电子FMCS全册配套完整课件

1、第一章第一章 飞行管理系统概述飞行管理系统概述第二节第二节 飞行管理计算机系统飞行管理计算机系统（FMC）第三节第三节 控制显示组件控制显示组件 （CDU）第四节第四节 飞行管理计算机系统飞行管理计算机系统(FMCS)维护自检维护自检附加了操纵助力器操纵助力器以扩大驾驶员的有限体力；安装了自动驾驶仪自动驾驶仪以减轻驾驶员在途中的操作负担。增加了许多各种各样的仪表显仪表显示示，以扩大驾驶员的视野；人人工工的的飞飞行行管管理理“飞行管理”这一名词实际上并不是一个新的概念，只不过在过去的飞机上，都由驾驶员来承担而已。在过去的几十年来，为了适应飞机的尺寸、速度、高度和复杂性的日益增加，以便驾驶员能对飞

2、机实行更好的管理，在飞机上 ： 六十年代中期，美国波音公司开始了超音速运输机（SST）的研究计划。研究表明：研究表明：机上座舱将越来越复杂，驾驶员的操作负担将越来越重，而且在有限的空域环境下，机场也越来越拥挤。 为了减轻驾驶员的操作负担，提高飞机的飞行安全性，提高飞机和机场在未来民用航空环境下的使用率，美国波音公司的DM彼特里, 在1967年提出了“自动飞行管理自动飞行管理”的设想。飞行管理飞行管理智能化？智能化？一、飞行管理系统一、飞行管理系统(FMS)(FMS)引言引言大幅大幅增长增长6070800自1973年开始的, 中东石油危机和世界性能源短缺世界性能源短缺造成石油价格的暴涨,在民用航

3、空运输中, 燃油消耗燃油消耗已成为方向成本中成本中的主要成分主要成分。由燃油影响航空公司直接操作成本的百分比从2025, 增加到：引起机组人员机组人员的成本成本和其它非燃其它非燃料料的公司操作成本：航空公司为燃油支付的平均价格，到83年上升约：面对石油危机的冲击：航空公司航空公司采取措施采取措施 采用燃油守恒计划，较低采用燃油守恒计划，较低的飞行速度剖面；的飞行速度剖面； 编制更为详细的飞行计划；编制更为详细的飞行计划； 降低飞行重量；降低飞行重量； 节省燃油的消耗，降低飞行成节省燃油的消耗，降低飞行成本本, 在在竞争中竞争中求生存。求生存。由于航空公司的不景气，飞机销售量也大幅度下降： 飞机

4、飞机制造厂制造厂更换低耗油率的发动机和研更换低耗油率的发动机和研制超高涵道比的发动机制超高涵道比的发动机 ；设计具有先进的飞机设计具有先进的飞机 ；采用区域导航和飞行管理系统，采用区域导航和飞行管理系统，加强对飞行与燃油的管理加强对飞行与燃油的管理 ；充分挖掘飞机的潜力，降低飞充分挖掘飞机的潜力，降低飞行成本，打开飞机销路行成本，打开飞机销路 。二、飞行管理系统二、飞行管理系统(FMS)(FMS)演变过程演变过程高级区域导航系统飞直接的航线性能数据计算机4D飞行管理系统适应ATC的快速发展60年代末年代末70年代初年代初70年代末年代末80年代初年代初70年代中期年代中期性能管理系统飞行管理系

5、统飞行管理系统飞行管理系统能对飞机进行综合管理，可实现飞机的自动飞行自动飞行与最佳最佳性能管理性能管理，大大减轻了驾驶员的操作负担，并且获得很好的经济效益。高级区域导航系统高级区域导航系统和性能管理系统性能管理系统的组合。具有大容量的性能性能数据库数据库，能根据待飞航线、巡航高度、飞机总重、成本指数和阻力系数等提供节约燃油、降低直接运行成本的垂垂直制导能力直制导能力。飞行管理系统飞行管理系统具有大容量的导导航数据库航数据库，在飞机正常飞行区域内，计算机能提供从起飞到降落从起飞到降落的闭环水平制导的闭环水平制导的功能；飞行管理系统的功能自动飞行控制咨询 报警显示人工 操作性能管理/制导/导航提供

6、最佳的起提供最佳的起飞目标推力飞目标推力 FMS提供最佳爬高剖面（在规定的爬高速度和规定的发动机推力下，以最佳爬高角度到达规定的高度）；向飞行员提供分段（阶梯）爬高和爬高顶点的建议。 根据航线长短、航路情况等选根据航线长短、航路情况等选定最佳巡航高度和巡航速度。定最佳巡航高度和巡航速度。 确定飞机确定飞机开始下降开始下降的顶点的顶点 在下降结束点，在既定高度、确定航距上，以优化速度引导飞机到跑道入口和着陆点。 具备具备飞机飞机全自全自动着动着陆第陆第B级级着陆着陆能力能力。 FMCF/D和或A/P导航导航LNAVLNAV（水（水平制导）平制导）方式方式性能性能VNAVVNAV（垂（垂直导航）直

7、导航）方式方式FMCDFCSA/T惯性基准系统（IRS）大气数据计算机（DADC）全向信标接收机（VOR）测距机 （DME）仪表着陆系统（ILS）燃油总和器和 航空时钟燃油油量 总和器把各燃油油箱油量表的油量相加起来，得到飞机总燃油量，通过数模转换器（DAA）转变为数字式信号输向向FMC。FMS需要用飞机总的燃油量信号预报到达各航路点和目的地机场的剩余燃油量。FMC经过计算，减去燃油储备值后，若现有燃油不够飞到目的地机场时，FMS会向飞行员发出警告信号。时钟机长时钟为FMC提供格林威治时间（GMT）输出。FMC用这个时间来预报到达各航路点和目的地机场的时间。其它传感器飞机发动机防冰、机翼防冰和

8、发动机引气系统内的一些传感元件也向FMC输送这些系统工作情况的离散信号。发动机被引气以后，其推力要下降。FMC使用这些系统工作情况的离散信号对发动机目标推力、发动机推力限制或N1转速的限制等数据进行修正计算。EICAS不但替代了许多指针式仪表，且还可以显示大量的信息。FMCS在EICAS上显示两个数值和各种文字信息。当垂直导航（VNAV）已衔接，FMC计算的发动机目标N1值以红色数字在EICAS的显示屏幕上显示。飞行员在FMCS的CDU起飞基准页面上输入了外界假设温度后，该温度数值也在EICAS的显示屏幕上显示。FMC一旦出现故障也会在EICAS的屏幕上出现文字警告信息。第一章第一章 飞行管理

9、系统概述飞行管理系统概述第二节第二节 飞行管理计算机系统飞行管理计算机系统（FMC）第三节第三节 控制显示组件控制显示组件 （CDU）第四节第四节 飞行管理计算机系统飞行管理计算机系统(FMCS)维护自检维护自检一、飞行管理计算机一、飞行管理计算机（FMC）二、数据库二、数据库三、导航功能三、导航功能四、性能计算功能四、性能计算功能五、五、 EFIS功能功能六、制导功能六、制导功能处理器版处理器版ARINC I/O接口接口存贮器板存贮器板电源电源FMC组成组成ABCDB767飞行管理计算机划分为6个功能块一、导航设备一、导航设备二、导航（接收机）的管理二、导航（接收机）的管理三、导航计算方法三

10、、导航计算方法四、滤波器四、滤波器五、位置信号的修正五、位置信号的修正FMCFMC导航功能举例导航功能举例六、六、FMCFMC导航功能举例导航功能举例dtVKHRrgteppA)cos()(218020dtVKHRArgteppAcos)sin()(218020式中:P、 P飞机在北京起飞时的经、纬度；Re地球半径； 偏流角;H 飞机飞行的平均高度; K、K 经纬度的修正因子，即椭圆度修正；。以上这些数据都储存在FMC的导航数据库内，都是已知的。海里微秒微秒/363.1250TST-发射电波到接收颠簸之间的时间;S-距离;12.363:电波每传播一海里并返回所需时间.发射机距离计算和显示接收机

11、发射机发射机接收机接收机询问脉冲询问脉冲回答脉冲回答脉冲机上机上DMEDME询问机询问机地面地面DME应答机应答机SDBAOCGB A BADHFE AB ABmxZXmZZdXd上图中A,B分别为二个地面台的所在位置,设A台的地理位置为(XA,ZA);B台为(XB,ZB).飞机在该坐标系上的投影点为C,其坐标假设为(Xc,Zc).由机上DME测得的飞机到A台和B台的距离分别为A , B.因为因为A A和和B B二个地面台在坐标系二个地面台在坐标系OXdZdOXdZd上的位置是已知的上的位置是已知的, ,因因此二个地面台之间的距离此二个地面台之间的距离ABAB为为: :22)()(ABABZZ

12、XXAB直线直线ABAB相对相对OZOZd d轴的方位角轴的方位角 ABAB为为: :)(ABABABZZXXarctg由余弦定理可得由余弦定理可得BCBC边的对角边的对角 的余弦值为的余弦值为: :ABABABA2cos222直角三角形直角三角形ACDACD的边长的边长ADAD与与CDCD为为: :ABABADBAA2/ )(cos22222sinADCDAA三角形三角形AHDAHD的边长的边长AH(mAH(mZ Z) )与与HD(mHD(mX X) )为为: :ABxABZADmHDADmAHsincos因为因为: :X=CF+GF=CF+MxX=CF+GF=CF+Mx Z=DF+DE=D

13、F+MzZ=DF+DE=DF+Mz22)(BASD应当说明的是,机上DME测得的是飞机到地面台的斜距,而不是上述中A和B的水平距离.这是因为地球是一个椭圆型的球体,它的半径在各处不尽相同,赤道附近地球半径最大,而在南北极附近,地球半球最小.我们把飞机到地面DME台的斜距转为地面距离时,实际上不是直线距离,而是一个弧线距离.由于飞机所处地点地球半径不同,虽然有飞机到地面DME台的斜距相同,实际地面的弧线距离是不同的.SD2D1R1R2aabb 设飞机飞行高度为hc,飞机到地面DME台的斜距为S.若当地球半径为R1,那么,从飞机在地球上的投影a到地面DME台b之间的地面距离为D1,D1所对地球圆心

14、角为,360211RD 360222RD 21DD 21RR 若飞机在当地地球半径为R2的地区飞行,由于当地地球半径为R2, ,从飞机在地球上的投影a到地面DME台b之间的地面距离为D2,D2所对地球圆心角仍为.因为因为: :所以所以: :所以,当采用飞机上DME测距机来计算到地面DME台的地面弧线距离时,需要用本地地球半径的数值对计算值稍加修正,才能得到精确值.tt240 2T参考相位信号可变相位信号旋转天线最大幅值位置60120公里ABVORDME地面台磁北27090180磁北0VOR台参考信号可变信号（北）0参考信号可变信号（南）0参考信号可变信号（西）0参考信号可变信号（东）ZdXd0

15、YdBBAACYBYAZAXZNMD上图中OXdYdZd为当地地理坐标系, OXdZd为水平面(海平面).假设已知地面台B在坐标系上位置为(XBYBZB),B为B点在水平面上的投影.飞机在该坐标系的位置坐标值为(XAYAZA),飞机在水平面上的投影点为A.地面台B相对磁北的磁差以M表示.由飞机上ADC可测得飞机当前的气压高度YA值.因为地面台的海拔已知,则可得飞机的实际飞行高度AC=h为: h=YA-YB由机上DME测得飞机A到地面台B的距离值,机上VOR测得飞机相对该台的方位角为值.因此,BC(AB)距离可计算得:)cos()sin(cossin90)(222222MBBAMBBAMBAhZ

16、ZZZhXXXXBAXBAZYYBA北YdZdXd东o（X1，Z1）（X2，Z2）VHGXVTXVWXVGVWVTVWTG（三）速度与风值的计算TZZVTXXVZGzzGx/ )(/ )(11风速在OXd和OZd二轴上的分量VWX和VWZ，和风速值VW可得：飞机的平均地速Vg值则为：22GzGxGVVV飞机的相应航迹偏转角 为：G)(1GZGXGVVtgVTGwVVVTTGGWZTTGGWXVVVVVVcoscossinsin22WZWZWVVV由前图几何关系，可以求得风向W为：WZWXWVVarctg可得偏流角f为： f =T -G尾随风VWT的大小为： VWT = VW cos（G -W）

17、侧风VWC的大小则为： VWC = VW sin（G -W）飞机的总的飞行速度V为：利用上述推导公式，即可计算飞机的当前位置、速度和风速值。22HVVGAZZAZarctgcos)(应飞航向：AZzAZAarctgcos)(待飞距离：sincoscos18021ZAZazeRDDD飞机应飞航向A和待飞距离D也有许多中计算方法，下面只举例一种简单的方形计算法（适用于 2）。FMC源选择电门位置主FMC从FMCNORMAL 正常FMC1FMC2BOYH ON L 均使用左FMC1FMC2BOYH ON R 均使用右FMC2FMC1B（200）A（0）C（35）燃油消耗F时间成本CFC当选取成本系数

18、为0时，FMC就以给定航程下耗油最少为依据而计算。因为：成本系数为0，说明总运营成本中主要是燃油成本，也说明此时燃油价格最高，节省燃油消耗即可减少成本。当选取成本系数为最高值200时，FMC以给定距离航程下飞行时间最短为依据计算。此时燃油消耗只占总运营成本中很少比例，缩短飞行时间即可减少成本。FCk该曲线斜率k即为成本系数。机组从CDU上向性能功能块输入的参数: 成本系数0H（英尺）10000HCMd=MCM=CASd=CAS=250节250节R下降段巡航段爬高段250节飞机的高度剖面fWWdtdWVVdtdxVdtdhgWgDTdtdVcossinsin)(水平等速飞行段方程：WfVVWdx

19、dW已知：V)()(),(21)()(22,2WWfDLDLVVXtthaVMhVKCASxVVWWWDTSVCDMCfCSVWCWfWVVWdXdWVVWgDTdxdV/)()(运动方程：T给定，已知V0，VfxVVWgDTVVSVCDMCfCSVWCWDLDL)()(21)()(22,2)()(),(WWfVVXtthaVMhVKCASxVVWWW 计算以x为步长，直到V（或M）到给定值，或到给定距离。计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等（CAS=）起始：

20、V=250节，h=10000英尺)(),(sin)sinsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVxxfWsinsin)(21)()cos(22,2VhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCDLDL以h为步长，计算到M=Mup计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等 （CAS=）起始：V=250节，h=10000英尺以h为步长，计 算 到M=MupmaxH)(),(/sin)sinsin()arcsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVx

21、xVHfWMAXMAXDLDLHhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCsin)(21)()cos(22,2计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）经济的（推力给定）起始：V=250节，h=10000英尺以h为步长，计算到M=Mup)(),(/sin)sinsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVxxfWsin)/)(arcsin(21)()cos(22,2VhtgVhkWgDTSVCDMCfCSVWCDLDLghamVWgDTVWdhdWVVVdh

22、dxhaMVfW/)(sinsinsincos)(通过上面计算，可以预测飞行进程中的时间、燃料状况、距离、爬高结束点和下降起始点和燃油消耗情况。因此可降低飞机起飞重量和准确地结束爬高和开始下降。因为提前或推迟到爬高点，提前或推迟下降，都会增加燃料的消耗。因此，假加入性能管理这一功能，能有效地节省燃油的消耗，降低飞机飞行的成本。一、性能管理功能概述一、性能管理功能概述 二、二、“非优化非优化”飞行剖面的建立飞行剖面的建立三、性能优化技术与方法三、性能优化技术与方法四、四维飞行剖面建立四、四维飞行剖面建立五、五、 B737-800B737-800飞机性能功能介绍飞机性能功能介绍B（200）A（0）

23、C（35）燃油消耗F时间成本CFC当选取成本系数为0时，FMC就以给定航程下耗油最少为依据而计算。因为：成本系数为0，说明总运营成本中主要是燃油成本，也说明此时燃油价格最高，节省燃油消耗即可减少成本。当选取成本系数为最高值200时，FMC以给定距离航程下飞行时间最短为依据计算。此时燃油消耗只占总运营成本中很少比例，缩短飞行时间即可减少成本。FCk该曲线斜率k即为成本系数。成本系数0H（英尺）10000HCMd=MCM=CASd=CAS=250节250节R下降段巡航段爬高段250节飞机的高度剖面fWWdtdWVVdtdxVdtdhgWgDTdtdVcossinsin)(水平等速飞行段方程：WfV

24、VWdxdW已知：V)()(),(21)()(22,2WWfDLDLVVXtthaVMhVKCASxVVWWWDTSVCDMCfCSVWCWfWVVWdXdWVVWgDTdxdV/)()(运动方程：T给定，已知V0，VfxVVWgDTVVSVCDMCfCSVWCWDLDL)()(21)()(22,2)()(),(WWfVVXtthaVMhVKCASxVVWWW 计算以x为步长，直到V（或M）到给定值，或到给定距离。计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等（CAS=

25、）起始：V=250节，h=10000英尺)(),(sin)sinsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVxxfWsinsin)(21)()cos(22,2VhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCDLDL以h为步长，计算到M=Mup计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等 （CAS=）起始：V=250节，h=10000英尺以h为步长，计 算 到M=MupmaxH)(),(/sin)sinsin()arcsin(haVMhCASKVhhhhVWWWh

26、VVVxxVHfWMAXMAXDLDLHhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCsin)(21)()cos(22,2计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）经济的（推力给定）起始：V=250节，h=10000英尺以h为步长，计算到M=Mup)(),(/sin)sinsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVxxfWsin)/)(arcsin(21)()cos(22,2VhtgVhkWgDTSVCDMCfCSVWCDLDLghamVWgDTVWdhdWV

27、VVdhdxhaMVfW/)(sinsinsincos)(通过上面计算，可以预测飞行进程中的时间、燃料状况、距离、爬高结束点和下降起始点和燃油消耗情况。因此可降低飞机起飞重量和准确地结束爬高和开始下降。因为提前或推迟到爬高点，提前或推迟下降，都会增加燃料的消耗。因此，假加入性能管理这一功能，能有效地节省燃油的消耗，降低飞机飞行的成本。dtCfCJtf)(燃油成本的意义较明确，它主要由燃油价格所决定，而时间成本则包括很多因素，Ct的选取是一个复杂的过程，Ct=0时对应最省燃油轨迹，反之，Cf则对应最小时间轨迹。Ct/Cf是成本系数，其大小对生成的最优轨迹有着决定性的影响作用，它调整着飞机的飞行时

28、间，表示飞行中对时间成本的重视程度。成本指数的选取与飞行速度、飞行时间、燃油消耗及大气风力条件等有关系。gWdtdmVVdtdxVdtdhmgLTdtdVmmgDTdtdVmfW/cossincossinsincos对于垂直飞行剖面的优化，一般采用如下五阶质点运动方程：直接对上述质点运动方程应用庞特里亚金极小值原理，将会出现10阶的两点边值问题（TPBVP-Two Point Boundary Value Problem），为实时性带来困难。为此，要对飞机运动模型进行简化：奇异摄动法和能量状态法。fftWCtCJffttfftttPdtdtWCtCJ00)(fWfWfW221VghE221Vg

29、hE其后,迅速将研究将此能量状态概念应用于飞机运动模型的简化和飞行性能优化.Bryson等人在分析了民用飞机飞行特点之后认为:飞行过程中,航迹角很小,可取cos1,sin0;飞机不做大机动飞行,其法向加速度可忽略,即:如此,前述飞机状态方程中第2个法向力方程便简化为:WLTsin0dtdV对方程 求导并将第1个切向力和第3个运动学方程可合并为能量的变化方程:再忽略飞机重量的变化特性(实际优化中视其为时变参量),可得 飞机质点运动的能量状态近似模型:其状态为能量E和水平距离x,控制变量为速度V和推力T(或油门p) 。221VghEWDTVdtdE/ )(wVVdtdxWDTVdtdEcos/ )

30、(利用上面的能量近似模型，首先研究了最短时间爬升、最省燃油爬升、最大距离滑翔，给定时间最大距离飞行以及固定油门、限定燃油消耗量时的最大距离飞行等性能优化问题。随后，又将此模型推广应用到固定距离上最省燃油的轨迹优化问题，选用了以飞行距离为独立变量的能量状态方程：VVETVEdxdmWVEDVETdtdE/ ),(),(/),(),(研究表明：给定的飞行距离较长时，其次优飞行轨迹由最小燃油能量爬升，经济巡航和最大距离滑翔飞行段组成。式中：（E，V，）为对推力的比耗。fftttttfdtPdtCfCJ00)(式注1能量状态法中，还假定飞机纵向飞行剖面至多由三个飞行段组成：爬升、巡航和下降。认为飞机的

31、能量状态在爬升段单调增大 ，巡航段保持常值 ，下降段单调减少 ，如此，指标函数可改写成： fffclttttttdnupfdtPdtPddddtPJ000)(式中为巡航飞行中单位距离上的操作成本，简称巡航成本。飞机的质点运动能量状态方程为：wVVdtdxWDTVdtdEcos/ )()0( E)0(E)0( E式注2取空速V和飞机的发动机油门位置p（或推力T）为飞机运动的控制量，则上述的轨迹优化问题就归结为求状态方程式，性能指标为(式注1)的两点边值问题。为近一步简化优化计算，减少状态变量的个数，再将(式注2)引入性能指标(式注1)中，将状态变量E或x转换为性能指标泛函中的独立变量，从而将飞机状态方程的维数进一步减少为一维。下面视能量E为独立变量，x则成为飞机运动状态。将整理前式有：mgDTVVVExdEdxdEmgDTVPJwEEF/ )(cos/ )(0式注3式注4根据对各轨迹断能量变化率的假定，式注3可分解为：cffciiEEEEEEdnupfdEEPdEEPdd