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電傳飛行操縱系統建筑
圖002
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根據下面的原理建立EFCS:
(a) 冗余和不同
EFCS 包含二個ELACs,三個SEC,二個FCDCs 和四個加速計。ELAC 和SEC
都能夠完成飛機的橫滾和俯仰控制。這2 個類型的計算機的區別在于他
們的內部構造,硬件,微處理器的類型,軟件。對于每個計算機類型,控制
和監控軟件是不同的。
(b) 監視
按下列步驟完成每個計算機(ELAC,SEC)的監控:
- 監控頻道: 每個計算機包含二個物理和電氣分離的通道,一是專用于
控制功能,另一個用于監控這些控制功能。這兩個通道使用不同的數
字流程完成作動筒指令信號計算。監控通道一直在比較這些計算的結
果并在發生偏差時禁止信號到達作動筒。
- 自監控能力: 每個通道能夠探測它接收或發射的重要信號故障,通過
測試處理器探測內部故障,以及監控其內部電源。
- 互相聯絡: 每個控制和相關的監控通道經數字總線永久地交換信息,
以此鞏固和確認從不同的傳感器接收的信息。
- 在沒有活動舵面的情況下,自動的電源接通和壓力接通安全測試執
行。
(c) 安裝
安裝應考慮下面的原理:
- 導線安裝: 特定的接頭用于EFCS。
電路1 用于由應急電源供電的項目,電路2 用于正常電源供電的項
目。控制信號在通路S 發送,監控信號在通路M 發送。在發動機爆裂
的暴露部分,在正常的和偏離的路徑之間分開 EFCS 電纜。
- 雷擊保護: 在暴露的區域,將導線安裝在金屬屏蔽中-對于每個信號,
導線是扭曲的。在暴露的區域中信號的接地不能達到。與副翼有關的
導線處于前緣反之與擾流板有關的導線處于后緣。如果在暴露區域布
置相關的導線,計算機的輸入包含低通濾波器和超壓保護。
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(2) 控制器法規
根據飛行操縱和飛行增益系統和他們的外圍設備的完整性,可以使用下面所
列的不同的操縱法則和有關的保護。他們在計算機執行。
(參見圖 003)
(3) 橫滾和偏航控制:
(a) 橫滾正常法則
這就是根據優先權邏輯,通過結合的側桿控制器,對副翼擾流板表面 2
到 5 和方向舵的組合控制。在飛行中,它完成橫滾率的控制和限制,提
供最多33 度轉彎角的中立旋轉穩定性,協調轉彎和荷蘭滾阻尼。所需的
增益取決于地面/飛行狀態,空速和構型。在地面上它提供在側桿控制器
角和副翼和擾流板偏轉之間的固定關系。機械地從踏板或從配平電門也
能直接地控制方向舵。方向舵偏轉受空速限制。
(b) 橫滾直接法則
這就是根據優先權邏輯,通過結合的側桿控制器,對副翼和擾流板表面 2
到 5 的控制。它使用取決于該構型的增益完成上表面角度的控制。
(c) 備用偏航控制
這就是通過踏板或配平電門,輔以使用取決于構形的增益的有限授權荷
蘭滾阻尼功能,對方向舵的直接控制。方向舵偏轉受空速限制。
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操縱法則執行
圖003
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(4) 俯仰控制
(a) 俯仰正常法則
這就是根據優先權邏輯,通過結合的側桿控制器,對升降舵和 THS 的組
合控制以達到荷載系數控制。所需的載荷系數和俯仰率反饋,可變增益
取決于地面/飛行狀態,無線電高度,空速和構型。它包含一個無法由機
組人員超控的高迎角保護和負載系數限制,及一個超速保護。在地面上,
它提供在側桿控制器角和升降舵偏轉之間的固定關系。
(b) 俯仰備用法則
這就是根據優先權邏輯,通過結合的側桿控制器,對升降舵和 THS 的控
制(如可工作)以達到荷載系數控制。它使用有限授權載荷系數和俯仰率
反饋及增益取決于構型。它包含一個無法由機組人員超控的負載系數限
制和備用保護。
(c) 俯仰直接定律
這就是根據優先權邏輯,通過結合的側桿控制器,以一個取決于構形的增
益,對升降舵角的控制。可能經由THS 的機械操縱完成俯仰配平。
(5) 減速板操縱
這就是通過減速板手柄對擾流板表面2 到4 的位置的控制。
(6) 地面擾流板操縱
這就是在接地時自動完全展開所有擾流板表面。
(7) 襟翼和縫翼控制器的概述
(a) 襟翼操縱
在每個機翼上通過一個內側襟翼和一個外側襟翼完成。
(參見圖 004)
(b) 縫翼控制器增升裝置
過五個縫翼完成每側機翼上。
(參見圖 004)
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縫翼和襟翼結構
圖004
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2. 飛行操縱裝置電源
A. 電源供給
(參見圖 005)
從一個直流主匯電條(4PP 有關 ELAC 1 和 SEC 1)提供ELAC 1 和 SEC 1,當電壓
水準低于電池輸出電壓,電池 1 即刻經過一專門二極管裝置(電源解開組件)超
過。在斷開第二發動機之后30 秒,一個繼電器確保在地面上電瓶供電斷開。
通常情況下ELAC 2,和THS 馬達1 由DC 正常匯流條2PP 供電。
萬一此匯流條喪失(特別兩個主要發電通道喪失后,或者兩個主TRU 故障后),這些
供電利用兩個繼電器自動地轉換到電瓶2,提供固定的30s 供電。SEC 2,SEC 3,THS
電動馬達3,和FCDC 2 由DC 正常匯流條2PP 供電。THS 電動馬達 2 由直流主匯電
條4PP 供電。FCDC 1 由DC 主匯電條8PP 供電。
B. 液壓源供給
(參見圖 006)
飛行操縱裝置由三個獨立液壓系統提供動力;冗余設計能夠在二個液壓系統故障
時,剩余的系統能在一個可接受的飛行包線的范圍內操作飛機。飛行操縱部件的
液壓特性在部件說明段落給出。
(1) 活門優先
壓力順序活門安裝在下面零件的上流:
- 藍系統: 縫翼動力控制組件(PCU)馬達
- 綠系統: 襟翼和縫翼PCU 馬達
- 黃系統: 襟翼 PCU 馬達
　
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