1000Fr 01 47002 (a)高度不足1000t (b)高废为负 1000FT 10132092 (c)故障警告 图115电动高度表的珠指示 3.电动升降速度表 电动升降速度表如图16所示。它接受来自气数据计算机的高度变化率信号。数大 气数据计算机传送的高度率有效、直流电源有效、随动系统回零探测器探测正常(正常焬零) 时,则“0H旗不出现。如一条件不横足时,OF旗出现。 VERICAL E司 ,.1FM 图116电动升降速度表 4.全温温真空速 (1)全温表的原理:来自全温传感器的测量信号,经斩波器变为交流信号,输至随动系 10
统放大器,由电机带动计数器显示出被测温度,另一方面由回输电位计回輪信号至电桥电路 去平衡被测信号。温度的正负是由伺服系统的机槭装置定位控制的,当计数器为零时去转换 电桥电源的极性,从而使电桥电路的输出信号改变橱性,达到改变随动系统电机的反向转动。 其原遲如图17所示。 DC 号变换 伺限电位计 从总温探可 头输入 直该电 饲服系输 t AC 26VAC AC 0.5VAC 灯电派 117全還原魂 (2)静温表的原理:总温信号经大气数据计算机按静温和总温之间的特定关系计算后, 输出静温信号。其原理图与总温表除了信号源不同外,其余都相同,这里不在介绍 (3)空速表的原邇:真速表接受从大气数据来的真空速摸电压。其原理图与总温 表除了信号源不外,其余都相同,这里不在介绍。 (4)全温僧温虞空遠综合指示器:在多数飞机上都采用全温温空速综合指示器, 如图11所示。 左显示窗口总显示真空速,单位为如(节h右显示窗口,可根据需要选样显示静温, 如图11(a)所示;总温,如图118(b)所示。 空息包 KONTS 小时 (a)静温显示 (b)总温显示 118 TATSAT/TAS指示器 显示选择按钮,反复按压该按钮,可进行右窗口中显示内容的切换,使其轮流显示静
温和全温。窗口中显示的内容为静温时,SAT宇将燃亮,如图L|(a)￥窗口中显示的 内容为总温时,TAT字符将燃亮,如图18(b 132EFS飞机上的大气数据仪表 在丽飞机上,大气数据参数都集中显示在主飞行显示器PD( imary Fligh址Dpay) 上和系统显示器D($ em Display)上。图19是PD上显示的速度、气压高度和重直 速度。图120是$D上显示的总沮静温。 SPEED G/S LOC APT 0H10A隔R 3000 18 建度带 气高度 160 +1 40 120 0H108机6膏 109.30 17NL31243 119PD上录的空高废和官魏度示 巡航 戮动机 已耗燃油 2005601-0 15-155l155-5 振动 0T 5-35VBN1105-35 105-25ⅦB腔105-25 卷陆标高自 LDG ELEV AUTO 12500 FT 座垂直速度 15 PSI CAB 骂驶舱 中后 CXPT FND MID AF下 4050F 舱高度 2324123124 eAB瓦T -570 N230000G -0128H56168281 圆120$D上总温和静温示
l4使用特点 大气数据计算机系统的输出信号除用于仪表的指示外,还要向飞机的其他设备提供信 号。所以在飞机起飞前就应接通大气数据计算机系统的电门,如大气数据计算机电门,全 受阻温度电门,迎角电门等;还要对全静压系统加溢和全受阻温度传器、迎角传感器的加 温装置进行检查;在驾驶舱中,当电源设备接通,计算机工作正常后,相应的指示仪表上約 故障警告牌应收国,仪表指示应按飞行手册的说明,指示相应的教值。 为了确信指示仪表的正确性,在有的仪表上有测试电门,应用此电门对仪表进行测试。 测试时,仪表的指示应符合飞机的飞行手册要求 飞行中根据仪表的使用及飞行程序,调节仪表上的电门及旋钮,如气压高度表的高度 指标和气压修正旋钮,空速/马赭数表目标空遠瀲标控制钮等。飞行中,大气数据计算机系 统的电动指示仪表的故障旗不能出观。如-套ADC出现故障,就用另-套故的ADC 及相应仪表。同时,注意ADC故障会影响相应的设备。假如飞机上仅有的两套大气数据计 算机系统均出现放障,它们所控制的仪表也会出故障旗。此时,只能用飞机上备用的气压式 高度表和指示空速表判断飞机的气压高度和指示空速。 假如有的飞机上无静温表,静温就只有从飞行手册中,用全温表指示的温度值和飞行 的马赫数,通过查表得到。 复习思考题 1.大气数据计算机系统的作用是什么?其输人输出的主要参数有哪些 2说明大气数据计算机的种类有哪些? 3比较模拟式大气数据计算机与数字式大气数据计算机的主要特征。 4.说明电动马赫控速表上目标空速的设置方法和作用。 5说明电动高度表的信号流程。 6说明全受阻温度表的原理。 7基准游标与空速游标有何不同?飞行中如何使用
第2章娄态基准亲统 姿态基准系统( Attitude reference System))又称变态系统( Attitude system,是飞机上 主要婆态信号源之一。它提供飞机的俯仰角和倾斜角伯号,一方面输送到姿态指引指示器 ADI)供飞行员判读飞机的姿态,另一方面,还向飞机上其他需要飞机姿态信息的系统, 如飞行指引系统、自动驾驶仪系统、气象雷达天线稳定系统等输送飞机的姿态信息。 要态系统与普通地平仪相比具有以下的优点和特点。一是其传感器垂直陀蠣的动量炬 很大、稳定好,而且釆用了误差修正机衲,使系统的楠度高;其次是系统的自动化程度高, 用自动控制使系统自动工作,使用方便;第三是系统釆用监控电路,自动監测,便于监测故 障;第四是飞机的变态信号不但可以輪送給指示器,逊可向飞机萁他没备输出飞机的婆态信 号,起到了飞机婆态信号源的作用。尤其是姿态系统与飞机姿态指引系统的指示在-起,使 驾驶员更能直观了解飞机的婆态和怎样操纵飞机,以便持飞机婆态。所以姿态系统在目前 的中、小型飞机中被广泛地采用。随糟航空工业的发展,目前大型飞机上的姿态基准系统已 被惯性基准系统(ⅨRS)所代替。不管怎样,飞机态基准系统仍是一种测量飞机婆态的好 系统。它是不会被淘汰的,正如直读式地平仪不会被汰一样。 2』姿态基准系统的组成和各部件功能 211组成方块图 在现代飞机上一般都安装两娈姿态基准系统。图21所示为飞机姿态基准系统的纽成方 1号雪直陀蝠1号院帽转换电 VERIC Q1号计簿 GYrO 旧 a CAPTS NO. 1 AP SYSTEM 自动仪系维|T使好半 BOTH ON1 0BOTHON NSTRUMENT NORMAL VERIICAL CYRO 丿mHON NO, 2 WX RADAR 2RSIERRNEADI NOR/AL OMPUTE SYSTE 气叔简达挖29爱抛电 图21姿态基准系统方块图