电传操纵系统
飞控考试题型
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1 一、飞行控制系统组成及主要系统的作用。
飞行控制系统组成：自动驾驶仪A/P、飞行指引仪FD、安定面配平（STAB/T）、偏航阻尼系统（Y/D）
飞行指引仪的作用：1、在自动驾驶仪衔接前，指引仪将飞机实际飞行路线与目标路线比较，计算出进入目标路线所需要的操纵量，为驾驶员提供目视飞行指引指令2、在自动驾驶仪衔接后，监控自动驾驶仪的工作状态。即（1）提供目视操作指令；（2）监控自动驾驶仪。
偏航阻尼系统作用：（1）阻尼飞机“荷兰滚”运动；（2）协调转弯。
安定面配平（STAB/T）的作用：（1）产生附加力矩，以保持纵向力矩的平衡。卸掉由于升降舵偏转产生的铰链力矩（间接），使升降舵回到相对零位，驾驶杆力也为零。（2）解决自动驾驶仪的衔接与断开过程中引起飞机的剧烈运动。
分为M/T、SPD/T、 AP/T、人工电气配平、备用电气配平。
AP/T：驾驶仪接通后，保持姿态的稳定。自动配平系统是在自动驾驶衔接后工作。
SPD/T：（适用于起飞、复飞阶段）：提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定。在飞机起飞和复飞过程中减小因速度变化引起的不稳定，是根据计算空速的变化对安定面进行配平。在起飞、复飞阶段，速度配平系统提供在低速大推力条件下的速度稳定。即当空速增加时使飞机抬头配平，当空速减小时使飞机低头配平。速度配平是在飞机起飞20秒后，并且人工配平和自动配平都没有衔接的情况下开始衔接。一旦人工配平或自动配平衔接则速度配平就脱开。 百度文库 - 让每个人平等地提升自我
2
M/T（范围一般在，高速巡航阶段）：当马赫数接近临界值时，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，此时，自动控制升降舵（或安定面）的偏转来进行补偿，使飞机不再出现速度不稳定的现象，飞机的操纵也符合正常规律。作用是提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定性，防止“反操纵”。马赫配平系统是为了防止飞机马赫数增加时产生的俯冲。
人工电气配平：由飞行员操纵配平电门输入配平指令给配平计算机。
ATA_27_操纵系统
90 ATA27 操纵系统 飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。 一、 主操纵系统组成 a) 计算机（图27-2） 用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。 b) 其他接口（图27-3、27-4）
91 ELAC及SEC并不是直接向EIS提供数据用于显示，他们是通过FCDC向EIS提供数据，而FAC则直接向EIS提供数据去显示。 c) 系统控制及ECAM页面显示 图27-5液力系统
92 图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。 图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。侧操纵杆向ELAC发送指令。 图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。 在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。 27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
93 系统在ECAM系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）
A320飞机飞行操纵系统的失效情况介绍
A320飞机飞行操纵系统的失效情况介绍
众所周知A320飞机是电传操纵系统，“电传操纵”一词从字面仅仅意味其是一个通过电信号实现控制的系统。但事实上，这是一个通过计算机控制的系统，在飞行员和最终的控制执行机构或舵面之间，计算机系统通过软件程序实际上修改了飞行员的输入，所以可以认为飞行操纵系统的核心是计算机。本文对飞行操纵系统失效的情况作了总结，以增强飞行员对该系统故障时ECAM指示的认知。
标签：A320飞机；飞行操作；系统研究
1 计算机失效
有七部飞行操纵计算机根据飞行操纵法则处理飞行员和自动驾驶的输入。它们包括两个ELAC（升降舵副翼计算机），提供正常升降舵，安定面和副翼操纵；三个SEC（扰流板升降舵计算机），提供扰流板，备用升降舵和安定面操纵；两个FAC（飞行增稳计算机），提供方向舵电动操纵，方向舵配平和偏航阻尼器操纵。
每一个飞行控制面由不同的液压源供压。副翼，升降舵和水平安定面个由两个液压系统供压；方向舵和扰流板各又三个液压系统供压。每个扰流板仅有三个液压系统之一供压。每个液压源通过作动器独立操纵相关的飞行操纵面。
每一个液压作动器被一个飞行操纵计算机以两种方式电动控制，一个是生效方式，一个是阻尼方式。当一个操纵面有两个作动器控制时，一个被相关的计算机操纵在生效方式，一个被相关计算机监控在阻尼方式跟随操纵面的运动。液压和工作方式由图1所示。
1.1 ELAC1失效
如果ELAC1失效，在ECAM上观察到，失效的计算机显示为琥珀色，相关的作动器部分被琥珀色框包围，表示作动器控制已转为阻尼方式。其它的作动器仍为绿色显示，表示已自动转为生效方式。
1.2 两部ELAC失效
如果按程序操作ELAC1计算机复位不成功，将ELAC1计算机关闭，如ELAC2再次失效，两部计算机以琥珀色显示，两个副翼作动器都部分被琥珀色框包围，表示两个作动器都为阻尼方式，副翼位置指示变成琥珀色××，副翼不能正常工作。两个升降舵液压作动器仍为绿色，表示它们的控制自动转为SEC计算机，SEC2工作在生效方式，SCE1工作在阻尼方式。在这种情况下，水平安定面的控制也转为SEC2，横向操纵仅由被相关SEC计算机控制的扰流板完成。若SEC2失效，SEC1将变为生效方式，SEC2为阻尼方式，按照程序操作计算机复位，如不成功将进入飞行操纵的备用法则。
民用飞机电传操纵系统设计浅析
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民用飞机电传操纵系统设计浅析
作者：张大伟
来源：《科技创新导报》2011年第30期
摘 要:电传操纵系统是从上世纪80年代开始在民用飞机上逐步推广使用的飞行操纵系统,它取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统,重量更轻,安全性更高。阐述了电传操纵系统的优缺点,并对飞行操纵系统设计的关键问题进行分析,给出了电传操纵系统的控制律设计和余度设计的基本要求。希望为民用飞机电传操纵系统的设计和研发提供参考与借鉴。
关键词:民用飞机 电传操纵系统
中图分类号:V249.1 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2011)10(c)-0056-02
飞机操纵系统是驾驶员用来操纵飞机上各操纵面实现飞机姿态、航迹控制的系统。早期,飞机的主操纵系统只是简单的机械操纵系统。驾驶员移动驾驶杆或脚蹬,通过由连杆、摇臂、滑轮和钢索等组成的机械传动机构操纵舵面。随着飞机尺寸和重量的增加,飞行速度的提高,使得飞机舵面上产生了较大的铰链力矩,驾驶员难以用简单的机械操纵系统操纵飞机。为了克服舵面铰链力矩,20世纪40年代末开始出现了液压助力器,实现了飞机的助力操纵[1]。
然而,到了20世纪60年代,飞机性能要求越来越高,以机械操纵为主体的控制增稳系统已无法满足要求,并且由于机械系统中存在着摩擦、间隙和弹性变形,精微操纵信号传递问题始终难以解决。飞机设计者们便提出了一种全新的设计方案——电传操纵系统。
1 电传操纵系统简介
电传操纵系统是取代机械操纵系统的电飞行控制系统。它实质上是一种全权限的控制增稳系统。电传操纵系统是将驾驶员发出的操纵指令转换成电信号,并与飞机运动传感器反馈回来的信号综合,经过计算机处理,把计算结果通过电缆传输到自主式舵机的一种飞行控制系统[2]。电传操纵系统是完全取代机械操纵系统对飞机实施全时间、全权限操纵的控制增稳系统。
电传飞控驾驶杆操纵系统能动力学仿真分析
民用飞机设计与研究 Ｃｉｖｉｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｄｅｓｉｇｎ＆Ｒｅｓｅａｒｃｈ 壁板蒙皮／缘条界面的失效．在此基础上加入复合 材料Ｈａｓｈｉｎ失效准则研究对接结构的承载能力，并 校核紧固件强度，最终得出对接结构的失效模式． 从而为复合材料关键连接区的细节设计提供一种 思路。 参考文献： ［１］杨乃宾，章怡宁．复合材料飞机结构设计『Ｍ］．北京： 航空Ｔ业出版社．２００２：１４４—１４５． 『２］张讯．国外民用客机外翼、中央翼对接结构综述与分析 ｆ¨．民用飞机设计与研究，２００９（３）：１—３． 『３］姜云鹏，岳珠峰．单剪螺栓连接复合材料叠层板螺栓孔 周边应力场分布『Ｊ＿．机械强度，２００６，２８（２）：２７１—２７５． ［４］Ｉ．Ｓ．Ｒａｊｕ，Ｒ．Ｓｉｓｔｌａ ａｎｄ Ｔ．Ｋｒｉｓｈａｎｍｕｒｔｈｙ．Ｆｒａｃｔｕｒｅ ｍｅ— ｃｈａｎｉｃｓ ａｎａｌｙｓｅｓ ｆｏｒ ｓｈｉｎ—ｓｔｉｆｆｅｎｅｒ ｄｅｂｏｎｄｉｎｇ［Ｊ］．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｆｒａｃｔｕｒｅ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ，１９９６，５４（３）：３７１—３８５． ［５］Ｊｅｆｆ Ｗ．Ｈ．Ｙａｐ，Ｍｕｒｒａｙ Ｌ．Ｓｃｏｔｔ，Ｒｏｄｎｅｙ Ｓ．Ｔｈｏｍｓｏｎ，ｅｒ ａ１．Ｔｈｅ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｓｋｉｎ——ｔｏ——ｓｔｉｆｆｅｎｅｒ ｄｅｂｏｎｄｉｎｇ ｉｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００２，５７：４２５ －４３５． ［６］Ｒ．Ｊｏｎｅｓ，Ｈ．Ａｌｅｓｉ．Ｏｎ ｔｈｅ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ ｗｉｔｈ ｍａｔｅｒｉａｌ ａｎｄ ｇｅｏｍｅｔｒｉｃ ｎｏｎ—ｌｉｎｅａｒｉｔｉｅｓ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０００，５０：４１７—４３１． ［７］Ｑ．Ｄ．Ｙａｎｇ，Ｋ．Ｌ．Ｒｕｇｇ，ｅｔ ａ１．Ｆａｉｌｕｒｅ ｉｎ ｔｈｅ ｊｕｎｃｔｉｏｎ ｒｅ— ｇｉｏｎ ｏｆ Ｔ—ｓｔｉｆｆｅｎｅｒｓ：３Ｄ—ｂｒａｉｄｅｄ ＶＳ．２Ｄ ｔａｐｅ ｌａｍｉｎａｔｅ ｓｔｉｆｆｅｎｅｒｓ ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄｓ ａｎ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００３，４０： １６５３—１６６８． ［８］杜凯，矫桂琼，王翔．含离散源损伤复合材料加筋板的 拉伸特性［Ｊ］．复合材料学报，２００８，２５（４）：１８２—１８６． （上接第２８页） ３．２操纵系统传动比 在系统最初设计时。系统往往将输入力和位移 的关系设计成为线性的关系 然而在机械系统中。 尤其是存在杆系机构的系统．其输入位移和传感器 位移的关系通常都是非线性的。因此，在初期使用 仿真的手段对位移特性进行判断是非常有用的。 ＾ Ｚ Ｖ Ｒ 迮（ ．Ｍ ＿Ｍ娃ｐ。ｓ瓶。“ 驾驶 ＿位置（ｄｅｇ） ＋Ｍａｘ ｐ０。越。 图８ 驾驶杆位移和飞行员操纵力闭环曲线 在杆操纵系统中，由于传感器系统内部为齿轮 传动，可认为从输入轴到感觉力弹簧之间的传动比 是线性的，即传感器摇臂的角位移输入和力矩输出 之问的关系是线性的。因此，只需要对驾驶杆到传 感器输入轴之间的传动比进行仿真和分析。 系统传动比 ＝驾驶杆位置／传感器输入轴摇臂 位置，但由于驾驶杆位置为０时，对应传感器输入轴 摇臂也为０，此时无法求解得系统传动比。因此，在 仿真时使用驾驶杆旋转角速率和模块输入轴角速率 之比进行计算。驾驶杆位置和系统传动比对应关系 如图９所示。可以看出，驾驶杆操纵系统的传动比 呈非线性，且最大传动比位于驾驶杆中立位。 ０．３１０ ０．￣０８ 臀。 。 。 螺。 。ｔ ０２鼋８ ０２§８ ＿Ｍ 。。 驾驶杆０位置（ｄｅｇ） ＋Ｍ ｐ。蛳 图９驾驶杆位置和系统传动比对应关系 ４ 结论 本文通过对驾驶杆纵向操纵系统的动力学仿 真结果的分析．并将结果与真实台架试验分析报告 对照，证明建立的系统模型是能反应真实的系统运 动学和动力学特性的：同时．经过对模型的反复修 改和优化，进一步深入了解操纵系统的特性，也充 分认识到动力学仿真对于操纵系统的重要性。 参考文献： 『１］林丰俊．ＣＲＪ２００飞机飞行操纵系统设计分析［Ｊ］．民用 飞机设计与研究，２００１（４）：３２—３９． 『２１李浩，王海燕．电传操纵系统在民用客机中的新发展 『Ｊ］．中国民航学院学报，２０００（６）：８～１１． 『３］宋祥贵，张新国．电传飞行控制系统［Ｍ］．北京：国防Ｔ 业出版丰十．２００３．１． 『４］杨绿云，郭飞．基于ｓｉｍｍｅｃｈａｎ ｉｃｓ的六杆机构动力学仿 真［Ｊ］．华北水利水电学院学报，２０１０（８）：８６—８８． ５］李苏红．刘记．基于ＣＡＴＩＡ Ｖ５的四连杆机构参数化设 计及其运动仿真［Ｊ］．长春理工大学学报，２００９（６）：１８１ —１
飞控复习题+答案
飞行控制系统复习题 04级学习部
第一章
1． 飞行控制系统的主要作用如何？
（1） 实现飞机的自动飞行
① 长距离飞行时解除驾驶员的疲劳，减轻驾驶员的工作负担；
② 在一些坏的天气或复杂的环境下，驾驶员难于精确控制飞机的姿态和航迹，自动飞行控制系统可以实现对飞机的精确控制；
③ 有一些飞行操纵任务，驾驶员难于完成，如进场着陆，采用自动飞行控制则可以较好的完成这些任务。
（2）改善飞机的特性，实现所需要的飞行品质和飞行性能。
2． 飞行控制系统主要由哪几部分组成，每部分主要作用是什么？
① 飞机：被控对象。具体一个系统的被控物理参数可能是飞机某一个运动参数，如俯仰角，高度或倾斜角等。被控的参量通常称为被控量。
② 执行机构（又称舵机或舵回路）：接收控制指令，其输出跟踪控制指令的变化并输出一定的能量，拖动舵面的偏转。
③ 反馈测量部件：它测量和感受飞机被控量的变化，并输出相应的电信号。不同的被控量需采用不同的测量元件。
④ 综合比较部件：将测量的反馈信号与指令信号进行比较，产生相应的误差信号。这种功能可以与控制器的功能组合在一起。
⑤ 控制器：依误差信号和系统的要求进行分析、判断，产生相应的控制指令。目前，这种功能均用数字计算机来实现。
⑥ 指令生成部件：经这系统的输入指令信号，它通常是被控量的期望值。在上述系统的组成中，除被控对象外的其它部件组合又称为控制装置，在飞行控制系统中又常称为自动驾驶仪。
3． 现代飞行控制系统分为哪三个回路，每个回路的作用如何?
① 内回路：主要的功能是实现对飞机性能的改善，如增加飞机的阻尼，增强飞机的稳定性等，又常称其为增稳回路。
② 外回路：主要完成自动驾驶功能，实现姿态角控制以及速度控制功能。
③ 导航回路（导引回路）：利用导航系统的数据，综合利用内回路与外回路的功能可实现飞机航迹的控制（包括水平航迹与垂直航迹）。
4． 闭环负反馈控制的基本方法是什么？与开环控制比较，闭环控制的优缺点。
飞控复习概念及简答
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资料 第一章第二章概念
1、体轴系纵轴ox在飞机对称平面内；速度轴系纵轴aox不一定在飞机对称平面内；稳定轴系纵轴ox在飞机对称平面内，与体轴系纵轴ox相差一个配平迎角0。
2、俯仰角的测量轴为地轴系横轴goy；滚转角（倾斜角）的测量轴为体轴系纵轴ox；偏航角的测量轴为地轴系铅锤轴goz。
3、迎角α：空速向量v在飞机对称平面内投影与机体纵轴ox夹角。
以v的投影在ox轴之下为正。
4、β（侧滑角）：空速向量v与飞机对称平面的夹角。以v处于对称面右为正。
5、 坐标系间的关系
机体轴系bS与地轴系gS之间的关系描述为飞机姿态角（、、）；
速度轴系aS与机体轴系bS之间的关系描述为气流角（、）；
速度轴系aS与地轴系gS之间的关系描述为航迹角（、、）。
6、 舵偏角符号
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正0e，产生低头力矩。0M
副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正0a，产生左滚转力矩0N。
方向舵偏角r：方向舵后缘左偏为正0r，产生左偏航力矩0L。
7、稳定性、操纵性与机动性
动稳定性：扰动停止后，飞机能从扰动运动恢复到基准运动。
静稳定性：扰动停止的最初瞬间，运动参数变化的趋势。
操纵性：飞机以相应的运动，回答驾驶员操纵各操纵机构的能力。
机动性：指在一定时间内，飞机改变速度大小，方向和在空间位置的能力。
稳定性与操纵性及机动性矛盾。过稳则不易操纵，机动性差。
8、静稳定性
静安定性导数mC：mC值应为负，即飞机质心在全机焦点之前，这样才能保证当0时，0mC，产生低头力矩，使恢复原值。
航向静稳定性导数nC：nC值应为正0nC，当0（右侧滑）时，0nC产生右偏航力矩，使ox向右转，值恢复。
横滚静稳定性导数lC：lC值应为负0lC，当0时，0lC产生左滚力矩，产生左侧力，
波音787电传飞控系统架构介绍
波⾳787电传飞控系统架构介绍
波⾳ 787 家族
787 是波⾳公司最新型号的宽体中型客机，波⾳ 787 系列飞机包括 787-3 （因没有订单⽽取消）、787-8、787-
9、787-10。
以波⾳ 787-8 为例，飞机全长 56.69 m，⾼ 17 m，翼展 60.17 m，两级客舱布局可搭载 242⼈。
787 尺⼨略⼤于 767，⼩于 777，其主要竞争对⼿是空客 A350和A330NEO。
波⾳ 787 飞控系统在777 的基础上，全⾯采⽤电传操纵技术，将⾃动飞⾏、主飞⾏控制、⾼升⼒都整合在⼀起。
787 引⼊了 REU（Remote Electronic Unit，远程电⼦控制装置）的概念，使 REU 的位置尽可能靠近作动器
PCU，减少导线的⽤量，达到飞机减重⽬的。
787 终极备份形式与 777 类似，但采⽤了电备份的形式。此外，波⾳ 787 还可以通过襟副翼和升降舵实现垂向阵
风减缓功能，提⾼了乘坐品质。
B787 飞控舵⾯布置
波⾳ 787 飞控系统的舵⾯布置，如下图所⽰。
787 与 777 的舵⾯配置，⼤体相同。787 采⽤了传统外型布局，翼吊两台发动机。
两侧机翼上布置有⼀对外侧副翼、⼀对襟副翼、七对扰流板，以及前缘缝翼、后缘襟翼等增升装置。
尾翼布置有⼀块⽔平安定⾯、⼀对升降舵和⼀块⽅向舵。
B787 飞控系统组成
由于 787 全⾯采⽤了电传飞控技术，甚⾄终极备份也采⽤了 “电” 的形式，因此飞控系统对供电的要求⾮常严格。
787 配置了 4 台电源调节模块 PCM（Power Conditioning Module, 电源调节模块），PCM 配置了 3 个交/直流供
电余度（分别是PMG、直流汇流条、蓄电池），为飞控系统提供不间断供电。
波⾳ 787 飞控系统物理架构，如下图所⽰。
787 的飞控系统架构⽅案，与 777 较为相似（例如⼯作模式、余度管理等）。之前关于 777 的相关⽂章已经介绍
过了，这⾥不再赘述。
一文读懂民航客机飞控系统
⼀⽂读懂民航客机飞控系统
埃塞俄⽐亚航空公司波⾳737 MAX 8型客机当地时间10⽇坠毁，这是时隔不到5个⽉，波⾳同⼀型号飞
机发⽣的第⼆起空难。鉴于两起事故具有明显的相似性，越来越多的将⽬标指向了该型号的设计缺陷——飞控系统存在BUG是导致这两起事故的根本原因。⽬前，越来越多的国家和航空公司已宣布停飞
该机型。
那么，飞控系统到底是什么?为什么⼀个⼩⼩的代码错误会导致这么严重的后果?下⾯，就由⼩编来带
你作进⼀步的深⼊了解。
实际上，现代民⽤飞机飞⾏控制系统(简称“飞控”)，是整个飞机机载系统的核⼼，也是整架飞机最复杂
的系统之⼀。
飞⾏控制系统的作⽤是保证飞机的稳定性和操纵性，提⾼飞机飞⾏性能和完成任务的能⼒，增强飞⾏
的安全性和减轻驾驶员的⼯作负担。飞控系统分为⼈⼯飞⾏控制系统和⾃动飞⾏控制系统两⼤类。由
驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为⼈⼯飞⾏控制系统。最简单的⼈⼯飞⾏
控制系统就是机械操纵系统。不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令⽽⾃动完成控制任务的飞控系
统，称为⾃动飞⾏控制系统。
飞⾏控制系统的功能
随着飞⾏任务的不断复杂化，对飞机性能的要求越来越⾼，不仅要求飞⾏距离远(例如运输机)，⾼度⾼(⾼空侦察机)，⽽且还要求飞机有良好的机动性(例如战⽃机)。为了减轻驾驶员在长途飞⾏中的疲劳，
或使驾驶员集中精⼒战⽃，希望⽤⾃动控制系统代替驾驶员控制飞⾏，并能改善飞机的飞⾏性能。这
种系统就是现代飞机上安装的飞⾏⾃动控制系统。
飞⾏控制系统的功能归结起来有两点：1、实现飞机的⾃动飞⾏;2、改善飞机的飞⾏性能。
飞机的⾃动飞⾏控制系统在⽆⼈参与的情况下，⾃动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞⾏，通常可实现
对飞机的三轴姿态⾓和飞机三个⽅向的空间位置的⾃动控制与稳定。例如，⽆⼈驾驶飞⾏器(如⽆⼈机
或导弹等)，实现完全的飞⾏⾃动控制;对于有⼈驾驶的飞机(如民⽤客机或军⽤飞机)，虽然有⼈参与驾
驶，但某些飞⾏阶段(如巡航段)，驾驶员可以不直接参与操纵，⽽由飞⾏控制系统实现对飞机飞⾏的⾃
电传操纵系统
电传操纵系统
“电传操纵系统"是英文"F1ybywiref1ightcontro1SyStCnr(FBW)的中文意译，也被译为“线传操纵系统”。它是一种先进的电子飞行掌握系统。 H简介
从飞机创造直到现在，飞机的操纵系统仍旧主要是机械式的操纵系统。机械操纵系统在操纵装置(操纵杆、脚蹬)和飞机的舵机之间存在着一套相当简单的机械联动装置和液压管路，飞行员操纵操纵杆和脚蹬，通过上述联动装置掌握舵机位置，从而使飞机达到盼望的姿势和航向。
早期的飞机只是直接人工机械操纵。随着飞机的尺寸和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员帮助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力，目前液压助力器仍在很多飞机上使用。
其次次世界大战后不久，消失了全助力操纵系统。在这种系统中，操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要缘由是在跨音速飞行时，作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。这样，操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。全助力操纵系统本身是不行逆的，因此不受跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去转变舵面状态，使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态，于是就借助一些力反馈装置来供应人工杆力，这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员供应适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。
随着飞机尺寸的连续增加和性能的进一步提高，增加稳定性关心飞行员操纵变得非常迫切，于是从全助力操纵系统进展到增稳系统，如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统。系统通过传感器反馈的飞机状态，在程序掌握下自动掌握舵机偏转，以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是相互独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。