1、HB 6486-2008 目;欠前言. . . . .H 范2 系统类型. 3 4 技术、原理、性、能力、概念. . . . . . .4 特性. .14 5 主要分系统、部件和组成部分. . -16 6 故障和故障模式. . .22 7 仿真试验设备. .25 索引.27 HB 6486-2008 飞机飞行控制系-词术语1 范围了飞机飞行控制系统的常用技术术语。本标准适用于飞机飞行控制系统、分系统及其部件的设计、生产和试验，也适用于本领域内的教学、科研和管理。对于未列出的复合名词，可按相应术语组合。2 系统类型2. 1 飞行控制系统flight control system (FCS) 驶员
2、操纵或其它信号源发出的指令进行一项或多项与飞机飞行相关的控制的飞机系统。2.2 2.3 注z飞、姿态、空速、气动外形、乘坐结构模态等。 人工飞行控制系统manual :flight control system (MFCS) 由驾驶员提供控制指令，并能够转换、传递、放大该控制指令的飞行控制系统。注1:人工飞行控制系统由电气、电子、机械和液压部件等组成。注2:人工飞行控制系统的类别主要包括飞机的纵向、横侧向、升力、阻力和变几的增稳、性能限制及其控制装置也包含在内。动飞行控制系统automatic flight control system (AFCS) 此外，相关能够产生和传输为飞行员提供协助或
3、减轻其工作负担的自动控制指令，并能够自动完成给定控制功能的飞行控制系统。注1:自动飞行控制系统由电气、电子、机械和液压部件等组成。注2:为飞行员提供辅助的功能是通过自动或半自动的飞行轨迹控制，或针对扰动而自注3:其分类包括自动驾驶仪、驾驶杆(盘)操纵、自动油门杆、结构摸态控制以及与注4:其功能包括2空速保持、全天候着陆、高度保持、姿态选择、姿态保持(、自响应来实现的。自动仪表低空进场、自动导航、自动导引/空中交通管制、航向选择、航向保持、M数保持等。2.4 系统mechanical :flight control system 通过机械连杆或钢索等形式的传动链实现驾驶员操纵装置与气动力操纵面之
4、间的联系，并能够完成给定控制功能的飞行控制系统。2.5 助力控制系统power-operated control system 通过在传动链中引入助力器进行功率放大来控制气动操纵面的机械飞2.6 可逆式助力控制系统reversible power-operated control system 由操纵面的气动载荷回传产生驾驶员的操纵力感觉的助力控制系统。2. 7 不可逆式助力控制系统irreversible power-operated control system 由人工感觉装置以模拟的方式为驾驶员提供操纵力感觉的助。1 HB 6486-2008 注z该系飞机执行低空突防任务阶段.2. 19
5、 自适应飞行控制以自制系统。2.20 adaptive 1light control system 设计、具有在飞行中改变自身，能够适应飞行状态变化的飞行控传递variable geometrcontrol system ，改变飞机几何外形和气动外形的系统。注g包括改变机翼后掠角和机翼安装角、的角度和扭曲度、折叠翼尖、以对机身2.21 余度飞行控制系统redundant flight control system 使用两个或两个以上并行系统完成同一功能，并具有故障监控能力的飞行控制系统。注z(余度)的数目应根据可靠性要求、余度管理方式、余度结构布可靠性等因素而定.2.22 统faulttole
6、rant system 允许系统中而系出的。2.23 一校正系统detection-correction system 既能够检测故障又能够发现超出工作容限的状态，并自。注1:注2:g注3:为了以是向备用系统切换，系能力，个以上系统同时处于工作时，间。-校正系统可以应用主动系统的模型作为基准系统。2.24 非故障检测系统non failure detec伽gsystem 或切换即可达到故障一消极防护或故障-工作性能的容错系统。2.25 均值输出系统averaging system 使用两个或多个主动通道，每个单独通道的输出相加后的平均值作为出的容错系统。注s出, , 出 2.26 多数表决系统
7、majority voting system 系统中三个或三个以上的输出信号被综合，并产生出一个代表多号的容错系统。2.27 中选择注z系统mid-valuelogic system (三个或三个以上)中，恻出确的中间值作为的中间值:系统具有出的容错。, 次小由 2.28 expert system 运用人工智能原理设计的控制系统。2.29 自动驾驶仪autopilot (AIP) 3 HB 6486-2008 3.2 定性relaxed static stability (RSS) 利用自动控制的方法为放宽静安定度的飞机提供人工静安定性和良好的操纵品质、提高飞机机动能力的主动JI.1lI 1
8、.)(,/1 3.3 注1:应用在自动飞行控制增稳设计中，放宽对于基本飞机气动静安定注2:采用降低飞机静安定度的方法，改善飞机的机动能力。机动载荷控制maneuver load contr币1的。按照飞机过载的大小或根据过载指令的大小，对称地偏转机翼上的气动力操纵面，自动地调上的气动载荷分布，从而改善机翼承载状况、提高飞机机动性的主动控制技术。3.4 阵风载荷减缓gust load alleviation 自动控制系统通过过载或加速度反馈，大气紊流或突风的响应，达到3.5 flutter mode control 相应的气动目的的控制自动控制系动面的偏转，使飞机的3.6 ride smooth
9、ing 纵面偏转，从而增加阻尼、。的。飞机对通过安装于适当部位的加速度传感器感受信号，控制相应的气动力操纵面偏转，减弱因大气紊流引起的飞机刚体摆动和结构弹性振动，从而改善乘座平稳性和舒适度的主动控制技术。3. 7 力控制direct force control 多个操纵面的组合偏转产生单纯的升力主动控制技术。3.8 推力矢量控制thrust vectoring control 用来改变飞机主推力的方向，并因此3.9 飞机机动，的一种姿态控制设计。飞行/推力综合控制integrated flightlpropulsion control (1 PC) 性，纵的在飞机设计和发动机设计中，使推力和气
10、动力之间达到一定程度的相互作用和协调一致，从而达到提高机动性、降低耗油率和减轻驾驶员工作负担目的的综合控制技术。3.10 度、3. 11 3.12 飞行/火通过飞自动integrated flightlfire control (IFFC) 的交联，综合控制跟踪目标与武器投放、发射，的工作负担的综合控制技术。adaptive control 统性能的控制方法。失速告警stall waming 当飞机迎角接近或超过临界迎角时，通过迎角测量和控制装置按预功能。自动发出警告信息的5 3.25 3.26 3.27 3.28 3.29 通道(或部件)它通道(或部件)的信息或参与，完全由本身完成对自身注:
11、它出特性与输入指令相比较或与模型相比的。在线监控on-line monitoringlin-line monitoring 在产品或系统正常工作中不延迟或中断执行正常功能的情况下进行的实时监控。off-line monitoring 被监控通道(或部件)与正常工作的系统脱离开而进行的监控。飞行中监控in-flight monitoring 在飞行过程中，为保证安全性和任务可靠性而对系统性能进行监控的方法。isolation 容错系统中用于消复位reset 系统出现故障且做了纠正或隔、防止故障传播或影响系统连续运行的技术。，使系统回复到工作状态的过程。3.30 中止abort 由于任何原因而终止
12、完成所赋予的全部任务或部分任务的一种状态。注g中止可工作运行的初始直至其终了的任何一个时刻。3.31 converslOn 控制状态或工作模式从一种类型改变到另一种类型的过程。3.32 channel 余度系统中一个信号或控制。注1:通道的本身是完整的并且包含着该通道各个独立的单元。注2:在检测-修正系统中，模型可以被用来作为一个参考通道。3.33 通道综合channel summing 的多个通道的组合。3.34 力综合force summing HB 6486-2008 的监控。两个或两个以上作动器的输出连接至同一输出轴，并同时工作的一种余度作动器并行主动布局。3.35 position
13、summing 两个或两个以上作动器的输出连接至复合摇臂，最终的输出结果是各作动器输出位置的综合的一种余度作动器并行主动布局。3.36 速度综合velocity summing 个以上作动器的输出连接至差动传动机构，一种余度作动器并行主动布局。出结果是出速度之综合的7 HB 6486-2008 3.49 digital control 用数字信号对设备(或对象)的运行过程所进行的自动控制。3.50 配平trim 面处于某种位置，使飞机的姿态相对于所有轴变的状态。注z飞机可以调整成平飞、系统的功能通冲。飞机可以通、面的偏转来达到配平状态。配平3.51 3. 52 3.53 ，一是保持飞机纵力阳节
14、、o自动配平auto trim 在各种飞行状态下，使飞机气动力矩保持平衡的自人工配平manual trim 在正常飞行中人工消M数配平mach trim 向力矩的平衡，二。的措施。配平指令与马赫数成函数关系而实现的飞机纵向自动配平。注:M数配平常用区反常的杆力特征。3.54 度decisionheight 仪表进场时，必须对继续进场或中止进场而复飞作出决定的高度。注z决断高的高度。3.55 度alertheight (驾驶杆、上没有飞机或地面设备上所要求的余度工作系统中一个系统出，必须中止进场的高度。注2高的高度.3.56 双稳态和三稳态控制bistable and tristable con
15、trol 控制负载的功率完全是处于两个极性中的一个极性之上(双稳态)，或完全是处于一个极性、断开、另一个极性三者中的一种状态之上(三稳态)的控制方式。3.57 布局飞行器control configured vehicle (CCV) 改变飞行器的气动布局，充分发挥飞行器飞行控制系统的能力，从而增强基本飞行器的固有气动设计特性、并获得性能收益的飞行啊胃。3.58 控制器controller 按指令或误差信号函的作动系统的一个组成部分。注z大多数电、有效的增益、功能，因此在，往往把控制器作为一个分离的部分。3.59 aileron 用于产生滚转力矩的内后缘的一种气动力操纵面组。9 3. 73 度
16、cruisingaltitude 在巡航飞行阶段所保持的高度。电液伺服阀electro hydraulic servo valve 入为电信号，输出是随电信号大小和极性变化的HB 6486-2008 的液压控制阀。注:阀通常为两级阀，号在第-级被加以液压放大，用来驱动第二级。3. 74 electrohydrostatic ac阳ator(EHA)使用变速可逆电机来驱动与活塞或叶片式液压马达相连接的液压泵的一种作动器构型。3. 75 升降舵elevator 位于机翼后方，连接在水平安定面上用来控制飞机俯仰运动的控制翼面。3. 76 度elevatorangle 升降舵运动后的翼弦与其中性位置翼
17、弦之间的锐角。注2当升降舵的后沿是在中性位置之下时，该角度为正。3. 77 实现3. 78 elevon 副翼功A 口力控制direct lift control 面。使用独立于升降舵或升降副翼的升力作用面力的方式实现对垂直飞行轨迹的控制。3. 79 direct drive valve (DDV) 由电气信号控制的力矩马达直接驱动功3.80 方位轴directional axis 的飞机的垂直轴。注=当从飞机的时，正指向是指向下方的。3.81 方佳运动directional mo伽n飞机相对于垂直轴的旋转运动。3.82 方位控制directional control 对飞机方位运动的控制。注
18、:方3.83 可reversible drive 侧滑来实现的。、对称、的伺服阎形式。、等)，通过提供升入转矩(或力)的情况下，出端用一个小于最大设计负载的转矩(或力)，可以反向的驱动。3.84 滚转roll 11 3.98 glide path 飞机按照从水平飞行下陆地面注:仪表着陆系统(ILS)的程序中，3.99 航向heading 飞机纵轴方向的指向。注z通常真北方向为零，3.100 航向保持heading hold 7528度来表示。的航线。连续保持所期望飞机航向的自动飞行控制模式。HB 6486-2008 的。者的乘积。注z缝翼可以向的拱形和有效的气动外形。它的运动打开了一条细缝，可
19、以使附加气的上表面，使升力增加。3.105 有缝隙穰翼slotted flap 偏转时，与其连接的钱链使它和注:有，可以使来自机翼下增加。3.106 变弯度机翼variable cambered wing 可以用控制机构来调节或改变其弯度3.107 yaw 绕飞机垂直轴3.108 yawaxls 。飞机机体坐标系的垂直轴。注:绕该轴转动，飞机出3.108 yaw contr咆l。对围绕飞机的垂直轴旋转运动的控制。间产生一个或多面。强，再从襟翼的上表面流过，使升力得到。13 HB 6486一20084.10 飞行安全性flight safety 飞机在飞行中不发生灾难性事故的可。注:飞机安全性常
20、用最大容许故。4. 11 生存力survivability 对系统能够经受恶劣不利环境或严重受损，没有遭受到中止性损坏而完成其指定功能之能力的度呈。4.12 4.13 4.14 系统相容性system compatibility 系统中部件设备协调一致完成系统预定任务的能力。信度confidence level 给定陈述正确性的概率，或实际值处于两个置信极限之间的机会。注z置信极限是达到coverage 能够识别、隔离的。中所占的百分比，率。4.15 importance factor 任务故障数与设备(零部件)故障总数之比。注g它表示特定设备(对总的任务效率之相对重要性。4.16 人工超控m
21、anual override 驾驶员采取超过自动飞行控制系统的权限，或者与自动飞行控制系统指令相反的操纵。4.17 机械转换mechanical reversion 从液压控制和(或)电控制转换到机械操纵的过程。4.18 限controlauthority 飞行控制系统信号产生的操纵面或推力矢量的偏转相对于可操纵的总偏转的比值。4.19 力纷争force fighting 力综合余度作动器中，两个或两个以出力之间干涉的现象。4.20 reconfigurable 系统(或装置)故障后，通过重新布局或重新组合现行有效的控制元件而继续执行原有功能或低于原有功能的特性。有时称为自修复。4. 21 自
22、组织控制self-organizing control 采用与飞机动力学变化的先验知识无关控制。注g的改变，、相正控制器的结构，从而改善系统性能的自适应的修改。15 HB 6486-2008 5.3 模拟式飞控计算机analog flight control computer 电路完成飞行控制系统所执行的各种功能的飞控。5.4 感觉机构load feel unit 人工飞行控制系统中模拟操纵面气动力梯度的。5.5 control stick transducer 将驾驶员或力转换成与之成比例的电信号的信号转换部件。5.6 rudder pedal transducer 将驾驶员施加于脚蹬的位移
23、或力转换成与之成比例的电信号的信号转换部件。5. 7 attitude gyro 用于感测绕飞机纵轴或横轴的角位移，并将其变换成电信号的装置。5.8 rate gyro 用于感测绕飞机机体轴的角速度，并将其变换成电信号的装置。5.9 带自rate gyro with self-test 具有用于飞的框架力矩发生器，能提供用于飞行中监控的马达转速检测信号等自检能力的。5. 10 5. 11 线位移传感器Iinear variable ditTerential transducer (LVDT) 用于感测直线运动的部件。注z其输出成线性关系。目前常用的是线。(角)位移传感器m臼ryvariable
24、 ditTerential transformer (RVDT) 用于感测转动轴的转角位置的部件。注g电压与机械轴转动位置成比例。5.12 迎角传感器sensor for angle of attack 提供比例于飞机迎角的输出电信号的传。5.13 5.14 5.15 加速度计accelerometer 输出飞机某一方向加速度信息的装置。注2它是利用。常用的加速度计有法向加速度计和侧向加速度计。机内自检测built-in-test (BIT) 组合在控制系统或控制功能之内、可以实施运行工作状态的检查和(或)测试功能。注2它能够多方面的鉴定系统的工作状态和检测其控制功能。该功能可以自动启动或按指
25、令启动。机内检测装置built in test equipment (BITE) 17 动系统。注:由电气形式方式。式的功率转换，可能包括滚珠丝杠、齿轮、传动链、5.26 作动器servoactuator 由功率模块、作动器和反馈元件组成的部件。5.27 electrohydraulic servoactuator 为电信号，以液压作动器为执行机构。5.28 机电electromechanical servoactuator 为电信号，以电机为的伺服作动器。5.29 阀servovalve作动器处于工作状态时，能够信号，对流体进行控制的阀。5.30 5.31 5. 32 流体作动器fluid
26、actuator 具有线性或旋转机械输出运动的、流体(液压或气动)将来自fluidic ac饥lator的流为相当不可逆驱动作动器irreversible drive actuator 出的部件。在没有输入力矩(或力)的情况下，当输出力矩(或力)小逆向运动的作动怖。5. 33 并联线性作动器paraUellinear actuator 。HB 6486-2008 : 电机/泵和液压出载荷时，输出载荷无法使之两个或多个作动器，按并联的布局方式去驱动出负载的作动器系统。5.34 注z分离的，们固联在一起。串列式线性作动器臼ndemIinear actuator 两个或多个在结构上同时运动的共轴各自
27、的输出联系，以力或力矩形式综合的负载将它。注2串列式作动器通常是在同一连杆上具有两个活塞，安装于单一的作动筒内。分离开的筒体(具有一个共同的活塞连杆)，可以用于提供局部防止裂纹保护。双串列作动器，常常被应用于采用两个液压源的设计中。5.35 多通道你动器multichannel actuator 包含多于一个以上的力矩或力发生装置5.36 可逆驱动作动器reversible drive actuator 。在没有输入力矩(或力)的情况下，作动器可以被小于的。出载荷的输出力矩(或力)逆向驱动19 HB 6486-2008 位置。永磁式步进电动机保持最后的。步进电动机常用于开环控制。5.48 力矩
28、马达torque motor 旋转输出位移正比于输入电流的马达。注z在许多应用场合，它的旋转弧度很小，以至于可以认为位移是线性的。通常，力矩马达用的输入级。5.49 液压助力仅r 崎功m压b液剧的m丹dUH 峙入。5.50 series servo 出量代数相加于注:增稳系统作动装置的运动。上的控制系统中的伺服装置。这种布局，以号叠加于主指令上。串联伺服装置的输出将不会引起主输入5.51 井联伺服装出parallel servo 联方式的。注:这种布局通常被用于执行驾驶员辅助功控制装置运动e。统的控制，又5.51 大器servo amplifier 为作动器控制级提供驱动功率的伺服回路中的信号
29、放大器。5.52 盹凹oactuator controller 提供伺服放大，以及舵回路的传感器信号处理、监控、行控制系统中计算机和作动器之间的接口控制部件。5.53 、复位和故障报能的飞side stick controller 小型、侧置的驾驶员手动注:侧杆控制器可用以干扰的纵向、。原中央驾驶杆操纵装置。它可以输入信号，互不。5.54 外场可更换单元line replaceable unit (LRU) 作为一个整体可在外场维护中进行装、拆和更换的单元(组件或部件)。5.55 内场可更换单元shop replaceable unit (SRU) 作为一个整体可在修理厂修理中装、拆和更换的单
30、元(组件或部件)。5. 56 飞行控制系统软件software for flight control system 在数字计算机中完成飞行控制系统功能的所有计算机程序的总称。注2软件包括控制律和非控制律(余度管理、BIT、系等)软件及其文档。5.57 fault tolerant software 能从故障状态恢复到正常工作状态的软件。21 HB 6486-2008 失效元件的输出处于极限状态(例如位置、的极限值)的故障。注z又称。当输出具有极性时，失控故障可以为两种极性中的任一种极性。6.5 passive failure 发生故障的装置或系统不影响系统工作能力或安全的故。6.6 中位故障f
31、ail-neutral 出现故障后，进入中位消极防护状态或锁定于中位的故障模式。6.6 独立故障failure-independent 其出现与其它有关设备或系统的工作失效无任何关系的故障。6. 7 非独立故障failule-dependent 由有关设备或系统的失效而引起的故障。6.8 点故障single point failure 无余度装置或装置的无余度部分出现的故悍。6.9 不可检测故障non-detectable failure 不能被容错飞行控制系统中的故障检测系统所识别。注z除非另有说明，当出现不可检测故障后，工作状态。6.10 极罕见故障extremely remote fai
32、lure 理论上讲是可能出现的，但其实际出现的故障。小(如在一架飞机的使用期限内是不可能出现)的注z极罕见, 、材料)的 6. 11 故障random faiIure 在设各的有效使用期内的任何时刻均可出现，且只能从概率或统计的故悍。6.12 耗损wearout failure 由于老化、3步也JTu、等原因引起的注z耗损故障的出时间而增加。6. 13 catastrophic faiIure (元、器件、材料)工作特性的突然变化导致使用性能之完全丧失，从而引起严重事故(一等故、二等事故)的故障。6.14 一faultwarning and status annunciation 指示飞行控制
33、系统中的故障及其紧迫程度的功能。注2一校正系统，是简单的显示过程E对于非故统，则需增设备。23 HB 6486一2008分，但它仅起一个附加负载的作用，则该装置仍被看作是故防护的。有时称为故障自 。6.27 一安全fail-safe (F/S) 控制装置或系统在发生故障后引起的状态或造成的后果并不危险，也不妨碍继续安全飞行的注z故障后的状态，可一【动防护，或者进入一个预定的非主动状态。又称故障-积极防护或6.28 一田中fail-neutral 控制装置或系统在出现，回到中位消极防护，或者被锁定在中位状态或指定状态的注2故障一回中是故障一安全的。6.29 failure transient 装
34、置或系统出现故障后，引起系统工作特性变化的。7仿亘试验7. 1 仿真simulation 利用模型(包括物理模型和数学模型)。注z根据应用模型的不同，仿、7.2 物理仿真physical simulation 利用物理模型(包括一部分实物)研究实物系统全部过程的仿真方法。注2中，飞机动力学仿真一般用数学模型。7.3 mathematical simulation 应用数学模型研究实物系统运动过程的仿真方法。7.4 semi-physical simulation 一部分使用物理模型(包括一部分实物)，一部分使用数学模型所进行的仿真。7.5 real time simulation 的动态过程与
35、实际系统的动态过程进程上严格按1比1关系进行的仿壳。7.6 飞行模拟转台flight simulation bed 在飞行控制系统物理仿真中，用于仿真飞机角运动的试验设备。7.7 飞机地面设备aircraft ground equipment 地面上必需的、用于支持飞机及其机载设备运行工作和维修的设备。7.8 飞行控制系统模拟试验台flight contr嗡1町stemhybird simulator 研究、鉴定、检查飞行控制系统性能的试验设备。注:可包括z模拟座舱、视景系统、操纵系统台架、操纵、电子计算机和外围设备、控制台和动。台、25 HB 6486一2008索sl 本标准的汉语拼音引如下
36、zB 半物理仿真-. 7.4 备份.叫.2备用余度. . 3 .19 比较监控.3.23 比较器.5.17闭环.2.38 闭环频率响应.5.58 变弯度机翼. . . 3.106 表决器. .5.18 并联伺服装置.5.51并联线性作动器. . . . .5.33 不可检测故.6.9 不可逆舵面. . . . .5.46 不可逆驱动.5.32 不可逆式助力控制系统. 2.7 步进电动机. . . .5.47 C c. .4.4 c.准则.川.川.吨5操纵面作动系统. .川. . . .2.34 操纵品质.吨3杆控制器. . .5.53 .3.111 .3.5 乘座平稳. . .3.6 串联伺服
37、装置.5.50串列式线性作动器. . . . .5.34 .3.37 D D.参数.吨6D .4.7 带自的速率陀. . . . . .5.9 单点故.6.8 单工作. . . . .吐23点到点控制系统. .2.32 电传飞行控制系统. .2.11 电作动器. . . .3.74 电流放大器. . .5.62 27 , HB6486一2008JHUE-JH可JHH可一-R回一旦回一回国2且nvqh正U正UU句3句3吨3度航偏偏副作动器. . .5.42 率. .川.川.川. .吨14G 高度. . . . . . . . 3.55 隔. .3.28 . .4.22 度.4.23功率电传作动系统. . .5.25 功放大器. . . .寸.65故障.
