飞行管理与自动飞行控制系统

15.简述飞机的纵向运动、横侧向运动的分类及操纵机构。 飞机的纵向运动包括速度的增减、质心的升降，俯仰运动。油门杆操纵面是升降 舵；飞机的横侧向运动包括滚转、偏航和侧移三个自由度的运动。操纵面是副翼 和方向舵。 16.电动舵机与液压舵机的动特性。 电动舵机：空载时动特性：可用两个积分环节与一个惯性环节的串联来描述；有 载时动特性：可用一个二阶无阻尼的振荡环节与一个惯性环节的串联来描述。 液压舵机： 空载动特性可用:一个积分环节和一个二阶振荡环节串联;有载特性可 用:一个惯性环节和一个二阶振荡环节的串联. 17. 舵机在运动过程中所承受的负载及其特性。 舵机在运动过程中所承受的负载:铰链力矩-是舵机最主要的负载,是作用在舵面 上的气动力相对于舵面铰链轴的力矩 Mj。 铰链力矩的大小取决于舵面的类型与几何形状、马赫数、迎角或侧滑角以及舵面 的偏转，以舵面偏转所产生的铰链力矩为主。 18. 典型的飞行控制系统的组成及作用。 典型飞行控制系统的构成：舵回路、稳定回路和控制回路 舵回路： 改善舵机的性能以满足飞行控制系统的要求， 通常将舵机的输出信号反 馈到输入端形成负反馈回路的随动系统。组成：舵机、反馈部件、放大器。 自动驾驶仪： 测量部件测量的是飞机的飞行姿态信息， 则姿态测量部件+舵回路= 自动驾驶仪。 稳定回路：自动驾驶仪+被控对象=稳定回路。作用：稳定和控制飞机姿态。 控制（制导）回路：稳定回路+飞机重心位置测量部件+描述飞机空间位置几何关 系的运动学环节＝控制（制导）回路。作用：稳定和控制飞机的运动轨迹。 典型的飞行控制系统包括以下几个基本部分： 测量部件：是信息源，用来测量飞行控制所需要的飞机运动参数。 信号处理部件： 将测量部件的测量信号加以处理， 形成符合控制要求的信号和飞 行自动控制规律。 放大部件：将信号处理部件的输出信号进行必要的放大处理，以驱动执行机构。 执行机构：根据放大部件的输出信号驱动舵面偏转。 19. 阻尼器的工作原理，分类及特点。 引入姿态角的变化率， 形成反馈回路就可以调节飞机角运动的阻尼比， 从而改善 飞机运动品质。 根据被控变量的性质，阻尼器相应分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器。 阻尼器对固有频率的影响不大， 因此引入角度的反馈来改善稳定性， 称为增稳系 统，相应可分为俯仰、偏航、横侧增稳系统。 20. 飞机的纵向运动控制系统的分类。 俯仰自动驾驶仪、马赫配平系统和飞行速度控制系统。 21. 比例式自动驾驶仪的特点。 比例式控制规律： 舵面偏转角与自动驾驶仪输入信号之间成比例关系；构成比例 式自动驾驶仪（有差式）。 22. 一阶微分信号在比例式控制规律中的作用 ,对飞机的振荡运动增加阻尼，人 为了抑制振荡， 在控制律中引入俯仰角速度
所产生的提前相位的作用，称为提前反舵。 工阻尼 23. 自动驾驶仪对航向控制的目的 自动驾驶仪对航向控制的任务是保证飞机纵轴沿航向的稳定和飞行空速向量 沿 航向的稳定.为达到这两个目的,自动驾驶仪可借助于:方向舵、副翼、方向舵和 副翼三种方法来实现。 24. 轨迹控制（制导）系统特点。 轨迹控制（制导）系统是在姿态（角运动）控制系统的基础上构成的。轨迹控制 （制导） 系统的反馈回路可以在飞行器内部闭合， 也可以由飞行器通过地面设备 进行闭合。 25. 飞行高度的稳定与控制工作原理。 直接测量飞行高度， 使用高度差传感器， 如气压式高度表或无线电高度表等测高 仪器，根据高度差的信息直接控制飞行的飞行姿态，从而改变航迹倾角，以实现 对飞行高度的闭环稳定与控制。 26. 下滑波束导引系统的目的。 为了实现全天候飞行，保证能在恶劣气象情况，无目视基准的条件下实现自动着 陆。 27. 速度控制方案。 通过升降舵偏转来改变俯仰角从而实现速度控制 自动油门系统 28. 自动驾驶的两种工作方式及特点。 指令（CMD）方式： 在指令方式，FCC 计算自动驾驶仪作动筒的指令，作动筒将输入信号通过动力控 制组件（PCU）驱动副翼和升降舵偏转。 驾驶盘操纵（CWS）方式： 在 CWS 方式， 驾驶杆下面的力传感器感受驾驶员作用在驾驶杆和驾驶盘上的力的 大小，并将感受到的信号发送给 FCC。 FCC 发送指令给自动驾驶仪作动筒，控制副翼和升降舵。 29. 偏航阻尼系统的功用及特点。 偏航阻尼系统提供飞机偏航轴的稳定。 在飞行中，偏航阻尼器通过控制方向舵，来抑制飞机绕偏航轴的摆动，即抑制飞 机的“荷兰滚”运动，并对飞机的转弯起协调作用。 偏航阻尼系统在所有飞行阶段都投入工作。 30. 电传操纵系统的定义及特点。 电传操纵系统就是将控制增稳系统中的机械操纵部分完全取消， 驾驶员的操纵指 令完全通过电信号，利用控制增稳系统实现对飞机的操纵。 ①电传操纵系统主要靠电信号传递驾驶员的操纵指令，因此，其中将不再含有机 械操纵系统。 ②控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分。如果没有控制增稳功能， 系统仅能称为电信号系统，而不能称为电传操纵系统。
预置指令 敏感元件 放大计算 装置 自动驾驶仪 执行机构 操纵舵面
飞
机
自动飞行的原理： 当飞机偏离原态时， 敏感元件感受偏离的方向和大小并输出相 应的信号，经放大计算处理，输出控制信号给执行机构（称为舵机），使舵面相 应偏转。由于整个系统是按负反馈的原理连接的，其结果是使飞机趋于原态。当 飞机回到原态时， 敏感元件输出信号为零，舵机以及与舵机机械相连的舵面也回 到原位，飞机重按原来姿态飞行。 敏感元件+放大计算装置+执行机构=自动驾驶仪 4. 典型飞行控制系统的结构图。
地面计算机 飞行安全
通信 导引 显示 操作设备 直接 传输
飞行管理 计算机
驾驶员 侧杆
监控 显示器
测量系统
飞行导引 计算机
飞行控制 计算机
操纵系统 发动机
飞行 动力学
5. 刚体飞行器空间运动的分类、自由度。 刚体飞行器的空间运动可以分为两部分： 质心运动和绕质心运动。 描述任意时刻 的空间运动需要 6 个自由度：3 个质心运动、3 个角运动。 6. 常见的坐标系定义。 （1）地面坐标系：原点：O 取地面上某一点(例如飞机起飞点）。 OXg 轴：处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）； OYg 轴：也在地平面内，且垂直于 OX 轴指向右方； OZg 轴：垂直地面指向地心。 （2）机体坐标系：原点：O 取在飞机质心处，坐标与飞机固连。 OX 轴：与飞机机身的设计轴线平行，且处在飞机对称平面内指向机头； OY 轴： 垂直于飞机对称平面指向右机翼； OZ 轴：在飞机对称平面内，且垂直于 OX 轴指向下方。 （3）气流坐标系：原点：O 取在飞机质心处。 OXa 轴：与飞行速度的方向一致； OYa 轴：垂直于 XOZ 平面，指向右方； OZa 轴：在飞机对称平面内，垂直于 OX 轴指向下方。 （4）稳定坐标系 原点 O 取在飞机质心处，坐标系与飞机固连； Xs 轴与飞行速度 V 在飞机对称平面内的投影重合； Zs 轴在飞机对称平面内与 Xs 轴垂直并指向机腹下方； Ys 轴与机体轴 Y 重合一致。 （5）航迹坐标系 原点 O 取在飞机质心处，坐标系与飞机固连； Xk 轴与飞行速度 V 重合一致； Zk 轴位于包含飞行速度 V 在内的铅垂面内，与 Xk 轴垂直并指向下方； Yk 轴垂直于 OXkZk 平面，其指向按照右手定则确定。 7. 飞机常见运动参数定义。 （1）姿态角（机体坐标系与地面坐标系的关系） 俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角φ （2）飞机的轨迹角（气流坐标系与地面坐标系之间的关系） 航迹倾斜角μ、航迹偏转（方位）角 、航迹滚转角γ （3）气流角（空速向量与机体坐标系的关系） 迎角α、侧滑角β （4）机体坐标轴系的角速度分量 p,q,r：是机体坐标轴系相对于地轴系的转动 角速度ω在机体坐标轴系各轴上的分量。 滚转角速度 p、俯仰角速度 q、偏航角速度 r （5）机体坐标轴系的三个速度分量 u,v,w：是飞行速度 V 在机体坐标轴系各轴 上的分量。 8. 推导地面坐标系到机体坐标系的转换矩阵。
飞行管理系统
1. 飞行管理系统（FMS）的组成及各部分作用。 飞行管理计算机系统 （FMCS） 、 惯性基准系统 （IRS） 、 电子飞行仪表系统 （EFIS） ；
数字式飞行控制系统（DFCS）；自动油门（A/T） FMCS-包括 FMC 和 CDU，各机型 FMC 和 CDU 数不一样。 IRS-是 FMC 基本传感器，向 FMC 提供 2/3 台 IRU 输出的导航数据，FMC 进行加权 平均，主要参数有 PPOS、GS、TRK、WIND 等。 EFIS-是 FMC 的显示器：FMC 计算导航和性能目标值及其它一些在 EFIS 上显示的 供飞行员使用的信息； AFCS-A/T：是 FMC 的执行机构。FMC 的导航和性能功能与数字式飞行控制系统及 自动油门相耦合提供飞机的全自动控制。 DFCS：自动驾驶、飞行指引、高度警戒、速度配平、 马赫配平、自动油门 2. FMC 的存储内容及对传感信息的处理流程。 FMC 除包含有本身的操作程序和数据库外，还包含有用于自动飞行控制和自动油 门系统的指令逻辑和其它软件。 飞机上的传感器系统向计算机提供大气数据、导航和性能等数据。 FMC 接收到这些数据以后，首先进行检查；然后用来进行连续的导航和性能信息 更新； 最后用于控制自动飞行控制系统、 自动油门系统和无线电导航系统进行自 动调谐。 3. 导航数据库、性能数据库的内容。 导航数据库的内容:导航设备、机场、航路 包含对飞机垂直导航进行性能计算所需的有关数据。 它们是与飞机和发动机型号 有关的参数。性能数据库分为：空气动力模型、发动机数据模型 数据库的更新要 28 天进行一次 4. 导航数据库的更新 数据库装载机一般通过 P18—1 板上的 FMCS 数据传输组件插孔与 FMC 相联。 数据 库装载机接收 115V 交流，400 赫兹电源，在装载机上的开关和指示器控制装载 过程和数据装载过程显示。 当电源开关扳到“通（ON）”位，使用 FMC 内电源数据库装载机起始自测试；自 测试时如发现有故障则会使前面板上灯亮或有信息显示； 当磁带或磁盘插入到数据库装载机后，数据装载过程自动进行。 一旦在装载过程中有故障出现，则在 FMC（CDU）上有信息显示，同时数据库装 载机前面板上的故障灯亮或有信息显示。 5. 导航的概念、解决问题，综合导航的概念、功用 导航就是有目的地、安全有效地引导飞机从一地到另一地的飞行水平控制过程。 三个主要问题： 如何确定飞机当时的位置； 如何确定飞机从一个位置向另一个位 置前进的方向；如何确定离地面某一点的距离或速度、时间。 飞行管理系统的导航功能已把早期的惯性导航、 无线电导航和仪表着陆系统功能 结合在一起，由它提供一个综合导航功能。即用来完成： 导航管理；确定飞机的当前位置和速度；计算当前的风值。 6. 导航滤波的作用 由于导航设备提供的原始信息中，包含有误差和噪声，这些可能是设备本身的误 差造成的，也可能是外干扰引起的，一般都是随机的，因此也不可能预测。 为了提高导航的精度，获得一个最优估计的飞机位置、速度和风速值，在导航的 计算中都广泛地采用了滤波技术。 在导航计算中采用的滤波器有：平滑滤波器（包括加权的）、互补滤波器和卡尔
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。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
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.
飞行控制
1. 简述飞行控制系统的基本任务。 改善飞行品质（改善固有运动特性、改善操纵特性、改善扰动特性、改善大扰动 的控制问题）；协助航迹控制；全自动航迹控制；监控和任务规划 2. 自动驾驶方式的特点。 驾驶员在控制回路之外，只是监视着仪器仪表的信息，并不操纵驾驶杆；控制机 构（如：气动舵面和发动机油门等）的动作完全由随动系统按照自动装置的信号 来驱动完成。 3. 自动飞行的原理、定义。 自动飞行 — 是用一套控制系统在无人直接参与的条件下自动地控制飞行器的 飞行。其控制系统称为飞行自动控制系统。