǒng) 操縱面作動筒自動駕駛儀工作時操縱面的作動原理假設自動駕駛儀計算機的指令經(jīng)轉換活門后是控制端口

B

的壓力大于控制端口

A

的壓力，則右邊黑色的滑閥將向上滑動，使液壓系統(tǒng)的供油路與自動駕駛儀作動筒的左端口連接，回油路與自動駕駛儀作動筒的右端口連接，使自動駕駛儀作動筒不停地往右邊移動。當它移動到右邊時，它將在自動駕駛儀作動筒

LVDT

中產(chǎn)生反饋信號。當該

LVDT

的反饋信號等于計算的指令信號時，轉換活門的信號變?yōu)榱?。自動駕駛儀舵機驅動舵面的原理（自動駕駛儀接通后的情形）自動駕駛儀橫滾通道各方式的原理第8節(jié)8.1

A/P

接通前橫滾通道的同步在銜接自動駕駛儀之前伺服馬達回路的同步動作以及自動駕駛儀保持接通瞬間飛機坡度的原理如圖：A/P

銜接前橫滾通道的同步8.2

A/P

穩(wěn)定接通瞬間的橫滾姿態(tài)的原理當自動駕駛儀接通時，伺服放大器的輸出將不再與伺服馬達連接，伺服馬達保持不動。A/P

銜接后，橫滾通道穩(wěn)定接通瞬間飛機橫滾姿態(tài)的原理8.3

用轉彎旋鈕操縱飛機壓坡度的原理轉動轉彎旋鈕后，伺服電機驅動控制同步器轉子轉動，迫使飛機壓坡度的原理8.4

轉彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測速發(fā)電機的作用轉彎旋鈕突然接入

45°的信號，但同步器轉子和飛機姿態(tài)還沒有變化圖所示的情況是轉彎旋鈕的信號突然接入，伺服馬達還沒有來得及將它的同步器轉子從機翼水平的位置轉動。轉彎旋鈕的信號被坡度限制器減小到了機翼左傾

30°，滾轉速率限制器進一步將這個信號減小，以保證伺服馬達驅動其同步器轉子的速率不會超過

5（°）/s。8.4

轉彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測速發(fā)電機的作用圖

所示同步器轉子以

5（°）/s

的速率轉動，飛機也以

5（°）/s

的速率滾轉。但是飛機姿態(tài)角總是滯后于控制同步器轉子一定的角度，使控制同步器轉子產(chǎn)生非零的輸出信號。該信號經(jīng)轉換活門放大器，驅動自動駕駛儀舵機，直到它的LVDT

反饋信號等于控制同步器轉子的輸出信號，并抵消該信號。橫滾速率限制器將同步器轉子和飛機的轉動速率限制在

5°/s，但飛機姿態(tài)還未達到

30°8.4

轉彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測速發(fā)電機的作用坡度限制器已經(jīng)將飛機的坡度限制在了

30°圖所示為當伺服馬達已經(jīng)將解算器轉子和控制同步器轉子驅動到了左機翼向下

30°的位置時。正弦線圈的輸出信號抵消坡度限制器的輸出信號，伺服放大器中不再有信號輸入。測速發(fā)電機和馬達停止轉動，飛機的坡度角等于控制同步器轉子轉動的角度，轉換活門放大器中沒有信號輸入。坡度限制器已經(jīng)限制了飛機坡度的最大值。8.5

自動駕駛儀航向保持方式HDG

HOLD（航向保持）方式的原理當自動駕駛儀處于“航向保持（HDG

HOLD）”時，左上角的伺服馬達被卡住。航向的任何改變都將引起控制同步器中磁場的轉動，從而引起控制同步器轉子的輸出信號不為零。自動駕駛儀俯仰通道各方式的原理第9節(jié)9.1

A/P

銜接前俯仰通道的同步下圖為一個簡化了的，正在保持接通時刻的俯仰姿態(tài)的自動駕駛儀俯仰通道原理圖。自動駕駛儀銜接前俯仰通道的同步9.2

高度保持方式的原理升降舵偏轉后，自動駕駛儀舵機

LVDT

信號增加，當自動駕駛儀舵機

LVDT

信號能夠抵消高度誤差信號時，舵就已經(jīng)偏轉到了足夠的量。自動駕駛儀俯仰通道高度保持方式，A/P

舵機

LVDT信號抵消高度誤差信號的原理9.2

高度保持方式的原理當伺服馬達回路將控制同步器驅動到新的期望俯仰姿態(tài)上時，高度誤差信號已經(jīng)減小到零。自動駕駛儀俯仰通道高度保持方式，姿態(tài)誤差信號抵消高度誤差信號自動駕駛儀駕駛盤操縱方式的原理第10節(jié)10.1

CWS

力傳感器力傳感器安裝在控制回路中，或者更復雜一點是安裝在駕駛盤的上面，以便它感覺施加到駕駛盤/駕駛桿上的力的情況。CWS

力傳感器的原理10.1

CWS

力傳感器俯仰

CWS

力傳感器和橫滾

CWS

力傳感器的安裝位置10.2

橫滾通道駕駛盤操縱方式的原理橫滾通道

CWS

方式的原理左下角有一個電平探測器一直在探測

CWS

力傳感器的信號，當它探測到施加在駕駛盤上的力超過大約

4

lb

時，探測器將激活傳感器的開關，這個開關的作用是將傳感器的輸出接入到指令回路中，并取消姿態(tài)保持方式。10.2

橫滾通道駕駛盤操縱方式的原理飛行員松手后自動駕駛儀保持松手瞬間飛機姿態(tài)的原理一旦飛行員松開駕駛盤，橫滾通道回到姿態(tài)保持方式，自動駕駛儀將飛機保持在松開駕駛盤瞬間所獲得的飛機橫滾姿態(tài)上。姿態(tài)保持方式的原理如圖。自動駕駛儀的使用第11節(jié)11.1

法規(guī)中關于自動駕駛儀使用的限制（a）對于航路上飛行，除本條（b）款和（c）款規(guī)定外，在離地高度低于飛機飛行手冊中注明的巡航狀態(tài)下自動駕駛儀故障時最大高度損失的

2

倍，或者低于

150

米（500

英尺）（取兩者之中較高者）時，任何人不得在航路上，包括上升和下降階段，使用自動駕駛儀。（b）對于進近，當使用儀表進近設施時，在離地高度低于飛機飛行手冊中注明的進近狀態(tài)自動駕駛儀故障時最大高度損失的

2

倍，或者低于批準的該進近設施最低下降高或者決斷高之下

15

米（50

英尺）（取上述兩者之中較高者）時，任何人不得使用自動駕駛儀。但在下述情況下應當遵守以下規(guī)定：當報告的氣象條件低于中國民用航空規(guī)章規(guī)定的基本目視飛行規(guī)則氣象條件時，在離地高度低于飛機飛行手冊中注明的進近狀態(tài)帶進近耦合器的自動駕駛儀故障時最大高度損失之上

15

米（50

英尺）時，任何人不得使用帶進近耦合器的自動駕駛儀作儀表著陸系統(tǒng)（ILS）進近；當報告的氣象條件等于或者高于中國民用航空規(guī)章規(guī)定的基本目視飛行規(guī)則最低條件時，在離地高度低于飛機飛行手冊中注明的進近狀態(tài)時帶進近耦合器的自動駕駛儀故障時最大高度損失，或者低于

15

米（50

英尺）（取兩者中較高者）時，任何人不得使用帶進近耦合器的自動駕駛儀作儀表著陸系統(tǒng)（ILS）進近。11.1

法規(guī)中關于自動駕駛儀使用的限制（c）盡管有本條（a）款或者（b）款的規(guī)定，但在符合下列條件的情況下，局方仍可以頒發(fā)運行規(guī)范，允許使用經(jīng)批準的帶自動駕駛能力的飛行操縱引導系統(tǒng)，直至接地：飛機飛行手冊中注明，在帶進近耦合器的自動駕駛儀故障時，該系統(tǒng)不會出現(xiàn)任何高度損失（零高度之上）；局方認為，使用該系統(tǒng)直至接地，并不會對本條所要求的安全標準產(chǎn)生其他影響。（d）盡管有本條（a）款的規(guī)定，但在符合下列條件的情況下，局方仍可以頒發(fā)運行規(guī)范，允許合格證持有人在起飛和初始爬升階段低于本條（a）款規(guī)定的高度使用經(jīng)批準的帶自動駕駛能力的自動駕駛儀系統(tǒng)：飛機飛行手冊中規(guī)定了經(jīng)審定的最低接通高度限值；在到達飛機飛行手冊中規(guī)定的最低接通高度限值或者局方規(guī)定的高度（兩者取高者）之前，不接通該系統(tǒng)；局方確認使用該系統(tǒng)不會影響本條要求的安全標準。11.2

自動駕駛儀的接通在地面自動駕駛的接通被抑制接通互鎖條件自動駕駛儀的接通除了具有高度限制之外，飛機的狀態(tài)和其他配套設備的狀態(tài)也必須同時滿足一定的條件時自動駕駛儀才能夠接通。接通方法在自動駕駛儀的接通高度滿足要求，以及其他接通互鎖條件都滿足的條件下，按壓自動駕駛儀控制板上的自動駕駛儀接通（AP

ENG）電門就可以接通自動駕駛儀。接通的高度限制在飛機到達飛機的飛行手冊中規(guī)定的最低接通高度限制值或者局方規(guī)定的最低接通高度之前，自動駕駛儀是不能夠接通的。11.3

自動駕駛儀的方式選擇俯仰方式的選擇自動駕駛儀接通后，如果機組沒有進一步選擇俯仰方式，也沒有進一步在駕駛桿上施加力，自動駕駛的俯仰將處于俯仰姿態(tài)保持方式，自動駕駛儀將飛機保持在接通自動駕駛儀瞬間的飛機俯仰姿態(tài)上。自動駕駛儀接通后，如果機組沒有進一步選擇俯仰方式，但在駕駛桿上施加了一定的力，自動駕駛的俯仰將處于駕駛盤操縱方式，自動駕駛儀將根據(jù)機組在駕駛桿上增加的力的大小和方向控制飛機的俯仰姿態(tài)。11.3

自動駕駛儀的方式選擇橫滾方式的選擇自動駕駛儀接通后，如果機組沒有進一步選擇橫滾方式，也沒有進一步在駕駛盤上施加力，自動駕駛的橫滾將處于橫滾姿態(tài)保持方式，自動駕駛儀將飛機保持在接通自動駕駛儀瞬間的飛機橫滾姿態(tài)上，或將飛機的坡度改平。自動駕駛儀接通后，如果機組沒有進一步選擇橫滾方式，但在駕駛盤上施加了一定的力，自動駕駛的橫滾將處于駕駛盤操縱方式，自動駕駛儀將根據(jù)機組在駕駛盤上增加的力的小和方向控制飛機的橫滾姿態(tài)。進近著陸時的方式選擇在進近時，如果能夠進行

ILS

進近，可以選擇

APP（或

APPR）方式。11.4

自動駕駛儀的斷開正常斷開在飛行中，如果不再需要駕駛儀控制飛機，可以按壓駕駛盤外側把手上的自動駕駛儀斷開電門。這是斷開自動駕駛儀最常用的方法。駕駛盤上自動駕駛儀的脫開開關11.4

自動駕駛儀的斷開自動斷開當自動駕駛儀接通互鎖的某一個或某一些條件不滿足時，或驅動自動駕駛儀舵機的電源或液壓系統(tǒng)出現(xiàn)故障時，自動駕駛儀會自動斷開。不正常斷開當自動駕駛儀已經(jīng)接通后，再次按壓自動駕駛的接通按鈕，或人工按壓任意一個俯仰配平電門，都將導致自動駕駛儀斷開。桿力/盤力斷開當飛行員在駕駛盤/駕駛桿上輸入與自動駕駛相反的長而輕的力或短而重的力，將導致自動駕駛儀斷開。11.4

自動駕駛儀的斷開機保持在松手瞬間的飛機姿態(tài)上。臨時斷開某些飛機上的自動駕駛儀安裝有臨時斷開按鈕（

Touch

Control

Sterring，

TCS，

或

TouchWheel

Sterring，TWS），該按鈕也稱為自動駕駛儀超控按鈕，一般安裝在駕駛盤上，上面標有

TCS，或

TWS

字符。按壓并保持住該按鈕，將臨時斷開自動駕駛儀，駕駛桿/駕駛盤和飛機暫時都由飛行員控制。松開

TCS，將重新接通

AP，自動駕駛儀將飛駕駛盤上自動駕駛儀的脫開開關11.4

自動駕駛儀的斷開斷開警告為了提醒駕駛員注意，除臨時斷開外，在自動駕駛儀斷開時，會出現(xiàn)斷開警告信號。常用的警告信號有目視警告信號和音頻警告信號兩種。安裝在頂板上的自動駕駛儀脫開警告喇叭自動駕駛儀脫開警告燈11.4

自動駕駛儀的斷開斷開警告的復位當自動駕駛儀斷開警告出現(xiàn)時，再次按壓駕駛盤上的自動駕駛儀斷開電門可以使警告復位，使閃亮的

AP字符停止閃亮，警告聲音消失。自動駕駛儀斷開警告燈的燈罩帶有按鈕，上面標有

P/RST，表示按壓該燈罩，可以復位自動駕駛儀的斷開警告（Push

to

Reset，P/RST），使閃亮的紅色

AP

燈停止閃亮，斷開警告聲音消失。謝謝聆聽Thank

You！飛行指引儀系統(tǒng)第六章目 錄CONTENTS1飛行指引儀系統(tǒng)的組成3飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的使用飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理2飛行指引儀系統(tǒng)的組成第1節(jié)1

飛行指引儀系統(tǒng)的組成不同型號的飛行指引儀系統(tǒng)組成略有不同。通常，飛行指引儀系統(tǒng)由飛行指引計算機、姿態(tài)指引指示器、指引放大器、方式控制板、飛行方式通告牌等部件組成。飛行指引儀系統(tǒng)的組成（圖中虛框內部分）1.1

飛行指引計算機飛行指引計算機（Flight

Director

Computer，F(xiàn)DC）是飛行姿態(tài)指引儀的核心部件。它為姿態(tài)指引儀提供飛機的俯仰和橫側指令、故障旗收放指令和飛行指引通告牌指示。在某些飛機上，飛行指引計算機是單獨的；在另一些飛機上，飛行指引計算機是與自動駕駛儀的計算機合為一體的，稱為飛行控制計算機。1.2

姿態(tài)指引指示器姿態(tài)指引指示器是飛機姿態(tài)指示與飛機姿態(tài)指引的綜合指示器。為了便于駕駛員觀察飛機上其他設備的指示，指示器內也綜合有其他信息顯示，如無線電高度表的指示、儀表著陸系統(tǒng)的指示等。飛行姿態(tài)指引指示器目前使用的有

3

種：機電式姿態(tài)指引指示器

ADI；電子姿態(tài)指引指示器

EADI：主飛行顯示器。1.2

姿態(tài)指引指示器帶十字形和帶八字形指引桿的姿態(tài)指引儀的指引信號1.3

飛行指引的控制板和指引方式飛行指引的控制板用于駕駛員接通/斷開飛行指引系統(tǒng)以及選擇飛行指引的方式。不同型號的飛行指引儀，其控制板也不同。但總體來說，都具有飛行指引儀接通/斷開電門和飛行指引儀方式選擇電門。飛行指引的控制板1.3

飛行指引的控制板和指引方式AP

接通電門（APENG）按下，如果接通的條件滿足，就可以接通

AP；再按，斷開

AP。FD接通電門（FD）按下，如果接通的條件滿足，就可以接通

FD。再按，斷開

FD。FD的方式選擇鈕按下某一按鈕，選擇

FD

的指引方式。不同的飛行指引儀其指引方式不同?？傮w來說，將指引方式分為兩大類，其中的一大類用于俯仰姿態(tài)的指引，另外一大類用于飛機橫滾姿態(tài)的指引。用于俯仰姿態(tài)的指引的一大類統(tǒng)稱為俯仰方式，用于飛機橫滾姿態(tài)的指引一大類統(tǒng)稱為橫滾方式。1.4

飛行指引儀的方式通告牌飛行指引方式通告牌用于向機組通告飛行指引系統(tǒng)正在使用何種方式指引飛機的飛行姿態(tài)，是駕駛員隨時掌握飛行情況的重要顯示裝置。自動駕駛儀和飛行指引系統(tǒng)的接通/斷開狀態(tài)及駕駛員接通的各個方式均可在方式通告牌上顯示出來。在某些飛機上，飛行指引儀的方式通告是在專門的方式通告牌上顯示的。飛行指引儀方式通告牌飛行指引儀的方式通告牌飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理第2節(jié)2

飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)工作原理圖2.1

橫滾指令信號飛機指引計算機中的橫滾通道部分根據(jù)所選擇的橫滾方式分別接收航向偏差、VOR/LOC無線電偏差信號等，經(jīng)過濾波、放大、限幅及綜合處理（或者經(jīng)過飛行指引系統(tǒng)各模態(tài)控制律的計算）后產(chǎn)生橫滾指令信號。橫滾指令信號經(jīng)伺服放大器變換、放大后，驅動指引指示器的伺服電機、減速器帶動八字形指引桿轉動（或十字形指引桿的橫滾指引桿偏離飛機符號），此即為橫滾操縱指令。2.1

橫滾指令信號圖為HDG

SEL

方式橫滾指引桿的顯示情況。假設初始條件為飛機實際航向等于設定的目標航向，飛機處于機翼水平的飛行狀態(tài)，橫滾指引桿與飛機符號對齊。HDG

SEL

方式下橫滾指引桿的指引情況——假設的初始狀態(tài)2.1

橫滾指令信號根據(jù)管制人員的要求，飛行員選擇一個新的目標航向，且目標航向值大于飛機當前的實際航向值，計算機計算出一個向右壓坡度的橫滾指引信號，橫滾指引桿向右移動。橫滾指引桿的指令——向右壓坡度的指令2.1

橫滾指令信號當飛行員跟隨指令向右壓坡度后，橫滾指引桿將朝中心位置移動。當坡度滿足飛行指引計算機的要求時，橫滾指引桿回到與飛機符號對齊的狀態(tài)。橫滾指引桿的操作——跟隨指令壓坡度后的顯示情況2.1

橫滾指令