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民用飞机电传飞控系统浅析摘要：电传飞行控制系统是从上世纪80年代开始在民用飞机上逐步推广使用的飞行控制系统，它取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统，重量更轻，安全性更高。
阐述了电传飞控系统的优点及以B777与A380飞机飞控系统为代表的两种典型的电传飞控系统的架构，并简单地分析和对比了两种飞控系统的计算机系统架构。
希望为大型客机电传飞行控制系统的自主设计和研制提供参考与借鉴。
关键词：余度；可靠性；安全性；架构0 引言电传飞行控制系统(fly—by—wire control system)是取代机械操纵系统的电飞行控制系统。
它实质上是一种全权限的控制增稳系统。
驾驶员通过操纵装置(驾驶盘、驾驶杆或侧杆、脚蹬)发出控制指令，由指令传感器将驾驶员的机械指令转换成电信指令，并由电缆传输到飞控计算机，通过作动器驱动舵面偏转，控制飞机飞行。
电传飞行控制系统主要由指令装置、传感器、飞控计算机和作动器等组成。
一般电传操纵系统都采用余度备份系统。
余度设计是为完成规定功能而设置的重复架构、备件等，以备局部发生失效时，整机或系统仍然不至于发生丧失规定功能的设计。
1 电传飞控系统相对机械操纵系统的优势1.1 电传飞控系统带来的收益1.1.1减轻重量一架电传飞控的飞机可能比常规控制的飞机设计得轻，这一部分是因为系统部件的总重量更低的原因，另一部分是因为可以放宽飞机的固有气动稳定性，这意味着作为飞机结构的一部分起稳定性作用的活动面可以被做得更小。
这包括一般位于飞机尾部的水平安定面与垂直安定面。
如果可以减小这些结构的大小，也就可以减轻飞机的重量。
1.1.2可靠性由于使用导线代替了机械传动的传动杆、钢索等，使得系统的结构重量减轻、体积减少、节约了空间、容易安装、维护方便，设计飞机时布局也更加灵活，提高了飞行操纵系统的可靠性和生存性。
1.1.3维护性其次是消除了机械操纵系统的摩擦、滞后等现象，使飞机操纵性得到改善，并且杜绝了机械操纵系统易受弯曲、热膨胀等飞机结构变形的影响。
简述飞控系统的部件组成飞控系统是指飞机上的一套系统，用于控制和管理飞机的飞行状态和操作。
飞控系统由多个部件组成，每个部件都有不同的功能和作用。
1. 飞行管理计算机（FMC）：飞行管理计算机是飞控系统的核心部件，负责控制飞机的航向、高度、速度等飞行参数。
它通过计算和控制飞机的推力、升降舵、副翼等控制面，来维持飞机在特定的航线上飞行。
2. 飞行控制计算机（FCC）：飞行控制计算机是飞控系统的另一个重要部件，负责控制飞机的姿态和稳定性。
它通过控制飞机的副翼、升降舵、方向舵等控制面，来调整飞机的姿态和保持飞机的稳定飞行。
3. 自动驾驶仪（AP）：自动驾驶仪是飞控系统中的一个重要组成部分，可以根据预设的航线和飞行参数自动驾驶飞机。
它可以控制飞机的航向、高度和速度，实现飞机的自动导航和自动操控。
4. 数据链路系统（DLS）：数据链路系统是飞控系统中的通信部件，通过无线电通信与地面站和其他飞机进行数据传输和交流。
它可以传输飞行计划、气象信息、导航数据等重要信息，提供飞行控制和管理的支持。
5. 传感器系统：传感器系统是飞控系统中的关键部件，用于感知和获取飞机的各种参数和状态。
常见的传感器包括惯性导航系统（INS）、GPS导航系统、空速计、高度计、姿态传感器等。
这些传感器可以实时监测飞机的位置、速度、姿态等信息，为飞行控制提供准确的数据支持。
6. 执行机构：执行机构是飞控系统中的执行部件，负责根据飞行控制计算机的指令来控制飞机的各种运动。
常见的执行机构包括发动机、舵面（副翼、升降舵、方向舵）和襟翼等。
这些执行机构可以根据飞行控制计算机的指令，调整飞机的推力、航向、姿态等参数。
7. 监控和故障诊断系统（CMS）：监控和故障诊断系统是飞控系统中的重要组成部分，用于监测飞机的各个系统和部件的工作状态，并及时报告和处理故障信息。
它可以实时监测飞机的各种传感器和执行机构，检测和诊断飞机的故障，提供故障诊断和维修指导。
总结起来，飞控系统的部件包括飞行管理计算机、飞行控制计算机、自动驾驶仪、数据链路系统、传感器系统、执行机构和监控和故障诊断系统。
民用飞机电传操纵系统设计浅析作者：张大伟来源：《科技创新导报》2011年第30期摘要:电传操纵系统是从上世纪80年代开始在民用飞机上逐步推广使用的飞行操纵系统,它取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统,重量更轻,安全性更高。
阐述了电传操纵系统的优缺点,并对飞行操纵系统设计的关键问题进行分析,给出了电传操纵系统的控制律设计和余度设计的基本要求。
希望为民用飞机电传操纵系统的设计和研发提供参考与借鉴。
关键词:民用飞机电传操纵系统中图分类号:V249.1 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2011)10(c)-0056-02飞机操纵系统是驾驶员用来操纵飞机上各操纵面实现飞机姿态、航迹控制的系统。
早期,飞机的主操纵系统只是简单的机械操纵系统。
驾驶员移动驾驶杆或脚蹬,通过由连杆、摇臂、滑轮和钢索等组成的机械传动机构操纵舵面。
随着飞机尺寸和重量的增加,飞行速度的提高,使得飞机舵面上产生了较大的铰链力矩,驾驶员难以用简单的机械操纵系统操纵飞机。
为了克服舵面铰链力矩,20世纪40年代末开始出现了液压助力器,实现了飞机的助力操纵[1]。
然而,到了20世纪60年代,飞机性能要求越来越高,以机械操纵为主体的控制增稳系统已无法满足要求,并且由于机械系统中存在着摩擦、间隙和弹性变形,精微操纵信号传递问题始终难以解决。
飞机设计者们便提出了一种全新的设计方案——电传操纵系统。
1 电传操纵系统简介电传操纵系统是取代机械操纵系统的电飞行控制系统。
它实质上是一种全权限的控制增稳系统。
电传操纵系统是将驾驶员发出的操纵指令转换成电信号,并与飞机运动传感器反馈回来的信号综合,经过计算机处理,把计算结果通过电缆传输到自主式舵机的一种飞行控制系统[2]。
电传操纵系统是完全取代机械操纵系统对飞机实施全时间、全权限操纵的控制增稳系统。
电传操纵系统主要由指令装置、传感器、飞控计算机和作动器等组成,并且一般电传操纵系统都采用余度备份系统,即为完成规定功能而设置的重复架构、备件等[3]。
空中飞行器的飞行控制和稳定性控制系统空中飞行器的飞行控制和稳定性控制系统在现代航空技术中扮演着重要角色。
这些系统负责控制和维持飞行器的平稳飞行以及各种机动动作。
本文将就飞行控制系统和稳定性控制系统的工作原理和应用进行探讨。
一、飞行控制系统飞行控制系统是指控制飞行器姿态和自稳定的系统。
它通过感知和分析飞行器的状态，依靠飞行控制计算机来决定控制器输出的指令，从而实现对姿态和自稳定的控制。
1. 系统组成飞行控制系统主要由以下几个组成部分构成：传感器：包括陀螺仪、加速度计、气压计等，用于感知飞行器的姿态、速度、高度等参数。
飞行控制计算机：负责算法的计算和控制指令的生成。
控制器：根据控制指令调整飞行器的推力、翼面、襟翼等控制面。
执行器：执行控制指令，通过调整控制面的位置和姿态来控制飞行器的姿态和飞行状态。
2. 工作原理飞行控制系统的工作原理可以简单描述为以下几个步骤：传感器感知飞行器的姿态、速度、高度等参数。
飞行控制计算机根据传感器数据分析并决策。
控制器根据飞行控制计算机生成的控制指令调整飞行器的控制面位置和姿态。
执行器执行控制指令，改变飞行器的状态和姿态。
3. 应用飞行控制系统广泛应用于各类飞行器中，包括商用客机、军用战斗机、直升机、无人机等。
它们通过飞行控制系统实现飞行器的平稳飞行、自动驾驶和飞行特性优化等功能。
在紧急情况下，如飞行器出现故障或遭遇恶劣天气，飞行控制系统也能帮助飞行员稳定飞行器，确保飞行安全。
二、稳定性控制系统稳定性控制系统是飞行器中重要的控制系统之一，它能够使飞行器保持在稳定的状态，抵抗外界扰动并保持飞行安全。
1. 系统组成稳定性控制系统主要由以下几个组成部分构成：纵向稳定性控制：包括俯仰稳定和纵向运动稳定。
横向稳定性控制：包括滚转稳定和侧滑稳定。
自动驾驶系统：可根据预设的稳定性要求自动控制飞行器的稳定状态。
姿态控制系统：根据飞行器的姿态信息，调整控制面的位置和姿态。
2. 工作原理稳定性控制系统的工作原理依赖于飞行控制系统提供的姿态信息。
航空科学技术Aeronautical Science &TechnologyMar.252021Vol.32No.0321-28基于适航安全的民用飞机电传飞控系统架构设计考虑李天为*，石鹏飞，刘宏明航空工业西安飞行自动控制研究所，陕西西安710065摘要：在民用飞机电传飞控系统架构设计中，安全性需求占据着至关重要的地位。
本文介绍了民用飞机适航规范和行业准则，梳理了系统架构设计要求，从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面，对适航安全性在飞控系统架构设计中的具体体现进行了研究，并以滚转轴（纵轴）基本控制功能为例，提出了满足适航安全要求的设计考虑，为民用飞机电传飞控系统架构设计提供参考。
关键词：民用飞机；电传飞控系统；适航；安全性；架构设计中图分类号：V249.1文献标识码：ADOI ：10.19452/j.issn1007-5453.2021.03.004民用飞机从需求设计到试飞取证再到最终进入市场，安全性是贯穿整个过程的重要需求，电传飞控系统作为执行飞行的主要控制设备，是决定飞机安全性的核心系统之一，其主要功能的失效或异常均会导致灾难性的事故。
适航规范则针对安全性在飞机和机载设备的开发、制造、使用等方面提出了更多需求，对于系统研制中不同阶段也提出了安全性方面的要求，包括需求捕获、方案设计、分析与验证工作，这些阶段之间紧密衔接，为飞机安全提供保障。
因此，如何将适航要求体现在飞控系统架构设计中，针对安全性需求的原则，在架构权衡中提出相应的解决方案，成为现代民机飞控系统设计与研制面对的首要问题。
本文介绍了民用飞机电传飞控系统架构设计中需要考虑的适航规范要求，并从设计前的需求论证、设计中的权衡以及设计后的评估验证三个方面进行阐述，通过滚转轴副翼控制功能为例，给出了满足适航安全要求的设计考虑。
1民用飞机适航规范安全性要求1.1民用飞机适航标准中国民用航空规章第25部（CCAR 25）是我国对于大型运输类固定翼飞机进行适航审核的标准，在1985年首次颁布以来，先后经过4次修订，目前广泛使用的是CCAR 25-R4[1]版本，由中国民用航空局制定而成。
【⼲货】A320飞⾏操纵系统源⾃@3系飞⾏员（ID：Pilot_dictionary）摘要A320是第⼀个使⽤电传操纵系统的民⽤机型。
随后A330/A340飞⾏操纵都是在A320基础上做了改进，⽬前A380和A350使⽤的技术更先进，安全性更⾼。
作为空客机型飞⾏员，需要充分了解和掌握电传飞⾏操纵系统的基本原理。
飞⾏操纵舵⾯介绍飞机操纵⾯都是：‐电控的‐液压作动的⽔平安定⾯和⽅向舵可机械操纵。
侧杆⽤于控制飞机的俯仰及横滚(和偏航，间接通过转弯协调)。
计算机分析飞⾏员的输⼊，按需移动飞⾏操纵⾯，以完成飞⾏员要求的指令。
然⽽，在正常法则下，不论飞⾏员输⼊什么信息，计算机都将防⽌过度的机动飞⾏和超过俯仰和横滚轴安全包线的飞⾏。
但是，⽅向舵和传统飞机上的⼀样，不具备这种保护。
飞⾏操纵计算机介绍7个飞⾏操纵计算机根据正常、备⽤或直接法则处理飞⾏员和⾃动驾驶的输⼊，计算机有：2个 ELACs(升降舵副翼计算机)提供: 正常升降及安定⾯控制副翼的操纵。
3 个SECs(扰流板升降舵计算机)提供: 扰流板的操纵。
备⽤升降舵和安定⾯控制。
2 个FACs(飞⾏增稳计算机)提供: ⽅向舵电动控制。
另外的2个FCDC（飞⾏操纵数据集中器）从 ELAC (升降舵副翼计算机)和 SEC (扰流板升降舵计算机)获得数据并将数据送⾄ EIS (电⼦仪表系统)和 CFDS (中央故障显⽰系统)。
*飞⾏操纵系统控制逻辑A320飞机所有操纵⾯都需要液压驱动控制（G/B/Y）。
并且每个飞⾏操纵计算机和液压作动筒之间有着默认的对应关系。
【表1】扰流板控制逻辑每块扰流板都由⼀个伺服传动装置来定位。
每个伺服传动接收分别来⾃于G、 B或Y液压系统的动⼒，由SEC1、2 或3 来控制。
当相应的计算机出现故障或失去电控时，扰流板⾃动收⾄0位。
在液压供给失效的情况下，扰流板保持在失效时的偏转位置，或如果在空⽓动⼒的推动下，保持在较⼩的位置。
当⼀个机翼上的扰流⾯失效时，另⼀个机翼上相对称的扰流板被抑制。
民机电传飞行控制系统体系结构研究王 永中国一航618所 陕西西安摘要本文研究了先进民用飞机电传飞行控制系统的体系结构，分析了A320/A340 、Boeing 777、A380的电传飞行控制系统的布局、余度结构、控制策略。
在分析国外民机电传飞控系统的基础上本文还针对我国“大型飞机”给出了电传飞控系统方案。
关键词电传、飞行控制、余度、飞控计算机、舵机1 引 言电传飞行控制系统是民用飞机发展的重要里程碑，它可减轻飞行员工作负担、提高乘座舒适性、优化飞机设计。
空客和波音都以电传飞行控制系统来改善飞机效能及增强市场商业竞争能力，取得了巨大成功。
随着我国经济的发展,民用航空工业将成为21世纪的一个新经济增长点。
国务院总理温家宝在十届全国人大四次会议上宣布，中国将在“十一五”期间适时启动大型飞机研制项目。
为适应日益增长的国内外市场对民用飞机的需求，应当不失时机地大力发展民用飞机电传控制技术的研究。
2 A320飞机电传飞控系统分析2.1 概述A320是第一架采用电传飞控系统的民航客机。
她是根据协和飞机模拟电传20多年的使用经验及A300、A310数字控制器（用于扰流片）使用经验的基础上设计成功的。
2.2 A320飞机飞控体系结构A320的电传飞行控制系统的计算机采用了7ⅹ2的结构，主要操纵面布局2台舵机，主备工作，保证因飞控系统故障而引起飞机失事的概率小于10-9/飞行小时，方向舵和水平安定面的机械操纵提供了安全操纵飞机着陆的能力。
整个飞控系统采用非相似余度设计并利用了控制面的气动冗余。
七个计算机完成电传操纵：2个升降舵副翼计算机（ELAC），控制副翼和升降舵舵机，控制THS 的两个电动马达；3个扰流片和升降舵计算机（SEC），控制着所有扰流片舵机，控制着第三个水平安定面（THS）的马达，SEC也作为ELAC计算机的备份；2个飞行增强计算机（FAC），提供了航向阻尼功能，完成自动配平极限值监控功能；它们均可在自己的权限内，通过相关操纵面去控制飞机运动。
除此之外，配平操纵盘通过机械操纵控制水平安定面（THS），脚蹬通过机械链控制方向舵，提供了在全部电气系统发生故障时能安全操纵飞机着陆的能力，机械控制优先级高于电控优先级。
所有的操纵面均为液压驱动。
其电传飞行控制系统结构如图1所示。
1图1 A320飞机电传飞行控制系统结构2.3 飞机三轴操纵2.3.1 俯仰轴正常情况下ELAC2控制着升降舵和THS。
ELAC1作为备份,当ELAC2故障时,ELC1自动接替工作，两个ELAC都故障时，SEC1或SEC2接替工作，配平操纵盘通过机械操纵控制着水平安定面（THS），其优先级高于电控优先级，其控制系统结构如图2所示。
图2 A320飞机电传飞行控制系统纵向控制结构2.3.2 滚转轴ELAC1控制着副翼，ELAC2作为备份，运行正常控制律，SEC接受ELAC的命令发送给扰流片完成相应的功能，FAC完成协调转换，ELAC都故障，SEC运行直接控制律且航向阻尼功能消失，其控制系统结构如图3所示。
图3 A320飞机电传飞行控制系统横滚控制结构2.3.3 航向轴方向舵操纵；脚蹬为机械操纵；飞行中，偏航阻尼和协调转弯及配平是电子控制。
航向阻尼协调转弯方向舵配平由ELAC计算发给FAC，FAC1优先于FAC2，FAC2处于热备份，其控制系统结构如图4所示。
图4 A320飞机电传飞行控制系统航向控制结构3A340飞机电传飞控系统分析3.1 概述A340飞机的电传飞行控制系统是在A320飞控系统的基础上进行了进一步的综合，采用了5ⅹ2的计算机结构，舵机仍采用主备工作方式。
3.2 体系结构5台计算机完成电传操纵，分别为3台主飞控计算机FCPC（Flight Control Primary Computer）控制所有的操作面，2台备分飞控计算机FCSC（Flight Control Secondary Computer）控制部分操作面。
A340已取消了专用的FAC，在俯仰及航向仍保留机械操纵。
系统的结构如图5所示图5 A340飞机电传飞行控制系统结构每个飞控计算机包含两个支路：指令支路和监控支路，两支路的功能不同，指令支路运行分配给该计算机的任务，监控支路确保指令支路的正确性，当计算机的两个支路的输出不一致时，该计算机被切除，剩下的计算机按照预先规定的优先级顺序投入运行。
飞控计算机采用了非相似的硬件和软件：主计算机和从计算机使用非相似的处理器；指令支路和监控支路使用不同的编程语言。
主计算机使用Intel 80386微处理器，其指令支路的软件用汇编语言编写，监控支路使用的编程语言为PL/M。
从计算机使用Intel 80186微处理器，其指令支路的软件用汇编语言编写，监控支路使用的编程语言为Pascal。
飞机的三轴操纵由主、备计算机控制，正常时由P1，P3，S1协同工作完成飞机的操纵。
P1提供升降舵、内侧副翼、水平安定面。
P3提供外侧副翼的控制功能。
S1提供配平及方向舵的控制功能。
当P1出现故障时，其升降舵、内侧副翼、水平安定面的控制功能由P2接替，如果P2再出现故障，由S1接替工作，航向阻尼的功能由P3接替。
P3出现故障由S1接替，S1出现故障时由S2接替。
其操纵面布局及控制权限变更顺序如图6所示图6 A340飞机操纵面布局及控制权限变更顺序3.3飞机三轴操纵3.3.1 俯仰轴飞行员指令通过侧杆送给主飞行控制计算机FCPC和FCSC。
飞行导引和包线计算机FMGEC （Flight Management Guidance and Envelope Computers）输出驾驶仪指令到FCPC，FCPC经过控制解算后输出操作指令到升降舵及水平安定面，当FCPC故障后，由FCSC来控制升降舵。
机械链通过液压马达控制水平安定面，达到飞机失去电气控制时，仍有机械备份操纵飞机。
飞机俯仰操纵的原理见图7。
图7 A340飞机电传飞行控制系统纵向控制结构3.3.2 航向轴同纵向通道一样，FCPC提供主要控制，FCSC作为备份。
驾驶员的指令通过脚蹬传给FCPC及FCSC、同时通过机械链操纵方向舵。
航向阻尼功能由FCPC提供，自动驾驶仪的航向指令由FMGEC提供给FCPC ，FCPC 控制相应的舵面完成相关功能，详见图8。
图8 A340飞机电传飞行控制系统航向控制结构4 B777飞机电传飞控系统分析4.1 概述B777是波音客机家族中，首次采用电传飞行控制的系统。
B777的电传飞行控制系统的结构是在早期的7J7设计的基础上发展起来的。
其电传系统具有极高的功能完整性和可靠性。
4.2 体系结构B777电传飞行控制系统是由3х3飞行控制计算机PFC （Primary Flight Computers ）和模拟式作动器控制电子设备ACE （Actuator control Electronics ）通过629总线连接实现飞机的电传飞行控制。
飞控系统接收驾驶员或自动驾驶发出的指令，并控制升降舵、方向舵、副翼、襟翼、缝翼和水平安定面等31个作动器，完成飞机操纵控制，其系统结构见图9。
此外扰流板4和11通过机械钢缆接收驾驶员指令，完成滚转操纵，水平安定面通过连杆接收驾驶员指令，完成俯仰操纵，该功能提供了在全部电气系统发生故障时能安全操纵飞机着陆的能力。
图9 B777飞机电传飞行控制系统结构4.3 系统原理驾驶员的指令信号通过传感器送给ACE ，ACE 把这些信号转换成数字量并通过629总线送给PFC 。
PFC 除接收驾驶员指令信号外，还通过629总线接收AIMS （飞机信息管理系统）；ADIRU （大气数据惯性参考单元）；SAARU （备份姿态大气数据参考单元）等信息。
PFC 根据控制律及飞行包线的限制来计算控制指令（纵、航向增稳及三轴的飞行包线保护），PFC以广播方式传送控制指令到629总线上，ACE接收这些指令，并转换成模拟信号馈送至舵机。
在自动驾驶仪工作方式下，PFC通过629接收自动驾驶仪AFDC（Autopilot Flight Director Computer）的信号：通过ACE送给舵机。
PFC也提供回传信号到回传作动器。
它发送广播回传信号到629，AFDC收到这个信号后驱动回传作动器，回传作动器驱动操纵杆（同驾驶仪命令同步）。
系统具有有三种工作模式：正常模式，备份模式和直接链模式。
正常模式工作如上所述，备份模式当大气数据等信息失效时进入，在这个模式下，PFC执行重构的控制律。
在直接链模式下，PFC 被旁路，ACE直接响应驾驶员指令。
4.5 飞机三轴操纵4.5.1 俯仰轴操纵杆通过与其相连的位置传感器（6余度）、力传感器（2余度）采集操纵指令，通过俯仰通道的4个舵机（PCUs）驱动左、右升降舵（每个舵面2个舵机）以提供飞机主要的俯仰控制。
来自驾驶员指令传感器、飞行控制计算机（FCC）或自动驾驶仪计算机（AFDC）的俯仰指令进入相应的ACE单元，并转换成模拟指令控制4个升降舵舵机，完成俯仰控制。
其结构见图10。
水平安定面是单独控制的，尽管它的控制指令仍是从ACE单元来的，在这种情况下，设在控制盘上的俯仰配平开关允许驾驶员选择俯仰配平输入进系统。
输出经过ACEs到达安定面配平控制模块（STCMs），这个模块通过螺旋作动器控制水平安定面。
水平安定面位置传感器反馈安定面的位置到ACEs。
图10 B777飞机电传飞行控制系统纵向控制结构4.5.2 滚转轴控制盘通过滚转位置传感器、滚转力传感器把控制指令馈送给系统来完成控制。
控制盘还被机械地连到4和11扰流板舵机，以进行直接机械滚转控制。
其结构见图11。
驾驶员或系统的滚转指令先通过ACE单元输入到计算机经解算后再通过ACE送给相关舵机，机械操纵指令是直接通过ACE送给舵机的。
总的来说，滚转控制通道的输入提供给以下的舵机：左、右副翼舵机（四个）左、右襟副翼舵机（执行副翼功能）除4和11扰流板以外的所扰流板除了通过操纵左和右机翼上不同的扰流板来提供滚转控制外，本通道还担负集合扰流板控制（地面扰流板功能以及减速功能）。
速度制动选择是使用单独安装在中央控制台上的控制杆实现的，控制杆机械地连接到速度制动控制杆传感器，这些传感器直接连接到ACEs。
图11 B777飞机电传飞行控制系统滚转轴控制结构4.5.3 航向轴脚蹬被机械地连接到方向舵人感系统，以提供机械操纵感觉。
脚蹬位置传感器把航向指令输入到ACEs并经飞控计算机处理后传输到（或直接传输到）方向舵的三个舵机。
其结构见图12。
方向舵配平选择器允许机组人员通过ACE单元使用方向舵配平。
方向舵配平指示通过在驾驶舱里的AIMS（Aircraft Imformation Management System）到方向舵配平指示器上显示。
图12 B777飞机电传飞行控制系统行向轴控制结构5A380飞机电传飞控系统分析A380 电传飞控系统采用了双体系（dual-architecture system）结构，除控制指令信号由电信号传送（Flight-by-wire system）外；部分功率也由电信号传送（Power-by-wire system）。
