《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》課件合集

《民航飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)》?精品課件合集自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)概述第一章目 錄CONTENTS1自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)23自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的功用4有關(guān)飛行控制自動(dòng)化的爭(zhēng)議自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展第1節(jié)1.1

自動(dòng)駕駛儀“陀螺駕駛儀”：功用是保持飛機(jī)的穩(wěn)定平飛，即穩(wěn)定飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)。自動(dòng)駕駛儀中的測(cè)量元件（陀螺）從氣動(dòng)陀螺發(fā)展為電動(dòng)陀螺。自動(dòng)駕駛儀中的伺服系統(tǒng)由過(guò)去的氣動(dòng)-液壓式發(fā)展為全電動(dòng)式。自動(dòng)駕駛儀中控制信號(hào)的處理與放大組件從機(jī)電放大器、磁放大器發(fā)展為電子管、半導(dǎo)體、集成電路以及微處理器和數(shù)字化。由于通用航空飛機(jī)和大型運(yùn)輸客機(jī)對(duì)自動(dòng)飛行的要求不同，因而自動(dòng)駕駛儀的類(lèi)型多種多樣，其發(fā)展極不平衡。在單發(fā)私人小飛機(jī)上，可能只用到單獨(dú)的“橫滾穩(wěn)定系統(tǒng)”或“機(jī)翼改平系統(tǒng)”，而大型客機(jī)卻有從起飛至接地和滑行的全自動(dòng)系統(tǒng)。1.2

從自動(dòng)駕駛儀到自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和信息綜合化技術(shù)的發(fā)展，數(shù)字式的

AFCS

開(kāi)始和飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)（FMCS）結(jié)合工作。在飛行管理計(jì)算機(jī)統(tǒng)一管理下的自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)和自動(dòng)油門(mén)配合，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的自動(dòng)控制和對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的自動(dòng)控制。飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)的功能如下：飛行計(jì)劃性能管理導(dǎo)航計(jì)算對(duì)

VOR/DME

自動(dòng)調(diào)諧自動(dòng)油門(mén)速度指令1.2

從自動(dòng)駕駛儀到自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)圖中的

IRS

是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，其主要作用是為飛行管理計(jì)算機(jī)系統(tǒng)提供位置信號(hào)，并為自動(dòng)駕駛儀提供姿態(tài)和航向信號(hào)。其中：——

整體的FMS工作條件：水平導(dǎo)航和垂直導(dǎo)航接通--

-

-單獨(dú)工作在飛行管理計(jì)算機(jī)統(tǒng)一管理下的自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)和自動(dòng)油門(mén)1.3

電傳飛行控制系統(tǒng)電傳飛行控制也稱(chēng)電傳操縱，意為駕駛員指令飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，而不是指令舵面偏轉(zhuǎn)。AFCS依靠機(jī)械連接推動(dòng)舵面，飛機(jī)的響應(yīng)運(yùn)動(dòng)需由駕駛員通過(guò)儀表感知后改變自己桿上的操縱，因而駕駛員進(jìn)入了飛行控制回路FBW靠桿上傳感器的電信號(hào)和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)傳感器的反饋信號(hào)疊加后操縱舵面和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，駕駛員不進(jìn)入飛行控制回路，在自動(dòng)飛行方式下兩者無(wú)多大差別。FBW

和AFCS

之間的不同在于：駕駛員扶桿操縱時(shí)1.4

光傳飛行控制系統(tǒng)為了防止電磁干擾傳輸信號(hào)，F(xiàn)BW

采用雙絞線和屏蔽接地等技術(shù)，但尚不能完全抑制意外的電磁和電擊干擾，在此問(wèn)題上光傳輸具有極好的防護(hù)性能。國(guó)外主要飛機(jī)使用自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的情況1.5

自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展方向在管制員駕駛員數(shù)據(jù)鏈通信（CPDLC）即將在飛機(jī)上推廣使用的今天，有人提出為使民用飛機(jī)進(jìn)一步自動(dòng)化，應(yīng)該使機(jī)載計(jì)算機(jī)能夠讀出地面空中交通管制（ATC）的指令，并轉(zhuǎn)化為選定飛行路徑和速度的駕駛指令交給

AFCS

去執(zhí)行。這是一個(gè)外回路指令生成問(wèn)題，屬于

FMC的工作，也是自動(dòng)化飛行的發(fā)展方向。自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)第2節(jié)2

自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的分系統(tǒng)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的功用第3節(jié)3.1

實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)飛行飛機(jī)的自動(dòng)飛行控制就是利用一套專(zhuān)門(mén)的系統(tǒng)，在無(wú)人參與的條件下，自動(dòng)操縱飛機(jī)按規(guī)定的姿態(tài)和航跡飛行，通常可以實(shí)現(xiàn)沿飛機(jī)三軸姿態(tài)角和飛機(jī)在

3

個(gè)方向空間位置的自動(dòng)穩(wěn)定和控制。采用自動(dòng)飛行的優(yōu)點(diǎn)如下:長(zhǎng)距離飛行時(shí)解除飛行員的疲勞，減輕飛行員的勞動(dòng)負(fù)荷。在某些壞天氣或復(fù)雜的氣象條件下，飛行員難于精確控制飛機(jī)的姿態(tài)和軌跡時(shí)，自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)和軌跡的精確控制。當(dāng)氣象條件比較復(fù)雜，飛行員難于合理地操縱進(jìn)近著陸階段時(shí)，可以由自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)精確地完成進(jìn)近和著陸的機(jī)動(dòng)飛行。3.2

改善飛機(jī)的性能一般來(lái)說(shuō)，飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)是由飛機(jī)自身的空氣動(dòng)力特性和發(fā)動(dòng)機(jī)的特性決定的。但是，隨著飛行高度和飛行速度的增加，飛機(jī)自身的特性會(huì)變壞?，F(xiàn)代飛機(jī)上常用的增穩(wěn)系統(tǒng)或阻尼系統(tǒng)也是一種控制系統(tǒng)，但它不是用來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的自動(dòng)飛行控制，而是用來(lái)改善飛機(jī)的某些特性，實(shí)現(xiàn)所要求的飛行品質(zhì)的。這類(lèi)系統(tǒng)雖然不能實(shí)現(xiàn)自動(dòng)飛行控制，但仍用于飛行控制，所以，它們也是自動(dòng)飛行不可缺少的組成部分有關(guān)飛行控制自動(dòng)化的爭(zhēng)議第4節(jié)4.1

關(guān)于自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)化程度的爭(zhēng)議高度自動(dòng)化使駕駛員在空中減少工作負(fù)荷，并過(guò)分空閑，造成惰性，從而喪失警覺(jué)性。由于駕駛員知識(shí)水平不夠且訓(xùn)練不太充分，駕駛員對(duì)飛行自動(dòng)化的理解較膚淺，容易造成對(duì)某些飛行自動(dòng)化的曲解和誤操作。輸入方式不再是通過(guò)分立的專(zhuān)用電門(mén)、旋鈕、手柄，而統(tǒng)一由方式控制板（MCP）和/或控制顯示組件（CDU）實(shí)現(xiàn)，容易發(fā)生輸入差錯(cuò)，這種差錯(cuò)將造成重大危害；應(yīng)急情況下容易慌神，更易輸錯(cuò)或使人機(jī)接口脫節(jié)，無(wú)法輸入控制。人機(jī)接口關(guān)系上曾提出過(guò)一些正面教學(xué)的觀點(diǎn)：自動(dòng)飛行方式過(guò)多，在某些方式的自動(dòng)過(guò)渡中易使駕駛員模糊或誤解。某些駕駛員過(guò)分依賴(lài)自動(dòng)化，造成盲目的安全感而導(dǎo)致意外失控。駕駛員長(zhǎng)期依靠自動(dòng)化系統(tǒng)而缺乏手動(dòng)操縱實(shí)踐，技術(shù)熟練程度逐漸下降和荒廢，當(dāng)出現(xiàn)某些意外時(shí)，將手足無(wú)措，不能操縱改出。4.1

關(guān)于自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)化程度的爭(zhēng)議駕駛員和

CDU

打交道太多，下視時(shí)間太久，影響了平視和對(duì)外部環(huán)境的感知。玻璃駕駛艙中，存在兩套顯示部件、兩套側(cè)桿，正副駕駛員職責(zé)劃分上如何分工協(xié)調(diào)，兩人的操作意圖如何充分交流、互相理解，這里留下的空隙往往是引起事故的緣由之一。人機(jī)接口關(guān)系上曾提出過(guò)一些正面教學(xué)的觀點(diǎn)：信息量加大，輸入/輸出數(shù)據(jù)量加大，一方面減少了駕駛員體力負(fù)荷，另一方面增加了駕駛員對(duì)信息讀取理解、判斷決策上的腦力負(fù)荷，使得心理負(fù)荷更為沉重。駕駛員成為管理員，脫離了對(duì)飛機(jī)的實(shí)時(shí)控制，靠編程計(jì)劃去實(shí)現(xiàn)飛行，對(duì)飛行中實(shí)時(shí)空情察覺(jué)的把握程度降低了，一旦發(fā)生意外，就不能立即進(jìn)入角色。4.1

關(guān)于自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)化程度的爭(zhēng)議爭(zhēng)議的一般結(jié)論認(rèn)為：設(shè)計(jì)

AFCS

的前提是為保證飛行任務(wù)圓滿(mǎn)完成，達(dá)到安全指標(biāo)和經(jīng)濟(jì)效益，并不是單純?nèi)プ非蟾叨茸詣?dòng)化。注意人機(jī)接口上的安排，遵照人的因素和工效學(xué)原則，考慮到駕駛員的理解和接受程度，設(shè)計(jì)中要盡可能降低復(fù)雜性，由于

AFCS

飛行工作方式過(guò)多，所以要在

EFIS

屏幕的明顯位置顯示自動(dòng)飛行的工作方式，防止駕駛員不能很好地感知生效工作方式，造成互相矛盾的誤操作或操縱不當(dāng)。加強(qiáng)對(duì)駕駛員的訓(xùn)練，通過(guò)訓(xùn)練充分掌握自動(dòng)飛行的機(jī)理和應(yīng)急處理程序。總之，討論肯定了飛行自動(dòng)化深入發(fā)展，以提高飛機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和飛行品質(zhì)的必要性。這些都有利于緩解駕駛員操作緊張和疲勞，有利于飛行安全。4.2

關(guān)于

FBW

是否需要機(jī)械連接作備份的爭(zhēng)議這個(gè)問(wèn)題起源于空客和波音兩大公司對(duì)

FBW

原理認(rèn)識(shí)上的差異。通過(guò)時(shí)間的考驗(yàn)，

證明了FBW是安全的，多余度電傳或光傳鏈接的可靠性在某些場(chǎng)合并不低于機(jī)械連接，特別對(duì)大尺寸飛機(jī)來(lái)說(shuō)，超長(zhǎng)度機(jī)械連接很不利。對(duì)于謹(jǐn)慎設(shè)計(jì)的利用側(cè)桿控制的FBW

已被普遍接受。國(guó)內(nèi)某些專(zhuān)家也認(rèn)為，由于電傳操縱系統(tǒng)具有機(jī)械操縱系統(tǒng)無(wú)法比擬的優(yōu)點(diǎn)，故電傳操縱系統(tǒng)已成為民用飛機(jī)操縱系統(tǒng)的發(fā)展方向。謝謝聆聽(tīng)Thank

You！空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)知識(shí)第二章目 錄CONTENTS1引言2國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣飛機(jī)升力的產(chǎn)生原理5飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性氣體流動(dòng)的基本概念和基本方程34引言第1節(jié)1

引言空氣動(dòng)力學(xué)是研究飛機(jī)和空氣做相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)（飛機(jī)在靜止空氣中運(yùn)動(dòng)或空氣流過(guò)靜止不動(dòng)的飛機(jī)），空氣的運(yùn)動(dòng)規(guī)律及空氣作用在飛機(jī)上的力和力矩的規(guī)律的學(xué)科。在這種相對(duì)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，空氣作用在飛機(jī)上的力叫作空氣動(dòng)力。它的大小和變化規(guī)律與飛機(jī)外形、飛行姿態(tài)、飛行速度和飛行高度有密切的關(guān)系。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣第2節(jié)2

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣所謂國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（International

Standard

Air，ISA），就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛行的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國(guó)際民航組織（International

Civil

Aviation

Organization，ICAO）制訂，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣物理特性的平均值為依據(jù)建立的。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣假設(shè)重力加速度為恒定值，包括如下規(guī)定：海平面高度為

0

m。海平面氣溫為

288.15

K，或15℃或

59℉。海平面氣壓為

1

013.2

hPa（百帕）或

29.92inHg（英寸汞柱）海平面聲速為

661

kt。對(duì)流層高度為

11

km（36

089

ft）。對(duì)流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)溫度遞減率為每增加

1

000

m

溫度遞減

6.5℃，或每增加

1

000

ft

溫度遞減2℃；從11

km

到

20

km

之間的平流層底部氣體溫度為常值：－56.5℃

或

216.65K。氣體流動(dòng)的基本概念和基本方程第3節(jié)3.1

流線和流線譜流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。流線具有不可能相交，不可能分叉的特點(diǎn)。流線的集合稱(chēng)為流線譜，流線所圍成的管狀曲面稱(chēng)為流管。流線譜和流管3.2

流體的連續(xù)性定理連續(xù)性定理的表述為：流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)流管任意截面的流體質(zhì)量相等。流過(guò)截面

1（面積為

S1，流速為

v1，密度為ρ1）和流過(guò)截面2（面積為

S2，流速為

v2，密度為ρ2）的流體的質(zhì)量相等。即連續(xù)性方程為：S1v1

ρ

1=S2v2

ρ

2=常量當(dāng)流體低速流動(dòng)時(shí)，空氣密度不變，

ρ

1=

ρ

2則：S1v1=S2v2即截面大的地方，流速小；截面小的地方，流速大。流速大小與截面面積成反比。流體的連續(xù)性定理3.3

流體的伯努利定理空氣穩(wěn)定流動(dòng)時(shí)，主要有

4

種能量：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。根據(jù)能量守恒定律，應(yīng)有：動(dòng)能+壓力能+熱能+重力勢(shì)能=常量當(dāng)空氣低速流動(dòng)時(shí)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。因此，沿流管任意截面上有：

動(dòng)能+壓力能=常值伯努利定律可以表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動(dòng)壓和靜壓之和保持不變。由此可見(jiàn)，流速大，動(dòng)壓大，靜壓就??；流速小，動(dòng)壓小，靜壓就大。當(dāng)流速減小到零，靜壓增加到最大，等于總壓。流體的伯努利定理飛機(jī)升力的產(chǎn)生原理第4節(jié)4.1

機(jī)翼的形狀和機(jī)翼的基本參數(shù)3—后緣；4—翼弦。翼型機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀和剖面形狀，它是影響機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能的主要因素。機(jī)翼的剖面形狀（翼型）機(jī)翼的剖面形狀是指沿著與機(jī)身縱軸平行的方向剖開(kāi)來(lái)的剖面形狀（通常也稱(chēng)為“翼型或翼剖面”）1—上、下表面；2—前緣；翼剖面最前端的一點(diǎn)稱(chēng)為“前緣”，最后端的一點(diǎn)稱(chēng)為“后緣”，機(jī)翼前緣與后緣之間的連線稱(chēng)為“翼弦”，也稱(chēng)為弦線。翼弦4.1

機(jī)翼的形狀和機(jī)翼的基本參數(shù)迎

角相對(duì)氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之間的夾角，稱(chēng)為迎角，用α表示。相對(duì)氣流方向指向翼弦下方為正迎角，相對(duì)氣流方向指向翼弦上方為負(fù)迎角，相對(duì)氣流方向與翼弦平行為零迎角。飛行中飛行員可通過(guò)前后移動(dòng)駕駛桿來(lái)改變飛機(jī)的迎角。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。迎角4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理升力的定義飛機(jī)在空中飛行時(shí)，相對(duì)氣流流過(guò)飛機(jī)，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力。飛機(jī)各部分所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力的總和，叫作飛機(jī)的總空氣動(dòng)力，通常用

R

表示。將飛機(jī)的總空氣動(dòng)力

R

分解為垂直于飛行速度（相對(duì)氣流）方向和平行于飛行速度（相對(duì)氣流）方向的兩個(gè)分力。垂直于飛行速度方向的分力叫升力，用

L

表示。平行于飛行速度方向的分力叫阻力，用

D表示。飛機(jī)的總空氣動(dòng)力、升力和阻力4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理翼型的壓力分布在描述機(jī)翼的壓力分布時(shí)，通常將機(jī)翼上各點(diǎn)的靜壓（p）與大氣壓（p0）進(jìn)行比較。翼面各點(diǎn)靜壓（p）與大氣壓（p0）之差稱(chēng)為剩余壓力，即?p＝p－p0如果翼面上某點(diǎn)的靜壓高于大氣壓，則?p

為正值，叫作正壓；如果翼面上某點(diǎn)的靜壓低于大氣壓，則?p

為負(fù)值，稱(chēng)為吸力（或負(fù)壓）。吸力和正壓可以用矢量來(lái)表示，矢量方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外，表示吸力（負(fù)壓）；箭頭指向翼面，表示正壓。矢量箭頭的長(zhǎng)度表示吸力或正壓的大小。將各點(diǎn)矢量的外端用光滑的曲線連接起來(lái)，就得到了矢量表示的機(jī)翼壓力分布圖。機(jī)翼壓力分布的矢量表示法4.2

機(jī)翼上升力的產(chǎn)生原理升力公式機(jī)翼上產(chǎn)生的升力可用下面的公式來(lái)計(jì)算：CL為升力系數(shù)，主要取決于迎角和翼型的形狀，與動(dòng)壓（流速）無(wú)關(guān)，由試驗(yàn)取21

2得；S

為機(jī)翼面積；ρ為空氣密度；v

為氣流速度； ρv

表示動(dòng)壓。飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性第5節(jié)5.1

升力特性飛機(jī)的升力特性是指飛機(jī)升力系數(shù)的變化。在中小迎角范圍，由于氣流與全部機(jī)翼表面接觸，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大而線性增大。當(dāng)迎角增加到一定范圍時(shí)，隨著迎角增大，氣流開(kāi)始從機(jī)翼后緣分離，升力系數(shù)增大的趨勢(shì)減緩，呈曲線增大。飛機(jī)的升力系數(shù)曲線5.2

阻力特性飛機(jī)的阻力特性是指飛機(jī)的阻力變化規(guī)律。阻力系數(shù)隨迎角的增大而一直增大，近似于拋物線規(guī)律。在中小迎角范圍，迎角增大，阻力系數(shù)增加緩慢。迎角較大時(shí)，隨迎角增大，阻力系數(shù)增加較快。接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)，阻力系數(shù)急劇增大。某型飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線5.3

升阻比特性升阻比是在相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。升阻比大，說(shuō)明在同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對(duì)飛行越有利。升阻比存在一個(gè)最大值，此時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角稱(chēng)為最小阻力迎角（亦稱(chēng)有利迎角）。從零升迎角到最小阻力迎角，迎角增大，升阻比增大。到最小阻力迎角，升阻比最大。超過(guò)最小阻力迎角，迎角增大，升阻比減小。在迎角超過(guò)臨界迎角后，升阻比急劇降低。某機(jī)型的升阻比曲線謝謝聆聽(tīng)Thank

You！飛機(jī)操縱的基本原理第三章目 錄CONTENTS1飛機(jī)的主要組成及各組成部件的功用2飛機(jī)的操縱系統(tǒng)飛機(jī)的主要組成及各組成部件的功用第1節(jié)1

飛機(jī)的主要組成及各組成部件的功用機(jī)翼——機(jī)翼的主要作用是產(chǎn)生升力，也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。機(jī)身——機(jī)身的主要作用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設(shè)備。尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。起落裝置——起落裝置主要用來(lái)支撐飛機(jī)，用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放飛機(jī)。動(dòng)力裝置——?jiǎng)恿ρb置主要用來(lái)產(chǎn)生拉力或推力，使飛機(jī)前進(jìn)。飛機(jī)的主要組成飛機(jī)的操縱系統(tǒng)第2節(jié)2.1

飛機(jī)的

3

個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸及繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)縱軸（OX）飛機(jī)縱軸（OX）與飛機(jī)機(jī)身的設(shè)計(jì)軸線平行，且處于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，指向機(jī)頭。飛機(jī)繞縱軸的運(yùn)動(dòng)稱(chēng)為橫滾或滾轉(zhuǎn)，因此，縱軸也稱(chēng)為橫滾軸。飛機(jī)縱軸（OX）、飛機(jī)橫滾運(yùn)動(dòng)方向以及橫滾操縱面橫軸（OY）飛機(jī)橫軸（OY）垂直于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面，指向右翼。飛機(jī)繞橫軸的運(yùn)動(dòng)稱(chēng)為俯仰運(yùn)動(dòng)，因此，橫軸也稱(chēng)為俯仰軸。飛機(jī)橫軸（OY）、飛機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)方向和俯仰操縱面2.1

飛機(jī)的

3

個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸及繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)立軸（OZ）飛機(jī)立軸（OZ）在飛機(jī)對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，且垂直于縱軸和橫軸，指向上。飛機(jī)繞立軸的運(yùn)動(dòng)稱(chēng)為偏航運(yùn)動(dòng)，因此，立軸也稱(chēng)為偏航軸。飛機(jī)立軸（OZ）、飛機(jī)偏航運(yùn)動(dòng)方向和偏航操縱面2.1

飛機(jī)的

3

個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸及繞三軸的轉(zhuǎn)動(dòng)飛機(jī)的重心飛機(jī)各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫作飛機(jī)的重力。飛機(jī)重力的著力點(diǎn)，叫作飛機(jī)的重心。重力著力點(diǎn)所在的位置，叫重心位置。重心位置表示法平均空氣動(dòng)力弦的定義2.2

飛機(jī)操縱系統(tǒng)飛機(jī)操縱面飛機(jī)操縱系統(tǒng)一般包括駕駛艙里的操縱器、鋼索、滑輪、連桿以及飛機(jī)外部活動(dòng)面（操縱面）。操縱系統(tǒng)可以分為主操縱系統(tǒng)和輔助操縱系統(tǒng)。主操縱系統(tǒng)包括升降舵、方向舵和副翼。輔助操縱系統(tǒng)主要包括增升裝置、增阻裝置和水平安定面。2.3

飛機(jī)的操縱原理方向舵右偏引起飛機(jī)向右偏航的原理利用方向舵操縱飛機(jī)偏航的原理方向舵右偏之后，流過(guò)垂直安定面左邊的氣流速度一定比右邊的氣流速度大，垂直安定面左邊的靜壓比右邊的靜壓小，所以，垂直安定面上總的靜壓壓力指向左邊，該壓力產(chǎn)生繞飛機(jī)順時(shí)針?lè)较虻牧兀w機(jī)向右偏航。方向舵左偏后操縱飛機(jī)左偏航的原理與此類(lèi)似。2.3

飛機(jī)的操縱原理左副翼向下，右副翼向上引起飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)的原理利用副翼操縱飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的原理左副翼向下，引起左機(jī)翼升力增加，右副翼向上，引起右機(jī)翼升力減少，左右機(jī)翼的升力差產(chǎn)生繞飛機(jī)重心向右滾轉(zhuǎn)的力矩，引起飛機(jī)圍繞縱軸向右滾轉(zhuǎn)。左副翼向上、右副翼向下操縱飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的原理與此類(lèi)似。2.3

飛機(jī)的操縱原理升降舵上偏，引起飛機(jī)抬頭的原理利用升降舵操縱飛機(jī)俯仰的原理升降舵上偏之后，流過(guò)升降舵下表面的氣流速度一定比上表面的氣流速度大，所以，升降舵下表面的靜壓比上表面的靜壓小，升降舵受到的總壓力向下，產(chǎn)生繞飛機(jī)橫軸的抬頭力矩，飛機(jī)將抬頭。升降舵下偏操縱飛機(jī)低頭的原理與此類(lèi)似。謝謝聆聽(tīng)Thank

You！飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操縱性第四章目 錄CONTENTS1飛機(jī)的平衡飛機(jī)的穩(wěn)定性23飛機(jī)的操縱性4飛行操縱警告系統(tǒng)飛機(jī)的平衡第1節(jié)1

飛機(jī)的平衡飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)上的所有外力的代數(shù)和等于零，且各力對(duì)重心所構(gòu)成的力矩的代數(shù)和也等于零的飛行狀態(tài)。飛機(jī)的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側(cè)平衡。勻速直線運(yùn)動(dòng)是飛機(jī)的一種平衡狀態(tài)。飛機(jī)做勻速直線運(yùn)動(dòng)的第一個(gè)條件是發(fā)動(dòng)機(jī)推力或拉力等于阻力，以保持飛機(jī)的速度不變；第二個(gè)條件是升力等于飛機(jī)的重力，以保持飛機(jī)的高度不變；第三個(gè)條件是作用于飛機(jī)重心的所有力矩之和等于零，以保持姿態(tài)不變。飛機(jī)勻速直線運(yùn)動(dòng)時(shí)的平衡條件1234加減油門(mén)會(huì)改變拉力或推力的大小，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機(jī)的俯仰平衡。收放襟翼會(huì)引起飛機(jī)升力和俯仰力矩的變化，從而影響俯仰平衡。收放起落架會(huì)引起飛機(jī)重心位置的前后移動(dòng)，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。飛行中，人員和貨物的移動(dòng)、燃油的消耗等都可能會(huì)引起飛機(jī)重心位置的前后變動(dòng)。重心位置的改變勢(shì)必引起各俯仰力矩的改變，主要是影響機(jī)翼產(chǎn)生的力矩變化。1.1

飛機(jī)的俯仰平衡飛機(jī)的俯仰平衡是指作用于飛機(jī)上的各俯仰力矩之和為零。影響俯仰平衡的因素很多，主要包括：加減油門(mén)、收放襟翼、收放起落架和重心變化。1.2

飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)的方向平衡是指作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑角不變或側(cè)滑角為零。影響飛機(jī)方向平衡的因素主要有機(jī)翼變形，左、右兩翼阻力不等，左、右兩邊發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同等。飛機(jī)縱軸（OX）、飛機(jī)橫滾運(yùn)動(dòng)方向以及橫滾操縱面1.3

飛機(jī)的橫側(cè)平衡飛機(jī)的橫側(cè)平衡是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，坡度不變或坡度為零。影響飛機(jī)橫側(cè)平衡的因素主要有機(jī)翼變形、兩翼升力不等、油門(mén)改變導(dǎo)致螺旋的反作用力矩隨之改變、重心左右移動(dòng)（如兩翼的油箱、耗油不均）、兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變等形成的滾轉(zhuǎn)力矩的改變。飛機(jī)橫軸（OY）、飛機(jī)俯仰運(yùn)動(dòng)方向和俯仰操縱面飛機(jī)的穩(wěn)定性第2節(jié)2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)穩(wěn)定性的定義穩(wěn)定性是指物體在受到微小擾動(dòng)后能夠自動(dòng)回到原平衡狀態(tài)的能力。穩(wěn)定不穩(wěn)定中立穩(wěn)定2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)穩(wěn)定性的條件要具有穩(wěn)定性，必須具備兩個(gè)條件：一是有穩(wěn)定力矩，即物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動(dòng)出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的力矩。二是有阻尼力矩，即物體受擾后的運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，自動(dòng)出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的力矩，稱(chēng)為阻尼力矩。只有在穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用下，才能充分保證物體具有穩(wěn)定性。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)穩(wěn)定性的分類(lèi)按時(shí)間響應(yīng)的特點(diǎn)，可將穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性：

如果物體受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱(chēng)該物體是靜穩(wěn)定的。動(dòng)穩(wěn)定性：擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中如果出現(xiàn)阻尼力矩，能最終使物體回到原平衡狀態(tài)，則稱(chēng)物體是動(dòng)穩(wěn)定的。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)具有靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性的物體受擾后的響應(yīng)情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應(yīng)情況圖所示為物體具有靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性時(shí)的響應(yīng)情況。根據(jù)阻尼力矩大小的不同，物體在受擾動(dòng)后可以逐漸回到原平衡狀態(tài)或經(jīng)振蕩后回到原平衡狀態(tài)。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)物體具有靜不穩(wěn)定性和動(dòng)不穩(wěn)定性的響應(yīng)情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應(yīng)情況

圖所示為物體具有靜不穩(wěn)定性和動(dòng)不穩(wěn)定性時(shí)的響應(yīng)情況。根據(jù)阻尼力矩大小的不同，物體在受擾動(dòng)后可以逐漸偏離原平衡狀態(tài)或在振蕩逐漸增加的情況下進(jìn)一步偏離原平衡狀態(tài)。2.1

穩(wěn)定性的定義、條件和分類(lèi)物體具有動(dòng)中立穩(wěn)定性的響應(yīng)情況物體在不同的穩(wěn)定條件下的響應(yīng)情況圖所示為物體具有動(dòng)中立穩(wěn)定性的響應(yīng)情況。根據(jù)靜穩(wěn)定性的不同，物體在受擾動(dòng)后可以保持在偏離狀態(tài)不變，或者在原平衡位置做等幅振蕩。2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的靜穩(wěn)定性、靜中立穩(wěn)定性和靜不穩(wěn)定性飛機(jī)的靜穩(wěn)定性飛機(jī)的靜穩(wěn)定性研究飛機(jī)受擾后的最初響應(yīng)問(wèn)題。即研究飛機(jī)是否具有回到原穩(wěn)定狀態(tài)的趨勢(shì)問(wèn)題。2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性研究飛機(jī)受擾運(yùn)動(dòng)的時(shí)間響應(yīng)歷程問(wèn)題。飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)本身必須具有的一種特性，飛機(jī)的穩(wěn)定性不是一成不變的，而是隨著飛行條件的改變而變化的。在一定的飛行條件下，飛機(jī)具有足夠的穩(wěn)定性；而在另一些飛行條件下，飛機(jī)的穩(wěn)定性減弱，甚至由穩(wěn)定變成不穩(wěn)定。同時(shí)，飛機(jī)的穩(wěn)定性與飛機(jī)的操縱性有密切的關(guān)系，要學(xué)習(xí)飛機(jī)的操縱性，必須首先懂得飛機(jī)的穩(wěn)定性。2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性的定義焦點(diǎn)的概念：機(jī)翼剖面上存在一個(gè)點(diǎn)，可認(rèn)為機(jī)翼升力作用在這個(gè)點(diǎn)上，同時(shí)伴隨一個(gè)不變的俯仰力矩，重要的是，這個(gè)點(diǎn)的位置不隨迎角改變而改變，這就給機(jī)翼俯仰力矩的計(jì)算帶來(lái)了極大的方便。機(jī)翼的焦點(diǎn)飛機(jī)的焦點(diǎn)2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性的定義飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性（俯仰靜穩(wěn)定性）：飛機(jī)要產(chǎn)生俯仰穩(wěn)定力矩，必須保證在迎角增加時(shí)，全機(jī)附加升力的著力點(diǎn)處于全機(jī)重心之后，即全機(jī)焦點(diǎn)位于全機(jī)重心之后。俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生：飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定力矩主要是由平尾產(chǎn)生的。飛機(jī)受到干擾上仰后俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性的定義飛機(jī)俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生：飛機(jī)的俯仰阻尼力矩主要由平尾產(chǎn)生。飛機(jī)在轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中，導(dǎo)致平尾出現(xiàn)附加的上下速度分量，平尾由此產(chǎn)生附加的上下升力，構(gòu)成阻尼力矩。飛機(jī)俯仰靜穩(wěn)定性的條件：飛機(jī)的俯仰靜穩(wěn)定性的條件是全機(jī)焦點(diǎn)在全機(jī)重心之后。飛機(jī)之所以具有俯仰穩(wěn)定性，即焦點(diǎn)在重心之后，是由平尾決定的。2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性的定義具有不同俯仰靜穩(wěn)定性和俯仰動(dòng)穩(wěn)定性的飛機(jī)在受到初始擾動(dòng)后的響應(yīng)情況：具有靜不穩(wěn)定性和動(dòng)不穩(wěn)定性的飛機(jī)，在受到擾動(dòng)偏離原位置后的響應(yīng)情況具有中立靜穩(wěn)定性和中立動(dòng)穩(wěn)定性的飛機(jī)，在受到擾動(dòng)偏離原位置后的響應(yīng)情況2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性具有靜穩(wěn)定性和動(dòng)不穩(wěn)定性的飛機(jī)受擾動(dòng)偏離原位置后的響應(yīng)情況2.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性 飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性是指飛機(jī)受擾使坡度發(fā)生改變，擾動(dòng)消失后，飛機(jī)具有自動(dòng)趨向恢復(fù)原坡度的特性。飛機(jī)繞三軸的穩(wěn)定性飛機(jī)的方向穩(wěn)定性飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受擾使側(cè)滑角改變，擾動(dòng)消失后，飛機(jī)有自動(dòng)趨向恢復(fù)原來(lái)側(cè)滑角的特性。飛機(jī)的操縱性第3節(jié)3

飛機(jī)的操縱性所謂飛機(jī)的操縱性，通常是指飛機(jī)在飛行員操縱升降舵、方向舵和副翼的情況下改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的特性。研究飛機(jī)的操縱性，是要研究飛機(jī)飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程（即舵面偏轉(zhuǎn)角度）和桿力大小之間的基本關(guān)系、飛機(jī)反應(yīng)快慢以及影響因素等。鉸鏈力矩和操縱力矩飛行操縱警告系統(tǒng)第4節(jié)4.1

自然失速警告失速警告?zhèn)鞲衅鞯陌惭b位置及原理當(dāng)飛機(jī)的迎角接近臨界迎角時(shí)，由于氣流分離而形成的漩渦周期性地形成，并脫離機(jī)翼表面，將引起飛機(jī)、桿、舵的抖動(dòng)現(xiàn)象，這種現(xiàn)象稱(chēng)為自然失速警告。4.2人工失速警告系統(tǒng)當(dāng)飛機(jī)速度在失速速度以上的某個(gè)速度上時(shí)（如

1.3

倍的失速速度）發(fā)出失速警告，這種警告稱(chēng)為人工失速警告。人工失速警告系統(tǒng)包括失速警告喇叭、失速警告燈、抖桿器以及迎角傳感器。4.3

失速警告測(cè)試開(kāi)關(guān)失速警告測(cè)試電門(mén)允許隨時(shí)檢查系統(tǒng)的工作。在地面時(shí)，按壓測(cè)試電門(mén)，空/地電門(mén)被旁通，每個(gè)測(cè)試電門(mén)測(cè)試各自的失速警告系統(tǒng)，并檢查迎角傳感器和襟翼位置傳感器的工作是否正常，此時(shí)兩個(gè)駕駛桿都會(huì)抖動(dòng)。失速警告抖桿器失速警告測(cè)試電門(mén)謝謝聆聽(tīng)Thank

You！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(lèi)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(chēng)為自動(dòng)駕駛儀的一個(gè)通道。控制升降舵的回路，稱(chēng)為升降舵通道或俯仰通道；控制副翼的回路，稱(chēng)為副翼通道或橫滾通道；控制方向舵的回路，稱(chēng)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(chēng)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(chēng)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(chēng)為控制回路，或稱(chēng)制導(dǎo)回路?？刂苹芈返墓τ檬强刂骑w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(chēng)

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(chēng)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(mǎn)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(chēng)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(lèi)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(chēng)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(mén)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(mén)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(chēng)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(chēng)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(chēng)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?，但是，?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(mén)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(mén)、方式選擇電門(mén)、方式通告牌，以及測(cè)試電門(mén)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(lèi)，其中一類(lèi)用于控制飛機(jī)的垂直軌跡，另外一類(lèi)用于控制飛機(jī)的水平軌跡?？刂骑w機(jī)垂直軌跡的一類(lèi)統(tǒng)稱(chēng)為俯仰方式，控制飛機(jī)水平軌跡的一類(lèi)統(tǒng)稱(chēng)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(chēng)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(mén)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(mén)的原理（指令信號(hào)為零時(shí)）轉(zhuǎn)換活門(mén)轉(zhuǎn)換活門(mén)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(mén)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(mén)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(mén)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(mén)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(mén)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(mǎn)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(mǎn)足要求，以及其他接通互鎖條件都滿(mǎn)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(mén)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)組在駕駛桿上增加的力的大小和方向控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài)。11.3

自動(dòng)駕駛儀的方式選擇橫滾方式的選擇自動(dòng)駕駛儀接通后，如果機(jī)組沒(méi)有進(jìn)一步選擇橫滾方式，也沒(méi)有進(jìn)一步在駕駛盤(pán)上施加力，自動(dòng)駕駛的橫滾將處于橫滾姿態(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)橫滾姿態(tài)上，或?qū)w機(jī)的坡度改平。自動(dòng)駕駛儀接通后，如果機(jī)組沒(méi)有進(jìn)一步選擇橫滾方式，但在駕駛盤(pán)上施加了一定的力，自動(dòng)駕駛的橫滾將處于駕駛盤(pán)操縱方式，自動(dòng)駕駛儀將根據(jù)機(jī)組在駕駛盤(pán)上增加的力的小和方向控制飛機(jī)的橫滾姿態(tài)。進(jìn)近著陸時(shí)的方式選擇在進(jìn)近時(shí)，如果能夠進(jìn)行

ILS

進(jìn)近，可以選擇

APP（或

APPR）方式。11.4

自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)正常斷開(kāi)在飛行中，如果不再需要駕駛儀控制飛機(jī)，可以按壓駕駛盤(pán)外側(cè)把手上的自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)電門(mén)。這是斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀最常用的方法。駕駛盤(pán)上自動(dòng)駕駛儀的脫開(kāi)開(kāi)關(guān)11.4

自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)自動(dòng)斷開(kāi)當(dāng)自動(dòng)駕駛儀接通互鎖的某一個(gè)或某一些條件不滿(mǎn)足時(shí)，或驅(qū)動(dòng)自動(dòng)駕駛儀舵機(jī)的電源或液壓系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)，自動(dòng)駕駛儀會(huì)自動(dòng)斷開(kāi)。不正常斷開(kāi)當(dāng)自動(dòng)駕駛儀已經(jīng)接通后，再次按壓自動(dòng)駕駛的接通按鈕，或人工按壓任意一個(gè)俯仰配平電門(mén)，都將導(dǎo)致自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)。桿力/盤(pán)力斷開(kāi)當(dāng)飛行員在駕駛盤(pán)/駕駛桿上輸入與自動(dòng)駕駛相反的長(zhǎng)而輕的力或短而重的力，將導(dǎo)致自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)。11.4

自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)機(jī)保持在松手瞬間的飛機(jī)姿態(tài)上。臨時(shí)斷開(kāi)某些飛機(jī)上的自動(dòng)駕駛儀安裝有臨時(shí)斷開(kāi)按鈕（

Touch

Control

Sterring，

TCS，

或

TouchWheel

Sterring，TWS），該按鈕也稱(chēng)為自動(dòng)駕駛儀超控按鈕，一般安裝在駕駛盤(pán)上，上面標(biāo)有

TCS，或

TWS

字符。按壓并保持住該按鈕，將臨時(shí)斷開(kāi)自動(dòng)駕駛儀，駕駛桿/駕駛盤(pán)和飛機(jī)暫時(shí)都由飛行員控制。松開(kāi)

TCS，將重新接通

AP，自動(dòng)駕駛儀將飛駕駛盤(pán)上自動(dòng)駕駛儀的脫開(kāi)開(kāi)關(guān)11.4

自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)斷開(kāi)警告為了提醒駕駛員注意，除臨時(shí)斷開(kāi)外，在自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)時(shí)，會(huì)出現(xiàn)斷開(kāi)警告信號(hào)。常用的警告信號(hào)有目視警告信號(hào)和音頻警告信號(hào)兩種。安裝在頂板上的自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)警告喇叭自動(dòng)駕駛儀脫開(kāi)警告燈11.4

自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)斷開(kāi)警告的復(fù)位當(dāng)自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)警告出現(xiàn)時(shí)，再次按壓駕駛盤(pán)上的自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)電門(mén)可以使警告復(fù)位，使閃亮的

AP字符停止閃亮，警告聲音消失。自動(dòng)駕駛儀斷開(kāi)警告燈的燈罩帶有按鈕，上面標(biāo)有

P/RST，表示按壓該燈罩，可以復(fù)位自動(dòng)駕駛儀的斷開(kāi)警告（Push

to

Reset，P/RST），使閃亮的紅色

AP

燈停止閃亮，斷開(kāi)警告聲音消失。謝謝聆聽(tīng)Thank

You！飛行指引儀系統(tǒng)第六章目 錄CONTENTS1飛行指引儀系統(tǒng)的組成3飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的使用飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理2飛行指引儀系統(tǒng)的組成第1節(jié)1

飛行指引儀系統(tǒng)的組成不同型號(hào)的飛行指引儀系統(tǒng)組成略有不同。通常，飛行指引儀系統(tǒng)由飛行指引計(jì)算機(jī)、姿態(tài)指引指示器、指引放大器、方式控制板、飛行方式通告牌等部件組成。飛行指引儀系統(tǒng)的組成（圖中虛框內(nèi)部分）1.1

飛行指引計(jì)算機(jī)飛行指引計(jì)算機(jī)（Flight

Director

Computer，F(xiàn)DC）是飛行姿態(tài)指引儀的核心部件。它為姿態(tài)指引儀提供飛機(jī)的俯仰和橫側(cè)指令、故障旗收放指令和飛行指引通告牌指示。在某些飛機(jī)上，飛行指引計(jì)算機(jī)是單獨(dú)的；在另一些飛機(jī)上，飛行指引計(jì)算機(jī)是與自動(dòng)駕駛儀的計(jì)算機(jī)合為一體的，稱(chēng)為飛行控制計(jì)算機(jī)。1.2

姿態(tài)指引指示器姿態(tài)指引指示器是飛機(jī)姿態(tài)指示與飛機(jī)姿態(tài)指引的綜合指示器。為了便于駕駛員觀察飛機(jī)上其他設(shè)備的指示，指示器內(nèi)也綜合有其他信息顯示，如無(wú)線電高度表的指示、儀表著陸系統(tǒng)的指示等。飛行姿態(tài)指引指示器目前使用的有

3

種：機(jī)電式姿態(tài)指引指示器

ADI；電子姿態(tài)指引指示器

EADI：主飛行顯示器。1.2

姿態(tài)指引指示器帶十字形和帶八字形指引桿的姿態(tài)指引儀的指引信號(hào)1.3

飛行指引的控制板和指引方式飛行指引的控制板用于駕駛員接通/斷開(kāi)飛行指引系統(tǒng)以及選擇飛行指引的方式。不同型號(hào)的飛行指引儀，其控制板也不同。但總體來(lái)說(shuō)，都具有飛行指引儀接通/斷開(kāi)電門(mén)和飛行指引儀方式選擇電門(mén)。飛行指引的控制板1.3

飛行指引的控制板和指引方式AP

接通電門(mén)（APENG）按下，如果接通的條件滿(mǎn)足，就可以接通

AP；再按，斷開(kāi)

AP。FD接通電門(mén)（FD）按下，如果接通的條件滿(mǎn)足，就可以接通

FD。再按，斷開(kāi)

FD。FD的方式選擇鈕按下某一按鈕，選擇

FD

的指引方式。不同的飛行指引儀其指引方式不同?？傮w來(lái)說(shuō)，將指引方式分為兩大類(lèi)，其中的一大類(lèi)用于俯仰姿態(tài)的指引，另外一大類(lèi)用于飛機(jī)橫滾姿態(tài)的指引。用于俯仰姿態(tài)的指引的一大類(lèi)統(tǒng)稱(chēng)為俯仰方式，用于飛機(jī)橫滾姿態(tài)的指引一大類(lèi)統(tǒng)稱(chēng)為橫滾方式。1.4

飛行指引儀的方式通告牌飛行指引方式通告牌用于向機(jī)組通告飛行指引系統(tǒng)正在使用何種方式指引飛機(jī)的飛行姿態(tài)，是駕駛員隨時(shí)掌握飛行情況的重要顯示裝置。自動(dòng)駕駛儀和飛行指引系統(tǒng)的接通/斷開(kāi)狀態(tài)及駕駛員接通的各個(gè)方式均可在方式通告牌上顯示出來(lái)。在某些飛機(jī)上，飛行指引儀的方式通告是在專(zhuān)門(mén)的方式通告牌上顯示的。飛行指引儀方式通告牌飛行指引儀的方式通告牌飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理第2節(jié)2

飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)的工作原理飛行姿態(tài)指引系統(tǒng)工作原理圖2.1

橫滾指令信號(hào)飛機(jī)指引計(jì)算機(jī)中的橫滾通道部分根據(jù)所選擇的橫滾方式分別接收航向偏差、VOR/LOC無(wú)線電偏差信號(hào)等，經(jīng)過(guò)濾波、放大、限幅及綜合處理（或者經(jīng)過(guò)飛行指引系統(tǒng)各模態(tài)控制律的計(jì)算）后產(chǎn)生橫滾指令信號(hào)。橫滾指令信號(hào)經(jīng)伺服放大器變換、放大后，驅(qū)動(dòng)指引指示器的伺服電機(jī)、減速器帶動(dòng)八字形指引桿轉(zhuǎn)動(dòng)（或十字形指引桿的橫滾指引桿偏離飛機(jī)符號(hào)），此即為橫滾操縱指令。2.1

橫滾指令信號(hào)圖為HDG

SEL

方式橫滾指引桿的顯示情況。假設(shè)初始條件為飛機(jī)實(shí)際航向等于設(shè)定的目標(biāo)航向，飛機(jī)處于機(jī)翼水平的飛行狀態(tài)，橫滾指引桿與飛機(jī)符號(hào)對(duì)齊。HDG

SEL

方式下橫滾指引桿的指引情況——假設(shè)的初始狀態(tài)2.1

橫滾指令信號(hào)根據(jù)管制人員的要求，飛行員選擇一個(gè)新的目標(biāo)航向，且目標(biāo)航向值大于飛機(jī)當(dāng)前的實(shí)際航向值，計(jì)算機(jī)計(jì)算出一個(gè)向右壓坡度的橫滾指引信號(hào)，橫滾指引桿向右移動(dòng)。橫滾指引桿的指令——向右壓坡度的指令2.1

橫滾指令信號(hào)當(dāng)飛行員跟隨指令向右壓坡度后，橫滾指引桿將朝中心位置移動(dòng)。當(dāng)坡度滿(mǎn)足飛行指引計(jì)算機(jī)的要求時(shí)，橫滾指引桿回到與飛機(jī)符號(hào)對(duì)齊的狀態(tài)。橫滾指引桿的操作——跟隨指令壓坡度后的顯示情況2.1

橫滾指令