自动飞行（下）

石佛 · 发表于 2018-7-13 13:23:37

哎，电脑修了快1个月才算搞好。
这次上传的是自动飞行剩下的部分，这部分的关键词包括FAC，飞行包线保护，飞行导引，飞行管理等。

AFS 是1 类系统，可以和CFDIU 实现双向交联。AFS 的航线维护利用FAC1 中的FIDS 和AFS 各计算机的BITE 功能。

FIDS (故障隔离和探测系统)：是位于FAC1 中的一张电路卡，两个FAC 可以互换，但只有FAC1 具有FIDS 功能，这是由程序确定的。FIDS 用作系统BITE 来集中维护信息。FIDS 用于收集AFS 各计算机的故障信息，同时与CFDIU 交联。FIDS 接收各计算机的BITE 故障数据、管理报告并产生故障信息，该故障信息发送到CFDIU 中。注：若FIDS 故障，各计算机的BITE 功能继续工作，但数据只能到车间读取或重新更换FAC1。

BITE（内置式测试设备）：每个AFS 计算机内部都有一个或几个BITE，其基本功能是探测、隔离、记录故障；FCU 和MCDU 的BITE 只执行探测功能。故障探测被特殊事件触发，例如FG CMD 触发事件：ILS 本身故障，故障定位确定故障源。

FAC/FM/FG BITE：由于FAC 和FG 在CMD 和MON 侧都有BITE，故障分析在每侧进行，但故障同步在CMD 侧。每个BITE 记录分析的结果、故障内容、飞行航段号、时间日期，然后BITE 按可能性的顺序发送分析结果（最多两个可疑的LRU）给FIDS。

FCU BITE：FCU BITE 计算其相关部分的维护状态并一直发送维护数据给FG CMD 部分。

MCDU BITE：对自己的处理器、存储器和显示器做测试，如果发现故障：FAIL 指示灯亮，黑屏；MCDU FAIL 信号离散，由交输总线发送到FM 部分，然后到FG1 和FG2 的CMD 部分。

偏航阻尼器：当AP 没有接通时，ELAC 用正常法则计算偏航阻尼器指令。ELAC 计算的偏航指令包括：协调转弯、荷兰滚阻尼和发动机失效补偿。如果两个ELAC 故障，只有FAC用ADIRS 的数据计算的荷兰滚阻尼功能有效（备用法则）。

当AP 接通时，FAC 计算偏航指令，但着陆模式时由FMGC 计算偏航指令。

AP 接通时：荷兰滚阻尼由FAC 用ADIRS 的数据计算；仅在起飞/复飞（TOGA）和跑道（RWY）模式时FAC 用ADIRS 的数据提供发动机失效补偿功能；协调转弯法则计算偏航指令给FMGC横滚指令。

着陆（LAND）模式时，FMGC 的偏航指令通过FAC 控制偏航阻尼作动器。

方向舵配平：人工模式下，方向舵配平选择器（RUD TRIM）通过FAC 控制方向舵配平。自动模式时，FAC 计算发动机故障补偿和协调转弯。

当AP 接通时：协调转弯的计算与FMGC 的横滚指令相关的偏航指令，信号同时送到方向舵配平作动器和偏航阻尼作动器；发动机失效补偿指令发送到方向舵配平作动器。

方向舵行程限制：FAC 用ADIRS 来的修正空速(Vc)来计算方向舵行程限制，并发送到方向舵行程限制组件。

FAC 接通：
在正常构型，当FAC 的按钮按入时，如果内部检测没有故障，故障灯和关断灯熄灭。当按钮按出时，FAC 断开并且白色的OFF 灯亮。注：地面FAC 在刚接通电源30 内不能接通，它在自检，故障灯闪亮。

如果FAC 没有供电或没有安装时而按钮按入，故障灯亮并且ECAM 上有琥珀色信息。

如果一个或几个偏航轴控制功能失效，只有琥珀色的信息显示在ECAM 上，故障灯不亮。如：偏航阻尼器；方向舵配平；方向舵行程限制。这种情况，只有琥珀色的信息出现在ECAM 上，FAC 保持接通。

当计算机本身故障时，FAC 断开、故障灯亮、信息出现在ECAM 上。此种情况，FAC 需要根据ECAM 程序复位。注：地面发动机关车后，如果故障消失，复位是自动的。

如果短时电源断电发生，故障灯亮，ECAM 上有信息，飞行只能通过FAC 按钮复位。

偏航阻尼器功能：
部件
有两个偏航阻尼器，正常工作时，两个都接通，但只有一个处于工作状态。偏航阻尼器1 有优先权，偏航阻尼器功能由下列实现：两个电液作动器，每个作动器包括一个档块、一个LVDT（线性可变差动传感器）、两个电磁活门、两个选择活门、一个压力电门和一个伺服活门；两个FAC；两个RVDT（旋转可变差动传感器）。

概述：两个偏航阻尼器工作是互相转换的，偏航阻尼作动器不移动脚蹬，偏航阻尼器功能如下：计算偏航指令并通过偏航指令作动器作动方向舵；偏航阻尼器1 由绿系统供压；偏航阻尼器2 由黄系统供压。

人工模式，AP 没有接通，ELAC 发送信号给FAC：协调转弯；荷兰滚阻尼；发动机失效补偿偏航指令。

人工备用：当两个ELAC 故障时，协调转弯和发动机失效补偿失去，只有FAC 利用简单的备用法则计算的荷兰滚阻尼。

自动模式，FAC 在净形情况下计算荷兰滚阻尼，在起飞/复飞和跑道模式时计算发动机失效补偿。协调转弯法则的计算用来自FMGC 的横滚指令。

着陆模式有效时，偏航指令由FMGC 直接计算。

电源环路：偏航阻尼器法则控制伺服活门，转换逻辑控制两个电磁阀S1 和S2，并轮流控制选择活门。当S1 和S2 通电时，移动内部液压部件到一个位置，使伺服活门能操作输出档块。如果一个选择活门故障或来自FAC1 的信号故障，液压电门发送故障信号给转换逻辑，转换到偏航阻尼器2。电源回路的回馈信号由指令部分的LVDT 和监控部分的RVDT 给出。如果两个偏航阻尼器故障，居中弹簧移动方向舵到中立位置。

监控：接通电源时，偏航阻尼器安全测试开始。备用偏航阻尼器和它的伺服活门的连续性被测试。计算由指令部分和监控部分之间的比较器监控。ELAC、ADIRS 和FMGC 的外部输入也被监控。电源环路由偏航指令和方向舵位置反馈之间的比较器监控。飞行中，液压由FAC 监控，LVDT 和RVDT 也被监控。

飞行包线保护：
FAC 的有些功能是不受FAC 按钮开关的控制的，这些功能有：通过DMC 显示在PFD 上的特性速度；自动飞行时给FMGC 的速度限制；过大迎角探测给到FMGC 用于自动推力的接通（如果自动推力没有接通）；低能量提醒；另外，FAC 计算的重量和重心。

速度计算显示：
由FAC 计算的速度送到PFD，速度限制送到FMGC。正常工作时，FAC1 的数据显示在机长PFD 上，FAC2 的数据显示在副驾驶PFD 上，如果计算机或参数故障，相应的PFD 会通过DMC 转到另一个FAC 上。如果FAC 用的大气数据源不同于DMC 用的大气数据源，信息ADR DISAGREE 显示在ECAM 上。

速度计算：
动态法则和飞机的构型参数用来计算特性速度。计算原理基于飞机的速度是重量的函数。飞行中，综合ADIRS、FMGC 和SFCC 的参数，FAC 计算重量，并计算出特性速度和重心。在地面，FAC 用FMGC 给出的重量。

飞行包线保护：
过大迎角和风切变保护：
过大迎角探测和风切变保护由FAC 或ELAC 计算并发送给FMGC，此功能为了防止飞机产生过大迎角。FAC 比较飞机的实际迎角与预先设定的迎角保护值（缝翼/襟翼的函数），在风切变的情况下，该保护值会降低。

注：如果风切变探测到，红色的WINDSHEAR 信息显示在PFD 上并有音响警告“WINDSHEAR ， WINDSHEAR ，WINDSHEAR”。
如果飞机的实际迎角超过迎角保护值，FAC 发送信号给FMGC 去激活A/THR 功能并提供最大推力。如果飞机在净形（clean configuration）情况下，风切变补偿功能无效。ELAC 在下列两种情况会触发过大迎角保护：达到迎角保护值并且侧杆操作大于14 度；俯仰角大于25 度且侧杆操作大于14 度。两个ADIRS 故障会导致过大迎角探测失效。

飞行包线保护：
低能量提醒
能量提醒是软件功能，提供给机组音响警告。该警告表示飞机应该增加推力通过俯仰控制恢复飞机的正向飞行路径角，音响“SPEED，SPEED，SPEED”在过大迎角保护之前会被触发，音响的触发取决于飞机的迎角、构型减速率和飞行路径角。无线电高度大于2000 英尺时或过大迎角保护时或飞机在净形状态时该音响会被抑制。

PFD 上的飞行包线数据
速度保护：绿色的超速保护符号表示飞机在此时超速保护已经激活，速度保护=（VMO+6kts/MMO+0.01）。

速度趋势：始于速度标符的黄色箭头，箭头的末端表示飞机加减速不变时10 秒内会达到的速度。只有速度加减大于2 海里(kts)时箭头才出现，速度加减小于1 海里时箭头消失，FAC 故障时箭头也会消失。

目标速度：此标符是蓝色或绛红色的给出目标速度值或者对应马赫数。目标速度值在管理速度模式由FMGC 计算显示为绛红色，FCU 上选择速度模式时从FCU 上输入为蓝色。目标速度与经济速度关联时显示绛红色双划线，否则它是绛红色或蓝色的三角。当超出当前速度带时，目标速度值以数字形式显示在速度带的上方。

经济速度范围：下降经济速度模式，选择的速度显示为两条绛红色的粗线：上和下是由FMGC 计算出的限制值。它们表示下降速度范围：+20、—20，或者Vmin、VLS，取决与高的那个。

在PFD 上的飞行包线数据
最小可选速度（VLS）：由FAC 计算，取决于沿着速度带的琥珀色条带的顶端。VLS 在起飞或连续起飞时对应的是1.13VS，若襟翼或缝翼选择则变为1.23VS。它会保持这个数值直到着陆。20000 英尺以上，VLS 由马赫效应修正保持0.2g 的预度。VLS 信息在地面到离地10 秒内被抑制。

大迎角保护速度：沿着速度带的黑色琥珀色条带的顶端是迎角保护速度，它代表在此速度时迎角保护激活，FAC 用俯仰正常法则来计算该速度。

迎角最大速度：沿着速度带的红色条带的顶端是迎角最大速度，它代表正常俯仰法则所能达到的最大迎角所对应的速度。FAC 用正常俯仰法则计算该速度。

最大速度：沿着速度带的黑红色条带的底端，由FAC 确定。最大速度时，下列值中的是最小值：VMO（最大操作速度）或MMO（最大操作马赫数）所对应的速度；VLE（最大起落架伸出速度）；VFE（最大襟翼伸出速度）。

VSW：沿着速度带的黑红色条带的顶端表示VSW（失速警告速度）。它代表对应于失速警告的速度，该信息在地面到离地5 秒内被抑制。它由FAC 用俯仰备用或俯仰直接法则计算得出。

决断速度V1：显示蓝色符号V1，机组通过MCDU 人工输入决断速度，如果超出当前的速度带，它会以数字形式显示在速度带的上部分，起飞后消失。

最小襟翼收回速度：此速度由一个绿色的-F 符号表示，此符号当襟翼选择手柄位置为2 或3 时有效，由FAC 计算得出。

最小缝翼收回速度：此速度由一个绿色的-S 符号表示，此符号当襟翼选择手柄位置为1 时有效，由FAC 计算得出。

VFE（最大襟翼伸出速度）NEXT：两条琥珀色的线表示襟翼下一个位置的预期速度，由FAC 给出仅在飞机高度低于15000 英尺时有效。

绿圈：净形飞行时发动机操作速度，仅在飞行中显示，是一个绿圈，代表最佳的升阻比速度。

FAC 警告：

飞行导引自动推力
A/THR 功能可人工通过FCU 上的相关按钮接通或条件满足时自动接通。

油门杆由人工操作并将电信号送到FADEC，油门杆不会自动移动。

每个油门杆有3 个区域由档位和止档分开，油门杆可在每个区域内移动到特定的位置：后区域：反推慢车到反推大车；中区域：0：慢车推力CL：爬升推力；前区域：FLX/MCT：灵活起飞推力或单发时最大连续推力TOGA：最大起飞复飞推力。

FADEC 计算决定于油门杆位置的推力限制。如果油门杆两个都在相同的档位，推力限制取决于该档位。如果两个油门杆不在同一个档位，推力限制取决于较高的档位。FMGC 选择FADEC1 和FADEC2 的最大的推力限制用于目标推力计算。

自动推力功能可以接通可以断开，当接通时可处于工作或非工作状态。

当自动推力功能断开时：油门杆控制发动机；FCU 上A/THR 按钮灯灭；FMA（飞行模式告示牌）不显示A/THR 接通状态或模式。

自动推力接通时，自动推力处于工作状态当：至少一个油门杆在CL（含）和0（含）之间，并且，最多一个油门杆在FLX/MCT 和CL 之间，并且没有发动机在FLX TO 模式；或者无论油门杆在哪里，迎角过大保护功能激活。注：发动机故障时，A/THR 激活区域在FLX/MCT 和0 之间，代替了CL 和0 之间。当A/THR 功能处于工作状态：A/THR 控制发动机；FCU 上，A/THR 按钮灯亮；

FMA 显示A/THR 白色接通状态和模式。

当A/THR 接通，A/THR 处于非工作状态当：迎角过大保护没有激活的情况下，至少一个油门杆超出了FLX/MCT 档位，或两个油门杆超出了CL 档位，或至少一台发动机在FLX TO模式。当A/THR 处于非工作状态：油门杆在超出A/THR 工作区时油门杆控制发动机；A/THR 按钮灯亮；FMA 显示A/THR 接通蓝色状态并且人工推力显示白色在琥珀色框里面。

飞行导引自动推力
自动推力功能根据各种模式和它们相关参数计算推力目标，参考可以是：
-速度或马赫数，此种情况，速度源可以是FCU 上驾驶员选的值或FMGC 自身。
-推力，此种情况下来源是：FADEC，自动推力处于非工作状态时FADEC 计算推力限制；或者FMGC，自动推力处于工作状态时FMGC 计算的推力在FADEC 计算的推力限制范围内。A/THR 的模式是SPEED/MACH，THR，RETARD，它们可以被迎角过大保护超控。

模式描述：
基于AP 或FD 的垂直模式，自动推力的模式是由FMGC 自动选择的。此选择基于简单的法则：速度控制优先。

-当AP 用升降舵控制飞机的速度时，自动推力用固定推力控制发动机（THR 模式）。
-当AP 控制飞机的其他参数（例如，高度），自动推力通过改变发动机的推力来控制飞机的速度（SPEED/MACH 模式）。
-除了这两种模式，RETARD（延迟）模式只在自动着陆时有效，当飞机拉平阶段无线电高度小于40 英尺发动机推力降到慢车。

默认模式：
没有垂直模式选择时，A/THR 只工作在SPEED/MACH 模式。除非：THR 模式在迎角过大保护时自动接通；自动推力在RETARD 模式，AP 断开，自动推力功能保持在RETARD 模式。

迎角过大保护：
自动推力功能保护过大的迎角，每个FAC 探测飞机的迎角信号，迎角过大或机动避让时，FAC 发送指令给FMGC 去激活迎角过大保护功能，自动推力自动接通并且发动机调定TOGA 推力并保持不管油门杆在什么位置。这种情况下，带闪烁的琥珀色框的绿色的信息A.FLOOR 显示在FMA 上。当FAC 中的迎角过大信号消失时，带闪烁的琥珀色框的绿色信息TOGA LK 显示在FMA 上，迎角过大保护功能只能通过断开自动推力来取消。

飞行中自动推力的工作：
起飞：飞机在地面准备起飞，AP 或自动推力没有接通，发动机由油门杆控制，起飞，飞行员选择TOGA 位或FLX/MCT 位（如果在MCDU 上选择了假设温度）。这会接通自动推力但处于非工作状态。

推力回收高度：在推力回收高度，FMA 显示一个信息给飞行员，这样他可设置油门杆到CL 档位，当油门杆收回到CL 档位时，自动推力处于工作状态。如果一个油门杆处于0-CL 或CL-MCT 区域，FMA 上有一个信息警告飞行员将油门杆设置到CL 位：
-如果在CL-FLX/MCT 区域显示白色的LVR CLB（油门杆爬升）信息。
-如果在0-CL 区域，显示LVR ASYM（油门杆不对称）信息。

自动推力保持在工作状态，油门杆保持在此位置直到进近阶段，当飞机到达推力回收高度时，LVR CLB 出现并闪烁。

自动着陆：自动着陆时，接地前，RETARD（收回）自动音响呼出告诉飞行员将油门杆设置到0 档位。当收回时，自动推力断开，这样可以使地面扰流板自动伸出，然后，飞行员可以将油门杆设置到反推位置。

断开：自动推力可由飞行员人工断开或有故障自动断开。人工可通过油门杆上的任一个断开按钮或FCU 上的A/THR 按钮断开，若外部系统故障也可使自动推力断开。当自动推力处于工作状态时，发动机的推力与油门杆的位置无关。

断开顺序：知道自动推力断开会发生什么是比较重要的：
当通过油门杆按钮断开时，推力马上调节到与油门杆位置对应的推力上。

其他情况，当FCU 上的A/THR 按钮断开或故障断开时：
-当油门杆在其档位上，相关的发动机的推力保持在断开之前的值（记忆模式）。
-当油门杆移出档位时，或不在档位时，发动机的推力平滑的调节到与油门杆位置对应的推力上。

飞行导引优先逻辑
飞行导引：导引功能的接通状态工作依据主/从的原则，主FMGC 控制AP/FD 或A/THR的接通。看流程图可知道优先逻辑。如AP 没有接通，FD1 没有接通，但FD2 接通，FMGC2为主。

飞行导引优先逻辑
飞行指引仪：接电时，两个FD 正常接通在分离构型。FMGC1 正常驱动机长侧的FD 指引杆，FMGC2 正常驱动副驾驶侧的FD 指引杆，每个FMA（飞行模式告示牌）显示1FD2表示FD1 在机长侧接通FD2 在副驾驶侧接通，如果一个FMGC 故障，则另一个FMGC 驱动两个PFD 上的FD 指引杆。如果FMGC1 故障，FMA 上显示2FD2 表示FD2 显示在两个PFD 上。如果两个FD 故障，FD 电门在ON 位置，红色旗显示在两个PFD 上。

注：失去两个FMGC，ADIRS 的参数可以通过MCDU 上的备用导航调取。

飞行导引优先逻辑
自动驾驶仪：如果一个AP 接通，FMGC 通过FCCs（飞行控制计算机）控制飞机飞行。单通道时没有优先逻辑，后接通的AP 处于工作模式。当进近模式选择时，两个AP 可接通，AP1 优先，AP2 备份，FCCs 先用AP1 的指令，若AP1 断开，则AP2 接上。

飞行导引优先逻辑
自动推力：一个A/THR 按钮安装在FCU 上用来接通或断开自动推力功能。实际上，有两个A/THR 系统，A/THR1 和A/THR2，其选择依赖与AP 或FD 的接通，有主/从原则。

当选择的A/THR 功能处于工作状态，主FMGC 通过FCU 控制发动机推力。实际上，自动飞行时，是一个FMGC 在同时控制自动飞行和发动机推力，当一个AP 故障，为了恢复A/THR 的功能，要接通另一个AP，使另一个FMGC 控制A/THR 功能。

飞行导引优先逻辑
飞行模式告示：
在FMA 上有3 类信息：A/THR 模式/状态；AP/FD 模式/状态；FM（飞行管理）信息。

主FMGC 向两个FMA 提供A/THR 的信息显示，AP/FD 的显示依赖于下列逻辑：
-至少一个AP 接通，主FMGC 向两个FMA 提供显示信息。
-AP 不接通，FD 接通，FMGC1 提供FMA1，FMGC2 提供FMA2 显示。
-AP 不接通，一个FD 故障或一个FD 人工断开，对侧的FMGC 提供两个FMA 显示。

飞行管理优先逻辑
FM 有三种工作模式：正常、独立和单模式。FM 初始时，也就是说，刚接上电时，两个飞行管理部分交换信息，初始比较如下参数：导航数据库识别、性能数据库识别、FM 操作程序识别、飞机程序销钉数据和发动机程序销钉数据。

正常模式：如果FM 信息相同，正常模式激活，不管从哪个MCDU 上按压按键，被两个FM 处理。

独立模式：当FM 信息不同，白色的信息FMS1/FMS2 A/C STS DIFF 显示在MCDU 上并且系统转到独立模式。每个FM 管理自己的MCDU，FMGC 内部的总线故障会在MCDU 上显示琥珀色的INDEPENDENT OPERATION 信息。

单模式：如果一个FM 故障，单模式激活，两个MCDU 由好的那个FM 驱动，白色信息OPP FMGC IN PROGRESS 显示在故障FM 一侧的MCDU 上。

模式工作
正常模式：在正常模式下，FM 部分从FG 部分接受主/从次序，主计算机操纵下列参数：
飞行阶段；飞行计划顺序；处于工作模式的性能模式和速度；安全高度和最大高度；ILS 频率和航道。

飞行计划改变之后，主/从计算机在当前的航段、当前的性能模式、当前的导引模式随时都有比较，如果比较的结果不同，从计算机就会通过将主计算机的数据拷贝过来使自己与主计算机同步，同时，主/从计算机计算的飞机位置、总重和目标速度也在同时比较。如果比较的值相差大于5NM、2 吨或2 节，MCDU 上会显示相关的信息：FMS1/FMS2 POS DIFF；FMS1/FMS2 GW DIFF；FMS1/FMS2 SPD DIFF。此时，需要飞行员的相关操作。

独立模式：在独立模式时，两个系统没有交联，FMGC 只发送它们的状态信息给对方。

单模式：在单模式时，两个MCDU 被同一个FM 驱动，但还是可以显示不同的页面，与导航程序相关的信息显示在两个MCDU 上。

MCDU：如FM OPERATING MODES 中所述，MCDU 工作状态不同：正常模式，MCDU 可以同时使用不同的页面，任何一个MCDU 上的改变都会通过交输总线送到另一个MCDU。在独立模式，两个MCDU 分别独立工作，虽然交输总线还在，但一个MCDU 上的输入不提供给另一个MCDU。在单模式，两个MCDU 只对有效的FMGC 负责。

显示：FM 信息显示在PFD 和ND 上，对于FM 信息，在正常或独立模式，FMGC1 提供信息给PFD1 和ND1，FMGC2 提供信息给PFD2 和ND2。在单模式，可用的FMGC 提供信息给所有的显示器。

无线电导航：图片显示的是FMGC 在正常或独立工作模式时控制无线电导航接收机的方框图。对于无线电导航频率和航道的选择，在正常和独立模式，每个FMGC 控制本侧的RMP，只有从接收机来的当前的频率显示在PFD 和ND 上。一个FMGC 故障时，有效的FMGC 通过本侧的RMP 控制本侧的接收机，同时不通过RMP 直接去控制对侧的接收机。如果两个FMGC故障，机组必须用RMP 人工调节频率和航道。

飞行计划由不同的元素确定，它可以显示飞机飞行的航路和沿着航路的一些限制，这些元素主要从数据库中得到或者飞行员可以人工输入，限制主要指由ATC 规定的速度、高度或时间等，包含这些元素、限制并能构建飞行计划的功能叫做飞行计划功能。另外，FM 部分给出飞机的位置并且可以跟随飞行计划，叫做导航。飞行前准备时输入的数据可以在飞行中轻松的调整，FM 故障时，有效的FMGC 会同时去驱动两个MCDU 和两个ND。

导航数据库给出所有的构建飞行计划并跟随飞行计划的信息，飞行员可以选择存储好的飞行计划（公司航路）或自己用数据库中的信息构建飞行计划。该数据库有改装包，28 天升级一次，有一些空间留下来以便可以人工输入20 个助航设备、20 个航路点、10 条跑道和3 个公司航路。

注：可选择的，飞机可以配备第二代FMS2（飞行管理系统2），该空间可以人工输入20 个助航设备、20 个航路点、10 条跑道和5 个公司航路。数据库不能被清除，但人工输入的数据在飞行结束后清除（飞机落地后30 秒）。两个导航数据库可以加载到计算机中并可以根据飞机时钟自动转换或人工转换。将数据库加载到FMGC 中可用数据加载器，然后可以通过交输功能将数据库传输到另一个FMGC。

导航处理给系统提供飞机的状态信息包括：高度、速度、风和地速等，这个的实现依靠IRS、大气、GPS、无线电导航等系统的信息，FAC 提供飞行包线保护计算，位置可自动或人工更新，例如可以在起飞前跑道头处更新。

ACARS（飞机通信寻址和报告系统）功能：FMS 使用ACARS 功能和地面站之间进行数据交换，此接口可和地面站交换飞行计划、起飞、风、广播数据和飞行报告等。通过ACARS，机组可以发送风数据的请求，地面站发送爬升、巡航、下降和备用风数据给飞机来回答这个请求。

横向飞行计划：横向飞行计划在三个主要阶段给出每一个航路点的航迹的改变。
-离港：起始机场、标准离场程序。
-航路上：航路点，助航设备。
-到达：标准终端到达航路，进近，进近失败，复飞。

横向操作指令可由飞行员跟随或在NAV 模式接通时由AP 跟随。

垂直飞行计划：垂直飞行计划给出精确的飞行路径预算，这需要知道精确的当前和预报的风的信息、温度和要飞的横向飞行计划，垂直飞行计划被分为几个飞行阶段：
-飞行前：燃油、重量、输入V2。
-起飞：速度管理、推力回收高度、加速高度。
-爬升：速度限制、速度管理。
-巡航：爬升顶点、巡航高度、下降点。
-下降：速度限制、速度管理、减速。
-进近/进近失败/复飞：推力回收高度、加速高度。

垂直操作指令由飞行员实施或由AP 实施，垂直剖线上高度层的改变由拉出或按入FCU上的高度选择旋钮实现。

性能：性能数据库包含优化速度计划，几个性能模式主要的是经济模式。经济模式可以通过修改成本因数来符合航空公司的要求，成本因数是时间成本与燃油成本的比值，FQIC（燃油量指示计算机）给出燃油量。与给出的成本因数相关的速度和推力数据决定爬升和下降剖线。燃油和时间是FM 这一部分功能的主要因素并且直接关系到航空公司的选择。

显示：根据飞行员在FCU 上的选择，飞行计划显示不同的模式（罗盘模式或弧形模式），飞机符号是固定的，地图是移动的。当ND 设置为罗盘模式时，半范围是有效的；当设置为弧形模式时，就只有正面视图。计划模式时，飞行计划显示顶部为NORTH，中间是起飞机场。根据限制的范围不同，飞机可出现可不出现在屏幕上，计划模式的中心可以通过MCDU 重新确定。PFD 显示FM 导引模式。

FMGS WARNINGS：

备用导航
概述：MCDU 备用导航当FM 两个都失效时可以用作备用导航系统，MCDU 备用导航系统给机组有限的信息，可以使机组完成当前航段。

在MCDU 上的页面中可以选择“SELECT NAV B/UP”提示符来进入备用导航。备用导航功能是独立的。

飞行计划：激活备用导航之前，飞行计划从FM 部分传输到MCDU 中，此传输在下列情况开始：FM 主飞行计划改变；FM 横向航段改变；FM 长时断电；FM 源选择改变；FM 重新同步。

传输包括航路点位置，航路点代码，航道类型，断点，过飞和转弯方向信息，最大150段。备用导航激活时，上一次传输完成，相对于FM 的功能，备用导航功能属于有限导航。

导航：备用导航功能基于本侧IR1 或IR3 惯性基准的输入，IR 给出位置、地速、航迹、航向、高度和风。IR 的选择基于飞行员在IR 源选择器上的选择，MCDU 备用导航给出偏航数据和到下一个有效航路点的方位/距离/时间等信息。有一点很重要，MCDU 备用导航的数据只用来显示，不能产生操作指令，并且NAV 模式不能接通。

ND 显示：MCDU 传输备用导航飞行计划给ND，可以显示在ROSE 或ARC 模式，所有情况下，飞行计划线是绿色的虚线（因为NAV 模式不能接通）。

MCDU 有效页面：
所有的飞行计划操作通过备用导航页面提供，显示当前航路的每一个航段，给出每一个航路点的位置信息，同时计算航道，时间和距离，备用导航飞行计划页面的修改是：航路点插入；
航路点删除；过飞删除/插入。
按压DIR 键直接选择航路点。
按压PROG 键给出导航信息。