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飞控复习资料

第一章绪论

1、自动飞行控制的概念

自动飞行控制就是利用一套专门的系统，在无人参与的条件下，自动操纵飞机按规定的姿态和航迹飞行。

2、现代飞行控制系统的作用

a、实现飞机的自动飞行；

b、改善飞机的特性，实现所要求的飞行品质和飞行性能。

3、飞行控制系统的基本组成

•飞机：

被控对象

具体一个系统的被控物理参数可能是飞机某一个运动参数，如俯仰角，高度或倾斜角等。

被控的参量通常称为被控量。

•执行机构（又称舵机或舵回路）

接收控制指令，其输出跟踪控制指令的变化，并输出一定的能量，拖动舵面偏转。

•（反馈）测量部件

它测量和感受飞机被控量的变化，并输出相应的电信号。

不同的被控量需采用不同的测量元件。

•综合比较部件

将测量的反馈信号与指令信号进行比较，产生相应的误差信号。

这种功能可以与控制器的功能组合在一起。

•控制器

依误差信号和系统的要求，进行分析、判断，产生相应的控制指令。

目前，这种功能均用数字计算机来实现。

•操纵指令部件

给定系统的输入指令信号，它通常是被控量的期望值。

4、飞行控制系统的基本构成

基本由三个典型回路组成。

Ø舵回路-----基本回路

舵机、放大器、反馈元件

Ø稳定回路（自动驾驶仪）

——姿态控制

Ø控制（制导）回路

——轨迹控制

5、飞机的飞行控制系统（现代飞行控制系统）总体由三部分构成：

Ø内回路

---主要的功能是实现对飞机性能的改善

Ø外回路

---完成自动驾驶功能，实现姿态角以及速度控制。

Ø导航回路（导引回路）

---利用导航系统的数据，通过内回路与外回路实现飞机航迹的控制（包括水平航迹与垂直航迹）。

6、坐标系

a、地面坐标系

原点，地面上某一点

轴：

地平面内并指向某一方向；

轴：

在地平面内，垂直于

轴指向右方

轴：

垂直于地面并指向地心。

b、机体坐标系

原点:

飞机质心处

纵轴（）:

在飞机对称平面内并平行于飞机的设计轴线指向机头；

横轴（）:

垂直于飞机对称平面指向机身右方；

竖轴（）:

在飞机对称平面内，与纵轴垂直并指向机身下方。

c、速度坐标系

原点:

飞机质心处

轴:

与飞行速度重合一致；

轴:

在飞机对称平面内与轴垂直并指向

机腹；

轴:

垂直于平面并指向机身右方。

7、飞机的运动参数

a、飞机的姿态角

•

俯仰角：

机体纵轴与地平面间夹角。

抬头为正。

•

偏航角：

机体纵轴在地平面上的投影与给定航向间夹角。

机头右偏航为正。

•

滚转角：

机体竖轴与通过机体纵轴的铅垂面间的夹角。

飞机向右滚转时为正。

b、气流角

飞行速度向量机体坐标系

迎角：

速度向量在飞机对称平面上的投影与机体轴间夹角。

的投影在机体轴下面为正。

侧滑角：

速度向量与飞机对称平面间夹角。

的投影在飞机对称面右侧为正。

c、飞机的航迹角

速度坐标系地面坐标系

航迹倾斜角：

速度向量与地平面间夹角。

飞机向上飞时为正。

航迹方位角:

速度向量在地平面上的投影与地轴间夹角,投影在轴右侧为正。

航迹滚转角：

速度轴与通过速度轴的铅垂面间的夹角。

飞机右滚转时为正。

8、飞机的操纵机构

升降舵偏转角

向下偏转为正，产生的俯仰力矩为负，即产生低头力矩；

方向舵偏转角

向左偏转为正，产生的偏航力矩为负；

副翼偏转角

副翼差动偏转，“左上右下”偏转为正，产生的滚转力矩为负。

9、飞机杆和脚蹬的定义

（1）驾驶杆（和）

推杆为正（）升降舵正向偏转，

产生低头力矩；

左压杆为正（）副翼“左上右下”正向偏转，产生负滚转力矩，飞机向左滚转；

（2）脚蹬（）

左脚蹬前移为正（），方向舵正向

偏转，产生负的偏航力矩,飞机向左偏航。

10、油门杆的定义

油门杆δT

前推加油门为正（）,发动机加大推力，后拉收油门（）,减小发动机推力。

第二章舵机和舵回路

1、舵回路的概念：

舵回路是按照指令模型或敏感元件输出的电信号去操纵舵面的执行机构。

2、舵机

a、基本类型：

电动舵机、液压舵机、电动液压舵机

b、驾驶仪舵机的特点

•用来推动气流中的舵面，受到空气动力的反作用力，反作用力的大小与飞机的飞行状态有关；

•同时满足自动控制和人工控制的需要（目前采用两种情况）

–强力操纵：

适用于低速飞行，应急情况下，用人工强行推动舵面；

–设计多功能的复合舵机。

（高速飞机的特点）

c、对舵机要求（主要）

从控制系统角度对舵机的要求:

•应有足够的功率输出；

•应具有一定的输出行程（或转角）；

•偏转角速度应连续可调，速度的调节范围要宽；

•动态响应要快，惯性小，且运行平稳，死区（不灵敏区）及滞环要小；

•应有安全保护装置以及制动能力；

•体积重量小，安装维护方便。

3、电液副舵机的组成

•电液伺服阀

力矩马达——信号转换装置

液压放大器:

前置放大器，功率放大器

喷咀挡板——液压前置放大器

（将力矩马达输出的角位移转换成喷咀

左右两前腔压力差）

滑阀液压放大器——液压功率放大器

（将喷嘴挡板输出的压力差转换为阀芯

的位移）

•作动筒——输出装置

•位移传感器——给出反馈信号

4、电液复合舵机

a、并联复合舵机

三种工作状态:

助力工作状态:

用于人工驾驶工作状态，即摇杆A点不动，摇臂杆可以绕A点转动。

当移动驾驶杆时，使0点移动，带动B点移动，操纵分油活门，作动筒活塞拖动舵面转动。

自动控制工作状态:

在驾驶杆不动情况下，自动控制系统产生控制指令，加于电液副舵机，使B点移动，通过助力器使舵面偏转。

复合工作状态:

自动控制系统通过舵机操纵舵面，驾驶员亦可通过驾驶杆操纵舵面。

此时B点运动是两者叠加。

操纵权限：

两种不同操纵方式，各自造成的可操纵舵面的行程，称为操纵权限。

复合工作时，舵机的操纵权限较小，仅为全权限的（5-10）%左右。

b、串联复合舵机

助力工作状态:

舵机活塞不动，舵机相当于拉杆的一部分，驾驶杆移动时，通过舵机整体运动带动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。

自动控制工作状态:

驾驶杆不动，舵机外壳移动，并拉动分油活门中的阀芯，从而控制舵面偏转。

复合工作状态:

分油活门的位移由驾驶杆位移和控制信号决定，并在舵机上实现综合。

复合工作仅用于增稳、控制增稳或阻尼器系统。

电传操纵系统取消了人工机械操纵系统，复合工作状态已不存在。

飞机有人工操纵和自动驾驶工作状态时，则也不存在复合工作状态。

5、余度舵机

多余度技术——提高可靠性的主要措施

余度舵机:

用几套相同的舵机组合在一起共同操纵舵面，构成所谓余度舵机。

6、液压舵机的优缺点

优点:

·在同样的功率下，液压舵机体积小，重量轻。

·力矩与惯量比值大，运动平稳，快速性好。

·功率增益大，控制功率小，灵敏度高，可承受的载荷大。

缺点：

加工精度要求高，复杂，维修困难，成本高。

7、飞机操纵系统：

驾驶员用来操纵飞机上各操纵面，实现机动飞行的系统。

（1）主操纵系统：

操纵升降舵、副翼和方向舵；

Ø可逆型助力操纵系统：

驾驶员通过回力杆，真实地感受舵面上气动力矩的变化，改变助力器

的传动比,使杆力变小。

通常用于高亚音速飞机。

Ø不可逆助力系统：

无回力杆，驾驶员与舵面之间无直接联系，不存在杆力反向问题；

（2）辅助操纵系统：

用来操纵调整片、水平安定面及起落架、襟翼和减速板等。

8、舵机与主操纵系统的连接

（1）舵机与操纵系统并联：

用于自动驾驶仪舵机与人工的连接。

特点：

•人工驾驶和自动控制可通过同一机械传动装置操纵舵面。

舵机操纵对人系统有影响。

•舵机要有离合器和舵面相连，以便在人操纵时，将舵机断开。

•要有安全保护装置，一旦在离合器断不开的情况下，驾驶员可以较大的力量克服舵机中摩擦离合器的摩擦力，使离合器打滑，强行操纵舵面。

（2）舵机与人工操纵系统串联：

串联连接方式常用于阻尼和增稳系统中

特点：

•舵机串联在驾驶杆和液压助力器的传动杆之间，舵机成了人工操纵系统的一个环节。

•在自动控制时，对助力器施以推力，从而推动舵面，而对驾驶杆无作用力；

•在人工驾驶时，舵机自动回到中立位置而锁死不动，不影响人工驾驶。

•缺点：

•舵机的“硬性”故障。

•“力反传”现象，会干扰人工操纵；

•人工操纵时舵机回中但不锁死，结果舵机处在随遇状态，致使飞行员不能有效地操纵飞机。

9、舵回路：

将舵机或复合舵机用舵机偏转角的反馈信号包围起来，形成一个舵回路。

目的：

改善舵机跟踪控制指令的特性和精度，减少铰链力矩的影响。

10、舵回路的构成与基本类型

a、引入输出转角速度反馈的反馈类型：

软反馈式舵回路

结论：

•反馈量相当大时，同样可以削弱铰链力矩对舵机的影响，而与飞行状态无关。

•稳态时的输出角速度正比于输入电压。

•控制舵机输出轴的转角或角速度。

特点:

飞行自动控制系统指令可按比例控制舵偏角速度。

b、引入输出转角的反馈（位置反馈）类型：

硬反馈式舵回路（位置反馈舵回路）

结论：

•反馈量相当大时，可以削弱铰链力矩对舵机的影响，而与飞行状态无关。

•传递函数中各系数值仅决定于舵机自身结构参数和反馈量大小，与飞行状态无关。

•稳态时舵机输出转角正比于输入电压，反比于反馈量，而与飞行状态无关。

特点:

飞行自动控制系统指令可按比例控制舵偏角的大小。

第三章阻尼增稳和电传操纵系统

1、飞机阻尼器系统

a、偏航阻尼器（又称荷兰滚阻尼器）

（1）偏航阻尼器的功能：

提高飞机的荷兰滚阻尼。

（2）偏航阻尼器的基本控制方案

增大偏航阻尼力矩的一种人工方法，就是直接测量飞机的偏航角速度r作为反馈量，并使方向舵偏转角与r成比例：

式中为传递系数。

（3）基本控制结构

偏航角速率陀螺，测量飞机的偏航角速度；控制器产生控制信号；

复合舵机（串联）。

（4）控制规律：

洗出网络

引入原因：

产生附加阻尼力矩，阻尼飞机偏转，降低飞机的偏航角速度。

偏航阻尼器将会降低驾驶员的操纵效率。

为了克服偏航阻尼器对稳态转弯速率的影响，常在控制器中加入一种“洗出网络”的控制算法。

主要特征：

若某个环节的输入信号等于常数（或变化很缓慢），则输出为零（或近似为零）。

*系统中加入“洗出网络”后，当飞机作稳态盘旋时（r=常数），“洗出网络”输出近似为零，即控制器输出和方向舵偏转均为零，即不会产生阻碍稳态转弯的控制。

----主要用于改善飞机稳态操纵特性。

人工操纵、自动驾驶状态，该环节都在起作用。

b、俯仰阻尼器

俯仰阻尼器的主要作用和功能就是用来改善飞机的纵向短周期运动的阻尼特性。

c、滚转阻尼器

功能：

用来改善飞机-阻尼器系统的滚转阻尼特性。

2、飞机增稳控制

采用阻尼器可提高飞机阻尼比；

阻尼器对固有频率的影响不大。

当飞机在大迎角状态下飞行时，纵向静稳定性导数随着迎角的增大而变大，甚至变为正值，使得飞机的纵向静稳定性变差。

飞机难以操纵，必须应用增稳系统改善飞机的静稳定性和动稳定性。

3、若使飞机具有过载静稳定，飞机的重心要位于焦点的前边。

放宽飞机的过载（迎角）静稳定性,则可减少飞行阻力，从而提高飞机的机动性能。

4、增稳控制系统的构成

（1）引入迎角反馈信号构成闭环控制系统

（2）引入法向过载反馈构成闭环控制系统

（3）迎角与俯仰角速度组合反馈控制

前种方法缺点：

短周期阻尼比降低，振荡增大。

---控制方案：

测量迎角及俯仰角速度，控制升降舵：

---优点：

增稳及增大阻尼。

5、控制增稳系统

---阻尼器或增稳系统改善飞机的阻尼和稳定性。

---增稳系统引入反馈信号与飞行员指令信号的综合，影响了飞机的操纵性能，降低了飞行员的操纵灵敏度。

俯仰控制增稳系统的工作原理

①驾驶员的操纵信号经由不可逆助力操纵系统构成的机械通道使升降舵面偏转；

②驾驶员的操纵信号同时又经前馈电气通道，由杆力传感器kp（s）产生电压指令信号，通过指令模型M（s）形成满足操纵要求的电信号，再与增稳回路的反馈信号综合后使升降舵面偏转；

③机械通道与前馈电气通道产生的操纵信号是同号的，总的升降舵面偏转为

即前馈电气通道可使驾驶员的操纵量增强。

控制增稳系统---结论

具有增稳系统的反馈通道；

．操纵杆指令变成电信号，处理后送入增稳稳系统中；

．前馈控制器对杆指令进行平滑处理。

．系统即有增稳作用又可以改善操纵特性。

．权限增大。

6、电传操纵系统

概念：

电传操纵系统是将驾驶员操纵装置发出的信号转换成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。

电传操纵系统就是一个全时全权限的“电信号系统+控制增稳”的飞行操纵系统。

7、电传操纵系统的关键技术

（1）电传操纵系统的可靠性技术

（2）控制增稳系统控制律设计

（3）机内自检测和飞行监控技术

（4）四防设计防电源中断、防失掉液压源、防雷电和防电磁干扰

8、B777的飞行控制系统主要由三大部分构成

（1）电传操纵系统（主飞行操纵系统）

（Primaryflightcontrolsystems—PFCS）

（2）自动飞行控制系统

（3）自动油门系统

B777主飞行操纵系统基本组成

电传操纵系统主要由以下部件组成:

·主飞行计算机

（PFC：

primaryflightcomputer）

·作动筒控制电子装置

（ACE：

ActuatorControlElectronics）

·动力控制组件

（PCU：

PowerControlUnit）

·杆位置传感器（positiontransducers）

·人感系统（Feelunits）

·大气数据及惯性基准组件（ADIRU）

·飞行控制ARINC629总线。

9、电传系统的工作模式

电传操纵系统有如下几种操纵方式：

正常方式、次要方式、直接方式和备用机械操纵。

Ø正常操纵方式

．各种功能均可实现

人工飞行时，正常方式，作动筒电子控制装置接收飞行员操纵输入信号，并把这些信号送给三台主飞行控制计算机系统（PFCS），PFCS利用这些信号和来自其它飞机系统的有关信息，按设计的控制规律计算出操纵面指令。

这些指令又被送到作动筒电子控制装置（ACES），ACES把这些指令分发给相应操纵面作动筒。

Ø次要工作方式

．缺少反馈信号或PFCS有故障，自动进入；

．电传功能降级，其他功能取消（A/P，F/D

等）。

Ø直接工作方式

．当三台PFCS信号中断后，自动转到该方式；

．驾驶员电信号直接控制PCU；具有继续安全

飞行和着陆的所有操纵，但飞行品质降低。

Ø备用机械操纵电气系统完全切断。

．安定面机械操纵仍可使飞行员，一直飞到电

气系统重新起动为止。

第四章飞机姿态控制系统

1、自动飞行系统

功能

a、控制飞机的姿态与航向。

b、控制飞机的轨迹。

c、控制飞机的飞行速度。

d、改善飞机的操纵性和稳定性。

组成

自动驾驶仪AP（AutoPilot）

飞行指引仪FD（FlightDirector）

自动油门系统AT（AutoThrottle）

偏航阻尼系统YD（YawDamper）

自动俯仰配平系统APT（AutoPitchTrim）

飞行管理计算机系统FMCS（Flight

ManagementComputerSystem）等

2、自动驾驶仪

概括：

飞行中代替飞行员控制飞机舵面，以使飞机稳定在某一状态或操纵飞机从一种状态进入另一种状态。

-------飞机姿态的稳定与控制

功能：

•按给定的平飞姿态和航向保持飞机平直飞行。

•按给定的倾斜角或预选航向实现操纵飞机转弯。

•按给定的俯仰角或升降舵实现飞机上升或下降。

•完成飞机着陆前的进近。

•按飞行管理计算机系统或其他导航系统要求，实行按预定的航路飞行，保持航迹。

姿态控制----构成了自动飞行控制的基本功能。

---控制是指飞机原处于某种平衡状态，在外加指令作用下，建立新的平衡状态的过程；

---稳定是指原飞机处于某种平衡状态，由于某种原因，偏离了该平衡状态，系统使飞机能恢复到原平衡状态的过程。

3、单通道自动驾驶仪

组成：

测量装置、计算装置、舵回路（放大装置、舵机、回输装置）、控制显示装置等

（1）测量装置——主测量装置：

用来感受偏离初始位置的角位移信号

——辅助测量装置：

用来感受飞机的角速度和角加速度信号。

（2）自动驾驶计算机

接收自动驾驶仪操纵飞机的各种信号，经过计算机处理后，将信号送给放大器。

（3）放大器

放大器接收自动驾驶计算机送来的微小信号，经放大后，将信号送至舵机。

（4）舵机

舵机是自动驾驶仪操纵飞机舵面的执行机构

自动驾驶仪的舵机有电动舵机和液压式舵机两种。

（5）回输装置

回输装置反映舵面的偏转角和偏转角速度，并控制舵面的回收。

（6）控制显示装置

控制显示装置用于接通/断开自动驾驶仪、选取自动驾驶仪的工作方式以及方式通告显示。

（7）自动驾驶仪脱开电门和脱开警告灯

便于驾驶员脱开自动驾驶仪，提醒驾驶员注意

4、飞机俯仰角的稳定与控制

a、比例式自动驾驶仪（硬反馈式自动驾驶仪）

（1）控制律

（2）飞机俯仰角稳定与控制的原理

俯仰角的稳定过程

当飞机在进行等速水平直线飞行状态时，受到紊流干扰后，出现俯仰角偏差，，垂直陀螺仪测出俯仰角偏差后，输出电压信号。

如果外加的控制信号为零，通过信号综合于舵回路后，按照控制规律，驱动升降舵向下偏转，即，使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差，实现姿态保持的功能。

俯仰角的控制过程

外加控制信号，则。

如果飞机原来处于直线平飞状态，即

舵回路输入信号为，其结果为，升降舵上偏，产生抬头力矩，飞机纵轴向上转动，增加，最终趋近于指令信号。

b、引入俯仰角速率的比例式自动驾驶仪

（1）控制律：

（2）引入俯仰角速率的作用----改善系统性能引入俯仰角速率，对飞机振荡运动增加阻尼的作用。

结论

引入飞机俯仰角速率反馈信号可以使飞机舵面提前反舵，以减少飞机接近平衡时的速度，使得过程变得比较平稳。

这种作用就是一种运动的阻尼。

可以说，系统中引入角速度反馈的目的是增大系统的阻尼，减少运动的超调量，使稳定控制过程更较平稳。

c、积分式自动驾驶仪

控制律

舵偏角与俯仰角的偏离值成比例。

5、飞机航向角运动稳定与控制的基本方式

（1）方向舵控制----实现水平转弯

（2）利用副翼----倾斜转弯

（3）同时控制副翼及方向舵

6、自动协调转弯

a、概念：

飞机在水平面内连续改变飞行方向，实现无侧滑（即β≈0），并保持等高度的机动飞行，称为自动协调转弯。

为实现自动协调转弯，必须同时完成三种动作:

·操纵副翼建立稳定的滚转角，即=常数；

·操纵方向舵，建立所要求的偏航角速度r，消除侧滑；

·操纵升降舵保持高度不变。

b、消除侧滑的三种可能控制方案

Ø测量侧滑角β，通过方向舵进行控制

Ø引入侧向加速度反馈，通过方向舵消除侧滑

Ø利用计算的偏航角速率反馈通过方向舵消除侧滑

7、飞机姿态指引的方式

十字指引针、八字指引针

十字指引针：

当两针的交叉点位于飞机符号中央时表示到达预定状态；若纵向指引针在飞机符号上面，驾驶员应操纵飞机抬头，反之应操纵飞机低头，使纵向指引针与飞机符号对齐，以达到预定的俯仰角。

若横侧指引针在飞机符号左边，驾驶员应操纵飞机向左压坡度，反之应向右压坡度，使横侧指引针与飞机符号对齐，以达到预定高度。

八字指引针：

八字指引针包围飞机符号，表示到达预定状态；八字指引针在飞机符号之上，驾驶员应操纵飞机抬头，反之应操纵飞机低头，以达到预定的俯仰角。

八字指引针相对飞机符号右倾斜，驾驶员应向右压坡度，反之应向左压坡度，使横侧指引针与飞机符号对齐，

以达到预定的倾斜角。

8、飞机姿态指引仪的组成

飞机姿态指引仪主要由飞行指引计算机，飞机指引方式选择板、动态通告牌、姿态指引指示器和输入装置等组成。

第五章飞行速度控制系统

1、速度控制的作用

a、使飞机在低动压下保持平飞速度的稳定；

b、速度控制是飞机航迹控制的前提；

c、使飞机在跨音速飞行时，保持速度稳定。

2、速度控制方案

a、通过控制升降舵，改变俯仰角实现速度控制

b、控制发动机油门的速度控制系统（问题：

实际上，用油门控制飞机速度时，需要俯仰角控制系统同时工作，以保持飞机姿态不变。

）

3、高度控制系统

（1）高度稳定的基本工作原理

高度稳定系统必须有测量相对给定高度偏差的测量装置，如气压式高度表、无线电高度表和大气数据传感器等。

由高度差信息控制飞机的姿态，改变飞机的航迹倾斜角，使机回到预定高度。

采用的控制规律：

（2）飞机高度的稳定过程

a、飞机起始状态b、产生升力增量c、速度增量向上偏转——高度差减小d、舵面提前回中—攻角增量近似为零e、舵面指令改变符号—飞机航迹下偏f、恢复原飞行高度

（3）小结:

测量装置输出高度差（）及高度变化率（）信号。

若飞机低于预定高度（为负），控制律为负，舵面上偏（下偏为正），飞机爬升，改变飞机的姿态，从而改变航迹倾角，使飞机返回预定高度。

（4）俯仰角反馈量的作用:

引入俯仰角信号后，飞机在未到达给定高度时，就提前回收舵面，减小了飞机的上升率，对高度稳定系统起阻尼的作用。

4、侧向航迹控制系统的原理：

利用副翼控制飞机滚转，以转弯修正侧偏距，方向舵则用于飞机的阻尼和辅助协调。

侧偏距控制系统副翼控制规律为

5、自动着陆控制系统

纵向自动着陆系统通常有两种工作模式：

•下滑控制模式

•自动拉平控制模式。

（1）自动下滑控制系统（下滑控制模式）

•自动下滑控制系统的功能是控制飞机沿仪表着陆系统所形成的下滑线飞行。

•实现的方法是依机上ILS接收机所测得的飞机偏离下滑线的偏离角信号，通过升降舵控制飞机俯仰角，进而改变飞机的航迹倾斜角，使飞机质心回到下滑线。

（2）自动拉平控制系统（自动拉平控制模式）

任务：

将下滑时的垂直下降速度减小到允许的着地下降速度。

（约为（-0.3～-0.6）m/s）.

方法：

垂直下降速度随高度h的减小而降低。

第六章飞行管理系统

1、飞行管理系统

定义：

飞行管理系统是将飞机上的惯导系统、大气数据系统、自动飞行控制系统以及推进控制系统、电子仪表显示系统综合管理起来，实现以最优方式管理飞机飞行，并极大地减轻驾驶员工作负担的新型机载设备。

基本组成：

1）飞行管理计算机系统及控制显示装置；

2）信息测量系统（测量部件），主要有惯导部件（IRS）、大气数据计算系统（ADS），以及仪表着陆系统（ILS）、无线电导航系统；

3）自动驾驶仪/飞行指引系统；

4）自动油门控制系统等（推进系统）。

四