飞行管理系统

1、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

2、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 (AFDSM CP、) 两 部控制显示组件 (CDU)、两部电子飞行仪表系统 (

3、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。16、2、2 飞行管理系统得功能FMS得主要功能包括导航制导、自动飞行控制、性能管理与咨询报警功 能。FMS实现了全自动导航 , 大大减轻了驾驶员得工作负担。 另外, 飞机可以在 FMS 得控制下 , 以最佳得飞行路径、最佳得飞行剖面与最省油得飞行方式完成从起飞 直到进近着陆得整个飞行

4、过程。FMS在各飞行阶段得性能管理功能 :(1) 起飞前通过 FMS得控制显示组件人工向 FMC输入飞行计划、飞机全重与外界温度。 如果飞行计划已经存入 FMC得导航数据库 , 则可直接调入。飞行计划包括起飞机 场、沿途航路点与目得机场得经纬度、高度等。(2) 起飞根据驾驶员输入得飞机全重与外界温度 ,FMC计算最佳起飞目标推力。(3) 爬升根据驾驶员得选择 ,FMC计算最佳爬升剖面。 FMC还根据情况向驾驶员提供阶 梯爬升与爬升地点得建议 ,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 , 选择最佳巡航高度与速度。结合导航 设施, 确定起飞机场至目得机场

5、得大圆航线 ,以缩短飞行距离。(5) 下降FMC根据驾驶员输入或存储得导航数据确定飞机下降得顶点。在下降阶 段,FMC确定下降速度 , 最大限度利用飞机得势能 , 节约燃油。(6) 进近FMS以优化速度引导飞机到达跑道入口与着陆点。16、2、3 飞行管理计算机系统由飞行管理计算机 (FMC)与控制显示组件 (CDU)组成。16、2、3、1 飞行管理计算机FMC就是系统得心脏 , 进行导航与性能计算并提供控制与指引指令。它由三 台微处理机、 电源组件与电池组件构成。 三台微处理器相互独立并各自带有存储 器,分别称为导航、性能与输入输出处理机。飞行管理计算机得存储器内除了 存有各种操作程序外 ,

6、还存有大量数据。这些数据就是人工或自动飞行所必须得。 按照数据得种类 , 分别存放于导航数据库与性能数据库中。FMC使用飞行组输入得飞行计划信息、 飞机系统数据与 FMC导航数据库与性 能数据库得数据计算飞机现在位置以及获得最佳飞行剖面所需得俯仰、 横滚与推 力指令。 FMC将这些指令送往自动油门、自动驾驶与飞行指引仪。地图与航路信 息被送往飞行员各自得电子水平状态指示器。 驾驶员使用电子飞行仪表系统控制 面板选择导航显示所需得信息。 使用方式控制面板选择自动油门、 自动驾驶与飞 行指引工作方式。1)FMC失去电源FMC工作需要连续得电源。 电源中断少于 10 秒钟时:水平导航与垂直导航脱 开

7、;FMC保留所有输入得数据 ;电源恢复时 ,FMC恢复正常工作在地面失去电源达 10 秒或更长时 ,电源恢复后 ,必须重新输入所有得飞行前 程序与输入值。如在空中失去电源超过 10 秒, 则水平导航与垂直导航脱开 ;FMC保留所有输 入得数据 , 且电源恢复时更改得航段页面显示 SELECTA CTIVEW PT/LEG选( 择有效 航路点/航段)信息。接通水平导航前 , 必须指示 FMC如何回到航路。选择所需得 有效航路点并以直飞或切入航道方式飞到该航路点。2)FMC失效如果飞机上安装一部 FMC,当 FMC失效 ,FMC警戒指示灯亮。装有菜单 (MENU) 页面得 CDU,显示菜单页面以选

8、择其它可用得子系统。两部电子水平状态指示器 都显示“ VTK”。水平导航与垂直导航脱开。 25至 30秒后,两个水平状态指示器 地图都会显示失效信息。如果安装两部 FMC,例如 FMC源选择电门在正常位时右 FMC失效 ,FMC警戒指 示灯与 FMC信息指示灯亮。两个草稿行内均显示 SINGLEF MCO PERATION一( 部 FMC 工作) 信息。如使用自动驾驶 B通道, 水平导航与垂直导航会脱开 ( 如选择自动驾 驶 A通道可重新接通 ) 。2530秒后, 右电子水平状态指示器地图会显示失效信息。 将 FMC源选择电门放在双左位 (BOTH ON L), 右电子水平状态指示器显示恢复。

9、如出现以上指示时右电子水平状态指示器上无“ VTK”显示 , 表明左右 FMC 数据不一致。将 FMC源选择电门放在双左位 (BOTH ON L)使两部 FMC重新同步工 作。两个草稿行内显示 DUAL FMC OP RESTOR两ED部( FMC工作恢复 )信息时, 可将 电门扳回正常位。16、2、3、2 控制显示组件控制显示组件就是机组与飞行管理计算机之间得接口 , 就是进行人机交流 得部件,如图 162。 飞行组可用任意一部 CDU向FMC输入数据,但应避免同时在两台 CDU上进行输入。两部 员可独立控制各自 CDU得实装有备用导航系统 CD飞行管理计算机使用导发光得按键面板通告器备用方

10、式工作。 AN/CDU得 在 FMC失效时可作自为保持备螺份钉。 性基准系统得位置导航。算信息 , 但每位飞行使用内部得计算机以于 FMC并联工作或AN/CDU通常仅根据惯16、3 FMS 导航功能16、3、1 导航功能执飞行管理系统得导航功能用来完成飞机横向剖面得飞行管理 , 引导飞机按预 定航线飞达目得地。 包括自动选择导航台与自动调谐 ; 从起飞机场开始 , 根据要飞 抵得目得地选择航线 ; 确定离目得地或某个要飞越航路点得距离 ; 预定到达时间、 速度等。飞行管理系统依赖导航设备为导航功能提供飞机当前位置得原始测量数导航方式很多 ,例如自主式导航、推测导航、无线电导航等 ,这些方式都可

11、为 飞行管理系统所采用。但飞行管理系统主要采用无线电导航。16、3、2 导航数据库导航数据库就是为飞机从起飞到着陆整个过程都具备自动导航能力而设计 得, 它存放了整个区域得导航信息。 FMC包含两组导航数据 , 每组得有效期为 28 天。数据库通过数据装载机装入飞机得 FMC。各组数据与导航图正常得修订周期 相同。FMC使用有效得那一组数据进行导航计算。导航数据库得内容定期更新并 在当前数据失效前传送到 FMC中。主要信息包括 :(1) 导航台导航台标识、位置、频率、海拔高度、标记与类型。 ( 2) 机场机场位置、跑道长度、跑道方位、机场标高与导航设备信息 等。(3) 航路航路数据包括航路类型

12、、 高度、 航向、 航段距离与航路点说明 等。(4) 公司航路(5) 标准仪表离场 (SIDS)(6) 标准终端进场航路 (STARS)(7) 程序转弯与等待(8) 等待航线(9) 复飞(10) 进近程序(11) 进近与离场转变(12) 终端登机门16、3、3 导航性能(1) 实际导航性能 (ANP)实际导航性能 (ANP)就是 FMC对自身定位水平得预计。实际导航性能以 95% 得准确性预计最大位置误差。也就就是说 ,FMC95%确定飞机得实际位置在以 FMC 位置为中心以实际导航性能值为半径得圆圈内。实际导航性能值越小 ,FMC 位置 预算得准确性越高。(2) 要求导航性能 (RNP) F

13、MC给起飞、航路飞行、越洋飞行、航站飞行与进近阶段提供默认得要求导 航性能值。如需要 , 飞行组可输入一个特殊得要求导航性能值。已建立并公布世 界范围内各区域得特定要求导航性能值。实际导航性能不得低于要求导航性能。16、4 FMS 性能管理性能管理主要就是指在飞行全程 , 计算按某种性能指标或某几种性能指标得 组合达到最优而确定得垂直预选航迹。这些指标包括 : 燃油最省、成本最小、时 间最短等。具体得方式如时间最短爬升、最大爬升梯度爬升、远程巡航、最低成 本续航等。详细内容参见 飞行性能工程 。16、4、1 性能数据库性能数据库就是性能管理得基础。 为了完成性能优化计算 , 例如在巡航阶段 ,

14、 要知道飞机得升力特性、极曲线、发动推力与燃油消耗率之间得关系等, 另外还需要知道飞机制导数据。所以性能数据库得内容一般包括 :1) 飞机部分(1) 机翼面积(2) 发动机台数(3) 飞行包线(4) 升力特性曲线(5) 飞机极曲线(6) 飞机各种重量2) 发动机部分(1) 燃油消耗特性曲线(2) 推力特性曲线(3) 飞行各阶段性能数据(4) 飞行控制模态数据16、 4、2 推力管理自动油门根据飞行组在方式控制面板得输入或自动得 FMC指令工作。对 B737 300在 CDU得 N1(发动机低压转子转速 )限制页可选择基准推力。 垂直导航方式 接通时 ,FMC自动指令油门。16、4、2、1 预选

15、基准推力计算FMC为下列各方式计算预选基准推力 :(1) 起飞(2) 减功率起飞(3) 假设温度起飞(4) 爬升(5) 减推力爬升(6) 巡航(7) 连续(8) 复飞。推力基准方式根据相应飞行阶段自动转换。 选择得推力基准方式显示在推力 方式显示。在具有自动减推力功能得飞机上 , 飞行组可输入减推力参数。指定飞机从起 飞推力过渡到爬升推力得高度。 该高度可在起飞机场上方 400 英尺到平均海平面 高度 15000英尺范围之内。默认值为起飞机场上方 1500 英尺。16、4、2、2 减推力起飞减推力起飞可降低 EGT并延长发动机使用寿命。 只要性能限制与减噪音程序 允许, 任何时候都可使用。(1

16、) 减功率法可在起飞基准页面或 N1 限制页选择固定得减功率。飞机飞行手册提供 了这些减功率得性能数据。选择减功率起飞时 ,推力设置参数被视为起飞限制值 ; 因此, 除非紧急情况 , 否则不得进一步前推推力手柄。(2) 假设温度法用假设温度法可进一步减小减功率起飞得功率。 假设温度减推力起飞就是通 过使用高于实际温度得假设温度获得小于全额定推力得起飞推力。 在起飞页面 1 或 2 或 N1 限制页面或起飞基准页面 2 输入选择温度可获得所需得起飞推力。批准得最大减推力就是低于额定功率 25%。当存在影响刹车得情况 , 如跑道 上有半融雪、雪或冰或存在潜在风切变 , 不得使用假设温度减推力。假设

17、温度减 推力设置不应视为一个限制值。 可以取消假设温度减推力。 如遇到需要增加推力 得情况, 飞行组可以人工使用全推力。16、4、2、3 减推力爬升可在 CDU得 N1限制页面选择两个固定爬升减推力值。 CLB1（爬升 1） 使用减 少 3%得爬升限制 （推力约减 10%）。CLB2（爬升 2）使用减少 6%得爬升限制 （推力约 减 20%）。到 15000 英尺, 爬升减推力值逐渐增至爬升全推力。巡航时 ,推力基准 自动变为巡航推力。可在 N1 限制页人工选择推力基准。使用假设温度减推力起飞或减功率起飞会影响爬升减推力值得自动选择。 爬 升使用减推力可减少发动机维护成本 , 但增加总航程燃油

18、。16、4、3 燃油监控如发动机起动后燃油流量数据变为无效 , 则 CDU显示 VERIFYG WA NDF UEL（证 实全重与燃油 ）, 燃油值被虚线替换。即使燃油数据丧失 , 垂直导航仍继续工作。 FMC使用上一次有效得燃油量进行性能预测。 驾驶员应将预测得燃油重量输入性 能起始页 , 并在剩余得航段中对燃油重量定时更新以保持全重值最新。FMC监控机上总量燃油。如 FMC预计到达目得地时燃油总量低于 2000 磅（900 公斤）,CDU出现 INSUFFICIENT FUEL燃（ 油不足 ）信息。如到达目得地时剩余燃油 低于性能起始页面输入得备份油量 ,显示USING RSV FUEL使

19、（用备份燃油 ）信息。FMC根据爬升、巡航与下降过程中起落架与襟翼收上条件计算燃油预计值。 任何起落架与 / 或襟翼放出得延长飞行都需增加燃油且不会在 FMC燃油预计值页 面正确显示。16、5 FMS 制导制导就是飞机沿预选轨迹飞行时受到扰动或导航不确定性引起偏离预选轨 迹后作出得一种决策。制导过程 :计算航迹偏角 ,产生操纵指令 ,送到飞行控制系 统得自动驾驶仪、飞行指引、与自动油门系统 ; 由其内部得飞行控制与自动油门 计算机产生实际得操作面控制指令与自动油门推力指令 , 操纵飞机保持在预选得 飞行剖面上 , 以实现对飞机得飞行路径得自动控制。 制导又分为侧向指导 （又称水 平或横向制导

20、） 与垂直制导。16、 5、1 垂直制导垂直制导就是按照一定得控制律对垂直面内实际航迹相对预选航迹偏差进 行控制。对于垂直导航 , 计算项目包括耗油量数据、最佳速度与建议得高度。使 用巡航高度与穿越高度限制计算垂直导航指令。以所需到达时间(RTA)方式工作时,计算得内容包括所需速度、 起飞时间与航路进程信息。 垂直制导接通后 , 飞行 管理计算机提供速度与升降率指令 , 控制飞机沿预选得纵向路径飞行。16、 5、2 水平制导水平制导就是按照一定得控制律对水平面内实际航迹相对预选航迹偏差进 行控制。由于航线飞行分为 : 大圆航线飞行与等角航线飞行。沿大圆航线飞行 , 完成飞行任务得经过得地面距离

21、最短 ,就是一种最常用得航线飞行方式 ; 等角航 线就是指航线角不变得航线。因此根据控制规律不同 , 水平制导也分为大圆航线 飞行制导与等角航线飞行制导。当水平制导接通 , 飞行管理计算机提供航向控制 指令, 控制飞机沿预选航路飞行。16、5、3 制导模块与其它模块得关系制导模块与其她模块得关系如图 163。图 163 制导模块与其它模块得关系16、5、4 制导相关控制模态制导任务得完成需要有飞行控制系统必要得控制模态得支撑。例如 Sperry 公司得飞行控制系统 SP177共有 27个模态,分为纵向与侧向模态。1) 纵向主要包括 :(1) 俯仰角控制 (保持) 模态(2) 速度跟踪模态使用升

22、降舵控制速度(3) 速度跟踪加速模态用于升降舵控制速度得加速(4) 高度截获模态实现过载限制与高度平滑过渡(5) 高度保持模态用于给定高度得保持 ,如巡航状态 , 当高度误差与升降速 度小于一定得值后就切入此模态。(6) 自动油门杆速度控制模态用于油门杆控制速度得速度跟踪2) 侧向主要模态包括 :(1) 协调转弯控制模态(2) 姿态保持模态(3) 航向保持模态(4) 轨迹控制模态用于控制侧向偏离(5) VOR 台截获模态用于截获 VOR导航台(6) VOR 台保持航线模态根据 VOR台信息进行航线保持(7) VOR 过台模态用于飞机通过 VOR台时得控制16、 5、5 四维制导在三维轨迹得基础

23、上增加时间基准进行制导 , 将飞行时间作为控制得目标之 一即形成四维制导。如果预定航线 (三维轨迹 )不得改变时 ,用改变飞行速度来实 现四维制导。飞行速度得变化受飞机性能得制约。当航路结构不受约束时 , 四维 制导可由改变飞行轨迹与改变飞行速度两个因素来实现。16、6 FMS 咨询报警飞行员可以通过控制显示组件获得许多有用得咨询信息 , 例如与飞行剖面有 关得信息、与性能有关得信息、系统故障等信息。另外 , 飞行管理系统具有向飞 行员自动报警得能力 , 例如自动发出风切变、近地警告等告警信息。16、7 B737300 飞行管理系统使用介绍11、7、1 概述接通电源后 ,飞行管理系统处于飞行前

24、阶段。 一个阶段完成后 , 飞行管理系统 自动转换到下一个阶段。16、7、1、1 飞行前在飞行前阶段向 CDU输入飞行计划与舱单资料。 飞行计划规定了从起飞机场 到目得地机场得飞行航路并预设水平导航。 飞行计划与舱单资料提供性能信息以 预设垂直导航。1) 飞行前输入得数据要求输入得飞行前信息包括 :(1) 起始位置(2) 飞行航路(3) 性能数据(4) 起飞数据可选择输入得飞行前数据包括 :(1) 导航数据库(2) 标准仪表离场(3) 标准终端进场(4) 所需到达时间数据(5) 巡航风(6) 减推力起飞与爬升限制2) 飞行前页面 如图 164。图 164 飞行前页面顺序正常得飞行前页面顺序就是

25、根据每个 CDU页得页面提示进行得。 FMC开始工 作时得正常页面就是识别页。飞行前输入流程图按以下顺序排列 :(1) 识别页(2) 位置起始页(3) 航路页(4) 离场页(无自动提示 )(5) 性能起始页(6) N1 限制页(7) 起飞基准页在每个飞行前页面输入与检查必要得数据后 , 按压最右下方得行选键选择下 一页。完成 FMC飞行前程序要求将数据输入到所有必须输入数据得位置 , 将每个 要求得或可选择得数据项目输入具体得飞行前页面 , 以确保获得最准确得性能。 完成所有要求得飞行前输入后 , 起飞基准页得飞行前状态提示不再显示。16、7、1、2 起飞爬升1) 概述起飞阶段从选择起飞 /复

26、飞开始,直到减推力高度 (通常在此选择爬升推力 )。 爬升阶段从减推力高度开始 ,直到爬升顶点。在爬升顶点 ,飞机到达性能起始页所 输得巡航高度。选择爬升推力时 , 起飞阶段自动转换到爬升阶段。 爬升阶段持续到爬升顶点 , 从此处开始巡航阶段。在这些阶段中 , 通常使用以下各页面 :(1) 起飞基准页对离场跑道作最后改变(2) 离场页对标准仪表离场作最后改变(3) 爬升页修改爬升参数与监控飞机爬升性能(4) 航段页修改航路并监控航路进程(5) 进程页监控飞行全进程(6) N1 限制页选择备用爬升推力限制(7) 离场/ 进场索引页在返航时选择进近程序。2) 起飞阶段对离场跑道与标准仪表离场作最后

27、改变时 , 必须相应修改起飞基准与离场页 使其一致。按压起飞 /复飞电门时 ,根据正确得起飞参数 ,FMC指令选择得起飞推 力。在起飞滑跑过程中 ,自动油门指令推力 ,FMC指令加速到 +15与+25海里/小时 之间。高度 400 英尺可接通水平导航并提供航段飞行得横滚指示。 收襟翼后可接 通垂直导航以控制爬升剖面。3) 爬升阶段垂直导航指令加速到 :(1) 250 海里/ 小时;(2) 航路点速度限制或与起飞机场相关得速度限制 , 以二者中限制更严格者 为准。在减爬升推力点 , 在具有自动减推力功能得飞机上 ,FMC指令减小推力至选 择得爬升推力。穿越 10,000 英尺时,垂直导航指令加速

28、至经济爬升速度 , 并保持 到至进入巡航阶段。如航路点速度限制低于目标速度 , 速度限制优先。爬升过程中 , 垂直导航遵守航段页航路点高度与速度限制。暂时改平到飞越 高度限制时 , 飞机保持当前得指令速度。预计爬升速度剖面将违反航路点高度限制时,FMC 显示 CDU草稿行信息UNABLEN EXTA LTITUDE(无法达到下一高度 ) 。此时必须人工选择一个不同得速度 剖面以提供更陡得爬升角度。如选择了爬升 1 或爬升 2 减功率, 在爬升得最初阶 段保持这个减功率。高度 15,000 英尺时增加到最大爬升推力。16、7、1、3 巡航巡航阶段从爬升顶点开始 , 直到下降顶点。飞机到达爬升顶点

29、时 ,巡航阶段自 动开始。巡航中 ,FMC得主要页面有 :(1) 航段页(2) 进程页(3) 巡航页使用航段页管理航路限制并修改航路。 进程页显示飞行进程信息。 所需到达 时间得要求也同时显示在进程页。 巡航页显示垂直导航相关信息。 其它页面包括 :(1) 位置基准页证实 FMC位置 ;(2) 位置漂移页允许从不同位置基准中选择认可得一个 ;(3) 航路数据页显示航段页每个航路点得进程数据 , 显示巡航航路点得风 向/ 风速;(4) 基准导航数据页显示有关航路点、助航设备、机场或跑道得信息 ;(5) 水平偏置页允许选择航路偏置 ;(6) 定位点信息页显示有关航路点得信息 , 并可用来增加新得航

30、路点与定 位点;(7) 选择所需航路点页允许从重名航路点中选择所需得航路点 ;(8) 导航状态页显示可用得助航设备信息。在爬升顶点由爬升过渡到巡航与在下降顶点由巡航过渡到下降时 , 页面自动 转变。16、7、1、4 下降与进近1) 概述下降阶段从下降顶点开始 , 到下降终点结束。下降阶段得计划在巡航阶段开 始。进近阶段从下降终点开始 ,持续到接地或复飞。 飞行中得各个阶段 ,备降场都 可用且能在任何时候更新。在下降顶点由巡航过渡到下降时 , 自动转换至下降 / 进近方式页。2) 下降下降中, 可在航段与进程页管理水平导航进程。垂直导航下降管理主要在下 降页完成。也可在下降预报页输入预报风向 /

31、 风速以帮助完善下降计划。在巡航中,下降页用于监控、修改或选择下降航径。 下降方式包括经济航径、 经济速度、人工航径与人工速度方式。默认得垂直导航下降方式就是经济航径。 航径方式下降时 , 飞机遵守飞行计划中得高度与速度限制沿垂直航径飞行。速度 方式下降时 , 飞机以固定得速度飞行并遵守飞行计划中得高度与速度限制。3) 进近进近过程中 , 水平导航与垂直导航引导通常过渡到无线电导航提供得进近引 导。 FMC继续计算与显示当前位置 , 并能在不使用无线电导航时为某些进近类型 提供水平导航与垂直导航进近引导。在其它得进近引导有效之前 , 使用航段与进程页管理飞行。用于进近得其它 页面有:(1) 进近基准页选择进近基准速度 VREF;(2) 进场页选择所需得进场与进近程序 ;(3) 等待页管理等待航线 , 可以在任何飞行阶段使用。在进场页可选择目得地机场得进近、标准终端进场航路与进场过渡程序, 还可以检查选择得非目得地机场得有关信息。16、7、1、5 飞行完成着陆后, 在飞行完成阶段清除有效飞行计划与舱单数据。有些飞机飞行前数 据内容恢复为默认值供下一次飞行使用。