第5章 自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》

《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》?精品課件合集自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)第五章目 錄CONTENTS1自動(dòng)駕駛儀的功能2自動(dòng)駕駛儀的模型自動(dòng)駕駛儀的回路5自動(dòng)駕駛儀的控制通道自動(dòng)駕駛儀的組成34目 錄CONTENTS6自動(dòng)駕駛儀的類型和控制律7自動(dòng)駕駛儀的伺服作動(dòng)系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀俯仰通道各方式的原理自動(dòng)駕駛儀駕駛盤(pán)操縱方式的原理8 自動(dòng)駕駛儀橫滾通道各方式的原理91011自動(dòng)駕駛儀的使用自動(dòng)駕駛儀的功能第1節(jié)1.1

自動(dòng)駕駛儀的基本功能自動(dòng)保持三軸穩(wěn)定，即自動(dòng)保持航向角、俯仰角于某一希望角度，傾斜角保持為零，進(jìn)行直線飛行（平直飛行、爬高或下滑）。通過(guò)旋鈕或其他控制器給定期望航向角或俯仰角，使飛機(jī)自動(dòng)改變航向并穩(wěn)定于該航向，或使飛機(jī)上仰或下俯并保持給定俯仰角自動(dòng)將飛機(jī)保持在某一高度上，進(jìn)行定高飛行。通過(guò)控制器給自動(dòng)駕駛儀設(shè)定目標(biāo)高度，自動(dòng)駕駛儀自動(dòng)操縱飛機(jī)爬高或下降到該目標(biāo)高度，并將飛機(jī)自動(dòng)保持在目標(biāo)高度上。按甚高頻全向信標(biāo)臺(tái)（VOR）的無(wú)線電信號(hào)自動(dòng)操縱飛機(jī)進(jìn)入

VOR

航道，并跟蹤該航道；按

ILS

的信號(hào)完成飛機(jī)著陸前的進(jìn)近。按飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)或其他導(dǎo)航系統(tǒng)要求，實(shí)現(xiàn)按預(yù)定的航路飛行，保持航跡。超控功能。當(dāng)自動(dòng)駕駛儀的伺服系統(tǒng)處于卡死或無(wú)法操作的狀態(tài)時(shí)，應(yīng)允許飛行員超控自動(dòng)駕駛儀。1.2

自動(dòng)駕駛儀的輔助功能自動(dòng)同步功能。在投入自動(dòng)駕駛儀之前，飛機(jī)本身處于平直飛行的配平狀態(tài)，必須讓自動(dòng)駕駛儀的反饋信號(hào)與測(cè)量信號(hào)的總和回零，以避免自動(dòng)駕駛儀接通后對(duì)飛機(jī)形成沖擊。BIT

功能。在自動(dòng)駕駛儀的部件及系統(tǒng)中，可設(shè)置

BIT（BuiltinTest）檢測(cè)信號(hào)，以檢查某部件或全系統(tǒng)工作是否正常。馬赫數(shù)配平功能。飛機(jī)在跨音速區(qū)飛行時(shí)，升降舵操縱特性有一個(gè)正梯度區(qū)，從而使操縱特性不穩(wěn)定，這時(shí)，需要啟動(dòng)馬赫數(shù)配平系統(tǒng)來(lái)控制水平安定面或升降舵，以改善其操縱特性。自動(dòng)駕駛儀的模型第2節(jié)2

自動(dòng)駕駛儀的模型自動(dòng)駕駛儀是一個(gè)典型的反饋控制系統(tǒng)，它代替飛行員操縱飛機(jī)飛行。飛行員與飛機(jī)構(gòu)成的閉環(huán)系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀與飛機(jī)構(gòu)成的閉環(huán)系統(tǒng)自動(dòng)駕駛儀的組成第3節(jié)3

自動(dòng)駕駛儀的組成自動(dòng)駕駛儀是通過(guò)

3

套控制回路分別去驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的副翼、升降舵和方向舵，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)三軸的控制。每套自動(dòng)控制回路稱為自動(dòng)駕駛儀的一個(gè)通道。控制升降舵的回路，稱為升降舵通道或俯仰通道；控制副翼的回路，稱為副翼通道或橫滾通道；控制方向舵的回路，稱為方向舵通道或航向通道。3

個(gè)通道既獨(dú)立，又相互聯(lián)系，相互響應(yīng)，共同完成對(duì)飛機(jī)的控制。三通道自動(dòng)駕駛儀的組成3.1→3.3測(cè)量裝置各種敏感元件，用于測(cè)量飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，反映飛機(jī)的實(shí)際狀態(tài)，包括主測(cè)裝置和輔助測(cè)量裝置。信號(hào)處理元件信號(hào)處理元件亦稱計(jì)算裝置，其功用是把各種敏感元件的輸出信號(hào)和從控制裝置輸入的給定信號(hào)進(jìn)行比較，處理為符合控制規(guī)律要求的信號(hào)。包括綜合裝置、微分器、積分器、限幅器及濾波器等，同時(shí)還可兼顧機(jī)內(nèi)檢測(cè)（BIT），甚至故障檢測(cè)與報(bào)警等任務(wù)。放大器放大器對(duì)信號(hào)處理元件輸出的微小信號(hào)進(jìn)行功率放大，為執(zhí)行機(jī)構(gòu)提供足夠的功率需求。3.4→3.6舵

機(jī)舵機(jī)是自動(dòng)駕駛儀的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，或伺服系統(tǒng)，其功用是根據(jù)放大元件的輸出信號(hào)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。常用的自動(dòng)駕駛儀的舵機(jī)有電動(dòng)舵機(jī)和電動(dòng)-液壓舵機(jī)兩種?；剌斞b置回輸裝置使舵面的偏轉(zhuǎn)角度或/和舵面的偏轉(zhuǎn)角速度與自動(dòng)駕駛儀計(jì)算機(jī)的輸出信號(hào)成一定的函數(shù)關(guān)系，改善舵機(jī)的性能。在一些資料上將該裝置稱為反饋裝置?？刂骑@示裝置控制顯示裝置是飛行員與自動(dòng)駕駛儀交換信息的主要手段，主要包括控制板和飛行方式通告牌?？刂瓢逵糜陲w行員向自動(dòng)駕駛儀下達(dá)一定的指令，而顯示裝置則用于自動(dòng)駕駛儀向飛行員反饋其工作方式或狀態(tài)。自動(dòng)駕駛儀的回路第4節(jié)4.1

舵回路將舵機(jī)或舵面的偏轉(zhuǎn)信號(hào)反饋回計(jì)算裝置，就形成了舵回路。其功用是保證

A/P

的輸出和輸入成一定的比例關(guān)系，減少鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)工作性能的影響，改善舵機(jī)的性能。舵回路一般包括舵機(jī)、反饋部件和放大器。自動(dòng)駕駛儀的舵回路4.2

穩(wěn)定回路如果測(cè)量部件測(cè)量的是飛機(jī)的飛行姿態(tài)信息，則姿態(tài)測(cè)量部件和舵回路就構(gòu)成了自動(dòng)駕駛儀；自動(dòng)駕駛儀和被控對(duì)象（飛機(jī)）又構(gòu)成了穩(wěn)定回路。穩(wěn)定回路的主要作用是穩(wěn)定和控制飛機(jī)的姿態(tài)角。自動(dòng)駕駛儀的穩(wěn)定回路4.3

控制回路穩(wěn)定回路加上測(cè)量飛機(jī)重心位置信號(hào)的元件以及表征飛機(jī)空間位置幾何關(guān)系的運(yùn)動(dòng)學(xué)環(huán)節(jié)，就組成了控制飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的回路，稱為控制回路，或稱制導(dǎo)回路。控制回路的功用是控制飛機(jī)的軌跡和速度。自動(dòng)駕駛儀的控制（制導(dǎo)）回路4.4

同步回路自動(dòng)駕駛儀的控制（制導(dǎo)）回路同步回路在自動(dòng)駕駛儀銜接時(shí)，保證系統(tǒng)輸出為零，即自動(dòng)駕駛儀的工作狀態(tài)與當(dāng)時(shí)飛行姿態(tài)同步。同步回路必須保證

A/P

舵機(jī)位置與

A/P指令一致，以及操縱面位置與自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)位置一致，以確保

A/P

舵機(jī)位置、操縱面位置和自動(dòng)駕駛儀計(jì)算機(jī)指令三者一致，即三者同步。同步的目的是避免在自動(dòng)駕駛儀銜接瞬間對(duì)飛機(jī)造成沖擊。為了實(shí)現(xiàn)同步，在自動(dòng)駕駛儀中需對(duì)應(yīng)的兩個(gè)監(jiān)控器來(lái)監(jiān)控自動(dòng)駕駛儀的性能。分別是自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)位置監(jiān)控器和舵面位置監(jiān)控器。自動(dòng)駕駛儀的控制通道第5節(jié)5.1

副翼控制通道單通道自動(dòng)駕駛儀只提供橫滾控制（

繞縱軸的控制）

，

即只控制飛機(jī)的副翼。由于它們的局限性，

這些

系

統(tǒng)

通

常

被

稱

為“Wings

Leveler（機(jī)翼改平器）”。自動(dòng)駕駛儀的控制（制導(dǎo)）回路5.2

升降舵控制通道雙通道的自動(dòng)駕駛儀除了控制飛機(jī)的橫滾姿態(tài)外，

還控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)（

飛機(jī)繞橫滾軸的轉(zhuǎn)動(dòng)）。這樣的雙通道自動(dòng)駕駛儀是單機(jī)組的飛機(jī)執(zhí)行儀表飛行的最低設(shè)備要求。自動(dòng)駕駛儀升降舵通道的原理圖5.3

方向舵控制通道自動(dòng)駕駛儀方向舵通道控制方案

1——方向舵通道中僅輸入側(cè)滑角信號(hào)方案一該方案中輸入自動(dòng)駕駛儀方向舵通道計(jì)算機(jī)的是飛機(jī)的側(cè)滑角，計(jì)算機(jī)根據(jù)側(cè)滑角的大小和方向計(jì)算出方向舵偏轉(zhuǎn)指令，再由方向舵伺服系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)方向舵偏轉(zhuǎn)，以便將側(cè)滑角修正為零。在該方案中，方向舵通道的主要作用是修正側(cè)滑角，而非控制。5.3

方向舵控制通道自動(dòng)駕駛儀方向舵通道控制方案

2——方向舵通道中同時(shí)輸入坡度角和偏航速率信號(hào)方案二該方案中，輸入方向舵通道計(jì)算機(jī)的信號(hào)有來(lái)自副翼通道的橫滾姿態(tài)信號(hào)和來(lái)自偏航速率陀螺的偏航速率信號(hào)。方向舵通道計(jì)算機(jī)根據(jù)橫滾姿態(tài)信號(hào)計(jì)算機(jī)計(jì)算出方向舵偏轉(zhuǎn)指令，以實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（轉(zhuǎn)彎時(shí)保持側(cè)滑角為零）的目的。這種在方向舵控制通道中同時(shí)使用坡度信號(hào)和偏航速率作為輸入信號(hào)控制飛機(jī)的方向舵時(shí)，既能夠?qū)崿F(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的功能，又能夠?qū)崿F(xiàn)側(cè)滑角修正的功能。5.4

自動(dòng)駕駛儀各通道之間的關(guān)系協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的概念飛機(jī)在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向，要保證滾轉(zhuǎn)與偏航兩者綜合影響最小，即β=0，并能保持飛行高度的一種動(dòng)作，稱為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的參數(shù)條件飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)，各個(gè)參數(shù)之間滿足如下條件：穩(wěn)態(tài)滾轉(zhuǎn)角等于常數(shù)；航向穩(wěn)態(tài)角速度等于常數(shù)；穩(wěn)態(tài)升降速度等于零；穩(wěn)態(tài)側(cè)滑角等于零。飛機(jī)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎受力圖5.4

自動(dòng)駕駛儀各通道之間的關(guān)系飛機(jī)帶坡度時(shí)的升力補(bǔ)償（正矢）為了使飛機(jī)在水平面內(nèi)轉(zhuǎn)彎不掉高度，自動(dòng)駕駛儀自動(dòng)控制飛機(jī)時(shí)，采用了使升降舵向上偏轉(zhuǎn)的方法，增加飛機(jī)的迎角，從而增加升力，使升力垂直分量始終與重力（G）平衡。機(jī)翼水平，不需要進(jìn)行升力補(bǔ)償5.4

自動(dòng)駕駛儀各通道之間的關(guān)系飛機(jī)帶坡度時(shí)的升力補(bǔ)償（正矢）如果飛機(jī)帶坡度轉(zhuǎn)彎，由于此時(shí)不是所有的升力都垂直向上，如果沒(méi)有升力補(bǔ)償，該飛機(jī)將開(kāi)始下降。虛線部分就是飛機(jī)壓坡度后損失的升力。損失的升力是坡度的函數(shù)，是

1

減去坡度角的余弦，在工程中被稱為正矢。這個(gè)值代表了需要采取某種方式增加的升力，以保證飛機(jī)不會(huì)掉高度。飛機(jī)坡度較大時(shí)，升力補(bǔ)償信號(hào)的產(chǎn)生原理5.4

自動(dòng)駕駛儀各通道之間的關(guān)系自動(dòng)駕駛儀

3

個(gè)通道之間的關(guān)系在自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)時(shí)，如果自動(dòng)駕駛儀有

3

個(gè)通道，則

3

個(gè)通道之間的關(guān)系如圖。自動(dòng)駕駛儀在控制飛機(jī)時(shí)，飛機(jī)的坡度信號(hào)會(huì)同時(shí)輸送到方向舵通道，以便將側(cè)滑角控制為零，并將坡度信號(hào)輸送到升降舵通道，以進(jìn)行升力補(bǔ)償。自動(dòng)駕駛儀的類型和控制律第6節(jié)6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律迎角比例式自動(dòng)駕駛儀 簡(jiǎn)單的比例式自動(dòng)駕駛儀控制律：以俯仰通道為例，如果升降舵的偏轉(zhuǎn)角增量（偏轉(zhuǎn)角度）與飛機(jī)俯仰角偏差成正比，稱為簡(jiǎn)單的比例式自動(dòng)駕駛儀。其控制規(guī)律為：?δ?=Lθ（?θ-?θg）角位移式自動(dòng)駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)的原理：角位移式自動(dòng)駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)是指如果飛機(jī)受到干擾偏離原始狀態(tài)，自動(dòng)駕駛儀將飛機(jī)修正到原狀態(tài)的過(guò)程。其控制規(guī)律為：?δ?=Lθ?θ自動(dòng)駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)的工作過(guò)程6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動(dòng)駕駛儀

簡(jiǎn)單的比例式自動(dòng)駕駛儀比例式自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)姿態(tài)的原理：角位移式自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)是指自動(dòng)駕駛儀根據(jù)指令將飛機(jī)從初始姿態(tài)角改變到給定姿態(tài)角，并最后將飛機(jī)穩(wěn)定在給定姿態(tài)角上的過(guò)程。給定姿態(tài)信號(hào)一般通過(guò)自動(dòng)駕駛儀控制板上的開(kāi)關(guān)和電門輸入。角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制板6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律假設(shè)飛行員通過(guò)自動(dòng)駕駛儀控制板上的俯仰姿態(tài)給定信號(hào)電門向自動(dòng)駕駛儀輸入一個(gè)指令制導(dǎo)駕駛儀操縱飛機(jī)上仰的給定信號(hào)，計(jì)算機(jī)接受這一姿態(tài)給定信號(hào)，經(jīng)計(jì)算、放大后輸至舵機(jī)，舵機(jī)帶動(dòng)舵面向上偏轉(zhuǎn)。角位移式自動(dòng)駕駛儀操縱飛機(jī)姿態(tài)的原理6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動(dòng)駕駛儀 簡(jiǎn)單的比例式自動(dòng)駕駛儀缺點(diǎn)：飛機(jī)不能穩(wěn)定在給定俯仰角上，必然產(chǎn)生過(guò)調(diào)，使飛機(jī)的俯仰角往反方向變化，使舵機(jī)帶著升降舵向上偏轉(zhuǎn)，進(jìn)而使飛機(jī)上仰。如此周而復(fù)始，飛機(jī)的穩(wěn)定過(guò)程是振蕩的。又由于空氣的阻力作用，這種振蕩為衰減振蕩。簡(jiǎn)單比例式自動(dòng)駕駛儀穩(wěn)定飛機(jī)的過(guò)程6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律比例式自動(dòng)駕駛儀 比例加阻尼式自動(dòng)駕駛及其控制規(guī)律為了減小調(diào)節(jié)過(guò)程的振蕩次數(shù)，提高自動(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)的穩(wěn)定性，在比例式自動(dòng)駕駛儀中引入了飛機(jī)的姿態(tài)角速度信號(hào)，與角度信號(hào)一起共同控制飛機(jī)。具有這種控制律的自動(dòng)駕駛儀稱為比例加阻尼式自動(dòng)駕駛儀，其控制律為：?δ?=Lθ（?θ-?θg）+Lθ?θ比例式加阻尼式自動(dòng)駕駛穩(wěn)定飛機(jī)的過(guò)程6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律積分式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律舵回路采用硬反饋（舵面位置反饋）時(shí)，在常值干擾力矩

Mf

作用下會(huì)出現(xiàn)靜差，這時(shí)由于必須有一恒定舵偏角才能平衡干擾力矩。比例式自動(dòng)駕駛儀在常值干擾作用下，會(huì)存在穩(wěn)定的姿態(tài)角誤差。誤差的大小與常值干擾力矩成正比，與姿態(tài)角和舵面偏轉(zhuǎn)角度之間的傳遞系數(shù)成反比。若不用硬反饋，而改用速度反饋，使舵面偏轉(zhuǎn)角速度與俯仰角的偏差成正比，這樣的自動(dòng)駕駛儀在控制飛機(jī)的過(guò)程中，舵面偏轉(zhuǎn)的角度與姿態(tài)角偏差的積分是成比例的，所以，稱為積分式自動(dòng)駕駛儀。6.1

角位移式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀的低頻特性接近積分式自動(dòng)駕駛儀的特性，高頻特性則接近比例式自動(dòng)駕駛儀的特性。它的舵偏轉(zhuǎn)角度既與俯仰角偏差成正比，又與俯仰角偏差的積分成正比，是一種兼有比例式自動(dòng)駕駛儀特性和積分式自動(dòng)駕駛儀特性的自動(dòng)駕駛儀。6.2

軌跡式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀飛行控制的最終目的是使飛機(jī)以足夠的準(zhǔn)確度保持飛機(jī)飛行軌跡或跟蹤預(yù)定的飛行軌跡。控制飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡的系統(tǒng)稱為制導(dǎo)系統(tǒng)，它是在角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上形成的。系統(tǒng)的輸入量是預(yù)定軌跡參量，輸出量是飛機(jī)的實(shí)際軌跡參量。軌跡控制式自動(dòng)駕駛儀一般結(jié)構(gòu)圖6.2

軌跡式自動(dòng)駕駛儀的控制規(guī)律均衡式反饋?zhàn)詣?dòng)駕駛儀由于飛機(jī)在遠(yuǎn)距離航行以及進(jìn)場(chǎng)著陸的初始階段均需要保持高度的穩(wěn)定，高度控制系統(tǒng)執(zhí)行高度剖面中的某個(gè)軌跡，而且處于控制狀態(tài)。飛行高度的穩(wěn)定與控制不能由俯仰角的穩(wěn)定與控制來(lái)完成，因?yàn)轱w機(jī)受到縱向常值干擾力矩（如垂直風(fēng)等）時(shí)，硬反饋式舵回路俯仰角穩(wěn)定系統(tǒng)存在俯仰角以及航跡傾斜角靜差，不能保持高度。角穩(wěn)定系統(tǒng)在垂風(fēng)氣流的干擾下同樣也會(huì)產(chǎn)生高度漂移。軌跡控制式自動(dòng)駕駛儀一般結(jié)構(gòu)圖高度穩(wěn)定系統(tǒng)構(gòu)成6.3

軌跡控制中自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)與導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)系導(dǎo)航計(jì)算機(jī)的輸入信號(hào)通常代表在給定時(shí)間的位置、速度或方向的偏離信號(hào)或誤差信號(hào)。自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)計(jì)算機(jī)結(jié)合這些偏離信號(hào)或誤差信號(hào)，以及來(lái)自不同傳感器和系統(tǒng)（如姿態(tài)和航向基準(zhǔn)系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)）的信號(hào)，計(jì)算出機(jī)動(dòng)飛行指令。軌跡控制中自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)與導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)系6.3

軌跡控制中自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)與導(dǎo)航系統(tǒng)的關(guān)系導(dǎo)航計(jì)算機(jī)和自動(dòng)飛行計(jì)算機(jī)相比較導(dǎo)航計(jì)算機(jī)和自動(dòng)飛行計(jì)算機(jī)都能夠很好地完成

3

種計(jì)算：數(shù)學(xué)計(jì)算，如乘、除和決策；濾波計(jì)算，該計(jì)算要求對(duì)時(shí)間進(jìn)行積分；邏輯計(jì)算，該計(jì)算用于方式選擇和互鎖。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)和自動(dòng)飛行計(jì)算機(jī)在進(jìn)行以上這些計(jì)算方面所處的重要程度是不同的，兩個(gè)計(jì)算機(jī)的計(jì)算準(zhǔn)確度、計(jì)算速度、輸入和輸出參數(shù)的數(shù)量，以及平行計(jì)算通道的數(shù)量都是有區(qū)別的。導(dǎo)航計(jì)算機(jī)主要利用少量的輸入?yún)?shù)實(shí)施高精度和適當(dāng)速度的數(shù)學(xué)計(jì)算，提供少量的輸出，幾乎不能提供平行計(jì)算通道。相反，自動(dòng)飛行計(jì)算機(jī)需要利用大量的輸入?yún)?shù)實(shí)施濾波和邏輯計(jì)算，提供許多平行計(jì)算通道，并提供大量的輸出參數(shù)。自動(dòng)飛行計(jì)算機(jī)對(duì)計(jì)算精度只做適當(dāng)?shù)囊螅?，?duì)計(jì)算速度的要求是很高的。6.4

自動(dòng)駕駛儀的控制板和制導(dǎo)方式自動(dòng)駕駛儀的制導(dǎo)方式是通過(guò)選擇控制板上的方式電門實(shí)現(xiàn)的，不同機(jī)型的自動(dòng)駕駛儀控制板不同。自動(dòng)駕駛儀控制板上主要有制導(dǎo)駕駛儀接通電門、方式選擇電門、方式通告牌，以及測(cè)試電門等。自動(dòng)駕駛儀控制板

1，26.4

自動(dòng)駕駛儀的控制板和制導(dǎo)方式AP

接通鈕（AP

ENG）按下，接通

AP；再按，斷開(kāi)

AP。方式選擇鈕按下某一按鈕，選擇

AP

制導(dǎo)方式。不同的自動(dòng)駕駛儀其制導(dǎo)方式不同?？傮w來(lái)說(shuō)，將制導(dǎo)方式分為兩類，其中一類用于控制飛機(jī)的垂直軌跡，另外一類用于控制飛機(jī)的水平軌跡?？刂骑w機(jī)垂直軌跡的一類統(tǒng)稱為俯仰方式，控制飛機(jī)水平軌跡的一類統(tǒng)稱為橫滾方式。6.4

自動(dòng)駕駛儀的控制板和制導(dǎo)方式方式選擇鈕典型的俯仰方式：ALT

為高度保持方式；ALT

SEL

方式，為高度選擇方式；VS

方式，為升降速度方式；IAS方式，為速度方式。典型的橫滾方式：HDG為航向方式；NAV

為導(dǎo)航方式；B/C為反航道方式俯仰控制和橫滾控制兼有的方式：APR（或

APPR）方式，為進(jìn)近方式6.4

自動(dòng)駕駛儀的控制板和制導(dǎo)方式方式通告牌當(dāng)自動(dòng)駕駛儀接通在某一種方式時(shí)，自動(dòng)駕駛儀計(jì)算機(jī)將向機(jī)組通告自動(dòng)駕駛儀的工作狀態(tài)。這些通告合稱為自動(dòng)駕駛儀方式通告。自動(dòng)駕駛儀控制板上其他電門的功能如下：測(cè)試鈕（TEST）：用于

AP的飛行前測(cè)試。俯仰配平控制開(kāi)關(guān)：撥動(dòng)此開(kāi)關(guān)，可操縱飛機(jī)俯仰，提供輔助的俯仰操縱功能。自動(dòng)駕駛儀和飛行指引儀的方式通告牌自動(dòng)駕駛儀的伺服作動(dòng)系統(tǒng)第7節(jié)7.1

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的功能自動(dòng)駕駛儀伺服作動(dòng)系統(tǒng)的功用是將計(jì)算機(jī)產(chǎn)生的指令信號(hào)轉(zhuǎn)換成飛機(jī)操縱面的偏轉(zhuǎn)機(jī)械信號(hào)，以控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)。計(jì)算機(jī)輸出的指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)伺服作動(dòng)系統(tǒng)，再由伺服作動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的操縱面，從而改變飛機(jī)的姿態(tài)。無(wú)論自動(dòng)駕駛儀以什么方式工作，總有一套伺服作動(dòng)系統(tǒng)處于某種工作方式，驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的操縱面，使飛機(jī)達(dá)到期望的姿態(tài)值。7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成伺服作動(dòng)系統(tǒng)包括放大器、舵回路及舵面的驅(qū)動(dòng)裝置以及舵機(jī)反饋裝置。放大器的作用是將計(jì)算機(jī)輸出的信號(hào)進(jìn)一步放大，以驅(qū)動(dòng)舵機(jī)偏轉(zhuǎn)。自動(dòng)駕駛儀伺服作動(dòng)系統(tǒng)框圖7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成電動(dòng)舵機(jī)電動(dòng)舵機(jī)以電力為能源，通常由電動(dòng)機(jī)（直流或交流）、測(cè)速裝置、位置傳感器、齒輪傳動(dòng)裝置和安全保護(hù)裝置等組成。直流電動(dòng)舵機(jī)的原理7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成電動(dòng)-液壓伺服作動(dòng)系統(tǒng)液壓伺服作動(dòng)系統(tǒng)以高壓液體作為能源，驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。它可以直接推動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)，也可以通過(guò)液壓助力器帶動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。由自動(dòng)駕駛儀直接控制的液壓動(dòng)力組件7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成電動(dòng)-液壓伺服作動(dòng)系統(tǒng)轉(zhuǎn)換活門的原理（指令信號(hào)為零時(shí)）轉(zhuǎn)換活門轉(zhuǎn)換活門的原理（指令信號(hào)不為零時(shí)）7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成電動(dòng)-液壓伺服作動(dòng)系統(tǒng)操縱面作動(dòng)筒舵機(jī)驅(qū)動(dòng)舵面的原理（自動(dòng)駕駛儀沒(méi)有接通的情形）人工操縱時(shí)操縱面的作動(dòng)原理人工操縱飛機(jī)時(shí)，自動(dòng)駕駛儀電磁活門處于關(guān)閉位置，液壓信號(hào)不會(huì)傳遞到自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)的兩側(cè)，所以飛行員可以用駕駛艙內(nèi)的操縱機(jī)構(gòu)操縱飛機(jī)。7.2

伺服作動(dòng)系統(tǒng)的組成電動(dòng)-液壓伺服作動(dòng)系統(tǒng) 操縱面作動(dòng)筒自動(dòng)駕駛儀工作時(shí)操縱面的作動(dòng)原理假設(shè)自動(dòng)駕駛儀計(jì)算機(jī)的指令經(jīng)轉(zhuǎn)換活門后是控制端口

B

的壓力大于控制端口

A

的壓力，則右邊黑色的滑閥將向上滑動(dòng)，使液壓系統(tǒng)的供油路與自動(dòng)駕駛儀作動(dòng)筒的左端口連接，回油路與自動(dòng)駕駛儀作動(dòng)筒的右端口連接，使自動(dòng)駕駛儀作動(dòng)筒不停地往右邊移動(dòng)。當(dāng)它移動(dòng)到右邊時(shí)，它將在自動(dòng)駕駛儀作動(dòng)筒

LVDT

中產(chǎn)生反饋信號(hào)。當(dāng)該

LVDT

的反饋信號(hào)等于計(jì)算的指令信號(hào)時(shí)，轉(zhuǎn)換活門的信號(hào)變?yōu)榱?。自?dòng)駕駛儀舵機(jī)驅(qū)動(dòng)舵面的原理（自動(dòng)駕駛儀接通后的情形）自動(dòng)駕駛儀橫滾通道各方式的原理第8節(jié)8.1

A/P

接通前橫滾通道的同步在銜接自動(dòng)駕駛儀之前伺服馬達(dá)回路的同步動(dòng)作以及自動(dòng)駕駛儀保持接通瞬間飛機(jī)坡度的原理如圖：A/P

銜接前橫滾通道的同步8.2

A/P

穩(wěn)定接通瞬間的橫滾姿態(tài)的原理當(dāng)自動(dòng)駕駛儀接通時(shí)，伺服放大器的輸出將不再與伺服馬達(dá)連接，伺服馬達(dá)保持不動(dòng)。A/P

銜接后，橫滾通道穩(wěn)定接通瞬間飛機(jī)橫滾姿態(tài)的原理8.3

用轉(zhuǎn)彎旋鈕操縱飛機(jī)壓坡度的原理轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)彎旋鈕后，伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制同步器轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)，迫使飛機(jī)壓坡度的原理8.4

轉(zhuǎn)彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測(cè)速發(fā)電機(jī)的作用轉(zhuǎn)彎旋鈕突然接入

45°的信號(hào)，但同步器轉(zhuǎn)子和飛機(jī)姿態(tài)還沒(méi)有變化圖所示的情況是轉(zhuǎn)彎旋鈕的信號(hào)突然接入，伺服馬達(dá)還沒(méi)有來(lái)得及將它的同步器轉(zhuǎn)子從機(jī)翼水平的位置轉(zhuǎn)動(dòng)。轉(zhuǎn)彎旋鈕的信號(hào)被坡度限制器減小到了機(jī)翼左傾

30°，滾轉(zhuǎn)速率限制器進(jìn)一步將這個(gè)信號(hào)減小，以保證伺服馬達(dá)驅(qū)動(dòng)其同步器轉(zhuǎn)子的速率不會(huì)超過(guò)

5（°）/s。8.4

轉(zhuǎn)彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測(cè)速發(fā)電機(jī)的作用圖

所示同步器轉(zhuǎn)子以

5（°）/s

的速率轉(zhuǎn)動(dòng)，飛機(jī)也以

5（°）/s

的速率滾轉(zhuǎn)。但是飛機(jī)姿態(tài)角總是滯后于控制同步器轉(zhuǎn)子一定的角度，使控制同步器轉(zhuǎn)子產(chǎn)生非零的輸出信號(hào)。該信號(hào)經(jīng)轉(zhuǎn)換活門放大器，驅(qū)動(dòng)自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)，直到它的LVDT

反饋信號(hào)等于控制同步器轉(zhuǎn)子的輸出信號(hào)，并抵消該信號(hào)。橫滾速率限制器將同步器轉(zhuǎn)子和飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)速率限制在

5°/s，但飛機(jī)姿態(tài)還未達(dá)到

30°8.4

轉(zhuǎn)彎旋鈕、坡度限制器、橫滾速率限制器和測(cè)速發(fā)電機(jī)的作用坡度限制器已經(jīng)將飛機(jī)的坡度限制在了

30°圖所示為當(dāng)伺服馬達(dá)已經(jīng)將解算器轉(zhuǎn)子和控制同步器轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)到了左機(jī)翼向下

30°的位置時(shí)。正弦線圈的輸出信號(hào)抵消坡度限制器的輸出信號(hào)，伺服放大器中不再有信號(hào)輸入。測(cè)速發(fā)電機(jī)和馬達(dá)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，飛機(jī)的坡度角等于控制同步器轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)的角度，轉(zhuǎn)換活門放大器中沒(méi)有信號(hào)輸入。坡度限制器已經(jīng)限制了飛機(jī)坡度的最大值。8.5

自動(dòng)駕駛儀航向保持方式HDG

HOLD（航向保持）方式的原理當(dāng)自動(dòng)駕駛儀處于“航向保持（HDG

HOLD）”時(shí)，左上角的伺服馬達(dá)被卡住。航向的任何改變都將引起控制同步器中磁場(chǎng)的轉(zhuǎn)動(dòng)，從而引起控制同步器轉(zhuǎn)子的輸出信號(hào)不為零。自動(dòng)駕駛儀俯仰通道各方式的原理第9節(jié)9.1

A/P

銜接前俯仰通道的同步下圖為一個(gè)簡(jiǎn)化了的，正在保持接通時(shí)刻的俯仰姿態(tài)的自動(dòng)駕駛儀俯仰通道原理圖。自動(dòng)駕駛儀銜接前俯仰通道的同步9.2

高度保持方式的原理升降舵偏轉(zhuǎn)后，自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)

LVDT

信號(hào)增加，當(dāng)自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)

LVDT

信號(hào)能夠抵消高度誤差信號(hào)時(shí)，舵就已經(jīng)偏轉(zhuǎn)到了足夠的量。自動(dòng)駕駛儀俯仰通道高度保持方式，A/P

舵機(jī)

LVDT信號(hào)抵消高度誤差信號(hào)的原理9.2

高度保持方式的原理當(dāng)伺服馬達(dá)回路將控制同步器驅(qū)動(dòng)到新的期望俯仰姿態(tài)上時(shí)，高度誤差信號(hào)已經(jīng)減小到零。自動(dòng)駕駛儀俯仰通道高度保持方式，姿態(tài)誤差信號(hào)抵消高度誤差信號(hào)自動(dòng)駕駛儀駕駛盤(pán)操縱方式的原理第10節(jié)10.1

CWS

力傳感器力傳感器安裝在控制回路中，或者更復(fù)雜一點(diǎn)是安裝在駕駛盤(pán)的上面，以便它感覺(jué)施加到駕駛盤(pán)/駕駛桿上的力的情況。CWS

力傳感器的原理10.1

CWS

力傳感器俯仰

CWS

力傳感器和橫滾

CWS

力傳感器的安裝位置10.2

橫滾通道駕駛盤(pán)操縱方式的原理橫滾通道

CWS

方式的原理左下角有一個(gè)電平探測(cè)器一直在探測(cè)

CWS

力傳感器的信號(hào)，當(dāng)它探測(cè)到施加在駕駛盤(pán)上的力超過(guò)大約

4

lb

時(shí)，探測(cè)器將激活傳感器的開(kāi)關(guān)，這個(gè)開(kāi)關(guān)的作用是將傳感器的輸出接入到指令回路中，并取消姿態(tài)保持方式。10.2

橫滾通道駕駛盤(pán)操縱方式的原理飛行員松手后自動(dòng)駕駛儀保持松手瞬間飛機(jī)姿態(tài)的原理一旦飛行員松開(kāi)駕駛盤(pán)，橫滾通道回到姿態(tài)保持方式，自動(dòng)駕駛儀將飛機(jī)保持在松開(kāi)駕駛盤(pán)瞬間所獲得的飛機(jī)橫滾姿態(tài)上。姿態(tài)保持方式的原理如圖。自動(dòng)駕駛儀的使用第11節(jié)11.1

法規(guī)中關(guān)于自動(dòng)駕駛儀使用的限制（a）對(duì)于航路上飛行，除本條（b）款和（c）款規(guī)定外，在離地高度低于飛機(jī)飛行手冊(cè)中注明的巡航狀態(tài)下自動(dòng)駕駛儀故障時(shí)最大高度損失的

2

倍，或者低于

150

米（500

英尺）（取兩者之中較高者）時(shí)，任何人不得在航路上，包括上升和下降階段，使用自動(dòng)駕駛儀。（b）對(duì)于進(jìn)近，當(dāng)使用儀表進(jìn)近設(shè)施時(shí)，在離地高度低于飛機(jī)飛行手冊(cè)中注明的進(jìn)近狀態(tài)自動(dòng)駕駛儀故障時(shí)最大高度損失的

2

倍，或者低于批準(zhǔn)的該進(jìn)近設(shè)施最低下降高或者決斷高之下

15

米（50

英尺）（取上述兩者之中較高者）時(shí)，任何人不得使用自動(dòng)駕駛儀。但在下述情況下應(yīng)當(dāng)遵守以下規(guī)定：當(dāng)報(bào)告的氣象條件低于中國(guó)民用航空規(guī)章規(guī)定的基本目視飛行規(guī)則氣象條件時(shí)，在離地高度低于飛機(jī)飛行手冊(cè)中注明的進(jìn)近狀態(tài)帶進(jìn)近耦合器的自動(dòng)駕駛儀故障時(shí)最大高度損失之上

15

米（50

英尺）時(shí)，任何人不得使用帶進(jìn)近耦合器的自動(dòng)駕駛儀作儀表著陸系統(tǒng)（ILS）進(jìn)近；當(dāng)報(bào)告的氣象條件等于或者高于中國(guó)民用航空規(guī)章規(guī)定的基本目視飛行規(guī)則最低條件時(shí)，在離地高度低于飛機(jī)飛行手冊(cè)中注明的進(jìn)近狀態(tài)時(shí)帶進(jìn)近耦合器的自動(dòng)駕駛儀故障時(shí)最大高度損失，或者低于

15

米（50

英尺）（取兩者中較高者）時(shí)，任何人不得使用帶進(jìn)近耦合器的自動(dòng)駕駛儀作儀表著陸系統(tǒng)（ILS）進(jìn)近。11.1

法規(guī)中關(guān)于自動(dòng)駕駛儀使用的限制（c）盡管有本條（a）款或者（b）款的規(guī)定，但在符合下列條件的情況下，局方仍可以頒發(fā)運(yùn)行規(guī)范，允許使用經(jīng)批準(zhǔn)的帶自動(dòng)駕駛能力的飛行操縱引導(dǎo)系統(tǒng)，直至接地：飛機(jī)飛行手冊(cè)中注明，在帶進(jìn)近耦合器的自動(dòng)駕駛儀故障時(shí)，該系統(tǒng)不會(huì)出現(xiàn)任何高度損失（零高度之上）；局方認(rèn)為，使用該系統(tǒng)直至接地，并不會(huì)對(duì)本條所要求的安全標(biāo)準(zhǔn)產(chǎn)生其他影響。（d）盡管有本條（a）款的規(guī)定，但在符合下列條件的情況下，局方仍可以頒發(fā)運(yùn)行規(guī)范，允許合格證持有人在起飛和初始爬升階段低于本條（a）款規(guī)定的高度使用經(jīng)批準(zhǔn)的帶自動(dòng)駕駛能力的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)：飛機(jī)飛行手冊(cè)中規(guī)定了經(jīng)審定的最低接通高度限值；在到達(dá)飛機(jī)飛行手冊(cè)中規(guī)定的最低接通高度限值或者局方規(guī)定的高度（兩者取高者）之前，不接通該系統(tǒng)；局方確認(rèn)使用該系統(tǒng)不會(huì)影響本條要求的安全標(biāo)準(zhǔn)。11.2

自動(dòng)駕駛儀的接通在地面自動(dòng)駕駛的接通被抑制接通互鎖條件自動(dòng)駕駛儀的接通除了具有高度限制之外，飛機(jī)的狀態(tài)和其他配套設(shè)備的狀態(tài)也必須同時(shí)滿足一定的條件時(shí)自動(dòng)駕駛儀才能夠接通。接通方法在自動(dòng)駕駛儀的接通高度滿足要求，以及其他接通互鎖條件都滿足的條件下，按壓自動(dòng)駕駛儀控制板上的自動(dòng)駕駛儀接通（AP

ENG）電門就可以接通自動(dòng)駕駛儀。接通的高度限制在飛機(jī)到達(dá)飛機(jī)的飛行手冊(cè)中規(guī)定的最低接通高度限制值或者局方規(guī)定的最低接通高度之前，自動(dòng)駕駛儀是不能夠接通的。11.3

自動(dòng)駕駛儀的方式選擇俯仰方式的選擇自動(dòng)駕駛儀接通后，如果機(jī)組沒(méi)有進(jìn)一步選擇俯仰方式，也沒(méi)有進(jìn)一步在駕駛桿上施加力，自動(dòng)駕駛的俯仰將處于俯仰姿態(tài)保持方式，自動(dòng)駕駛儀將飛機(jī)保持在接通自動(dòng)駕駛儀瞬間的飛機(jī)俯仰姿態(tài)上。自動(dòng)駕駛儀接通后，如果機(jī)組沒(méi)有進(jìn)一步選擇俯仰方式，但在駕駛桿上施加了一定的力，自動(dòng)駕駛的俯仰將處于駕駛盤(pán)操縱方式，自動(dòng)駕駛儀將根據(jù)機(jī)組在駕