自动飞行控制系统课件：4性能功能-较完整.ppt

1、 一、性能管理功能概述一、性能管理功能概述 二、二、“非优化非优化”飞行剖面的建立飞行剖面的建立三、性能优化技术与方法三、性能优化技术与方法四、四维飞行剖面建立四、四维飞行剖面建立五、五、 B737-800B737-800飞机性能功能介绍飞机性能功能介绍飞机的飞行纵向（垂直）剖面管理纵向（垂直）剖面管理，亦即飞机飞行的高度、速度、爬升、下降、爬升和下降的速率等，飞行管理工作则是由FMC的性能管理功能实现的。性能管理是飞行管理系统中的一个重要功能，根据驾驶员的需要及飞机飞行状况，FMC能给出性能管理的目标值，如：应飞速度、高度，所需推力及它的限制值，为飞行航线自动管理的实现，为制导功能实现提供数

2、据基准值。 FMCS性能管理与计算一、性能管理功能概述 飞机沿着预定航线飞行，飞行的垂直剖面参数，如：飞行速度和高度等是决定飞机飞行经济成本的重要参数。w飞机起飞后飞机爬高速率；w以多长时间爬到预定的高度；w飞机的巡航高度；w飞行的速度；w能否分段爬到更高的巡航高度；w什么时候开始下降；w下降速率为多少等.关系到飞机飞这一段预定航线所需飞行时间，需耗用多少燃油的问题。而这些飞机纵向剖面上的参数是决定民航飞机经济成本的重要参数。因此如何操纵纵向平面上的这些参数变得至关重要。而这一工作在飞行管理中则由性能管理功能块予以实现，以给出最经济、最合理的纵向剖面参数。 “性能管理”主要完成 w能量管理，从

3、能量观点按各飞行阶段所需能量，给出期望的目标值:T、V、H等目标值，这是性能管理中最为重要的工作。w监控飞机的燃油消耗和飞机重量。这是从安全考虑，确保飞行安全。w预测飞行途中，不断计算到达某一点的距离、飞行时间、燃油消耗，为驾驶员提供咨询。w为其它功能如EFIS和CDU显示提供必要参数，.w有些参数还要输到FMC导航微处理机的制导电路部分，产生制导指令输到自动驾驶系统和自动油门系统，操纵飞机沿计算的垂直剖面飞行。输送到性能功能的传感器w燃油系统:燃油加法器来的飞机当时的燃油量以及燃油流量;wADC：提供飞机高度、飞行空速和马赫数、空气静稳等；wA/T(或TMC):提供发动机N1或压力比EPR;

4、发动机引气状态、N1（或EPR）参数降低推力值；襟翼位置等;w位置传感电子系统：飞机在“空中”以及襟翼位置的数据。其它功能块的输入 导航功能块：w当时预报飞行前方、爬高顶点的风速和风向；w飞行计划；w目的地机场。 制导功能块： 离港机场和目的地机场的标高以及到目的地机场的待飞距离。机组从CDU上输入w飞机无燃油全重或飞机总重：加上（减去）燃油加法器来的燃油重量数据得到飞机总重；w巡航高度以及风向、风速；w假设温度；（以下数据在工程部门的指令下输入）w成本指数；w阻力系数；w燃油流量系数成本系数成本系数（COAST INDEX）：是航空公司根据本身的经济政策制定的。 （总运营成本-燃油成本）/分

5、钟成本系数= 燃油成本/千克总运营成本包括：燃油成本、飞机折旧费用、维护费用、飞行员工资、经营管理费用。燃油成本：根据当时燃油价格而定。成本系数可从0-200（或0-999）之间取值。B（200）A（0）C（35）燃油消耗F时间成本CFC当选取成本系数为0时，FMC就以给定航程下耗油最少为依据而计算。因为：成本系数为0，说明总运营成本中主要是燃油成本，也说明此时燃油价格最高，节省燃油消耗即可减少成本。当选取成本系数为最高值200时，FMC以给定距离航程下飞行时间最短为依据计算。此时燃油消耗只占总运营成本中很少比例，缩短飞行时间即可减少成本。FCk该曲线斜率k即为成本系数。成本系数0wC=0：虽

6、然燃油消耗最少，但飞行时间长（在燃油成本曲线的A点），但在这一点上总的成本不是最低。wC=200飞机飞得最快，飞行时间最短（在燃油成本曲线的B点），时间成本最少，但燃油消耗最多，总成本也比较高。各航空公司根据当时燃油价格和本公司经营情况，在燃油成本曲线上找到一点（如C点）的曲线斜率作为成本系数值，以得到最低成本。成本系数阻力系数和燃油流量系数阻力系数和燃油流量系数在CDU的“识别页”上显示，在维护页面的“性能系数页”上输入。数据范围是: -9.9(或-5.0) - +9.9。w阻力系数:与飞机飞行阻力有关的平均每海里飞行所消耗燃油的百分比率值。其与飞机的新旧程度（飞机表面光滑状态有关）。新飞机

7、表面光滑，流线状态好，飞行阻力小，飞行1海里所耗燃油少，阻力系数的值应取小些，否则取大值。w燃油流量系数:是与发动机燃油流量有关的平均每海里飞行所消耗燃油的百分比率。其与发动机的新旧程度有关。巡航高度、风值、温度值巡航高度:是每次飞行必须由飞行员在性能起始页上输入的。FMC根据这个要求的巡航高度来计算许多飞行纵向剖面性能数据。风值、温度值:不是FMC计算性能参数的必要数据。飞行员即使不输入航路上的风和温度的数值，FMC也能提供更加精确的结果。风值、航路温度（可用国际边准大气偏差温度值）根据塔台航管员所提供的数值输入。FMC计算的纵向剖面各阶段的性能参数-总重,剩余燃油量和高度w飞机全重：开始时

8、等于机组输入的起飞全重，飞行中使用无燃油全重加上燃油加法器输来当时燃油总量；w剩余燃油总量：由燃油总量减去耗用的燃油量得到。（耗用的燃油量是由燃油系统来的燃油流量积分计算得到的。）；w最佳高度：根据航路距离、飞机全重、当时外界温度、爬升剖面和下降剖面情况以及航路风向、风速来进行计算。按照计算所得的最佳高度飞行，可以得到最低的巡航飞行成本。（可以用最少的油量爬到巡航高度，可以避开航路逆风，或在最大顺风高度层飞行。在可以下降阶段最大限度利用飞机的位能）w最大高度（单发停车时的飞机极限飞行高度）：是飞机飞行的高度极限值，受飞机允许飞行的最高高度、飞机爬升能力和飞机特技能力的限制。其计算根据飞机重量、

9、发动机推力、大气温度、风速和飞行方式等数据进行的。FMC计算的纵向剖面各阶段的性能参数-速度w最大,最小速度：根据飞机飞行高度，发动机的最小推力和可以达到的最大推力，飞机全重和飞机工作极限来计算的，该速度为指令速度建立限制，对CDU输入数据进行限制。w速度极限包络特性曲线：由最大空速/最大马赫数，低速抖动极限，高速抖动极限，低和高速工作的最大巡航推力4条曲线中给定的最小和最大速度确定。当飞机没有遇到失速或高速冲击时，飞机不允许在该速度极限包络线以外1.3g的加速度飞行。w远航程巡航速度：是最大航程速度数值的99%；w最大航程速度：是给定燃油和飞机全重情况下所能达到的飞机最大航程。FMC计算的纵

10、向剖面各阶段的性能参数-速度w目标速度（最佳速度）:FMC连续计算飞机在爬升、巡航、等待、下降和单发停车时的最佳速度，其根据飞机总重、高度、飞机速度极限特性和推力极限、大气温度、成本系数以及风速、风向等数据计算的。该数据既作为个飞行阶段的速度预告，也作为制导部分的目标速度值。w襟翼放下情况下的速度计算：计算襟翼放下时飞机飞行的最小空速和允许的最大空速。w阶梯爬升：是FMC基于对巡航航段很多点进行在更高高度降低成本的综合评估，是考虑了成本系数、飞机重量、航程、风速、风向等因素确定的。FMC计算的纵向剖面w经济爬升剖面：FMC根据成本系数值来计算以获得最佳经济效果。爬升：升降速度是9000英尺/分

11、钟，飞机的空速是下一阶段飞机飞行的巡航速度；下降：遵守一些限制数据：马赫/空速限制、飞行高度限制、座舱增压速率限制和进近标准程序的限制。计算的数据包括：下降顶点、下降航段速度、下降航段的推力、加速度、减速度航路及座舱增压速率。沿飞行纵向剖面各点的高度、空速、至航段终点的距离和预计到达时间、飞机全重等数据都由FMC的性能部分计算得到。特别是其最基本的性能数据：速度和推力，在各航段的各选用方式中都能提供。w推力限制：用于确保发动机不被烧坏。推力限制与目标速度一样，也通过FMC的制导功能部分发送到自动驾驶仪和自动油门系统，以产生指令对飞机的飞行航路进行自动控制。w在计划飞行的航路中，若在两个航路点之

12、间没有事先规定纵向剖面的性能要求，那么，FMC就规定两航路点之间按照大圆弧航线巡航飞行。性能数据的计算重复率根据各参数的性质而有所不同，FMC区分他们的轻重缓急进行分别处理。w当时正在飞行的航段以及下一个即将飞行的航段：5秒钟；w其它航段：5分钟；w爬升飞机在到达AFCS-MCP上所选定高度以前、在下降阶段，飞机降到AFCS-MCP所选定的高度以前：5秒钟；w其它性能计算、性能预告信息：5分钟。二、“非优化”飞行剖面的建立“非优化”的飞行剖面，是指：w爬高极端在最大角；w发动机停车或最大速率；w巡航阶段在LRC或发动机停车；w下降阶段在经济速度。H（英尺）10000HCMd=MCM=CASd=

13、CAS=250节250节R下降段巡航段爬高段250节飞机的高度剖面飞机的高度剖面这些飞行剖面是依据飞机性能数据库提供的各方式的速度排定,及提供的飞机性能和发动机数据,考虑到各种约束(如ATC对高度,速度的限制),通过求解飞机质点运动微分方程来建立的。从起飞到进场着陆前的飞行阶段，大致可划分为：爬高：飞机起飞后爬高到10000英尺，速度到250节后离场转入爬高段；在爬高段上，飞机以等CAS爬高，至某一高度转入等M数爬高，直到巡航高度。巡航：飞机一般以等MC数作等高度HC飞行，直到下降开始点，飞机作下降飞行；下 降 ： 飞 机 以 空 油 门 ， 等 M d 下 降 ， 到 某 一 高 度 后（C

14、AS=CASd），以等CASd下降到10000英尺，再转入平飞减速到250节，再以等250节空速下降。然后转入进场着陆。从整个飞行各阶段来看，飞机在垂直平面上的运动可划分为：w水平飞行；w爬高/下降。因此建立飞行剖面，可以按平飞段，爬高/下降分别计算，使计算更为方便。飞机在垂直平面的运动由下列一组微分方程给予描述：fWWdtdWVVdtdxVdtdhgWgDTdtdVcossinsin)(水平飞行阶段对于水平飞行阶段来说，飞机可能作等速平飞，也可能作加速（或减速）平飞；飞行高度一般有机组给定，如HC；巡航段的飞机起始重量为飞机爬高结束点（爬高到巡航高度HC的点）时的重量。假设平飞段时飞机的升力

15、（L）等于重力，如等速飞行时，阻力D等于推力T。则：计算以x为步长，直到给定距离。（如下降起点）水平等速飞行段方程：WfVVWdxdW已知：V)()(),(21)()(22,2WWfDLDLVVXtthaVMhVKCASxVVWWWDTSVCDMCfCSVWC水平飞行阶段:加速/减速平飞阶段WfWVVWdXdWVVWgDTdxdV/)()(运动方程：T给定，已知V0，VfxVVWgDTVVSVCDMCfCSVWCWDLDL)()(21)()(22,2)()(),(WWfVVXtthaVMhVKCASxVVWWW 计算以x为步长，直到V（或M）到给定值，或到给定距离。因为在巡航阶段飞行时，驾驶员

16、通过CDU选定巡航飞行高度，及选择巡航飞行的方式，当有了巡航飞行重量和高度后，即由飞机性能数据库提供期望的巡航马赫数或速度值。通过水平段剖面的建立，不仅可提供飞行进程中的时间、燃油状况和飞行距离，还可以提供期望的推力值，为自动油门计算机提供控制指令。水平飞行阶段爬高/下降段的剖面计算-等CAS爬高/下降计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等（CAS=）起始：V=250节，h=10000英尺)(),(sin)sinsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVV

17、VxxfWsinsin)(21)()cos(22,2VhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCDLDL以h为步长，计算到M=Mup下降段的剖面计算 w对于下降段剖面的计算与爬高段相仿，只是认为下降段飞行时为空油门，计算则是倒过来进行的，即h（高度）例如从10000英尺作为积分的起始变量，积分终值为h=hc，由低高度积分到高高度。爬高/下降段的剖面计算-等CAS爬高/下降计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）等 （CAS=）起始：V=250节，h=10000英尺

18、以h为步长，计 算 到M=MupmaxH)(),(/sin)sinsin()arcsin(haVMhCASKVhhhhVWWWhVVVxxVHfWMAXMAXDLDLHhtgVhkgWDTSVCDMCfCSVWCsin)(21)()cos(22,2爬高/下降段的剖面计算-等CAS爬高/下降计算的终值改为h=hc（ 巡航高度）gVhkWgDTVWdhdWVVVdhdxhCASKVfW/)(sin/sinsincos/),(等CAS爬高/下降的运动方程：（一）经济的（推力给定）起始：V=250节，h=10000英尺以h为步长，计算到M=Mup)(),(/sin)sinsin(haVMhCASKVh

19、hhhVWWWhVVVxxfWsin)/)(arcsin(21)()cos(22,2VhtgVhkWgDTSVCDMCfCSVWCDLDL爬高/下降段的剖面计算-等M爬高/下降等CAS和等M爬高段计算相仿，只是航迹倾斜角和速度V的方程不同。等M爬高/下降的运动方程:ghamVWgDTVWdhdWVVVdhdxhaMVfW/)(sinsinsincos)(通过上面计算，可以预测飞行进程中的时间、燃料状况、距离、爬高结束点和下降起始点和燃油消耗情况。因此可降低飞机起飞重量和准确地结束爬高和开始下降。因为提前或推迟到爬高点，提前或推迟下降，都会增加燃料的消耗。因此，假加入性能管理这一功能，能有效地节

20、省燃油的消耗，降低飞机飞行的成本。三、优化剖面的建立飞行剖面的优化，即是飞机飞行状态的优化，就是在一定飞行条件下，如何选取飞机的最优飞行状态，如：速度、高度及推力设置，来使其某项性能指标达到最小，这些连续的最优飞行状态，便构成了飞机的最优飞行轨迹，因此，对飞机飞行性能的优化就是飞机飞行轨迹的优化。将飞机的立体飞行轨迹在水平面和铅垂面内分解，即得到水平轨迹（Ground Track）和垂直飞行剖面（Vertical Flight Propile）。w水平航迹主要取决于飞行途中的航路点要求、导航台位置等。w垂直飞行剖面即是沿上述曲线形状的水平航迹上的高度、速度剖面。飞机的飞行性能主要是由其垂直飞行

21、剖面所决定的，所以，性能优化主要就是飞机纵向飞行剖面的优化。性能优化方法w检索法（查表法） w单参数或双参数迭代优化法 w变分法检索法检索法：把飞机手册中的性能数据、曲线存入机载计算机。飞机飞行过程中，计算机则根据当前飞行状态来检索、修正，得到相应的最佳速率和发动机功率。优点：该方法处理时间比较短，但要有较大的计算机内存。利用多项式插值方法可降低存储量要求，但相应地增加计算时间。缺点：该方法仅考虑当前点的最优，而不考虑其后飞行轨迹的最优。随着数字技术的发展，数字计算机的存储容量和运算速度的大大提高，使实时运算成为现实。单参数或双参数迭代法就是把感兴趣的量，如燃油消耗量，直接操作成本等，表示成几

22、个关键参数的函数，即目标函数，然后代入其中几个参数的检测值或估计值，而允许一个或两个可调参数变化，通过迭代过程，求出使目标函数最小的最优解。如在巡航飞行中，可用此法寻求最佳巡航M数。缺点：这种方法仍属于静态优化，只能优化当前飞行阶段的性能，而不能使整个剖面（即各飞行阶段）都获得最优。拟线性化法及临近极值法均属迭代法。单参数或双参数迭代法变分法变分法，是基于最优控制理论中的变分原理和极小值原理而发展起来的，它把轨迹优化问题用性能指标泛函和状态来描述，利用庞特里亚金（Pontriagin）极小值原理加以求解。优点：该方法是动态优化方法，可得到全局最优解，即优化整个飞行剖面。用变分法进行性轨迹优化的

23、首要问题是要列写性能指标函数表达式和描述飞机运动的状态方程（如前述所列方程）。性能指标函数有多种形式，可根据实际要求来定义，如：最省燃油，最小直接操作成本，最小全成本、还有安全穿越风切变区的最优性能指标等。变分法美国NASA在发展FMC中，主要考虑了直接操作成本（DOC），它定义为燃油成本与时间成本之和，其泛函积分形式为：dtCfCJtf)(燃油成本的意义较明确，它主要由燃油价格所决定，而时间成本则包括很多因素，Ct的选取是一个复杂的过程，Ct=0时对应最省燃油轨迹，反之，Cf则对应最小时间轨迹。Ct/Cf是成本系数，其大小对生成的最优轨迹有着决定性的影响作用，它调整着飞机的飞行时间，表示飞行

24、中对时间成本的重视程度。成本指数的选取与飞行速度、飞行时间、燃油消耗及大气风力条件等有关系。gWdtdmVVdtdxVdtdhmgLTdtdVmmgDTdtdVmfW/cossincossinsincos对于垂直飞行剖面的优化，一般采用如下五阶质点运动方程：直接对上述质点运动方程应用庞特里亚金极小值原理，将会出现10阶的两点边值问题（TPBVP-Two Point Boundary Value Problem），为实时性带来困难。为此，要对飞机运动模型进行简化：奇异摄动法和能量状态法。奇异摄动法奇异摄动法是80年代中期才发展起来的一门技术，利用这种方法，可将系统的动态特性分解为快变模态（Fas

25、t Mode）和慢变模态（Slow Mode），从而把一些高阶优化问题分解为一系列的低阶子问题，即边界层（Boundary Layer），使优化计算量大为降低，对飞机轨迹优化，这些边界层往往对应于一些典型的飞行航段：爬升段、下降段等，而边界层上的平稳点（Equilibrium Point）或称稳定点（Stability Point）则对应于飞机爬升或下降阶段的姿态/轨迹角转换点，用奇异摄动技术解决飞行轨迹优化问题还是目前研究的热点，研究仍在不断进行中。能量状态近似法能量状态近似法（Energy State Approximation Method），又称能量状态法，是指用一种能量状态概念来简化

26、飞机运动模型，并以此进行飞机飞行性能的优化，生成最优飞行轨迹。能量状态法的基本原理：将飞机的飞行性能表示成势能和动能之间的相互转换的平衡问题，在此过程中，阻力损耗能量，而消耗的燃油则产生能量，并且飞机飞行过程中，其势能与动能是可以瞬间相互转换的。能量状态法能量状态法发展至今已经是比较完善的方法，经由Bryson，A.E和Erzberger,H等人的近一步发展和完善，使它成为现今轨迹优化中的一个比较有效的方法，它计算量少，算法简单及收敛较快等优点，并能实现整个纵向飞行剖面的优化，因此，目前许多飞机上的机载FMC（如B757/767）中采用的剖面优化方法就是基于状态法进行剖面优化计算的。假设飞行距

27、离df是指定的（即受约束的）给定直接操作成本（DOC）的性能指标为：其积分形式的表达式则可写为：fftWCtCJffttfftttPdtdtWCtCJ00)(fWfWfW能量状态近似模型飞机能量状态的概念首先是由鲁托夫斯基(Rutowski)提出的,当时他正在用图解法研究最短时间爬升和最省燃油爬升的优化问题时发现,若假定飞机的动能和势能可以在瞬间相互转换,则飞机的飞行性能可用其能量状态(即比能)来更好地描述.w比能:单位重量的总能量,即:221VghE221VghE其后,迅速将研究将此能量状态概念应用于飞机运动模型的简化和飞行性能优化.Bryson等人在分析了民用飞机飞行特点之后认为:飞行过程

28、中,航迹角很小,可取cos1,sin0;飞机不做大机动飞行,其法向加速度可忽略,即:如此,前述飞机状态方程中第2个法向力方程便简化为:WLTsin0dtdV对方程 求导并将第1个切向力和第3个运动学方程可合并为能量的变化方程:再忽略飞机重量的变化特性(实际优化中视其为时变参量),可得 飞机质点运动的能量状态近似模型:其状态为能量E和水平距离x,控制变量为速度V和推力T(或油门p) 。221VghEWDTVdtdE/ )(wVVdtdxWDTVdtdEcos/ )(利用上面的能量近似模型，首先研究了最短时间爬升、最省燃油爬升、最大距离滑翔，给定时间最大距离飞行以及固定油门、限定燃油消耗量时的最大

29、距离飞行等性能优化问题。随后，又将此模型推广应用到固定距离上最省燃油的轨迹优化问题，选用了以飞行距离为独立变量的能量状态方程：VVETVEdxdmWVEDVETdtdE/ ),(),(/),(),(研究表明：给定的飞行距离较长时，其次优飞行轨迹由最小燃油能量爬升，经济巡航和最大距离滑翔飞行段组成。式中：（E，V，）为对推力的比耗。轨迹优化的能量状态法w最小控制理论是轨迹优化的基础，固定距离上的轨迹优化是建立在变分法和极小值原理的基础上的。w飞行轨迹优化的关键问题有两点：飞机运动模型的选取-飞机的质点运动能量状态方程；优化性能指标的确定-选为飞机的直接操作成本（DOC），是飞机燃油和时间成本的综

30、合泛函。fftttttfdtPdtCfCJ00)(式注1能量状态法中，还假定飞机纵向飞行剖面至多由三个飞行段组成：爬升、巡航和下降。认为飞机的能量状态在爬升段单调增大 ，巡航段保持常值 ，下降段单调减少 ，如此，指标函数可改写成： fffclttttttdnupfdtPdtPddddtPJ000)(式中为巡航飞行中单位距离上的操作成本，简称巡航成本。飞机的质点运动能量状态方程为：wVVdtdxWDTVdtdEcos/ )()0( E)0(E)0( E式注2取空速V和飞机的发动机油门位置p（或推力T）为飞机运动的控制量，则上述的轨迹优化问题就归结为求状态方程式，性能指标为(式注1)的两点边值问题

31、。为近一步简化优化计算，减少状态变量的个数，再将(式注2)引入性能指标(式注1)中，将状态变量E或x转换为性能指标泛函中的独立变量，从而将飞机状态方程的维数进一步减少为一维。下面视能量E为独立变量，x则成为飞机运动状态。将整理前式有：mgDTVVVExdEdxdEmgDTVPJwEEF/ )(cos/ )(0式注3式注4根据对各轨迹断能量变化率的假定，式注3可分解为：cffciiEEEEEEdnupfdEEPdEEPdddJ00)()()(下图定义了2个距离变量xup，xdn，用于描述飞机在爬升和下降飞行段的距离变化，为逆向时变因子，它与时间t的关系为=tf-t；xdn则为逆向距离变量，在t=

32、tci， = cf= tf-tcf时，xup和xdn即为dup和ddn。0爬升下降巡航)(dnx)(txupupddndcftcit0000coscos)(EwdndnEwupupEdnEupdnupEVVEVVdEdxdEdxdExxddEdx00)()()()(0EEEEEEcfdnciupfttttcfdnciupfdEEPdEEPExExdPdPdtxtxdJcffciicicff由此，状态方程可相应地分解为：此时，轨迹优化问题即转换为寻求满足约束式1，使式2达到最小的最优控制量V和p。下面根据最优控制理论的变分原理求解。式1式2B737-800飞机性能功能介绍性能功能为最经济的垂直航

33、迹剖面提供空速和发动机推力值。其使用空气动力和发动机模型来完成以下参数计算：速度目标值速度限制N1目标值N1限制飞机总重B737-800飞机性能功能介绍速度和推力目标在飞行的爬升、巡航和下降阶段过程中，性能功能计算最佳的速度和推力目标值。经济方式（ECON）是每一飞行阶段的缺选方式。工作在经济方式时，FMC使用飞行机组输入的数据（巡航高度、成本指数等）计算最省成本的飞行剖面。其它的执行方式（最大速率爬升，远航程巡航、速度下降等）也可得到，飞行机组可以通过MCDU进行选择。当衔接VNAV方式时，速度和推力目标值发送到FMC制导功能，随后制导功能向DFCS和自动油门计算机发出指令以控制飞机的垂直飞

34、行路径。在起飞或进近/复飞操纵期间，速度目标值不送到DFCS。仅仅使用N1目标值（限制值或如果选择发动机减推力时的减推力值。） B737-800飞机性能功能介绍速度和推力限制性能功能还计算飞行的爬升、巡航和下降阶段的最小和最大的速度和推力限制，这将确保飞机在其飞行包络线范围内操纵，同时防止发动机可能的调节过量。 总重总重FMCS计算飞机的总重或飞行机组人工地输入总重。来自燃油油量处理器组件的总燃油重输入到FMC。通过MCDU飞行机组既可输入总重或也可输入无燃油总重。如果飞行机组输入总重，FMC用总重减掉总燃油重来计算无燃油重量。如果飞行机组输入无燃油重量的话，FMC用总燃油重和无燃油重量相加得

35、到飞机总重。B737-800飞机性能功能介绍性能数据 FMC使用下列数据作为性能计算：大气数据巡航高度成本指数燃油重量发动机引气传感器机型/发动机数据库B737-800飞机性能功能介绍1、大气数据FMC使用来自ADIRU的大气数据：大气温度用来计算推力限制值；高度用来计算速度和推力目标值和限制值；空速用来计算DFCS /自动油门指令。2、巡航高度巡航高度由飞行机组通过MCDU输入，它用来建立爬高顶点（T/C）的高度。 B737-800飞机性能功能介绍3、成本指数成本指数是：时间成本（如劳动力）与燃油成本的比值。成本指数值低意味着燃油成本比时间成本更重要。成本指数高意味着时间成本比燃油成本更重要

36、。燃油成本高的飞行其性能经济速度排定就较慢。时间成本高的航班，其经济速度排定就较快。飞行机组在MCDU上输入成本指数，必要时可以改变此数据。范围是000（最经济）到200（时间关键）。这将允许运营者针对其所运营的条件和航路调整经济速度计划（爬升、巡航和下降）。B737-800飞机性能功能介绍燃油重量燃油重量数据由燃油量处理器组件向FMC传送，FMC计算总重时使用。如果来自燃油量处理器组件的总燃油量数据是无效的，飞行机组可以在MCDU上人工地向FMC输入燃油重量。每30分钟FMC用VERIFY GW AND FUEL（核实总重和燃油）提示飞行机组输入一个新的燃油重量。在飞机通过T/D（下降顶点）

37、并输入一个Vref值后， FMC将不再显示该提示。发动机引气传感器FMC从空调系统和发动机及机翼的热防冰系统（TAI）接收模拟离散信号。FMC使用该数据校计算的推力值。 B737-800飞机性能功能介绍机型/发动机数据库（MEDB） MEDB包含下列数据：w一个飞机的空气动力模型。它由建议的速度排定、最佳操纵高度、抖振极限包络线和认证的飞机操纵极限组成。 在该数据库中还有发动机不工作操作条件即：速度和阻力数据。w有关飞机选择的发动机额定推力的燃油流量和N1推力模型。使用这些数据计算燃油流量、推力限制、发动机限制和使用发动机引气时的补偿。wQRH起飞速度基准，包括V1，VR，V2和起飞安定面配平

38、位置。总重，使用T/E襟翼位置和重心计算以上数值。B737-800飞机性能功能介绍飞行包络保护操纵飞行程序（OFP）连续地监控计算的性能目标值相对飞机的操纵极限。如果任何性能目标值超出极限值，FMC将限制性能目标约束到校正值，并保持发动机和飞机的最佳性能。B737-800飞机性能功能介绍双FMC工作当源选择电门置于NORMAL位置时，能够进行双方式工作，从FMC在所有时刻保持与主FMC同步，FMC比较静态性能数据：w飞行计划数据 性能数据 w起飞基准页面数据 进近基准页面数据 w N1限制页面数据 转换的离散数据在双系统方式，如果静态数据的比较超出容限，主FMC的数据自动交叉装载到从FMC（同

39、步），然后数据再次进行比较，如果满意，保持双FMC系统工作。B737-800飞机性能功能介绍双FMC工作（续）如果同步后，数据仍然不一致，将从FMC故障记录到BITE中，同时系统转为单FMC工作，在MCDU便签行上显示：SINGLE FMC OPERATION。在这种构型下，使用来自主FMC的计算值，从FMC设置成条件失效状态。如果从FMC设置成条件失效状态，FMC之间的内部系统总线仍然保持工作，且两个FMC继续处理数据，来自于从FMC的所有输出设置成无计算数据（NCD）。在一个FMC变成条件失效后，FMC源选择电门设置到BOTH ON L或BOTH ON R位，在两个FMC之间使用来自主FMC作为同步源的数据再次进行同步。如果同步成功，在MCDU上显示：DUAL FMC OP RESTORED，且系统进入双系统工作。B737-800飞机性能功能介绍