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ATA22:自动飞行系统 【概述】
自动飞行系统（AFS）为飞行员提供减少工作负荷、提高飞行安全性和规律性的功能。AFS的设计围绕： -1个飞行控制组件（FCU）。 控制 FCU和MCDU允许飞行员控制FMGCs的功能。FAC接通P/BSW和方向舵配平控制面板连接至FAC。MCDU用于飞机的长期控制，并在机组和FMGC之间建立接口，以便管理飞行。FCU用于飞机的短期控制，是将发动机指令数据从FMGC传输至全权数字发动机控制（FADEC）所需的接口。 FMGC 有两个可互换的FMGC。每个FMGC由两部分组成：飞行管理（FM）部分和飞行制导（FG）部分。FM部分给出与飞行计划定义、修订和监控相关的功能，FG部分给出与飞机控制相关的功能。 FAC 有两个可互换的FAC。FACs的基本功能是方向舵控制和飞行包线保护。 注意：FAC内包含AFS和集中故障显示系统（CFDS）之间的接口，称为故障隔离和检测系统（FIDS）。 其他系统 AFS连接到大多数飞机系统。AFS数据交换示例： -将自动驾驶指令传输给升降舵和副翼计算机（ELAC）。 部件位置
AFS计算机位于后部航空电子设备机架（80VU）中。
功能 飞行增稳计算机（FAC）的基本功能是： -故障隔离和检测系统（FIDS）。 偏航阻尼 偏航阻尼有四个功能，通过偏航阻尼器作动器控制方向舵。当飞行管理和制导计算机（FMGC）、升降舵副翼计算机（ELAC）或FAC发出指令时，偏航阻尼器能够提供： 方向舵配平 方向舵配平指令来自方向舵配平选择器，或来自FMGC，通过方向舵配平作动器控制方向舵。 方向舵配平提供： -当自动驾驶仪接通时，偏航轴上的自动配平和发动机故障恢复功能的生成。 方向舵行程限制 方向舵行程限制组件根据飞机速度限制方向舵的偏转。 方向舵行程限制功能： -为了结构完整性限制的方向舵偏转， -防止过度偏转，从而影响飞机性能。 飞机速度信息由大气数据/惯性基准组件（ADIRUs）提供。 飞行包线保护 对于飞行包线保护，FAC计算飞机操作、低动力警告、过大迎角（AOA）和风切变检测的各种特征速度。使用来自ADIRU、起落架控制接口组件（LGCIU）、FMGC和缝翼控制计算机（SFCC）的数据计算特征速度。然后，它们显示在PFD上。α-平台（过大AOA）和风切变检测发送至FMGCs。低动力告警计算被发送到飞行警告计算机（FWCs），FWCs生成一个声音警告：“SPEED, SPEED, SPEED”。 FIDS 出于维护目的，FIDS用于集中AFS计算机各BITE的故障信息，并提供这些BITE与集中故障显示接口组件（CFDIU）之间的接口。FIDS功能仅在FAC 1中激活。 控制 显示 FAC计算的部分数据会有显示： -方向舵配平位置显示在飞行操纵ECAM页面和方向舵配平控制面板上。红色风切变指示显示在两个PFD的中心。 部件位置
FAC计算机FAC（1，2）位于后部航空电子设备机架（80VU）中。
控制 概述 飞行管理和制导计算机（FMGC）的飞行管理（FM）和飞行制导（FG）功能主要由多用途控制和显示组件（MCDU）和飞行控制组件（FCU）控制。 典型操作包括： -起飞前，飞行员在MCDU上选择飞行计划，飞机随后将遵循该计划。 -在飞行中，在FCU上，飞行员可以接通AP并修改不同的飞行参数，从而立即改变飞机的控制。 MCDU 基本上，MCDU提供机组和FMGCs之间的长期接口。 MCDU的显示，例如： -特定功能的选择。 FCU 基本上，FCU提供机组和FMGCs之间的短期接口。 例如，FCU可用于： -选择各种飞行参数（例如航向值）。 管理 概述 FM部分主要完成飞行计划的选择，具有横向和纵向功能。FM部分给出导航、性能优化、无线电导航调谐和信息显示管理。FM部件计算的数据有时会被FG部件使用。 飞行计划 飞行计划包含飞机从起飞到降落必须沿航线飞行的各种要素和限制。通过MCDU可以选择、建立、修改和监控飞行计划。 横向功能 主要的横向功能包括： -沿横向飞行计划的制导计算。 导航数据库提供建立飞行计划所需的所有信息；但是，飞行员可以使用MCDU输入其他数据。 垂直功能 主要垂直功能包括： -沿垂直飞行计划的制导计算。 性能数据库提供必要的数据；但是，飞行员必须使用MCDU输入其他数据。 制导 概述 FG部分提供AP、FD和A/THR功能。这些功能根据FCU上通常选择的模式工作。操作飞机的正常方式是使用管理部分作为制导部分的基准源。 AP AP功能计算飞行控制信号，以便遵循所选模式。AP根据所选模式控制俯仰、横滚和偏航轴。AP模式示例：高度保持。 FD FD在两个PFD上显示制导指令，允许飞行员根据FMGC的要求手动驾驶飞机。必须考虑两种情况： AP未接通： -FD功能在PFD上显示符号，指示飞行员保持所需参数。在这种情况下，飞行员通过操纵飞行控制装置来执行这些指令。 AP接通： -FD功能在PFD上显示符号，表示飞行员要监控的AP指令。 自动推力 A/THR功能计算发动机控制所需的信号，以便遵循给定模式。 A/THR模式示例：获取和保持速度或马赫数。 显示 概述 各种显示器用于显示飞行管理和制导系统（FMGS）的数据和信息。显示飞行管理和引导信息的主要显示器有： -ECAM/EWD和ECAM状态页面。 MCDU MCDU显示与管理部件相关的所有数据。示例：识别飞行计划的连续航路点。 FCU FCU也被视为显示器，因为它包括指示灯和液晶显示器（LCD）窗口。 FCU包括： -显示基准参数的LCD窗口。 示例：在使用AP爬升期间，高度窗口显示飞机将捕获的高度。 PFD PFDs主要显示FD符号和制导功能状态及其模式。它们还显示基准参数。示例：目标速度值由PFD速度刻度上的符号表示。 ND NDs主要显示飞行计划和各种导航数据。示例：飞机当前位置周围的机场或航路点。 ECAM ECAM/EWD页面显示与功能或计算机故障相关的警告信息。ECAM状态页面显示着陆能力。
概述 模式 有横向模态和垂直模态。基本上，每个选项中的一个由飞行员或系统选择。AP接通时，一个横向模式和一个垂直模式同时激活。 根据飞行阶段，横向模式控制： -前轮，通过ELACs和刹车/转向控制组件（BSCU）。 垂直模式通过ELAC控制升降舵和THS。 地面 出于维护目的，AP可以在两个发动机都关车的情况下在地面接通。不需要液压动力。 发动机起动时，AP断开。 起飞 AP可以在飞行中接通，前提是飞机已在空中飞行至少5秒。 巡航 在巡航中，一次只能接通一个AP，优先接通最后一个AP。接通第二个AP将断开第一个AP。副翼和扰流板执行横向模态指令；升降舵和THS执行垂直模式指令。 注意：方向舵不是由AP控制，而是直接由FACs控制的。 着陆 如果机场配备了ILS装置，AP可以通过进近、拉平和脱离跑道完成1个完整的着陆。可以接通第二个AP（AP 1处于激活状态，AP 2处于待命状态）。 注意：方向舵由AP通过FACs控制。 在脱离跑道过程中，AP向方向舵和前轮发出转向指令。这些指令取决于飞机速度。副翼和扰流板AP指令为空。THS重置为0.5机头向上。 注意：扰流板作为空中刹车直接由SECs控制。在脱离跑道过程中，在低速（约60节）下，飞行员通常通过按下位于侧杆上的接管按钮来断开AP。
接通 一旦系统通电并满足逻辑条件，飞行指引（FD）功能将自动接通。 FD接通通过在飞行控制组件（FCU）上的FD P/BSW绿色条和每个PFD的右上角指示。1FD2指示显示在每个PFD上，显示FD1表示在机长侧接通，FD2表示在副驾驶侧接通。 注意：在地面上，只要AP/FD模式未激活，PFD上就没有FD符号。 原则 FD用于在两个PFD上显示飞行管理和制导计算机（FMGC）制导指令。在手动飞行中，FD显示引导指令，以帮助飞行员在控制装置上应用指令，以遵循最佳飞行路径，如果AP接通，则AP将指令最佳飞行路径。AP接通时，FD用于帮助检查FMGC要求。 FD模式与AP模式相同，选择方式相同。FMGC计算AP/FD指令，这些指令由显示管理计算机（DMC）转换为符号。有两种类型的符号：FD杆、航迹指令器（FPD）和航迹向量（FPV）符号。FCU上的中心航向垂直速度（HDG-V/S）/航迹角（TRK-FPA）P/BSW使飞行员可在这两种符号之间切换。 FD按钮 当FCU上电、复飞或在着陆的脱离跑道阶段失去AP时，FD P/BSW的三个绿色条会自动亮起。FD P/BSW点亮意味着FD符号可显示在机长FD P/BSW的相应PFD上：PFD 1上以及F/O FD P/BSW相应的PFD 2上。如果按下亮起的FD P/BSW，绿色条将熄灭。再次按下P/BSW将再次打开绿色条。不亮的FD P/BSW表示相应PFD上不能显示FD符号-FD2显示在每个PFD上，表示PFD 1上不能显示FD符号，FD 2在F/O侧接通。
FD杆 如果在FCU上选择HDG-V/S，则可以显示FD杆。HDG-V/S在系统通电时会自动被选择。 注意：在某些系统构型更改时，FMGCs向DMCs发送指令，使FD杆闪烁10秒。 当FD杆位于PFDs固定飞机模型的中心时，表示正确遵循了AP/FD模式。 有三个FD杆： -俯仰杆， -横滚杆， -和偏航杆。 如果垂直模式处于激活状态，则可以显示水平俯仰杆，但在着陆的脱离跑道阶段除外。如果横向模式激活，则可显示垂直横滚杆。起飞时低于30英尺RA，当航向（LOC）信号可用时，着陆期间，横滚杆由偏航杆指针代替。当该杆正好位于中心黄色方形下方时，它将居中。 FPD/FPV符号 如果在FCU上选择了TRK-FPA，则可以显示FPD和FPV符号。 注意：在某些系统构型更改时，FMGCs向DMCs发送指令，使FPD和FPV符号闪烁10秒。 当FPD和FPV符号叠加时，表示正确遵循了AP/FD模式。FPD符号提供指令信号，截获并按FMGCs定义的横向和垂直飞行路径飞行。如果FMGCs未提供制导模式，则FPD符号被删除。 FPV符号表示当前航迹和实际飞行的FPA的横向和垂直航迹信息。FPV符号位置由大气数据惯性基准系统（ADIRS）计算。 注意：偏航杆与FD杆位置相同，并以相同条件出现。
自动推力功能 A/THR功能向全权限数字发动机控制（FADEC）发送计算的推力指令（推力目标），以进行发动机自动控制。 自动推力功能包括： -当从飞行增稳计算机（FAC）接收探测到alpha平台信号时，通过指令最大推力来防止过大攻角（AOA），称为alpha平台保护。 自动推力环路原理 为了获得A/THR功能，飞行控制组件（FCU）选择由飞行管理和制导计算机（FMGCs）计算的推力目标。然后，每个FCU处理器通过发动机接口组件（EIU）沿自己的总线向FADEC发送推力目标。 自动推力接通 自动推力功能的接通可以是手动或自动的。按下FCU上的自动油门P/BSW可手动接通自动油门。当发动机运转时，接通在100英尺RA以下被抑制。 自动油门接通： -或在飞行中，当探测到alpha平台时；这在100英尺RA以下被抑制，升空后15秒内除外。 注意：为使A/THR在发动机上有效，A/THR的接通由FADEC中的激活逻辑确认。 当自动推力接通时： -接通状态显示在飞行模式通告器（FMA）上。 接通时，A/THR可启用或不启用，具体取决于推力杆的位置。当接通且未启用时，推力控制为手动。根据推力杆的位置指令推力。接通且启用时，推力控制是自动的。推力根据A/THR计算的推力目标指令。 自动推力断开 自动油门断开可以是手动或自动的。 自动推力手动断开： -或通过专用FCU P/BSW， 如果检测到故障，会自动断开A/THR。
概述 自动飞行系统（AFS）是一种1型系统，能够与集中故障显示接口组件（CFDIU）保持双向通信。AFS的航线维护基于在飞行增稳计算机（FAC）1中激活的故障隔离和检测系统（FIDS）以及各种AFS计算机中的BITE的使用。通过多功能控制和显示组件（MCDU）连接CFDIU可访问故障数据。与其他系统一样，CFDIU在NORMAL（正常）模式和MENU（菜单）模式下工作（见ATA 31-CFDS）。 FIDS FIDS在物理上是位于每个FAC中的电路卡。两个FAC是可互换的，但只有安装在侧1的信号，才能使FAC 1的FIDS工作。FIDS被用作集中维护信息的系统BITE。FIDS在采集和接收过程中与CFDIU相连，并与各种AFS计算机的BITE相连。它接收来自CFDIU的指令，解释这些指令，并在适用的情况下将其传输给相关的各种BITE。它接收来自BITE的故障报告，管理这些报告，并在适用的情况下合并BITE诊断（发生、关联…），并生成故障信息，发送给CFDIU。 注意：如果FIDS失效，BITE仍将继续工作，并且可以在内场车间或FAC 1更换后读取结果。 NORMAL（正常）模式功能与其他系统中的功能相同。除了通常的系统报告功能外，MENU（菜单）模式还可以访问GROUND SCAN（地面扫描）、AFS TEST（AFS测试）和LAND TEST（着陆测试）。 BITE 根据其内部架构，每个AFS航线可更换组件（LRU）都有一个或多个BITE。BITE的基本目的是检测、隔离、记忆故障，飞行控制组件（FCU）和MCDU BITE仅执行检测任务。故障检测由维护手册中列出的特定事件触发。飞行制导（FG）CoMmanD（CMD）触发事件示例：ILS自身故障。 故障定位对应于识别故障源的分析处理。 FAC/FM/FG BITE 由于FAC和FG在CMD和MONitor（MON）侧都具有BITE，因此通常在每侧都进行故障分析，并在CMD侧进行整合。每个BITE会存储分析结果、故障文本、航段号、每个给定故障的时间和日期。然后，BITE向FIDS发送分析结果，按概率顺序最多给出两个可疑LRU。 FCU BITE 每个FCU的BITE计算其相关部件的维护状态，并将该维护数据持续发送给FG CMD部分。 MCDU BITE MCDU对其处理器、存储器和显示组件进行测试。如果MCDU BITE发现故障： -设置输出1个MCDU FAIL离散信号并通过交输总线发送给FM部分，然后发送给FG 1和FG 2的 CMD部分。
地面扫描 GROUND REPORT（地面报告）功能显示FIDS存储器的地面区域中记录的故障。当前故障扫描功能用于隔离选择该功能时出现的故障。出于开发目的，制造商会用到PROGRAM页面。 AFS测试 以下工作需完成AFS测试： -以获取故障排除数据（即使测试正常）。 着陆测试 着陆测试提供了着陆模式测试的可能性并测试获得CATegory 3所需设备。维护要求在几个连续的页面上进行操作、检查和回答。
安全测试 在长时间电源中断后，AFS的计算机和控制组件会进行安全测试，也称为上电测试。这些测试只在地面上进行，FCU除外，FCU可以在地面或飞行中进行安全测试。在这些测试期间，不应对系统执行任何操作。如果某个组件未通过安全测试，则该组件会被宣布为故障且不可用，并且状态页面上会显示ECAM信息。 注意：进行安全测试的建议条件为： .等待1分钟以执行安全测试。 程序 如果飞行员报告涉及AFS，则必须遵循图中的AFS的维护程序进行排故。 【飞行增稳】
偏航阻尼 当AP未接通时，升降舵副翼计算机（ELAC）根据正常法则计算偏航阻尼器指令。ELAC计算的偏航阻尼器指令提供协调转弯；荷兰滚阻尼和发动机故障补偿。如果两个ELAC都失效，则飞行增稳计算机（FAC）使用大气数据惯性基准系统（ADIRS）的数据仅计算荷兰滚转阻尼（备用法则）。 AP接通时，FAC计算偏航阻尼器指令，但在着陆模式下由飞行管理和制导计算机（FMGC）计算的情况除外。AP接通时： -协调转弯法则计算偏航指令给FMGC产生横滚指令。在LAND（着陆）模式下，FMGC偏航指令通过FAC控制偏航阻尼器作动器。 方向舵配平 在手动模式下，方向舵配平选择器通过FAC控制方向舵配平。在方向舵配平自动模式下，FAC计算发动机故障补偿和协调转弯。AP接通时： -发动机故障补偿慢速法则指令被发送到方向舵配平作动器。 方向舵行程限制 方向舵行程限制由FAC计算并发送至方向舵行程限制组件。FAC方向舵行程限制法则使用ADIRS给出的校准空速（Vc）计算该限制。 操作 ELAC正常法则
此示意图表示ELAC正常法则。 ELAC失效时的备用法则
此示意图表示ELAC失效时的备用法则。 如有必要，ELAC必须在横滚轴上按降级法则运行。在ELAC指示的降级模式下，FAC会计算偏航阻尼器功能，并生成简化的荷兰滚阻尼法则（备用法则）。 AP巡航
此图表示AP接通时巡航。 AP一接通，偏航阻尼器就以下面给出的模式操作： -根据FMGC的横滚指令，协调转弯以依次减少侧滑。 此外，对于自动模式下的方向舵配平操作，自动驾驶仪具有优先权，因此，在AP接通构型下，飞行员手动配平是不可能的。方向配平偏转的指令是协调转弯和（在发动机故障的情况下）发动机故障补偿的产物。AP还提供信号，来检测发动机故障（根据发动机额定值功能）。在所有情况下，方向舵配平偏转始终显示在方向舵配平控制面板上。 AP接通时发动机补偿TOGA/RWY模式
此图表示AP接通时的发动机补偿TOGA/RWY模式。 如前所述，一旦AP接通，偏航阻尼器将以以下模式运行： -根据FMGC的横滚指令，协调转弯以依次减少侧滑。 在TOGA/RWY模式下，偏航阻尼器将包括发动机故障时的发动机故障补偿。 该模式在起飞时通过LOC波束在跑道中心线上提供横向制导功能，并在抬轮后遵循最佳纵向飞行路径。 此模式下可用的功能有： -AP在起飞后5秒可用。 当飞行员通过将油门操纵杆置于MCT/FLX TO门之外来选择起飞推力时，该模式则接通。 AP着陆模式
此图表示AP接通时的LAND（着陆）模式。在自动驾驶仪接通和着陆模式激活的情况下，荷兰滚阻尼和协调转弯被抑制，偏航阻尼直接通过FMGC偏航引导指令完成。
正常构型 在正常构型中，当飞行增稳计算机（FAC）P/BSW按下时，FAULT和OFF灯熄灭，前提是内部监控通道处于良好状态并且存在接通请求。当FAC P/BSW松出时，FAC断开，白色OFF灯亮起。 注意：在通电后30秒测试期间，FAC不能在地面接通。琥珀色故障指示灯会闪烁。 FAC未通电或未安装 如果FAC未通电且P/BSW按下，FAULT（故障）灯亮，ECAM上显示琥珀色信息。 子功能故障 如果一个或多个偏航轴控制功能失效，ECAM上只显示琥珀色信息。FAULT（故障）指示灯保持熄灭。如果以下一项或多项功能失效： -方向舵行程限制。 ECAM显示组件上只显示琥珀色信息。FAC保持接通。 计算机故障 当计算机本身发生故障时，FAC断开，FAULT（故障）灯亮起，ECAM上显示一条信息。在这种情况下，必须按照ECAM程序尝试FAC复位。 注意：在地面发动机关车时，当故障消失时，重置是自动的。 暂时失去电源 如果发生暂时断电，FAULT（故障）灯亮起，ECAM上显示一条信息。在飞行中，只有使用FAC P/BSW才能复位。
部件 有两个偏航阻尼器。在正常操作中，两个都处于接通状态，但只有一个处于激活状态。偏航阻尼器1具有优先权。偏航阻尼器功能通过以下方式实现： -2个旋转可变差动传感器（RVDT）。 概述 偏航阻尼器1和2使用转换逻辑进行操作。偏航阻尼器作动器不会移动方向舵踏板。偏航阻尼器功能操作如下： -偏航阻尼器作动器2由黄色液压系统提供动力。 手动模式 在手动模式下，AP未接通，升降舵副翼计算机（ELAC）向FAC发送： -发动机故障补偿偏航指令。 人工备用 双ELAC故障后，协调转弯和发动机故障补偿功能将失去。FAC仅计算荷兰滚阻尼的简化替代法则。 自动模式 在自动模式下，FAC计算光洁构型下的荷兰滚阻尼，起飞/复飞（TOGA）和RunWaY模式下的发动机故障补偿。协调转弯法则是通过使用来自飞行管理和制导计算机（FMGC）的横滚指令来计算的。 着陆模式 当着陆模式接通时，偏航指令由FMGC直接计算。 动力回路 偏航阻尼法则控制SV，转换逻辑控制两个电磁线圈S1和S2，这两个电磁线圈又控制选择阀（H）。S1和S2在通电时，将内部液压部件移动到一个位置，这使得SV可以操作输出作动杆。如果其中一个选择阀发生故障或来自FAC 1的信号发生故障，液压压力电门会向转换逻辑发送一个故障信号，然后转换逻辑将操作转移到YD 2。动力回路中的反馈由用于指令侧的LVDT和用于监视器侧的RVDT提供。在双偏航阻尼器失效的情况下，定中弹簧杆将方向舵移动到中立位置。 监控 通电时，偏航阻尼器功能安全测试启动。会测试备用偏航阻尼器及其SV之间的连续性。通过指令和监视部分之间的比较器来监视计算。ELAC、FMGC和（ADIRS）的外围输入信号始终受到监控。动力回路由偏航指令和方向舵位置反馈之间的比较器监控。在飞行中，液压压力由FAC监控。LVDT和RVDT始终受到监控。
概述 飞行增稳计算机（FAC）的功能独立于FAC接通P/BSW。此功能提供： -低动力意识。 FAC还计算重量和重心。 速度计算显示 FAC计算的速度发送至PFD，速度限制发送至FMGC。在正常操作中，FAC 1数据显示在CAPT PFD上，FAC 2数据显示在F/O PFD上。如果某个参数或计算机出现故障，DMC会自动将相关PFD切换到对侧的FAC。如果FAC使用的大气数据源与DMC用于速度显示的数据源不同，ECAM上将显示ADR DISAGREE（ADR不一致）信息。 速度计算 气动法则和飞机构型参数用于特征速度计算。计算原理是基于这样一个事实，即大多数速度数据都是飞机重量的函数。在飞行中，FAC使用大气数据/惯性基准系统（ADIRS）、FMGC和襟翼控制计算机（SFCC）参数来计算重量，然后根据重量计算特征速度和重心（CG）。在地面上，FAC则使用FMGC给出的重量。 α-平台和风切变保护
α-平台探测和风切变保护由FAC或升降舵副翼计算机（ELAC）计算并发送至FMGC。该功能用于保护飞机不受过大迎角（AOA）的影响。FAC将飞机AOA（α）与预定阈值（缝翼/襟翼构型的函数）进行比较。如果发生风切变，此阈值会降低。 注意：如果检测到风切变情况，PFD上会显示红色的windshear（风切变）信息，并启动音频警告“windshear，WINDSHEA，WINDSEAR”（风切变，风切变）。 如果超过该阈值，FAC将向FMGC发送信号，以启用A/THR功能并施加全推力。如果飞机处于光洁构型，风切变补偿功能不可用。如果出现以下情况之一，ELAC将启动α-平台保护： -俯仰角>25度，侧杆偏转>14度。 如果两个ADIRS出现故障，则α-平台检测不起作用。 低动力意识
动力感知是一种软件设备，可以向机组人员发出音频警告。该警告告诉机组有必要增加推力，以通过俯仰控制获得正的飞行轨迹角。音频警告“SPEED SPEED SPEED”（速度-速度-速度）在α-平台之前开始，与AOA、构型减速率和飞行路径角度相关。当RA大于2000英尺或α-平台处于激活状态或飞机处于光洁构型时，它被抑制。 尾部撞击保护（A320/A321）
为了降低着陆时尾部撞击的风险，A320和A321飞机上增加了一个新的音频警告“PITCH-PITCH”。该保护功能通过飞行增稳计算机（FAC）上的程序插钉激活。在PFD上，低于400英尺时，俯仰姿态标尺上会显示一个Vbar符号。它显示了在着陆过程中不得超过的最大俯仰姿态，以防止尾部撞击。 【飞行制导】
概述 A/THR功能可以通过飞行控制组件（FCU）上的专用P/BSW手动接通，也可以在满足某些条件时自动接通。 推力操纵杆 推力手柄是手动操作的，并与全权数字发动机控制装置（FADEC）电气连接。 注意：推力杆从不自动移动。 每个操纵杆有3个由卡槽和止挡限定的扇形区。推力杆可以在包括特定位置的扇区上移动： -中心部分： 0：对应慢车推力，CL：对应爬升推力。 -前部： FLX/MCT：对应于发动机故障后的灵活起飞推力或最大连续推力， TOGA：对应最大起飞/复飞推力。 FADEC计算推力极限，这取决于推力杆的位置。如果两个推力操纵杆位于同一卡槽位置，则推力限制对应于该卡槽位置。如果两个操纵杆不在同一卡槽位置，则推力限制对应于下一个更高的卡槽位置。飞行管理和制导计算机（FMGC）为推力目标计算选择FADEC 1和FADEC 2的最高推力限制。 A/THR功能逻辑 A/THR功能可以接通或断开。当它接通时，它可以是ACTIVE（激活）或NOT ACTIVE（未激活）。 A/THR断开 当A/THR功能断开时： -飞行模式通告器（FMA）既不显示A/THR接通状态也不显示A/THR模式。 A/THR已接通并激活 当A/THR功能接通时，如果出现以下情况，A/THR将处于激活状态： -或者α-平台保护独立于推力杆位置已起作用。 注意：如果一台发动机发生故障，A/THR激活区位于FLX/MCT卡槽和0止挡之间，而不是CL卡槽和0卡槽之间。 由于A/THR功能处于激活状态： -FMA以白色显示A/THR接通状态和A/THR模式。 A/THR已接通但未激活 当A/THR功能接通时，如果出现以下情况，A/THR不会激活： 至少有一个推力杆在FLX/MCT卡槽上方，或者两个推力杆都在CL卡槽上方，或至少有一台发动机处于FLX TO模式，α-平台保护未激活。 由于A/THR功能未激活： -FMA以青色显示A/THR接通状态，以白色显示人工推力功率，并用琥珀色框包围。
模式 A/THR功能根据模式及其相关基准参数计算推力目标。基准可以是： -推力；在这种情况下，来源是：FADEC，当A/THR未激活时计算推力限制。当A/THR激活时，FMGC本身在推力限制内（推力限制总是由FADEC计算）。A/THR模式有SPEED（速度）/MACH（马赫）、THR（推力）、RETARD（减速），α-平台保护可超控以上模式。 模式描述 FMGC根据激活的AP或飞行指引仪（FD）垂直模式自动选择模式。这种选择基于一个简单的法则：速度控制优先。 -除了以上两种模式外，RETARD仅在自动着陆时可用，此时发动机推力必须降低到慢车，以进行低于40英尺RA的拉平阶段。 默认模式 当没有垂直模式接通时，A/THR仅在SPEED（速度）/MACH（马赫数）模式下运行，以下情况除外： -当A/THR处于RETARD模式时，AP断开，A/THR功能保持在RETARD模式。 ALPHA-FLOOR保护 A/THR功能可防止过大的迎角（AOA）。每个飞行增稳计算机（FAC）都检测α-平台信号。在AOA过大或需要规避机动的情况下，FAC向FMGC发送指令，FMGC激活α-平台保护。A/THR自动接通或保持接通激活，发动机推力等于TOGA推力而不管推力杆位置。在这种情况下，FMA上会显示带有琥珀色闪烁框的绿色信息A.FLOOR。当FAC中不再检测到在α-平台时，FMA上显示绿色信息TOGA LK（LK表示锁定），并带有琥珀色闪烁框。α-平台保护只能通过断开A/THR功能来取消。 飞行起飞中的A/THR操作 起飞 飞机在地面上，准备起飞。AP和A/THR均未接通。发动机由推力杆控制。起飞时，如果在多用途控制和显示组件（MCDU）上选择了灵活的温度，飞行员将推力手柄设置为TOGA止挡或FLX/MCT止挡。这将接通A/THR功能，但它仍处于未激活状态。 减推力高度 在减推力高度，FMA上的一条信息向飞行员指示，他必须将推力操纵杆置于CL止挡位置。一旦推力操纵杆处于CL止挡位置，A/THR即激活。如果推力手柄设置在CL-MCT或O-CL区域，FMA上的信息警告飞行员将推力手柄设置到CL卡槽： -有琥珀色LVR ASYM信息（如果在O-CL区域）。 A/THR保持激活状态。然后，推力杆保持在这个位置，直到进近阶段。当A/C达到减推力高度时，LVR CLB出现并闪烁。 自动着陆 在自动着陆过程中，在着陆前，一个RETARD自动呼叫向飞行员提供指示，他必须将推力手柄设置为0止挡。当他这样做时，A/THR会断开。如果地面扰流板处于待命状态，则可以自动启动地面扰流板。然后，在地面上，飞行员在反推扇区移动推力杆。 断开 除了正常的A/THR操作外，飞行员操作或系统故障时，A/THR功能也会断开。按下推力杆侧面的两个红色本能断开P/B中的至少一个，或按下FCU上的A/THR P/BSW，即可断开A/THR功能。A/THR断开也可能由于外部系统故障而触发。当A/THR功能激活时，实际发动机推力不一定与推力操纵杆位置相对应。 A/THR断开的后果 因此，重要的是要知道A/THR断开后会发生什么： 当通过本能断开P/B进行断开时，推力立即调整到推力杆位置。 在其他情况下，FCU P/BSW断开或故障后断开时： -一旦推力杆移出卡槽，或者如果它不在卡槽中，则相应发动机上的推力就平滑过渡到推力杆的位置。
飞行制导
引导功能的接通状态根据主/从原则工作。主飞行管理和制导计算机（FMGC）将AP/飞行指引仪（FD）模式和/或A/THR接通的所有更改强加给从属FMGC。下面是一个主FMGC的例子。查看流程图以了解优先级逻辑。在没有AP、没有FD1但FD2接通的情况下，FMGC2为主，因为按照流程图，前三个答案是no，但第四个答案是YES。 飞行指引仪
通电时，两个FD通常处于分离构型。FMGC1通常驱动机长PFD上的FD符号（横杆或飞行路径指引器符号）。FMGC2通常驱动F/O PFD上的FD符号。1FD2指示显示在每个飞行模式通告器（FMA）上，表示FD1在CAPT侧接通，FD2在F/O侧接通。如果一个FMGC出现故障，剩下的FMGC将驱动两个PFD上的FD符号。如果FMGC1出现故障，每个FMA上都会显示2FD2指示，表示两个PFD上都显示FD2。如果两个FD都出现故障，只要相应的FD开关打开，每个PFD上就会显示红旗。 注意：如果两个FMGC都失效，可选择使用MCDU上的备用导航获取ADIRS参数。 自动驾驶仪
如果一个AP接通，相应的FMGC通过飞行控制计算机（FCCs）控制飞行控制。单个操作中没有优先级逻辑。最后一个参与的AP是工作的AP。一旦在飞行控制组件（FCU）上选择了进近模式，两个AP才都可以接通。AP1具有优先级，AP2处于备用状态。FCC首先使用AP1指令。在AP1断开的情况下切换到AP2指令。 自动推力
FCU上的一个A/THR SW用于接通或断开A/THR功能。A/THR功能实际上由两个系统（A/THR1和A/THR2）组成，这两个系统同时准备接通，但只选择一个系统接通。然而，A/THR1或A/THR2的选择取决于AP和FD的接通。这是根据FCU已知的主/从原理进行的，并在表中进行了总结。当选择的A/THR功能激活时（根据推力操纵杆位置），主FMGC通过FCU控制发动机。因此，在自动控制中，控制发动机和飞行控制的是同一个FMGC。为了恢复A/THR功能，当一个AP接通而其自身的A/THR发生故障时，应接通另一个AP，从主FMGC切换到另一个（现在成为主FMGC），并切换到对侧的A/THR。 飞行模式通知
FMA上的三种信息类型是： -飞行管理（FM）信息。 提供两个FMA的主FMGC提供显示A/THR信息。AP/FD信息根据以下逻辑显示： -在没有AP的情况下，在一个FD出现故障或手动断开的条件下，对侧的FMGC提供两个FMA。 【飞行管理】
fm操作模式 有三种操作模式：正常、独立和单一。在飞行管理（FM）初始化时，也就是说在通电时，两个FM部件交换信息。对以下参数进行初步交叉比较：导航数据库识别、性能数据库识别、FM操作程序识别、飞机程序插钉数据和发动机程序插钉数据。 正常模式 如果FM部件一致，则正常模式处于激活状态。当按下按键时，两个FM都会立即对其进行处理，而不管其来源于哪个多用途控制和显示组件（MCDU）。 独立模式 如果FM部件不一致，MCDU上会显示白色信息FMS1/FMS2 A/C STS DIFF，然后系统返回到独立模式。每个FM部件管理自己的MCDU。飞行管理和制导计算机（FMGC）系统间总线故障会导致琥珀色MCDU信息“独立操作”。 单一模式 如果一个FM部件出现故障，则激活单一模式。两个MCDU都由剩下的FM部分驱动。故障侧FMGC相对应的MCDU上显示白色信息OPP FMGC IN PROGRESS。 模式操作 正常模式 在正常模式下，FM部分接收来自飞行制导（FG）部分的主/从激活逻辑。主计算机将以下参数强加给从属计算机： -ILS频率和航线（如有）。 飞行计划更改后，会对激活的航段进行比较，并每隔一秒对激活的性能模式和激活的制导模式进行比较。如果不同，从属计算机将通过复制主值将自身与主计算机同步。此外，每秒对主计算机和从计算机的飞机位置、总重（GW）和目标速度进行比较。 如果差值分别大于5Nm、2吨或2 Kts，则MCDU上会显示相应的信息： -FMS1/FMS2 SPD-TGT差异。 然后需要飞行员采取行动。 独立模式 在独立模式下，一个系统与另一个系统之间没有交互。FMGC仅相互发送其状态信息（在这种情况下，为独立模式）。 单一模式 在单一模式下，两个MCDU由相同的FM部分驱动，但它们仍然可以显示不同的页面。与导航过程相关的信息会显示在两个MCDU上。 MCDU 正如FM操作模式主题中已经介绍的，MCDU的工作方式不同。在正常模式下，MCDU可以在不同页面上同时使用。一个MCDU上的任何修改或输入可通过FMGC交输总线发送给另一个MCDU。 在独立模式下，两个MCDU分别操作。尽管存在交输总线，但一个MCDU上的条目不会应用到另一个MCDU。在单一模式下，两个MCDU基本上都和正常模式一样工作，但只对应于有效的FMGC。 显示 FM信息显示在ND和PFD上。对于FM信息，在正常或独立模式下，FMGC1提供PFD1和ND1，FMGC2提供PFD2和ND2。在单一模式下，剩余的FMGC提供所有显示。 无线电导航 该图显示了在正常或独立模式下由FMGC控制的无线电导航接收器的架构。为了选择无线电导航频率和航向，在正常或独立模式下，每个FMGC通过无线电管理面板（RMP）控制自己侧的接收器。PFD和ND上只显示来自接收器的实际频率和航向。在FMGC故障的情况下，有效的FMGC像往常一样通过RMP控制自己侧的接收器，但也直接控制对侧的接收器，而不是通过RMP。如果两个FMGC都失效，机组人员必须使用RMP来选择频率和航向。
飞行计划 飞行计划由各种要素定义，这些要素指示了飞机必须遵循的航路以及这些航路上的限制。 要素主要取自数据库或由飞行员直接输入。限制主要是由ATC引起的速度、高度或时间限制。将这些要素和限制结合起来构建飞行计划的功能称为飞行计划。 除此之外，飞行管理（FM）部分还提供飞机位置和飞行计划的后续信息，这称为导航。一切都可以在起飞前准备好，但也可以在飞行操作过程中快速轻松地进行修改。在FM故障的情况下，剩余有效的飞行管理和制导计算机（FMGC）被用作在自动切换后命令多用途控制和显示组件（MCDU）和ND的唯一来源。 导航数据库 导航数据库为飞行计划的构建和后续行动提供了所有必要的信息。飞行员将选择一个名为“公司航路”的已内置的飞行计划，或者使用现有数据库内容构建自己的飞行计划。该数据库具有量身定制的覆盖范围，每28天更新一次。保留了一些空间，可以手动输入20个导航辅助设备、20个航路点、10条跑道和3条公司航路。 注意：飞机可选装配备第二代飞行管理系统（FMS2）。保留的空间允许手动输入20个导航设备、20个航路点、10条跑道和5条公司航路。 无法擦除数据库。然而，作为一种选择，当飞行阶段结束时（即飞机在地面上停留30秒以上），可以删除手动输入的数据。通过使用飞机时钟或手动，可以加载两个周期的数据库。在便携式数据加载器（PDL）的帮助下或通过多用途磁盘驱动器（MDDU）（如果安装）可将数据库加载到FMGC中。然后，通过交输加载功能允许通过交输总线将数据库加载到另一个FMGC中。 导航 导航过程向系统提供当前飞机状态信息，包括当前位置、高度、风、真实空速和地面速度。这是通过使用来自惯性基准系统（IRS）、大气数据传感器、GPS、导航无线电、空中交通服务组件（ATSU）和飞行增稳计算机（FAC）飞行包线计算的输入信号来实现的。位置可以在飞行过程中手动更新，也可以在起飞时在跑道阈值处自动更新。 （ACARS）功能 FMS使用飞机通信寻址和报告系统（ACARS）功能，通过ATSU在地面站和主FMGC之间交换数据。该接口可与地面交换飞行计划初始化、起飞、风力和广播数据以及飞行报告。通过ACARS，机组人员可以向地面发送风力数据请求。为响应此请求，或自动地，地面向飞机发送爬升、巡航、下降和备降的风数据。 横向飞行计划 横向飞行计划给出了3个主要区段内每个航路点的连续航迹变化。 -到达：标准航站楼到达航路（STAR），进近，复飞。。。 在选择NAV模式的情况下，飞行员或AP可以遵循横向转弯指令。 垂直飞行计划 垂直飞行计划提供了准确的飞行路径预测，这需要精确了解当前和预测的风、温度以及要飞行的横向飞行路径。垂直飞行计划分为几个飞行阶段： -进近/错过进近/复飞：减推力高度、加速高度。 飞行员或AP可以遵循垂直转弯指令。在对飞行控制组件（FCU）上的高度选择器旋钮进行拉或推操作后，垂直剖面中的任何高度变化都会启动，但起飞除外（在地面，当垂直剖面待命且在起飞阶段后会自动激活时）。 性能 性能数据库包含预期运行条件范围内的最佳速度计划。机组可以使用多种性能模式，其中最主要的是ECONomic模式。ECON模式可以使用可选择的成本指数（CI）进行定制，以满足特定的航空公司要求。CI定义为时间成本与燃油成本的比率。燃油量和指示计算机（FQIC）提供燃油量。与给定CI相关的速度和推力值用于确定爬升和下降剖面。燃油和时间是FM功能这一特定部分的主要参与者，并指导航空公司的选择。 显示 根据FCU EFIS控制面板上的飞行员选择，在ROSE-NAV或ARC模式下显示与飞机位置相关的飞行计划。飞机模型是固定的，而图表是移动的。这两种模式的区别在于当ND设置为ROSE-NAV模式时另一半范围可显示，因为当它设置为ARC模式时只有正面视图。在PLAN（计划）模式下，显示飞行计划，NORTH（北）位于屏幕顶部，以TO（飞向）航路点为中心。 根据所选择的范围，飞机可以在该显示器上显示，也可以不显示。通过在MCDU上滚动飞行计划，可以不使计划显示居中。PFD在接通AP/飞行指引仪（FD）横向和纵向模式后会显示FM引导。
概述 当两个飞行管理（FM）部分都出现故障时，MCDU的备用导航（B/UP NAV）必须用作备用系统。MCDU备用NAV（B/UP NAV）向机组人员提供的信息有限，但可用于完成当前飞行。 通过MCDU菜单页面上的“SELECT NAV B/UP”（选择导航B/UP）提示符可激活MCDU B/UP NAV。 B/UP NAV功能独立工作，可以单独激活。 飞行计划 在激活BACK-UP NAV功能之前，飞行计划的缩减格式从FM部分传输到MCDU。 以下情况下会更新此下载： -FM重新同步。 下载包括航路点位置、航路点标识符、航段类型、不连续性、飞越和转向信息，最多150航段。 在BACK-UP NAV激活时，会完成最后一次更新，然后忽略任何其他更新。与FM功能相比，MCDU B/UP NAV功能的能力有所降低。 导航 BACK-UP NAV功能基于来本侧的IR或IR3的惯性基准（IR）输入，该输入提供位置、地面速度、航迹、航向、高度和风。选择的IR取决于飞行员的选择，通过IR源选择器，以与当前在相关PFD和ND上显示的IR数据一致。MCDU B/UP NAV根据飞机纬度/经度和飞行计划的有效航段，给出交叉航迹误差和到达有效航路点的方位/距离/时间。当到达TO航路点时，它提供自动航段变更。 需要注意的是，所有这些数据仅用于显示，MCDU不会发出转向指令，NAV模式无法接通。 ND显示器 MCDU向ND发送备用飞行计划。它具有在ROSE或ARC模式下与固定飞机位置相关的激活的飞行计划矢量和航路点 ，或在PLAN模式中显示移动飞机纠正。在所有情况下，飞行计划线都是绿色虚线（因为NAV模式无法接通）。不允许在EFIS控制面板上选择选项（AiRPorT、非定向信标、VOR.D、WayPoinT、ConSTRaint）。 MCDU页面可用性 所有飞行计划操作都通过B/UP飞行计划页面直接应用。它显示激活的航线的每条航段，给出每个航路点的位置信息，以及连接航段的计算航向、时间和距离。B/UP飞行计划页面上的可修订内容如下： -飞越删除/插入。 按下DIR键可选择一个航路点直接加入。B/UP F-PLN/DIR TO页面与F-PLN页面相似，但第1行保留用于航路点输入。 按下PROGress键可提供导航信息。B/UP PROG页面显示带有所选IR标识的飞机位置。它还提供地面速度和带有飞机轨迹的有效航段轨迹。顶行显示最后一个排序航路点的航路点标识符和高度，也称为头顶行（OVHD）。 底行允许访问B/UP IRS页面。B/UP IRS页面对应于IR1或2、MCDU1或2的功能以及IR3。IR提供关于位置、真实轨迹、真实和磁航向、地面速度和风的显示信息。 停用 出现以下事件之一时，备用导航将被停用： -通过菜单页面上的菜单文本提示符选择了FM子系统。 当备用导航不可用时，不会显示Select NAV B/UP（选择导航B/UP）或Deselect NAV B/UP（取消选择导航B/UP）提示。该字段显示为空。备用导航停用后，备用导航功能将被禁用，FM将重新控制导航显示。
本文翻译者系生产控制中心（济南）工程师阎广师傅，在此表示感谢。 |
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