自动驾驶仪

在航空的早期，飞机需要飞行员的持续操控才能安全飞行。随着飞机航程的增加，数小时的长时间持续操控导致了飞行员十分疲劳。自动驾驶仪被设计来减轻飞行员的飞行操控任务。

第一个飞机自动驾驶仪是由斯佩里公司（Sperry Corporation）于1912年研制成功。自动驾驶仪将陀螺仪航向指示器和姿态指示器与液压操纵的升降舵和方向舵相连接。副翼没有连接，因为机翼上反角被用于产生必要的滚转稳定性。它允许飞机在没有飞行员操控的情况下，在罗航向的直线上水平飞行，大大减少了飞行员的工作量。

1914年，著名发明家埃尔默·斯佩里(Elmer Sperry)之子劳伦斯·斯佩里(Lawrence Sperry)在巴黎举行的一次航空安全竞赛中展示了这一技术。斯佩里通过双手远离控制装置飞行飞机并向旁观者展示，证明了本发明的可信度。战后，劳伦斯·斯佩里的儿子小埃尔默·斯佩里(Elmer Sperry Jr)和希拉上尉（Capt Shiras）继续研发自动驾驶仪，并于1930年测试了一种更加紧凑，更可靠的自动驾驶仪，使美国陆军航空队的飞机在真实环境下保持航向和高度飞行了三个小时。^[3]

1930年，英国皇家飞机研究院（Royal Aircraft Establishment）开发了一种被称为飞行员助手的自动驾驶仪，它使用气动陀螺仪来进行飞行控制。^[4]

自动驾驶仪的进一步发展，包括改进的控制算法和液压伺服机构。增加了更多的仪器，如无线电导航辅助设备，使得夜间和恶劣天气下飞行成为可能。1947年，一架美国空军C-54飞机在完全由自动驾驶仪控制的情况下飞越大西洋，包括起飞和着陆。^[5][6]比尔·李尔（Bill Lear）开发了F-5自动驾驶仪和自动进近控制系统，并于1949年获得科利尔奖（Collier Trophy）。^[7]

20世纪20年代初，标准油轮 J.A. 莫菲特（J.A. Moffet ）成为第一艘使用自动驾驶仪的船舶。

当今的客机并非都有自动驾驶系统。特别是老式和小型的通用航空飞机仍然是手动飞行，甚至20个座位以下的小型客机也可能没有自动驾驶仪，因为飞机有两名飞行员且属于短期飞行。国际航空条例通常强制要求在超过20个座位的飞机上安装自动驾驶仪。小型飞机的自动驾驶有三个级别的控制。单轴自动驾驶仪仅控制飞机的横滚轴，这种自动驾驶仪俗称为“机翼水平仪”，侧面反映了它们的局限性。双轴自动驾驶仪控制飞机俯仰轴和滚转轴，相较于“机翼水平仪”，具备有限的俯仰振动校正能力；亦可通过机载无线电导航系统，在飞机起飞至着陆前不久提供真正的自动飞行；或者说双轴自动驾驶仪的能力可能介于这两个极端之间。三轴自动驾驶仪增加了对偏航轴的控制，许多小型飞机不需要这种控制。

现代大型飞机的自动驾驶仪是三轴的，通常将飞行分为滑行、起飞、爬升、巡航(水平飞行)、下降、进近和着陆阶段。除了滑行和起飞，自动驾驶仪可以自动完成所有这些飞行阶段。自动驾驶仪控制飞机降落于跑道上，并控制飞机在跑道上展开 (即保持飞机在跑道中心)，这被称为CAT IIIb降落或自动着陆，目前在许多主要机场的跑道上均可使用，特别是受到雨雾等恶劣天气现象影响的机场。着陆、展开和滑行控制到飞机停车位置被称为CAT IIIc。目前还没有投入使用，但可能会在将来使用。自动驾驶仪通常是飞行管理系统的一个组成部分。

现代自动驾驶仪使用计算机软件来控制飞机。软件读取飞机的当前位置，然后通过飞行控制系统来引导飞机。在这样的系统中，除了经典的飞行控制外，许多自动驾驶仪还集成了推力控制功能，可以控制油门以优化空速。

现代大型飞机的自动驾驶仪通常从惯性导航系统获取位置和姿态。惯性导航系统会随着时间积累误差。惯性导航系统将包括误差消除系统，如每分钟旋转一次的转盘系统，以便任何误差都能在不同方向上消除，并产生整体的误差消除效果。陀螺仪的误差称为漂移。漂移由系统内部的物理特性决定，无论是机械陀螺仪还是激光陀螺仪，都会存在误差。通常由一个六维卡尔曼滤波器来融合两者之间的差异。这六个维度通常是横摇、俯仰、偏航、高度、纬度和经度。飞机可能执行具有特定参数要求的航线飞行，因此飞行中必须测量当前状态和实际参数的误差量，以便达到飞行的参数要求。飞行时间越长，飞行系统积累的误差就越多。无线电辅助设备，如DME、新型DME和GPS，可用于纠正飞机的位置。

2.1 轮转向控制

轮转向控制（CWS）介于全自动飞行和手动飞行之间。尽管CWS在现代客机独立使用越来越少，但今天许多飞机仍然具备该功能。通常，配备CWS的自动驾驶仪有三种模式：关闭模式（OFF）、轮转向控制模式（CWS）和指令模式（CMD）。在指令模式（CMD）下，自动驾驶仪完全操控飞机，并接收来自航向/高度装置、无线电和导航设备或飞行管理系统(飞行管理系统)的输入。在轮转向控制模式（CWS）下，飞行员通过操纵杆的偏转量来控制自动驾驶仪。这些偏转量被转换成一个特定的航向和姿态，然后自动驾驶仪将保持这一特定量，直到指示执行其他操作。这种模式保证了俯仰角和滚转角的稳定性。有些飞机甚至在手动模式下也采用某种形式的CWS控制，例如MD-11在滚转时使用了恒定的CWS控制。多种情况下，现代化的空客电传飞机总是处于CWS模式。CWS和人工操控的主要的区别在于，在CWS模式下，飞机的极限由飞行计算机来决定，飞行员不能操纵飞机超过这些极限。

2.2 计算机系统详细说明

自动驾驶仪因实现的不同硬件而不同,但通常余度和可靠性是自动驾驶仪设计的首要考虑。例如，波音777上使用的罗克韦尔柯林斯-770自动驾驶飞行指引系统使用了三余度经过验证和抗辐射工艺制造的FCP-2002微处理器。^[8]

自动驾驶仪中的软件和硬件都受到严格控制，并进行了大量测试。

一些自动驾驶仪也使用了设计多样性的理念。在安全特征中，关键的软件程序不仅将在单独的计算机上运行，甚至可能使用不同的体系架构，且每台计算机将运行由不同的工程师团队设计的软件，而这些软件通常又使用不同的编程语言编写。一般认为，不同的工程师团队不太可能犯相同的错误。随着软件变得越来越昂贵和复杂，设计多样性变得越来越不常见，因为越来越少的工程公司能够负担得起。航天飞机上的飞行控制计算机采用了如下设计：五台计算机，而其中四台作为余度计算机，运行着相同的软件，第五台计算机运行着独立开发的软件。第五个计算机上的软件只提供了航天飞机飞行所需的基本功能，从而进一步减少了在另外四个计算机上所运行软件的任何可能共性。

增稳系统(SAS)是另一种形式的自动飞行控制系统；然而，SAS不会将飞机保持在预定的姿态或飞行路径上，而是会启动飞机飞行控制系统，无论飞机的姿态或飞行路径如何，都会抑制飞机的抖振。SAS可以自动稳定飞机于一个或多个轴。最常见的SAS类型是偏航阻尼器，用于消除后掠翼飞机的荷兰滚倾向。偏航阻尼器对于自动驾驶系统不可或缺，而其他阻尼器则是独立的系统。

偏航阻尼器通常由偏航角速度传感器(陀螺仪或角加速度计)、计算机/放大器和伺服执行机构组成。偏航阻尼器使用偏航角速度传感器来感知飞机何时开始荷兰滚。计算机处理来自偏航角速度传感器的信号，从而确定方向舵的偏转量，以抑制荷兰滚。然后，计算机命令伺服执行机构进行方向舵的偏转。荷兰滚被抑制后飞机在偏航轴上将变得稳定。由于荷兰滚是所有后掠翼飞机固有的不稳定性，故而大多数后掠翼飞机都安装了某种偏航阻尼系统。

偏航阻尼器有两种类型：串联偏航阻尼器和并联偏航阻尼器。并联偏航阻尼器的伺服执行机构独立于方向舵踏板直接可驱动方向舵，串联偏航阻尼器的伺服执行机构和方向舵踏板联动，当方向舵运动时会导致踏板一起运动。

一些飞机有增稳系统，可将飞机稳定于一个轴上。例如，B-52轰炸机需要俯仰增稳系统和偏航增稳系统提供一个稳定的轰炸平台。许多直升机都有俯仰、横摇和偏航增稳系统。俯仰和横摇增稳系统的工作原理与上述偏航阻尼器基本相同；但不会抑制荷兰滚，而是抑制俯仰和滚转的振荡(或抖振)，以提高飞机的整体稳定性。

国际民用航空组织(ICAO)对仪表辅助着陆系统进行了分类定义。所属类别取决于能见度水平和自主着陆程度。

CAT I - 此类别允许飞行员以200英尺(61米)的决断高度，以及550米(1800英尺)的前方能见度或跑道可视距离(RVR)进行着陆。此类别无需自动驾驶仪。^[9]

CAT II - 此类别允许飞行员以200英尺(61米)至100英尺(30米)之间的决断高度，跑道可视距离(RVR)为300米(980英尺)进行着陆。自动驾驶仪有失效消极防护功能。

CAT IIIa - 此类别允许飞行员以50英尺(15米)的决断高度和200米(660英尺)的跑道可视距离(RVR)着陆。自动驾驶仪有失效消极防护功能。在指定区域以外着陆的概率必须只有10⁻⁶ 。

CAT IIIb - 类似IIIa，不过增加了飞机着陆后结合飞行员控制沿爬道的自动滑行。在美国此类别允许飞行员以小于50英尺(15米)的决断高度和250英尺(76米)的跑道可视距离(RVR)着陆。自动驾驶仪无自主决策着陆系统，但需有失效可操作功能。该类别需跑道引导系统，在没有决断高度的情况下着陆或RVR低于100米(330英尺)时将处于故障操作状态。

CAT IIIc - 此类别类似IIIb，但没有决断高度或能见度最小值，也称为“0-0”。目前还不能在商业航班上使用，但可能在不久的将来可以使用。

失效消极防护自动驾驶仪：在故障情况下，飞机保持在一个可控飞行状态，飞行员可以操控飞机完成着陆。通常是一个双通道系统。

失效可操作自动驾驶仪：在警戒高度以下出现故障时，仍然可以自动完成进近、拉平和着陆。通常是一个三通道系统或双对偶系统。

在无线电控制的模型中，尤其是遥控飞机和遥控直升机，自动驾驶仪通常是一组额外的硬件和软件，用于对模型的飞行进行预编程。^[10]