飞控系统总结复习过程

飞控系统总结

飞控系统总结：

俯仰

系统功用

俯仰操作的功用主要是为了实现飞机的升降运动。

系统组成

俯仰操作主要包括正常俯仰控制、升降舵伺服控制操作和水平安定面作动同操作。

工作过程

侧杆指令通过电传信号传送给ELAC和SEC.有两个ELAC，ELAC1和ELAC2 。正常情况下ELAC2控制升降舵和THS，这里我们可以注意到ELAC2控制的两个作动筒的液压源分别是绿系统和黄系统。如果ELAC2控制失效，处于备用状态的ELAC1被激

活，替代ELAC2工作，不过ELAC1控制的两个作动筒的液压源只有蓝系统一个液压系统。如果两个ELACS都失效，这时SEC1

或SEC2都会从ELACS手中接管它的工作，来控制的俯仰操作，只要FMGC一旦被激活，它就会把自动飞行指令传递给ELAC.

每个ELAC控制两个升降舵作动筒，一个处于激活模式，另外一个处于阻尼模式，只有当处于激活模式的作动筒失效后，处于

阻尼模式的作动筒才会被激活。当有大的俯仰需求时，两个作动筒都被激活。THS的两个液压作动筒被三个电动配平马达驱

动，但每次只有一个处于运转状态，其中马达1被ELAC2控制，马达2被ELAC1或SEC1控制，马达3被SEC2控制。还有靠

人工操作的手动配平要比电动配平优先。

横滚/偏转

系统功用

俯仰操作的功用主要是为了实现飞机的偏转运动。

系统组成

横滚控制、偏转控制

工作过程

侧杆指令通过电传信号传送给ELAC和SEC.两个ELAC控制副翼的作动同，正常情况下ELAC1被激活，EALC2处于备用状态，只有当ELAC1失效时，才启用ELAC2.侧杆的指令通过ELAC传递给SEC,控制一对扰流板作动筒，从图中我们可以看出SEC1控制3号和

4号作动筒，SEC2控制5号作动筒，SEC3控制2号作动筒。FAC接收到偏转信号指令号后通过控制方向舵来协调偏转运动，同样

FAC1在激活状态下，FAC2处于备用状态。FMGC主要功能是吧指令发送给FAC,FMGC和SEC。副翼有两个液压作动筒，一个被激活。

梁歪一个处于阻尼状态。从图中我们可以看出左边副翼的蓝液压作动筒和邮编副翼的绿液压作动筒被ELAC1控制，其他的作动筒被

ELAC2控制，只有当两个ELAC都失效或者是蓝和绿液压系统的压力都比较低时，所有的副翼作动筒都处于阻尼模式。每一个扰流板

都有一个液压作动筒，当其中一个液压扰流板作动筒失效或者压力低时，那个扰流板就会自动被收回或者靠气动力收回。

方向舵配平作动筒

系统功用

方向舵配平作动筒的主要功用就为了协助和配合方向舵的工作。

系统组成

方向舵配平作动筒是隐藏在方向舵系统中的，包括配平作动筒、偏航阻尼作动筒、行程限制器，人工感觉弹簧杆（artificial feel spring rod）、配平螺杆。

工作过程

方向舵配平作动筒有一个电子组件传递FAC的电控信号给转动输出轴。在人工模式下，电控信号是通过中央从总台的方向舵配平开关来控制的；在自动飞行模式下，是通过FMGC来控制的。不过在两种模式下电控信号都要通过FAC. 方向舵配平作动筒有两个直流电动马达，通过两个电子组件被两个FAC控制，但每次只能有一个被激活FAC1或FAC2，位置信号通过减速齿轮和力矩限制器输出给4个RVDT,反馈给FAC.

方向舵限制器

系统功用

防止方向舵摆动幅度过大。

工作过程

当飞机的速度小于160节时，方向舵限制器把方向舵限制在25度；当飞机的速度在160节到380节之间时，方向舵限制器根据特定的函数把方向舵限制在3.5度到25度之间；当飞机速度大于380节时，方向舵限制器把方向舵限制在3.8度。

速度刹车和地面扰流板

系统功用

有的称之为“减速板”、“阻流板”或“减升板”等，这些名称反映了它们的功能。分为飞行、地面扰流板两种，左右对称分布，地面扰流板只能在地面才可打开，实际上扰流板是铰接在机翼上表面的一些液压致动板，飞行员操纵时可以使这些板向上翻起，增加机翼的阻力，减少升力，阻碍气流的流动达到减速、控制飞机姿态的作用。在空中飞行时，扰流板可以降低飞行速度并降低高度。只有一侧的扰流板动作时，作用相当于副翼，主要是协助副翼等主操作舵面来有效控制飞机做横滚机动，在飞机着陆在地面滑跑过程中时，飞行、地面扰流板会尽可能地张开，以确保飞机迅速减速。

工作过程

速度刹车的功能是通过飞行员对速度刹车杆的控制来实现对2，3，4号扰流板的控制，从而达到减速的目的。

在人工模式下，只要速度刹车杆被拔起，1到5号地面扰流板就全部处于预位状态。但是不管在人工或者自动飞行模式下，俯仰指令、地面扰流板的伸出于收回都会避免节距因素。

缝翼和襟翼控制

系统功用

前缘缝翼的作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数。其中增大临界迎角的作用是主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。前缘缝翼没有专门的操纵装置，一般随襟翼的动作而随动，在飞机即将进入失速状态时，前缘缝翼的自动功能也会根据迎角的变化而自动开关。在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。

在速度一定的情况下，提高升力的办法主要有4种：一是改变机翼剖面形状，增加翼型弯度；二是增加机翼面积；三是尽可能保持层流流动；

四

是在环绕机翼的气流中，增加一股喷气气流。襟翼就是通过改变翼型弯度、增加机翼面积、保持层流流动而增加升力的。