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的不断提高，要求飞行控制系统实现的功能越来越多，系统变得越来越复杂，从而迫使系统系统设计师们在可用的技术条件、任务和用户要求，飞机可用空间和动力，飞机的气动力特性及规范要求等诸因素的限制下，把许多分系统综合起来，实施有效的统一控制和管理。

于是便出现了新一代数字化、智能化、综合化的电子系统－飞行管理系统（FMS-Flight Management System）。

在1981年12月，飞行管理系统首次安装在B767型飞机上。

此后生产的大中型飞机广泛采用飞行管理系统。

16.2飞行管理系统的组成和功能16.2.1飞行管理系统的组成飞行管理系统由几个独立的系统组成。

典型的飞行管理系统一般由四个分系统组成，如图16-1，包括：（1）处理分系统－飞行管理计算机系统（FMCS），是整个系统的核心；（2）执行分系统－自动飞行指引系统和自动油门，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）和无线电导航设备。

驾驶舱主要控制组件是自动飞行指引系统的方式控制面板（AFDS MCP）、两部控制显示组件（CDU）、两部电子飞行仪表系统（EFIS）控制面板。

主要显示装置是CDU、电子姿态指引仪（EADI）、电子水平状态指示器（EHSI）和推力方式显示。

各部分都是一个独立的系统，既可以单独使用，又可以有多种组合形式。

飞行管理系统一词的概念是将这些独立的部分组成一个综合系统，它可提供连续的自动导航、指引和性能管理。

图16-1飞行管理系统16.2.2飞行管理系统的功能FMS的主要功能包括导航／制导、自动飞行控制、性能管理和咨询／报警功能。

FMS实现了全自动导航，大大减轻了驾驶员的工作负担。

另外，飞机可以在FMS的控制下，以最佳的飞行路径、最佳的飞行剖面和最省油的飞行方式完成从起飞直到进近着陆的整个飞行过程。

FMS在各飞行阶段的性能管理功能：（1）起飞前通过FMS的控制显示组件人工向FMC输入飞行计划、飞机全重和外界温度。

如果飞行计划已经存入FMC的导航数据库，则可直接调入。

飞行计划包括起飞机场、沿途航路点和目的机场的经纬度、高度等。

（2）起飞根据驾驶员输入的飞机全重和外界温度，FMC计算最佳起飞目标推力。

（3）爬升根据驾驶员的选择，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和爬升地点的建议，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，选择最佳巡航高度和速度。

结合导航设施，确定起飞机场至目的机场的大圆航线，以缩短飞行距离。

（5）下降FMC根据驾驶员输入或存储的导航数据确定飞机下降的顶点。

在下降阶段，FMC确定下降速度，最大限度利用飞机的势能，节约燃油。

（6）进近FMS以优化速度引导飞机到达跑道入口和着陆点。

16.2.3飞行管理计算机系统由飞行管理计算机（FMC）和控制显示组件（CDU）组成。

16.2.3.1飞行管理计算机FMC是系统的心脏，进行导航和性能计算并提供控制和指引指令。

它由三台微处理机、电源组件和电池组件构成。

三台微处理器相互独立并各自带有存储器，分别称为导航、性能和输入／输出处理机。

飞行管理计算机的存储器内除了存有各种操作程序外，还存有大量数据。

这些数据是人工或自动飞行所必须的。

按照数据的种类，分别存放于导航数据库和性能数据库中。

FMC使用飞行组输入的飞行计划信息、飞机系统数据和FMC导航数据库和性能数据库的数据计算飞机现在位置以及获得最佳飞行剖面所需的俯仰、横滚和推力指令。

FMC将这些指令送往自动油门、自动驾驶和飞行指引仪。

地图和航路信息被送往飞行员各自的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的信息。

使用方式控制面板选择自动油门、自动驾驶和飞行指引工作方式。

1）FMC失去电源FMC工作需要连续的电源。

电源中断少于10秒钟时：水平导航和垂直导航脱开；FMC保留所有输入的数据；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，必须重新输入所有的飞行前程序和输入值。

如在空中失去电源超过10秒，则水平导航和垂直导航脱开；FMC保留所有输入的数据，且电源恢复时更改的航段页面显示 SELECT ACTIVE WPT/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。

选择所需的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）页面的CDU，显示菜单页面以选择其它可用的子系统。

两部电子水平状态指示器都显示“VTK”。

水平导航和垂直导航脱开。

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警戒指示灯和FMC信息指示灯亮。

两个草稿行内均显示SINGLE FMC OPERATION（一部FMC工作）信息。

如使用自动驾驶B通道，水平导航和垂直导航会脱开（如选择自动驾驶A通道可重新接通）。

25-30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。

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 RESTORED（两部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是机组和飞行管理计算机之间的接口，是进行人－机交流的部件，如图16-2。

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CDU上显示相同的FMC数据和计算信息，但每位飞行员可独立控制各自CDU的实际显示。

装有备用导航系统CDU（AN/CDU）的飞机上，每部CDU可使用内部的计算机以备用方式工作。

AN/CDU的能力类似于惯性导航系统并可独立于FMC并联工作或在FMC失效时可作为备份。

AN/CDU仅提供水平导航能力。

AN/CDU通常仅根据惯性基准系统的位置导航。

自保持螺钉发光的按键面板通告器执行键通告器图16-2控制显示组件16.3 FMS导航功能飞行管理计算机使用导航系统的数据准确计算飞机的位置。

16.3.1导航功能飞行管理系统的导航功能用来完成飞机横向剖面的飞行管理，引导飞机按预定航线飞达目的地。

包括自动选择导航台和自动调谐；从起飞机场开始，根据要飞抵的目的地选择航线；确定离目的地或某个要飞越航路点的距离；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的原始测量数据。

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的，它存放了整个区域的导航信息。

FMC包含两组导航数据，每组的有效期为28天。

数据库通过数据装载机装入飞机的FMC。

各组数据与导航图正常的修订周期相同。

FMC使用有效的那一组数据进行导航计算。

导航数据库的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、标记和类型。

（2）机场－机场位置、跑道长度、跑道方位、机场标高和导航设备信息等。

（3）航路－航路数据包括航路类型、高度、航向、航段距离和航路点说明等。

（4）公司航路（5）标准仪表离场（SIDS）（6）标准终端进场航路（STARS）（7）程序转弯和等待（8）等待航线（9）复飞（10）进近程序（11）进近和离场转变（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）是FMC对自身定位水平的预计。

实际导航性能以95%的准确性预计最大位置误差。

也就是说，FMC95%确定飞机的实际位置在以FMC 位置为中心以实际导航性能值为半径的圆圈内。

实际导航性能值越小，FMC位置预算的准确性越高。

（2）要求导航性能（RNP）FMC给起飞、航路飞行、越洋飞行、航站飞行和进近阶段提供默认的要求导航性能值。

如需要，飞行组可输入一个特殊的要求导航性能值。

已建立并公布世界范围内各区域的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是指在飞行全程，计算按某种性能指标或某几种性能指标的组合达到最优而确定的垂直预选航迹。

这些指标包括：燃油最省、成本最小、时间最短等。

具体的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是性能管理的基础。

为了完成性能优化计算，例如在巡航阶段，要知道飞机的升力特性、极曲线、发动推力和燃油消耗率之间的关系等，另外还需要知道飞机制导数据。

所以性能数据库的内容一般包括：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的输入或自动的FMC指令工作。

对B737－300在CDU的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。

选择的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的飞机上，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的高度。

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。

只要性能限制和减噪音程序允许，任何时候都可使用。

（1）减功率法可在起飞基准页面或N1限制页选择固定的减功率。

《飞机飞行手册》提供了这些减功率的性能数据。

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的功率。

假设温度减推力起飞是通过使用高于实际温度的假设温度获得小于全额定推力的起飞推力。