飞行控制系统（1B-B-27-00-00-00A-043A-A第006版）

概述

飞行控制系统（FCS）是一个四重数字电传系统，不具备恢复机械控制的设施。

FCS旨在为飞行员在整个飞行包线内提供出色的操纵特性，并允许无忧无虑的操纵，而不存在起飞或过度应力的风险。因此，EF2000是一款非常舒适的飞机，在保持高度灵活性的同时，具有很强的抗偏离（departure）能力。

图1.118-主要/次要控制面

FCS作用于机身的控制面如图1.118所示。

飞机配置

飞机为高度不稳定三角翼构型，FCS控制固有不稳定性，并为飞行员提供常规需求响应。发动机在大部分1g飞行包线内为飞机提供正SEP。随着速度的降低，三角翼平面形状导致阻力显著增加。这种不稳定性允许在亚音速下具有良好的灵活性，在超音速下具有良好的转向性能。

设备集成

电子设备

–4台飞行控制计算机（FCC）

–1个惯性测量单元（IMU）

–4个空气数据传感器（ADT）

–2个数字发动机控制单元（DECUs，非FCS）

飞行员接收器（SS/TWS）（Pilot Inceptors）

–1/2操纵杆传感器和控制总成（SSICA）

–1/1踏板传感器单元（PDU），TWS 1 PSU

–2/4油门部位（Boxes）（非FCS）

主飞行操纵面

–用于俯仰控制和配平的鸭翼

–I/B & O/B 襟翼；四个后缘襟翼用于俯仰/滚转控制和配平。

–控制偏航、配平和自动转向协调的方向舵。

辅助飞行控制功能

–前缘系统（LEAS）

–空气制动

–左右进气罩

–鼻轮转向控制系统。

集成

飞行控制系统围绕一组四台相同且可互换的数字飞行控制计算机（FCC）实施和集成。每个FCC控制系统的一条通道，包括STANAG 3910总线，因此为所有关键功能提供冗余（redundancy）。每个FCC还充当总线远程终端，其中两个FCC与航空电子系统总线（AVS）连接，另外两个与公用设施控制系统总线（UCS）连接。

主执行器（包括LEA）具有四重电气和双重液压冗余，而其他辅助执行器具有单一电气和液压控制。

空中数据系统（ADS）包括四个ADT和DECU/IMU衍生空中数据作为备份。

电力由两个独立的28V直流保护母线PP3和PP4供应至每个FCC和IMU车道。FCS设计为四车道同步运行。这是通过同步FCC之间的数字通道实现的。参见图1.119。

惯性测量单元（IMU）

IMU输出为：

飞机运动（惯性感应）：

–角速度（俯仰、横滚和横摆率）

–加速度（法向、横向和纵向）

飞机姿态：

–俯仰角

–倾斜角度

计算数据：

–真航向

–估计高度和垂直速度

–估计空气数据（TAS、发生率和侧滑）

–AOA和SS与ADT值进行内部比较。

IMU输入为：

纬度和真航向（仅用于路线的导航数据）

压力高度、真实空速气动攻角和侧滑FCS状态和命令文字（Command Words）。

FCS FPSP1a功能

实现了以下功能：

–操作前缘

–全FCS模式和自动备用FCS模式

–进近配平计划（FP+2°至少0°）

–NWS，最小转弯半径（+/-48°）

–自由（Carefree）机动，所有轴，至FPSP1a装载目标CG对称配置

–自由A/B操作

–起落架放下时的AOA和g保护

–进气罩排程符合生产标准

–SCAC的存储调度足以满足外挂油箱和A/A外挂武器（不包括TMC）

–质量估计器（estimator），需要燃料/存储感应信号的可用性

–包含来自IMU空中数据估计器的惯性AOA和SS信息

–将姿态信号纳入主控制律

–在极限滚转飞行员指令（extreme roll pilot command）下优化滚转/俯仰组合的操纵

–航迹保持在200 KEAS（=KDAS），LDG下降

–自动滚转配平，包括倾斜保持和航向保持机翼校平

–机翼校平机俯仰/滚转优先级：如果襟翼达到饱和，自动降低滚转率；将俯仰响应优先于滚转响应，但保证最小滚转速率

–升力卸减（Lift dump）将全自动并具有批量调度功能

–升力卸减将自动取消（auto-cancelled），NWS处于低速模式（高增益）。第二台发动机停机时，鸭翼移至DUMP位置

–自动油门。

FPSP1a控制律功能性能

概述

FCS将：

–通过航空电子系统（AVS）和公用设施系统（UCS）总线向所有飞机系统提供内部和数字发动机控制单元（DECUs）的空中数据和其他信息，特别是向主驾驶舱显示器和Get-U-Home（返乡）仪表（GUHI）提供数据。

–引入与EJ200发动机的兼容性。

–向航空电子系统（AVS）和公用设施控制系统（UCS）提供空气数据系统（ADS）、惯性测量单元（IMU）和发动机数据。

–通过AVS总线传输FCS警告。

–通过专用单向串行数字链路向综合监控和记录系统（IMRS）IPU和飞行试验仪表（FTI）系统提供特定数据。

–提供全测试覆盖频率偏差输入（FBI）设施，以允许包络扩展和空气数据校准试验。要实现的功能仅为执行器的输入；偏置、脉冲和单频扫描。

处理概述

FCS为飞行员提供了良好的飞机操纵特性（在整个飞行包线内）。FCS限制飞机响应，以确保载荷保持在结构限制范围内，而不考虑外挂配置、内部燃料分配和主要飞行条件。FCS还限制AOA和侧滑，以确保飞机没有出问题（departure）的可能性。

俯仰、横滚和偏航需求由FCS酌情混合和限制，以产生良好的敏捷性和机动性，以响应有效的“粗心”飞行员输入。飞机对俯仰输入的响应可以是三种速度相关效应之一；一个俯仰率需求、一个g需求或一个alpha需求，每个需求之间的过渡都有一个对飞行员易懂的混合区域（blending region）。飞机对横滚输入的响应计划为空速和alpha，其中，在较大的驾驶杆杆输入时，主要（prevailing）alpha接近极限条件，alpha减小，以确保提供足够的横滚率。

稳定性增强

FCC在所有三个轴上提供飞机稳定，包括燃料和挂载装载的自动调度。

FCS主要规则

主要控制规则设计用于提供使用混合俯仰率（q需求）/AOA/g需求控制系统的操纵指令系统。

机动响应

飞机在起落架升起的情况下，在俯仰和滚转过程中完全自动调整。LDG UP和DOWN提供正负AOA/g保护（protection），LDG UP提供无忧处理（CFH）。

气动外形控制

图1.120-空气动力学控制

鸭翼、前缘表面和襟翼的配平角值设计为编程，以实现性能和机动性之间的最佳折衷（图1.120）。

紧急g超控

提供最大正g的超越能力。

自动故障处理

在发生关键FCS故障的情况下，FCS将自动恢复到复归控制律（REV律）。FCS修订规则适用于以下异常情况：

–ADT Ps或Pt第二或第三次故障

–ADT AOA/AOS损失

–失去姿态（第二次失败）

对于以下故障情况，控制规则受到保护：

–燃油数据丢失

–存储数据丢失

–LEAS故障

–NWS损失

–空气制动故障。

FCC中提供了试验观察程序。

双座式（TWS）

双座飞机的FCS控制规则相同，但必须遵守与单座飞机不同的性能和限制。

飞行控制系统（双座）（1B-B-27-00-00-00B-112A-A第008期）

驾驶舱指挥仲裁

该过程将FCS配置为操作双座“单人”或双座“教练机”。它还提供仲裁逻辑，通过ICO操作分离多个FCS功能，如AP（从FPSP1b开始）、AT和NWS。

根据仅位于前座的优先驾驶舱选择器（PIC）的位置，FCS配置为单独或教练机（前座或后座）版本。此外，它：

–识别优先驾驶舱，以及（Identifies the priority cockpit, and[原文就是缺的]）

–确定并指示哪个驾驶舱拥有FCS控制或处于FCS指挥中。

图1.121，

方向舵踏板采用机械连接，可用于两个驾驶舱。

两个驾驶舱中的ACUE格式均显示提示以指示PIC状态。

优先驾驶舱配置选择的联锁为：

–所有车轮的重量（WOW），以及

–未检测到滑行运动

–FCS选定模式。

在驾驶舱之间获得驾驶舱指令的两种方法是：

–常规接管：通过操作位于两个驾驶舱内的FCS控制选择器/指示器来实现。常规接管导致控制权从前座舱切换到后座舱，反之亦然。按下当前处于FCS控制下的驾驶舱中的FCS CONT将被忽略。如果单独配置，则常规接管不可用。AT参与的常规接管不会中断接管前发生的任何AT操作。

–快速接管：在驾驶舱不处于指挥状态时，由指导员通过按下ICO来实现。一旦发生快速接管，学员可以通过常规接管程序收回FCS控制。NWS和油门随动功能未断开。AT断开。

前驾驶舱功能

以下驾驶舱功能仅在前驾驶舱可用（无仲裁）：

–进入FRS时，FCS的控制默认为前排座椅

–发动机启动和关闭仅在前座舱可用。

–正常LDG选择向上/向下。

–大气压力设置（后驾驶舱也有指示）

–FCS测试（如果驾驶舱处于控制状态）

驾驶舱的指挥功能

以下功能由驾驶舱控制：

–AT（或FBI）

–驾驶杆的俯仰/滚转和所有配平。

–基准调整/配平开关

–FCS RSET控制

–空气制动进/出

–ICO

飞机单独配置

PIC选择器（前驾驶舱）至SOLO。

当飞机配置为单人飞行时，FCS将与单座飞机相同。所有指示将同时显示在后驾驶舱中。但是，来自后驾驶舱的FCS相关输入（如果被占用）将被忽略，油门随动功能将不在后驾驶舱中使用。

飞机配置教练机

有两种配置，即：

–PIC选择器至前座，或（or）

–PIC选择器至后座

在这种配置中，它通常使用“驾驶舱处于命令中”的信息作为仲裁标准，在前后驾驶舱控制之间进行仲裁。

PIC前座舱

驾驶杆和油门需求以及来自后驾驶舱的其他专用FCS开关和控制装置的操作不会对FCS控制产生影响，但是，所有指示都提供给后驾驶舱。油门随动可用。

后驾驶舱FCS CONT的操作将导致FCS控制传递给后驾驶舱。后驾驶舱拥有全部指令。前驾驶舱的教员总是可以通过常规或快速接管控制权。

只要FCS控制与前驾驶舱保持一致，即FCS CONT-FRNT点亮，后驾驶舱ICO的操作将不起作用。FCS CONT-FRNT保持点亮。前驾驶舱ICO的操作将分离NWS。按下后驾驶舱中的FCS CONT按钮将FCS控制转移到后驾驶舱。前方ICO将FCS控制转移回前方驾驶舱。前驾驶舱的第二个ICO按钮将使地面上的NWS脱离。

PIC后部

在此配置中，驾驶杆和油门需求以及来自前驾驶舱的其他专用FCS开关和控制装置的操作不会对FCS控制产生影响。油门随动可用。后驾驶舱拥有全部指令。FCS CONT-REAR点亮（启动阶段除外）。前驾驶舱中FCS CONT的操作将导致FCS控制传递给前驾驶舱。前驾驶舱有完整的指令。后驾驶舱的教员总是可以通过常规或快速接管控制权。

只要FCS控制与后驾驶舱（即FCS CONT-rear LIGHT）在一起，前驾驶舱ICO的操作将不起作用。FCS CONT-REAR保持点亮。驾驶舱后部ICO的操作将分离NWS。按下前驾驶舱中的FCS CONT按钮将FCS控制转移至前驾驶舱（FCS CONT-FRNT点亮）。后部的ICO将FCS控制转移回后部驾驶舱（FCS CONT-rear lit）。后驾驶舱的第二个ICO按钮将使地面上的NWS脱离。

油门随动

与未处于控制状态的驾驶舱相关的左右油门位置与处于控制状态的驾驶舱手动指令的左右油门位置一致。

如果一个油门发生故障，将生成油门随动警告（<THROT LK>），并取消随动模式。

临时油门超控

教员（优先驾驶舱）可通过AT接合按钮按下并保持（AT随后断开）来超控油门。一旦教员松开AT按钮，油门控制将返回给学员。

AT模式

如果AT接通，两个驾驶舱中的左右油门位置移到AT功能指令的限速位置。

系统修改

车轮重量（WOW）

此过程使用LDG控制的继电器来确定车轮上的飞机重量状态。每个起落架支柱/车轮只有一个继电器。

在无故障条件下，系统的空中/地面状态根据前轮状态（过渡到空中/飞行）和前轮和主轮状态（过渡到地面）而改变。在前轮故障的情况下，例如前轮卡住或前轮信号故障，使用俯仰率或主轮将系统设置为空气状态（FLT-LOCKED）。如果发生这种情况，从FLT锁存状态到接地的转换仅根据主轮和alpha（AOA）进行。

出于冗余（redundancy）目的，来自IMU的FCS俯仰率和来自ADS的FCS AOA数据提供了额外改进的完整性/故障检测。

WOW功能通常检测：

–前轮飞行锁定

–前轮卡在地面上

–单个主车轮故障

–LDG操纵杆位置指示不正确

接地

在地面模式下，包括起飞运行直到起飞、带减升的着陆横滚和滑行，飞行员直接连接到：

–使用驾驶杆进行鸭翼和对称/差分（symmetric/differential）襟翼。

–使用方向舵踏板进行方向舵和前轮转向。

在地面上，当飞机在颠簸跑道或滑行道上运行时，在低航速速度下，控制规则对所有主控制面（primary surfaces）的增益要求降低，以防止传感器反馈信号引起表面不必要的活动。

显示的Airdata（如AOA、KDAS/M）设置为有效的默认值，直到达到50 KDAS的速度。从60到大约80 kD，因为俯仰阻尼器信号正在衰减。

从地面到空中的过渡

进入FRS和正常LDG基础（hard wired）继电器操作后，只要WONW继电器设置为“真”，则认为飞机在地面上。当WONW信号设置为“FALSE”时，将启动到空气中的转换。

在附加故障检测的情况下，即NWS继电器在转换为空气时发生故障：

–使用IMU俯仰率和AOA数据，或（or）

–检测到两个主LDG WOW为“FALSE”，例如离地。

机载

转换后，前轮的重量启动并启动到机载模式的转换序列。淡入时间为3秒。过渡到机载模式后，机动需求控制规则激活。此外，起落架操纵杆发出LDG up（起落架上升）或LDG down（起落架下降）FCS模式信号。

从空中到地面的过渡

从飞行状态到地面状态的转换由WONW加上至少一个WOMW控制。

在附加故障检测的情况下，即NWS继电器发生故障且前轮设置为飞行锁定（FCS RSET按钮上的NWS图例闪烁），则：

–WOMW必须为“真”，ADS中的AOA数据必须可用。

如果FCS AOA数据不正常：

–则无法从锁定的飞行中退出，并设置DWP NWS警告

升力卸减

升力/卸减功能提供逆转升力方向的能力，从而在主轮上产生增加的阻力和额外负载，以辅助制动性能。这是通过将控制面驱动到升力卸减的位置来实现的，即襟翼向上和鸭翼前缘向下，通过升力-卸减控制规则模式进行调度。

升力/卸减功能的修改是全自动的，不需要飞行员进行专用开关操作。鸭翼和襟翼在空速（Foreplanes and flaperons are scheduled with airspeed），以帮助飞机减速。修改还包括大批量调度（mass scheduling），以确保升力/卸减的操作在升力卸减的解除（cleared）限制内。

在低速滑行过程中，升力卸减自动停止，以确保鸭翼不会因为着陆灯反射。发动机停机时，升力卸减接合（卸载），以确保鸭翼停放在不干扰梯子的位置。

升力卸载接合：

–两个油门都处于怠速，飞机高于滑行速度，NW位于地面，或

–发动机停机时（帮助操作机构驻车）

在自动升力卸减过程中，飞行员驾驶杆输入指令仍处于激活状态，将覆盖襟翼偏转。

提升卸减未接合，TOT自动设置：

–至少有一个油门高于怠速，或

–滑行速度（低于20 kts GS）时的空调，或

–NW离地，或

–飞机质量高于起落架承受的极限

升力减少（卸载设置）包括以下阶段（图1.122）

–预设为-25度鸭翼，随着空速降低，襟翼负偏转增加。

–额外施加的空速/减速（airspeed/ deceleration）计划负襟翼偏转，使襟翼引起的俯仰由制动扭矩提供的俯仰平衡的水平。

–鸭翼在90 KDAS（最大阻力）以下从-25°旋转至-60°。

除操纵面外，没有给飞行员是否接通卸减模式的指示。

推进力

左右油门位置信息提供给左右EJ200 DECU以及起落架和燃油管理子系统。左DECU连接到FCC1和3，而右DECU连接到FCC 2和4。

油门位置从SSICA接口路由到LGC和FCS接口以及左、右DECU接口。在地面上，该路由取决于IBIT的成功完成。实现油门随动功能。

为了通过FCS总线在FCCs和DECU之间建立正确的数据传输，必须按照以下顺序发生特定的事件：

–FCS PFC从FCS通电开始需要20秒，在此期间不执行DECU和FCS之间的数据传输。

–当节流阀（油门）从HP SHUT（高压关闭）移动到IDLE（怠速）或以上时，DECU被指令通电（从油门到相关DECU的基础信号）。

–DECU通电后大约需要2.5秒才能执行初始化和IBIT操作。在此期间，不进行DECU和FCS之间的数据传输。

–一旦建立正确的数据总线通信，DECU进入正常操作，数据传输即可开始。

–当飞机在空中飞行时，或两个NH都指示高于50%NH时，将开始空中数据计算。

DECU在以下情况下通电：

–左侧和/或右侧油门杆从HP关闭移动到怠速或以上，或

–飞机在空中。

以下情况下，指令DECU关闭：

–将左侧和/或右侧油门杆从怠速或以上移动到HP关闭，以及

–在50%NH以下检测到发动机停机，并且

–飞机在地面（WOW）。

驾驶舱开关修改

FCS RSET按钮

分别成功完成PFC或ACT后，只有按下FCS RSET按钮才能从前驾驶舱进入FRS。同时，NWS和TOT接通，并在两个驾驶舱中指示。

可以从任一驾驶舱对该控制装置进行后续操作，但该功能取决于“谁拥有控制权”。

FCS RSET按钮的操作导致FCS进入飞行驻留软件（FRS），与NWS接合并设置起飞配平（TOT）。这通过NWS的低闪烁（0.5 Hz）来指示，前提是LINS设置为NAV模式，且T/O图例稳定点亮。控制面通常设置为其基准（datum）配平位置。如果前轮在中心位置46.8度范围内（表示执行器限制），NWS将接通。

在某些FCS故障条件下，可使用FCS RSET按钮将FCS重置为正常无故障状态。只有当故障恢复到无故障状态时，才能复位；在这种情况下，警告将伴随警告。

前轮转向（NWS）

此过程启动并执行修改以接通和分离NWS。修改主要包括两种方式，即：

–NWS起飞/着陆前，以及

–NWS空中/进近。

另请参见前轮转向第1-249页。

NWS提供0至30 kts的低速模式（+/-43°），30至60 kts的中速模式（+/-28°），以及60 kts以上的高速模式（+/-10°）。模式根据车轮速度、速度（GS）和油门位置计算。从低速到中速的混合发生在30 kts/s的加速度下，从中速到高速模式的混合发生在60 kts。减速时，从中速模式到低速模式的混合以20 kts/s速度进行。

–进入FRS时，NWS进入低速模式（+/-43°），FCS RSET按钮上的NWS图例以低速率闪烁（提升卸载未接合）

–如果LINS出现故障，NWS将进入中速模式（+/-28°），默认情况下，这由卸减位置向飞行员指示

–将两个油门设置为接近最大干度或在任何油门位置将飞机加速至30 kts GS以上，将导致NWS进入中速模式（+/-28°）。在每秒30公里时，FCS RSET按钮上的NWS图例稳定点亮

–减速20 kts/s NWS混合至低速模式，NWS图例将再次开始闪烁

–当飞机加速或减速通过60 KDAS时，从中速模式过渡到高速模式，反之亦然

–空中飞行时，即前轮无重量，NWS将断开，NWS图例熄灭。着陆时，前轮上的重量将再次点亮NWS图例。

–在地面操作ICO会导致NWS分离，NWS图例闪烁，DWP升高。按下FCS RSET按钮将重置NWS图例，重置警告并重新接通NWS。

–如果选择ICO并随后选择LDG，NWS图例将停止闪烁，DWP警告将熄灭。当再次向下选择LDG时，ICO被记住，NWS图例继续闪烁，DWP<NWS>警告再次出现。

–当检测到NWS CBIT故障时，进入自由轮模式（free caster mode[ps：这个真不知道了]）。NWS将断开，NWS图例熄灭，并显示DWP<NWS>警告。

–在NWS故障的情况下，NWS将通过机械方式和控制规则要求逐渐变为零。

起飞配平（TOT）

此过程提供必要的修改，以便：

–在地面上提供配平偏移（offset）状态的视觉提示，

–允许通过地面上的FCS RSET按钮重置所有配平偏移，

–如果地面上至少有一个油门高于怠速，则自动复位所有微调偏移。

前轮的重量

前轮卸下重量后，TOT图例消失。按下FCS RSET按钮不会对配平产生影响。

前轮重量（WONW）

当进入FRS或处于FRS且任一油门前进到怠速以上时，控制面设置为TOT（TOT）位置，TOT（TOT）图例稳定亮起。NWS将接通。只要至少有一个油门不在怠速位置，就会忽略手动微调输入。

当两个节流阀都处于怠速时，按下TOT按钮将使饰件（如适用）复位到TOT位置。TOT位置（起飞配平）可在俯仰、侧倾和偏航中手动偏移，如果配平偏移大于TOT位置的0.25度，则会导致T/O图例闪烁。复位至基准（T/O稳定点亮）位置可通过以下方式实现：

–按下FCS RSET，或

–将至少一个油门移出怠速位置。

–手动重新配平所有轴，使其处于+/-25°的TOT阈值范围内。

基准调整微调开关

基准调整/微调开关可用于以下两种模式：

–基准调整模式用于输入AP高度获取和航向获取模式的基准值。

–对FCS控制规则进行手动俯仰和滚转输入的微调模式。

驾驶杆顶部调整开关使用的模式由基准调整/调整开关的位置确定。开关的正常位置处于DA（前进）位置。当需要对主控制规则进行手动配平输入时，偶尔使用配平（后）位置。该开关受时间监控（time monitored）的，即修改提供偏航配平开关和双用途驾驶杆安装配平/AP基准调整开关的监控功能，并提供结果配平取消修改功能。

根据开关位置，修改控制是否应进行俯仰或滚转配平的主控制规则输入，或通过驾驶杆顶部俯仰/滚转配平按钮进行AP航向或高度基准输入。第1-244页表格的逻辑适用。

有关故障修改逻辑，请参阅基准调整/微调故障第3-40页。

挂载（Store）配置设置

注意

事项

在FCS FPSP1a，默认情况下，在通电时设置挂载组A。

挂载组A使用来自燃料（质量）和清除配置的SCAC的数据。仅当未设置初始挂载数据警告、<SCAC>和/或<FCS MASS>时，才会接受挂载组A。但是，如果SCAC失败，数据将设置为挂载组a中的安全默认位置。

挂载配置选择逻辑允许根据第1-245页的表“配置驱动开关的功能”使用配置驱动选择开关覆盖燃油/SCAC衍生信号。配置A、B或C只能在保护盖打开（向上）的情况下手动选择。保护盖打开时，三个选项A、B或C中的任何一个都将选择控制规则的特定存储配置。相关按钮点亮，所有其他按钮关闭。前驾驶舱和后驾驶舱均提供挂载组照明。

注意

事项

配置设置B和C在FPSP1a和B处不激活

气压设置

气压调节功能（BPM）通过左眩光面板（LGS）利用拨动开关进行处理。LGS上的拨动开关（向上/向下）根据输入选择时间向上和向下选择1 mb或5 mb的气压值。拨动开关仅在前驾驶舱可用，但两个驾驶舱中的所有显示均可用。AVS D&C通过四位数字（毫巴）在LGS上显示实际选定的气压，并在HUD上显示。选定的大气压力值提供给airdata进程，该进程提供校正的大气高度。修正后的气压高度将显示在RGS上的HUD和GUH仪表高度表上。

baro PRESSION pilot selection（气压先导选择）信号以及“ringback”（回响）照明通过CIU和AVS总线发送至FCC1和FCC2，另外通过RGS和UCS总线发送至FCC3和FCC4，以覆盖单一电源故障。在这种故障的情况下，飞行员必须通过偏航配平开关（反向气压选择）选择剩余的有效震源，并且将临时设置<baro SET>。在双气源故障的情况下，标准压力被设置为最后一个良好值，并且<BARO set>警告将永久升高。另请参阅Baro Set Failure（气压设置故障）第3-39页。

BPM在正常FCS模式下运行，如下所示：

–飞机通电时，BPM自动设置为标准压力1013。

–然后，根据输入选择时间，可以通过切换开关以1 mb或5 mb的增量向上或向下改变压力。选定的大气压力范围为850 mb至1070 mb。

–1013的标准压力可通过拨动开关的非弹簧居中左位置设置。如果将控件从标准选定位置设置回中心位置，则BPM将设置先前输入的最后一个值。

–超过23秒的控制输入（向上/向下）将触发<BARO SET>警告并恢复上一个有效的BARO压力设置。控制装置将失效，无法进行进一步调整。

起落架

FCS修改（moding），即起落架上升或起落架下降，完全取决于起落架操纵杆位置。

控制规则LDG UP或LDG DOWN之间的主要区别是：

–LDG下降时，纵向控制系统提供的g/AOA限值比LDG上升时低。

–LDG下降时，最大偏航率降低，方向舵踏板权限增加。

当FCS控制规则从起落架下降切换到起落架上升时，横滚率指令增益增加（反之亦然）。

起落架下降控制规则模式具有以下特点：

–不提供无忧处理；但是，AOA（20°）和g（+4/-0）限制器可用。滚转权限为80度/秒。

–俯仰操纵是纯俯仰率需求（Q），抑制AOA反馈，以最小化湍流响应。

–在进近AOA处抑制侧滑反馈，以最小化湍流响应。

–鸭翼预设为+2度位置，增加可用升力和阻力。

–前缘缝翼在正常进近AOA范围（低于17度）内完全缩回（0°）。

–低速人工静态稳定性设置为其全进近阶段水平。

–尽量减少起飞时的配平偏差，加速时取消静态稳定功能，以避免爬升时重新配平的要求。

FCS作战模式

全运行模式

FCS全模式包括：

–有效AOA和SS信号，包括总温度（TT）

–来自IMU-FCC改装（IMU/LINS）的有效姿态数据

–挂载组A的有效批量/挂载数据自动（Valid Mass/Store data automatic）

亚音速操纵特性

–在质量和油门设置范围内的均匀起飞响应，由空中数据计划地面模式管理机构控制。

–带AOA和G限制功能的起落架俯仰速率需求模式。

–进近阶段提升/阻力增加。空气制动在正常进近AOA内完全可用。

–无忧的L/G上（up）；不受限制地使用驾驶杆和方向舵的载荷限制>150 KDAS。A/B将自动缩回空气制动封套外。

–俯仰响应过渡到敏捷，用于较大的命令输入。

–最大g限制为90%/84%（8.1g/7.25g）。

–LDG下降时80度/秒的滚转权限。

–燃油箱满时的滚转权限为125度/秒，当油箱空时，线性增加至200度/秒。

–在250 KDAS以上、LDG以上的低AOA/g条件下，最大滚转额定速度为200度/秒。

–25 AOA以上方向舵将被被抑制。

跨音速/超音速操纵特性

–超音速区域的无忧操作。然而，在跨音速区域，飞行员会观察到解除了极限。

指挥权限

–亚音速包线中的最大允许g（负和正）和最大AOA超控。

–最大滚转速率高达215度/秒。

–亚音速包线中的最大AOA超控。

机动需求

–在300 KDAS区域从高速g需求限制过渡到低速AOA需求限制。

–驾驶杆中心是高于接近速度的所有速度下的俯仰率需求。

ADS Alpha和beta的使用

–用于反馈控制和致动器配平调度。

–FF-IMU/ADE混合alpha/beta用于CLAWS

备用运行模式（自动降级）

如果α和β不能以规定的精度交付，即：

–确认ADT第2次故障，ADE继续运行9秒。

–IMU姿态（ADE）第二次故障，LINS将备份2分钟。

当ADS信号失效时，REV模式自动用导出的α替代ADS AOA（α）。由于α是估计的，而不是测量的，因此实现的进度不太准确。GUH上ADT衍生的AOA（α）和侧滑（ß）驾驶舱显示丢失，并显示CAT 2警告<FCS REV>和<REV ENV>。在ADT检测到AoA和侧滑故障的情况下，IMU只能在非常有限的时间内提供自主AoA和SS。因此，控制规则将在短时间内恢复到可逆运行状态。

ADT第二次失败的REV模式

在此模式下：

–Alpha和beta无效，AOA显示丢失。

–姿态数据有效。

–批量和挂载数据有效（挂载组A）

IMU姿态（ADE）故障REV模式

在此模式下：

–Alpha和beta有效，显示AOA。

–姿态数据无效。

–批量和挂载数据有效（挂载组A）

一般处理

–类似于完整FCS系统模式

–无无忧处理（清除）

–在亚音速范围内，一般情况下，操纵是抗偏离（departure resistant）的

–界限仅限于g/AOA。

机动需求

–Alpha需求模式被REV模式下的g（Nz）需求替代

–在完全授权的情况下，从驾驶杆中央的Q-需求逐渐变为g（Nz）需求。

AOA和SS

AOA和SS不在控制规则范围内使用。

特殊修改功能

空中加油（IFR）

当选择IFR探测器输出时，FCS自动配置为IFR模式，其中控制响应已针对IFR任务进行了优化。此外，空气数据不再来自ADT，而是来自DECU第5个源，以避免由于与软管或罩子接触而导致一个或多个ADT丢失或损坏的潜在影响。

这些控制规则在历史（historically）上被称为“备用”，因为当FCS或空中数据系统中存在某些故障时，也会对其进行调度。与IFR/反转定律相关的法向包络为2g/20°α。IFR模式和备用模式的清除飞行包线存在差异。如果FCS因故障而退化为备用规律，则会生成FCS REV和REV ENV警告，并应用FCC限制。当IFR探头伸出时，已清除一个有限制的封套，其中包括一个RTB（如果探头伸出）。

注意

事项

在探头选择为OUT（断开）的故障条件下，必须将燃油探头开关选择为EMGY OUT（断开）以再次锁定探头。

AOA和SS

部署IFR探测器时，控制律自动设置为FCS备用模式，不需要AOA和SS。随着IFR探头的缩回，IFR模式被取消，控制规则返回到完整的FCS规则。

压力

部署IFR探头时，使用校正、合并和速率限制的DECU Pt和Ps生成airdata参数。

在接近加油机时，对下降速度施加了非常严格的限制，以防止在发动机进气口前通过减速器时可能产生的干扰。

当IFR探头缩回或IFR开关设置为IN时，IFR模式取消，控制规则返回到完整的FCS规则，即空中数据的ADT。

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