1) automatic flight control system of aircraft
飞机飞行自动控制系统
2) automatic flight control system
飞行自动控制系统
1.
This paper develops a new interactive testing system for automatic flight control system(AFCS)with modern microcomputer measurement and control technology.
准确、方便、快捷地判断出飞机部件的故障部位,以便迅速将其修复完好,是飞机修理部门的迫切要求;为此,针对某型飞机飞行自动控制系统的老式检测设备在长期使用过程中暴露出的缺点,利用现代微机检测和控制技术开发了一种新型的交互式检测系统;该系统采用人机交互检测的方式,提高了故障检测效率和使用灵活性,采用虚拟仪器技术来完成系统的软硬件设计,大大降低了系统开发的难度;该检测系统交付飞机修理部门使用近半年,性能良好,有推广应用价值。
3) AFCAS Automatic Flight Control Augmentation System
自动飞行控制增强系统
4) automatic flight control system
自动飞行控制系统
5) flight control system of aircraft
飞机飞行控制系统
补充资料：飞机飞行自动控制系统
飞机上各种功能的飞行自动控制分系统的组合。这些分系统是：阻尼、增稳或控制增稳系统(见飞机增稳)、自动驾驶仪、高度与速度控制系统、侧向航迹控制系统、自动着陆系统、迎角与侧滑角边界控制系统、地形跟随系统、阵风减缓控制系统（见主动控制技术）、机动载荷控制系统、乘坐品质控制系统、颤振抑制系统、直接力控制系统、瞄准控制系统、编队控制系统等。在一架飞机上通常只装备上述若干分系统。
高度控制系统 控制飞机在某一恒定高度上飞行的系统（图1 ）。它以飞机俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、计算机、舵回路等）外，还包括产生高度差（当前高度与期望高度的差值ΔH）信号和升降速度(夑)信号的敏感元件。专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。高度控制系统有两种工作状态：一种是自动保持飞机在当时的高度上飞行，简称定高状态；另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞机自动进入爬高（或下滑）状态。在飞机趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。在这种状态下,系统的方框图与图1相似。
速度控制系统 通过升降舵或升降舵加油门来自动控制空速或马赫数的系统。通过升降舵调节的系统与高度控制系统相似，也以自动驾驶仪俯仰通道作为内回路。在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。在预选空速状态下,空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。为提高控制速度的精度,须引入空速差的积分信号（图2）。在保持飞机姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。将空速差和空速变化率(妭)信号引入油门控制器来改变发动机油门的大小。如不满足上述条件，改变油门大小只能使飞机升高或降低，而速度不变。为防止随机阵风引起空速频繁变化以致对发动机过分频繁调节，一般将空速差和空速变化率信号经过阵风滤波器（通常为低通滤波器）进行滤波。为了改善飞机速度控制的质量，常采用比例加积分再加微分的控制方式。
侧向航迹控制系统 通过副翼和方向舵两个通道控制飞机在水平面内的航迹的系统，它以偏航角(ψ)控制系统或滚转角(γ)控制系统为内回路。其中典型的方案以副翼通道为主通道,以方向舵通道为辅助通道,后者只起阻尼和协调的作用(图3 )。侧向偏离（Z,即飞机位置与预定航线的横向偏差）信号通过第一限幅器后与偏航角信号综合，再经过第二限幅器与滚转角和滚转角速度(夲)信号综合,然后送入舵回路操纵副翼。第一限幅器的作用是防止因侧向偏离信号过大而产生超过90°的偏航角，从而造成"之"字形的航线；第二限幅器的作用是在转弯时限制滚转角，使它不致过大。
自动着陆系统 自动导引和控制飞机安全着陆的设备，一般分为两大类：①雷达波束型（见地面控制进场系统）；②固定波束型（见无线电控制着陆）。这两类系统都是先把飞机导引和控制到某一高度（拉平起始高度，约15～25米），然后利用拉平计算机、自动油门系统和自动抗偏流系统使飞机拉平直到接地。拉平计算机又称拉平耦合器。从飞机进入拉平起始高度，到平稳接地称为着陆段(拉平段)。在着陆段拉平计算机连续向自动驾驶仪纵向通道发出指令信号，使飞机由下滑状态变为着陆状态；减小垂直下降速度,最后以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飞行轨迹，拉平计算机的控制规律分三类：①指数轨迹控制：使飞机的下降速度与飞行高度成比例，按指数轨迹飞行直至接地。这种形式多用于大型飞机和旅客机。②固定轨迹控制：飞机按规定的曲线飞行，多用于歼击机。③接地点控制：又称终值控制。保证飞机在预定点接地，中间的拉平轨迹是任意的，这种控制适用于自动着舰。自动油门系统在自动着陆阶段自动调节油门以保证飞机安全着陆。如果不能着陆，自动油门系统应能提供飞机复飞的动力。自动抗偏流系统用来自动消除飞机在接地前由侧风等因素引起的偏流，保证飞机航向精确对准航迹(即机头对准跑道)，并保证机翼水平。
迎角和侧滑角边界控制系统 在歼击机作特大机动飞行情况下保证其迎角为常值(边界迎角值)的系统。系统的工作原理是引入当时迎角与边界迎角（给定的）之差的信号，通过升降舵通道控制飞机以边界迎角作机动飞行。为提高控制精度，可引入上述差值信号的积分。正常控制状态与迎角边界控制状态应能自然而平滑地转换，这种转换是由信号选择器自动实现的。当迎角超过某值时，它对迎角进行限制。
瞄准控制系统 使飞机转弯或俯仰以瞄准地面或空中目标的系统。瞄准器的计算结果传送给飞行控制系统，使飞机瞄准目标。这实际上是把飞机当作活动炮架或发射架来操纵，以便灵活机动地发射导弹、炮弹或投弹。
编队控制系统 自动控制僚机进行编队飞行的系统。它自动控制僚机的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚机与长机之间的距离、侧向间隔和高度差为给定值。这种系统的作用原理是在僚机上测出它与长机之间的距离、侧向间隔和高度差等参数，将测得的参数与给定的参数值比较得出各参数的偏差值，通过适当的校正网络送入油门控制系统和自动驾驶仪，以改变僚机的速度、偏航角和俯仰角。（见飞机飞行控制）
参考书目
肖顺达主编：《飞行自动控制系统》下册，国防工业出版社，北京，1982。
高度控制系统 控制飞机在某一恒定高度上飞行的系统（图1 ）。它以飞机俯仰角控制系统为内回路，因此除包括与自动驾驶仪俯仰通道中相同的元、部件（如俯仰角敏感元件、计算机、舵回路等）外，还包括产生高度差（当前高度与期望高度的差值ΔH）信号和升降速度(夑)信号的敏感元件。专用的高度修正器或大气数据计算机能输出高度差和升降速度信号。高度控制系统有两种工作状态：一种是自动保持飞机在当时的高度上飞行，简称定高状态；另一种是自动改变飞行高度直到人工预先选定的高度，再保持定高飞行，简称预选高度状态。当驾驶员拨动预选高度旋钮调到预选高度刻度时，飞机自动进入爬高（或下滑）状态。在飞机趋近预选高度后，自动保持在预选的高度上作平直飞行。在这种状态下,系统的方框图与图1相似。
速度控制系统 通过升降舵或升降舵加油门来自动控制空速或马赫数的系统。通过升降舵调节的系统与高度控制系统相似，也以自动驾驶仪俯仰通道作为内回路。在保持定速状态下，空速差(ΔV)等于当时空速(V)与系统投入该状态瞬间空速(V0)之差。在预选空速状态下,空速差等于当时空速与预选空速(Vg)之差。为提高控制速度的精度,须引入空速差的积分信号（图2）。在保持飞机姿态或飞行高度不变的条件下，空速也可由油门自动控制。将空速差和空速变化率(妭)信号引入油门控制器来改变发动机油门的大小。如不满足上述条件，改变油门大小只能使飞机升高或降低，而速度不变。为防止随机阵风引起空速频繁变化以致对发动机过分频繁调节，一般将空速差和空速变化率信号经过阵风滤波器（通常为低通滤波器）进行滤波。为了改善飞机速度控制的质量，常采用比例加积分再加微分的控制方式。
侧向航迹控制系统 通过副翼和方向舵两个通道控制飞机在水平面内的航迹的系统，它以偏航角(ψ)控制系统或滚转角(γ)控制系统为内回路。其中典型的方案以副翼通道为主通道,以方向舵通道为辅助通道,后者只起阻尼和协调的作用(图3 )。侧向偏离（Z,即飞机位置与预定航线的横向偏差）信号通过第一限幅器后与偏航角信号综合，再经过第二限幅器与滚转角和滚转角速度(夲)信号综合,然后送入舵回路操纵副翼。第一限幅器的作用是防止因侧向偏离信号过大而产生超过90°的偏航角，从而造成"之"字形的航线；第二限幅器的作用是在转弯时限制滚转角，使它不致过大。
自动着陆系统 自动导引和控制飞机安全着陆的设备，一般分为两大类：①雷达波束型（见地面控制进场系统）；②固定波束型（见无线电控制着陆）。这两类系统都是先把飞机导引和控制到某一高度（拉平起始高度，约15～25米），然后利用拉平计算机、自动油门系统和自动抗偏流系统使飞机拉平直到接地。拉平计算机又称拉平耦合器。从飞机进入拉平起始高度，到平稳接地称为着陆段(拉平段)。在着陆段拉平计算机连续向自动驾驶仪纵向通道发出指令信号，使飞机由下滑状态变为着陆状态；减小垂直下降速度,最后以0.6～0.9米/秒的垂直速度接地。按拉平段飞行轨迹，拉平计算机的控制规律分三类：①指数轨迹控制：使飞机的下降速度与飞行高度成比例，按指数轨迹飞行直至接地。这种形式多用于大型飞机和旅客机。②固定轨迹控制：飞机按规定的曲线飞行，多用于歼击机。③接地点控制：又称终值控制。保证飞机在预定点接地，中间的拉平轨迹是任意的，这种控制适用于自动着舰。自动油门系统在自动着陆阶段自动调节油门以保证飞机安全着陆。如果不能着陆，自动油门系统应能提供飞机复飞的动力。自动抗偏流系统用来自动消除飞机在接地前由侧风等因素引起的偏流，保证飞机航向精确对准航迹(即机头对准跑道)，并保证机翼水平。
迎角和侧滑角边界控制系统 在歼击机作特大机动飞行情况下保证其迎角为常值(边界迎角值)的系统。系统的工作原理是引入当时迎角与边界迎角（给定的）之差的信号，通过升降舵通道控制飞机以边界迎角作机动飞行。为提高控制精度，可引入上述差值信号的积分。正常控制状态与迎角边界控制状态应能自然而平滑地转换，这种转换是由信号选择器自动实现的。当迎角超过某值时，它对迎角进行限制。
瞄准控制系统 使飞机转弯或俯仰以瞄准地面或空中目标的系统。瞄准器的计算结果传送给飞行控制系统，使飞机瞄准目标。这实际上是把飞机当作活动炮架或发射架来操纵，以便灵活机动地发射导弹、炮弹或投弹。
编队控制系统 自动控制僚机进行编队飞行的系统。它自动控制僚机的速度、偏航角和俯仰角，以保持僚机与长机之间的距离、侧向间隔和高度差为给定值。这种系统的作用原理是在僚机上测出它与长机之间的距离、侧向间隔和高度差等参数，将测得的参数与给定的参数值比较得出各参数的偏差值，通过适当的校正网络送入油门控制系统和自动驾驶仪，以改变僚机的速度、偏航角和俯仰角。（见飞机飞行控制）
参考书目
肖顺达主编：《飞行自动控制系统》下册，国防工业出版社，北京，1982。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
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