1、工HB 6486-91 , 1991-05-07发布1991-07-01实中华人民批准1 2 目主题内容与适用范围. . 术语. . 系统类型. . .,. . 技术原理概念性能能力特性. . 次2. 1 2.2 2. 3 2. 4 2.5 主要分系统、部件和组成部分. 故障和故障模式. . 2. 6仿真试验设备. 附录A英文词头顺序索引附录B主要英文缩写词. . (1) (1) (1) (4) (9) (1 2) (16) (17) (19) (26) 中华人民共和国业部航空工业标准飞机飞行1 主题内容与适用范围名词和术语HB 6486-91 代替本标准规定了飞机飞行控制系统研制、设计、生产
2、、试验和在有关标准文件中常用名词术语及其定义。标准按分类排列。对于未列出的复合名词可按相应术语组合。本标准适用于飞机飞行控制系统及真部件。在飞机E行控制系统及其部件的研制、设计、生产与试验等过程中，所有技术文件中的名词术语及其定义一律按本标准的规定执行。对于未规定的名词术语可在相应的通用或专用技术条件中作补充规定。2 术语2. 1 系统类型2. 1. 1 飞行控制系统(FlightControl System) 一种飞机系统，它包括驾驶员或其它信号源进行下述一项或多项控制所应用的飞机所有分系统和部件:飞机航迹、姿态、空速、气动外形、乘坐品质和结构模态等的控制。通常分为人工飞行控制(操纵系统和自
3、动飞行控制系统。2. 1. 2 人工飞行控制(操纵)系统(Manual Flight Control System) 直接传递驾驶员的人工操纵指令，或形成和传递驾驶员人工操纵指令的增强指令，从而实施飞行控制功能的系统。它可以包括电的、机械的、液压的和气动的部件。这些部件为控制功能提供传递驾驶员指令的子段。这类系统包括纵向、横航向、升力、阻力和飞机外形的控制系统，以及与它们有关的增强装置、性能限制和控制装自主。2. 1. 3 自动飞行控制系统(AutomaticFlight Control System) 自动飞行控制系统包括产生和传递自动控制指令的电气、机械和液压的部件。它通过自动或半自动的航
4、迹控制，协助驾驶员工作或减轻其工作负担，或者自动控制飞机对扰动的响应。这一类系统包括自动驾驶仪.驾驶杆或驾驶盘操纵，自动油门杆装置，结构模态控制和类似的控制器。自动E行控制系统的功能包括空速保持、M数保持、高度保持、高度选择、姿态保持(俯仰和横滚)、航向保持、航向选择、自动舰基着陆f全天候着陆、自动仪表低空进场、自动导航、自动地形跟踪、自动航向/交通管理、自动导11模态等。2. 1. 4 机械E行操纵系统(Mechanical Flight Control System) 种可逆式人工飞行控制操纵)系统，其中驾驶员操纵装霞与操纵面之间的操纵方法是完全通过机械连杆或钢索实现的。2. 1. 5 n
5、逆式助力操纵系统(Power-Boosted Control system) 航空航天工业部199105-07发布1991-07-01实施HB 6486-91 一种人工飞行控制(操纵)系统，其中从驾驶员操纵装置到操纵面的机械联动装置中，利用助力器进行功率放大，从而控制气动力操纵面。而驾驶员的操纵力感觉由操纵面的气动载荷回传而产生。2. 1. 6 动力操纵系统(Power-OperatedControl System) 又称全助力操纵系统。它是一种人工飞行控制(操纵)系统，其中从驾驶员操纵装置到操纵面的机械联动装置中，利用助力器进行功率放大，从而控制气动力操纵面.而驾驶员的操纵力感觉由人工感觉装
6、置模拟提供。2. 1. 7 电飞行控制系统(Elec口icalFlight Control System) 种飞行控制系统.其中驾驶员的操纵指令通过电线传递给飞机的飞行控制作动器。可以有非电备分或其它转换装置。电飞行控制系统在人工飞行控制或关键的飞行控制场合通常即为电传飞行控制系统。2. 1. 8 增稳系统(StabilityAugmentation System) 飞行控制系统的一部分，它通过改进飞机的气动力响应来改进稳定性.增稳系统的权限一般是有限的。增稳系统信号通过串联伺服装置引入。为了防止增稳系统信号和驾驶员输入间存在不希望的搁合，一般来说，引入增稳系统的方式，应不引起驾驶杆运动或驾驶
7、杆力的明显变化。2. 1. 9 控制增稳系统(ControlA ugmentation System) 一种飞行控制系统，其中控制系统对飞机的指令运动和飞机实际运动间的误差信号产生响应。它满意地解决了飞机的稳定性和操纵性之间的矛盾。2. 1. 10 准电传飞行控制系统(PseudoFly-By-Wire System) 一种具有机械备分的电传飞行控制系统。2. 1. 11 电传飞行控制系统(Fly-By-WireSystem或Control-By-WireSystem) 一种飞行控制系统，其中飞机的控制信息完全用电的方法传递，其控制对象是飞机的运动参数。2. 1. 12 光传飞行控制系统(Fl
8、y-By-L鸣htSystem或Control-By-Light System) 一种飞行控制系统，其中飞机的控制信息是通过纤维光缆传递的。2. 1. 13 管传飞行控制系统(Fly-By-TubeSystem) 一种飞行控制系统，其中飞机控制信息的传递是应用射流技术实现的。这种系统不受电磁干扰、雷击和核幅射的影响，因而可以作为可靠的备用系统。2. 1. 14 备用应急飞行控制系统(Stand一By-Emergency Flight Control System) 当正常控制系统故障后，被接入而进行有限功能的应急控制。这种有限功能一般是保证飞机安全改出、返航和着陆。2. 1. 15 综合自动飞
9、行控制系统(IntegratedAutomatic Flight Control System) 泛指由那些与飞行有关的子系统进行综合设计而构成的自动飞行控制系统。2. 1. 16 自动着陆系统(Autoland System) 自动引导和控制飞机至安全着陆的全部设备。2. 1. 17 自适应飞行控制系统(AdaptiveFlight Control System) 2 HB 6486-91 一种具有一定适应能力的飞行控制系统，官通过对飞行状态的变化作出响应，自动修正控制器的参数和结构，从而改进系统的性能。2. 1. 18 飞机外形控制系统(VariableGeometry Control S
10、ystem ) 传递驾驶员指令，并产生改变飞机几何外形的力或力矩的部件或分系统。包括改变机翼后掠角和机翼安装角、改变机翼弯oc和扭曲度、折叠翼尖、展开前翼以及改变飞机头部相对机身的角度等控制系统。2. 1. 19 余度飞行控制系统(RedundantFlight 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高可靠性飞行控制系统。并行系统的数目应根据可靠性要求、余度管理方式、余度结构布局和元部件可靠性等因素而定。2. 1. 20检测校正系统(Detection- Correction System) 容错系统的一种型式，它可检测故障或超过工作容限的
11、状态，并自动采取校正动作。这种校正动作可以是向备用系统切换，或当有两个或两个以上系统同时处于工作时，则切除故障通道.这种系统的固有特性是存在一定的检测和校正时间。为了扩大整个系统的故障校正能力，检测一校正系统可以应用主动系统的模型作为基准系统。2. 1. 21 非故障检测系统(N00 Fai1ure Detecting System) 不需要故障检测或切换即可达到故障一消极防护或故障工作性能的系统。2. 1. 22 均值系统(Average System) 一种容错系统，它应用两个或两个以上主动通道，其中各通道的输出被累加而提供一个平均输出。在出现故障后系统性能会下降。应用多重操纵面(其中每一
12、操纵面被独立驱动)就是均值系统的一个实例。2. ,. 23 多数表决系统(MajorityVoti吨System)一种通道数不少于三个的容错系统，其中各通道的输出信号被综合而提供一个代表各信号中大多数的信号.2. 1. 24 中值逻辑系统(Mld- Value Logic System) 具有三个或三个以上奇数主动通道的容错系统，其中系统输出取决于输入信号中的中间值。对于具有偶数通道的容错系统则有次小(或次大)中值逻辑。2.1.25 专家系统(ExpertSystem) 运用人工智能的飞行控制系统。即应用经验和推理的方法求解问题，或根据它们的症状进行诊断的系统。2. 1. 26 自动驾驶仪(A
13、utopilot) 一种自动飞行控制系统，官使用无线电/雷达信号、航向和垂直参数测量装置、大气数据计算机计算出飞行的航迹数据，或人工向系统输入数据，通过对俯仰、横滚和偏航的调整自动地保持或控制飞机的姿态和飞行轨迹。2. ,. 27 空速控制系统(AirspeedControl System) 一种控制系统，它通过自动控制发动机油门或者控制升降舵或平尾保持预选空速或预先计算的迎角，以与失速极限空速相适应。3 HB 6486-91 2. 1. 28 自动导引系统(FlightControl Guidance Systcm) 利用目标固有的幅射或反射，确定目标相对r机的坐标位贺，并按不同的导引规律形
14、成指令信号，通过控制电机的角运动，使飞叽吃向目标。2.1.29 端点控制系统CPoint-to-pointCon廿01S川tem)一种数值控制系统，其中对于从一点到另一点运动的控制，只是使运动到达预定的点，而不对运动的路径进行控制。2.1.30 -t行管理系统(FlightManagement Sytem) 组合自动导航、引导、自动飞行控制等.f.，ns机以最有利E行状态、最佳航迹飞行的控制系统。2. 2技术原理概念2. 2. 1 主动控制技术CActiveControl Tcchno!ogy) -种飞机设计技术，它通过飞行控制系统中的自动控制系统增加飞机的稳定性;由载荷的减轻或重新分布和增加
15、结构模态组尼来减小设计载荷;和根据气动力效率来安排E机的布局，从而使飞机的性能、重量和经济性达到最佳。主动控制功能包括z俯仰增稳、横向和(或)航向增稳、迎角限制、机翼载荷减轻(包括机动载荷控制和阵风载荷减缓)、颤振模态控制、乘座平稳、疲劳载荷减轻、直接力控制、放宽静安定性等。2.2.2 放宽静安定性CRelaxedStatic Stability) 一种主动控制功能，它利用自动控制的方法给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，提高飞机的机动性能。2. 2. 3 机动载荷控制(ManeuverLoad Control) 一种主动控制功能，它按照飞机过载的大小或根据过载指令的大小，通
16、过对称地偏转机翼上的气动力操纵面，自动地调整机翼上的气动载荷分布，从而达到改善机翼承载状况和提高飞机机动性。2. 2. 4 阵风载荷减缓(Gust一LoadA lleviation) 一种主动控制功能，它借助过载或加速度反馈用自动控制系统控制相应气动力操纵面的偏转，增加阻尼而减弱飞机对大气紊流或突风的响应，从而减小机翼载荷。2.2.5 颤振模态控制(FlutterM ode Control) 一种主动控制功能.它检测飞机的颤振模态并通过自动控制系统控制气动力操纵面的偏转，使颤振模态得到抑制M2. 2. 6 乘座平稳、(RideSmothing) 一种主动控制功能，它通过安装于适、11部位的加速
17、度计感受信号控制相应的气动力操纵面偏转来减弱由于大气紊流引起的飞机刚体摆动相结构弹性振动，从而改善乘座平稳性和舒适度c2.2.7 直接)J控制(Dif(ctForce Control) -种i:IJ控制功能，区直接通过操纵面的细合产生单纯的升力或侧力来操纵飞机机动，从而改善机动性，实现飞机的精确操纵。2.2. 8 飞行/推力综合控制(IntegratedFlight/Propalsion Control) 4 HB 6486-91 飞机综合设计与控制技术之一。它在飞机设汁和发动机设计中使推力和气动力之间达到一定程度的相互作用和协调致，从而达到提高机动性、降低耗油率和减轻架驶员工作负担的目的。2
18、. 2. 9 飞行/火力综合控制OntegratedFlight/Fire Cotrol) 种综合控制技术，它通过飞行控制和火力控制计算机的交联，将跟踪日标与武器投、射进行综合控制，从而提高跟踪精度、攻击效率，并减轻驾驶员的工作负担。2.2.10 失速告警(StallWarning) 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雪按预定规律自动发出警告信息。2. 2. 11 人工智能(Artficial Intelligence) 以信息为基础，根据储存的信息来推理和作出决策的功能。2. 2. 12 多路传输(Multplex Transmission) 用一条公共的数据传输总线(可有
19、余度)实现计算机全部输入输出数据的数字传输。2. 2. 13 自动飞行控制系统接通前同步(AFCSpre-engagedSynchronization) 在自动飞行控制系统接入新的信号以前，将新的输入信号偏置到与自动E行控制系统输出位置致的过程。偏置的结果使综合口误差输出趋于零，从而使自动飞行控制系统的信号楼入瞬态减至最小。、接入以后，偏置逐渐消除。2. 2. 14余度(Redundancy)采用双重(或多重)部件或备用部件，以提高任务可靠性或飞行安全性。2.2.15 余度管理(Redundancy M anagement) 容错系统中的逻辑和控制部分(硬件和软件)，用以检测、隔离故障和进行信
20、号选择，并在检测和隔离故障后重构系统，从而保持相同的或降级的工作水平。2. 2. 16 主动余度(Redundancy，Active)一种余度型式，其中所有余度部件(或通道)同时工作。2.2. 17 备用余度(Redundancy,Standby) 种余度型式，通常只有部分部件(或通道)正常工作，其它为备用。只有当正常工作部件(或通道)故障并切除后，相应的备用部件(或通道)才接通而正常工作。2. 2. 18 单套(Simplex)表示无余度。2.2.19 二重(Duplex)表示二套(部件或系统)。如二重阀、二二重作动器等。2.2.20 三重(Triplex)表示三套(部件或系统)。如三重阀、
21、三重作动器等。2.2.21 四重(Quadruplex) 表示四套(部件或系统)。如四重系统等。2. 2. 22 双传力路线(DualLoad Path) 种机械并联形式，其中从操纵系统输入到输出有两条独立的承载路线，每条承载路线都5 HB 6486-91 能承受足够大的载荷，使两条承载路线中任一个零件出现故障后都不会影响系统的性能。2. 2. 23 消极防护式并联(PassiveParalleling) 最简单和最普通的余度型式。它使用两个并联的工作装置，因而如果一个失效，另一个仍可继续工作。这种型式仅限于飞行控制系统中只能消极防护的较简单元件，例如弹簧和连杆。当一个元件出现故障时，性能和能
22、力可能改变。2. 2. 24 解析余度(AnalyticalRedundancy) 一种余度原理，其中一种物理参数(例如飞机姿态角速度，加速度等的预测是根据与其具有已知物理关系的其它感受的参数信息，通过组合和滤波而计算获得。用这种方法，一种信号可从其它传感器信号的综合得到，而不必直接测量。因而在飞行控制系统中，应用这种综合信号来提高余度水平。2.2.25 容错(FaultT olerant) 指硬件和软件在发生故障的情况f，系统仍具有继续工作的能力。2. 2. 26 监控(Monitoring)容错系统中检测部件或通道的工作情况，从而识别故障，称之监控。目前主要的监控方式有比较监控和自监控。监
23、控任务由监控器完成。2.2.27 比较监控(ComparisionMonitoring) 通过两个相同或相似通道(或部件)之间的差异，来检测和识别故障的方法.对于多通道系统，通过对通道相应特征性能的两两比较来检测故障.2.2.28 自监控(Se町-M onitoring) 部件或通道不依靠其它通道的传感器装置，而完全由本身完成的对自身的监控。一般通过输出特征性能与指令输入或模型相比较来检测故障.2.2.29 间接监控(lndirectMonitoring) 对系统工作中若干具有决定意义的参量进行检测，从它们发生的异常现象中检测故障p2.2. 30 在线监控(On-LineMonitoring)
24、 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。2.2. 31 离线监控(Off-LineMonitoring) 被监控部件或通道与正常工作的系统脱离开而进行的监控。2.2. 32 行中监控(In-FlightMonitoring) 在飞行中为保证安全性和任务可靠性而对系统性能进行的监控。2. 2部隔离(Isolation)容错系统中应用的一项技术，用以消除故障的影响或者防止故障传播或影响系统继续正常王作。2.2.34 复位(R四et)产生故障时经过校正后系统恢复故障前状态的过程。有些系统具有自动复位的能力。2.2.35 转换(Reversion或Conversion)
25、从一种控制或者工作状态变为另控制或工作状态的过程。例如从主动工作状态变为备用工作状态，或主系统工作变为副系统工作的过程。6 HB 6486-91 2.2. 36 故障警告和状态指示(FaultWarning and Status Annunciation) 指示飞行控制系统中的故障及其紧迫程度。对于检测一校正系统，指示故障只是简单的显示过程。对于非故障检测系统，则需增加辅助的故障检测设备。2. 2. 37 故障隔离测试(FaultIsolation T esting) 确定失效产品中故障实际位置的测试。2.2.38 故障检测(FaultDetection) 只检测设备有无故障而不确定故障位置，
26、称之故障检测。2.2. 39 故障诊断(FaultD国gnosis)不仅判断设备有无故障，而且当有故障时还确定故障位置，称之故障诊断。2. 2. 40 故障辞典(FaultDictioa可)在被测逻辑电路的各个故障产生测试码后，通过故障模拟求得故障条件下的电路输出响应，然合通过分析加工，将故障、测试码及其输出响应数据编排成便于查找故障和进行电路修复的格式，称之故障词典。2.2.41 故障屏蔽(FaultM asking) 利用静态冗余或错误校正码技术，使系统出现故障时能自动校正错误的一种方法。2.2.42 故障等效CFaultEquivalence) 对于一组测试，如果在一个故障条件下的电路输
27、出和另一故障下的电路输出相同，则这两个故障是等效的。2.2.43通道(ChanneI)余度系统(或装置)中的一个信号通路或控制通路.通道在其自身范围内是一完整体，它包含其各自的部件。在检测一校正系统中可用模型作为参考通道。2.2.44 通道综合(ChannelSumming) 通道通过组合提供控制功能的形式。通道综合方式包括:力综合、ut量综合、磁通综合、位置综合、速度综合等。该术语一般用于余度作动器。2.2.45 力综合(ForceSurnming) 余度作动器的一种平行主动布局，其中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。它是目前应用较广泛的一种通道综合形式。2. 2. 4
28、6 位置综合CPositionSumming) 余度作动器的一种平行主动布局，其中两个或两个以上作动器的输出通过复合摇臂综合。最终输出是各作动器输出位置综合之结果。2. 2. 47 速度综合CVelocitySumming) 余度作动器的一种平行主动布局，其中两个或两个以上作动器通过差动传动机构进行综合.系统输出是各作动器输出速度之综合。2. 2. 48 磁通综合(FluxSumming) 余度作动器的一种平行主动和局，其中任一伺服阀所拥有输入线圈的数目与输入通道数相等。通过磁通的综合使系统输出速度与各通道输入电流之和成正比.2. 2, 49 流量综合(Flowsumming) 7 HB 64
29、86-91 速度综合之一种特例。它通过各通道伺服阀输出流量的综合，使系统输出速度与各通道输入电流之和成正比。2.2.50 通道缓冲(ChannelBuffering) 容错系统所采用的-种容错技术，用于尽量减小由一个通道的故障引起另一通道故障的可能性。2. 2. 51 均衡(Equalization)又称通道平衡。在容错系统中.应用反馈使两个或两个以t部件或通道的输出达到乎一致。为了减小由切除故障通道引起的瞬态，或为了尽量减小正常容差的不利影响，通常需要均衡。2.2. 52 通道优先权(ChannelPriority) 当余度系统中具有多个不相同通道时，各通道权限的次序。具有通道优先权的系统型
30、式有2主要/辅助、主动/备分、正常/替换等。2. 2. 53 载荷分担(LoadSharing) 力综合余度作动器一起工作的方式。7. 2. 54 电逻辑(EiectricalLogic) 应用电子或电气部件完成工作模态转换或故障检测与校正的逻辑。2. 2. 55 液压机械逻辑CHydromechanicalLogic) 应用压力、流量等液压信息，以机械元件完成工作模态转换或故障检测和校正的逻辑。2. 2. 56 11:裂(Rip-Stop)使具有一个以上液压源的液压系统达到机械上分离的机械设计技术。如果止裂设计结构的某)部分出现材料裂缝.liW该裂缝不会从一个液压系统的容腔扩展至另液压系统的
31、容腔而引起两个液压系统都丧失。因而如果应用两个液应系统，则在止裂系统中的任何部位.都不容许两个液压系统连接至同一零件上。2. 2. 57 指令(Command)由外部输入、并使被控变量达到参数值的控制信号。2.2.58 回路(Loop)闭环控制系统中从综合口的误差信号开始到回至综合口的最后反馈信号为止的信号通道。2. 2. 59 稳定回路(StabilityLoop) 由敏感元件、放大计算装置及气动力操纵面回路组成的自动控制系统与飞行器构成的归路。主要功能为稳定飞机姿态或者角运动。2.2.60 数字撞制(DigitalControI) 用数字信号对设备或对象)的运动过程所进行的自动控制。2.2
32、.61 紊流累积超过概率CT-urbulenceCum u!ative Exceedance Probability) 遭遇到强度等于或超过-定值的紊流的累积概率。2.2.62 自动配平(AutoTrim) 在各种飞行状态下，使飞机气动力相保持平衡的内动补偿措施。自HB 6486-91 2.2.63 人工配平(ManualTrim) 人工消除或减小在正常飞行中驾驶杆或脚蹬操纵力的功能。2.2. 64 M数配平(MachTrm) 西E平指令与马赫数成函数关系而实现飞机的纵向自动配平。用以克服跨音速区反常的杆力特征。2.2.65 悬fT微调(HoverTrim) 直升机自动飞行控制系统使直升机具有
33、精确定位悬何能力的一种功能。2. 2. 66 自动悬T(AutomaticHovering) 直升机自动飞行控制系统使直升机自动地按一定程序进入悬fT的功能。2. 2. 67 决断高度CDecisionHeigh t) 指飞机机轮离地高度。当仪表进场时，在此高度上必须对继续进场或中断进场而复飞作出决定。2.2昭告警高度(AlertHeight) 根据飞机和机载设备性能而确定的高度.当飞机或地面设备上所要求的余度工作系统中的任何一个系统出现故障，则在到达此高度之前必须中断进场。2. 3性能能力特性2.3. 1 主动的(Active)用于描述系统中处于控制状态部分的形容词。2.3.2 备分(Sta
34、ndby)用来描述故障检测校正容错系统中通常不工作通道的正常状态的术语。一旦I正常主动的工作通道出现故障，该通道能被切换接入工作。2. 3. 3 操纵品质(HandlingQuality) 飞行品质或特性.它决定了驾驶员在操纵飞机中可能完成所要求课目任务的难易和精确程度。2. 3. 4 c参数(C警Parametcr)、驾驶员进行纵向操纵中的一个特征参数。它是俯仰角速度、俯仰角加速度和法向加速度之综合参数。2. 3. 5 C .准则(C份Criterion)对C特参数的时间响应曲线施加边界限制而形成的准则。2.3.6 D份参数(D.Parameter) 驾驶员进行横侧操纵中的一个特征参敬。它是
35、飞机侧滑角和驾驶员座位处侧向加速度之综合参数。2.3.7 D准则(D* Criterion) 对D参数的时间响应曲线施加边界限制而形成的准则。2. 3. 8 任务可靠性(Mission Rcliability) 假设在任务开始时产品或系统工作性能合适，则在规定的任务剖面内，产品或系统完成规定功能的能力，称之任务可靠性。9 HB 6486-91 2. 3. 9 任务剖面(Mission Profile) 产品或系统在完成规定任务这段时间内所经历的事件和环境的时序描述，其中包括任务成功或致命故障的判断准则。2.3.10 飞行安全性(FJ;htSafety) 表示飞机不发生灾难事故的可能性。用最大容
36、许故障概率来衡量。2. 3. 11 生存力(Survivability)系统或部件因意外故障或遭受攻击而严重受损时仍能完成任务、退出任务、返航、迫降等的能力。2.3.12 易损性(Vulnerability) 衡量部件或系统困外部因素影响而使工作性能下降的程度。这些因素般包括大气静电、电磁干扰、雷击、核幅射、气动力和发动机噪音、温度、振动、冲击、人为过失、敌方攻击等。2. 3. 13 维修性(Maintainability)设备或系统设计和安装的一种组合性能，它表征了在预期的维护环境中可以最少的时间、最低的熟练程度和最少的工具保持或恢复到能完成规定功能的能力。2. 3. 14 系统相容性(Sy
37、stemCompatibility) 系统中部件设备协调一致完成系统预定任务的能力。2. 3. 15 故障率(Fai1ureRate) 在产品寿命期的任何阶段，单位寿命计量单位(如循环、时间、里、事件等，取适用者)中产生故障的概率。2. 3. 16 置信度(ConfdenceLevel) 给定陈述正确的概率，或实际值处于两个置信极限之间的机会。置信极限是达到给定正确概率的数据范围。2.3.17 覆盖率(Coverage)又称监控覆盖率.指能够识别、隔离的故障在全部故障中所占的百分比。2. 3. 18 重要性系数(lmportanceFactor) 由器材(元、部件)失效引起任务故障数与器材(元
38、、部件)故障总数之比。它表示特定器材(元、部件)对总的任务效率之相对重要性。2. 3. 19 人工超控(ManualOverride)驾驶员通过人工控制(操纵)来超控自动飞行控制系统的控制状态。驾驶员可以行使超过自动飞行控制系统权限的操纵，或者行使与自动飞行控制系统指令相反的操纵。2.3.20 机械转换(ManualReyersion) 从液压和(或)电控制转换到机械操纵的能力。2. 3. 21 控制权限(ControlAuthority) 可由自动飞行控制系统信号产生的操纵面(或操纵力装置的偏度。它和操纵面(或操纵力装置)总的有效操纵偏度有关。本术语之前常加电的或增稳系统、控制增稳系统等词，
39、以使意义更为明确。2. 3. 22 力纷争(ForceFighting) 10 HB 6486-91 力综合余度作动器中两个或两个以上通道输出力之间干涉的现象。2.2.23 可重构(Reconfigurable)容错系统(或装置)的一种特性，指系统(或装置故障后通过残存控制元件的重新布局或重新组合而继续执行原有功能的特性。有时称为自修复。2.3.24 自修复(Self-Repairing) 见可重构。2. 3. 25 跟踪精度(Tra他ingAccuracy) 各通道的输出之间或与其组合输出相互一致，和(或)与指令输入或备指令之组合输入一致的精度。2.3.26 增益裕量(GainMargin)
40、 稳定性衡量指标之一。在飞行控制系统中增益裕量定义为.在名义相位时，将导致超过剩余振荡所允许的不稳定性的回路增益最小变化值。2. 3. 27 相位裕量(PhaseMargin) 稳定性衡量指标之一。在飞行控制系统中，相位裕量定义为:在名义增益时，将导致超过剩余振荡所允许不稳定性的回路相位最小变化值。2. 3. 28 线性度(Linearity)在规定的负载条件下，正常输出曲线符合直线的程度。通常以百分比额定行程输出表示。2.3.29 不灵敏区(Thr国hold)为使部件或系统获得可以测出的输出所必需的最小输入信号幅值。2. 3. 30 分辨力(Resolution)使系统输出变化所需输入信号的
41、最小增量对额定输入之比，以百分比表示。2. 3. 31 动态阻抗(DynamicImpedance) 有源闭环驱动系统因对外部动态作用力(通常为特定频率范围的正菇力)而引起输出位移，与这一输出位移有关的阻抗称之动态阻抗。动态阻抗除了包括弹性刚度以外，还包括负载质量和粘性摩擦，是一种复合特性。2. 3. 32 作动器刚度(ActuatorStiffness) 衡量作动器在外载作用F位置精度的一项特性。它在作动器有工作压力时，通过对作动器输出轴加力或力矩测出。2.3.33 静刚度(StaticStiffness) 振荡频率为零或接近于零时闭环伺服驱动系统的刚度。2. 3. 34 动刚度(Dynam
42、icStiffness) 高频时闭环伺服驱动系统的刚度。2. 3. 35故障工作(Fail-Operative)控制装置或系统在出现一个或多个故障后仍能继续工作的特性。在理想的故障一工作情况下，任一故障将不会引起额定性能的下降。2. 3. 36 单故障-工作(Single- Fail Operative) 指主动控制装置或系统能忍受单个故障而保持工作。除非特别说明，应理解为这种系统出11 HD 6486-91 现故障后不会引起额定性能的下降。2.3.37 双故障一工作(Dua!-Fail Operative) 指主动装置或系统能忍受该装置或系统中的任何两个故障而保持工作。双故障一工作表示系统可
43、以允许在其两个通道内出现相同的但不是同时的故障.并能继续工作。除非特别说明，都应理解为在出现一个或两个故障以后不会引起额定性能的下降。2. 3. 38 故障一功能(Fail一Functional)种比较局限的故障-工作情况e其中出现故障后可以保全功能，但性能将下降。2.3.39 故障一消极防护(Fail-Passive) 装搓或系统故障后订丁止产生任f和何口吁I主动输出的特性。严格地讲，处于故障消极防护的装置应完全从控制系缆中脱离。但是，I古如H果个装置虽然仍为系统的一部分，但它仅起一个附加负载的作用，则该装置仍被看作是故障消极防护的。有时称为故障自动缓和2.3.40 故障-臼动缓和(仔Fai
44、l-Soft)见故障消极防护。2. 3. 41故障安全(Fail-Safe)又称故障积极防护或故障一自动防护。指控制装置或系统在故障后1J止工作。但这时由故障引起的后果或造成的状态不危险，并不妨碍继续安全飞行。故障后的状态可以完全是消极防护的，或者进入一个预定的非主动状态。2.3.42故障积极防护(Fail-Active)见故障安全。2. 3. 43故障田中(Fail-Neutral)故障安全的种特殊情况。这时，控制装置或系统故障后回到中位消极防护，或被锁定在中位状态。2.3.44 故障瞬态(FailureTransient) 装置或系统出现故障后引起系统工作特性变化的过渡过程。2. 4 主要
45、分系统、部件和组成部分2. 4. 1 飞控计算机(FlightCon盯01Computer) 在飞行控制系统中处理(包括运算、逻辑和转换等)信息的电手或机械部件。主要有数字式、模拟式和机械(液压)式等型式。2. 4.2 数字式飞控计算机(DigitalFlight Control Computer) 在飞控系统中完成全部模拟、数字与离散信号的处理和计算(包括控制律计算、余度管理、BIT系统调度、故障记录和告警等功能)的数字计算机。2. 4. 3 模拟式飞控计算机(AnalogFlight Control Computer) 以模拟电路完成飞控系统所执行的各种功能的电子部件及其计算装置。2.4.
46、4 操纵面作动系统(SurfaceActuation System) 简称舵回路。飞行控制系统中输出动力控制操纵面运动的分系统。2. 4. 5 人工感觉系统(ArtificialFeel System) 与驾驶员操纵装置相连，给驾驶员人为提供预定规律的操纵力感觉，并给出操纵力与操纵12 HB 6486-91 系统位移之间静、动态特性的一种负载模拟装置或系统。2. 4. 6 配平系统(TrimSystem) 完成配平功能的系统。2. 4. 7 载荷稳定系统(LoadStabilization System) 直丹机自动飞行控制系统的分系统，用以处理外载荷缆绳角和拉力传感器信号，增大对外载荷的固有
47、阻尼，提高载荷位置初始对准的精度。2.4.8 自z;/J油门系统(Autothrottle System) 用于相应于给定的高度和速度自动调整油门至一定位置以产生所需推力的系统。2. 4. 9 载荷感觉机构(LoadFeel U nit) 人E飞行控制(操纵)系统中模拟操纵面穴动载荷和改善杆力梯度的一种装置。2. 4. 10 驾驶杆传感器(ControlStick Transducer) 与驾驶杆相连的信号转换部件。它将驾驶员加于驾驶杆的位移或力转换成与之成比例的信号，通常为电信号。2. 4. 11 脚蹬传感器(RudderPedal Transducer) 与驾驶员脚蹬相连的信号转换部件，它
48、将驾驶员加于脚蹬的位移或力转换成与之成比例的信号，通常为电信号。2.4. 12 姿态陀螺(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装置。2. 4. 13 速率陀螺(RateGyro) 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。2. 4. 14 带自检测的速率陀螺(RateGyro With Self一T剧。具有!tI于飞行前检测(BIT)的框架力矩发生器和能提供用于飞行中监控的马达转速检测信号的速率陀螺。2. 4. 15 线位移传感器(LinearVariable Displa白mentTransducer) 用于感测直线运动的位置反馈元件。
49、其输出电压与机械位移成线性关系。目前常用的是线性差动变压器。2. 4. 16 旋转位移传感器(RotaryVariable Displacement Transformer) 又称旋转变压器。用于感测铀的转角位置元件。其输出电信号与机械轴转动位置成比例。2. 4. 17 迎角传感器(Sensorfor Angle of Attack) 提供比例于飞机迎角的输出电信号的传感器。2. 4. 18 加速度计(Accelerometer)利用感测质量的惯性力来感受并输出E机某A方向加速度信息的装置。常用的有法向加速度计和侧向加速度计。2. 4. 19 机内检测装置(Built- in Test Equipment) 种机上综合检查和测试装置，立组合于控制系统或控制功能中。通常用于在组合测试能力的范围内.对控制功能尽
