A320自动飞行系统

1、自动飞行与显示系统自动飞行与显示系统 第22章 自动飞行自动飞行 第3131章章 通用显示系统通用显示系统 第3434章章 导航系统导航系统 第22章 自动飞行自动飞行 自动飞行系统概述 飞行增稳系统 飞行制导系统 飞行管理系统 自动飞行系统 系统设计思想 fmgc总述： 系统描述 fac总述 飞行指引仪 自动推力-系统控制与指示 基本工作原理 系统设计思想 自动飞行系统（afs）计算指令并自动地控制飞行 操纵系统和发动机； 自动飞行系统计算指令并发送至电子飞行控制系统 （efcs）和全权数字式发动机控制（fadec）,从而控 制飞机各操纵面和发动机； 当afs没有衔接时，一些特殊的装置仍然发

2、出指令（如： 侧杆和推力杆），这些指令直接加给电子飞行控制系 统（efcs）和全权数字式发动机控制（fadec）,来完 成对飞行操纵面和发动机的控制。 系统设计思想 系统设计思想 导航自动飞行系统基本的功能是计算飞机的位置。 系统利用一些飞机传感器给出的信息，计算飞机位置。 飞行计划在自动飞行系统的存储器中存储着由航空 公司预先制订的飞行计划。飞行计划描述了一条完整 的由起飞到目的地的计划，包括：垂直信息和所有的 中间航路点，飞行计划可以在显示器上显示。 工作有多种使用自动飞行系统的途径。正常的和推 荐的途径是自动飞行系统自动地跟踪飞行计划。知道 了飞机的实时位置和想要飞的（驾驶员选择的）飞行

3、 计划，afs能够计算出指令，并将指令发送至舵面和发 动机，以便飞机跟踪飞行计划。在自动飞行系统工作 中，驾驶员起着重要的监控作用。在afs期间，侧杆和 推力杆不能够自动移动。 系统设计思想 afs/电传操纵系统当衔接了自动飞行系统，如果驾 驶员移动侧杆，则自动驾驶仪断开，返回到人工操纵。 当再次松开侧杆时，电子飞行控制系统将飞机保持在 当时的飞行姿态。 系统设计-为了满足可靠性的要求，afs含有四个计算 机：两个飞行管理和制导计算机（fmgc）和两个飞行 增稳计算机（fac）。 每个飞行管理和制导计算机（fmgc）和每个飞行 增稳计算机（fac）都有一个指令部分和一个监控部分。 自动飞行系统

4、概述 自动飞行系统（afs）减轻驾驶员的工作负 担，提高飞行安全性，提高飞行自动调 节性。自动飞行系统由以下系统组成： 2个飞行管理和制导计算机（fmgc） 2个飞行增稳计算机（fac）； 2个多功能控制显示组件（mcdu）； 1个飞行控制组件（fcu）。 自动飞行系统概述控制 fcu和mcdu提供驾驶员控制fmgc的功能； fac衔接按钮和方向舵配平控制板用于衔接fac； mcdu用于飞机的长期控制，是机组和fmgc跟踪 飞行管理的接口； fcu用于飞机的短期控制，并提供一个将从 fmgc来的发动机数据传送到全作动数字式发动 机控制（fadec）的重要的接口。 自动飞行系统概述fmgc 飞机

5、上安装了两个可以互换的fmgc。每个fmgc 包括两个部分：飞行管理部分，称为“fm”部 分、和飞行制导部分，称为“fg”部分。 飞行管理部分提供飞行计划确定、修正和监控 方面的功能。 飞行制导部分提供飞行控制方面的功能。 自动飞行系统概述fac fac的基本功能是方向舵控制和飞行包络保护。 自动飞行系统概述其它系统 afs与大量的飞机系统相连接，与自动飞行系 统交换数据的系统，例如： 从大气数据惯性基准系统（adirs）接收飞机高度 和飞机姿态数据； 向升降舵和副翼计算机（elacs）发送自动驾驶仪 指令。 飞行增稳计算机(fac) 飞行增稳计算机（fac）的基本功能是： 偏航阻尼器； 方向

6、舵配平； 方向舵偏转角度限制； 飞行包络保护。 fac偏航阻尼器 偏航阻尼器有四个功能，其通过偏转阻尼器作动 筒控制方向舵。fac接收fmgc、升降舵副翼计算机 （elac）或fac来的指令。偏航阻尼器提供以下四种功 能： 抑制荷兰滚 协调转弯 发动机故障配平 偏航轴制导指令执行。 fac方向舵配平 来自方向舵配平选择器或fmgc的方向舵配 平指令通过方向舵配平作动筒控制方向舵。方 向舵配平有2种： 使用run trim选择器人工配平； 自动驾驶仪衔接时自动配平； fac方向舵偏转极限 方向舵偏转限制功能是根据飞机速度 限制方向舵的偏转角度，阻止对飞机性 能不利的过大方向舵偏转。飞机速度信 息

7、由adirs提供。即提供： 限制方向舵的偏转角度； 预防飞行性能恶化情况下的超限偏转； fac飞行包络保护 飞行包络保护，fac计算出飞机在飞行过程中的各种 特性速度，低紧急警告、迎角探测和风切变探测。 利用来自adiru、起落架控制和接口组件（lgciu）、 fmgc和缝翼襟翼控制计算机（sfcc）的数据计算的特 性速度，并在pfd上显示。 迎角探测（攻角极限）和风切变探测信号传输给fmgc； 低速警告信号计算发送到飞行警告计算机（fwc）， fwc产生一个 “speed， speed， speed”语音警告。 fac控制/显示 每个fac接收其自己有关按钮（如：rud trim选择器、 r

8、ud trim reset按钮）的输入，。 rud trim选择器驱动方向舵偏转； reset按钮使方向舵回到中立零位。 fac计算出的一些数据显示在： fac计算的特性速度显 示在pfd的速度带上； 方向舵配平位置显示在ecam系统显示器上和rud trim 控制板上； 红色的“windshsr”显示在两个pfd中间。 注：方向舵偏转限制位置没有显示，在ecam上仅仅显示 是的方向舵最大偏转位置。 fmgc控制 fmgc主要功能是：飞行管理和飞行制 导。主要通过mcdu和飞行控制组件（fcu） 来控制。典型的工作是： 起飞前，驾驶员在mcdu上输入飞行计划； 飞行中，驾驶员在fcu上衔接自动

9、驾驶仪、 修改飞行参数用以控制飞机飞行。 mcdu控制部分 基本上，mcdu提供机组和fmgc之间一 个长期控制。mcdu允许，如： 飞行计划的输入或确定，飞行计划的修 改和显示； 显示说选择和修改的与飞行管理功能有 关的飞行参数； 特殊功能的选择。 fcu控制部分 基本上，fcu提供机组和fmgc之间的短期控制， 以提供导航最佳性能、无线电导航调谐、管理 信息。飞行管理数据的计算主要用于飞行制导 部分： 自动驾驶、飞行指引、自动推力衔接； 选择所需要的导航方式（航向保持等）； 选择说需要的飞行参数（航向值等）。 飞行管理 飞行管理主要提供飞行计划选择以及水平和垂直剖面管理 功能，提供导航最佳

10、性能、无线电导航调谐、管理信息。 飞行管理数据的计算主要用于飞行制导部分： 飞行计划-包括从起飞到着陆之间各航路点和飞机航路上 的各种限制。飞行计划通过mcau选择、建立、修改和监控。 水平功能包括： l飞机位置确定； l通过mcdu对irs校准； l通过mcdu自动或人工选择vor、dme、ils、adf频率； l对水平飞行计划进行制导计算。 导航数据库提供所有建立飞行计划所需要的信息，驾 驶员也可使用mcdu插其它所需要的数据。 飞行管理-垂直功能 垂直功能主要包括： 最优速度计算，此目标速度作为制导功能的基准； 性能预测，如：飞行计划上所有航路点的预计到达时 间、剩余燃油量、预定飞行高度

11、； 垂直飞行剖面的制导计算。 性能数据库提供如上计算所需要的数据，驾驶员 还需通过mcdu输入其它的相关数据。 fmgc制导 飞行制导部分提供自动驾驶仪、飞行指引仪和 自动推力功能，这些功能是根据在fcu上选择 的工作方式进行工作的。正常的工作途径是利 用管理部分作为制导部分的基准来源。 自动驾驶仪ap ap功能计算所选择工作方式下的飞行控制信号， 并根据选择的工作方式控制俯仰轴、滚转轴和 偏航轴。如：高度保持方式。 飞行指引（fd） 在两个主飞行显示器（pfd）上，fd指引杆显示制导指 令，这样飞行员可以根据fmgc的要求人工操纵飞机。 自动驾驶仪没有衔接 驾驶员根据在pfd上提供的fd指令

12、跟踪要求的指令，即， 驾驶员通过人工操纵舵面跟踪这些指令。 自动驾驶仪衔接 驾驶员根据在pfd上的fd指令，监控自动驾驶仪指令执 行。 自动推力（a/thr） 自动推力（a/thr）功能根据选择的 工作方式计算发动机控制所需的控制信 号。 自动推力的工作方式有速度或马赫数 的获取和保持。 fmgc-信息显示 多个显示器用于显示fmgc数据和信息，包括： 多功能控制显示组件（mcdus）； 飞行控制组件（fcu）； 主飞行显示器（pfd）； 导航显示器（nd）； ecam发动机/警告显示器（ewd）和ecam状态页 面。 fmgc-信息显示 mcdu：显示所有与管理部分有关的数据，例如：飞行 计

13、划上一系列航路点的标识符； fcu：也看作是一个显示器，因为其含有指示灯和液晶 显示器（lcd）窗口。fcu包括：指示灯给出方式指示、 液晶显示器窗口显示基准参数。如：接通自动驾驶仪 的爬升过程中，高度窗口显示飞机将要截获的高度。 pfd：主要显示飞行指引仪符号，制导功能状态和方式， 其也显示基准参数值。如：通过pfd的速度带上的符号 显示目标速度值。 fmgc-信息显示 nd：主要显示飞行计划和各种导航数据。例如：飞机 当前位置附近的机场或航路点。 ecam：ecam发动机/警告显示器（ewd）：显示与功能 或计算机故障有关的警告信息。ecam状态页面显示着 陆能力。 自动驾驶仪 在fcu上

14、通过自动驾驶仪（ap）按钮进行衔接。自 动驾驶仪的衔接状态指示是：ap1按钮（或ap2按钮） 上的绿色指示灯（三条绿色杠）点亮，其衔接状况同 时在各pfd的右上角以白色的“ap1”“ap2”或 “ap1+2”字符表示。自动驾驶仪制导方式人工在fcu 上选择，或由fmgc自动给出。ap功能是一个闭合回路， fmgc比较实际和基准参数，计算操纵指令输送至飞行 操纵机构，控制飞机飞行。然后再由传感器和其它系 统（如adiru）将实际值反馈到fmgc，以构成一个闭合 回路。自动驾驶仪衔接时，方向舵脚蹬和侧杆受最大 负载门限限制。如果脚蹬或侧杆负载门限超限，自动 驾驶仪断开。 自动驾驶ap ap工作方式

15、包括水平方式和垂直方式。 通常，每一种方式由驾驶员或系统选择。自动驾驶仪 衔接上时，同时进入一种水平方式和一种垂直方式。 根据不同的飞行阶段，水平方式控制： 通过升降舵副翼计算机（elac）控制副翼； 通过升降舵副翼计算机（elac）和扰流板升降舵计算 机（sec）控制扰流板； 通过飞行增稳计算机（fac）控制方向舵； 通过升降舵副翼计算机（elac）和刹车/控制组件 （bscu）控制前起落架。 通过升降舵副翼计算机（elac） ，垂直方式控制 升降舵和水平安定面（ths）。 自动驾驶仪ap（续） 在地面： 在地面，两个发动机停车时，出于维修的目的，自动 驾驶仪可以衔接。此时不需要液压动力。一

16、旦发动机 起动时，自动驾驶仪断开。 起飞 在飞行中，飞机离地5秒后，可以衔接自动驾驶仪。 巡航 巡航时，同一时刻只能衔接一部自动驾驶仪，后接通 的自动驾驶仪优先，第二部衔接时断开第一部自动驾 驶仪；副翼和扰流板执行水平方式指令，升降舵和水 平安定面执行垂直方式指令。 注：自动驾驶仪不控制方向舵，方向舵直接由fac控制。 自动驾驶仪ap（续） 着陆 如果机场装备了ils，自动驾驶仪能够完成：进近、拉 平和滑跑的一个完整的着陆过程。第二部自动驾驶仪衔接 （ap1主用，ap2备用）. 在滑跑阶段，自动驾驶仪根据飞机的速度向方向舵和前 轮提供转弯操纵指令。副翼和扰流板输出指令为零，水平 安定面（ths

17、）设置到机头向上05度。 注：扰流板直接由扰流板升降舵计算机（sec）控制作为减 速板. 在滑跑期间,在飞机速度低速(约60节)时,驾驶员通常通 过按压侧杆上的超控（优先）按钮正常断开自动驾驶仪. 飞行指引仪fd 系统一供电且满足一定的逻辑条件时，fd 功能自动衔接。 fd已衔接的指示是在fcu上fd 按钮上的指示灯（三条绿杠）亮，同时每个 pfd右上角有fd字符指示。在每个pfd上若显示 1fd2表示： fd1衔接在机长一侧， fd2衔接在 副驾驶一侧。 在地面,如果没有一个有效的ap/fd方式,在 pfd上没有fd符号。 飞行指引仪fd（续） 在pfd上fd显示fmgc制导指令。 在人工飞

18、行时,fd显示制导指令，帮助飞行员向控制部 件提供指令以便跟踪最优飞行航迹。 如果自动驾驶仪接通,制导指令由自动驾驶仪执行，自 动驾驶仪衔接时,fd能够监控fmgc指令。 fd的方式与ap方式相同,并且使用同一方法选择。 fmgc计算ap/fd指令,发送至显示管理计算机(dmc)，由 其将指令转换为指引符号。 fd有两种符号显示：fd杆、飞行航迹指引仪和飞行航 迹矢量符号。fcu上的中心hdg-v/s/trk-fpa按钮允许 驾驶员对这两种符号类型显示进行转换。 飞行指引仪（续） fcu上电、复飞或着陆的滑跑阶段，fd按钮上三个绿色 杠自动变亮，这表明fd指引符号能够在相应的pfd上 （机长的

19、fd按钮指pfd1，副驾驶的fd按钮指pfd2）能 够显示。 如果按压下一个点亮的fd按钮，绿色指示灯（三条绿） 杠熄灭，再次按压按钮，绿色指示灯（三条绿）杠重 新变亮。 如果某个fd按钮绿色指示灯（三条绿）杠不亮表明在 相应的pfd上不会显示fd符号。 在fcu上选择hdg-v/s（航向-垂直速度）fd杆就会出现；系 统通电后自动选择的方式就是hdg-v/s。在某些系统构型改 变时，fmgc向dmc发送一个指令，使fd杠闪亮10秒。 当fd杆位于pfd飞机符号中间时，表明ap/fd正确地跟踪了 飞行计划。有三种fd杆：俯仰杆、滚转杆和偏航杆。 如果除着陆滑跑阶段外，只要有一个有效的垂直方式，

20、就 会显示水平俯仰杆。如果有一个有效的水平方式，垂直滚 转杆就会出现。 当飞机在起飞（loc信号有效）和着陆期间，飞机低于30英 尺（ra），那么用一个偏航杆符号替代了滚转杆。偏航杆 就在黄色方块下方的正中央。 fd指引杆 飞行航迹指引/飞行航迹矢量符号 在fcu上选择trk-fpa（轨迹-飞行航迹）方式，那么飞 行航迹指引仪（fpd）和飞行航迹矢量（fpv）符号将 会被显示。在某些系统构型改变时，fmgc向dmc发送一 个指令使fpd和fpv符号闪亮10秒。 当fpd和fpv符号重叠时，表明ap/fd正确地跟踪了飞行 计划。 fpd符号提供了一个信号去截获和跟踪由fmgc确定的水 平和垂直飞

21、行航迹指令。如果fmgc没有提供制导方式， 则fpd符号消失。 fpv符号给出当前正在跟踪的飞机轨迹角和飞行航迹角 水平和垂直飞行航迹信息，adirs计算fpd符号的位置。 偏航杆的指示与fd杆指示情况相同。 自动推力a/thr 为了完成自动推力功能，在飞行控制组件（fcu）上选 择，由fmgc计算的推力目标值，每个fcu处理器使用自 己的总线，通过发动机接口组件（eiu）向电子控制组 件（ecu）发送推力（thr）目标值。 a/thr功能有人工和自动两种衔接功能。 按压fcu上a/thr按钮可以人工衔接a/thr功能。但是在 发动机启动，无线电高度低于100英尺时，此项功能被 抑制。 以下情

22、况a/thr可以自动衔接： ap/fd衔接在起飞或复飞方式时；或： 飞行中，探测到迎角极限时。除非在飞机离地15秒 内（或：无线电高度低于100英尺），此项功能被 抑制。 自动推力a/thr（续） 推力杆人工操纵并与ecu电气连接。值得注意的 是推力杆永远不会自动移动。 每个推力杆区域，由槽和止档位分成三个部分。 推力杆可以在包括特殊位置的每个区域移动，这些区 域有： 最后部分：慢车反推放出位到反推最大位。 中央部分：“0”表示慢车推力，“cl”对应爬升推力。 前面部分：“flx/mct”对应灵活起飞推力或一个发动 机故障后最大连续推力；“to/ga”对应最大的起飞/ 复飞推力。 自动推力a/

23、thr （续） ecu根据推力杆的位置计算推力限制值，如果两个 推力杆位于相同的槽，推力限制值对应这个槽的位置； 如果两个推力杆没有在同一个槽，推力限制值对应较 高的槽的位置。 fmgc选择ecu1和ecu2推力限制的较大的一个值作为 推力目标计算。 自动推力a/thr （续） a/thr功能有衔接和断开，衔接时又分为激活和不激活。 a/thr断开：a/thr断开时推力杆控制发动机；fcu上a/thr按 钮灯灭；fma上既不显示a/thr的衔接状态也不显示推力方式。 a/thr衔接并被激活： a/thr衔接并被激活需要满足以下条 件： 至少一个推力杆在cl-o之间，包括cl和o，和至多一个推力

24、杆在 flx/mct-cl之间，包括flx/mtc和cl，发动机不能工作在灵活起飞方 式； 过大迎角保护被独立激活； 在a/thr衔接并被激活情况下：a/thr系统控制发动机；在fcu 上a/thr按钮灯亮；fma上显示a/thr的衔接状态和a/thr方式 自动推力a/thr （续） a/thr衔接但没有被激活：a/thr衔接而没有被激活的 情况是： 至少一个推力杆超出了a/thr激活区域或者两个推力杆都在 “cl”槽以上，至少一发工作在灵活起飞方式； 过大迎角保护没有被激活； 因为在a/thr衔接但并没有被激活，所以： l只要推力杆在a/thr之外，推力杆控制发电机； l在fcu上a/thr

25、按钮灯亮； lfma上显示一青色的a/thr的衔接状态和人工推力符号。 自动推力a/thr （续） a/thr的功能按照所选择的工作方式和相关的基准参数计 算推力的目标值。基准参数是速度或马赫数。它们是 由fcu或fmgc给出的。推力，当需要推力限制时由ecu 给出的，或由fmgc给出，a/thr的方式是被过大迎角保 护根据ap/fd的垂直方式fmgc自动选择了a/thr的工作 方式，有个“速度优先控制”控制选择法则： 当ap控制飞行速度，a/thr是固定的推力指令方式控制 （thr方式）； 当ap控制飞机的其它参数，如：高度时，推力控制发 动机用以改变飞行速度（速度、马赫数方式）； 自动推力

26、a/thr （续） 除以上两种方式外，当飞行员自动着陆到ra低于40英 尺，在改平阶段，收油门方式是有效的，它将发动机 推力减小到慢车位。 当没有垂直方式衔接时，a/thr仅仅工作在速度/马赫数 方式。以下情况除外： 过大迎角保护情况下，推力thr方式自动衔接； 当a/thr工作在收油门方式，ap断开，a/thr功能保 持在收油门方式，直到飞机落地。 自动推力a/thr （续） 过大迎角保护：是避免飞机超过最大迎角范围飞行，过 大迎角保护是由fac探测的。当飞机在大迎角飞行时， 为避免出现飞机的危险机动飞行，fac发出一个指令加 到fmgc，fmgc去激活过大迎角保护功能，此时， a/thr衔

27、接或激活使发动机变为起飞/复飞推力。在这 种情况下，fma上显示带有琥珀色闪烁方框的绿色 a.floor信息，当fac里面的过大保护探测信号消失后， fma上显示一个带有闪烁的琥珀色方框的绿色“toga lk”信息，取消过大保护功能只能断开a/thr功能来 实现。 自动推力a/thr （续） 飞行中a/thr工作情况：飞机在地面准备起飞，ap和at都不 能衔接，此时推力杆控制发动机。起飞时，飞行员将推力杆 置于to/ga位，或者如果在mcdu上选择了灵活起飞温度，推 力杆置于flx/mct槽内。此时a/thr自动衔接当没有被激活， 在推力减小的高度，fma上出现一个信息提示飞行员将推力 杆置于

28、cl槽内。一旦推力杆返回到cl槽内，a/thr就被激活。 如果推力置于cl-mct或o-cl区域内，fma盒发出警告信息提 醒飞行员将推力杆放置cl槽内，a/thr继续报纸激活。然后 飞机接地之前，飞机会发出“收油门”音响提醒飞行员将推 力杠置于慢车位，当推力杆置于慢车位时，a/thr断开，如 果飞机在地面且扰流板在待命位，自动扰流板自动伸出。然 后飞行员将推力杆置于反推位，使反推打开。 自动推力a/thr （续） a/thr脱开：除了正常工作外，如果飞行员操控a/thr，或a/thr系统故障时， a/thr会断开。如果按压下至少一个推力杆上的a/thr断开按钮时，或在 fcu上按下a/thr

29、按钮时，a/thr功能也会断开，a/thr也会因为外围系统 故障而断开。 当a/thr被激活时，实际的发动机推力和推力杆的位置无关。 当a/thr断开时，推力杆即控制发动机的推力，发动机推力调节和推力杆 的位置有关。 其它情况下，fcu上的a/thr按钮断开或故障时： l当推力杆在它的卡槽内，相当于发动机的推力被锁定，在断开a/thr 时的最后值。（memo模式）； l当推力杆不在它的卡槽内，或者推力杆一旦移出卡槽，发动机的推力 相当于在此推力杆的位置。 系统控制和显示 fcu：安装在前遮光板下方，fcu控制板包括：一个自 动飞行控制板和2个efis控制板。自动飞行控制板允许 和显示ap,fd

30、,a/thr的衔接、制导方式的选择和目标值 的选择。连个efis控制板控制和显示两侧的pfd和nd的 显示，例如各自的气压、飞行指引情况以及导航方式 等。 mcdu：在中央操纵台上有两个多功能显示器（mcdu）， mcdu是驾驶员与fmgc的fm部分的主要输入和显示接口。 在mcdu上输入系统控制参数和飞行计划，并可对部分 航路进行修改和修正。mcdu显示飞行进程和飞机性能 等信息以便飞行机组监控和查看。 系统控制和显示 nd：两个导航显示器（nd）位于主仪表板上，导航显 示器显示： 飞行计划数据 在fcu上选择的数据 飞机当前位置、风速/风向、地速/轨迹角。 pfd：两个主飞行显示器（pfd

31、）位于主仪表板上，飞 行方式通告在pfd的上方显示。pfd显示： 在fma上ap/fd/a/thr衔接状态和 ap/fd/和a/thr预位/衔接方式 fd指令 在速度带上显示fac特性速度。 系统控制和显示 推力杆：推力杆位于中央操纵台上，在推力杆上衔接 起飞/复飞（to/ga）方式和自动推力，位于推力杆上 的两个自动推力断开按钮用于断开自动推力功能。 侧杆：机长和副驾驶侧杆位于机长和副驾驶两侧操纵 台上。当按下侧杆上超控优先按钮或作用在侧杆上的 力超过某一极限时断开自动驾驶仪。 方向舵踏板：方向舵踏板位于机长和副驾驶正前方位 置，方向舵踏板也可超控，从而断开自动驾驶仪。 系统控制和显示 复位

32、：在驾驶舱有fmgc、fac、fcu和mcdu的复位电门。 rmp：无线电管理面板（rmp）位于中央操纵台上，在 两个mcdu附近。 ewd/sd：发动机/警告显示器（ewd）和系统显示器 （sd）位于主仪表板上。ewd显示afs警告信息，sd在 staus页面显示不工作系统的afs信息和可以获得的着 陆能力。 注意提示灯：注意提示灯位于机长和副驾驶遮光板上 两侧，当一个afs断开时，master caution和/或 master warning灯亮，当在自动着陆的最后进近过程 中出现问题时，autoland警告灯亮。 fmgc基本工作原理 这里描述的是相关功能有效的情况下，fmgc的正常工

33、作状 态。用fcu输入短期控制指令，用mcdu输入长期控制指令。 为避免误操作，在头脑中要切记四个关键字的控制原 则和两种制导类型。 飞机控制是automatic（自动驾驶仪或自动推力）或 manual（飞行员操纵侧杆或推力杆）； 飞机制导是managed（目标值由fmgc提供）或selected （制导目标值由驾驶员通过fcu选择。） 导航数据库装载：为保持系统正常工作，必须装载和 更新导航数据库。只有导航数据库是定期更新的。 fmgc基本工作原理 fd衔接的电源接通测试：只要飞机得到电源，fd自动 地衔接并提供电源接通测试，如果没有选择一个有效 的ap/fd方式，fd符号不会出现。 mcd

34、u起始：首先显示mcdu status页面，然后，驾驶员 使用mcdu进行飞行前的准备，包括：数据库选择、飞 行计划起始、无线电导航台输入和检查、性能数据输 入（v1，vr，v2和灵活起飞温度）。 在飞机起飞前，至少要输入v2。输入飞行计划（水平 和垂直），v2进入mcdu是由fm部分完成的，它的确认 是由fcu上相关的灯亮表示。 fmgc基本工作原理 a/thr衔接 当驾驶员将推力杆推至to/ga或flx/mct门位时，a/thr 衔接，此后fmgc自动地衔接： 起飞方式：用于偏航轴和横向的制导，及速度基准系统（srs） 自动推力功能（但没有激活）； 在pfd上出现fd符号（绿色的fd偏航杆

35、和俯仰杆）。 为了起飞，推力杆被设置至to/ga位，如果在mcdu上输入 了一个选择温度，推力杆被设置至flex/mct位。在推力降 低高度时，fm部分警告驾驶员将推力杆设置至clb位。正 常情况下推力杆不会离开这个位置，只有在接地前，会有 一个“retard”音响警告要求驾驶员将推力杆收回到idle 位。 fmgc基本工作原理 ap衔接 任意一部自动驾驶仪（ap）只能在离地5秒 后接通。正常的爬升、巡航、下降阶段只能衔 接一部ap，后衔接为先。land（自动着陆）方 式选择允许两部ap同时衔接。接地后，在滑跑 方式过程中，ap继续保持衔接，控制飞机沿着 跑道中心线滑行。然后在低速滑行和飞机停

36、止停止 时，驾驶员断开ap。 飞行增稳系统 偏航轴的控制原理与操作-偏航阻尼 当没有衔接ap时，在正常法则下，偏航指令由升降舵副 翼计算机计算。由升降舵副翼计算机计算的偏航指令提 供给协调转弯、荷兰滚阻尼和发动机故障配平。如果两 部升降舵副翼计算机都故障，在备用法则下，仅仅是由 adiru的数据计算荷兰滚阻尼的指令。 当ap衔接时，由fac计算偏航指令，但在着陆方式偏航 指令是由fmgc给出的。当ap衔接时： fac利用adiru的数据提供荷兰滚指令； 仅仅在起飞、复飞或rwy方式时，fac利用adiru数据提供发动机 故障时配平指令； 协调转弯指令是由fmgc中的滚转指令给出的。 在着陆方式

37、，fmgc的偏航指令通过fac控制偏航阻尼器作 动筒。 飞行增稳系统 偏航轴的控制原理与操作-方向舵配平 当人工操纵时，方向舵配平是在方向舵配平选择器通过 fac控制的，在方向舵配平的自动方式，fac计算发动机 故障配平和协调转弯指令。 当ap衔接时： 协调转弯指令由相关的fmgc计算机给出，信号同时加 到方向舵配平选择器和偏航阻尼器。 发动机故障配平信号加到方向舵配平作动筒。 偏航轴的控制原理与操作-方向舵偏转限制 方向舵偏转限制是由fac计算的，并将此信号发送至 方向舵偏转限制组件。fac利用来自adiru的计算空速来 计算方向舵偏转限制指令。 飞行增稳计算机的衔接 在正常情况下，当按压f

38、ac按钮时，按钮上的故障灯和 off灯都不亮，表明目前fac是衔接的且其内部的监控通 道工作是正常的。当fac按钮松开时，fac被断开，同时 白色的off灯亮。（注：飞机在地面通电自测30秒之后， fac仍不能衔接时，按钮上琥珀色的故障灯闪亮） fac不能激活：如果按钮被按下，fac不能被激活时，那 么按钮上的故障灯亮，同时ecam上由琥珀色警告。 子功能故障：如果一个或多个偏航轴控制功能失效，那 么按钮上的故障灯是灭的，当在ecam上由琥珀色警告。 如果下面功能一个或多个故障： 偏航阻尼； 方向舵配平； 方向舵偏转极限。 在ecam上仅仅显示琥珀色警告，fac继续保持衔接。 飞行增稳计算机的

39、衔接 计算机故障：当计算机本身故障时，fac不能衔 接，按钮上的故障灯亮，同时在ecam上由警告 信息。在这种情况下，fac的复位必须按照ecam 上提示的程序进行。 注：当故障出现时，飞机在地面发动机停车断电 时，它能自动复位。 电源临时中断：如果电源临时中断，那么按钮 上的故障灯亮，同时ecam上由警告信息。如果 在飞行过程中出现这种情况，那么只能用fac按 钮对它进行复位。 方向舵行程限制功能 方向舵行程限制功能是通过相关的空速信号来控 制实现的，在故障情况下，它仅返回到低速限 制。 正常工作：fac的方向舵行程限制指令通过方向 舵行程限制组件里的伺服马达来控制组件的停 止位。 返回到低

40、速限制：如果两个方向舵行程限制功能 都失效，当缝翼在伸出位置时，此时可以进行 偏转的方向舵操作。fac1提供的方向舵行程限 制功能优先。当故障时，fac里面的转换逻辑 转换到fac2上。 方向舵配平功能 方向舵配平功能由两种方式：人工方式（ap没有衔接），自 动方式（ap衔接）。自动配平的指令是由fac里面的指令 模块产生的，人工配平指令也通过这个模块，最后加到 作动筒上，同时指令由脚蹬反馈。 fac1提供的方向舵配平优先，fac1故障时，由转换逻辑转换 到fac2上提供方向舵配平功能。 如果两部方向舵配平功能都有故障，那么方向舵配平将保持 在故障前的哪个位置。 在方向舵配平选择板上的指示器上

41、指示方向舵配平和偏转。 人工方式：当没有衔接ap时，方向舵配平是通过方向舵配平 选择器来控制的。（注：复位按钮能使偏转的方向舵回 到中立位置） 自动方式：当衔接ap情况时，fac利用fmgc和adiru数据计算 需要配平的指令。 偏航阻尼功能 偏航阻尼器1和2是由转换逻辑控制它们工作的，偏航阻尼作 动筒不能够使脚蹬移动。fac里面的指令模块产生指令，并 将指令加到相关的阻尼器作动筒，控制方向舵。偏航阻尼作 动筒1是由绿系统供压。偏航阻尼作动筒1是由黄系统供压。 人工方式：此时ap没有衔接，由elac发出协调转弯，荷兰滚 阻尼和发动机故障配平等指令到fac。 人工备用方式：当两部elac故障时，

42、协调转弯和发动机故障 配平丢失了。仅仅存在着由fac计算的备用法则下的荷兰滚 阻尼。 自动方式：此时fac计算荷兰滚指令和在起飞、复飞或rwy方 式下fac计算发动机故障配平的指令，协调转弯指令是由 fmgc给出的。 着陆方式：当衔接着陆方式时，偏转指令是由fmgc直接计算 的。 飞行包络保护 fac的飞行包络保护功能和fac按钮是否衔接无关， 其功能提供： 通过显示管理计算机在pfd上显示特性速度； 自动飞行时给fmgc速度限制信号； 向fmgc发送迎角极限探测信号，如果自动推力 没有衔接则衔接自动推力。 低速警告。 此外，fac计算飞机重量和重心。 速度计算显示 fac计算的速度信号输送至

43、pfd显示；速度限制 值输送至fmgc。在正常工作情况下，fac1数据在机 长处pfd上显示，fac2数据在副驾驶pfd上显示。如 果参数失效或计算机故障，相应的pfd通过dmc自动 地转换到对边fac。如果fac采集的大气数据源和dmc 用于速度显示使用的大气数据源不同，这在ecam上 会显示 “adr disafree”信息。 速度计算 由于大多数速度数据是飞机重量的函数，因此 特性速度是根据空气动力学原理和飞机结构参 数进行计算的。 在飞行中，fac根据adirs，fmgc和sfcc的参数 计算出飞机的重量，然后根据飞机的重量计算 特性速度和飞机重心。 飞机在地面时，fac使用来自fmg

44、c的重量。 过大迎角和风切变保护 fac或elac探测迎角极限和风切变，并将其送至fmgc。这一 功能保护飞机以免进入临界迎角。fac比较飞机的迎角 （aoa）和预定的门限值（该值是由缝翼/襟翼外形决定 的）。在有风切变时这一门限值减小。如果飞机实际的 迎角超过这个门限值时，fac将发给fmgc一个信号，使 自动推力功能衔接且使飞机加上一个满推力信号。 如果飞机的外形是光滑的，那么风切变补偿功能无效。 elac将在下面两种情况下触发过大迎角保护功能：迎角 探测条件+侧杆偏离大于14度，或俯仰角大于25度+侧杆 偏离大于14度。 如果双套adirs都故障，则整个迎角极限探测功能将失效。 低速警告

45、 低速警告是一个软件装置，其提供机组一个音响 警告，提醒飞行员必须增加推力，通过俯仰控 制器重新获得一个小于临界迎角的正的飞行航 迹角，其大小取决于迎角、外形、减速速率和 出发该警告之前的飞行航迹角。该警告是一个 音响信号，触发音响警告“speed，speed， spedd”。 当飞机高于2000英尺ra或或飞机是光滑的外形， 激活了过大迎角保护时，低速警告将被抑制。 飞行制导-飞行制导（fg）系统的优先逻辑 fg优先逻辑：制导功能的衔接状态工作服从主/从逻辑： 主fmgc把ap/fd方式或a/th r衔接的改变传送给从fmgc。如： 如果没有衔接ap,没有衔接fd1，但衔接了fd2，那么fm

46、gc2是 主计算机。 ap1 engap1 engap2 engap2 engfd1 engfd1 engfd2 engfd2 eng a/thr11 a/thr11 engeng a/thr2a/thr2 eng eng fmgc1fmgc1fmgc1fmgc1 nono nono nono nononononono yesyesyesyes yesyes yesyes 制导功能：衔接状态 yesyes yesyes 飞行制导系统优先逻辑 fd系统优先逻辑： 根据以上的衔接逻辑，在正常情况下两个fd都衔接： fmgc1驱动的符号显示在机长的pfd1上；fmgc2驱动的 符号显示在副驾驶的pf

47、d2上.fma上显示1fd2,表示： fd1衔接在机长一侧；fd2衔接在副驾驶一侧。 如果一部fmgc故障，这另一部fmgc驱动的fd符号在两 个pfd上显示。如：若fmgc1故障，但两个fd开关都在 on位，这在两个pfd的fma上都显示2fd2。若两部fd都 故障，这在两个pfd上都显示红色的fd故障旗。 飞行制导系统优先逻辑 ap系统优先逻辑： 如果一部ap衔接，那么相应fmgc通过飞行控制计算机 控制飞机的飞行。单系统工作时没有优先逻辑，最后 衔接的ap有效，只要在fcu上选择近进方式，两部ap可 以同时接通。此时ap1主用，ap2备用，飞行控制计算 机用ap1的指令，当ap1脱开时，

48、它自动转换到ap2的指 令。 飞行制导系统优先逻辑 a/thr系统优先逻辑： 只有一个a/thr按钮安装在fcu上，它能衔接和断开 a/thr功能。a/thr实际上是由a/thr1和a/thr2双套系 统组成的，它同时衔接，但只有一个是有效的。无论 如何，选择a/thr1或a/thr2主要取决于ap和fd等等。 当选择a/thr功能有效时，主fmgc控制发动机，为了恢 复a/thr功能，当一侧ap(ap1或ap2）衔接时，但本侧 的a/thr故障，那么另一侧fmgc变为主计算机，然后用 这边的fmgc控制a/thr功能。 飞行控制组件 通常，fcu提供机组与fmgc的短期控制接 口，fcu是衔

49、接功能，选择制导方式，选择参 数的主要接口。实际上，一个fcu板含有两个 相同的处理通道：fcu1和fcu2。 同一时刻只有一个通道工作，另外一个通 道处于备用。如果两个通道都失效了，所有的 fcu控制都不起作用，即：自动推力、ap/fd1、 和ap/fd2都得不到。 飞行控制组件（续） fcu提供： ap、fd和a/thr的衔接； 制导方式的选择，例如：航向、垂直速 度或轨迹、飞行航迹角； 无论是否需要人工选择均可选择和显示 不同的制导目标值。（spd-hdg-trk- v/s-fpa-alt）。 飞行控制组件（续） 速度/马赫数基准控制旋钮：压下/拉出，也能旋转。 拉出位：fmgc用fcu

50、显示的选择基准速度，此时相关的速 度/马赫数被管理灯灭。 旋转：旋转时改变显示的数值。如果在45秒内没有被拉 出，那么显示横杠。 压进位：压进时，窗口显示横杠和相关的速度/马赫数被 管理灯亮。 速度/马赫数转换开关：该按钮仅在窗口由数值显示时 才有效，在所有情况下，速度/马赫数转换是自动的， 当基准的数值被选择时，飞行员利用此旋钮进行转换 指示相应的速度或马赫数值。 飞行控制组件（续） 航向/轨迹垂直控制旋钮：该按钮是压进/拉出并可旋 转。当航向或航迹被激活时或者当预选了航向/航迹时， 窗口显示数值，其它情况显示横杠，当管理的水平方 式待命时，被管理的灯亮（如：导航，滑跑，着陆等 方式）。 拉

51、出位：拉出时在fcu上显示航向、航迹方式的值，相关 的灯灭。 旋转：旋转时改变显示的航向或航迹数值。如果在45秒 内没有被拉出，那么显示变为横杠。 压进位：压进时，导航方式待命，在待命阶段，航向或 航迹一直显示制导接收到飞行计划，然后窗口用横杠 取代航向或航迹显示，在待命和激活阶段管理灯一直 亮。 飞行控制组件（续） 高度选择旋钮：外圈钮有100ft和1000ft；内圈钮设置 的高度随外圈钮的增加而增加。内圈钮可以被推进和 拉出，也可被旋转。 拉出位：如果fcu上显示值和目前的值不一样时，拉出将 更改显示的高度值，高度层改变灯灭，飞机立即朝着 选择的高度爬升或下降。 。 旋转：旋转时窗口将显示

52、新选择的高度数值。 压进位：压进时，如果显示的高度值和目前的高度不一 样时，那么将衔接爬升或下降，此时管理的高度层改 变灯亮，表示被管理。 注：高度窗口总是总是显示数值，而不显示横杠。 公制（米）高度按钮：用来在下中央显示器上显示fcu 显示米为单位的高度。 飞行控制组件（续） 垂直速度/飞行航迹角控制旋钮：此钮可以被推进，拉 出和旋转。 拉出位：显示垂直速度或飞行航迹角的数值，高度层改 变灯灭。若拉出前窗口显示的是横杠，那么拉出时将 显示飞机目前的垂直速度或飞行航迹角。显示范围： 航迹角：9.9显示的垂直速度是：6000ft/分钟。 旋转：旋转时，它将改变显示的垂直速度或飞行航迹角。 如果在

53、45秒内没有被拉出，那么显示变为横杠。 压进位：压进时，旋钮发出一个指令立即断开v/s/fpa方 式，窗口显示一个0数值，当水平断开时，fma由alt变 为绿色，飞机将按新设置的垂直速度或飞行航迹角飞 行。 飞行控制组件（续） 航向-v/s/track-fpa转换电门： 此钮用于航向-垂直或航迹-飞行航迹角 的转换。如果航向、垂直速度、航迹角、 按压此按钮，它将显示相关的方式。压 一下此按钮，将改变航向垂直速度变成 航迹飞行航迹角，注：pfd上的指示符号 也变为飞行航迹和飞行航迹指引。 飞行控制组件（续） 自动驾驶仪1和自动驾驶仪2衔接电门:飞机离地5秒后， 按压相关的按钮，ap1或ap2接通

54、。 按下时，ap接通，按钮上的灯亮（三条绿杠）。再按压， ap断开。 自动推力衔接电门：当飞机不在地面，发动机运转时， 按下此按钮能人工衔接a/thr功能。压下时接通a/thr， 按钮上的灯亮（三条绿杠）。（注：飞机在地面，推 力杆放在起飞方式下，a/thr自动衔接。再压下， a/thr断开。 加速衔接按钮：按下此按钮，飞机能加速爬升或下降。 压下时接通，按钮上的灯亮（三条绿杠），此时允许 飞机在它的包线性能之内以最大的速度爬升或下降。 在脱开它时，只能用衔接其它的水平方式来脱开它。 飞行控制组件（续） 进近衔接按钮：当压下时，进近按钮待命着着陆方式。 压下接通，如果ils有效，那么gs和lo

55、c为截获和跟踪 待命；压下断开：飞机高度大于400ft，着陆或进近导 航方式断开。（注：当飞机高度低于400ft时，着陆方 式仅仅在飞机复飞时断开。 航向道衔接按钮：当压下此按钮时，loc方式待命。 压下按钮，如果gs无效时，通常实用loc；压下断开， 在截获之前断开loc待命。在截获之后，断开loc衔接。 在这种情况，航向/航迹方式衔接在当前的飞机的航向/ 航迹。 飞行控制组件（续） 自动驾驶仪1和自动驾驶仪2衔接电门:； 自动推力衔接电门； 加速衔接按钮； 进近衔接按钮； 航向道衔接按钮； 飞行控制组件（续） 自动驾驶仪1和自动驾驶仪2衔接电门:； 自动推力衔接电门； 加速衔接按钮； 进近

56、衔接按钮； 航向道衔接按钮； 飞行管理系统 飞行管理优先逻辑： 1.fm的工作方式：正常、独立、单套。 飞行管理的起始意味着供上电后，两部飞行管理相互交换信息， 内部比较下列信息：导航数据库的识别、性能数据库的识 别，飞行管理工作程序识别，飞机的编程，发动机的编程 数据。 正常的方式：如果飞行管理被认可，正式方式被激活。此 时，不管mcdu的初始怎样，两部飞行管理立即开始处理这 些信息。 独立方式：如果飞行管理不被认可，在mcdu上将显示白色 的“fm1/fm2飞机状态差异”信息，系统转为独立的方式。 单套方式：如果某一飞行管理故障，单套方式有效，两部 mcdu有没有故障的飞行管理驱动，在mc

57、du上显示白色的 “对边fmgc正在处理中”信息。 飞行管理各种工作方式下的工作 正常的方式：飞行管理部分从飞行制导部分接收主/从计 算机的激活信息，主计算机把下列参数输送给从计算 机。 飞行阶段 飞行计划顺序 激活的性能方式和速度 跃障高度和最大高度 ils的频率和航道 飞行计划改变之后，在每一段，每一时刻激活性能方 式和激活的制导方式之间产生一个比较，如果不同， 为了和主计算机同步，从计算机将复制主计算机的数 值。 飞行管理各种工作方式下的工作 正常的方式（续）：当然每秒中主和从计算机都在 比较飞机的位置，总重和目标速度，如果差值超 过5nm,2吨，2节，那么在mcdu上显示如下信息: f

58、ms1/fms位置不同； fms1/fms2重量不同； fms1/fms2目标速度不同。 此时飞行员应采取措施。 独立方式：在独立方式，两个系统没有相互影响，它们 之间仅仅发送一个状态信息“独立方式”。 单套方式：在单套方式两部mcdu由同一部飞行管理驱动， 它们能显示不同的页面，在两个mcdu上能显示处理导 航信息。 mcdu 由于飞行管理的不同，mcdu工作也随之不同。 在正常方式，mcdu能同时的使用不同的页面， 在一个mcdu上任何的修改都能通过fmgc交输到 另一个mcdu上。 在独立方式，两个mcdu工作是分开的，它不能 交输。 在单套方式，两个mcdu在fmgc有效的情况下， 工作基本上和正常方式一样。 显示 飞行管理在nd和pfd上，在正常的独立方式， fmgc1的信息在pfd1和nd1上显示。