飞行控制系统学习资料

飞行控制系统

飞行控制系统

为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。

关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ

0 引言

飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。

1 飞控系统总体设计

飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。

飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。

由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。

飞行控制器是以SmartFusion为核心的控制计算机，它是无人机的中央控制单元，负责飞机上各个单元的协调工作，并与地面站之间进行数据传输。同时根据控制算法和地面站的命令，保持飞机以一定的姿态飞行。

传感器包括电子罗盘、角速率传感器、高度传感器、加速度计和GPS接收机等。电子罗盘选用霍尼韦尔HMR3300，它可以测量航向、倾角和翻滚角，输出方式为SPI串行输出。角速率传感器采用的是ADI公司的ADXRS300，其输出电压与偏航角速率成正比。高度传感器选择利用半导体材料的压阻效应原理制造的MPX4115A大气压力传感器。加速度计采用的是ADI公司的ADXL203，它是电容式加速度计，具有高精度、高稳定性和低功耗等特点，输出电压经信号调理后正比于加速度值。GPS接收机选用GPS-G03A(H)，它是一款超低功耗的GPS天线接收一体机，可给出经纬度，时间和速度等信息，以RS 232串口形式传输数据。

舵机包括升降舵、方向舵、副翼。舵机的控制信号是脉宽调制信号，便于和飞控计算机进行接口。

2 飞控计算机硬件电路设计

无人机的飞行控制计算机是无人机飞行控制系统的核心，其硬件结构如图3所示。它的功能主要由SmartFusion单芯片最小系统及外围电路实现，另外还有一个电源模块用来提供系统所需的各类电压和对供电电池进行管理。

SmartFusion系列结合了逻辑、微控制器子系统(MSS)和可编程模拟模块，即带有Actel经过验证的FPGA架构和基于ARM Cortex-M3硬核处理器子系统，以及可编程FLASH模拟模块。实现易于使用的完全可定制系统设计平台，使嵌入式设计人员无需进行线路板级改变，就能够快速优化硬件／软件并折中权衡。在SmartFusion器件内，所有数据都会从处理器传送到FPGA，或从模拟模块传送到处理器，或在FPGA和片上模拟模块之间传送。此外，Actel的FLASHLock 技术也提供了出色的IP安全保障。

SmartFusion的主要特点和功能体现在：

(1)功能齐全的FPGA。SmartFusion器件具有Actel经过验证的基于快速闪存技术ProASIC3 FPGA架构，使用先进的130 nm七层快闪CMOS工艺技术，系统门密度范围为60K～500K，并具有350 MHz 的工作频率和最多204个I／O。这种组合能够集成来自其他器件的现有功能，大幅减少线路板空间和总体系统的功耗。

(2)微控制器子系统。器件的智能性是以微控制器子系统的形式加入FPGA的，子系统带有100 MHz工作频率的ARM Cortex-M3处理器硬核，全部标准外设和功能包括：多层AHB通信矩阵，吞吐率高达16 Gb／s，带有RMI接口的10M／100M以太网MAC和SPI，I2C，UART和32位定时器。具有最高512 KB闪存，64 KB SRAM和外部存储器控制器(EMC)以及8通道DMA控制器。

(3)可编程模拟模块。创新性专有模拟计算引擎(ACE)能执行采样排序和计算，能够分担ARM Cortex-M3处理器的模拟初始化和处理任务，可编程模拟包括：精度为1％的ADC和DAC，多达3个采样频率为600KS／s的12位ADC，最多3个12位第一阶DAC、10个50 ns高速比较器并集成多种温度、电压和电流监控功能。

在这里，选用SmartFusion系列的A2F200M3作为核心芯片。它的MSS的主要功能是保持与地面站的通讯，采集姿态角数据和GPS定位数据，发送控制命令给FPGA，运行相关的飞行控制算法和导航控制算法等。FPGA架构的主要功能是采集与测量传感器的数据，接收MSS的命令与驱动舵机。FPGA分担了一部分原可以采用MSS来实现

的任务，使MSS有更多的时问用于运行算法，以提高系统的整体性能。

外围接口电路主要由RS 232接口、GPS接口、SD卡接口、传感器信号采集通道、发动机转速测量通道、电池电压检测通道等组成。GPS和PC串口连接均需要1片MAX232芯片进行电平转换。SD卡用于存放飞行参数及图像数据。MSS与FPGA之间可通过GPIO进行数据传输。舵机驱动、无线接收机信号检测、信号控制等功能均由芯片的内部逻辑电路来实现，采用VerilogHDL语言编写。鉴于飞行控制和导航精度的要求，该模块选用了TI公司的A／D芯片TLC3548，用来采集三轴加速度计、高度传感器、三角速率陀螺输出的电压信号。A／D、驱动组成框图如图4所示。

3 软件设计

由于飞控计算机运行的程序复杂，信息量大，对实时性和稳定性要求高，采用单任务顺序机制的编程方式已不能满足飞控系统的要求，因此飞控软件采用了实时嵌入式操作系统μC／OS-Ⅱ。μC／OS-Ⅱ是专门为计算机的嵌入式应用而设计的实时操作系统，是可裁减的、基于静态优先级的可剥夺型多任务实时内核，具有高度可移植性，特别适合于微处理器和微控制器，其实时性能和内核的健壮性已在大量的实际应用中得到了证实。

飞控系统的应用程序分为初始化模块、数据采集模块、控制解算模块、姿态读取模块、GPS接收模块、遥测发送模块、控制量输出模块。任务与功能模块资源之间的关系如图5所示。飞行控制系统开始运行时，飞控计算机在完成自检后，首先进行惯性导航系统的初始对准及任务诸元装订，接收初始对准装置发送的初始姿态和位置信息，然后等待控制系统的启动命令。飞控系统启动后进行初始化设置，根据任务优先级、调用相应的程序模块完成预定任务，各个任务

之间的公共数据采用共享变量的方式进行协同，但需要采取一定的保护措施。

4 结语

基于SmartFusion的无人机飞控系统具有体积小，精度高，运算速度快，可剪裁性的优点，特别是软件上采用μC／OS-Ⅱ实时操作系统，使飞控系统具有实时性的特点。该飞控系统已在某型无人机上得到了应用，飞行验证表明系统设计满足要求。本文设计的飞控系统具有一定的工程应用价值，为飞控系统的设计提供了借鉴。

飞行控制系统简介

自动飞行控制系统 飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。 深圳市瑞伯达科技有限公司，致力于成为全球无人机飞行器领导品牌，是智能化无人机飞行器及控制系统的研制开发的专业厂商，生产并提供各行业无人机应用的解决方案。产品线涵盖各种尺寸多旋翼飞行器、专业航拍飞行器、无人机飞行控制系统、无人机地面站控制系统、高清远距离数字图像传输系统、专业级无线遥控器、高精飞行器控制模块及各类飞行器配件 飞行器的自动飞行一、问题的提出早在重于空气的飞行器问世时，就有了实现自动控制飞行的设想。1891年海诺姆．马克西姆设计和建造的飞行器上安装了用于改善飞行器纵向稳定性的飞行系统。该系统中用陀螺提供反馈信号，用伺服作动器偏转升降舵。这个设想在基本概念和手段上与现代飞行自动控制系统有惊人的相似，但由于飞机在试飞中失事而未能成为现实。 60年代飞机设计的新思想产生了，即在设计飞机的开始就考虑自动控制系统的作用。基于这种设计思想的飞机称为随控布局飞行器（Control Configured Vehicle 简称CCV）。这种飞机有更多的控制面，这些控制面协同偏转可完成一般飞机难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能。 飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。信息传输链用于系统各部件之间传输信息。常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。 自动飞行控制系统由自动驾驶仪、自动油门杆系统、自动导航系统、自动进场系统和自动着陆系统、自动地形跟随/回避系统构成。 RIBOLD瑞伯达科技有限公司,致力于成为全球飞行影像系统独家先驱，其产品线涵盖无人机飞行控制系统及地面站控制系统、影视航拍飞行平台、商用云台系统、高清远距离数字图像传输系统、无线遥控和成像终端及模型飞行器产品,多旋翼飞行器和高精控制模块。 RBD瑞伯达坚持创新, 以技术和产品为核心，通过完美的产品带来前所未有的飞行体验。我们的目标是做世界一流的无人机企业，为我们的客户提供一流的产品和服务!

飞行控制系统

飞行控制系统 为了使无人机飞行控制系统具有强大的数据处理能力、较低的功耗、较强的灵活性和更高的集成度，提出了一种以SmartFusion为核心的无人机飞行控制系统解决方案。为满足飞控系统实时性和稳定性的要求，系统采用了μC／OS-Ⅱ实时操作系统。与传统的无人机飞行控制系统相比，在具有很强的数据处理能力的同时拥有较小的体积和较低的功耗。多次飞行证明，各个模块设计合理，整个系统运行稳定，可以用作下一代无人机高性能应用平台。 关键词：无人机；飞行控制系统；SmartFusion芯片；μC／OS-Ⅱ 0 引言 飞行控制系统是无人机的重要组成部分，是飞行控制算法的运行平台，它的性能好坏直接关系着无人机能否安全可靠的飞行。随着航空技术的发展，无人机飞行控制系统正向着多功能、高精度、小型化、可复用的方向发展。高精度要求无人机控制系统的精度高，稳定性好，能够适应复杂的外界环境，因此控制算法比较复杂，计算速度快，精度高；小型化则对控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制系统的性能越高越好，体积越小越好。此外，无人机飞行控制系统还要具有实时、可靠、低成本和低功耗的特点。基于以上考虑，本文从实际工程应用出发，设计了一种基于SmartFusion的无人机飞行控制系统。 1 飞控系统总体设计

飞行控制系统在无人机上的功能主要有两个：一是飞行控制，即无人机在空中保持飞机姿态与航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，这就是通常所谓的自动驾驶；二是飞行管理，即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。 飞行控制系统主要完成3个功能任务，其层次构成为三层：最底层的任务是提高无人机运动和突风减缓的固有阻尼——三个轴方向的阻尼器功能；第2层的任务是稳定无人机的姿态角——基本驾驶仪的功能(主要进行角运动控制)；第3层的任务是控制飞行高度、航迹和飞行速度，实现较高级自动驾驶功能。飞行控制系统原理框图见图1。 由上述分析易知，飞行控制系统主要由飞行控制器、传感器(或敏感元件)、舵机3部分组成。无人机飞行控制系统的基本架构如图2所示。

飞行器自动控制导论_第六章

第六章 典型飞行自动控制系统的工作原理 概述 6.1.1典型飞行自动控制系统的组成 描述飞机运动的参数有三个姿态角（θ、ψ、φ）、两个气流角（α、β）、两个线位移（H 、Y ）及一个线速度（V ）。飞行控制的作用，就是应用负反馈控制原理对上述参数的部分或全部进行控制。有时也根据需要也可控制与速度V 和迎角α有关的马赫数M 及法向过载。实际上飞行自动控制就是按一定飞行控制律，输出三个舵偏角（e δ、r δ及a δ）及油门T δ对飞行器实现闭环控制。 典型飞行自动控制系统一般包括三个反馈回路：舵回路、稳定回路和控制（制导）回路。 舵回路通常是一个随动系统（或称为伺服系统），一般包括舵机、反馈部件和放大器，如图所示。舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。 图 舵回路方框图 舵回路中有两个反馈回路：位置反馈回路，使控制信号与舵机输出信号成比例关系，速度反馈回路，增加舵回路阻尼，改善舵回路的动态性能。 如果敏感部件是测量飞机的姿态，测量敏感部件、放大计算装置与舵回路构成自动驾驶仪，自动驾驶仪和飞机构成了飞行器的稳定回路，主要起稳定和控制飞机的姿态的作用。典型的稳定回路如图所示。

图稳定回路 由稳定回路和飞机重心位置测量部件以及描述飞机空间几何关系的运动环节，组成更大的回路，称为控制（或称制导回路），如图6-3所示。主要起稳定和控制飞机的运动轨迹的作用。 图控制（或制导）回路 6.1.2 纵向控制 飞行器纵向扰动运动，一般由短周期模态运动和长周期模态运动组成。随着飞行器的速度越来越快，飞行高度越来越高，飞行包线范围扩大，欲使飞行器在整个包线范围内满足飞行品质要求，普遍采用反馈控制技术。例如高空飞行时，飞行器的阻尼特性常常变差，短周期模态特性趋于恶化，造成操纵反应过程中超调量过大，振荡加剧，严重影响飞行任务的完成，此时，可以在纵向通道引入适当的反馈可以改善飞行品质。又如当飞行器要完成保持姿态角或等速V飞行时，即使飞行器具有良好的短周期模态时，但由于长周期模态振荡频率较低，衰减较慢，甚至是慢发散的。要实现上述任务时，要求驾驶员经常操纵舵面加以控制，并且过程很长。为了减轻驾驶员负担，精确地完成上述任务，需要抑制沉浮运动，同样可以引入适当反馈信号达到目的。如要完成定高飞行，除了使飞行具有良好短周期模态和长周期模态外，还可以引入高度反馈，完全脱离驾驶员操纵实现保

典型飞行控制系统

三、典型飞行控制系统 1、已知某飞机的传递函数是： ) 69.19.0()4.0(5.1) () (2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的 控制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+T ? ? ??δ? ? δ)()1(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）要控制该飞机舵回路的时间常数应作何限制？ （3）若飞机受到常值力矩92 .0=?M Z γ 公斤*米，已知 Z Z M δ=-1.15公斤*米/度，若要求 稳定后其静差 s θ?<0 1 ，应对Z K ? 作何限制； （4）若要保证该系统的动态性能，应如何选取Z ? K ? 的值。 （5）分析在垂直向上风干扰下，系统的动态相应过程以及稳态情况。 2、已知某飞机的传递函数是： ) 47.15.1()59.0(2.1) ()(2 +++-= ??Z s s s s s s δ?，其俯仰姿态角控制系统的控 制规律为：? Z Z Z ?K +?-?K =?+? ???δ? ? )()11.0(g s 。 （1）由控制规律画出相应的系统结构图； （2）求出内回路闭环传递函数，并绘制随参数? Z K ? 变化的根轨迹图，并求取 值时的使? Z K =? ξ87.0以及此时三个内回路闭环极点值； （3）求出外回路闭环传递函数，并绘制随参数?Z K 变化的根轨迹图，并求取 值时的使?ξZ K =8.0以及此时三个外回路闭环极点值； （4）采用根轨迹方法分析舵回路时间常数对飞行控制系统工作性能的影响； （5）分析参数? Z K ? 与?Z K 之间的关系。 ● 自动驾驶仪有哪几个工作回路？ (1）同步回路 (2)舵回路 (3)稳定回路 (4)控制回路 ● 俯仰阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性 ● 滚转阻尼器的作用是什么？ 用来改善飞机—阻尼器系统的滚转特性 ● 什么是控制增稳系统？其作用是什么？ 不牺牲操纵性来提高飞机的阻尼比和固有频率，又可以解决非线性操纵指令问题 ● 飞行高度控制系统需要 最基本的信号？ 需要直接测量飞行高度，使用高度差传感器，根据高度差的信息来直接控制飞机的飞行姿态，从而改变航迹请教，以实现对飞行高度的闭环稳定和控制

飞行器自动控制导论_第一章飞行控制系统概述

第一章飞行控制系统概述 1.1飞行器自动控制 1.1.1飞行控制系统的功能 随着飞行任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越高，不仅要求飞行距离远（例如运输机），高度高（高空侦察机），而且还要求飞机有良好的机动性（例如战斗机）。为了减轻驾驶员在长途飞行中的疲劳，或使驾驶员集中精力战斗，希望用自动控制系统代替驾驶员控制飞行，并能改善飞机的飞行性能。这种系统就是现代飞机上安装的飞行自动控制系统。 飞行控制系统的功能归结起来有两点：1）实现飞机的自动飞行；2）改善飞机的飞行性能。 飞机的自动飞行控制系统在无人参与的情况下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行，通常可实现对飞机的三轴姿态角和飞机三个方向的空间位置的自动控制与稳定。例如，无人驾驶飞行器（如无人机或导弹等），实现完全的飞行自动控制；对于有人驾驶的飞机（如民用客机或军用飞机），虽然有人参与驾驶，但某些飞行阶段（如巡航段），驾驶员可以不直接参与操纵，而由飞行控制系统实现对飞机飞行的自动控制，但驾驶员应完成对自动飞行指令的设置和监督自动飞行的情况，并可以随时切断自动控制而实现人工驾驶。采用自动飞行具有以下优点： 1）长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担； 2）在一些恶劣天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以精确对飞机姿态和航迹的精确控制； 3）有一些飞行操纵任务，驾驶员难于精确完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好地完成任务。 一般来说，飞机的性能和飞行品质是由飞机本身气动特性和发动机特性决定的，但随着飞机飞行高度及飞行速度的增加，飞机的自身特性将会变坏。如飞机在高空飞行时，由于空气稀薄，飞机的阻尼特性变坏，致使飞机角运动产生严重的摆动，靠驾驶员人工操纵将会很困难。此外，设计飞机时，为了减小质量和阻力，提高有用升力，将飞机设计成静不稳定的。对于这种静不稳定的飞机，驾驶员是难于操纵的。在飞机上采用增稳系统或阻尼系统可以很好地解决这些问题。

飞行控制系统功能介绍

飞行控制系统功能介绍

目录 一、综述 (1) 二、飞控的相关系统说明 (1) 1.飞控的基本子系统 (2) 1.1航向控制系统 (2) 1.2速度控制系统 (3) 1.3高度控制系统 (4) 1.4自动着陆系统 (5) 2.测试机飞控所需的子系统 (6) 2.1GPS系统 (7) 2.2传感器、温湿度传感器系统 (8) 2.3飞行器自动稳定控制系统 (11) 2.4航向偏离控制系统 (11) 2.5显示系统 (12) 2.6信号反馈控制系统 (12) 2.7自动飞行控制系统 (13) 2.8自动导航系统 (14) 3.测试机飞控所需扩充系统功能 (15) 3.1自动避障系统 (15) 3.2语音播报系统 (17) 3.3物联网系统 (17) 3.4摄录系统 (18) 4.测试机飞控的其他功能 (18) 4.1自动寻路控制系统 (18) 4.2自动跟踪系统 (19) 4.3一键返航系统 (19) 4.4双飞控系统 (19) 4.5降落伞系统 (19) 5.飞行控制系统的常用外设接口 (20)

一、综述 本设计调研依据飞行控制系统（以下简称“飞控”）功能进行的系统调研。本飞行控制系统删减了翻滚、特技系统功能；以此对飞控系统的相关系统功能进行功能收集，由于本人的资料有一大部分是网络收集，会造成信息描述不准，还请大家见谅！。 飞控系统的相关子系统描述如下图1： 图1 二、飞控的相关系统说明 飞控系统的子系统功能分类方式有很多种，可以按飞控系统的子系统功能分类，按飞控系统涉及的子系统关联关系分类，按飞控系统设计的子系统基本功能和选配功能分类等等，本文现阶段以调研飞控系统功能为主，故选择按飞控系统的系统功能分类为主。

飞行控制系统的故障诊断与容错控制

飞行控制系统的故障诊断与容错控制 周晓宇08010201 聆听姜斌老师的讲座后，我对飞行控制系统的故障诊断与容错控制方面有了初步的了解，并产生了较为浓厚的兴趣。 首先，飞行控制系统的被控对象包括飞艇、飞机、近空间飞行器、火箭、导弹、人造地球卫星、空间探测器、载人飞船、航天站、航天飞机等，而飞机又包含客机、运输机、直升机、无人机、战斗机等类型。我们对飞行控制系统进行飞行控制的主要目的大概有四个方面：（1）稳定飞行，主要指姿态稳定，这是任何飞行器的首要任务；（2）轨迹控制，包括航迹、高度、航向、起飞着陆等；（3）目标跟踪，主要针对目标的跟踪和拦截；（4）轨迹跟踪，主要指队预定轨迹(进场着陆)实时路径规划轨迹。以上是飞行控制系统的一些基本概念，为达到设计者期望的技术指标，需要详细了解飞行器的特性、控制要求、控制方法和验证方法。 其次，在飞行控制系统方面，让我感慨较深的有两个方面，分别是光传飞行控制系统和飞行控制系统的建模问题。 对于光传飞行控制系统，它是飞行控制系统发展中较高级的阶段，和之前出现的简单飞行操纵系统、机械操纵系统、控制增稳系统、电传飞行控制系统相比，它不仅可有效地防御电磁干扰、雷电冲击、核爆辐射、消除各信号通道间的串扰，而且还可以极大地减轻飞机重量，增加飞机上的可用空间，同时这种方法可使光纤传输损耗低、频带宽。可以说，随着计算机技术和控制理论的发展，飞行控制系统的

设计方法也发生了变化，从最初的经典控制方法，发展到了自适应控制、模糊控制、神经网络控制、容错控制等现代控制方法。飞行器结构的复杂化和种类的多样化注定了飞行控制系统必将成为现代控制理论研究的热点领域。 除了光传飞行控制系统外，我对飞行控制系统的建模问题也产生了一些想法。通过建模方程，我们可以把一些抽象的问题用数学模型的方法表示出来，譬如，我们可以建立飞行器姿态测量系统，对飞机的姿态角、航向、转动角速度等使用专业仪器测量后，在多维坐标系中进行问题的分析和研究。又比如，飞机模型的线性化问题，我们可以采用小扰动法将含有扰动运动参数与基准运动参数间差值的高阶小项略去，并同时在平衡点上利用泰勒级数对化简式进行展开并仅保留一次项，由此即可得到雅可比矩阵形式的线性化状态方程。 通过对以上两个例子的分析，我有两点心得体会，一是要学会学以致用，将所学到的知识融会贯通，分类组合，只有这样，才能将看似复杂的问题简单化；其二，就是上面提到过的，大自然中的物理量，绝大部分是模拟量，然而如果我们想对事务进行深入的分析和研究的话，最好的办法还是将它们转化为数字量，其实也就是真实事物的建模问题。 通过这场讲座，我除了对飞行控制系统有了一个大致的了解外，还对飞行系统的故障诊断与容错控制方面有了更深入的了解。 近几年，随着经济的快速发展，民航运载任务越来越重，民航飞机朝着大型、多载重方向发展，飞机系统的复杂性也在不断增加，故

西工大飞行控制系统总复习

总复习 第一章 飞行动力学 一、概念： 1、体轴系纵轴ox 在飞机对称平面内；速度轴系纵轴a ox 不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox 在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox 相差一个配平迎角0α。 2、俯仰角θ的测量轴为地轴系横轴g oy ；滚转角φ（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox ；偏航角ψ的测量轴为地轴系铅锤轴g oz 。 3、迎角α：空速向量在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox 夹角。 以的投影在ox 轴之下为正。 4、β（侧滑角）：空速向量v 与飞机对称平面的夹角。以v 处于对称面右为正。 5、坐标系间的关系 机体轴系b S 与地轴系g S 之间的关系描述为飞机姿态角（ψφθ、、）； 速度轴系a S 与机体轴系b S 之间的关系描述为气流角（βα、）； 速度轴系a S 与地轴系g S 之间的关系描述为航迹角（χμγ、、）。 6、舵偏角符号 升降舵偏角e δ：平尾后缘下偏为正0>e δ，产生低头力矩。0a δ，产生左滚转力矩 0r δ，产生左偏航力矩0

自动飞行控制系统电子讲稿第一部分

学习情景1 课程导论 1.飞行控制系统发展概述 自动飞行控制系统已有100多年的研制历史，早在有人驾驶飞机出现之前，自动飞行装置即已出现。 1.1方向稳定器 1873年，法国雷纳德（C.C.Renard）无人多翼滑翔机的方向稳定器。 1.2 电动陀螺稳定装置-姿态稳定 1914年，美国的爱莫尔·斯派雷（Eimer Sperry）研制成功第一台可以保持飞机稳定平飞的电动陀螺稳定装置，该装置利用陀螺的稳定性和进动性，建立一个测量基准，用来测量飞机的姿态，它和飞机的控制装置连在一起，一旦飞机偏离指定的状态，这个机构就通过飞机的控制装置操纵飞机的舵面偏转使飞机恢复到原来的状态。 1.3 自动驾驶仪 20世纪30年代出现了可以控制和保持飞机高度、速度和航迹的自动驾驶仪。 第二次世界大战促使自动驾驶仪等设备得到进一步发展，由过去气动-液压到全电动，由三个陀螺分别控制三个通道改用一个 或两个陀螺来操纵飞机，并可作机动、爬高及自动保持高度等。 二次大战期间，美国和原苏联相继研制出功能较完善的电气式自动驾驶仪C-1和其仿制品A∏-5； 德国在二战后期研制成功飞航式导弹V-1和弹道式导弹V-2，

更进一步促进了飞行自动控制装置的研制和发展。 20世纪50年代后，和导航系统、仪表着陆系统相联，自动驾驶装置实现了长距离自动飞行和自动着陆。 1.4 自动飞行控制系统 1947年成功突破音障后，飞机的飞行包线（飞行速度和高度的变化范围）扩大，越来越复杂的飞行任务对飞机性能的要求也越来越高，仅靠气动布局和发动机设计所获得的飞机性能已经很难满足复杂飞行任务的要求。因此，借助于自动控制技术来改善飞机稳定性的飞行自动控制装置（如增稳系统）相继问世，在此基础上，自动驾驶仪的功能得到进一步的扩展，发展成为自动飞行控制系统（AFCS）。 20世纪60年代，产生了随控布局飞行器（congtrol configured vehicle--CCV）的设计思想。 20世纪60年代前的以模拟电路或模拟计算机为主要计算装置的飞行控制系统，逐渐发展成为现在已普遍应用的数字式飞行控制系统，这也为新技术应用和更复杂更完善系统的综合提供了实现的可能性。例如： 主动控制技术（active control technology—ACT）； 余度技术 容错控制技术 20世纪80年代得到迅速发展的火/推/飞综合控制系统等。 20世纪70年代中期，由于计算机的应用使自动驾驶仪和飞机的指引系统组成一个综合系统，使飞机的各种传感器数据、指

飞机电传操纵系统

电传操纵系统概况 一、电传操纵系统的概念及发展概况 1、电传操纵系统的概念 电传操纵系统是将从驾驶员的操纵装置发出的信号转换成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。也就是说，电传操纵系统也是一个全时、全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统。电传操纵系统是人工操作和自动控制在功能上和操纵方式上较好地融为一体。电传操纵系统主要依靠电信号传递驾驶员的操纵指令，所以这种系统不再含有机械操纵系统。带有机械备份的电传操纵系统成为准电传操纵系统。控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分，只有具备控制增稳功能的电信号系统才能称为电传操纵系统。 2、电传操纵系统发展概况 20世纪前半期,采用闭环反馈原理的自动控制技术作为机械操纵系统的辅助手段,其主要作用是针对已设计好的飞机刚体动力学特性的缺陷进行补偿,实现精确的姿态和航迹控制,减轻驾驶员长期、紧张工作的负担。到了20世纪60年代,飞机的发展遇到了一些重大难题。例如:大型飞机挠性机体气动弹性模态问题,进一步提高战斗机机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结构和动力装置协调设计技术已经不能解决,或者要在性能、重量、复杂性和成本方面付出巨大代价才能得到某种折衷的解决方案。研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术,通过对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证,产生了两个具有划时代意义的新飞行控制概念:主动控制技术(ACT)和电传飞行控制(FBW)系统。这两项新技术的出现对飞机的发展产生了巨大的影响。 1.采用主动控制技术的电传操纵系统 采用主动控制技术的电传操纵系统,可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功能综合成为可能,从而极大地改善了飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统后,放宽静稳定性(RSS)控制技术使B-52轰炸机平尾面积减少45%,结构总重量减少6.4%,航程增加了4.3%;使战斗机升阻比提高了8%~15%。机动载荷控制NILC)技术使C-5A运输机翼根弯曲力矩减少30%~50%;使F4E

飞行管理系统

第16章飞行管理系统 16.1飞行管理系统概述 随着飞机性能的不断提高，要求飞行控制系统实现的功能越来越多，系统变得越来越复杂，从而迫使系统系统设计师们在可用的技术条件、任务和用户要求，飞机可用空间和动力，飞机的气动力特性及规范要求等诸因素的限制下，把许多分系统综合起来，实施有效的统一控制和管理。于是便出现了新一代数字化、智能化、综合化的电子系统－飞行管理系统（FMS-Flight Management System）。在1981年12月，飞行管理系统首次安装在B767型飞机上。此后生产的大中型飞机广泛采用飞行管理系统。 16.2飞行管理系统的组成和功能 16.2.1飞行管理系统的组成 飞行管理系统由几个独立的系统组成。典型的飞行管理系统一般由四个分系统组成，如图16-1，包括： （1）处理分系统－飞行管理计算机系统（FMCS），是整个系统的核心； （2）执行分系统－自动飞行指引系统和自动油门，见自动飞行控制系统； （3）显示分系统－电子飞行仪表系统（EFIS），见仪表系统； （4）传感器分系统－惯性基准系统（IRS）、数字大气数据计算机（DADC）和无线电导航设备。 驾驶舱主要控制组件是自动飞行指引系统的方式控制面板（AFDS MCP）、两部控制显示组件（CDU）、两部电子飞行仪表系统（EFIS）控制面板。主要显示装置是CDU、电子姿态指引仪（EADI）、电子水平状态指示器（EHSI）和推力方式显示。各部分都是一个独立的系统，既可以单独使用，又可以有多种组合形式。飞行管理系统一词的概念是将这些独立的部分组成一个综合系统，它可提供连续的自动导航、指引和性能管理。

图16-1飞行管理系统 16.2.2飞行管理系统的功能 FMS的主要功能包括导航／制导、自动飞行控制、性能管理和咨询／报警功能。FMS实现了全自动导航，大大减轻了驾驶员的工作负担。另外，飞机可以在FMS的控制下，以最佳的飞行路径、最佳的飞行剖面和最省油的飞行方式完成从起飞直到进近着陆的整个飞行过程。 FMS在各飞行阶段的性能管理功能： （1）起飞前 通过FMS的控制显示组件人工向FMC输入飞行计划、飞机全重和外界温度。如果飞行计划已经存入FMC的导航数据库，则可直接调入。飞行计划包括起飞机场、沿途航路点和目的机场的经纬度、高度等。 （2）起飞 根据驾驶员输入的飞机全重和外界温度，FMC计算最佳起飞目标推力。 （3）爬升 根据驾驶员的选择，FMC计算最佳爬升剖面。FMC还根据情况向驾驶员提供阶梯爬升和爬升地点的建议，供驾驶员选择，以进一步节约燃油。 （4）巡航 FMC根据航线长短、航路情况等因素，选择最佳巡航高度和速度。结合导航设施，确定起飞机场至目的机场的大圆航线，以缩短飞行距离。 （5）下降 FMC根据驾驶员输入或存储的导航数据确定飞机下降的顶点。在下降阶段，FMC确定下降速度，最大限度利用飞机的势能，节约燃油。 （6）进近 FMS以优化速度引导飞机到达跑道入口和着陆点。 16.2.3飞行管理计算机系统 由飞行管理计算机（FMC）和控制显示组件（CDU）组成。

电传操纵系统

电传操纵系统 “电传操纵系统”是英文"Fly by wire flight control system"(FBW)的中文意译，也被译为“线传操纵系统”。它是一种先进的电子飞行控制系统。 1简介 从飞机发明直到现在，飞机的操纵系统仍然主要是机械式的操纵系统。机械操纵系统在操纵装置（操纵杆、脚蹬）和飞机的舵机之间存在着一套相当复杂的机械联动装置和液压管路，飞行员操纵操纵杆和脚蹬，通过上述联动装置控制舵机位置，从而使飞机达到希望的姿态和航向。 早期的飞机只是直接人工机械操纵。随着飞机的尺寸和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力，目前液压助力器仍在许多飞机上使用。 第二次世界大战后不久，出现了全助力操纵系统。在这种系统中，操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要原因是在跨音速飞行时，作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。这样，操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。全助力操纵系统本身是不可逆的，因此不受跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去改变舵面状态，使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态，于是就借助一些力反馈装置来提供人工杆力，这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员提供适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。 随着飞机尺寸的继续增加和性能的进一步提高，增加稳定性帮助飞行员操纵变得十分迫切，于是从全助力操纵系统发展到增稳系统，如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统。系统通过传感器反馈的飞机状态，在程序控制下自动控制舵机偏转，以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是互相独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。 从增稳系统发展到电传操纵（FBW）系统只是很小的一步，通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现，“协和”超音速客机上就装有这种系统。 把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵（FFBW）系统。 在这里我们已经能够给电传操纵系统下一个定义了：电传操纵（Flying By Wire）系统是将飞行员的操纵信号，经过变换器变成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。由飞机操纵系统的发展我们可以体会到，任何事物的发展都是由需要和可能这两个因素决定的，电传操纵系统的发展也是如此。它是随着飞机（包括某些飞行器）的飞行控制技术的不断提高以及科学技术的发展而逐渐发展起来的。 电传操纵的重要性在于打破了飞机设计中需要保持静稳定性的布局，设计师们可以为战斗任务选择和优化最有效的布局，然后由储存在飞行控制计算机软件中的相应控制律增加人工稳定性。现役战斗机中已经有多种飞机采用电传操纵系统，例如F-16、幻影2000、“狂风”战斗机、F-15、Su-27、F/A-18等等。

飞行管理系统介绍

飞行管理系统介绍 一、飞行管理系统（FMC）组成和基本功用 （一）、飞行管理系统（FLIGHT MANAGEMENT SYS）由五个分系统组成：1、飞行控制系统（DFCS） 包括自动驾驶（A/P）和飞行指引（F/D），其核心为两台飞行控制计算机，该系统用于自动飞行控制（FCC）和飞行指引。 2、自动油门系统（A/T） 其核心是一台自动油门计算机和两台发动机油门操纵的伺服机构，A/T 提供从起飞到着陆全飞行过程的油门控制。 3、飞行管理计算机系统（FMCS） 其核心是一台飞行管理计算机FMC和两台控制显示组件CDU，它用于从起飞到进近的几乎全部飞行过程的横向（LATERAL）剖面和纵向（VERTICAL）剖面的飞行管理。 我部的34N型飞机装有两部FMCS，这使飞行管理系统的可靠性更高。 4、惯性基准系统（IRUS） 其核心为两台惯导基准组件IRU，其主要功用为提供飞机的姿态基准和定位参数，也可用于飞机自备、远距导航。 5、电子飞行仪表系统（EFIS） 33A和34N型飞机装备的是电子飞行仪表系统，3T0型飞机装备的还是旧式的机械式仪表。由于飞行仪表的电子化，逐渐淘汰老式的机械式仪表，而电子飞行仪表必须有相应的字符，符号等图形信号发生器，以提供阴极射线管CRT或液晶LCD显示。EFIS就是起这个作用的电子式飞行仪表显示系统，它主要包括两台符号发生器（EFIS SG）和两套姿态指引仪（EADI）、两套水平状态指示器（EHSI）。

（二）、飞行管理系统的基本作用： 这套系统技术先进，设备量大，承担的任务多，其中最根本的功用是：1、实现飞行的自动化，大大减轻了飞行员的工作负担，减少人为操作所不可避免的差错和失误。 2、实现飞行全程的优化： （1）起飞阶段（TO）—根据飞机的全重和环境温度提供最佳目标推力。（2）爬升降段（CLB）—提供最佳爬升剖面：包括爬升点，阶段爬升的设置，目标推力和目标空速的设定。 （3）巡航（CRZ）—提供最佳高度和巡航速度，以及大圆航线和导航系统的选择和自动调谐。 （4）下降阶段（DSE）—提供下降顶点，目标下降速度和分段，以充分利用飞机高度下降所得到的动能，并以最佳的高度，速度和距离转入进近阶段。（5）进近（APP）—确定飞机在五边进近基准点时的高度、空速和距离。 飞行的优化不仅得到最合理的飞行路径，节省燃油和飞行时间，而且飞机机体的损耗率最少。 3、实现自动着陆 由于有两套自动驾驶通道，具有余度通道，借助仪表着陆系统可实现Ⅱ类气象标准的自动着陆（决断高度50英尺，跑道能见距离700英尺）和自动复飞。 二、FMC控制飞行过程工作概述 飞行过程可归纳为正常程序和辅助正常程序 1、正常程序 所谓正常程序就是自动飞行的标准程序，可分为如下七个飞行阶段：（1）起飞TAKE OFF 在完成起飞前准备后，只要按压TO/GA开关，即开始起飞程序，此时推力杆自动前进到起飞目标N1值，当飞机滑跑达到60节时，F/D指令杆提

电传飞行控制作动系统

电传飞行控制作动系统 第27卷 2007拄 第4期 O8月 飞机设计 AIRCRAFTDESIGN V01.27No.4 Aug2007 文章编号:1673-4599(2007)04-0053-08 电传飞行控制作动系统 张冰凌,张勇 (1.海军驻沈阳地区航空军事代表室,辽宁沈阳110035) (2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035) 摘要:YF一23A战斗机具有极大的静不安定性,在不开加力的情况下可以实现超声速巡航,其设计目标是在 亚声速和超声速均具有优于对手的机动能力,上述要求使得飞行控制作动系统必须具有空前的能力和性能. 其独特的飞行和机动包线要求其作动系统在低速时具有高的舵面偏转速率和大的行程,在超声速时要具有附 加铰链力矩输出能力,为实现上述目标,开发出具有液压与电能守恒的作动系统. 关键词:作动器;直接驱动阀;变面积作动;飞行控制 中图分类号:V227.83文献标识码:A Fly-By-WireFlightControlActuationSystem forHighPerformanceFighter ZHANGBing—ling,ZHANGYong (1.Aero-NavalMilitaryRepresentativeOfficeinShengyangBranch,Shenyang110035,Chi

na) (2.ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute,Shenyang110035,China) Abstract:TheYF-23AFighterwasarevolutionarystaticallyunstableaircraftthatcruisedats uperson- icspeedswithoutafterburnerandwasdesignedtooutmaneuveropponentsatsubsonicandsup ersonic https://www.wendangku.net/doc/a5567978.html,biningthesedemandedaflightcontrolactuationsystemofunprecedentedpowe randper- formance.Itsuniqueflightandmaneuveringenveloprequiredhighsurfacerateandlargeactu atorex— cursionatlowfliglitspeeds,aswellasthepowertogenerateincreasedhingemomentsatsupers onic speeds.Toachievethesespecifications,hydraulicflowandelectricalpowerconservationtec hniques wasutilized. Keywords:actuator;directdrivevalve;variableareaactuation;flightcontrol YF一23A的设计目标是高机动性,超声速巡 航,武器内埋…,同时保持低的雷达和红外特 征,其主要控制面都是对称布置的包括两个全动 平尾,内外侧后缘襟翼(TEFs)和独立控制的左右 前缘襟翼(LEFs).除了前缘襟翼由电液伺服阀 (EHSV)控制之外,其他的舵面均由四余度的直 接驱动阀(DDV)控制. 收稿日期:2006—12—25:修订日期:2007—06--28 系统设计要求 基于下列的要求/约束来设计作动系统: (1)速率/铰链力矩/刚度要求; (2)作动器的频率响应/负载响应; (3)发动机的功率提取和液压流量限制;

飞行管理系统介绍

飞行管理系统介绍 飞行管理系统介绍 一、飞行管理系统(FMC)组成与基本功用 (一)、飞行管理系统(FLIGHT MANAGEMENT SYS)由五个分系统组成: 1、飞行控制系统(DFCS) 包括自动驾驶(A/P)与飞行指引(F/D),其核心为两台飞行控制计算机,该系统用于自动飞行控制(FCC)与飞行指引。 2、自动油门系统(A/T) 其核心就是一台自动油门计算机与两台发动机油门操纵的伺服机构,A/T提供从起飞到着陆全飞行过程的油门控制。 3、飞行管理计算机系统(FMCS) 其核心就是一台飞行管理计算机FMC与两台控制显示组件CDU,它用于从起飞到进近的几乎全部飞行过程的横向(LATERAL)剖面与纵向(VERTICAL)剖面的飞行管理。 我部的34N型飞机装有两部FMCS,这使飞行管理系统的可靠性更高。 4、惯性基准系统(IRUS) 其核心为两台惯导基准组件IRU,其主要功用为提供飞机的姿态基准与定位参数,也可用于飞机自备、远距导航。 5、电子飞行仪表系统(EFIS) 33A与34N型飞机装备的就是电子飞行仪表系统,3T0型飞机装备的还就是旧式的机械式仪表。由于飞行仪表的电子化,逐渐淘汰老式的机械式仪表,而电子飞行仪表必须有相应的字符,符号等图形信号发生器,以提供阴极射线管CRT或液晶LCD显示。EFIS就就是起这个作用的电子式飞行仪表显示系统,它主要包括两台符号发生器(EFIS SG)与两套姿态指引仪(EADI)、两套水平状态指示器(EHSI)。

飞行管理系统介绍

飞行管理系统介绍 (二)、飞行管理系统的基本作用: 这套系统技术先进,设备量大,承担的任务多,其中最根本的功用就是: 1、实现飞行的自动化,大大减轻了飞行员的工作负担,减少人为操作所不可避免的差错与失误。 2、实现飞行全程的优化: (1)起飞阶段(TO)—根据飞机的全重与环境温度提供最佳目标推力。 (2)爬升降段(CLB)—提供最佳爬升剖面:包括爬升点,阶段爬升的设置,目标推力与目标空速的设定。 (3)巡航(CRZ)—提供最佳高度与巡航速度,以及大圆航线与导航系统的选择与自动调谐。 (4)下降阶段(DSE)—提供下降顶点,目标下降速度与分段,以充分利用飞机高度下降所得到的动能,并以最佳的高度,速度与距离转入进近阶段。 (5)进近(APP)—确定飞机在五边进近基准点时的高度、空速与距离。 飞行的优化不仅得到最合理的飞行路径,节省燃油与飞行时间,而且飞机机体的损耗率最少。 3、实现自动着陆 由于有两套自动驾驶通道,具有余度通道,借助仪表着陆系统可实现Ⅱ类气象标准的自动着陆(决断高度50英尺,跑道能见距离700英尺)与自动复飞。 二、FMC控制飞行过程工作概述 飞行过程可归纳为正常程序与辅助正常程序 1、正常程序 所谓正常程序就就是自动飞行的标准程序,可分为如下七个飞行阶段: (1)起飞TAKE OFF 在完成起飞前准备后,只要按压TO/GA开关,即开始起飞程序,此时推力杆自动前进到起飞目标N1值,当飞机滑跑达到60节时,F/D指令杆提供俯仰指令,起飞后400英尺RA高度以上,A/P衔接,同时选择L NA V(水平导航)与V

自动飞行控制系统 AFCS

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

自动驾驶仪,自动油门,飞行指挥仪

自动驾驶仪，自动油门，飞行指挥仪 *** Intended For Flight Simulation Use ONLY * 仅供飞行模拟使用* 本文中所有术语的翻译，均以英文原文为准。*** 什么是自动驾驶系统？ 自动驾驶系统（自动驾驶仪），是一种通过飞行员按一些按钮和旋转一些旋钮，或者由导航设备接收地面导航信号，来自动控制飞行器完成三轴动作的装置。不同型号的飞机所装备的自动驾驶仪可能会有一些小的差别，但是大体相似。 自动驾驶系统能做些什么？ 在FS2004里，Cessna 和Beechcraft Baron 58 装备的自动驾驶仪具有以下功能： ?保持机翼水平，不发生滚转。 ?保持飞机当前的仰俯角。 ?保持选定的飞行方向。 ?保持选定的飞行高度。 ?保持选定的上升率或下降率。 ?跟踪一个VOR电波射线（Radial）。 ?跟踪一个定位信标（Localizer）或反向航路定位信标（Localizer Back Course）。 ?跟踪仪器降落系统（Instrument Landing System）的定位信标和下滑道指示信标（Glide Slope）。 ?跟踪一个GPS航路。 在FS2004中，Beechcarft King Air 350, Bombardier Learjet 45, 和所有的Boeing 喷气机，都装备有自动飞行控制系统，包括自动驾驶仪，自动油门（自动节流阀门）和飞行指挥仪。这套系增加了以下功能： ?保持一个选定的飞行速度（空速或地速）。 ?消除有害的偏航。 ?帮助飞行员正确的手动控制飞机。 在FS2004中，有些机型或面板上，提供更多的自动驾驶仪操作功能： ?飞行管理计算机（Flight Management Computers） ?垂直方向导航（Vertical Navigation） ?横向导航（Lateral Navigation） ?飞行水平改变（Flight Level Change） ?机轮控制（Control Wheel Steering） ?自动降落（Autoland）