飞机电传操纵系统
- 格式:doc
- 大小:23.50 KB
- 文档页数:5
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。
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。
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统由主操纵系统和辅助操纵系统组成。
主操纵系统主要用于控制飞机的升降舵、副翼和方向舵,而辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等,用于控制飞机的运动状态。
主操纵系统通过驾驶杆和脚蹬来控制飞机的升降舵、副翼和方向舵的操纵机构,以控制飞机的飞行轨迹和姿态。
中央操纵机构由驾驶杆和脚蹬组成,通过传动装置直接偏转舵面,传递操纵信号。
辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
这些机构仅靠驾驶员选择相应开关、手柄位置,通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成操作。
此外,机械操纵系统还包括驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面的部分。
这种系统由两部分组成:位于驾驶舱内的中央操纵机构和构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。
飞机操纵系统的组成因飞机类型和设计而异,但上述部分是常见于现代飞机的操纵系统的重要组成部分。
随着技术的发展,一些新型的飞机还采用了电传操纵系统和主动控制技术等更先进的技术。
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飞机飞行操纵系统的失效情况介绍众所周知A320飞机是电传操纵系统,“电传操纵”一词从字面仅仅意味其是一个通过电信号实现控制的系统。
但事实上,这是一个通过计算机控制的系统,在飞行员和最终的控制执行机构或舵面之间,计算机系统通过软件程序实际上修改了飞行员的输入,所以可以认为飞行操纵系统的核心是计算机。
本文对飞行操纵系统失效的情况作了总结,以增强飞行员对该系统故障时ECAM指示的认知。
标签:A320飞机;飞行操作;系统研究1 计算机失效有七部飞行操纵计算机根据飞行操纵法则处理飞行员和自动驾驶的输入。
它们包括两个ELAC(升降舵副翼计算机),提供正常升降舵,安定面和副翼操纵;三个SEC(扰流板升降舵计算机),提供扰流板,备用升降舵和安定面操纵;两个FAC(飞行增稳计算机),提供方向舵电动操纵,方向舵配平和偏航阻尼器操纵。
每一个飞行控制面由不同的液压源供压。
副翼,升降舵和水平安定面个由两个液压系统供压;方向舵和扰流板各又三个液压系统供压。
每个扰流板仅有三个液压系统之一供压。
每个液压源通过作动器独立操纵相关的飞行操纵面。
每一个液压作动器被一个飞行操纵计算机以两种方式电动控制,一个是生效方式,一个是阻尼方式。
当一个操纵面有两个作动器控制时,一个被相关的计算机操纵在生效方式,一个被相关计算机监控在阻尼方式跟随操纵面的运动。
液压和工作方式由图1所示。
1.1 ELAC1失效如果ELAC1失效,在ECAM上观察到,失效的计算机显示为琥珀色,相关的作动器部分被琥珀色框包围,表示作动器控制已转为阻尼方式。
其它的作动器仍为绿色显示,表示已自动转为生效方式。
1.2 两部ELAC失效如果按程序操作ELAC1计算机复位不成功,将ELAC1计算机关闭,如ELAC2再次失效,两部计算机以琥珀色显示,两个副翼作动器都部分被琥珀色框包围,表示两个作动器都为阻尼方式,副翼位置指示变成琥珀色××,副翼不能正常工作。
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]。
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。
电传飞控系统的优势和不足论文
电传飞控系统的优势和不足:
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工定性,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じ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。
好驾驶员与飞机之间的回路能增强安全性,如控制系统可以预防失速或防止驾驶员使飞机承受过大的载荷;电传操纵系统为飞行员提供了微调控制能力,使操纵精度大大提高;电传操纵系统简化了操纵系统与自动器的耦合,使自动化飞行很容易实现。
飞机的飞控系统可能具有四个通道(四个独立的通道),以防止在两个通道出现信号损失时能够具有双故障工作能力。
采用电传与主动控制技术的高性能飞控系统也称主动飞行控制系统,在一些飞行区域可能被设计为具有低的或负气动稳定性,快速响应的主动控制技术补偿了自然稳定性的缺乏。
电传操纵系统的仿真方法及实现
1 电传操纵系统的仿真
电传操纵系统是空间控制的重要基础设备,常被用于航天器定位
控制,船舶和飞机导航控制等系统当中。
由于电传操纵系统必须具备
容错性和可靠性,因此必须对其进行实时仿真,以评估其多种可能的
操纵性能。
电传操纵系统的仿真分为硬件仿真和软件仿真。
硬件仿真使用实
际的硬件元件和控制系统,通过硬件模型来进行实时仿真。
软件仿真
则使用数字信号处理器(DSP)和计算机的软件来模拟电传操纵系统,
并提供实时性能分析。
电传操纵系统仿真具有三个重要部分:模型参数设计、控制算法
开发和操纵性能测试。
首先,要构建准确的动力学模型,搜集相关参数,并进行参数设计,使得模型能够反映真实系统的行为。
其次,根
据设计需要,开发有效的控制算法,使其能够在仿真过程中得到满足。
最后,根据模型和控制参数,进行操纵性能测试,以确定该系统的可
靠性和可控性。
通过硬件仿真和软件仿真,可以实现对电传操纵系统的实时仿真,从而为控制策略的开发和优化提供有效、可靠的保证。
只有对系统进
行可靠的仿真和性能测试,才能确保空间控制系统的可靠性和可控性。
A320系列飞机飞控系统计算机及故障处理摘要:A320系列飞机飞控系统采用电传飞行控制系统(fly-by-wire control sys-tem)。
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,其实质是一种全权限的控制增稳系统。
驾驶员通过操纵装置侧杆、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号指令,并由线路传输到飞控计算机,再通过线路将操纵信号传递到舵机上的执行机构的电传飞行控制系统。
电传操纵系统取代了以钢索传动为特征的机械操纵系统,没有机械结构,重量更轻;同时因为加入了反馈控制,采取多冗余度设计,其可靠性比起传统的机械式飞行控制系统高,安全性更高,也使飞行员的操纵压力大大减小。
一、功能介绍电子飞行操纵系统包含ELAC,SEC,飞行操纵数据集中器(FCDC)和垂直加速计。
根据下面的原理建立EFCS:1、冗余和不同EFCS包含二个ELAC,三个SEC,二个FCDCs和四个加速计。
ELAC和SEC都能够完成飞机的横滚和俯仰控制。
这2个类型的计算机的区别在于他们的内部构造,硬件,微处理器的类型,软件。
对于每个计算机类型,控制和监控软件是不同的。
2、监控按下列步骤完成每个计算机(ELAC,SEC)的监控:监控频道:每个计算机包含二个物理和电气分离的通道,一是专用于控制功能,另一个用于监控这些控制功能。
这两个通道使用不同的数字流程完成作动筒指令信号计算。
监控通道一直在比较这些计算的结果并在发生偏差时禁止信号到达作动筒。
自监控能力:每个通道能够探测它接收或发射的重要信号故障,通过测试处理器探测内部故障,以及监控其内部电源。
串话:每个控制和相关的监控通道经数字总线永久地交换信息,以此巩固和确认从不同的传感器接收的信息。
在没有活动舵面的情况下,自动的电源接通和压力接通安全测试执行。
3、安装安装应考虑下面的原理:导线安装:特定的接头用于EFCS。
电路1用于由应急电源供电的项目,电路2用于正常电源供电的项目。
电传操纵系统概况
一、电传操纵系统的概念及发展概况
1、电传操纵系统的概念
电传操纵系统是将从驾驶员的操纵装置发出的信号转换成电信号,通过电缆直接传输到自主式
舵机的一种系统。也就是说,电传操纵系统也是一个全时、全权限的“电信号系统+控制增稳”的
飞行操纵系统。电传操纵系统是人工操作和自动控制在功能上和操纵方式上较好地融为一体。电传
操纵系统主要依靠电信号传递驾驶员的操纵指令,所以这种系统不再含有机械操纵系统。带有机械
备份的电传操纵系统成为准电传操纵系统。控制增稳系统是电传操纵系统不可分割的组成部分,只
有具备控制增稳功能的电信号系统才能称为电传操纵系统。
2、电传操纵系统发展概况
20世纪前半期,采用闭环反馈原理的自动控制技术作为机械操纵系统的辅助手段,其主要作用
是针对已设计好的飞机刚体动力学特性的缺陷进行补偿,实现精确的姿态和航迹控制,减轻驾驶员
长期、紧张工作的负担。到了20世纪60年代,飞机的发展遇到了一些重大难题。例如:大型飞机挠性
机体气动弹性模态问题,进一步提高战斗机机动性和战斗生存性问题等。这些问题仅靠气动力、结
构和动力装置协调设计技术已经不能解决,或者要在性能、重量、复杂性和成本方面付出巨大代价
才能得到某种折衷的解决方案。研制设计者将注意力转向采用闭环反馈原理的自动控制技术,通过
对一系列单项技术和组合技术的研究、开发和验证,产生了两个具有划时代意义的新飞行控制概念:
主动控制技术(ACT)和电传飞行控制(FBW)系统。这两项新技术的出现对飞机的发展产生了巨大的影
响。
1.采用主动控制技术的电传操纵系统
采用主动控制技术的电传操纵系统,可使飞机的飞行控制、推力控制和火力控制的主要控制功
能综合成为可能,从而极大地改善了飞机的性能。如采用主动控制技术的电传操纵系统后,放宽静稳
定性(RSS)控制技术使B-52轰炸机平尾面积减少45%,结构总重量减少6.4%,航程增加了4.3%;使战斗
机升阻比提高了8%~15%。机动载荷控制NILC)技术使C-5A运输机翼根弯曲力矩减少30%~50%;使F4E
战斗机盘旋角速度增加了33%。主动涡流控制(AVC)技术与方向舵协调使用时,使X29在低速大攻角飞
行时的偏航速率增加50%。采用任务适应性机翼(MAW)比采用常规机翼可使飞机航程增加30%,机翼承
载能力提高50%。
2.数字式电传操纵系统
数字式电传操纵系统具有高度的灵活性,容易实现多种逻辑运算和电子综合化,实施复杂控制
律和修改控制律都很方便,尤其容易与自动驾驶仪、火力控制系统、导航和推力控制系统交连,从而
使飞机的性能和攻击精度均发生质的变化。为保证飞机安全可靠性,在系统中常有备分系统,凡其工
作原理与主系统是不相似的,则均可成为备分系统,如机械操纵系统、电气操纵系统和模拟式电传操
纵系统。对于数字式电传操纵系统,目前不采用体大笨重的机械杆系作为备用系统,而常采用模拟式
电传备用系统。如果主系统的安全可靠性相当高,则可以不采用备用系统。此外,再通过四余度或自
监控的三余度系统,使电传操纵系统达到双故障安全等。
数字电传操纵系统和主动控制技术已广泛地应用于第三代军机和先进的民机。综合控制技术也
成为第四代军机的典型标志之一,在F-22战斗机上,综合飞行/推力控制功能由列为飞行关键系统第
一位的飞行器管理系统提供,飞行器管理系统的支柱就是三余度数字电传操纵系统。
随着电子技术的发展和飞机性能的不断提高,目前,电传操纵系统正在向自适应飞行控制系统
的方向发展。美国早在20世纪60年代初就对自适应飞行控制系统作了试飞,此后还在不断进行研究
和试验,但始终没有在生产型飞机上使用过,究其原因可能是性能还不够完善。但未来随着马赫数高
达6~8的高超音速飞机的到来,以及为减小阻力和提高隐身特性的无尾飞机的出现,飞机的气动特性
变化范围很大,用常规飞行控制方法很难胜任,必须采用自适应控制。新一代的自适应飞控系统由于
计算工作量很大,将采用并行处理和神经网络技术,并将采用光纤来传输大量数据,而由电传飞行控
制系统发展成光传飞行控制系统。
二、电传操纵系统的主要特点
1、电传操纵系统的主要优点
机械操纵系统的系统组合比较复杂,而电气组合比较简单。采用电气控制的电传操纵系统,很容
易实现主操纵系统与其他系统的交连。
传统的飞机机械操纵系统一般都采用中央驾驶
杆,而电传操纵系统则可采用小侧杆操纵,这样既可减轻飞行员的工作负担,又可使飞行员观察
仪表的视线不再受中央驾驶杆的影响,同时也消除了重力加速度对飞行员和驾驶杆输入量的影响。
电传操纵系统可有效地减轻操纵系统的重量。如战斗机可减轻58%,大型、高性能战略轰炸机可
减轻84%,直升机上可减轻86%。
电传操纵系统可有效地减少操纵系统的体积。如战斗机可减少体积2400cm3,战略轰炸机可减少
4.39m3。一般情况下,采用电传操纵系统后,可减少原机械操纵系统所占有空间的50%。
电传操纵系统可提高作战飞机的战伤生存力。电传操纵系统采用多余度设计后,可在机翼和机
身内分散布置其总线。若以电气方式提供能源,即采用/动力电传0,可有效地提高战伤生存力。
2、电传操纵系统的主要缺点
单通道电传操纵系统的可靠性不够高。由于单通道电传操纵系统中的电子元件质量和设计因素
关系,所以单通道电传操纵系统的可靠性不够高。为了提高电传操纵系统的可靠性,现代军用和民用
飞机均采用三余度或四余度电传操纵系统,并利用非相似余度技术设计备分系统,如四余度电传操
纵加二余度模拟热备分系统。
电传操纵系统的成本较高。如果就单通道电传操纵系统而言,电传操纵系统的成本低于机械操
纵系统。但电传操纵系统必须采用余度系统才能可靠工作,所以电传操纵系统的总体成本还是比较
高的,需要进一步简化余度和降低各部件的成本。
电传操纵系统容易受雷击和电磁脉冲干扰影响。据不完全统计,平均雷击率为7×107/飞行小
时。所以,电传操纵系统需要解决雷击和电磁脉冲干扰的危害。此外,由于现代飞机越来越多地采用
复合材料,其使用率可达30%左右。这样系统中的电子元件失去金属蒙皮屏蔽的保护,故抗电磁干扰
和抗核辐射的问题更为突出。
三、电传操纵系统举例
1、波音系列飞机:
波音737-NG系列(B737-600,700,800,900),波音777采用机械备份式的数字式电传操纵系统
2、空客系列飞机:
空客A320机械备份式的数字式电传操纵系统
3、ERJ系列飞机
Embraer-170系列是在二十一世纪开发的新一代喷气产品,于2003年首次投入营运。该系列由
四款机型组成,分别是E170(70-80座)、E175(78-88座)、E190(98-114座)和E195(108-122
座),具有高效率、经济性的特点,符合人机工程学的原理。E-喷气系列操作方式,除了副翼,其
它的是以电传操纵方式操作。