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 兩部安定面配平／方向舵比率組件SRM在飛機(jī)通電時(shí)隨
機(jī)選擇一部提供速度配平功能。速度配平是在飛機(jī)起
飛20 s后，并且人工配平和自動配平都沒有銜接的情
況下開始銜接。一旦人工配平或自動配平銜接則速度
配平就脫開。
 下圖所示為速度配平控制規(guī)則表。從表中可以看到速
度配平系統(tǒng)從計(jì)算空速120—220 kn提供0～2.5個(gè)單位
安定面配平位置。隨著計(jì)算空速的增加提供更大的抬
頭力矩。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
 5．馬赫配平系統(tǒng)
對于亞音速飛機(jī)，在飛行速度沒達(dá)到臨界馬赫數(shù)以前，飛機(jī)具有速度
穩(wěn)定性。在這種情況下，油門桿與駕駛桿的配合操縱動作，稱為正常
操縱。
 正常操縱時(shí)，飛機(jī)的運(yùn)動特征如下：
當(dāng)單純改變油門桿位置時(shí)，只能在過渡過程中引起速度變化和迎
角變化，穩(wěn)態(tài)速度和迎角都不變，俯仰角改變后使飛機(jī)爬高或下降。
所以，單純改變油門桿位置，并不能改變飛行速度，而只能改變俯仰
姿態(tài)和航跡傾角。要想改變飛機(jī)的飛行速度，可在改變油門桿位置的
同時(shí)，操縱駕駛桿控制住俯仰姿態(tài)的變化，即在推油門的同時(shí)推駕駛
桿，飛機(jī)增速；或在收油門的同時(shí)拉駕駛桿，飛機(jī)減速。
當(dāng)單純通過駕駛桿改變升降舵的位置時(shí)，不僅能改變飛機(jī)的俯仰
角，而且飛行速度也會發(fā)生顯著的改變。這是因?yàn)樯�降舵偏轉(zhuǎn)后，飛
機(jī)的俯仰姿態(tài)隨之改變，當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角減小時(shí)，飛機(jī)阻力減
小，速度自然增大；或當(dāng)改變后的姿態(tài)使迎角增大時(shí)，飛機(jī)阻力增
大，因而速度減小。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
 在飛行速度達(dá)到臨界馬赫數(shù)后，由于飛機(jī)升力中心(焦點(diǎn))急劇后
移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定特性(所謂MACH TUCK)。此時(shí)油門桿與駕駛的
配合操縱動作必須與上述相反，稱之為反操縱。否則，如仍按正
常方式操縱會發(fā)生飛行事故。這是因?yàn)樵谒俣炔环�(wěn)定情況下，油
門加大，速度的增加不會使飛機(jī)抬頭，而由于焦點(diǎn)后移后，升力
的作用會使飛機(jī)產(chǎn)生低頭力矩，造成飛機(jī)下俯，若此時(shí)再推駕駛
桿，飛機(jī)會下俯更快，速度也會增加更快，如此種情況不糾正，
必然會造成難以挽回的后果。所以在速度不穩(wěn)定時(shí)，操縱方式必
須與正常方式不同，即在前推油門桿的同時(shí)，要后拉駕駛桿。如
果當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定的速度飛行時(shí)，還要求駕駛員進(jìn)行技巧性很
高的人工反操縱，這對駕駛員的要求是不現(xiàn)實(shí)的，所以需要采用
自動控制方式來解決。
 由以上分析可知，當(dāng)馬赫數(shù)接近臨界值時(shí)，飛機(jī)因焦點(diǎn)后移而引
起下俯力矩，如果能用升降舵(或安定面)偏轉(zhuǎn)來補(bǔ)償?shù)脑�，飛機(jī)
就不再出現(xiàn)速度不穩(wěn)定的現(xiàn)象了，飛機(jī)的操縱也符合正常規(guī)律
了，現(xiàn)代飛機(jī)上用馬赫配平系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)這一功能。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
 當(dāng)用安定面偏轉(zhuǎn)來平衡因馬赫數(shù)的變化而引起的縱向
力矩增量時(shí)，其基本規(guī)律如圖A所示。
由圖可知，只有當(dāng)馬赫數(shù)進(jìn)入M1和M2的范圍時(shí)，才需
要馬赫配平系統(tǒng)來補(bǔ)償。而經(jīng)過補(bǔ)償后的特性曲線如
圖A中虛線所示。
對于速度特性的勺形區(qū)，不同機(jī)型的取值是不盡相同
的，如有的機(jī)型0.715， M2 =0.815；而有的機(jī)型
M1=0.8， M2 =0.88。
馬赫配平系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)圖如圖B所示。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
其中，M數(shù)信號可通過大氣數(shù)據(jù)設(shè)備取得，或由馬赫配
平解算裝置通過全靜壓系統(tǒng)提供的全、靜壓信號解算
得到。馬赫配平耦合器與馬赫配平舵機(jī)構(gòu)成一個(gè)馬赫
數(shù)伺服系統(tǒng)。當(dāng)馬赫數(shù)改變時(shí)，馬赫配平舵機(jī)會帶動
升降舵或水平安定面隨之移動，使水平安定面隨馬赫
數(shù)變化的規(guī)律近似于圖中的虛線。不難判斷，當(dāng)飛機(jī)
馬赫數(shù)增加時(shí)，水平安定面的前緣會向下配平；當(dāng)飛
機(jī)馬赫數(shù)減小時(shí)，水平安定面的前緣會向上配平。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
 6．配平警告
當(dāng)速度配平或馬赫配平失效后，警告系統(tǒng)會發(fā)出警
告。駕駛員則必須注意速度的變化，必要應(yīng)進(jìn)行人工
配平。當(dāng)自動配平失效，駕駛員應(yīng)意識到升降舵的偏
轉(zhuǎn)。當(dāng)斷開自動駕駛改由人工配平時(shí)必須拉住駕駛
桿。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
波音747—400飛機(jī)的安定面配平系統(tǒng)中安定面配平／
方向舵比率組件SRM和飛行控制計(jì)算機(jī)FCC可監(jiān)控各種
配平故障。安定面配平／方向舵比率組件SRM可監(jiān)控飛
行控制計(jì)算機(jī)FCC、安定面配平／方向舵比率組件SRM
和安定面配平控制組件STCM的工作狀態(tài)。SRM連續(xù)監(jiān)控
FCC輸人的信號，如果有故障則斷開自動配平，并產(chǎn)生
一個(gè)CMC故障信息。SRM還可探測非計(jì)劃安定面配平，
即SRM無配平指令而安定面位置改變超過1度時(shí)，SRM切
斷安定面配平控制組件STCM的配平馬達(dá)工作活門，使
安定面停止移動，同時(shí)發(fā)送到EICAS一個(gè)信息“STAB
TRIM UNSCHD”。SRM監(jiān)控SRM的內(nèi)部故障有：準(zhǔn)備和控
制指令不一致；準(zhǔn)備和控制方式不一致；硬件輸出指
令和軟件指令不一致。SRM探測到故障后發(fā)送SRM故障
信息到EICAS／EFIS接口組件。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
FCC可探測三種故障：
 第一種是死配平，就是有安定面配平指令而安定面不
動；
 第二種是失控配平，即沒有配平指令而安定面移動；
 第三種是反向失控，即安定面移動方向與配平指令相
反。死配平和反向失控會點(diǎn)亮自動駕駛提醒燈，失控
配平則點(diǎn)亮非計(jì)劃配平燈。
4.2安定面配平、馬赫配平的基本工作原理
4．3 偏航阻尼系統(tǒng)
4.3.1飛機(jī)的平衡與穩(wěn)定
飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)的各力之和與各力與飛機(jī)重心所構(gòu)成的
力矩之和均為零。飛況處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)不繞重心轉(zhuǎn)動，其飛行
　
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