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(jī)性能的不斷提高，要求飛行控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)越來(lái)越多的功能，系統(tǒng)變得越來(lái)越復(fù)雜，從而迫使系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員在現(xiàn)有技術(shù)條件、任務(wù)和用戶要求、飛機(jī)可用空間和功率、飛機(jī)氣動(dòng)特性和規(guī)格要求的約束下，集成許多子系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)有效的統(tǒng)一控制和管理。因此，新一代數(shù)字化、智能化、集成化的電子系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng)應(yīng)運(yùn)而生。1981年12月，飛行管理系統(tǒng)首次安裝在B767飛機(jī)上。自那時(shí)起，飛行管理系統(tǒng)已廣泛應(yīng)用于大中型飛機(jī)。16.2飛行管理系統(tǒng)的組成和功能16.2.1飛行管理系統(tǒng)的組成飛行管理系統(tǒng)由幾個(gè)獨(dú)立的系統(tǒng)組成。典型的飛行管理系統(tǒng)通常由四個(gè)子系統(tǒng)組成，如圖16-1所示，包括：(

2、1)處理子系統(tǒng)飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)(FMCS)是整個(gè)系統(tǒng)的核心；(2)執(zhí)行子系統(tǒng)自動(dòng)飛行制導(dǎo)系統(tǒng)和自動(dòng)油門，參見自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)；(3)顯示子系統(tǒng)-電子飛行儀表系統(tǒng)(EFIS)，參見儀表系統(tǒng)；(4)傳感器子系統(tǒng)慣性參考系統(tǒng)(IRS)、數(shù)字空中數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(DADC)和無(wú)線電導(dǎo)航設(shè)備。駕駛艙中的主要控制部件是自動(dòng)飛行導(dǎo)航系統(tǒng)(AFDS MCP)的模式控制面板、兩個(gè)控制顯示模塊(CDU)和兩個(gè)電子飛行儀表系統(tǒng)(EFIS)控制面板。主要顯示設(shè)備有CDU、歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)、EHSI和推力模式顯示器。每個(gè)部分都是一個(gè)獨(dú)立的系統(tǒng)，可以單獨(dú)使用，也可以多種組合使用。飛行管理系統(tǒng)的概念是將這些獨(dú)立的部分組合成一個(gè)

3、集成系統(tǒng)，它可以提供連續(xù)的自動(dòng)導(dǎo)航、制導(dǎo)和性能管理。圖16-1飛行管理系統(tǒng)16.2.2飛行管理系統(tǒng)的功能飛行管理系統(tǒng)的主要功能包括導(dǎo)航/制導(dǎo)、自動(dòng)飛行控制、性能管理和咨詢/報(bào)警功能。FMS實(shí)現(xiàn)了全自動(dòng)導(dǎo)航，大大減輕了駕駛員的工作量。此外，在飛行管理系統(tǒng)的控制下，飛機(jī)能夠以最佳的飛行軌跡、最佳的飛行剖面和最省油的飛行方式完成從起飛到進(jìn)近和著陸的整個(gè)飛行過(guò)程。飛行管理系統(tǒng)在各飛行階段的性能管理功能；(1)起飛前通過(guò)飛行管理系統(tǒng)控制顯示模塊，手動(dòng)將飛行計(jì)劃、飛機(jī)總重量和外部溫度輸入飛行管理系統(tǒng)。如果飛行計(jì)劃已經(jīng)存儲(chǔ)在飛行管理中心的導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)中，可以直接調(diào)用。飛行計(jì)劃包括出發(fā)機(jī)場(chǎng)的緯度、經(jīng)度和高度，沿

4、途的航點(diǎn)和目的地機(jī)場(chǎng)。(2)起飛根據(jù)飛機(jī)的總重量和飛行員輸入的外部溫度，飛行控制中心計(jì)算出最佳起飛目標(biāo)推力。(3)攀爬根據(jù)駕駛員的選擇，F(xiàn)MC計(jì)算出最佳爬升剖面。FMC還提供爬梯和爬梯位置的建議供司機(jī)選擇，以進(jìn)一步節(jié)省燃料。(4)巡航FMC根據(jù)航線長(zhǎng)度和航線條件等因素選擇最佳巡航高度和速度。結(jié)合導(dǎo)航設(shè)施，確定從出發(fā)機(jī)場(chǎng)到目的地機(jī)場(chǎng)的大圓路線，以縮短飛行距離。(5)下降飛行控制中心根據(jù)駕駛員輸入或存儲(chǔ)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)確定飛機(jī)下降的頂點(diǎn)。在下降階段，飛行控制中心確定下降速度，最大限度地利用飛機(jī)的勢(shì)能，節(jié)省燃油。(6)方法飛行管理系統(tǒng)引導(dǎo)飛機(jī)以最佳速度到達(dá)跑道入口和著陸點(diǎn)。16.2.3飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)它

5、由飛行管理計(jì)算機(jī)(FMC)和控制顯示單元(CDU)組成。16.2.3.1飛行管理計(jì)算機(jī)FMC是系統(tǒng)的核心，它執(zhí)行導(dǎo)航和性能計(jì)算，并提供控制和制導(dǎo)指令。它由三個(gè)微處理器、電源組件和電池組件組成。這三個(gè)微處理器相互獨(dú)立，有自己的存儲(chǔ)器，稱為導(dǎo)航、性能和輸入/輸出處理器。除了各種操作程序之外，飛行管理計(jì)算機(jī)的存儲(chǔ)器還包含大量數(shù)據(jù)。這些數(shù)據(jù)是手動(dòng)或自動(dòng)飛行所必需的。根據(jù)數(shù)據(jù)類型，它們分別存儲(chǔ)在導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)和性能數(shù)據(jù)庫(kù)中。飛行控制中心使用機(jī)組人員輸入的飛行計(jì)劃信息、飛機(jī)系統(tǒng)數(shù)據(jù)以及飛行控制中心導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)和性能數(shù)據(jù)庫(kù)的數(shù)據(jù)來(lái)計(jì)算飛機(jī)的當(dāng)前位置以及獲得最佳飛行剖面所需的俯仰、滾轉(zhuǎn)和推力指令。飛行控制中心將這些

6、指令發(fā)送給自動(dòng)油門、自動(dòng)駕駛儀和飛行指引儀。地圖和路線信息被發(fā)送到飛行員各自的電子水平狀態(tài)指示器。飛行員使用電子飛行儀表系統(tǒng)控制面板選擇導(dǎo)航顯示所需的信息。使用模式控制面板選擇自動(dòng)油門、自動(dòng)駕駛和飛行導(dǎo)航的工作模式。1)FMC斷電FMC需要持續(xù)供電才能工作。當(dāng)電源中斷少于10秒時(shí)；水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航斷開；FMC保存所有輸入數(shù)據(jù)；當(dāng)電源恢復(fù)時(shí)，F(xiàn)MC恢復(fù)正常運(yùn)行當(dāng)?shù)孛鏀嚯娺_(dá)10秒或更長(zhǎng)時(shí)間時(shí)，必須在恢復(fù)供電后重新輸入所有的飛行前程序和輸入值。如果在空中斷電超過(guò)10秒，水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航將斷開；FMC保存所有輸入數(shù)據(jù)，當(dāng)電源恢復(fù)時(shí)，航段頁(yè)面會(huì)顯示“選擇活動(dòng)WPT/航段”信息。在進(jìn)行水平導(dǎo)航之前，必

7、須指示FMC如何返回路線。選擇所需的有效航路點(diǎn)，通過(guò)直接飛行或切入航道飛向該航路點(diǎn)。2)FMC故障如果飛機(jī)上安裝了飛行監(jiān)控系統(tǒng)，當(dāng)飛行監(jiān)控系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，飛行監(jiān)控系統(tǒng)警告指示燈會(huì)亮起。配備有菜單頁(yè)面的CDU顯示菜單頁(yè)面，以選擇其他可用的子系統(tǒng)。兩個(gè)電子水平狀態(tài)指示器都顯示“VTK”。水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航分離。25至30秒后，兩個(gè)水平狀態(tài)指示器圖將顯示故障信息。如果安裝了兩個(gè)FMC，例如，當(dāng)FMC源選擇開關(guān)處于正常位置時(shí)，如果右側(cè)FMC出現(xiàn)故障，F(xiàn)MC警告指示燈和FMC信息指示燈將會(huì)亮起。兩個(gè)草稿欄中都顯示“單個(gè)FMC操作”信息。如果使用自動(dòng)駕駛頻道B，水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航將被斷開(如果選擇自動(dòng)駕駛

8、頻道A，可以再次打開)。25-30秒后，右側(cè)電子水平狀態(tài)指示器圖將顯示故障信息。將FMC源選擇開關(guān)設(shè)置為“開”和“關(guān)”，右側(cè)電子水平狀態(tài)指示器顯示恢復(fù)。當(dāng)上述指示出現(xiàn)時(shí)，如果右側(cè)電子水平狀態(tài)指示器上未顯示“VTK”，則表明左側(cè)和右側(cè)FMC數(shù)據(jù)不一致。將故障模式控制源選擇開關(guān)設(shè)置為“開”和“關(guān)”，以重新同步兩個(gè)故障模式控制。當(dāng)兩個(gè)草稿欄中都顯示“雙FMC操作恢復(fù)”信息時(shí)，開關(guān)可以轉(zhuǎn)回到正常位置。16.2.3.2控制顯示組件控制和顯示組件是飛行機(jī)組和飛行管理計(jì)算機(jī)之間的接口，是人機(jī)通信的組件，如圖16-2所示。機(jī)組人員可以用任何CDU向飛行管理中心輸入數(shù)據(jù)，但應(yīng)避免同時(shí)在兩個(gè)中央控制單元上輸入數(shù)據(jù)

9、。相同的飛行管理控制數(shù)據(jù)和計(jì)算信息顯示在兩個(gè)控制單元上，但是每個(gè)飛行員可以獨(dú)立控制他的CDU的實(shí)際顯示。在裝備有備用導(dǎo)航系統(tǒng)CDU(AN/CDU)的飛機(jī)上，每個(gè)CDU都可以通過(guò)使用內(nèi)部計(jì)算機(jī)在備用模式下工作。人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)/CDU的能力類似于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，可以獨(dú)立于柔性制造中心并行工作，或者在柔性制造中心出現(xiàn)故障時(shí)作為備用。安/CDU僅提供水平導(dǎo)航能力。安/CDU通常只根據(jù)慣性參考系統(tǒng)的位置導(dǎo)航。自保持螺釘發(fā)光按鍵面板通知人執(zhí)行鍵通知人圖16-2控制顯示組件16.3 FMS導(dǎo)航功能飛行管理計(jì)算機(jī)使用導(dǎo)航系統(tǒng)的數(shù)據(jù)來(lái)精確計(jì)算飛機(jī)的位置。16.3.1導(dǎo)航功能飛行管理系統(tǒng)的導(dǎo)航功能用于完成飛機(jī)橫向剖面

10、的飛行管理，引導(dǎo)飛機(jī)按照預(yù)定路線到達(dá)目的地。包括自動(dòng)導(dǎo)航站選擇和自動(dòng)調(diào)諧；從出發(fā)機(jī)場(chǎng)，根據(jù)目的地選擇航線；確定距離目的地或要飛行的航路點(diǎn)的距離；預(yù)定到達(dá)時(shí)間、速度等。飛行管理系統(tǒng)依靠導(dǎo)航設(shè)備為導(dǎo)航功能提供飛機(jī)當(dāng)前位置的原始測(cè)量數(shù)據(jù)。導(dǎo)航方法有很多，如自主導(dǎo)航、推測(cè)導(dǎo)航、無(wú)線電導(dǎo)航等。這可能是導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)是為使飛機(jī)在從起飛到著陸的整個(gè)過(guò)程中具有自動(dòng)導(dǎo)航能力而設(shè)計(jì)的，它存儲(chǔ)了整個(gè)區(qū)域的導(dǎo)航信息。FMC包含兩組導(dǎo)航數(shù)據(jù)，每組數(shù)據(jù)的有效期為28天。數(shù)據(jù)庫(kù)通過(guò)數(shù)據(jù)加載器加載到飛機(jī)的飛行管理控制系統(tǒng)中。每組數(shù)據(jù)與導(dǎo)航圖的正常修訂周期相同。FMC使用有效的數(shù)據(jù)集進(jìn)行導(dǎo)航計(jì)算。導(dǎo)航數(shù)據(jù)庫(kù)的內(nèi)容會(huì)定期更新，并在當(dāng)

11、前數(shù)據(jù)無(wú)效之前傳輸?shù)紽MC。主要信息包括：(1)導(dǎo)航站-導(dǎo)航站的標(biāo)識(shí)、位置、頻率、高度、標(biāo)志和類型。(2)機(jī)場(chǎng)-機(jī)場(chǎng)位置、跑道長(zhǎng)度、跑道方向、機(jī)場(chǎng)標(biāo)高和導(dǎo)航設(shè)備信息等。(3)路線-路線數(shù)據(jù)包括路線類型、高度、航向、航段距離和航路點(diǎn)描述等。(4)公司路線(5)標(biāo)準(zhǔn)儀表偏離(6)標(biāo)準(zhǔn)終端進(jìn)場(chǎng)路線(7)程序轉(zhuǎn)向和等待(8)等待路線(9)四處走走(10)進(jìn)場(chǎng)程序(11)進(jìn)近和離場(chǎng)過(guò)渡(12)航站樓登機(jī)門16.3.3導(dǎo)航性能(1)實(shí)際導(dǎo)航性能實(shí)際導(dǎo)航性能(ANP)是FMC對(duì)自身定位水平的預(yù)測(cè)。實(shí)際導(dǎo)航性能以95%的精度預(yù)測(cè)最大位置誤差。也就是說(shuō)，F(xiàn)MC95%確定飛機(jī)的實(shí)際位置是以FMC位置為中心，以實(shí)際

12、導(dǎo)航性能值為半徑的圓。實(shí)際導(dǎo)航性能值越小，F(xiàn)MC位置預(yù)算的準(zhǔn)確性越高。(2)要求的導(dǎo)航性能(RNP)FMC為起飛、航路飛行、越洋飛行、終端飛行和進(jìn)近階段提供默認(rèn)的所需導(dǎo)航性能值。如有必要，飛行機(jī)組可以輸入特殊要求的導(dǎo)航性能值。已經(jīng)建立并公布了世界各地特定要求的導(dǎo)航性能值。實(shí)際導(dǎo)航性能不得低于要求的導(dǎo)航性能。16.4財(cái)務(wù)管理系統(tǒng)績(jī)效管理性能管理主要是指對(duì)整個(gè)飛行過(guò)程中某一性能指標(biāo)或某幾個(gè)性能指標(biāo)的組合所確定的垂直預(yù)選航跡的計(jì)算。這些指標(biāo)包括：最少的燃料消耗，最少的成本和最短的時(shí)間。具體方法如最短時(shí)間爬升、最大爬升梯度爬升、遠(yuǎn)程巡航、最低成本續(xù)航等。詳見飛行性能工程。16.4.1性能數(shù)據(jù)庫(kù)績(jī)效數(shù)據(jù)

13、庫(kù)是績(jī)效管理的基礎(chǔ)。例如，為了完成性能優(yōu)化計(jì)算，在巡航階段，有必要知道升力特性、極曲線、發(fā)射推力和燃料消耗率之間的關(guān)系，并且還需要知道飛機(jī)的制導(dǎo)數(shù)據(jù)。因此，性能數(shù)據(jù)庫(kù)的內(nèi)容通常包括：1)飛機(jī)部件(1)機(jī)翼面積(2)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量(3)飛行包線(4)升力特性曲線(5)飛機(jī)的極曲線(6)飛機(jī)的各種重量2)發(fā)動(dòng)機(jī)零件(1)油耗特性曲線(2)推力特性曲線(3)各飛行階段的性能數(shù)據(jù)(4)飛行控制模態(tài)數(shù)據(jù)16.4.2推力管理自動(dòng)油門根據(jù)飛行機(jī)組在模式控制面板上的輸入或自動(dòng)飛行控制命令進(jìn)行操作。對(duì)于B737-300，可以在CDU的N1(發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子速度)限制頁(yè)面上選擇參考推力。當(dāng)垂直導(dǎo)航模式啟用時(shí)，F(xiàn)MC自動(dòng)

14、指令油門。16.4.2.1預(yù)選基準(zhǔn)推力的計(jì)算FMC通過(guò)以下方式計(jì)算預(yù)選的參考推力：(1)起飛(2)起飛時(shí)功率降低(3)在假定溫度下起飛(4)攀爬(5)減小推力和爬升(6)巡航(7)連續(xù)(8)四處走走。推力參考模式根據(jù)相應(yīng)的飛行階段自動(dòng)切換。選定的推力參考模式顯示在推力模式顯示屏上。在具有自動(dòng)減推力功能的飛機(jī)上，機(jī)組人員可以輸入減推力參數(shù)。指定飛機(jī)從起飛推力轉(zhuǎn)換到爬升推力的高度。海拔范圍從出發(fā)機(jī)場(chǎng)以上400英尺到平均海平面以上15000英尺。默認(rèn)值是起飛機(jī)場(chǎng)上方1500英尺。16.4.2.2起飛時(shí)推力減小了減少推力起飛可以減少EGT，延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命。只要性能限制和降噪程序允許，它可以隨時(shí)使用

15、。(1)功率降低方法固定功率降低可以在低功率起飛時(shí)，推力設(shè)定參數(shù)被視為起飛極限值；因此，除非在緊急情況下，不要進(jìn)一步向前推動(dòng)推力手柄。(2)假設(shè)溫度法假設(shè)溫度法可以進(jìn)一步降低降低起飛功率的功率。假設(shè)溫度降低推力起飛是通過(guò)使用高于實(shí)際溫度的假設(shè)溫度獲得小于全額定推力的起飛推力。在起飛頁(yè)1或2或N1極限頁(yè)或起飛參考頁(yè)2輸入選定的溫度，以獲得所需的起飛推力。批準(zhǔn)的最大推力降低比額定功率低25%。當(dāng)存在影響制動(dòng)的條件時(shí)，如跑道上的半融化的雪、雪或冰或潛在的風(fēng)切變，不應(yīng)使用假設(shè)溫度來(lái)降低推力。假設(shè)溫度降低推力設(shè)置不應(yīng)被視為極限值。假設(shè)的溫度推力減小可以取消。如果需要增加推力，機(jī)組可以手動(dòng)使用全推力。16

16、.4.2.3減小推力爬升在CDU的N1極限頁(yè)面上可以選擇兩個(gè)固定的爬升推力減小值。CLB1(爬升1)使用爬升極限降低3%(推力降低約10%)。CLB2(爬升2)將爬升極限降低6%(推力降低約20%)。在15000英尺處，爬升推力減小值逐漸增加到爬升全推力。巡航時(shí)，推力基準(zhǔn)自動(dòng)變?yōu)檠埠酵屏?。您可以在N1極限頁(yè)面手動(dòng)選擇推力參考。爬升推力減小值的自動(dòng)選擇將受到假設(shè)溫度推力減小起飛或功率減小起飛的影響。在爬升過(guò)程中使用推力減小可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)成本，但會(huì)增加總航程燃油。16.4.3燃料監(jiān)控如果發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后，燃油流量數(shù)據(jù)無(wú)效，CDU將顯示驗(yàn)證全球升溫潛能值和燃油，燃油值由虛線代替。即使燃油數(shù)據(jù)丟失，垂

17、直導(dǎo)航仍能繼續(xù)工作。FMC使用最后的有效燃油量進(jìn)行性能預(yù)測(cè)。駕駛員應(yīng)將預(yù)測(cè)的燃油重量輸入性能開始頁(yè)面，并定期更新剩余飛行段的燃油重量，以保持總重量值為最新值。燃料管理委員會(huì)監(jiān)測(cè)船上的總?cè)剂?。如果FMC預(yù)測(cè)到達(dá)目的地時(shí)燃油總量將低于2000磅(900千克)，CDU將收到燃油不足的信息。如果到達(dá)目的地時(shí)，剩余燃油低于性能開始頁(yè)面上輸入的備用燃油量，將顯示信息“使用RSV燃油”。在爬升、巡航和下降過(guò)程中，飛行控制中心根據(jù)起落架和襟翼關(guān)閉狀態(tài)計(jì)算預(yù)測(cè)燃油值。起落架和/或襟翼展開的任何延長(zhǎng)飛行都需要增加燃油，并且不會(huì)正確顯示在FMC燃油預(yù)測(cè)頁(yè)面上。16.5 FMS指南制導(dǎo)是在飛機(jī)沿預(yù)選軌跡飛行時(shí)，由于干擾或?qū)Ш讲淮_定性而偏離預(yù)選軌跡后作出的決定。制導(dǎo)過(guò)程：計(jì)算航跡偏轉(zhuǎn)角，生成控制指令，并發(fā)送給飛行控制系統(tǒng)的自動(dòng)駕駛儀、飛行制導(dǎo)和自動(dòng)油門系統(tǒng)；內(nèi)部飛行控制和自動(dòng)油門計(jì)算機(jī)產(chǎn)生實(shí)際的操縱面控制指令和自動(dòng)油門推力指令，并控制飛機(jī)保持在預(yù)選的飛行剖面上，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)飛行軌跡的自動(dòng)控制。制導(dǎo)分為橫向制導(dǎo)(也稱為水平或橫向制導(dǎo))和垂直制導(dǎo)。16