第二章测量飞机姿态的仪表
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《飞机仪表》第二章传感器原理
原理： 水平时，气泡处于
中央，盖住四个电极的 面积相等，导电液体盖 住四个电极的面积也相 等，因而四个电极经导 电液至中心电极的电阻 是相等的。
液体摆
原理： 倾斜时，气泡偏离
中央位置，盖住对应两 个电极的面积不再相等， 导电液体盖住这两个电 极的面积也不相等，被 液体盖住面积小的电极 至中心电极的电阻增大， 被液体盖住面积大的电 极至中心电极的电阻减 小。
1. 衔铁位于中间位置时，气隙、电感、感抗等相等， 输出电压为0； 2. 衔铁偏离中间位置时，与衔铁气隙减小的铁芯一 端线圈电感增大， 另一铁芯线圈电感减小，此时电 桥不平衡，有输出电压。
U s 2 U
U s 2 U
由公式可以看出来:电源 电压和初始间隙都确定 的情况下，输出电压与 衔铁位移量成正比，相 位与移动方向有关。
li
i Ai
li、 i、Ai——磁通通路的长度及对应的磁导率和截面积
Rm
li
i Ai
由于空气的磁阻Rm0远大于铁磁物质的磁阻，所 以略去铁芯的磁阻后可得：
Rm
li 2δ μi Ai μ0A0
因此线圈自感系 数可以写成：
L W2 μ0A0W2
Rm
2δ
x R m L
x R m L
基本概念
变形—外力导致的物体尺寸和形状的改 变。 弹性变形—外力消失后可以恢复原来状 态的变形。 弹性元件—具有弹性变形的物体。被测 参数→线/角位移。 弹性特性—外力与变形的关系。线性的 或者非线性的。
基本概念
刚度—弹性元件抵抗变形的能力 。 灵敏度—单位力产生变形的大小。
外力相同时，变形大的灵敏度高， 变形小的灵敏度低。
4. 弹簧管—弧状弹性金属管，开口端固 定，封闭端随管子移动。
中央，盖住四个电极的 面积相等，导电液体盖 住四个电极的面积也相 等，因而四个电极经导 电液至中心电极的电阻 是相等的。
液体摆
原理： 倾斜时，气泡偏离
中央位置，盖住对应两 个电极的面积不再相等， 导电液体盖住这两个电 极的面积也不相等，被 液体盖住面积小的电极 至中心电极的电阻增大， 被液体盖住面积大的电 极至中心电极的电阻减 小。
1. 衔铁位于中间位置时，气隙、电感、感抗等相等， 输出电压为0； 2. 衔铁偏离中间位置时，与衔铁气隙减小的铁芯一 端线圈电感增大， 另一铁芯线圈电感减小，此时电 桥不平衡，有输出电压。
U s 2 U
U s 2 U
由公式可以看出来:电源 电压和初始间隙都确定 的情况下，输出电压与 衔铁位移量成正比，相 位与移动方向有关。
li
i Ai
li、 i、Ai——磁通通路的长度及对应的磁导率和截面积
Rm
li
i Ai
由于空气的磁阻Rm0远大于铁磁物质的磁阻，所 以略去铁芯的磁阻后可得：
Rm
li 2δ μi Ai μ0A0
因此线圈自感系 数可以写成：
L W2 μ0A0W2
Rm
2δ
x R m L
x R m L
基本概念
变形—外力导致的物体尺寸和形状的改 变。 弹性变形—外力消失后可以恢复原来状 态的变形。 弹性元件—具有弹性变形的物体。被测 参数→线/角位移。 弹性特性—外力与变形的关系。线性的 或者非线性的。
基本概念
刚度—弹性元件抵抗变形的能力 。 灵敏度—单位力产生变形的大小。
外力相同时，变形大的灵敏度高， 变形小的灵敏度低。
4. 弹簧管—弧状弹性金属管，开口端固 定，封闭端随管子移动。
航空仪表基本知识汇总
概述——航空仪表的分类：发动机仪表、大气数据仪表、陀螺仪表。
第一章压力测量仪表．压力表……测量飞机上气体或液体压力的仪表，叫做压力表。
按动作原理分：机械式、电动机械式和电动式；按仪表供电的电源形式分为直流压力表和交流压力表。
2BYY-1A 功能：用来测量歼八飞机助力液压系统和收放液压（又叫主液压）系统的液压油压力。
组成：两个GYY-1传感器、两个完全相同装在一个表壳的2ZYY-1A指示器，测量范围0-250公斤/厘米²。
原理：测量压力时，弹簧管在压力作用下自由端产生位移、压力越大、位移量越大、当自由端向外移动时，经过曲臂连杆和活动摇臂改变电位器电刷在电阻上的位置从而改变指示器中两线框的电流比值，使指针在刻度盘上指出相应的压力数值。
当仪表不通电时，指针轴上的小磁铁受拉回磁铁的作用，使指针停在刻度以下的限制柱处。
弹簧管……由于弹簧管的横截面为椭圆形，所以弹簧管受流体压力作用后，压力沿短轴b方向的作用面积大于沿a方向作用的总面积，因而沿短轴方向的作用力也就大于沿长轴方向的作用力。
流体压力对弹簧管横截面积作用的结果，使长轴变短，短轴变短，即横截面由椭圆形向圆形转化。
在弹簧管的横截面由椭圆向圆形转化的过程中，弹簧管外管壁受到拉伸，内管壁受到压缩，因而外管壁产生反抗拉伸的拉应力，内管壁产生反抗压缩的压应力，这两个应力在自由端形成一对力偶，使弹簧管伸直变形，在自由端产生位移。
第二章温度测量仪表．热电极：一般把组成热电偶的两种金属导体又叫做热电极，所产生的电势叫热电势。
热端：热电偶温度高的一端叫热端或测量端。
冷端：温度低的一端叫冷端或参考端。
几种常用的热电偶①铂铑-铂热电偶……属于贵重金属热电偶，分度号为LB-3热电性能稳定，测量温度范围大，精度高，可以在氧化性或中性介质中长期使用。
由于这种热电偶电势率较低，金属材料价格昂贵，故一般只用这种热电偶作为标准热电偶使用。
②镍镉-镍铜热电偶……这种热电偶属于廉价金属热电偶，其分度号为EA。
模拟飞行基础教程(飞机仪表盘)
（1）姿态仪。
该仪表用于反映飞机的姿态变化（如俯仰角度及倾斜角度）。
在姿态仪中蓝色代表天，深色代表地面，中间的白线代表地平线。
当飞机上仰时，姿态仪中的小飞机（橘红色）向上移动，当小飞机处于人工地平线上方时，代表飞机的仰角为正，蓝色部分的小黑线表示俯仰角度，依次为5度、10度……当飞机向左倾斜时，小飞机会相对人工地平线左倾相同角度，姿态仪最上方的橘红色三角形指示位置即为倾斜角度（最中央白线为0度，向外依次表示5度、10度、15度、30度）。
（2）速度表。
该表显示的是指示空速，指示空速是由吹入动压空的气流压强和静压孔测得静态空气压强的差值得出的，当飞机处于标准海平面气压中指示空速就等于真空速。
指示空速的单位是节。
此外讲解以下几个速度的不同：1）指示空速（如上）2）真空速：飞机相对周围气体的速度，粗略数据可由指示空速换算得来。
3）地速：飞机相对地面的速度，可由真空速加上风速得出。
4）马赫数：真空速与相应条件下音速的比值。
再来了解下速度表上各速度的标示：1）最外圈白色范围表示进行襟翼操纵的速度范围，其中注意襟翼操纵范围的最小值也就是飞机在着陆形态下的最小可操纵速度Vso。
2）绿色部分表示在不放襟翼（或称光洁形态）时的操纵范围，其最小值就是飞机在光洁形态下的最小操纵速度Vs。
3）黄色部分表示超过正常巡航/操纵范围的速度，其与绿色部分大交点也就是正常巡航最大速度，称为Vno4）最后的红色部分表示飞机结构设计的极限速度Vne，在所有飞行中都不应超过该速度。
最后发现忘了说一点，速度表的单位是节！（3）高度表。
飞机上主要用的是气压高度表，该高度表通过测量飞机所在高度的气压与海平面气压的差值得出高度。
需要注意的是在飞行中需要依情况转换高度表修正值（海平面气压状态），例如当机场处修正海平面气压为29.83英寸汞柱时，就需转动高度表左下方的旋钮时表盘右侧的气压值窗口的示数达到29.83。
在转换高度之上（美国是18000英尺，中国一般是9800英尺，若由于实际情况变化会予以通告）高度表应拨为标准海平面气压29.92英寸汞柱。
民航概论：第2章 第5节 飞机的仪表系统
22
23
(4)姿态指引仪（ADI-Attitude Display Indicator）
24
（5）水平状态指示器（HSI）
Horizontal Situation
Indicator
25
第五节 飞机的仪表系统
26
T型布局
27
28
仪表的T型布局
29
30
31
第五节 飞机的仪表系统
航空仪表的发展历程与布局：
（3）发动机仪表（EWD）——用于指示发动机工作系统中 的各种参数。
（4）系统状态仪表（SD）——用于指示飞机的其他系统（如 液压、燃油、空调、起落架等）或设备的运行情况。
2
第五节 飞机的仪表系统
一、飞行仪表
1.大气数据仪表
A ) 全/静压系统 用于收集气流的全压和静压，并把它们输
送到需要全压、静压的仪表和有关设备。 B) 大气数据计算机
2500英尺或0-5000英尺的低高度
主要用于在进近和着陆过程中，配合近地警告系
统（EGPWS）保证飞行安全。
18
19
（2）自动定向机（ADF）
用来测定飞 机纵轴与地 面导航台的 相对方位角， 从而引导飞 机按一定方 向飞行。
20
NDB 台
ADF
21
（3）无线电磁指示仪（RMI) Radio Magnetic Indicator
4
各种高度之间的关系
机场标高
5
气压高度表原理
测量原理：根据标准大气压中气压（静压）与高度对 应关系，测量气压的大小，就可以表示出高度的高低。
6
（1）速度表
①空速表
测量原理：根据空速与动压的关系，利用开口膜盒测量动压， 从而得到指示空速。
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(4)姿态指引仪（ADI-Attitude Display Indicator）
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（5）水平状态指示器（HSI）
Horizontal Situation
Indicator
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第五节 飞机的仪表系统
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T型布局
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仪表的T型布局
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第五节 飞机的仪表系统
航空仪表的发展历程与布局：
（3）发动机仪表（EWD）——用于指示发动机工作系统中 的各种参数。
（4）系统状态仪表（SD）——用于指示飞机的其他系统（如 液压、燃油、空调、起落架等）或设备的运行情况。
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第五节 飞机的仪表系统
一、飞行仪表
1.大气数据仪表
A ) 全/静压系统 用于收集气流的全压和静压，并把它们输
送到需要全压、静压的仪表和有关设备。 B) 大气数据计算机
2500英尺或0-5000英尺的低高度
主要用于在进近和着陆过程中，配合近地警告系
统（EGPWS）保证飞行安全。
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（2）自动定向机（ADF）
用来测定飞 机纵轴与地 面导航台的 相对方位角， 从而引导飞 机按一定方 向飞行。
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NDB 台
ADF
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（3）无线电磁指示仪（RMI) Radio Magnetic Indicator
4
各种高度之间的关系
机场标高
5
气压高度表原理
测量原理：根据标准大气压中气压（静压）与高度对 应关系，测量气压的大小，就可以表示出高度的高低。
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（1）速度表
①空速表
测量原理：根据空速与动压的关系，利用开口膜盒测量动压， 从而得到指示空速。
第2章 第5节 民用航空器-飞行仪表
第二章 第五节 飞行仪表 九、飞行管理系统
CREW
AUTOTHROTTLE
AUTOPILOT
CDU FCU IRS DME
DISPLAYS
ADC
FMS
VOR ILS
CLOCK
TOTAL FUEL FUEL FLOW RECORDERS
FMC #2
第二章 第五节 飞行仪表 黑匣子 驾驶舱语音记录器 飞行数据记录器
第二章 第五节 飞行仪表 自动驾驶
飞行仪表 眼、脑、手 飞机气动力 人工操纵回路 感应元件 变换放大元件 飞机气动力 自动驾驶仪操纵回路 执行元件 舵面 驾驶杆 舵面
第二章 第五节 飞行仪表 八、自动驾驶
自动驾驶仪的工作方式： 驾驶员操作模式 驾驶员指令模式 全自动模式
第二章 第五节 飞行仪表 自动驾驶和飞行控制的子系统 推力管理系统 偏航阻尼系统 自动安定面配平系统 备用手动和电动配平 自动配平 马赫数配平 速度配平
飞机运动 飞机气动力 运 动 传 感 器 电 信 号 电 传 操纵面 动 气 传 动 操纵面 空气动力 力和力矩
本节重点内容
一、大气数据仪表 （高度表、速度表、升降速度表） 二、陀螺仪表 （地平仪、转弯协调仪） 三、现代综合仪表（PFD、ND、EWD、SD） 四、TCAS和GPWS的作用 五、匣子的记录时间及作用
第二章 第五节 飞行仪表
7.磁罗盘 7.磁罗盘
通过感受地磁场来测量飞机的磁航向。
第二章 第五节 飞行仪表
第二章 第五节 飞行仪表
仪表的T型布局 仪表的 型布局
第二章 第五节 飞行仪表
现代仪表
第二章 第五节 飞行仪表
二、电子综合仪表
第二章 第五节 飞行仪表
第二章 第五节 飞行仪表
民航飞机飞行仪表
Specific sensors
(accel., rate gyros, thrust, ...)
• Autopilot
Pitch
• Flight director Roll
• Head-up display Yaw
Thrust
• Autothrottle
Q
Aircraft
Air Data sensors
驾驶杆 电信号传送
运 动 传 感 器
电 信 号
操纵面位 置指令
大气数据传感器
动作筒 动作筒位置反馈
操纵面
电子飞行仪表系统
PFD
ECAM
ND
电子飞行仪表系统
PFD
ND
电 子 飞 行 仪 表 系 统
自动驾驶
飞行仪表 眼、脑、手 驾驶杆
舵面
飞机气动力 人工操纵回路
感应元件 变换放大元件 执行元件 舵面
飞机气动力 自动驾驶仪操纵回路
自动驾驶
Radio Nav sensors
Inertial sensors
AURAL ANNUNCIATION
MODE S ANTENNA
COORDNINATIO & INHIBITION
TCAS II UNIT
MODE S XPDR
ALRTAIMDEATRER
RADAR ALTIMETER ANTENNA
AIR DATA COMPUTER
(ADC)
GEAR & FLAPS
EFIS
Electronic Flight
Instrument System
Y/D
Yaw Damper
飞行管理系统
AUTOTHROTTLE
(accel., rate gyros, thrust, ...)
• Autopilot
Pitch
• Flight director Roll
• Head-up display Yaw
Thrust
• Autothrottle
Q
Aircraft
Air Data sensors
驾驶杆 电信号传送
运 动 传 感 器
电 信 号
操纵面位 置指令
大气数据传感器
动作筒 动作筒位置反馈
操纵面
电子飞行仪表系统
PFD
ECAM
ND
电子飞行仪表系统
PFD
ND
电 子 飞 行 仪 表 系 统
自动驾驶
飞行仪表 眼、脑、手 驾驶杆
舵面
飞机气动力 人工操纵回路
感应元件 变换放大元件 执行元件 舵面
飞机气动力 自动驾驶仪操纵回路
自动驾驶
Radio Nav sensors
Inertial sensors
AURAL ANNUNCIATION
MODE S ANTENNA
COORDNINATIO & INHIBITION
TCAS II UNIT
MODE S XPDR
ALRTAIMDEATRER
RADAR ALTIMETER ANTENNA
AIR DATA COMPUTER
(ADC)
GEAR & FLAPS
EFIS
Electronic Flight
Instrument System
Y/D
Yaw Damper
飞行管理系统
AUTOTHROTTLE
航空仪表基础.最全PPT
介绍主流民航飞机上的主飞行显示器。 针对涡轮喷气发动机，有推力表、喷气温度表等。
动控制)，使其按预定的规律工作。 空气螺旋桨一般由二叶、三叶或多叶桨叶组成。
对于固定翼飞机而言，不可能沿x轴的反向运动(直升机则可以)。 介绍各种飞行高度的定义，气压式高度表、无线电高度表的测量原理和认读方法； 排气行程结束后，又重复进行下一个工作循环。 在测量和计算某一对象(如飞机的运动或工作状态)的基础上，对它进行自动调节(即自动控制)，使其按预定的规律工作。 介绍主流民航飞机上使用的发动机指示与机组告警系统。 航空仪表种类繁多，且主要安装在飞机驾驶舱仪表板和操纵台上。
典型的测量仪表有：
大气数据系统仪表(高度类仪表、速 度类仪表、大气静温/总温表等)、姿 态系统仪表(地平仪、转弯仪、侧滑 仪等)、航向系统仪表(磁罗盘、陀螺 磁罗盘等)。
输入
感受
转换
传送
பைடு நூலகம்
输出 指示
典型的测量仪表有：
航空发动机上，有如下测量仪表：燃油/ 滑油油量表、燃油/滑油压力表、燃油流 量表、滑油温度表、振动指示器等。针 对活塞式发动机，有螺旋桨转速表、进 气压力表、气缸头温度表等；针对涡轮 螺旋桨发动机，有低压/高压涡轮转速表、 扭矩表、排气温度表等；针对涡轮喷气 发动机，有推力表、喷气温度表等。
对于固定翼飞机而言，不可能沿x轴的反向运动(直升 机则可以)。沿三轴其他方向的平动则都是可能的。沿着 Oy方向的平动将使飞机产生侧滑运动，沿着Oz方向的平 动将使飞机产生上升或下降运动。
航空器运动状态参数描述
●飞机运动状态参数描述
一般可将飞机在空中飞行的状态用以下几类参数描述： (1)反映飞机位置的参数。如飞行高度(相对某一参照物的 高度、真实高度等)；飞机的位置(如经纬度、相对某一导 航点的位置)。 (2)反映飞机飞行速度的参数(如空速、地速、上升/下降速 度、马赫数等)。 (3)反映飞机飞行姿态的参数。在机体坐标系内，有相对于 地面的俯仰角、滚转角、偏航角；在气流坐标系内，有迎 角、侧滑角等。 (4)反映飞机姿态变化率的参数，如滚转角速度、俯仰角速 度、偏航角速度等。
动控制)，使其按预定的规律工作。 空气螺旋桨一般由二叶、三叶或多叶桨叶组成。
对于固定翼飞机而言，不可能沿x轴的反向运动(直升机则可以)。 介绍各种飞行高度的定义，气压式高度表、无线电高度表的测量原理和认读方法； 排气行程结束后，又重复进行下一个工作循环。 在测量和计算某一对象(如飞机的运动或工作状态)的基础上，对它进行自动调节(即自动控制)，使其按预定的规律工作。 介绍主流民航飞机上使用的发动机指示与机组告警系统。 航空仪表种类繁多，且主要安装在飞机驾驶舱仪表板和操纵台上。
典型的测量仪表有：
大气数据系统仪表(高度类仪表、速 度类仪表、大气静温/总温表等)、姿 态系统仪表(地平仪、转弯仪、侧滑 仪等)、航向系统仪表(磁罗盘、陀螺 磁罗盘等)。
输入
感受
转换
传送
பைடு நூலகம்
输出 指示
典型的测量仪表有：
航空发动机上，有如下测量仪表：燃油/ 滑油油量表、燃油/滑油压力表、燃油流 量表、滑油温度表、振动指示器等。针 对活塞式发动机，有螺旋桨转速表、进 气压力表、气缸头温度表等；针对涡轮 螺旋桨发动机，有低压/高压涡轮转速表、 扭矩表、排气温度表等；针对涡轮喷气 发动机，有推力表、喷气温度表等。
对于固定翼飞机而言，不可能沿x轴的反向运动(直升 机则可以)。沿三轴其他方向的平动则都是可能的。沿着 Oy方向的平动将使飞机产生侧滑运动，沿着Oz方向的平 动将使飞机产生上升或下降运动。
航空器运动状态参数描述
●飞机运动状态参数描述
一般可将飞机在空中飞行的状态用以下几类参数描述： (1)反映飞机位置的参数。如飞行高度(相对某一参照物的 高度、真实高度等)；飞机的位置(如经纬度、相对某一导 航点的位置)。 (2)反映飞机飞行速度的参数(如空速、地速、上升/下降速 度、马赫数等)。 (3)反映飞机飞行姿态的参数。在机体坐标系内，有相对于 地面的俯仰角、滚转角、偏航角；在气流坐标系内，有迎 角、侧滑角等。 (4)反映飞机姿态变化率的参数，如滚转角速度、俯仰角速 度、偏航角速度等。
05姿态仪表
若： ω≠0，L1≠L2
△L ＝ω4S／C
即： △L∝ω 两束激光的光程差和转速成正比 式中：S为环形光路包围的面积； C为光速。
• 根据激光产生的原理，光程越长，波长越长，频率越小。
3.应用：在现代飞机上，激光陀螺广泛用作惯性导航 系统的测量元件，用来测量飞机三维转动角速度。
第二节 地平仪
真空计
功用：指示真空系统的真空度
正常压力范围：4.4—5.2 in Hg
达此值气动仪表才正常工作
警告灯（GYROS）：真空系统压力降至 3—3.5 in Hg时，灯 亮（警告真空系统压力低）。
五、激光陀螺及特性 1、定义
laser gyroscope
应用激光技术测量物体相对
惯性空间的角速度和转动角度的
飞机转弯时引起陀螺进动的力矩
L＝ＪΩωcos(γ－α)
式中：ω—飞机转弯角速度；γ—飞机倾斜角； α—内框转角。
陀螺内框转角不大时 平衡弹簧的力矩为
K—弹性力矩系数。
L≈JΩωcosγ M＝Ｋα
指针稳定时 ∴
M＝L α＝（JΩ/K）ωcosγ 故，α粗略反映ω。
4.指示飞机无侧滑转弯时的倾斜角
转弯仪功用
转弯仪组成及测量原理
粗略反映转弯的快慢程度 指示飞机无侧滑转弯时的倾斜角 转弯仪的指示
一、转弯仪功用
1.指示飞机转弯(或盘旋)方向 2.粗略反映转弯的快慢程度 3.有的还能指示飞机在某一真空速时无侧滑转弯的坡 度 (倾斜角)
二、转弯仪组成及测量原理
1.组成
2.测量原理
3.粗略反映转弯的快慢程度
二、两自由度陀螺的特性
1. 稳定性 陀螺高速旋转后，具有抵抗干扰力矩，保持自转 轴相对惯性空间方向不变的特性。
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（2） 进动方向
角动量矢量（自转角速度矢量）沿最短途径转向外力矩 矢量的方向。
进动角速度的大小:ω=M/H
进动角速度的大小:ω=M/Hcosθ （自转轴与外框轴不垂直时）
（3） 影响进动性的因素（四要稳定性
（1）定义：两自由度陀螺具有抵抗干扰力矩，力图保 持其自转轴相对惯性空间方位稳定的特性，称为陀螺的 稳定性。
认读规律：
兰色上仰
棕色下俯
正字正飞
倒字倒飞
（二）坡度（γ）：坡度刻度盘中间有“△”指标，左、右 每隔15o刻一刻度，每30o刻一数字，最大 刻度90o
正飞时： 子午线 倒飞时： 子午线
认读规律：
—右左— 指 —右左— 坡度
—右— 指
左 —— 坡度
左
右
认读
上蓝下褐要记清， 机轮上下判倒正, 坡度认读看翼尖, 俯仰九十不稳定。
——转子、内框、外框和基座 陀螺支点:三轴轴线相交于一点。成为陀螺支点。内框与外框组 成的支架一万象支架。
3. 刚体转子陀螺的分类
• 根据自转轴具有的自由度：两自由度陀螺、单自由度陀螺 • 根据动力：电动、气动
4.陀螺的特性 （一）两自由度陀螺的特性
*进动性 *稳定性
1.进动性 （1） 进动性的定义： 当陀螺高速旋转受到外力矩作用时，两自由度陀螺转 动方向（指角速度矢量方向）与外力矩作用方向相互垂直 的特性，称为两自由度陀螺的进动性
三角指标与调整钮联动。转动调整钮使三角指标对准倾斜刻度盘的零点。
认读特点例
俯仰5° 机头向上
俯仰5° 机头向下
10º 20º
地平仪
Bank Scale
倾斜刻度
30º
60º
Attitude Indicator 地平仪
4.单自由度陀螺的受迫运动
二、动力源
1.分类
陀螺可以用电源来驱动， 常用36V400HZ交流电(直流28V经变流机或仪表内的直 流/交流变换器转换成20V、400HZ三相交流电），转子 转速可达23000转/分 陀螺也可以用气源来驱动如： 有的地平仪、陀螺半罗盘采用气动，转弯仪采用电驱动。 （可以作为真空系统万一失效时的备用仪表）
3.地平仪的安装及测量方法
由于两自由度陀螺内外框轴与飞机纵横轴关 系不一样，地平仪在飞机上有两种安装方式：一种 是外框轴与飞机纵轴平行，称为纵向安装；另一种 是外框轴与飞机横轴平行，称为横向安装。
从测量范围来看，纵向安装的垂直陀螺，当飞机俯仰90度 时，外框轴与自转轴重合，出现“框架自锁”现象而不能正常 工作，所以，测量俯仰范围小于90度；当飞机倾斜或横滚360 度时，外框轴与自转轴始终保持垂直关系，所以，测量倾斜角 的范围可达360度。
三、地平仪(gyro horizon)
1、功用：测量和指示飞机的俯仰角和倾斜角
2.地平仪的基本原理
俯仰角：飞机纵轴与地平 面的夹角，即飞机绕横向水 平轴转动的角度，一般用Θ 表示。
倾斜角：飞机对称面与通 过飞机纵轴所作的铅垂面之 间的夹角，即飞机绕纵轴转 动的角度；无俯仰时，也等 于飞机横轴与地平面的夹角， 一般用γ表示。
1.摆怎样模拟地垂线
单摆具有地垂性，但受加速度的影响缺少稳定性。 液体摆的摆线也具有地垂性，但受飞机加速度的影响， 摆在模拟地垂线时缺少稳定性。
2．两自由度陀螺怎样模拟地垂线
• (二)通过摆对陀螺的修正，使陀螺自转轴在飞机平飞 和有加速度时都能比较准确地模拟地垂线
利用两自由度陀螺的稳定性和摆的地垂性互相取长补短，以 便更好地模拟地垂线。
2.1测量俯仰角与坡度的基本条件
在飞机上建立一个人工地平坐标系， 并将其与机体坐标系进行比较，就可以测 出飞机的姿态角。
2.2地平仪的基本原理
利用摆的地垂性修正陀螺，利用陀螺的稳 定性建立稳定的人工地垂线，从而根据飞机和 陀螺的关系测量飞机的俯仰角和倾斜角。
（一）利用摆和两自由度陀螺模拟地垂线
（3）应用 ——稳定器、测量基准等
（4）影响稳定性的因素
（5）陀螺的自走 陀螺的自走：由于地球自转以及飞行速度等原
因，陀螺自转轴相对地球的方位就不可能保持不变。
（二）单自由度陀螺
1.组成：转子、自转轴 、内框、内框轴、 基座
2.单自由度陀螺的进动性
3.应用 ——测量角速度、角位移，如转弯仪等
横向安装的垂直陀螺；当飞机倾斜角或横滚90度时，外框轴与 自转轴重合，出现“框架自锁”现象而不能正常工作，所以测量 倾斜角的范围小于90度；当飞机俯仰360度时，外框轴与自转轴始 终保持垂直，所以测量俯仰角的范围可达360度。
4、认读
（一）俯仰角（θ）： 每格10o，每20o一数字； 80o~90o~80o处为一圆圈。
第二章 测量飞机姿态的仪表
姿态仪表包括： 地平仪 转弯侧滑仪
一、
1.陀螺(gyroscope)：测量物体相对惯性空间转角或 角速度的装置。
• 种类：普通刚体转子陀螺、挠性陀螺、激光陀 螺、光纤陀螺、粒子陀螺、低温超导陀螺 等。
• 刚体转子陀螺：能够绕一个支点高速旋转的物体。
2. 刚体转子陀螺的结构
2.动力源组成：真空泵、释压活门、真空计、气滤
真空泵工作：空气→过滤器→气动陀螺→真空释压活门调节→经真空泵排出系统
真空计
功用：指示真空系统的真空度
正常压力范围：4.4—5.2 inHg 达此值气动仪表才正常工作
警告灯（GYROS）：真空系统压力降至 3—3.5 inHg时，灯 亮（警告真空系统压力低）。
• 具体方法：
• 取陀螺抵抗加速度干扰的方向稳定性这个长处。（ 缺少地垂性）。
• 取摆具有地垂性这个长处，（缺少稳定性）对陀 螺进行修正，使陀螺自转轴不停地跟踪地垂线。受到 摆的修正的陀螺，既可消除因自走而产生的自转轴偏 离地垂线的误差，又能抵抗加速度的干扰。这样，不 论飞机平飞或有加速，陀螺自转轴都可以比较准确地 模拟地垂线了。
（2）两种表现形式：漂移和章动。
漂移——在干扰力矩的作用下，陀螺产生很小进动。（目前 常用陀螺漂移率12°-1°/小时，惯性级陀螺漂移率0.01°-0.001°/小 时） 章动——当陀螺受到冲击力矩作用时，自转轴将在原来的空 间方向附近作高频微幅圆锥形震荡运动。频率很高，大于几 百赫；振幅很小，小于角分量级；会很快衰减