N5A飞机失速警告器的安装与校准
模拟飞行基础教程(3) 失速及失速改出
本章主要讲解失速及失速改出一、失速的形成。
当飞机上升时，我们总是通过让飞机上仰来获得更大的升力，但是大家会发现当仰角达到一定值时，升力就无法增加，有时不升反降，这就是失速现象。
失速往往发生在仰角过高时，例如下图。
此时，飞机的仰角已经达到了近20度，而速度已经降到了最低可操控速度。
当飞机仰角抬升时，相对飞机的气流要流过机翼上表面就越困难。
相当于一辆汽车要爬一个更陡的坡。
那么当这个坡陡到一定程度时，车就爬不上去了，此时在机翼上发生的现象就是上表面的气流开始与机翼分离，不再沿机翼方向行进而是产生湍流。
气流刚刚开始分离的这个角度称为临界仰角，过了这个仰角机翼产生的升力值急剧下降。
二、超临界翼型的失速（浅谈）。
普通低速翼型的气流分离发生在机翼上表面最突出处，然后逐渐向前缘扩展，因此失速发生时，升力降低会比较慢。
而超临界翼型（像757/767以及320之类的飞机都在用）由于上表面比较平坦，所以一旦失速，气流就在前缘分离，整个机翼就无法产生升力。
三、失速的表现。
1、升力急剧降低。
2、一些操纵面不可控制，例如副翼处在湍流之中，无法有效控制飞机滚转。
3、在进入失速前飞机会发生振颤。
4、进入深度失速时，飞机可能会进入所谓尾旋，是一种螺旋形下坠过程。
（5）、之所以打括号是觉得写在这总有点不合适，不过想想不想单辟栏目了，一些告警会发出报警声，常见的有飞机上的主告警器，以及一些大型客机上的振杆系统（操纵杆振动）。
此外在游戏中画面右下角会有红底白字的STALL（失速）提示。
四、失速的改出。
这里只讲一般失速的改出，关于尾旋的问题建议上网搜索。
首先你有一架即将/刚刚进入失速状态的飞机，你应该已经感觉到了飞机操纵变得艰难，并且伴有振颤现象。
此时不要慌张，第一，你应该全程使用方向舵使飞机始终处于协调状态（不侧滑）这对失速改出以及尾旋的防止有很大作用。
第二，如果高度允许，把操纵杆释放，让飞机自己低头降低仰角。
失速改出的第一要诀就是降低仰角。
飞机飞行操纵告警系统失速告警
飞机操纵系统 (2)组成
输入部分：探测飞机的迎角、襟翼位置、 缝翼位置和空地等信号， 并将信号其输送到失速管理计算机。 信号处理：失速管理计算机(也称失速告警计算机)接收输入部分传 送的信号，进行分析处理，输出电信号到抖杆器和推杆器。
《飞机结构与机械系统》
飞机操纵系统 ③输出部分
抖杆器：接收失速管理计算机的电信号，抖杆器使驾驶杆抖动，警告驾驶员飞机 接近失速状态。大多数飞机的抖杆器都安装在驾驶杆上，有些飞机抖杆器安装于 驾驶杆前扭力管上，左、右驾驶杆各有一个抖杆器。抖杆器是由28V直流电机驱动 的振动装置。抖杆器接收失速管理计算机的信号，驱动驾驶杆抖动，警告驾驶员 飞机接近失速状态。
抖杆器是由28V直流电机驱动的振动装置。 当两台失速管理(告警)计算机都探测到飞机接近失速状态，而且襟翼和缝翼完全收进时，推杆器驱动杆伸出，重新定位感觉定中装置， 施加一个使机头下俯的力，此力通过一个弹簧作动，因而驾驶杆可随时超控控制。
SAE AS 403A-2008失速告警器
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订购方式： 电话： 877-606-7323（美国和加拿大境内）电话： 724-776-4970（美国境外） 传真： 724-776-0790 邮箱： CustomerService@SAE 网址： 航空航天标准AS403A失速告警器发布日期： 1952-10 修订日期： 1958-07 非现行有效： 1993-05 再次确定非现行有效： 2008-021. 目的：本标准为飞机失速告警器规定了最低要求，失速告警器应能在3.3节规定的环境条件下工作。
2. 范围：A ）本标准认为失速是在飞行中由机翼周围气流产生的升力不足以保持或控制飞机飞行的状态。
B ）本标准有两类失速告警传感器，都是用来向飞行员指示飞机即将失速用的。
I 类——单点类传感器。
II 类——连续类传感器。
3. 一般要求 3.1 材料和制造工艺3.1.1 材料：材料质量应可靠，且通过使用经验或试验证明其适用于飞机仪表。
3.1.2 制造工艺：制造工艺应符合高级飞机仪表制造规范。
3.2 标记：下列信息应清晰持久地标记或贴在仪表上：(a) 仪表名称(b) AS403A ，类型(I 类或II 类) (c) 额定值(电气、真空度等) (d) 制造商的零件号(e) 制造商的批号或制造日期 (f)制造商名称和/或商标3.3 环境条件：下列条件仅作为设计标准。
浅谈仪表着陆系统飞行校验及调试
浅谈仪表着陆系统飞行校验及调试仪表着陆系统是国际民航组织确立的进近导航系统（Instrument Landing system）简称ILS，是应用最为广泛的飞机精密进近和着陆引导系统，又被称为“盲降”系统。
它的作用是由地面设备发射无线电信号，为正在着陆过程中的航空器提供航道、下滑道和距离信息，建立一条由跑道指向空中的虚拟路径，保障飞机实现安全着陆。
目前我国各机场在用仪表着陆系统主流为NORMARC NM7000系列和THALES LOC411/GS412，本文以NORMARC NM7000B航向设备为例，就其飞行校验的调整和步骤与大家共同探讨。
标签：仪表着陆系统；飞行校验；调试飞行校验（以下简称校验）是保证通信、导航、雷达等设施设备符合民航运行要求的必要手段，是对设施设备校准的唯一方法，是机场投产开放及运行最基本的前提之一，是保障飞行安全的重要环节。
而在所有的陆基导航设备里，VOR 承担着航路及进近导航的双重作用，因此VOR校验的精准程度至关重要。
一、仪表着陆系统的概念与作用机理仪表着陆系统（Instrument Landing system，ILS）也称仪器降落系统、盲降系统，是应用最为广泛的飞机精密进近和着陆引导系统。
仪表着陆的飞行校验是由民航飞行校验部门的专用飞机及设备对仪表着陆设备所发射的信号进行检验测量，以判断其是否达到要求。
仪表着陆的校验分为两类：一是对实际信号的检查，例如检查下滑角的实际角度，检查航道结构，检查宽度等等；实际值越接近标称值越好。
二是检查完毕实际值以后，针对告警门限的检查，以保证一旦设备提供的信号错误时，能够自动换机或者关闭设备，以避免由于設备原因导致的飞行事故；实际值优于标称值。
二、飞行校验飞行校验指的是对地面保障飞机航行的各类设备运行信号，做检验调整，检查其是否能够满足安全飞行的基本要求。
具体校验的是飞机机载设备所接收的信号，将其与设备保障点理论值做误差对比，完成后再进行相应的调整。
民航局令第132号CCAR-23-R3正常类、实用类、特技类和
正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定
目录
A 章 总则.......................................................................................................................................1 第 23.1 条 适用范围......................................................................................................................1 第 23.2 条 特别追溯要求..............................................................................................................1 第 23.3 条 飞机类别......................................................................................................................1 B 章 飞行.......................................................................................................................................2 总则 .............................................................................................
飞机雷达校准方法
飞机雷达校准方法飞机雷达是现代飞行器上不可或缺的关键设备之一。
它通过发射电磁波并接收其反射信号，可以精确地测量飞机与周围物体的距离和位置，从而实现飞行器的导航、避障和监控等功能。
然而，由于各种因素的影响，飞机雷达的准确性会逐渐降低，因此需要进行校准以确保其正常运行。
飞机雷达校准的主要目的是消除误差，提高雷达的测量精度。
校准过程主要包括以下几个步骤：第一步是确定校准基准。
校准基准是校准过程中的参考标准，其准确度和稳定性对校准结果至关重要。
通常情况下，校准基准可以选择地面雷达站，其位置和测量结果可以通过其他准确的测量手段进行验证。
第二步是校准雷达的位置和姿态。
雷达的位置和姿态对测量结果有直接影响，因此需要通过精确的定位和姿态传感器来测量和调整雷达的位置和姿态。
这可以通过使用全站仪等测量设备来实现。
第三步是校准雷达的发射和接收系统。
雷达的发射和接收系统是影响测量精度的重要因素。
通过对发射和接收系统的校准，可以减小系统误差，提高雷达的测量精度。
校准发射系统可以通过发送已知距离的测试信号并测量其返回时间来实现。
校准接收系统可以通过使用已知强度的信号源来测量接收系统的增益和灵敏度。
第四步是校准雷达的信号处理系统。
信号处理系统对雷达的测量结果进行处理和分析，因此其准确性和稳定性对测量结果至关重要。
通过使用已知距离和速度的目标进行测试，可以验证和调整信号处理系统的参数，以提高雷达的测量精度。
第五步是验证校准结果。
校准结束后，需要进行验证以确保校准结果的准确性和可靠性。
这可以通过与其他准确的测量手段进行比较来实现，例如使用全站仪或GPS等设备对雷达测量结果进行验证。
飞机雷达的校准是确保其正常运行和测量精度的重要步骤。
通过确定校准基准、校准位置和姿态、校准发射和接收系统、校准信号处理系统以及验证校准结果，可以提高雷达的测量精度，确保飞行器的安全性和可靠性。
飞机雷达校准的过程需要精确的测量设备和专业的技术人员进行操作，以确保校准结果的准确性和可靠性。
737-NG失速警告系统
DEU SMYD 计算飞机性能数据并提供给 DEU，显示在 CDS 上： －空速指示器的 Vmiu 和 Vmax 速度（红／黑可调杆和琥珀色 速度范围带）。 －PLT 符号（琥珀色）显示在 ADI 上。 DEU 在 ARINC 高速总线上给 SMYD 提供数据。 －发动机 N1 和 N2 RPM －无线电高度 －机翼和发动机防冰电门
攻角传感器（2）
图例
电气 机械 液压
有效性 YE201
ADIRS 襟翼位置发射器（2
FSEU 通用显示系统 方式控制面板 PSEU（空／地）
驾驶杆抖杆器（2）
SWS－概况介绍
升降舵感觉变换组件
升降舵感觉和定中机构
27—32—00
SWS－部件位置
概况 失速警告系统的部件位于下列各舱中： －驾驶舱 －第 48 段安定面舱 －电子设备舱
有效性
YE201
27—32—00
失速警告系统和方向舵感觉变换系统
偏航阻尼器系统 WTRIS 和备用偏航阻尼
27—32—00—501 Rev 4 01/16/1999
有效性 YE201
性能数据显示在 CDS 上
失速管理偏航阻尼器计算机
自动缝翼系统
SWS－失速管理偏航阻尼器－介绍
27—32—00
WSW－SMYD－概况介绍
升降舵感觉组件
通过 48 段接近和排气门接近
27—32—00—003 Rev 3 09/03/1999
驾驶杆抖杆器（2）
有效性 YE201
驾驶杆（2）
EE 舱
SWS－部件位置
E3－2 架 －失速管理偏航阻尼器 1 －失速管理偏航阻尼器 2
浅谈民用飞机失速告警系统设计
Ｔ Ｅ Ｃ Ｈ Ｎ ｏ Ｌ ０Ｇ Ｙ Ａ Ｎ Ｄ ＭＡ Ｒ Ｋ Ｅ Ｔ
浅 谈 民用 飞 机 失 速 告 警 系统 设 计
傅琮 裔
（ 上 海飞机设 计研 究 院 ， 上海 ２ ０ １ ２ １ ０ ）
摘 要： 飞机接近失速状 态时， 失速告警 系统为机组提供警告并能够发 出控 制指令 防止飞机进入 真正的失速状 态。失速 告 警 系统是 民 用飞 机 求 ， 定 义 了 系统 接 口并 提 出 了可 行 的 系统 架 构 方 案。为民用飞机 失速告警 系统设计提供参考。 关 键 词 ：民用 飞机 ； 失 速 告 警 ；迎 角 ；系统设 计
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６— ８ ５ ５ ４ ． ２ ０ １ ５ ． ０ ８ ． １ ５ ２ ０ 引 言
失速告警 系统的作用就是 当飞机接近失速状态时 ， 为机组 提供警告 ， 并 发 出 控 制指 令 防止 飞 机进 入 真 正 的 失 速 状 态 。根 据 中国 民用航 空 总局 和 美 国联 邦 航 空 管 理 局 的规 定 ， 失 速 告 警 系 统 是 民用 飞机 必 须 安 装 的 机 载 系统 。 １ 失速告警 系统的需求 １ ） 失速告警 系统应测量 飞机迎角 ， 当迎角增 大 ， 飞机接近 气动失速时 ， 提供失速警 告 、 失速识别和发动机点火功能 。 ２ ） 失速告警 系统应包含迎 角传感器 ， 用来测量飞机迎角并 传输给失速告警计算机 。为保证测 量精度 ， 迎角传感器应具有 机 上 校 准 功 能 和 防 冰 能力 。 ３ ） 失速告警计算 机是 系统核心处理设 备 。它对 原始迎 角 数据进行处理 ， 根据飞机 的构 型参数 和飞行状 态 ， 进行 逻辑运 算， 并在飞机接近失速时 ， 发 出失速警告 、 失速识别和发动 机点 火 指令 。 ４ ） 失速告警系统在飞机接近失速时 ， 应向机组发 出明显的 失速警告 。若失速警告 后 ， 飞机仍继 续接近失 速状态 ， 失速 告 警 系统 应 立 即进 入 失 速识 别 ， 向 飞 控 系统 发 出控 制 指 令 或 自动 推杆 ， 避免飞机进入失速状态。考虑到机翼结冰状态 下飞机性 能降低 ， 失速告警 系统在这种情况下应 提高保护裕度 。 ２ 失速 告 警 系统 接 口 为实现系统需求 ， 失速告警系统应与以下系统或设备交联。
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Ａｂｓ ｒ ｃ ｔａ ｔ Ｔｈ ｓ ｐ ｐ ｒｄ ｓ ｕｓｅ ｈｅ ｉｓ ｅ ｆｒｌ ｃ ｔｎ ， ｉ ｓａｌ ｔ ｎ ａ ｄ ｃ ｌｂ ａ ｉｎ ｏ ｔｌ ｉ ａ ｅ ｉｃ ｓ ｓｔ ｓｕ ｏ ｏ ａ ｉ ｇ ｎ ｔｌａ ｉ ｎ ａｉ ｒ ｔ ｆｓａｌ ｏ ｏ
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Ｎ Ａ飞机失速警告 器 的安装 与校准 ５
汤 黄 华
（ 洪都航空工业集 团）
摘 要
探 讨 失 速警 告 器 的 选 位 安 装 与 校 准 问题 。 失 速 警 告 器 的 选 位 安 装 与校 准 均 由试 飞实 验确
全 ， 装一个 失 速告警 系统 是必要 的。 安 失 速 警告 器 是失 速告 警 系统 的核 心 部件 ，失 速告 警 系统 能 否正确 的工 作取 决 于失 速警 告
１ ６
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第 １期
汤黄华 ： ５ Ｎ Ａ飞机失 速警告器 的安装与校准
失 速警 告器 是失 速告 警 系统 的核 心部 件 ， 飞机 的飞 行 安全起 着 十分重 要 的作 用 。 对
３ 失速 警告器 的安装
Ｎ Ａ飞机失 速 警告 器安 装在 左机 翼第 １ 肋 轴线 与第 １ 肋 轴线之 间 的机翼前 缘 ， ５ ２ ３ 失速 警告 器 的风标 轴线 垂 直 于安装 处机 翼 的理论 外形 线 ， 风标 轴线 与机 翼弦 线 的夹 角 Ｂ＝３。 如 图 ２所 ５，
器， 失速警告器 的工作特性与它的安装位置密切相关 ， 本文探讨失速警告器的选位安装与校准
问题 。
２ 失速告警 系统
在 此 ， 要介 绍一 下 失速告 警 系统 。 简 失 速 告警 系 统 由 Ｑ Ｊ 失 速 警告 Ｓ —Ｉ 器 、 Ｍ一１ 冲继 电器 、 Ｌ一１ 空警 Ｊ 脉 Ｊ Ａ航
的响 亮 的警 告 声 响 ， 同时 Ｚ Ｄ一８ 红 Ｓ Ａ 色警 告 灯 以同样 的频 率 闪亮 ， 由此可 知
图 ｌ 失速告警系统
１Ｑ Ｊ—Ｉ 速 警 告 器 ；．Ｍ 一１ 冲继 电器 ；． 一ｌ ．Ｓ 失 ２Ｊ 脉 ３儿 Ａ航 空 警 铃 ； ４ Ｚ Ｄ一８ ．Ｓ Ａ警 告 灯 ；． Ｋ 一 ５ Ｚ Ｃ ５开关
定 。 提 出 了 如何 调 整 失 速 警 告 器 安装 位 置 和安 装 角 的 指 导性 原 则 ， 述 了用 表 速计 量 失 速 预 警 速 度 论
的理由。
关 键 词 失 速预 警 速 度 安 装 角 失速 状 态 风 标 轴 线
Ｉ ｔ ｌ ｉｎ ２ ｎｓａｌ ｏ ｎｄ Ｃａｌ ａｔｏ ｆＮ５ Ａ／Ｃ ａ ｌＷ ａ ｎ ｎｇ Ｄｅ ｅ ａｔ ｉ ｂｒ ｉ ｎ ｏ Ａ Ｓｔ ｌ ｒ ｉ ￣ｃ
１ 引 言
Ｎ Ａ飞机 安装 了失速 告警 系统 ， ５ 当飞机进 入 失速预 警 区时 ， 失速告 警系统 便输 出音 响和灯 光 告警 信号 ， 警告 飞行 员 飞机快进 人失 速状 态 ， 示飞行 员 应采取 应对 措施 ， 如加 大飞 行速度 提 例
冲出失速预警 区， 防止飞机进人失速状态 如果飞机进人了失速状态 ， 飞机便不能保持平飞而进 人 螺旋 下 坠 ， 时必 须迅 速作 出反 应 ， 出螺 旋 ， 此 改 否则 ， 是机毁 人 亡 ， 成重 大飞行 事故 。Ｎ Ａ 就 造 ５ 飞机是 一种 低空 活动 的飞 机 ，如果 发生 失速 ，留给飞行 员 自救 的时 间就很少 了 ，为保证 飞行 安
ｗａ ｎ ｎ ｅ ｉ ｅ Ｔ ｅ ｌ ｃ ｔ ｇ ｉ ｓａｌ ｔ ｎ ａ ｄ ｃ ｌ ｒ ｔ ｎ ｏ ｔｌ Ｗａｎ ｎ ｅ ｉｅ ａ ｅ ａｌ ｒ ｉ ｇ ｄ ｖｃ ． ｈ ｏ ａ ｉ ， ｎ ｔ ｌ ｉ ａｉ ａｉ ｆ ｓ ｌ ｒ ｉ ｇ ｄ ｖ ｃ ｒ ｎ ａｏ ｎ ｂ ｏ ａ ｌ
ｄ ｔｒ ｎ ｄｂ ｅｅｐｒ ｅ ｔｎｆｇ ｔｅｔ ｔ ｒｓｎｓｔｅｇ ｉｅ ｎ ｓ ｎｈｗ ｔ ａｊｓ ｔｅ ｅｅｍｉｅ ｙｔ ｘ ｅ ｍ ｎ ｉ ｉ ｓ ｅｅ ｔ ｈ ｕｄ ｌ ｅ ｏ ｄｕｔｈ ｈ ｉ ｌ ｈ ｔ ．Ｉ ｐ ｉ ｏ ｏ
ｉ ｔ ｌａｉ ｎ ｌｃ ｔｏ ｎ ｎ ｉ ｎ ｅｏ ｔｌ ｗａ ａ ｎ ｅ ｉ ｅ ａ ｄ ａＳ ｓ ｕ ｓ ｓｔ ｅｒ ａ ｏ ｓｆｒ ｎｓａ ｌｔｏ ｏ ａｉ ｎ ａ ｄ ｉ ｃｄｅ ｃ ｆｓａ ｌ ｒ ｉ ｇ ｄ ｖｃ ． ｎ Ｏｄｉｃ ｓ ｅ ｈ ｅ ｓ ｎ ｌ ｏ ｍｅ ｅ ｎ ｆｓａ ｌｗａ ｎ ｎ ｐ ｅ ｔ ｎｄｃ ｔｄ ａｒ ｐ ｅ ． ｔｒ ｇ ｏ ｔｌ ｉ ｒ ｉ ｇ ｓ ｅ ｄ ｗｉｈ ｉ ｉａ ｅ ｉｓ ｅ ｄ Ｋｅ ｗｏ ｄｓ ｙ ｒ Ｓ ａｌｗａ ｎ ｎ ｐｅ ｄ ｔ ｒｉｇ ｓ ｅ ｌ Ｉ ｃｄｅ ｃ ｎ ｎ ｅ ｉ Ｓ ａ ｌｒ ｇ ｍｅ ｔｌ ｅ ｉ Ｗ ｅ ｔｅｃ ｃ ｘｓ ａｈ ｒ ｏ ｋ ａ ｉ
铃 和 Ｚ Ｄ一８ Ｓ Ａ警 告 灯 组 成 ，如 图 １所
示。
当 飞 机 进 入 失 速 速 度 前 ９２ ． ６—
１ ． ２ ｍ／ （ ８ ５ ｋ ｈ ５—１ｋ ） 速 度 范 围 时 ， ０ｎ
Ｑ ｊ 失 速 警告 器 内 的开 关 被 气 流 吹 Ｓ —Ｉ 压 风 标 而 接通 ，输 出 ２ Ｖ直 流 电压 信 ７ 号 ，经 Ｊ 一１ 冲继 电器调 制后 ， Ｌ一 Ｍ 脉 Ｊ １ Ａ航 空 警 铃 发 出频 率 为 ３ ６ ｚ间 断 Ｈ