曝光臺 注意防騙 網曝天貓店富美金盛家居專營店坑蒙拐騙欺詐消費者

二、載荷感覺器
由于在超音速飛機上裝了無回力助力操縱系統，駕駛員操縱的是助力器的分油活門，因而感受到的只有很小的摩擦力。如果駕駛員沒有力的感覺，就不能掌握用桿量的大小，也就不能正確地操縱飛機。為此在操縱系統中安裝了載荷感覺器，使駕駛員從駕駛桿上間接地感受模擬空氣動力的作用和變化。
對載荷感覺器的基本要求是：載荷感覺器加于駕駛桿的力應與舵偏角（或桿位移）分段成正比，當駕駛桿和舵面在中立位置時，拉力應為零。同時還應保證當放松駕駛桿時，駕駛桿能自動回到配平位置。
由于彈簧在外力戶作用下產生的位移 (與外力成正比，隨著彈簧剛度的不同，可得到一組不同的彈簧特性曲線。載荷感覺器實質上是一組彈簧，通過彈簧的壓縮來產生桿力。由于要求桿力的變化規律在不同的位移上是不同的，因此用一個彈簧不能滿足桿力和桿位移的要求。 •*)•
 
如彈簧剛度比較小，當桿位移小時，則太小的桿力使得操縱感覺不靈敏，容易發生操縱過猛的現象；或者當駕駛桿偏離了中立位置，飛行狀態有了改變，而駕駛員憑桿力覺察不到。若用剛度較大的彈簧來模擬大的桿力增量，則桿位移大時，太大的桿力又會使桿力太重，操縱疲勞，希望采用剛度小的彈簧使桿力增長緩慢些。為了避免用一個彈簧產生顧此失彼現象，載荷感覺器必須選擇一組不同剛度的彈簧進行組合，以滿足駕駛員對桿力特性的要求。
三、調整片效應機構
飛機上的調整片是用來幫助駕駛員在長途飛行中平衡舵面氣動載荷，從而卸除桿力以減輕駕駛員的疲勞的。采用了無回力助力系統后，舵面上的氣動載荷全部由助力器平衡。因此駕駛桿力并不來自舵面而來自載荷感覺器，要卸除桿力，必須卸除載荷感覺器中的彈簧張力，亦即卸除彈簧被壓縮的位移。
當駕駛員長時期拉桿飛行時，載荷感覺器的彈簧將被壓縮 "，若要消除桿力，只要按動駕駛桿上的操縱電門，使電機轉動帶動活動桿伸出，從而使轉軸逆時針轉動，帶動載荷感覺器的外筒向左運動。當外筒的位移量 等于 "時，桿力便全部卸除。此時駕駛員不需用力，就可使駕駛桿和舵面保持在要求的位置上。
調整片效應機構亦可用來操縱平尾。例如當松桿飛行時，操縱電門，活動桿移動將帶著載荷感覺器、力臂調節器和助力器使平尾偏轉，這時載荷機構只起傳動桿的作用。駕駛桿跟平尾一起活動而感覺不到有桿力。
四、力臂調節器
"采用力臂調節器的原因
我們知道，在不同的高度和速度下，飛機平尾偏角隨縱向過載的變化率 %" & %’變化很大，圖 ( "的曲線，表示 %" & %’隨動壓 )，高度 *變化的規律。而平尾偏角甲與駕駛桿位移工之間的關系，由于助力器的跟隨性，它們仍然存在著直接聯系，而且是成比例的。
在縱向操縱系統中存在下列關系式：
%+ &%’ , %%+ " %%’ " , -" %%’" （ ./ .0）
式中1 %+ &%’———產生單位法向過載所需要的駕駛桿位移；
%" & %’———產生單位法向過載所需要的平尾偏角；
%+ & %" ," &-—
—操縱系統傳動系數的倒數。
由上式看出，如果系統總傳動系數 -在飛行中是常值，則要求 %+ & %’亦按圖  ./ .2的曲線變化。例如某殲擊機以表速 /2234 & 5飛行，在海平面（ *,6）處獲得一個 •0"•
 
法向過載需拉桿 "；而在  % &’處，獲得同樣的過載就需拉桿 (&。這樣就給駕駛員操縱飛機帶來極大困難。因此為保證駕駛員在各種飛行情況下產生單位法向過載所需的駕駛桿位移量是一個常數，或在預定的數值范圍內變化，這就必須采用力臂調節器。另外，系統中雖設置了載荷感覺器，但桿力只隨駕馭桿位移而變，采用了力臂調節器，使桿力也隨著高度、速度而變化。
由式 ) *+ *,可見，欲使 -. / -0保持常數，除非系統的傳動系數 1亦隨著動壓 2，高度 按圖 ) *+ *"的曲線規律變化。如 - / -0大，希望 1值也大；若 - / -0小， 1也小。因為從式 ) *+ *,可看出， 1值大，則 /1小（此時 - / -0大），從而 -. / -0保持不變。

圖 ) *+ *"3 - / -0隨 4，的變化曲線
前面談到，系統總傳動比和傳動系數成正比，而總傳動比是搖臂、駕駛桿等操縱
環節傳動比的乘積，如果在系統中只要使某一級搖臂的傳動比隨著 ，5按預定的規
律改變，就可滿足在任何飛行狀態下，駕駛員都可得到合適的桿位移。力臂調節器就
是用來調節這一級搖臂的傳動比。
)6力臂調節器的工作原理
圖 ) *+ *7是力臂調節器的工作原理圖，其殼體的固定軸 8連接于機身上，殼體接耳月通過線系和駕駛桿相連， 89即為其主動臂的半徑。活動臂 :;在殼體內可以上下移動，上端 :與通向舵面的拉桿連接，下端 ;與載荷機構的活動桿相連， 8:即為它的從動臂半徑。活動臂 :;的移動是由電動機構操縱的，而電動機的正反轉向（相應 :;上下移動）是由感受飛機速壓和靜壓變化的膜盒來控制的。活動臂伸出到最大位置時，臂值 8:最長，系統傳動比最大，此為大力臂狀態；當活動臂縮到最小位
置時，臂值 8:最小，系統傳動比最小，此為小力臂狀態。
由圖 ) *+ *7（<）可看出，在同樣桿位移 ".下，大力臂時， 8:長，傳動系數 1大，
舵偏角 "大，而臂值 8;小（因 :;總長不變），彈簧壓縮量 "=小，桿力小。力臂
調節器的這種工作狀態，和飛機在高空或小表速的飛行狀態相匹配。因為在這種飛
•,))•
 
行狀態下，所需  " 大，鉸鏈力矩小，桿力小，力臂調節器滿足了這一要求。
同樣，由圖  %& %’（(）可見，在低空或大表速飛行時，所需  " 小，而希望模擬的桿力大。使力臂調節器處于小力臂狀態，則 )*+短，平尾偏角 "小；而 ),+長，彈簧壓縮量 "-大，桿力大，恰好滿足要求。而且可以推導出產生單位法向過載所需
的桿力 . 與 ),長度 /的平方成正比。

01力臂調節器的調節規律
如上所述，力臂調節器實質上是一個從動臂半徑可以自動隨動壓 2，高度 3大幅度變化的搖臂。而它的變化規律應與  " 隨 4，3的變化規律相對應。但由圖 % & %’看出，  " 隨 4，3的變化規律是很復雜的，力臂調節器在構造上不可能實現這種調節規律，若把圖  %& %’所示的曲線簡化為折線（虛線所示）后，則可實現。
　
中國航空網 www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機檢測與維修實用手冊 1(116)