电传操纵系统
电传操纵系统
“电传操纵系统”是英文"Fly by wire flight control system"(FBW)的中文意译，也被译为“线传操纵系统”。
它是一种先进的电子飞行控制系统。
1简介
从飞机发明直到现在，飞机的操纵系统仍然主要是机械式的操纵系统。
机械操纵系统在操纵装置（操纵杆、脚蹬）和飞机的舵机之间存在着一套相当复杂的机械联动装置和液压管路，飞行员操纵操纵杆和脚蹬，通过上述联动装置控制舵机位置，从而使飞机达到希望的姿态和航向。
早期的飞机只是直接人工机械操纵。
随着飞机的尺寸和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。
它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力，目前液压助力器仍在许多飞机上使用。
第二次世界大战后不久，出现了全助力操纵系统。
在这种系统中，操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。
使用全助力操纵的主要原因是在跨音速飞行时，作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。
这样，操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。
全助力操纵系统本身是不可逆的，因此不受跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去改变舵面状态，使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态，于是就借助一些力反馈装置来提供人工杆力，这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员提供适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。
随着飞机尺寸的继续增加和性能的进一步提高，增加稳定性帮助飞行员操纵变得十分迫切，于是从全助力操纵系统发展到增稳系统，如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统。
系统通过传感器反馈的飞机状态，在程序控制下自动控制舵机偏转，以保证飞机静稳定性。
这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是互相独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。
从增稳系统发展到电传操纵（FBW）系统只是很小的一步，通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现，“协和”超音速客机上就装有这种系统。
把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵（FFBW）系统。
在这里我们已经能够给电传操纵系统下一个定义了：电传操纵（Flying By Wire）系统是将飞行员的操纵信号，经过变换器变成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。
它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。
电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。
由飞机操纵系统的发展我们可以体会到，任何事物的发展都是由需要和可能这两个因素决定的，电传操纵系统的发展也是如此。
它是随着飞机（包括某些飞行器）的飞行控制技术的不断提高以及科学技术的发展而逐渐发展起来的。
电传操纵的重要性在于打破了飞机设计中需要保持静稳定性的布局，设计师们可以为战斗任务选择和优化最有效的布局，然后由储存在飞行控制计算机软件中的相应控制律增加人工稳定性。
现役战斗机中已经有多种飞机采用电传操纵系统，例如F-16、幻影2000、“狂风”战斗机、F-15、Su-27、F/A-18等等。
2资料1
尽管确实存在仅仅依靠电子线路将操纵信号传递到舵机上的所谓“直接电气传动系统”的电传飞行控制系统，但工业上普遍将电传操纵系统定义为“一种利用反馈控制原理，将飞行器的运动作为受控参数的电子飞行控制系统”。
由于没有机械结构，电传操纵系统的可靠性比起传统的机械式飞行控制系统要可靠很多。
同时因为加入了反馈控制，使飞行员的操纵压力大大减小。
一套典型的电传操纵系统是由传感器组（各种陀螺、加速度计等惯性测量器件和迎角传感器等大气测量器件）、输入设备、飞行控制计算机、舵机和电气传输线路组成。
电传操纵系统一般按照远见的电器特性分类。
采用了模拟传感器、模拟式计算机和输入输出设备的系统被称之为模拟式电传操纵系统；采用了数字式传感器、数字计算机和输入输出设备的被称之为全数字式电传操纵系统。
但事实上，纯数字式传感器至今也没有研制成功，因此实际上在使用的都是模拟式传感器，数字式计算机的半数字式电传操纵系统。
3资料2
一般电传操纵系统都采用余度备份系统。
主要的传感器和飞行控制计算机都要留有几组完全相同且同时工作的系统，通过专门的余度管理计算机进行最后的输出。
一般现代电传操纵系统都是4余度系统，也有少数3余度，或者采用解析余度的单余度系统。
除了主要系统之外，电传操纵系统还留有被大大简化的备份系统。
有些还留有机械备份。
电传操纵系统最早是为了解决飞行器的稳定性而开发。
在二十世纪60年代后，某些飞行器为了降低阻力而造成稳定性急剧下降。
还有某些飞行器在整个飞行包线内稳定性变化较大，这样导致飞行员控制压力加大，甚至根本无法控制飞机。
为此，设计机构将陀螺仪加入飞机的机械控制系统中，用来产生一个辅助的控制信号，通过一套机械机构将增稳信号叠加到飞行员输入的控制信号中。
在SR-71高速侦察机中，美国首次将模拟式计算机加入了作为辅助的陀螺增稳信号中。
这样的系统被称之为控制增稳系统。
随着70年代末电子技术的大发展，西方最早开始尝试直接将飞行员的操纵信号直接接入计算机，从而放弃了全部机械控制系统，构成了完全由电气设备组成的电传操纵系统。
4资料3
电传操纵系统的第一个用户是F-111，该机于1964年开始飞行，之后是“狂风”战斗机，F-8C，以及原西德的F-104G等短距起落运输机。
而通过使用电传操纵系统使飞行器性能得到巨大提高的典范则是Su-27。
Su-27因为在研制期间改用四余度模拟式电传操纵系统，从而摈弃了传统的飞机设计法则，通过使用静不稳定布局获得了性能的空前提高。
而民航机中则是从A320开始使用电传操纵系统。
中国的歼10也使用了4余度电传操控。
使其大大提高了先进程度。
[2]。
虚拟仪器在飞机电传操纵系统测试中的应用
第 １ 期 ２
电 子 测 试
Ｄｃ０ ｅ２０ ． ８
Ｎｏ １ ． ２
虚 拟仪 器 在 飞 机 电传 操 纵 系统 测试 中的应 用
周 伟 ，张春 熹
北京 １０ ８ ） ０ ０ ３
（ 北京航空航天大学仪器科学与光 电工程学院
摘
要： 近年来 ， 虚拟仪器在 自动测试 中的应用越来越广泛 ， 基于 ＶＸ 总线的虚拟仪器测试系统由于具有标准化 Ｉ
中 图 分类 号 ： Ｍ３ １ ２ Ｔ ０． 文 献标 识码 ： Ａ
Ｔｅ ｔｏ ｉｐｌｎｅｆｙ ｂ － ｒ ｙ ｔ ｍ ｓ ｄ ｏ ｖｒ ｕ ｌ ｓ ｆａ ｒ ａ ｌ — ｙ ｗｉｅｓ ｓｅ ｂａ ｅ ｎ ｉｔ ａ
ｉ ｔ ｕ ｅ ｅ ｈ ｌ ｇ ｎｓ ｒ ｍ ｎｔ ｔ ｃ ｎｏ ｏ ｙ
ｓｒ ｎ ｏ ｐ ｔｂｌ ｙａ ｄ ｅ ｃ ｌｅ ｔ ｅｉｂｌ ｙ， Ｏｉ ｄ ｖ ｌ ｐ ａ ｉｌ ．Ｔｈ ｓｐ ｐ ｒｄ ｓ ｒｂ ｓａｋｎ ｔｏ ｇ ｃ ｍ ａ ｉｉ ｔ ｎ ｘ ｅｌｎ ｌ ｉ ｔ Ｓ ｔ ｅ ｅｏ ｓｒｐ ｄｙ ｉ ｒ ａ ｉ ｉ ａ ｅ ｅ ｃ ｉｅ ｉ ｄ
现实 ， 虚拟仪器作为传统仪器的革新产 品， 日渐 已
普及 。
随着科学技术的发展 ， 传统 的测试系统 已经满 足不了科技进步的要求 ， 现代测试系统不仅要单独 测量某个 物理量 ， 还希望实现被测信息 的共享 号 的采集与控 制、 数据分析与处理、 数据结果 的输 出和显示 ， 如图
ｏ ｅ ｔｓ ｓｅ ｂ ｓ ｄ ｏ ｉｔ ａ ｎ ｔ ｕ ｎ ，ｉ ｃ ｎ ｂ ｓ ｄ ｉ ｈ ｅ ｔｏ ｉｐａ ｅｆｙ ｂ － ｒ ｆａｔ ｓ ｙ ｔｍ ａ ｅ ｎ ｖｒｕ ｌ ｓｒ ｍｅ ｔ ｔ ａ ｅ ｕ ｅ ｎ ｔ ｅｔ ｓ ｆａｒ ｌｎ ｌ－ ｙ ｗｉｅ ｉ ｓ ｓｅ ｙ ｔｍ． Ｔｈｓａ ｔｃｅｉ ｔｏ ｕ ｅ ｙ ｔｍ ｔｕ ｔ ｒ ，ｈ ｒ ｗａ ｅｃ ｎ ｉ ｕ ａ ｉｎ ａ ｄ ｓ ｆｗａ ｅｄ ｓｇ ． ｉ ｒｉｌ ｎ ｒ ｄ ｃ ｓｓ ｓｅ ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ ａ ｄ ｒ ｏ ｆ ｒ ｔｏ ｎ ｏ ｔ ｒ ｅ ｉｎ ｇ Ｔｏ ｍａ ｅｄ ｖｃ ｓｕ ｄ ｒｔ ｓ ａｅ ｈ ａ ｅ ｓ ｅ ｉｌｙ ｄｓ ｕ ｓ ｓ ｔ ｅ ｄ ｓｇ ｆｓ ｓ ｅ ｓ ｃ ｒｔ ． ｋ ｅ ｉｅ ｎ ｅ ｅ ｔｓ ｆ ，ｔ ｅ ｐ ｐ ｒｅ ｐ ｃａｌ ｉｃ ｓ ｅ ｈ ｅ ｉｎ ｏ ｙ ｔｍ ｅ ｕ ｉｙ Ｔｈ ｓｔｓ ｙ ｔｍ ａ ｈ ｄ ａ ｔ ｇ ｆｇ ｏ ｒ ｃｓｏ ｎ ｉ ｈ ｓ ｅ ｄ ｉ ｐ ｌ ａ ｉｎ ｉ ｅ ｔｓ ｓｅ ｈ ｓｔ ｅａ ｖ ｎ ａ ｅｏ ｏ ｄ ｐ ｅ ｉｉｎ ａ ｄ ｈｇ ｐ ｅ ｎ ａ ｐ ｉ ｔ ． ｃ ｏ
飞控考试题型
一、飞行控制系统组成及主要系统的作用。
飞行控制系统组成：自动驾驶仪A/P、飞行指引仪FD、安定面配平（STAB/T）、偏航阻尼系统（Y/D）飞行指引仪的作用：1、在自动驾驶仪衔接前，指引仪将飞机实际飞行路线与目标路线比较，计算出进入目标路线所需要的操纵量，为驾驶员提供目视飞行指引指令2、在自动驾驶仪衔接后，监控自动驾驶仪的工作状态。
即（1）提供目视操作指令；（2）监控自动驾驶仪。
偏航阻尼系统作用：（1）阻尼飞机“荷兰滚”运动；（2）协调转弯。
安定面配平（STAB/T）的作用：（1）产生附加力矩，以保持纵向力矩的平衡。
卸掉由于升降舵偏转产生的铰链力矩（间接），使升降舵回到相对零位，驾驶杆力也为零。
（2）解决自动驾驶仪的衔接与断开过程中引起飞机的剧烈运动。
分为M/T、SPD/T、AP/T、人工电气配平、备用电气配平。
AP/T：驾驶仪接通后，保持姿态的稳定。
自动配平系统是在自动驾驶衔接后工作。
SPD/T：（适用于起飞、复飞阶段）：提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定。
在飞机起飞和复飞过程中减小因速度变化引起的不稳定，是根据计算空速的变化对安定面进行配平。
在起飞、复飞阶段，速度配平系统提供在低速大推力条件下的速度稳定。
即当空速增加时使飞机抬头配平，当空速减小时使飞机低头配平。
速度配平是在飞机起飞20秒后，并且人工配平和自动配平都没有衔接的情况下开始衔接。
一旦人工配平或自动配平衔接则速度配平就脱开。
M/T（范围一般在，高速巡航阶段）：当马赫数接近临界值时，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，此时，自动控制升降舵（或安定面）的偏转来进行补偿，使飞机不再出现速度不稳定的现象，飞机的操纵也符合正常规律。
作用是提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定性，防止“反操纵”。
马赫配平系统是为了防止飞机马赫数增加时产生的俯冲。
人工电气配平：由飞行员操纵配平电门输入配平指令给配平计算机。
备用电气配平：当人工电气配平失效时应急使用偏航阻尼系统：主要功用是由偏航阻尼器通过计算，输出方向舵偏转信号来控制方向舵的偏转来抑制荷兰滚，稳定飞机的航向，并对飞机的转弯起协调作用。
飞机结构与系统(上篇)m11精华版
第1章飞机结构1.1飞机结构的基本概念1.飞机结构基本元件及结构件1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。
①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。
②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。
③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。
2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。
3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目2.飞机结构适航项要求飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。
1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。
CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。
2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。
CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。
在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。
3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。
如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。
4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。
CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。
规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。
3.飞机结构疲劳设计为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。
1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。
2）损伤容限设计①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。
ATA_27_操纵系统
ATA27 操纵系统飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。
A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。
所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、主操纵系统组成a)计算机（图27-2）用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。
b)其他接口（图27-3、27-4）ELAC 及SEC 并不是直接向EIS 提供数据用于显示，他们是通过FCDC 向EIS 提供数据，而FAC 则直接向EIS 提供数据去显示。
c) 系统控制及ECAM 页面显示图27-5液力系统图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。
侧操纵杆向ELAC发送指令。
图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。
若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。
在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。
FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
系统在ECAM 系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）d)系统部件安装位置侧操纵杆图27-12；两个侧操纵杆具有相同的操作优先权，舵面偏转动作为两个机组人员指令的代数和。
A320机型介绍ATA27
ATA27 操纵系统飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。
A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。
所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、主操纵系统组成a)计算机（图27-2）用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。
b)其他接口（图27-3、27-4）ELAC及SEC并不是直接向EIS提供数据用于显示，他们是通过FCDC向EIS提供数据，而FAC则直接向EIS提供数据去显示。
c)系统控制及ECAM页面显示图27-5液力系统图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。
侧操纵杆向ELAC发送指令。
图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。
若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。
在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。
FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
系统在ECAM系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）d)系统部件安装位置侧操纵杆图27-12；两个侧操纵杆具有相同的操作优先权，舵面偏转动作为两个机组人员指令的代数和。
飞机构造基础第5章飞机飞行操纵系统
双套机械传动线路 内、外侧飞行扰流板分别由两套液压系统供压；
驾驶盘转动超过一定角度后，飞行扰流板随副
翼成比例运动；
液压失效时可利用机械传动对副翼进行 操纵；
副翼或扰流板机械传动线路卡阻时可加力转 动驾驶盘旁通故障线路；
感觉定中机构和与副翼配平
作用
– Feel：转动驾驶盘，产生感觉力； – Centering ：松开驾驶盘，系统定中； – Trimming ：配平操纵期间，系统重新定中，维 持飞机的起动力平衡; – Aileron trim indicator
横滚操纵的特点
使用两个独立的液压助力器驱动副翼； 驾驶盘转动超过一定角度后，飞行扰流板随副翼成比 例运动； 内、外侧飞行扰流板分别由两套液压系统供压； 液压失效时可利用机械传动对副翼进行操纵；副翼或 扰流板机械传动线路卡阻时可加力转动驾驶盘旁通故障 线路； 副翼配平电门通过配平电机使副翼重新定中立位，从 而消除感力； 大型客机常采用混合副翼： 内副翼：全速副翼 外副翼：低速副翼
自动驾驶仪； 发动机油门自动控制
结构振动模态抑制系统
。
（2）根据信号传递方式
机械操纵系统
钢索、传动杆等机械部件传递 电缆传递
电传操纵系统
（3）根据驱动舵面运动方式
简单机械操纵系统(无助力) 助力操纵系统
液压助力（有回力/无回力） 电驱动
（4）根据舵面的类型
主操纵系统
副翼 升降舵 方向舵 襟翼、缝翼 扰流板 安定面 横滚操纵 俯仰操纵 偏航操纵 增升装置操纵 扰流板操纵 配平操纵
辅助操纵系统
B737 副翼及其调整片
A320 扰流板
5. 对飞行操纵系统的要求
• 一般要求：
现代飞机系统考点
过载的概念：在机体坐标系中，为了表示飞机受外载荷的严重程度，将过载(或称载荷系数)的概念定义为，作用于飞机某方向的除重力之外的其他外载荷与飞机重力的比值，一般称为该方向的飞机重心过载。
机翼构件的构造翼梁在各种形式的机翼结构中，翼梁的主要功用都是承受机翼的部分或全部弯矩和剪力。
按结构形式分类，主要有三种形式的翼梁：腹板式、整体式和桁架式翼梁。
衔条衔条的主要功用：支持蒙皮，防止它在承受局部空气动力时产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把局部空气动力传给翼肋。
翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。
按照结构形式可将翼肋分为腹板式翼肋、架式翼肋、整体式翼肋三种。
普通翼肋的功用构成并保持规定的翼型；把蒙皮和条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，把局部空气动力形成的扭矩通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、条、翼梁腹板，提高它们的稳定性等。
加强翼肋功用除了具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷；在开口边缘处的加强翼肋则要把扭矩集中起来传给翼梁。
机翼的前、后缘操纵面机翼的前、后缘安装有增升装置、扰流板和副翼等操纵面。
增升装置的功能是为了提高飞机在低速大迎角状态的气动性能，提高飞机的最大升力系数，减小大迎角下的失速速度，在飞机起飞和着陆阶段保证飞行安全，缩短滑跑距离。
定位编码系统和机体区域划分站位飞机定位编码系统用于定位机身上或某些部件上的部、附件或零、构件位置。
机身站位用于飞机纵轴方向定位；机翼站位用于沿机翼展向的定位；纵剖线站位用于沿飞机纵向对称面的左、右方向定位。
水线站位用于上、下方向的定位。
纵剖线站位用距离机身对称面的英寸数进行编码，向左或向右的距离均定义为正数。
襟翼站位从垂直于机翼后梁的襟翼内侧面起，向外侧面以英寸为单位测量距离，规定某些距离值为襟翼站位号。
副翼站位从垂直于机翼后梁的内侧面起，向外侧面以英寸为单位测量距离，规定某些距离值为副翼站位号。
ATA100区域使用三位数字代码表示，每个数字代表一个区域类型：第一位数字表示主区编号、第二位数字表示分区编号，第三位数字表示区域编号。
飞行操纵系统概述空客A320系列
现在，我们看飞行控制计算机。
飞行操纵
系统概述
20/42
Flight control computers
ELAC 1 ELAC 2
SEC 1 SEC 2 SEC 3
FAC 1 FAC 2
飞行操纵面的移动由下列计算机控制：
两个升降舵和副翼计算机（ELAC）， 三个扰流板和升降舵计算机（SEC）， 两个飞行增稳计算机（FAC）。
系统概述
31/42
一个减速板手柄位于中央操纵台 的左侧。
飞行操纵
系统概述
32/42
另外，在顶板上，有两个控制飞行控制 计算机的面板。
现在，我们介绍增升设备。
飞行操纵
系统概述
33/42
飞行操纵
在每一机翼前缘有五块缝翼。
系统概述
34/42
并且每一机翼后缘有两块襟 翼。
飞行操纵
系统概述
35/42
SFCC 1 SFCC 2
FCDC 1 FCDC 2
SEC 1 SEC 2 SEC 3
飞行操纵
但是，FAC的数据将直接送给EIS。
FAC 1 FAC 2
系统概述
23/42
ELAC 1 ELAC 2
SEC 1
SEC 2
SEC 3
ELAC和SEC的状态在ECAM飞行操纵页面上有指示 。其它计算机则没有显示。
这些指示将在不正常操作章节中详细讲述。 现在，我们来看一下液压部分。
俯仰配平
左安定面
方向舵
右安定面
飞行操纵系统包括： 副翼， 用于俯仰配平的一个可配平式水平安定面（THS）， 一个方向舵， 地面扰流板/减速板。
电传飞控驾驶杆操纵系统能动力学仿真分析
参 考文献 ：
［ ］ 乃 宾 ， 怡 宁 ．复 合 材 料 飞 机 结 构 设 计 『 ］ １杨 章 Ｍ ．北 京 ： 航 空 Ｔ 业 出 版社 ． ０２： ４ — ４ ． ２０ １４ １５ 『］ ２ 张讯 ．国外 民用 客 机 外 翼 、 央 翼 对 接 结 构 综 述 与 分 析 中 ｆ ．民用 飞 机 设 计 与 研 究 ， ０ ９ ３ ： — ． ¨ ２０（ ） １ ３
［］ ８ 杜凯 ， 矫桂琼 ，王翔 ． 离散源 损伤 复合材料 加筋板 的 含
拉 伸 特 ） ８ —１６ ２０ ， ５ ４ ：１２ ８．
（ 上接 第 ２ ８页 ）
如 图 ９所示 。可 以看 出 ， 驶 杆 操 纵 系 统 的 传 动 比 驾 呈非 线性 ， 且最 大传 动 比位 于驾驶 杆 中立位 。
—
图 ８ 驾驶 杆 位 移 和 飞 行 员 操 纵 力 闭 环 曲线
在杆 操纵 系统 中 ， 由于 传感 器 系 统 内部 为齿 轮
传动， 可认 为从 输 入轴 到 感 觉力 弹簧 之 间 的传 动 比
是 线性 的 ， 即传感 器摇 臂 的角 位移 输 入 和力 矩 输 出
之 问 的关系是 线 性 的 。因 此 ， 只需 要 对 驾驶 杆 到 传 感 器输入 轴之 间的传动 比进行 仿真 和分 析 。
ａ． Ｔ ｅ ａ ａｙ ｉ ｏ ｋｎ— ｔ — ｔ ｆ ｎ ｒ ｄ ｂ ｎ ｉ ｇ ｉ ｏ ｏ ｉ １ ｈ ｎ ｌｓｓ ｆ ｓ ｉ —ｏ—ｓｉ ｅ ｅ ｅ ｏ ｄ ｎ ｎ ｃ ｍｐ ｓｔ ｆ ｅ
ａｒｓａｅｓｕ ｔ ｅ Ｊ ．Ｃ ｍ ｏｉ ｔ ｃ ｒｓ ２０ ， ７ ４ ５ ｅ ｐｃ ｔ ｃ ｒｓ［ ］ ｏ ｐｓｅＳ ｕｔ ｅ ， ０ ２ ５ ：２ ｏ ｒ ｕ ｔ ｒ ｕ
操纵系统【民用飞行器维修人员考试精华资料】
无回力操纵系统，舵面与驾驶杆输入相应位置：选项：A配油活塞中立/B配油活塞与驾驶杆同向偏同样的角度/C配油活塞与舵面同向偏同样的角度/D配油活塞与驾驶杆反向偏同样的角度升降舵输入信号：自动驾驶仪、马赫配平和水平安定面配平。
感觉变换机构：当飞机接近失速时，模拟失速感觉力。
水平安定面0单位：飞机低头配平极限位。
83 电传操作的缺点：易受雷击和电磁干扰84 目前世界各个国家以1乘以10的负7次方故障率作为可靠性指标。
85.正副驾驶盘不是固定连接的原因？（防止一个卡阻是两个都不能动）86 前缘装置的位置根据后缘襟翼的位置收上和放下的。
87 实现横向操作的机构：副翼和扰流板。
88 当驾驶员左转动驾驶盘时，副翼和扰流板如何动？（左副翼和左扰流板向上，右副翼向下）89 安定面操纵使用：电动机90 失速警告系统里空地信号的作用？（飞机的失速迎角与飞机姿态、气动外形的变化有关）45.两根钢索构成回路，保证舵面能在两个相反的方向偏转p22346. 电传操纵系统的优点：P23247. 主操纵系统：副翼、升降舵和方向舵48. 驾驶员蹬方向舵脚蹬，方向舵和飞机的运动方向50. 前缘襟翼：作为后缘襟翼的随动装置，随后缘装置工作而动51. 扰流板控制：驾驶杆和减速板手柄53. 推杆器：用于自动恢复操作。
在飞机接近失速时自动推杆，飞机机头自动下俯，防止失速140 测量舵面位移的工具有量角器、校装夹具、外型模板和直尺，问那两种是专用工具？（校装夹具和外形模板是专用工具）p26037 保证电传系统的可靠性靠什么P231余度技术39 无回力的助力操作系统的概念P23440 马赫配平的作用P24743 襟翼位置指示如果看到两个指针说明什么P250襟翼不对称44 飞行扰流板的作用P252配合副翼操纵、飞机减速45 安定面配平绿区的概念P25246 起飞警告的触发条件P253转弯操作：左踩，方向舵左偏，飞机左转电动助力器，当松开电门，电门自动回到关断位，电动机停止工作。