下册-第6章自动飞行控制系统
飞行自动控制系统统
飞行自动控制系统统一、电传操纵系统(FIY-BY-Wire)及其余度技术装有控制增稳系统的高性能飞机,适应了现代飞行的需要提高了飞机性能和操纵品质。
但是驾驶员还必须通过机械操纵系统才能操纵飞机。
而机械操纵系统的传输线在分布上较集中,所以在战斗中飞机一旦被火力击中后,很可能使整个操纵系统失灵,造成机毁人亡的事故。
所以为了现代高性能军用机的战斗生存性,在控制增稳的基础上又出现了一种电传操纵系统。
这种系统从驾驶杆到助力器之间的联系全部由电气方式联系起来。
从而克服了机械操纵系统所固有的摩擦、间隙、弹性、时间滞后等缺陷。
同时该系统布局灵活,可分散安装,这样就可大大提高战斗机的生存能力。
因此近年来在美国的F-16、F-18等飞机上己广泛获得应用。
简单电传操纵系统的方块图如图8.25所示。
由图可知,简单的电传操纵系统类似于控制增稳系统它也有杆力或杆位移传感器输出电指令信号,以及测飞机运动的角速度和法向加速度等返馈信号。
所不同的是它没有驾驶杆产生的机械信号输入到助力器去直接操纵舵面的偏转,所以它实际上是一个全权限的控制增稳系统。
操纵时,驾驶员操纵驾驶杆经杆力或杆位移传感器、指令模型形成所需的指令信号,并与来自测量飞机运动参数的速率陀螺仪和法向加速度计综合后的信号相比较,产生误差信号,经放大校正后送入舵回路,使得舵面偏转,操纵飞机作相应的运动。
当飞机运动参数达到驾驶员所希望的控制值时,比较后的误差信号也随趋于零,舵面则停止偏转,使飞机保持在驾驶员所期望的运动状态。
如果飞机受到扰动,破坏了该运动状态,那么速率陀螺和法向加速度计输出信号与所期望的电指令信号相比较产生误差信号,操纵舵面偏转,使飞机恢复到原来运动状态。
从上面的工作原理可看出,电传操纵是一种全电的闭环飞行自动控制系统。
而不能仅仅理解为把机械联接换成电的联接。
由于电传操纵系统己不再保留机械操纵系统作备份系统，所以一旦电传操纵系统失灵会造成机毁人亡。
为此对电传操纵系统提出很高的可靠性要求所允许的事故率为10-7数量级(即每一千万飞行小时只准发生一次故障)显然要实现这样高的可靠性,单套系统是不能保证的,必须采用余度技术来保证。
民用飞机自动飞行控制系统：第6章 飞行管理系统
行，推力管理等； • 机组操作 包括飞行计划数据输入，FMS工作
方式选择，显示选择等； • 报警 包括气象雷达报警，发动机状态指示以
及空中交通管制的支持。
6.3.1 导航功能 • 导航数据库管理；
• 位置计算：确定当前飞机精确位置。利用无线电 信号与IRS信号综合使用。优选DME/DME信号， 当仅有一个DME时，再使用同一台的VOR信号。 当在空中收不到无线电信号时，才单独使IRS信 号。
．经济爬升剖面：依成本系数计算。
成本系数=(总运营成本-燃油成本)/ 燃油成本 ．依当前飞行条件确定最好飞行路线：爬升下降顶
点，阶梯爬升起点等。
6.3.3 制导指令计算功能 ．飞行计划管理：路径计算及剖面预告 ．横向制导指令生成(水平导航) ．纵向制导指令生成(垂直导航)
6.3.4 不同飞行阶段的功能
• 速度计算：使用IRS速度分量计算地速及风速计 算(与ADC空速)。
• 高度计算：IRS的高度信号，并用ADC的气压高 度进行修正。
6.3.2 性能管理功能 选择飞机纵向剖面 （高度、速度、爬升下降速度等。） 要完成如下计算：
．最大高度 ．最佳高度 得到最低巡航成本，以最少油量爬升
巡航高度，避开逆风，最大利用顺风高度飞行， 在下降阶段最大利用位能等。 ．最大速度或最小速度 ．不同方式下最佳速度
（IRS）、大气数据计算系统（ADS），以及仪 表着陆系统（ILS）、无线电导航系统； ----自动驾驶仪/飞行指引系统； ----自动油门控制系统等（推进系统）。 四大分系统形成了一个大的闭环控制系统。
分系统之间的数据利用公共数据总线进行传输。 各分系统又是可以独立工作的，分别执行各自独 立的功能。这样就保证系统中任一分系统的故障 不会引起FMS全部失效。
自动飞行控制系统PPT课件
远前方的大。若迎面气流速度逐渐增大，则翼面上流速的最大值也会增大，该处的温度则要降低，因而音
速也降低。当迎面气流的速度达到某一值时,翼面上最大速度处的流速等于当地音速，此时我们把远前方的
迎面气流速度 与远前方的空气音速
M
之
cr
比 ，定义为该机的临界马赫数
。
a
18
V
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Mcr
第二节 空气动力学的基本知识
路；其作用是稳定与控制飞机姿态。 • 控制（制导）回路：由稳定回路加上飞机轨迹反馈元件、放大计算装置组成飞机轨迹自动驾驶仪，并与飞
机形成的回路；其作用是稳定与控制飞机轨迹。
8
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第一章 飞行原理
• 飞机控制系统的核心问题是研究由控制系统和飞行器组成的闭合回路的静、动态性能，为此必须建立控制 系统和飞行器的数学模型，其形式可以是微分方程、传递函数或状态空间表达式等。
4
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第一节 飞行器的自动飞行
二、控制面 1、控制飞行器的目的是改变飞行器的姿态或空间位置，并在受干扰情况下保持飞行器的
姿态或位置。因而必须对飞行器施加力和(或)力矩，飞行器则按牛顿力学定律产生运动。 2、作用于飞行器而与控制有关的力和力矩主要是偏转控制面（即操纵面）产生的空气动
力和力矩。一般飞机有三个控制面：升降舵、方向舵和副翼。 3、由于航空技术的发展，仅靠改善飞机的气动布局和发动机的性能难以达到对飞机性能
V a
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Vmax a
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第二节 空气动力学的基本知识
• 飞机飞行速度的范围划分如下：
• 飞行马赫数 为飞行速度与远前方空气音速之比，
时为低速飞行；
为亚音速飞行；
《自动飞行控制系统》说课PPT
飞行的稳定性与安全性的要求
主要内容
1 课程性质与目标
12
课程设计
3 教学内容与方法
4
教学对象分析
5
教学条件
6
课程改革
一、课程性质与目标
1、课程性质
A B C
D
课程类型 课程编码
课程设置及教学计划进程表
教学时数
学期/教学周数/周学时数
考核方式
课程名称
一
二
三
四
五
六
总学 课堂 课内实
方式控制板 自动油门系统 自动着陆系统：原理和分类、操作方式、进近、下滑道、着陆、复飞、系统检测和
故障状况
ME-TA AV 等级 等级
1
—
—
3
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3
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3
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3
—
3
—
3
—
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内容处理：
在原教学内容基础上增加第 一章内容“自动控制理论基 础”。
第二章内容为回顾先修课程 《空气动力学基础与飞行原 理》的知识点，不做详细讲 解。
11.4.10
M11. 涡轮发动机飞机的结构和系统 内容
自动飞行（ATA22） 自动飞行系统布局和基础理论（系统布局、工作原理和相关术语）
自动驾驶：指令信号的处理 工作方式：横滚、俯仰和偏航
飞行指引系统 偏航阻尼器的作用与原理
直升机自动增稳系统 自动配平：马赫配平、自动驾驶仪配平、速度配平、迎角配平等
教材
1.高职高专教材和行业培训 教材合理搭配，适应本专业 人才培养需要； 2.积极与企业合作开发符合 民航机务维修培训标准的高 职高专教材。
自动飞行控制系统介绍
2、人工操纵过程
陀螺地平 仪
眼睛
大脑
胳膊 手
驾驶杆
升降舵
驾驶员
飞机
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航空自动化学院
第一节 飞行器的自动飞行
3、自动驾驶过程
自动驾驶仪
敏感元件
放大计算 装置
执行机构
升降舵
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飞机
航空自动化学院
第一节 飞行器的自动飞行
4、飞行控制： 人工操纵 自动控制：自动控制是指在没有人直接参与的条件下由控 制系统自动控制飞行器（这里主要是指飞机和导弹）的飞 行。这种控制系统成为飞行自动控制系统。 自动控制的基本原理就是自动控制理论中最重要、最本质 的“反馈控制”原理。 5、自动飞行控制系统的作用 对飞行器进行稳定 引导/制导飞行器：把飞行器按照一定的方式引导或制导到 一定的位置 改善飞行器的静、动态性能
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航空自动化学院
第二节 空气动力学的基本知识
也可以写成微分形式：
d
dV dA 0 V A
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在飞行速度不大的情况下，绕飞行器流动的流场各 点流速差异不大，温度、压强变化很小，因而密度 变化也很小，可以认为空气是不可压缩的流体， =常数。于是连续方程可以简化为： VA 常数 此时表明，流管截面积大的地方流速小，流管截面 积小的地方流速大。
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第一章 飞行原理
飞机控制系统的核心问题是研究由控制系统和飞行 器组成的闭合回路的静、动态性能，为此必须建立 控制系统和飞行器的数学模型，其形式可以是微分 方程、传递函数或状态空间表达式等。 飞行原理是研究飞行器运动规律的学科，属于应用 力学范畴。本章主要讨论在大气中飞行的有固定翼 飞机的运动特性，并简要介绍有关空气动力学的基 本知识。
飞机飞行自动控制系统
飞机飞行自动控制系统百科名片飞机上各种功能的飞行自动控制分系统的组合。
这些分系统是：阻尼、增稳或控制增稳系统(见飞机增稳)、自动驾驶仪、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、自动着陆系统、迎角与侧滑角边界控制系统、地形跟随系统、阵风减缓控制系统（见主动控制技术）、机动载荷控制系统、乘坐品质控制系统、颤振抑制系统、直接力控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等。
在一架飞机上通常只装备上述若干分系统。
目录名称高度控制系统速度控制系统侧向航迹控制系统自动着陆系统迎角和侧滑角边界控制系统瞄准控制系统编队控制系统编辑本段名称飞机飞行自动控制系统(automatic flight control system of aircraft)编辑本段高度控制系统控制飞机在某一恒定高度上飞行的系统。
它以飞机俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、计算机、舵回路等）外，还包括产生高度差（当前高度与期望高度的差值ΔH）信号和升降速度(夑)信号的敏感元件。
专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。
高度控制系统有两种工作状态：一种是自动保持飞机在当时的高度上飞行，简称定高状态；另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。
当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞机自动进入爬高（或下滑）状态。
在飞机趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。
编辑本段速度控制系统通过升降舵或升降舵加油门来自动控制空速或马赫数的系统。
通过升降舵调节的系统与高度控制系统相似，也以自动驾驶仪俯仰通道作为内回路。
在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。
在预选空速状态下，空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。
为提高控制速度的精度，须引入空速差的积分信号。
在保持飞机姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。
飞机飞行控制系统
飞机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。
3.4.1. 飞行控制系统概述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。
图3.4.1 飞行控制系统基本原理飞控系统基本工作原理除个别的开环操纵系统(如机械操纵系统)外，所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。
图3.4.1是通用的飞控系统基本工作原理框图。
自动飞行控制系统
自动驾驶仪的两种衔接方式
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 工作，实现对飞机的自动操纵。
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纵向通道的工作方式
涡轮发动机飞机
第六章 自动飞行控制系统 AFCS
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第6章 自动飞行控制系统
6.1 6.2 6.3 6.4 6.5 6.6 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） 自动
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数字式AFCS的结构
80年代 AP/FD计算 机集成为 FCC。
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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FMGEC——AP、 AD功能、偏航阻尼、 配平功能及失速、 超速等飞行安全极 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。
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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。
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偏航阻尼计算机
用于计算方向舵的偏转量。 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。 速度补偿电路——接受大气数据计算机的空速信号，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。 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。
自动飞行控制系统 第六章 飞行指引系统
6-2 飞行指引系统的工作原理
横滚指令信号
指引计算机的横滚通道产生横滚操纵指令信 号，并经指引放大器放大后，驱动指引指示器的 “V”形指引针作倾斜操纵指令，该指令信号的 大小与飞机在完成指定工作状态所需的倾斜操纵 量成比例，该指令信号的指令方向与飞机在完成 指定工作状态所需的倾斜操纵的方向相对应。
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6-2 飞行指引系统的工作原理
俯仰指令信号
根据飞行指引系统所设定的不同工作模态， 指引计算机的俯仰通道分别接收高度偏差信号、 升降速度偏差信号、空速偏差信号、下滑道偏 离等信号，经过滤波、放大、限幅、综合处理 后产生俯仰指令信号。
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6-2 飞行指引系统的工作原理
俯仰指令信号
指引计算机的俯仰通道产生俯仰指令信号，并经指 引放大器放大后，驱动指引指示器中的“V”形指令指 针（作俯仰操纵指令，该指令信号的大小与飞机在完成 指定工作模态所需的俯仰操纵量成比例，该指引信号的 指示方向与飞机在完成指定工作模态所需的俯仰操纵的 方向相对应。
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练习
飞机姿态指 引仪的指引 针有哪两种 形式？各自 是怎样工作 的？
Байду номын сангаас
飞行姿态指 引系统的功 用是什么？
飞机姿态指 引仪由哪些 主要部件组 成？
F/D的工作方式以通告牌为准，而 不是以接通了或者按压了飞行指引 方式控制阪上的哪一个电门为准
飞行指引 方式通告
牌
9
6-1 飞行指引系统组成
10
6-2 飞行指引系统的工作原理
11
6-2 飞行指引系统的工作原理
横滚指令信号
根据飞机指引系统所设定的不同的工作模 态，指引计算机的横滚通道分别接收航向偏差、 VOR/LOC无线电偏差信号等，经过滤波、放大、 限幅及综合处理（或者经过飞行指引系统各模 态控制律的计算）后产生横滚指令信号。
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 6.1 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 ）与一个线速度（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 与法向过载。
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与a δ）与油门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6.1-1所示。
舵回路中的舵机作为执行机构带动舵面偏转。
图6.1-1 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6.1-2所示。
图6.1-2 稳定回路由稳定回路和飞机重心位置测量部件以与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6.1-3 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，飞行包线围扩大，欲使飞行器在整个包线围满足飞行品质要求，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。
自动飞行控制系统中的主要元件有哪些？
自动飞行控制系统中的主要元件有哪些？
1. 航行计算机：用于控制飞行器的航行状态，如航向、高度、速度等。
2. 航向计算机：控制飞行器的航向，以确保飞行器沿正确的航线飞行。
3. 高度计算机：控制飞行器的高度，以确保飞行器在正确的高度上飞行。
4. 动力控制计算机：控制飞行器的动力，以确保飞行器在正确的速度上飞行。
5. 传感器：用于收集飞行器的实时信息，如位置、姿态、速度等。
6. 操纵装置：用于控制飞行器的操纵，如舵机、油门等。
7. 导航设备：用于提供飞行器的实时位置信息，如GPS、北斗等。
8. 安全系统：用于监控飞行器的状态，并在出现异常情况时采取相应的应急措施。
自动飞行控制系统
• 高速飞行与马赫数的概念
飞机飞行中的受力与力矩
➢升力 ➢纵向力矩 ➢侧力 ➢滚转力矩L与偏航力矩N
一、升力
在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，在 下表面临近前缘点A，流线在此点分开，在该点上的流速 必须为零，A点称为驻点；驻点以上气流绕翼型上表面流 过，驻点以下气流绕下表面流过，然后到后缘点B处汇合 成一条流线。B点也是驻点，其流速也为零。
上图表示推力向量不通过质心时的情况，发动机推 力对质心的力矩为 ：MT=TZT T表示推力。推力向量在质心之下时，定义ZT为正值，则 MT为正值，表示力矩矢量与OY轴一致。
空气动力引起的俯仰力矩
空气动力引起的俯仰力矩取决于飞行的 速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外， 当飞机的俯仰速率 q＝dθ／dt，迎角变化 率，以及升降舵偏转速率等不为零时，还 会产生附加俯仰力矩，称为动态气动力矩。 气动俯仰力矩可写为：
滚转角速度P和偏航角速度r 引起的侧力
滚转力矩L与偏航力矩N
绕机体轴OX轴的力矩称为滚转力矩L， 绕机体轴OZ轴的力矩称为偏航力矩N， 这两种力矩统称为侧向力矩。 （一）绕OX轴的滚转力矩（L） （二）绕OZ轴的偏航力矩（N）
*：前面已用L表示升力，此处的L表示滚转力矩。
飞机转弯时的受力状态及影响因素
第三节自动驾驶仪的基本工作原理
• 飞机运动的划分 • AFCS的组成作用和基本作用原理 • A/P的结构类型、控制方案、控制规律和系
统工作原理
• 安定面配平、马赫数配平系统的功能和基
本工作原理
• 飞行方式控制板
飞机运动的划分
把飞机视为刚体，飞机在空间的运动有六个自 由度：三个移动自由度和绕质心的三个转动自由 度。可把飞机运动用两组互不相关的运动微分方 程来描述，每组微分方程包括三个自由度，即：
自动飞行控制系统AFCS
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。
飞行管理与自动飞行控制系统
9.飞机的操纵机构种类及作用。 飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、副翼及油门杆来控制力、力矩。 10.飞机所受外力、力、力矩及分解。
动压 Q=1/2 V2; 为空气密度;V 为空速;SW 为机翼参考面积; b 为机翼展长;CA 为机翼的平均几何弦长. 11.产生升力的机理。 当气流以某一迎角α流过翼型时，由于翼型上表面凸起的影响，上表面流速大于 下表面流速，根据伯努利方程 P+1/2ρV²=C（常数），流速大的地方，压强减小， 反之增大，所以翼型上下表面将产生压力差，从而产生升力。 机翼升力与机翼面积,动压成正比 12.小扰动线性化的原理。 若扰动运动与基准运动之间差别甚小,则称为小扰动运动.由于是小扰动，因此， 可将那些含有扰动运动参数与基准运动参数件差值高于一阶的小量即所谓高阶 小项略去，方程变为线性方程。 13.飞机常见运动参数的分类及对力、力矩的影响。 将运动参数(扰动量)分成对称的和不对称的两类： 前进的速度 u,俯仰角速度 q 等运动参数变化时,并没有破坏绕飞机气流的对称性, 是对称的参数,因而这些参数的变化引起的气动力和力矩始终处于飞机对称平面 (纵向平面)内. 另一类运动参数(β,p,r,φ等)是不对称的,引起不对称的气动力和力矩. 对称的参数不会引起不对称的的气动力和力矩,而不对称的运动参数除了引起不 对称的气动力和力矩外，还对纵向平面的力和力矩(X,Y,M 等)有一定影响. 14.纵向运动的模态及特点。 短周期运动模态:周期短,衰减快.其对应特征方程的一对大共轭复根. 长周期运动模态:周期长,衰减慢.其对应特征方程的一对小共轭复根. 初始阶段: 是以迎角 和俯仰角速度的变化为代表的短周期运动,飞行速度基本不 变. 以后的阶段:是以飞行速度和航迹倾斜角的变化为代表的长周期运动,飞机的迎 角基本不变.
飞行模拟器自动飞行控制系统设计
飞行模拟器自动飞行控制系统设计飞行模拟器自动飞行控制系统设计摘要：自动飞行控制系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵，保证飞行品质，降低了飞行员的工作量。
介绍了自动飞行系统的组成，功能。
在飞行控制系统的自动测试中,飞行控制接口信号是必需的。
论述了飞行控制接口信号的模拟方案,并详细介绍了信号模拟器的软硬件工作原理。
关键词：自动飞行控制系统；飞行模拟器；系统设计1前言自动飞行系统，是指自动驾驶仪以舵回路稳定系统为主，配合无线电导航，惯性导航的航向指令输入，增加姿态控制回路，和自动油门结合后形成的完整的控制系统。
飞行仿真器中，自动飞行系统仿真的任务是要用相应的软件模块与仿真设备来仿真飞机自动飞行系统的功能。
随着机载计算机广泛的应用,各机载电子设备之间的联系越来越紧密,飞行控制系统所接收的信号越来越多,这虽然大大加快了航空电子综合化的进程,然而也给飞行控制系统设备的测试带来了困难。
由于缺乏与被测试部件相关的飞行控制接口设备,使得很多测试工作难以进行。
因此 ,研制飞行模拟器自动飞行控制系统就变得十分有意义。
2自动飞行控制系统基本概念2.1自动飞行系统组成自动飞行系统是飞机飞行系统的重要组成部分,由自动驾驶仪，自动油门与飞行方式控制面板组成。
自动驾驶仪是一种不需要飞行员干预就能保持飞机飞行姿态的自动控制设备。
他是自动飞行系统的核心部件，主要用于稳定飞机的俯仰角、倾斜角和航向角,稳定飞机的飞行高度和飞行速度,操纵飞机的升降和协调转弯。
还可以与导航系统交联进行自动导航,与地形雷达交联进行地形自动跟踪,与仪表着陆系统交联进行自动着陆。
此外还有增稳、自动配平，高度报警的作用。
自动驾驶仪主要由操纵装置、测量装置、综合装置、放大器、舵机和回输装置组成。
自动驾驶仪的原理如图1所示。
自动驾驶仪发出信号控制舵面偏转,产生舵面操纵力矩,实现对飞机的操纵,而后飞机改变飞行姿态,通过测量装置改变自动驾驶仪的输出信号,这样反复作用,最后达到平衡。
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（下册）第6章自动飞行控制系统
1、自动飞行控制系统(AFCS)的组成：自动驾驶仪(A/P)、飞行指引系统(F/D)、自动油门系统(ATS)、自动配平、偏航阻尼系统(Y/D)。
飞行控制计算机（FCC）包括自动驾驶仪和飞行指引仪。
2、自动驾驶仪的基本组成（图6.2-1)：（1）传感器（陀螺或IRU）；（2）比较放大器（计算机）；（3）伺服系统；（4）反馈回路；（5）控制面板。
3、自动驾驶仪内回路控制飞机的姿态；外回路控制飞机的飞行航路。
飞机自动驾驶仪有俯仰、航向和横滚三个控制通道。
因在横向和航向之间常常有交联信号，所以通常将自动驾驶仪分为纵向通道和横侧向通道。
纵向通道可以稳定和控制飞机的俯仰、高度、速度、升降速度等；横侧向通道可以稳定和控制飞机的航向角、倾侧角和偏航距离等。
自动驾驶仪衔接方式：驾驶盘操纵（CWS)方式和指令（CMD)方式。
4、飞行指引（FD）：当倾斜棒移动到左边时，驾驶员必须左转驾驶盘。
相反，当倾斜棒移动到右边时，驾驶员必须右转驾驶盘。
当俯仰棒向上移动时，驾驶员必须拉驾驶杆；当俯仰棒向下移动时，驾驶员必须推驾驶杆。
5、偏航阻尼系统用于抑制飞机的“荷兰滚”运动，另外，它还提供飞机的转弯协调信号。
它是通过控制方向舵实现的。
偏航阻尼计算机中的带通滤波器接收飞机的偏航信号，这一电路可以使计算机区分荷兰滚和正常转弯。
偏航阻尼速率信号达到振荡频率才能通过滤波器允许荷兰滚的信号通过，不允许正常转弯信号通过。
偏航阻尼指示包括位置指示和状态显示以及警戒灯和警戒信息。
现在大型飞机的位置指示显示在EICAS或ECAM上。
6、俯仰配平系统配平飞机的纵向力矩，为升降舵卸荷。
控制俯仰轴。
马赫配平：当马赫数增加时，配平系统使安定面的前缘向下，产生使飞机抬头的力矩。
7、自动油门系统有两种操纵方式，一种方式叫做推力方式，另外一种方式叫做速度方式。
当自动驾驶仪在速度方式，则自动油门在推力方式；当自动驾驶仪不在速度方式，则自动油门在速度方式。