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民航电子设备——第五章自动俯仰配平系统

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飞机机械与系统-第五章飞行操纵系统

飞机机械与系统-第五章飞行操纵系统

上海交通职业技术学院
5.3 传动机构
• 5.3.1 硬式传动机构的主要构件
（1）传动杆
传动杆又称为拉杆。它通常采用硬铝管制成，两端有接头，
其一端的接头通常是可以调整的。在调整拉杆长度时，为了防止接
头的螺杆长度调出过多，而使螺纹的结合圈数过少，在管件端部应
有检查小孔。把传动杆调长时，接头螺杆的末端不应超过小孔的位
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5.3 传动机构
5.3.4 非线性传动机构
• 操纵系统中，如果没有特殊的机构来改变传动比，在舵面偏转过程中，传 动系数基本上是不变的，舵偏角A随杆行程X 的变化近似地成正比例关系， 即线性关系。
• 线性传动的操纵系统对低速飞机比较合适，但往往不能满足高速飞机的操 纵性要求，在操纵系统中设置了专门的非线性传动机构，靠它来改变整个 操纵系统的传动系数，以满足高速飞机的操纵性要求。
行姿态很快地随操纵动作而改变。要操纵灵敏，操纵系统中的各构件在工 作时的变形和构件之的间隙必须尽可能小。 3. 飞行中，当飞机机体结构应力变形时，操纵系统不应发生卡阻现象。 4. 各舵面的操纵要求互不干扰。 5. 进行操纵时，既要轻便，也要有适当的感觉力，而且这种感觉力应随舵面 偏转角度、飞行速度、飞行高度的改变而改变。要操纵轻便，操纵系统的 摩擦力必须尽可能小，即应保持各相互连接处的清洁和润滑。
性 间隙。钢索的弹性间隙太大，就会使操纵的灵敏性变差。
为了减小弹性间隙，操纵系统中的钢索在装配时都是预先拉 紧的，预先拉紧的力称为预加张力。有预先张力的钢索能减小弹 性间隙。 第一、钢索被预先拉紧后，就把各股钢丝绞紧，传动时钢索就不
容易被拉长 第二、钢索在传动中张力增加得较少
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5.3 传动机构

第五章-2飞机姿态控制系统

第五章-2飞机姿态控制系统

课后习题
第五章 飞机的姿态控制系统
姿态控制系统的构成与工作原理 飞机纵向姿态稳定与控制
飞机横侧向姿态稳定与控制
南京航空航天大学金城学院 赵宾 2010，12
姿态控制系统的构成与工作原理
自动驾驶仪（autopilot）在姿态控制中的工作原 理：
比例式自动驾驶仪 积分式自动驾驶仪 比例加积分式自动驾驶仪（均衡反馈式自动驾驶仪）
，垂直陀螺仪测出俯仰角偏差 ，输
出电压信号
，如果外加信号
，则通过信号综
合与舵回路后，按照控制规律式驱动升降舵下偏：
使飞机产生低头力矩，减小俯仰角偏差 ，最后实现姿态 保持的功能。
姿态控制系统的构成与工作原理
比例式自动驾驶仪
（3）存在常值干扰力矩Mf时比例式自动驾驶仪的静差问题 常值干扰力矩将引起俯仰角静差，此静差与Mf同极性且成正比。 增大反馈增益可减小俯仰角的静差，但是过大的增益会导致 升降舵偏角过大，引发震荡。 为克服其问题，在控制律中引入俯仰角速率，增大阻尼：
减小。
飞机纵向姿态稳定与控制
比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程
平衡打破后，低头力矩的作用下，飞机的纵轴总是先于空速向
量发生转动，因而
。
迎角负向增大，使空速向量向下偏转加快，减缓迎角负向增加 的速度。
迎角达到最大值 ，飞机纵轴与空速向量转动的速度相同， 负迎角不再增加。
飞机纵向姿态稳定与控制
比例式自动驾驶仪修正初始俯仰角偏差
（1）稳定过程
负值分量的舵偏角
逐渐增大，政府两部分舵偏角
抵消后，由负值分量的舵偏角占主导，则总舵偏角逐渐变为负
值 ，由此产生抬头力矩，使得飞机抬头，减缓纵轴转动速
度，最后使俯仰角偏差 趋于零。

浅谈民用飞机纵向配平系统

浅谈民用飞机纵向配平系统

浅谈民用飞机纵向配平系统摘要在飞机飞行过程中，随着空速、重心和构型等变化，都会导致作用于飞机上力和力矩的不平衡，需要配平系统来补偿。

本文简述了飞机纵向配平的气动原理，对传统机械操纵和现代飞机的纵向配平系统进行分析总结，可供民用飞机纵向配平系统的设计参考。

关键词民用飞机；纵向配平；水平安定面；马赫配平问题背景在飞机飞行过程中，随着空速、重心和构型等变化，飞机气动力和力矩也会发生变化，需要配平系统来补偿。

CCAR25部对民用飞机的纵向配平要求：飞机在最大连续功率（推力）爬升或无动力下滑过程中，无论襟翼处于收起还是放下位置，或飞机进行平飞加减速时，都要能维持纵向配平[1]。

为此，民用飞机必须设计恰当的配平系统来满足配平要求。

1 纵向配平原理飞机纵向平衡状态是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。

主要包括机翼和水平安定面产生的俯仰力矩。

如图1所示。

机翼产生的俯仰力矩受空速、重心、迎角和构型的影响，一般情况下机翼产生低头力矩。

平尾或者水平安定面的俯仰力矩取决于空速、机翼迎角、升降舵偏角和当地气流下洗角，常规飞机水平尾翼采用负安装角，产生负升力，提供抬头力矩。

当飞机采用放宽静稳定设计时，机翼提供抬头力矩，为平衡机翼的抬头力矩，水平安定面为正安装角[2]。

2 传统飞机縱向配平原理对于采用机械连接控制俯仰操纵面的传统飞机，纵向静稳定意味着为了获得小于配平速度的速度需用拉杆，为了获得大于配平速度的速度需用推杆，当松除操纵时，会回复到初始配平速度。

为保持舵偏角，飞行员必须在操纵杆上施加力以克服升降舵铰链力矩。

由于空速和舵面偏角越大，施加的杆力则越大。

为减轻驾驶员负担，满足不同速度包线下的操纵要求，具有助力操纵系统的飞机多采用俯仰配平调整片机构来平衡或抵消部分铰链力矩，如图2所示。

调整片附于升降舵后缘，由于距离舵面铰链较远，适当使调整片相对于舵面反向偏转，可以有效减小舵面的铰链力矩。

同时，调整片面积很小，对舵面的升力影响可忽略。

自动俯仰配平系统分析

自动俯仰配平系统分析

自动俯仰配平系统分析自动俯仰配平系统的主要功能是监测飞机的姿态，并对俯仰姿态进行调整以保持飞行的水平稳定性。

传感器是系统的关键组件之一，它可以感知飞机的姿态变化，并将这些信息传递给计算单元进行处理。

传感器通常包括陀螺仪、加速度计和气压传感器等，它们可以测量飞机的转动速度、加速度和高度等参数。

计算单元是自动俯仰配平系统的核心组件，它负责将传感器收集到的数据进行处理并生成控制信号。

计算单元一般采用微处理器或数字信号处理器等设备，可以根据飞机的姿态变化和控制要求进行计算和决策。

通过算法和模型，计算单元可以实现反馈控制，即根据当前的飞机姿态与期望姿态之间的差异来调整飞机的俯仰姿态。

执行单元是自动俯仰配平系统的执行器，负责将计算单元生成的控制信号转化成机械运动，并对飞机进行调整。

执行单元通常由伺服电动机或液压缸等组成，可以控制飞机的发动机、副翼和升降舵等舵面，以便实现飞机的俯仰配平。

自动俯仰配平系统的工作过程大致如下：首先，传感器感知飞机的姿态变化，并将这些数据传递给计算单元。

计算单元根据传感器数据进行处理，计算出当前的飞机姿态与期望姿态之间的偏差，并生成相应的控制信号。

控制信号通过执行单元转化为机械运动，对飞机的舵面进行调整，从而实现飞机的俯仰配平。

自动俯仰配平系统的优势是能够快速、准确地调整飞机的姿态，提高飞机的飞行稳定性和操纵性。

它可以减少飞行员的工作负担，提高飞行安全性。

此外，自动俯仰配平系统还可以适应不同的飞行状态和环境要求，并能够与其他系统进行集成，实现更高级别的自动化飞行。

然而，自动俯仰配平系统也存在一些挑战和限制。

首先，系统的可靠性和稳定性对飞行安全至关重要。

任何可能引起系统故障或失效的因素都需要严格考虑和测试，以确保系统的可靠性。

其次，系统的设计和控制算法要满足飞机飞行动力学的要求，以实现准确、稳定的俯仰配平。

最后，系统的成本和重量也是一个重要的考虑因素，需要在满足性能要求的前提下进行合理控制。

【实用】模型飞机俯仰平衡调整原理PPT文档

【实用】模型飞机俯仰平衡调整原理PPT文档
力中心。
抬头力矩和低头力矩 抬头力矩 ＝ 机翼升力 × 抬头力臂 低头力矩 ＝ 水平尾翼升力 × 尾力臂 机翼升力 × 抬头力臂＝ 水平尾翼升力 × 尾力臂 俯仰平衡时必须使抬头力矩等于低头力矩。
“轻骑士”俯仰平衡示意图
机翼升力产生抬头力矩 压力中心
抬头 力臂
重心
尾翼升力产生低头力矩 升力
低头力臂
任何飞机都要经过室内和外场的反复调试。
小。 改进的思路是，运用 “俯仰平衡的条件”里讲到的加大升力系数，即加大迎角，变被动上升为主动上升，可有效地改变爬升轨迹，延
长留空时间。 假如低头力矩过大，就采取相反的方法。
Cy 机 × S 机 ×缩l 机短= 尾Cy力尾 ×臂S，尾 ×可L以尾 使低头力矩减小。
来调整，盘旋半径可通过在翼尖加配重节来调整。
谢谢
青岛市青少年科技教育 协会
地址：中山路3号 ：80911542
青岛市青少年科技教育协会
主动上升，可有效地改变爬升轨迹，延长留空时间。 假如低头力矩过大，就采取相反的方法。
竞时模型飞机都采用第三种平衡方式，这样可以利用水平尾翼的升力，提高模型飞机的空气动力性能。 俯仰平衡时必须使抬头力矩等于低头力矩。
调试原理 最佳姿态是以30°左右的角度爬升，以10米
左右的直径盘旋。爬升角度是利用尾翼的上翘角度
增大安装角可以增大抬头力矩。一般不超过3—5度。
力矩
力矩是由力和力臂构成的。 力矩公式：力矩 = 力 × 力臂（力臂为 该力到重心的距离）。 作用力越大或作用力到重心的距离越大 则力矩就越大。
机翼和水平尾翼的力矩平衡可以采取三种方式来满足 一种是机翼压力中心通过重心，水平尾翼不产生升力， 它们对重心的力矩都等于零。 第二种是机翼压力中心在重心之后，机翼升力产生低 头力矩，水平尾翼产生负升力形成抬头力矩，两个力矩也 可以达到平衡。 第三种是机翼压力中心在重心之前，机翼产生抬头力 矩，尾翼也产生升力形成低头力矩，两个力矩也可以达到 平衡。 竞时模型飞机都采用第三种平衡方式，这样可以利用 水平尾翼的升力，提高模型飞机的空气动力性能。

航空驾驶考试题库2

航空驾驶考试题库2

2. 航行灯（左红右绿尾白）3. 稀释供氧调节器，过压供氧的工作方式4. 化学式氧气系统的缺点6. 防火系统包括探测和灭火7. 电阻型感温环线火警探测器温暖升高时阻值如何变化8. 电容型感温环线火警探测器必须有变压器提供交流电。

9. 气体感温环线的优点10. 何为发动机的“二次作动”11. 高度表在PFD哪个位置显示12. 气压式高度表的工作原理13. 后缘襟翼指示，左右两个指针都出现14. 蒙皮都承受什么力15. 飞机的应急电源有哪些16. 拧紧调速器的调节螺钉，IDG的转速如何变化17. 差动保护，如果在互感器之外短路为什么无法测量18. 开相19. 应急电源设有低压保护20. 外电源断开如何消除电火花。

21. 垂直陀螺是垂直于地面的3自由度陀螺。

22. 热电瓶汇流条给什么系统供电23. EFIS系统，每个驾驶员一个PFD一个ND.24. EICAS一显示器失效，按压STA TUS会怎样25. 两个EICAS计算机正常情况下如何工作26. ECAM警告信息显示位置27. 偏航阻尼器控制方向舵28. 方向舵的作用（协调转弯，方向配平，纵向平衡）29. GPS的组成30. 自动驾驶系统的组成31. “DFDR FAIL”表示什么故障32. ACARS正常使用VHF333. 雷达的作用（探雨，湍流，风切变，地形）34. IRS:三个加速度计两次积分35. 胶接破损-安全特性P3236. 水线37. 机身上反角的检测方法38. 副翼摇臂的安装位置39. 安定面与机身的连接方式40. 现在飞机起落架的类型41. 主起落架上锁与下锁的类型42. 飞机上使用液压油的类型（石油基）43. 空气净化器的位置44. 补偿活门的作用45. 调速阀的组成46. 氟利昂指示器出现气泡表示什么47. 燃油箱的基本故障（渗漏）48. 升降舵扭力管采用双套管形式的好处49. 电子式油量指示器原理50. 起落架锁手柄由空地电门控制51. 关于手柄和脚蹬方向舵如何控制前轮转弯52. 自动定中机构的作用53. 动压与静压实验54. “错线”有什么原因造成的55. 电子式防滞刹车的原理56. 以下哪一项属于电子式防滞刹车的功能57. 平放式脚蹬平行四边行的作用58. 什么能映像液压助力器的快速性。

第五章 飞机飞行操纵系统

第五章 飞机飞行操纵系统
1、振动的主要特性参数
振动有两个主要参数：
①重锤离开中间位置的最大距离Y叫做振幅y1 或y2；
②重锤离开中立位置而振动一周（一个全波） 的时间叫振动周期T。
2、传动杆的振动
传动杆会发生振动，振动的方向与传动杆的长 度垂直，因此叫做弯曲振动。
3、机翼与尾翼颤振的现象 飞机机翼与尾翼的颤振是一种非常强烈的振动。
⑷ 改变传动杆运动方向原理如图所示：
差动臂：当驾驶杆左右或前后移动的位移相等， 而舵面上下偏转的角度不等，称之为差动操纵。 实现差动操纵最简单的机构是双摇臂，称为差动 摇臂，其工作原理如图所示：
3、导向滑轮
导向滑轮是由三个或四个小滑轮及其支架所组 成。它的功用是：支持传动杆，提高传动杆的受 压时的杆轴临界应力，使传动杆不至于过早地失 去总稳定性。
机翼弯曲——副翼偏转颤振的发生过程如下图 所示：
副翼重心到转轴的距离如下图中c所示：
防止机翼弯曲——副翼偏转颤振的措施：
如下图所示，可在副翼前缘加上配重使副翼的重 心前移，这种方法称为重量平衡法。
副翼重量平衡的主要方式有两种：分布配重和 集中配重，如下图所示：
6、尾翼颤振
尾翼颤振是和机身的弯扭、振动联合产生的， 尾翼颤振有机身弯曲——舵面偏转或机身扭转— —舵面偏转。也就是机身弯曲和扭转振动加上舵 面偏转振动。
3、飞机的航向操纵
飞机的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现 的。
三、中央操纵机构的机构和工作原理 飞机主操纵系统是由中央操纵机构和传动系统
两大部分组成。
㈠ 手操纵机构
手操纵机构一般分为驾驶杆式和驾驶盘式两种， 如图所示：
㈡ 脚操纵机构
脚操纵机构有脚蹬平放式和脚蹬立放式两种。
四、传动机构的构造和工作原理

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制

第五章典型飞行控制系统工作原理-纵向姿态控制
L L2


其中： L

L1
b
b
这是比例式规律
自动驾驶仪有比例式控制律根本原因是： 舵回路中含舵面位置反馈 （硬反馈）
比例式控制如何减小静差：

由前面计算可知：
g Mf Q0 Sb Cm L
e
所以： g 存在静差。 L2 要减小这个静差，应加大 L ，所以 b 只有使 b ，就可使静差减小。 极端情况： b 0（切断硬反馈）就可完全 消除常值干扰下的静差。

0
1
e

t
修正 的过渡过程
工作原理——外加控制信号

如果外控制电压不为零，假定 g 0 ，则
U g K1 g 0 。飞机原来水平等速飞行
0 0
，舵回路输入电信号为 U 0， 使升降舵向上偏 0 产生抬头力矩 M ( e ) 0
g Mf Q0 Sb Cm L
e
计算过程：
已知： 所以有： 又由控制律： 得出：
M ( e ) QS wc ACm e
e
由力矩平衡有：
M ( e ) M f 0
Mf QS wc ACm
e
e
e L ( g )

（a）T 0 s
b） T 0 . 1 s
（c） T 0 . 25 s
结论：

L 考虑舵回路惯性 T 时， 增加到一定值后 再加大时，使阻尼特性急剧变坏，所以在增 加 L 同时，应尽量减小舵回路惯性（T 值 尽量小）一般限制 T 0.03 ~ 0.1 秒,这可保 证舵回路频带宽度为飞机的3~5倍。

民用飞机自动飞行控制系统：第4章 飞机姿态控制系统

民用飞机自动飞行控制系统：第4章 飞机姿态控制系统

偏航控 制系统 (方向舵)
横滚控制系 统(副翼、 扰流板)
显示 AFDS告示 和警告
俯仰控制系 统(安定面、 升降舵）
自动飞行系统方块图
4.1.2自动驾驶仪（AP)
1.自动驾驶仪的基本功用
飞行中代替飞行员控制飞机舵面，以使飞机稳定在 某一状态或操纵飞机从一种状态进入另一种状态。
-------飞机姿态的稳定与控制
的运动 ·特点：（1）横侧向有交联关系；
（2）整个侧向运动对于飞机整体来 讲是一个不独立的运动；
（3）交联中有侧滑的存在。 ·横侧向运动扰动运动的三种模态
滚转收敛模态、螺旋模态和荷兰滚模态。
• 滚转收敛模态
意义：代表了受干扰后，飞机绕OX轴滚转
自由度中变量 p（滚转角速度）、 （滚转角）的快速收敛运动。
结论：
当存在扰动（或输入）时，飞机纵向运动分为两 种运动模态。 – 短周期模态——运动的初始阶段
是以迎角(t) 和俯仰角 (t)为主要
变量的运动。 – 长周期模态——主要是飞机质心的轨迹运动
是以速度 V (t) 和俯仰角 (t) 为主要 变量的运动。
➢飞机横侧向运动的重要特征
·横侧向运动：滚转、偏航、侧移三个自由度
2 各组成部分的功能
（1）测量装置
主测量装置 辅助测量装置
说明
用来感受偏离 初始位置的角 位移信号
用来感受飞机的 角速度和角加速 度信号。
➢ 有的飞机上，自动驾驶仪有专门的测量装置； 有的飞机上，无专门的测量装置，而由飞机上 的其他系统向自动驾驶仪输送信号。
➢ 在不同的飞机上测量装置可能不一样。如输出飞 机俯仰角和倾斜角信号的测量装置，在有的飞机 上使用陀螺平台，有的飞机上是用惯性基准系统， 有的飞机上是用垂直陀螺等。输出飞机航向信号 的测量装置，在有的飞机上是用罗盘系统，有的 飞机上是用陀螺半罗盘，有的飞机上是用惯性基 准系统的等。

飞机自动配平控制方法及系统[发明专利]

飞机自动配平控制方法及系统[发明专利]

专利名称：飞机自动配平控制方法及系统专利类型：发明专利
发明人：王世鹏,钱鹏
申请号：CN201811409844.6
申请日：20181123
公开号：CN109733592B
公开日：
20220506
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本申请提供了一种飞机自动配平控制方法及系统，该方法包括：获取飞机的俯仰速率、滚转角速率、脚蹬位移、滚转角、俯仰角、迎角、纵杆处于中立的时间以及横杆处于中立的时间；根据纵杆处于中立的时间、俯仰速率、滚转角以及俯仰角，确定是否执行俯仰角控制规律；根据横杆处于中立的时间、滚转角速率、滚转角、俯仰角以及脚蹬位移，确定是否执行滚转角控制规律；根据纵杆处于中立的时间、横杆处于中立的时间、脚蹬位移以及迎角，确定是否执行水平飞行控制规律；根据滚转角速率、脚蹬位移以及迎角，确定是否执行积分控制规律。

申请人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
地址：110035 辽宁省沈阳市皇姑区塔湾街40号
国籍：CN
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自动俯仰配平系统分析

自动俯仰配平系统分析

航空电子设备指导老师：钟玲玲学号：20110112089姓名：密术林班级：大改13级3班2014年4月1日环加拿大航空831号班机空难发生于1963年11月29日，失事飞机是一架注册编号为CF-TJN的道格拉斯DC-8-54CF四发动机喷气式客机，事发时正在执行从蒙特利尔多佛尔机场至多伦多国际机场的环加拿大航空831号航班。

1.经过空难发生于1963年11月29日。

当地时间下午6:28，飞机在恶劣天气中从06跑道起飞。

飞机爬升到3,000英尺（910米）时，飞行员向地面请求左转并得到允许，但是紧随其后，飞机开始偏离预定航线并急剧下降。

大约6:33，飞机以470至485节（870至900千米每小时）的速度在机场以北20英里（32千米）的圣泰雷斯附近撞上地面，机上111名乘客和7名机组人员全部遇难[3]。

撞击地点位于一片泥泞的田野中，距魁北克15号高速公路仅约100米，最近的小镇上有约12,000居民。

这架飞机在地上形成了深约6英尺（1.8米）、直径约150英尺（46米）的大坑，并迅速填满雨水。

残骸附近的泥泞环境和飞机上的燃油引发的大火使得救援进展缓慢。

飞机的主体在撞击地点断为两截，另有部件散落于相当宽广的区域内。

2.调查正式的调查报告发布于1965年6月，但没有得出确切结论。

根据调查报告，目击者描述看到飞机撞地前没有起火，灯光正常，也没有迹象显示有任何部件在空中脱落。

对飞机残骸的检查发现坠毁前升降舵被调节为俯冲状态，俯仰配平补偿器也被打开。

报告认为空难最可能的原因是飞机的俯仰配平系统出现故障。

当俯仰配平补偿器意外打开时，操纵杆会作出相反的反应，而飞行员可能为了平衡这一反应而在失去目视参考的情况下进入俯冲。

这起空难三个月后发生的东方航空304号班机空难中，另一架DC-8飞机也出现了类似的故障并坠毁。

报告也没有排除其他可能的原因，例如皮托管结冰或者垂直陀螺仪失效，造成飞行员被仪表误导而主动操纵飞机进入俯冲姿态。

航空动力装置：自动飞行系统

航空动力装置：自动飞行系统

四、自动俯仰配平系统
飞机配平的主要目的是为了减轻驾驶员的体力劳 动，保持飞机飞行速度稳定，保证飞行安全。
飞机在俯仰方向上的配平通常包括俯仰配平、速度 配平、和马赫配平等。
俯仰配平是通过操纵可调水平安定面来实现的， 有三种方法：即人工机械配平、人工电配平、自动驾 驶仪配平。
用操纵飞机的水平安定面来配平飞机，可保持水 平尾翼的流线型，起到即配平飞机，又减小飞机飞行 阻力的作用。
自动飞行 系统
为了减轻飞行员的负担，提高飞行精度，保证飞 行安全，高质量的完成任务，装有自动飞行系统。
功能： 1.控制飞机的姿态和航向 2.控制飞机轨迹； 3.控制飞机的飞行速度； 4.改善飞机的操纵性和稳定性。
自动飞行系统包括： 自动驾驶仪（AP）； 飞行指引仪（FD）; 自动俯仰配平系统（APT）; 飞行管理计算机系统（FMCS）.
飞行姿态指示 飞行姿态指引
OFF：指引仪不工作，指引杆收回； HDG：引导飞机保持目前航向或飞向预定航向并保持； VOR/LOC：引导飞机飞向预定航道，并保持； APP AUTO：引导飞机飞向航向道、下滑道上； APP MAN：引导飞机以固定切入角截获下滑道。 GA：复飞姿态指引。
三、自动油门控制系统
一、自动驾驶仪
功用： 1.按给定的平飞姿态和航向保持飞机平飞； 2.按给定的倾斜角或预定的航向实现操纵飞机转弯； 3.按给定的俯仰角或升降率实现上升或下降； 4.按甚高频全向信标台（VOR）的无线电信号操纵飞 机
进入VOR径向线并保持； 按ILS的信号完成飞机着陆前的进近； 5.按飞行管理计算机或其它导航系统要求，实现按预 定的航路飞行，保持航迹。
4.舵机：是自动驾驶仪操纵飞机的执行机构。有电动式、液压式。 5.回输装置：反映舵面的偏转角和偏转角速度，并控制舵面的回
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20
指示器
21
指示器
22
二、组成及各部分的功用
2、各部分工切断电门
24
二、组成及各部分的功用
2、各部分的功用 (7)安定面配平故障指示
25
26
27
三、工作原理
1、自动驾驶仪配平 （1）含义
自动驾驶仪配平是指自动驾驶仪操纵升 降舵偏转后，由飞行控制计算机输出配平指 令信号给安定面配平系统，实现纵向配平。
5－5 自动俯仰配平系统 AUTO PITCH TRIM
1
内容
一、概述 二、组成及各部分的功用 三、工作原理 四、小结及复习思考题
2
一、概述
1、俯仰方向上配平的控制面
3
4
一、概述
1、俯仰方向上配平的控制面
升降舵调整片
水平安定面
5
6
7
8
一、概述
2、俯仰方向上配平的方法
9
一、概述
10
一、概述
应指在什么范围？ 4、安定面配平和升降舵不对称组件的功用
是什么？
44
为了使飞机在高速飞行下处于平衡状态，马赫配平 系统以飞机的马赫数作为函数自动地调
整升降舵上偏，实现配平飞机。
40
配平图
41
三、工作原理
3、马赫配平 (2) 配平条件
1)襟翼收上 2)大于一定马赫数 (3) ADCS来的马赫信号控制配平的方向和大 小。
42
小结
1、飞机在俯仰方向上自动配平的方式有自动配平、 速度配平和马赫配平三种。
35
三、工作原理
2、速度配平
(3) 配平条件
1)襟翼放下
2)低速
3)大推力
4)自动驾驶仪不工作
(4) ADCS来的空速信号控制配平的方向和大
小。
36
三、工作原理
3、马赫配平 (1) 马赫配平的原因
37
马赫配平原因图
38
马赫配平原因图
39
三、工作原理
3、马赫配平 (1) 马赫配平的原因
当飞机速度达临界马赫数时，由于机翼根部的气 流接近于音速，产生湍流区，使这部分的升力减小，出 现气动力作用中心后移的跨音速效应，造成机头自动下 沉现象。
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三、工作原理
1、自动驾驶仪配平 （2）原理
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配平图
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三、工作原理
1、自动驾驶仪配平 （2）原理
当自动驾驶仪操纵升降舵时，升降舵中立位 移传感器测量升降舵偏离中立位置的情况，并将 该信号送给飞行控制计算机，飞行控制计算机根 据自动驾驶仪操纵升降舵偏离中立位置的多少， 再发出相应的配平指令信号给安定面配平和升降 舵不对称组件，经加工处理后控制安定面控制组 件，带动安定面配平。
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三、工作原理
2、速度配平 (1)速度配平的原因
自动驾驶仪断开，飞机重心靠后，襟翼放出，飞 机速度较低时，由于速度变化，飞机纵向将出现不 平衡。
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三、工作原理
2、速度配平 (2)速度配平的原理
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配平图
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三、工作原理
2、速度配平 (2)速度配平的原理
大气数据计算机输送空速信号至安定面配平和 升降舵不对称组件，然后再输出信号到安定面配平 控制组件，实现自动配平，保证速度稳定性。
2、各部分的功用 (2)安定面配平控制组件
接收控制安定面配平的信号，操纵安定 面动作。
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二、组成及各部分的功用
2、各部分的功用 (3)人工机械配平轮
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二、组成及各部分的功用
2、各部分的功用 (4)人工电配平电门
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二、组成及各部分的功用
2、各部分的功用 (5)安定面配平指示器
指示安定面配平的单位。
2、俯仰方向上配平的方法 (1) 俯仰配平 人工手轮配平 人工主电配平 自动驾驶仪配平 (2) 速度配平 (3) 马赫配平
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二、组成及各部分的功用
1、组成
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二、组成及各部分的功用
2、各部分的功用 (1)安定面配平和升降舵不对称组件
处理和加工所有电气配平指令。
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二、组成及各部分的功用
2、安定面配平和升降舵不对称组件用于加工和处 理所有电气配平指令。
3、速度配平条件为1)襟翼放下 2)低速 3)大推力 4) 自动驾驶仪断开 4、马赫配平的条件为 1)襟翼收上 2)速度大于一定马赫数 5、配平指示器用于指示配平的单位。
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复习思考题
1、说明在俯仰方向上配平的方式有哪些？ 2、速度配平和马赫配平的条件是什么？ 3、配平指示器有何作用？起飞时，指示器