下册-第6章自动飞行控制系统

（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。

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!

飞行控制系统设计

(此文档为word格式，下载后您可任意编辑修改！) 一、对最简单的角位移系统的评价 1、某低速飞机本身具有较好的短周期阻尼，采用这种简单的控制规律是可行的。它的传递函数为： open p3_6 系统根轨迹为： nem1=-12.5; den1=[1 12.5]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-1 -3.1]; den2=[1 2.8 3.24 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k的增大，该系统的一对闭环复极点的震荡阻尼逐渐减小。但由于飞机本身的阻尼较大，所以当k增大致1.34时，系统的震荡阻尼比仍有0.6。k增大到6.2时系统才开始不稳定。 2、现代高速飞机的短周期运动自然阻尼不足，若仍采用上述单回路控制系统则不能胜任自动控制飞机的要求。 open p3_10 系统根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1);

nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3 0]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 随着k增大，系统阻尼迅速下降。当k=1.06时，处于临界稳定。所以无法选择合适的k值以满足系统动静态性能。为了使系统在选取较大的k值基础上仍有良好的动态阻尼，引入俯仰角速度反馈。 二、具有俯仰角速率反馈的角位移自动驾驶仪参数设计open p3_16 1、系统内回路根轨迹为： nem1=-10; den1=[1 10]; sys1=tf(nem1,den1); nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) 按物理概念似乎速率陀螺的作用越强，阻尼效果越显著。但根轨迹分析告诉我们，只有在一定范围内这种概念才是正确的，否则会得到相反的效果。这种现象是由舵回路的惯性造成的。舵回路具有不同时间常数时的内回路根轨迹图： Tδ=0 sys1=-1; nem2=[-4.3 -4.3*0.33]; den2=[1 0.61 3.3]; sys2=tf(nem2,den2); sys=series(sys1,sys2); rlocus(sys) Tδ=0.1

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

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。

QFT飞行控制系统设计

QFT 飞行控制系统设计 4.1 引言 在飞控系统中，被控对象（如直升机等）往往是非常复杂的多输入多输出系统，具体表现为非线性、时变、高度耦合、高阶、不稳定、模型不确定性等。因此，这对设计一个覆盖整个飞行包线的控制器带来相当大的难度。目前，国内外设计全包线控制器一般有以下几种方法： 增益调度（gain scheduling ）、非线性动态逆（Non-Linear Dynamic Inversion ）、定量反馈理论（QFT ）、自适应控制（AC ）等。其中，国内外大多数采用增益调度方法。 本章将介绍一种工程上较为容易实现的强鲁棒控制理论—定量反馈理论（QFT ）。重点介绍了MIMO 系统设计QFT 控制器的原理和一般步骤。 4.2 MIMO 系统的QFT 控制器设计概述 定量反馈理论（QFT ）是以色列人Horowitz 教授提出的一种强鲁棒控制理论，它针对当对象具有不确定性和存在干扰的情况下，如何利用反馈信息设计出满足一定要求的控制系统这一问题而提出的。QFT 的最初发展首先研究具有不确定性的线性时不变单输入单输出系统（LTI/SISO ），如图4.1所示。其中，P 为不确定控制对象，r 为指令输入，y 为系统输出，1d 和2d 分别表示输入干扰和输出干扰,G 和F 为要设计的控制器和前置滤波器。随着QFT 的理论研究的深入，进一步推广到多输入多输出、非最小相位/不稳定、时变及非线性等系统。LTI/SISO 系统是QFT 研究的基础，而其他的MIMO 系统等都可以通过数学变化转化为等效的LTI/SISO 系统，再进行设计。 y 图4.1 SISO 系统的QFT 控制框图 MIMO 系统QFT 研究的重点就是如何有效地将原控制系统转化成一组等效的MISO 系统，从而可以运用相对成熟的SISO 系统QFT 设计分析，这也是MIMO 系统QFT 设计相比较与SISO 系统设计的最大特点。图4.2给出了两输入两输出系统的等效过程。可以看出原系统是22?系统，等效后变成了4个结构类似的21?子系统。每个系统都有两个输入端，一个输出端。两个输入分别是指令输入和由各子系统之间耦合作用引起的输入，即“干扰”输入。 然后，就可以对每个子系统采用SISO 系统的QFT 设计方法设计对应的控制器。最后，将各子系统的设计结果综合起来就是原系统的设计结果。

自动飞行控制系统的设计技术

自动飞行控制系统的设计技术 摘要以某具体型号自动飞行控制系统为例，在对自动飞行控制系统的基本原理技能型论述的基础上，对系统设计过程中存在的典型故障以及解决故障的相关技术进行了论述和分析，给自动飞行控制系统设计工作提供参考。 关键词自动飞行；飞控系统；设计 1 自动飞行控制系统的构成与原理 1.1 系统的基本构成 1.2 系统原理 1）自动驾驶实现的原理 飞行控制系统主要包括三个基本回路，其中：导航回路，用以实现对飞机飞行轨迹的控制，又被称作为外回路；驾驶仪回路，主要用于确保系统的稳定性，确保对系统控制时具有稳定性特征，一般还被称作为内回路；伺服网路，该回路是控制命令的执行机构，确保控制系统的控制命令得以可靠执行，又被称作舵回路；驾驶仪回路，该回路是具有独立功能的分系统，不但能够保持飞机员设定的飞行姿态稳定飞行，同时还可以实现透明驾驶、比普配平等功能。 在启动自动驾驶设备之后，自动驾驶计算机中的存储设备将对飞机的即时飞行状态进行记忆，并将之作为基准值。而飞机上各个部位设置的传感设备将探测得到飞机此时的姿态信息，并将这些信息实时的传递到自动驾驶设备的计算机当中。在和计算机设备中存储的基准值对比之后，对与基准值不符的相关数据通过发出飞行指令进行调整，从而达到控制飞行的目的。驾驶设备在工作过程中总需要保持控制系统处于完全平衡的状态，利用对飞机飞行姿态的控制达到是飞行误差为零的目的，或者是尽量使得飞行姿态稳定在一个相对稳定的基准值附近。 在飞行系统实现自动控制的过程中，传递函数f=B/（E—S）通常被称作是自动驾驶设备的控制律，系统的所有的控制指令都是基于这个控制规则发出的。根据PID控制理论，这个控制规则主要包括与偏差变化率相关的导数项、比例项和偏差积分项等几个部分构成。其中，比例项是控制规则的主要控制项，当飞机在飞行过程中若由于其他原因导致其偏离基准值过远时，飞行驾驶控制系统的计算机将发出与误差成对应比例的飞行姿态调整指令。但是，考虑到信号传递延迟以及飞机飞行过程中的惯性作用，飞机执行机构在响应指令时刻的飞行姿态已经发生了对应的变化，这将导致飞行姿态控制命令存在对应误差。所以，为了控制这种变化，系统控制规则中的导数项，则是通过增加系统的阻尼的方式，对飞机的飞行姿态进行调节，控制飞行姿态调节过程中的调节质量。所以，在实际的飞行控制系统设计过程中，为了避免出现飞行姿态变化过大、控制常值扰动等问题，通常在系统设计过程中引入一个对应的积分电路，通过其驱动与之并联的舵

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

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 ）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。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持

1 飞行控制系统的硬件设计

1 飞行控制系统的硬件设计 本文设计的飞行控制系统在硬件方面主要分为控制器、传感器、电源、执行机构和遥控接收等模块， 1.2 传感器 1.2.1 陀螺仪 陀螺仪能够对检测指示器中的数据加以显示，是自动控制系统当中的一个非常重要的组成。应用的陀螺仪是MPU6050三轴形式的陀螺仪，具有16位的模拟、数字转换器，使输出模拟量实现向可输出数字量的转化。 1.2.2 加速度传感器 在多旋翼的飞行控制系统当中，加速传感器应该说是一个非常重要的元器件。这不仅是由于加速度传感器具有动态载体的特性校正功能，并且它能够针对加速度实施积分，继而得出载体速度以及位置之类的基本信息。我们所选取的ADI公司研发的ADXL345传感器，同时兼具SPI以及I2C的数字输出功能，其分辨率较高，同时体积也比较小。 1.2.3 GPS模块 当无人机在天空飞行的时候定位系统是十分重要的，需要对无人机所呈现的姿态加以实时的测量，可以说在无人机系统当中，GPS模块占据着一定的主导地位。我们选取了U-BLOX公司所研发和生产的CJMCU-6M当作GPS的接收机，该传感器具有接口较为方便，而且定位的速度也比较快，不用长时间等待的特征。其利用串口输出的形式RS-232数据传输，继而结合协议而解算无人机所处的坐标、高度和时间之类的信息。 1.3 电源 电源模块主要的功能是为飞控系统当中的其他模块供给电量，从而确保飞行顺利。电源模块当中主要包含一个电源接口，以及一个稳压器，稳压器所具备的功能是对电压加以转换，避免因为高电压而导致电路板和一些其他元器件的损坏。本文中选择系统稳压器的标准为5V 输入，主控板的供电输出是3.3V，而最大的输出电流是500mA。 1.4 执行机构驱动 多旋翼无人机的飞行系统想要达成自主悬停功能，这就需要飞行器必须要在飞行不稳的情况之下能够迅速地改变成为平稳的状态，也就是在这种情况之下，执行机构要在非常短的时间之内做出相应的反应，让无人机所呈现的速度能够高速地提升或降低。本文所设计的系统当中采用直流无刷电机当作执行机构，继而配合无刷电调来应用，这个电机具备周期较长，而且效率较高等特征。电机是一种十分关键的执行机构，是对飞行器的姿态加以控制的动力。而我们所选择的直流无刷电机是想让四旋翼形式的飞行器形成多种飞行的姿态，工作的主要原理为对空气动力学的利用，从而使旋翼形成多种转速，继而达到想要的效果，完成各种飞行姿态。直流无刷的电机所接收到的控制信号是PWM波所发出的。而结合DSP所发出的具

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。

飞行操纵系统

飞行操纵系统

飞行操纵系统 ——飞机系统结课论文 指导老师：闫凤良 班级：080441D 学号：080441436 姓名：朱仕广 2010.6.25

摘要：飞行操纵系统是飞机在天空中自由飞行必不可少的系统。飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。此文对飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例进行简单介绍。 关键词：飞行操纵系统空客A320的操纵系统相关案例 正文： 飞机要想在天空中自由自在的翱翔，飞行操纵系统是必不可少的。飞行操纵系统让飞机在空中能按照人的意愿自由改变飞行状态，从而飞抵人们想要飞去的地方。下面，我们简单介绍飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例。 一、飞行操纵系统 定义：飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。

1.飞行操纵系统分类 按照操纵指令的来源分为：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。 （1）人工飞行操纵系统：其操纵信号由驾驶员发出。包括主飞行操纵系统和辅助飞行操纵系统。 主飞行操纵系统：操纵升降舵、方向舵、副翼、三个主舵面，实现飞机的俯仰、偏航和滚转操纵；辅助飞行操纵系统：操纵襟翼、副翼、扰流板、调整片等增升、增阻及水平安定面配平、方向舵配平等系统。 （2）自动飞行控制系统：其操纵信号由系统本身发出。 对飞机实施自动和半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对扰动的响应。 包括：自动驾驶、飞行指引和自动油门。 按照指令的执行方式来分： （1）机械式操纵系统 （2）电传操纵系统 2.基本飞行操纵原理 （1）飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶

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

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

现代飞行控制系统的评估与确认方法

现代飞行控制系统的评估与确认方法 摘要：现代飞行控制系统是飞机的飞行关键系统，其性能直接影响飞机的飞行 品质和飞机的性能，直接关系到飞机的飞行安全。同时现代飞行控制系统十分复杂，其研制过程是一个庞大的系统工程。因此需要对其进行缜密严格，详尽认真的评估与确认，确保系统实现的正确性，安全性。所以迫切需要研究先进的验证与确认技术和方法，以提高系统开发的效率和可靠性。 1飞行控制系统的发展 在过去的一个世纪里，飞行控制技术经历了增稳，控制增稳，自动飞行控制，全权限电传控制，综合控制等发展阶段。特别值得注意的是，自从20世纪下半页电传飞行控制（FBW）和主动控制技术（ACT）这两个具有划时代意义的飞行控制概念出现以来，飞机的发展历程出现了巨大的变化，体现在： （1）改变了传统的飞机设计概念好方法论，飞行控制技术首次与气动，结构和动力装置一起成为保证先进飞机平台性能的四大技术支柱。 （2）改变了自莱特兄弟首次飞行以来一直采用以机械操纵链作为飞机主飞行控制系统的传统方法，使采用飞机状态反馈的电闭环控制系统成为现代飞机的主飞行控制系统。 （3）打破了飞机布局设计中重心配置的限制原则，使飞机可以设计成中立稳定和静不稳定的构型。 （4）飞行控制系统不仅用于增强飞机刚体运动特性，同时也用于解决飞机弹性模态的控制问题。 （5）使得飞机主要控制性能，如飞行控制，推力控制和火力控制等的综合成为可能以数字式电传飞行控制系统为核心和纽带的综合飞行/火力/推力控制技术取得了迅速的发展，使飞机（尤其是战斗机）的性能得到大幅提升。 目前，数字式电传飞行控制系统和各种主动控制技术已广泛应用于第三代军机和先进的民机，综合控制技术也成为了第四代军机典型标志之一。 近二十年来，在相关学科飞速发展的支撑下，飞行控制技术领域也涌现出很多具有创造性的新技术，这新新技术很有可能成为支持飞机未来革命性发展所需的主要飞行控制技术。

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。

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得伺服机构,A/T提供从起飞到着陆全飞行过程得油门控制。 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得几乎全部飞行过程得横向(LATERAL)剖面与纵向(VERTICAL)剖面得飞行管理。 我部得34N型飞机装有两部FMCS,这使飞行管理系统得可靠性更高。 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得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型飞机装备得就是电子飞行仪表系统,3T0型飞机装备得还就是旧式得机械式仪表。由于飞行仪表得电子化,逐渐淘汰老式得机械式仪表,而电子飞行仪表必须有相应得字符,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就就是起这个作用得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)。

(二)、飞行管理系统得基本作用: 这套系统技术先进,设备量大,承担得任务多,其中最根本得功用就是: 1、实现飞行得自动化,大大减轻了飞行员得工作负担,减少人为操作所不可避免得差错与失误。 2、实现飞行全程得优化: (1)起飞阶段(TO)—根据飞机得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,阶段爬升得设置,目标推力与目标空速得设定。 (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得选择与自动调谐。 (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得动能,并以最佳得高度,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得高度、空速与距离。 飞行得优化不仅得到最合理得飞行路径,节省燃油与飞行时间,而且飞机机体得损耗率最少。 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类气象标准得自动着陆(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得标准程序,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）