飞机电传操纵系统

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。

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。