A320题库-自动飞行FMGS

1. 飞行管理和引导系统（FMGS）包括以下哪些主要部件？（ C )

A. 两部飞行管理和引导计算机(FMGC)和两部多功能控制和显示组件(MCDU)

B. 一部飞行控制组件(FCU)和两部飞行增稳计算机(FAC)

C. 以上都对

2.有两种飞行引导方式：管理引导和选择引导，哪种方式优先？ ( A )

A. 选择引导

B. 管理引导

C. 同等优先权

3. FMGC的功能是：（ C )

A. 飞行引导和飞行包线保护

B. 飞行管理和飞行包线保护

C. 飞行管理和飞行引导

4. FMGC的正常操作是：（ C )

A. 一次只有一台FMGC工作

B. FMGC1优先，FMGC2备份

C. FMGC按主动/随动原则工作

5. 飞行中，FMGS的位置是如何自动更新的: ( C )

A. 用所选择的NDB,VOR或DME台数据

B. 当飞行员选择DME台后

C. 通过自动调谐功能使用DME

6. FMGC单一方式工作时： ( A )

A. 剩下的那部FMGC独立地与两部MCDU交流

B. 剩下的那部FMGC仅与相关的的MCDU交流

C. 剩下的那部FMGC通过失效的FMGC与对方的MCDU交流

7. 在管理飞行中，速度/马赫转换: ( A )

A. 是自动的

B. 必须由机组建立，并只在爬升阶段

C. 必须由机组建立，爬升和下降阶段均可

8. MCDU页面里的绿色是什么意思? ( B )

A. 表示飞行员可修改的数据

B. 表示由FMGC产生的数据，机组不可修改

C. 总是表示临时飞行计划

9. MCDU页面的琥珀色方格表示什么意思? ( C )

A. 不让输入数据，或由FMGC计算的数据将会显示

B. FMGC数据库正在检查重要数据

C. FM工作要求的最低数据输入

10. FMGC的基本位置是如何确定的？ ( C )

A. 由三部惯导中的两部最准确的位置的平均值确定的

B. 通过使用VOR，DME和ADF数据，进行无线电更新确定

C. 由三部ADIRU的平均位置确定的

11. 飞行管理和引导系统所使用的飞行包线限制速度由谁计算？ ( B )

A. ADIRS(大气数据惯性基准系统）

B. FAC(飞行增稳计算机）

C. 每部FMGC，由飞行员在MCDU上输入了重量以后

12. 飞行计划的建立使用: ( C )

A. 导航数据库的信息

B. 性能数据库的信息

C. 导航数据库和性能数据库的信息

13. 垂直飞行航径的垂直航路点指的是: ( C )

A. 导航数据库中固有地理位置的点

B. 由空管强加的点

C. 没有固定地理位置但受大气点影响的点

14. 何时飞行计划得到优化？ ( C )

A. 只有当飞行员进行修改后

B. 任何时候当飞行员改变了高度或发动机推力后

C. 根据环境和飞机的重量连续不断进行更新

15. 在管理的下降剖面，FMGC的飞行引导部分给出优先权予: ( C )

A. 推力级别

B. 目标速度／马赫数

C. 下降航迹

16. 导航数据库包含各种导航标准数据，如导航设备，航路点，航路信息，等待航线，机场，跑道，程序，公司航线，备降场等等，航空公司多少天更新一次？（ A )

A. 28

B. 30

C. 45

17. 以下说法哪种正确？（ C )

A. 独立方式是当出现较大的差异(数据库不兼容，操作编程不兼容等)系统自动选择这种降级方式，两部FMGCS分别工作，与驾驶舱内同侧的外围设备相连

B. 独立方式时每部MCDU只向同侧的FMGC发送数据信号，并且只影响同侧的EFIS和RMP( 无线电管理面板)

C. 以上都对

18. MCDU草稿行上出现“INDEPENDENT OPERATION”时，出现了什么情况？（ A )

A. 独立工作方式

B. 双套方式

C. 单套方式

19. 如果MCDU显示白色信息“OPP FMGC IN PROCESS”(对侧的FMGC工作),表示：（ B )

A. FMGC1失效。

B. 一部FMGC失效

C. FMGC2失效

20. ND显示琥珀色信息“SELECT OFFSIDE RNG/MODE”(选择对侧的距离圈/方式)时处于什么工作方式? ( C )

A. 独立方式

B. 双套方式

C. 单套方式

21. 在地面，刚开始为飞机供电时，MCDU将自动显示： ( C )

A. 起始页面

B. 数据检索页面

C. 飞机状态页面

22. 为了确定飞机的位置，FMGC用来自哪里的数据？（ C )

A. DME，VOR或ILS系统

B. 三个ADIRS

C. 以上都对

23. 当前飞行计划何时被清除？（ C )

A. 飞行员调出飞机状态页面

B. 着陆时机轮接地

C. 落地后，飞机已在地面30秒

24. 在进近阶段，管理的速度目标是由谁计算出的最小地速目标？ ( B )

A. FMGS的飞行管理(FM)部分

B. FMGS的飞行引导(FG)部分

C. MCDU

25. 在飞行指引／自动油门工作期间，FMGC的输出参数为: ( B )

A. 推力限制，速度或马赫数

B. 目标推力

C. 与推力手柄位置对应的推力

26. FMGC 是如何计算进近速度(VLS、VAPP、F、S、绿点)的？（ C )

A. 使用性能模型和预测的着陆重量(LW)

B. 使用性能模型和在过渡到进近阶段时的当前重量

C. 以上都对

27. 备降场预测基于：（ C )

A. 如果航路距离小于200NM，默认的巡航高度为FL220

B. 如果航路距离小于200NM，默认的巡航高度为FL310

C. 以上都对

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!

ATA 22 自动飞行系统

ATA22 AFS自动飞行系统 自动飞行系统是现代化数字系统，它能在飞机的整个飞行过程中，从起飞到自动进近着陆和滑跑，为飞机提供制导。它是目前最先进的自动飞行系统。 一、AFS简介： 1、基本工作原理： 图22——1 自动飞行系统（AFS）用飞机传感器提供的所需信息进行飞机位置计算。另外，在它的存储器中有几个飞行计划，这些飞行计划由航空公司预制。每个飞行计划包括一个从离港到到达目的地的完整的飞行过程，包括垂直信息和中途的航路点。 知道了飞机位置和设置的飞行计划（由飞行员选择的），该系统能计算出指令信号送到飞行控制系统和发动机控制系统，以使飞机按飞行计划飞行。 2．基本组成： 图22——2

自动飞行系统（AFS）可分为四个主要部分： ——飞行管理（FM） ——飞行制导（FG） ——飞行增稳（FA） ——故障隔离和探测系统（FIDS） 前两部分功能由飞行管理与制导计算机系统（FMGCS）实现。 后两个功能由飞行增稳计算机系统（FACS）实现。 3．飞行管理与制导计算机系统（FMGCS） 图22——3 飞行管理（FM）部分主要提供飞行计划的计算。飞行计划包括纵向和横向制导功能。 飞行制导（FG）部分主要有以下三个功能： ——自动驾驶（AP） ——飞行指引（FD） ——自动油门（A/THR） FMGCs飞行管理与制导功能是由两个多功能控制显示组件（MCDU）和一个飞行控制组件（FCU）控制。 一般由MCDU提供机组与FMGCs之间的长期信息接口（如：飞行计划的选择和修改）；而FCU提供短期的信息交换接口（如：AP自驾，FD飞行指引和A/THR自动油门功能的衔接）。 除MCDU和FCU外，FM和FG的信息主要显示在EFIS电子飞行仪表系统的显示器上，即主飞行显示器（PFD）和导航显示器（ND）。 （1）自动驾驶（AP）/飞行指引（FD）

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

A320飞机V2500放行题库(ME)

A320系列飞机概述题库（总共201题） A320系列飞机综述（11） 1.（i）东航的A320系列有几个燃油加油车加油点？ A A.1个 B.2个 C.3个 D.4个 2.（ii）以下哪种描述不准确，在东航的A320上，飞机顶升时，查看飞机的水平可从 C A.可从加油面板处，查看水平仪 B.可从MCDU 进入CFDS查看 C.可从MCDU 进入AIDS查看 D.可从起落架舱处，查看水平仪 3.（ii）牵引飞机时，必须保证前起落架的高度不得大于 A A.300mm B.310mm C.400mm D.407mm 4.（i）关于发动机舱站位的描述可以从AMM哪个章节查找？ B A.ATA05 B.ATA06 C.ATA12 D.ATA20 5.（ii）A320系列飞机机身分成几个主要区域？ A A.5个主要区域 B.7个主要区域 C.8个主要区域 D.9个区域 6.（i）下机身的区域编号为 A A.100 B.200 C.400 D.700 7.（ii）196 BB的第二个B代表 B A.门或面板的顺序 B.门或面板的位置 C.门或面板的区域 D.主要区域 8.（ii）飞机的区域检查可从AMM内的那个章节查找？ A A.ATA05 B.ATA06 C.ATA12 D.ATA20 9. （i）电路识别的显示可在哪里查询 D A.AMM、ASM B.AMM、AWM C.IPC、AMM D.ASM、AWM 10. （i）飞机X轴的0站位位于： B A．机头处B．机头前 C．机头后 D.机身纵轴 11. (i) 静电敏感器件是如何标识的： C A.用红色的环形标签 B.用绿色的三角标签 C.用黄底的黑色标签 D.用蓝色的三角标签 ATA21空调和增压一般介绍（10）

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

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。

A320机型 第22章自动飞行系统

22章重点 1、FMGC、ELAC、惯导，哪个是AFS（自动飞行系统）的计算机？FMGC 2、FCU(飞行控制组件)在遮光板上。 3、FMA(飞行方式指引)在PFD 顶部 4、A320飞行系统核心计算机？FMGC 5、自动飞行系统的FMGC（飞行管理指引计算机）装在电子舱 MCDU（多功能控制显示组件）装在驾驶舱 FCU装在驾驶舱遮光板上 6、FMGC有2个 FAC有2个 FCU有1个，分为3部分FCU有两个通道 7、自动飞行系统有2套 自动推力有1套A/THR也有两个通道 8、AP（自动驾驶）衔接电门在FCU A/THR(自动推力)衔接电门在FCU 9、FE叫飞行包络保护，FEC叫飞行包络计算机，FE有2套 10、FE的功能：风切变探测、alpha-floor包络保护 11、包络保护功能在FAC 12、自动飞行系统操纵时，飞机侧杆不动，油门杆也不动，但是脚蹬可能会动，因为脚蹬是钢索传动 13、自动飞行系统的功能：自动操纵飞机各个舵面，自动完成推力的计算和改变，使飞机沿着预先设定的飞行计划飞行 14、AFS（自动飞行系统）的故障探测隔离功能在：FIDS（故障隔离和探测系统） 15、FMGC输出指令到AP，再由AP输出到ELAC,SEC和FAC，操纵各个舵面 16、飞控计算机有ELAC(升降舵和副翼计算机)、FAC(飞机增稳计算机)、SEC(扰流板升降 舵计算机)、FMGC(飞机管理指引计算机) 17、AP推力载荷：在AP接通时，侧杆上会有推力载荷，即防止误操作，若施加一定的力，克服了负载会断开自动驾驶（同A/THR） 18、自动推力输出推力给FADEC（全权限数字电子控制） 19、自动推力切断方法：油门杆放入慢车位或者使用油门杆侧面的自动推力切断电门 20、FMGC功能：（全选） 21、FMGC功能分为FM和FG部分，FM主管飞行计划，FG主管飞行制导，FG的功能分为AP,FD,A/THR 22、飞行计划的监控由FM（飞行管理）完成 23、AP、FD、A/THR功能在FMGC实现 24、着陆测试由FMGC完成，检查自动着陆的能力 FMA上显示着陆能力的等级CAT 3 2 1 25、在进近过程中可以同时衔接2个AP，AP1为主，AP2热备份（同DIR） 26、自动推力可以人工或自动脱开。人工脱开：按压油门杆侧面的脱开电门，或者设置推力在慢车位，或者再次按压FCU上的A/THR衔接电门（不推荐此种方式，因为会在EWD上出现一个自动推力断开的黄色警告信息）。 27、自动推力由FMGC计算 28、AP在离地5s后可以接通

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。

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

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

A320系统知识普及帖之5-自动飞行系统之FMGC篇上

A320飞机的自动飞行系统相对比较简单,主要由4部计算机组成.2部FMGC，2 部FAC. 控制面板为MCDU和FCU 我们通常把MCDU叫做长期控制界面，因为在飞行计划和性能参数输入后，不会有大的改动。而把FCU称作短期控制界面。在空中可以随时修正速度，航向，高度等信息。 在本文中我将对FMGC的功能进行简单介绍。 A320系列飞机的FMGC由HONEYWELL或THALES/SMITHS公司提供 比如以THALES/SMITHS公司为例 C13043AA04（CFM ENGINE）和C13043BA02（IAEENGING）两种型号，计算机价格昂贵,单价在20万刀以上。 两部FMGC的工作方式为主从模式，由飞行引导部分的接通状态来决定那部为主要，那部为从属计算机。例如AP1接通，则FMGC1 为主要。如果AP2接通则FMGC2为主。完全按照AP,AP2,FD1,FD2,A/THR1,ATHR2的次序决定。 主要计算机来计算各种飞行参数，从属计算机也会计算相同的参数，如果计算结果一致则 完全服从主计算机的指令。由一部FMGC控制EFCS和FADEC。 两部计算机的工作方式有三种 1. 正常模式（Normal mode） 顾名思义就是说两部计算机都工作的状态。由其中一部控制EFCS和FADEC 2. 单一模式（Single Mode） 指有一部FMGC故障的情况。 3. 独立模式（independent Mode） 主FMGC计算各种数据控制系统，从FMGC接收同样的数据并计算但并不控制系统。从FMGC的数据要和主FMGC数据比较。如果出现较大的偏差就会出现独立工作模式 比如速度超过2节，重量超过2吨等。。。出现偏差后，从属FMGC会试图和主FMGC同步，如果同步不成功进入独立模式。 比较常见的情况是在更新完一部FMGC的数据库后，造成两部FMGC的数据库不同，会进入独立模式。 FMGC 内部有两个通道, COMMAND CHANNEL 和 MONITORING CHANNEL 分别有自己独立的供电组件,使用不同的编程软件控制. FMGC内部分成两部分,飞行管理部分FM和飞行引导部分FG 在FM内部加载了6个数据库

完整word版,A320题库-自动飞行FMGS

1. 飞行管理和引导系统（FMGS）包括以下哪些主要部件？（ C ) A. 两部飞行管理和引导计算机(FMGC)和两部多功能控制和显示组件(MCDU) B. 一部飞行控制组件(FCU)和两部飞行增稳计算机(FAC) C. 以上都对 2.有两种飞行引导方式：管理引导和选择引导，哪种方式优先？ ( A ) A. 选择引导 B. 管理引导 C. 同等优先权 3. FMGC的功能是：（ C ) A. 飞行引导和飞行包线保护 B. 飞行管理和飞行包线保护 C. 飞行管理和飞行引导 4. FMGC的正常操作是：（ C ) A. 一次只有一台FMGC工作 B. FMGC1优先，FMGC2备份 C. FMGC按主动/随动原则工作 5. 飞行中，FMGS的位置是如何自动更新的: ( C ) A. 用所选择的NDB,VOR或DME台数据 B. 当飞行员选择DME台后 C. 通过自动调谐功能使用DME 6. FMGC单一方式工作时： ( A ) A. 剩下的那部FMGC独立地与两部MCDU交流 B. 剩下的那部FMGC仅与相关的的MCDU交流 C. 剩下的那部FMGC通过失效的FMGC与对方的MCDU交流 7. 在管理飞行中，速度/马赫转换: ( A ) A. 是自动的 B. 必须由机组建立，并只在爬升阶段 C. 必须由机组建立，爬升和下降阶段均可 8. MCDU页面里的绿色是什么意思? ( B ) A. 表示飞行员可修改的数据 B. 表示由FMGC产生的数据，机组不可修改 C. 总是表示临时飞行计划 9. MCDU页面的琥珀色方格表示什么意思? ( C ) A. 不让输入数据，或由FMGC计算的数据将会显示 B. FMGC数据库正在检查重要数据

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）

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 随着飞机性能得不断提高,要求飞行控制系统实现得功能越来越多,系统变得越来越复杂,从而迫使系统系统设计师们在可用得技术条件、任务与用户要求,飞机可用空间与动力,飞机得气动力特性及规范要求等诸因素得限制下,把许多分系统综合起来,实施有效得统一控制与管理。于就是便出现了新一代数字化、智能化、综合化得电子系统－飞行管理系统(FMSFlight Management System)。在1981年12月,飞行管理系统首次安装在B767型飞机上。此后生产得大中型飞机广泛采用飞行管理系统。 16、2飞行管理系统得组成与功能 16、2、1飞行管理系统得组成 飞行管理系统由几个独立得系统组成。典型得飞行管理系统一般由四个分系统组成,如图161,包括: (1)处理分系统－飞行管理计算机系统(FMCS),就是整个系统得核心; (2)执行分系统－自动飞行指引系统与自动油门,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)与无线电导航设备。 驾驶舱主要控制组件就是自动飞行指引系统得方式控制面板(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。主要显示装置就是CDU、电子姿态指引仪(EADI)、电子水平状态指示器(EHSI)与推力方式显示。各部分都就是一个独立得系统,既可以单独使用,又可以有多种组合形式。飞行管理系统一词得概念就是将这些独立得部分组成一个综合系统,它可提供连续得自动导航、指引与性能管理。

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

A320系列飞机FAC相关的经验探讨 无锡基地 陆亦彬解析

A320系列飞机FAC相关的经验探讨 FAC（飞行增稳计算机）：是自动飞行系统的重要部件，2个FAC、2个FMGC、2个MCDU、1个FCU共同构成了自动飞行系统。 一、F AC功用： 1、偏航阻尼功能：由yaw damper实现 A．人工控制时实现由ELAC发出的偏航指令，在ELAC故障时也可以提供抑制荷兰滚的功能（这时ADIRU提供数据给FAC用来计算）； 偏航阻尼.jpg B．自动控制时实现由FMGC发出的自动飞行指令：包括完成偏航指令和滚弯动作。 C．在自动飞行状态下还可也起到协调转弯、抑制荷兰滚和在一台发动机失效状况下对飞机姿态的恢复。 2．方向舵配平功能 A．人工控制时实现飞行员通过配平手轮发出的配平指令（control and reset）。 执行由ELAC发出偏转指令（当发动机失效时）。 B．自动控制时完成自动飞行的配平指令，并在一台发动机失效时产生恢复飞机姿态的功能。 3．方向舵行程限制功能 A．按照预先设定好的规则来限制方向舵行程，即在不同的速度下，对方向舵舵面行程有不同程度的限制。

TLU Control Law.jpg B．万一双FAC行程限制功能失效，只要缝翼伸出就会回到低速的限制状态，即保证在近进和落地滑跑过程中最大幅度运动舵面的需要。 方向舵行程限制是不能显示的，只能在ECAM上显示方向舵可以最大运动到的位 置。 4.飞行包络保护功能 FAC接受ADIRU、LGCIU、FMGC、SFCC的数据计算特征速度，并显示在PFD 的速度刻度上。 飞行包络保护1.jpg， 每个FAC由独立的按钮电门控制，并实现不同的功能 A.控制PFD上特征速度的显示（包括最大空速，目标速度，速度增大或减小的趋势， ECAM速度范围，最小可选速度，迎角保护速度，最大迎角速度，最大马赫数， 最大起落架放下速度，最大襟缝翼放下速度，最小襟缝翼放下速度） 正常情况下，FAC1数据显示在CAPT PFD上，FAC2数据显示在F/O PFD上，如 果参数或计算机错误，相关的PFD数据显示由另一个FAC取代。如果FAC获得 的大气数据和DMC显示数据不一致，则会在ECAM上显示“ADR DISAGREE” 的信息。FAC可以计算飞机的重心：飞行中，通过ADIRU, FMGC, SFCC的参数 以及重力参数计算特征速度和重心；在地面重力数据由FMGC提供；