（）大氣數據系統及限制信號系統
包括電源組件及大氣數據計算機，與空速管系統相交聯，接收動、靜壓信息，還與無線電高度表相交聯。有相關的動、靜壓傳感器和大氣溫度傳感器。有相關的迎角、側滑角及過載傳感器。
（"）自動控制系統包括數字交聯組件，模擬輸入、輸出裝置，模擬計算機，軌跡控制數字計算機及電源，有
相關的角速度、過載等傳感器。操縱設備包括四余度電源及四余度計算機，有相關的多套迎角、動靜壓、過載等傳感器。
三、設備的工作特點
慣性導航系統作為綜合導航系統中的自主導航系統，他是整個導航系統的核心，并由導航計算機與其他導航設備相交聯。
慣性導航系統采用主、備準備及工作方式，由兩套慣性平臺組成，主慣性平臺可以由正常準備進入慣性導航方式，備慣性平臺可以快速準備進入空中航路計算方式，只能當作航姿系統來使用。
在地面使用時，慣性導航有兩種準備方式：正常準備和快速準備 、正常準備需要 %& ’()，以保證足夠的導航精度，快速準備只需 " * +’()，可以完成航路計算，但精度較低。在空中使用時，慣性導航設備的導航精度由火控設備，無線電導航設備來校正。此時
必須保證飛機平飛 " * +’()。系統采用模塊化設計，計算裝置與測量裝置分離安裝，便于維護及檢測。大氣數據及限制信號系統大氣數據計算機是一個信息中心，用以生成大量的飛行參數。他是一個以軟件為主的
設備，計算機根據新接收的傳感器信息，依據大氣模型的經驗公式由測量數據計算出相應的飛行速度、高度、迎角，側滑角等飛行參數。限制信號計算機組件有相應的計算機及傳感器信號接收裝置，他與大氣數據系統相交聯，根據傳感器數據及飛機所帶負載情況，起落架收放情況，解算出極限速度，極限迎角及 •+",•
第九篇 飛行控制系統檢修
 
極限過載。其信息一方面傳人平顯、下顯及有關控制設備，另一方面傳人顯示信號形成器，
控制迎角過載指示儀的偏轉。自動控制系統自動控制系統不是常規意義上的自動駕駛儀，他有較先進的自動控制功能，并與機上
大氣機，導航系統，火控系統相交聯，完成較復雜的飛行自動控制任務。常規方式下：他與航姿系統相交聯，完成飛機姿態角的自動穩定；與大氣機相交聯，完成氣壓高度及無線電真高度穩定，還具有自動復飛，聯合操縱等功能。自動導航方式下：他與慣性導航及導航計算機相交聯，可以完成航線操縱自動控制，航
跡操縱自動控制、自動返航及著落。導引方式下：與火控系統及地方指揮接收系統相交聯，完成地面導引及自導引。他是一個以軟件為主的設備，自動化程度較高，采用了分散求解控制律，集中轉化控制
操縱量的設計思想，是目前世界上較先進的自動飛行控制系統。電傳操縱系統他是模擬式的計算機系統，由四余度的計算機完成不同余度要求的計算任務，縱向通
道中有傳動比自動計算裝置增穩控制裝置。傾斜通道有可斷開的阻尼器。航向通道有可斷開的阻尼器。當出現兩個以上的故障通道時，由人工轉入剛性連接狀態，保證飛機安全返航。
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第六章 現代飛行控制系統事故與故障實例及分析
第一節 與飛行控制系統有關的事故與故障事例
一、 "%&的事故
"%&是瑞典自行研制的新一代戰斗機，于 ’&((年 ’)月首飛。 ’&(&年 )月 %日，其首架原型機在試飛著陸時墜毀，事故原因是數字式電傳操縱系統軟件有缺陷。事后，用美國空軍的 *+一 %%變穩飛機進行了空中模擬飛行，再現了初始俯仰和滾轉響應太快，以及由于俯仰速度指令機構的缺陷而致駕駛員必須推桿才能使飛機著陸等問題。同時還發現，通過地面模擬所選擇的理想響應在空中模擬中卻過分靈敏而且發生急劇變化。通過空中模擬，還使設計人員認識到，像 "%&這類放寬靜穩定度飛機的操縱品質在飛機遇到擾動氣流時會發生驚人的變化，以致飛機無法控制。 ’&&%年 &月 (日， "%&的首架批生產型飛機在斯德哥爾摩進行交付以后的首次飛行表演，由 "集團很有經驗的試飛員駕駛，也不做高難動作。但表演剛進行 )分鐘，突然機頭自動上仰，飛機失控，駕駛員跳傘。事故主結論是：飛控系統的駕駛桿指令放大倍數太高，再加上過猛過快的操縱動作，導致系統超出穩定裕度，飛機進入失速狀態。為此，全部 "%&換裝了新版本的飛控系統軟件。
二、某型驗證機的事故
’&&’年 ,月 )%日，某型改裝的電傳操縱系統驗證機，正常進行了例行試飛，著陸接地時飛機輕度躍起約 %-./，駕駛員推桿制止機頭上仰，但第二次接地后飛機跳起更高，形成著陸跳躍，第三次接地后飛機再次跳起，機頭上仰，機身偏轉，駕駛員迅速推桿到底，仍不能控制飛機狀態。在飛機跳起高度達 ’-余米并向左傾斜成 %01時，駕駛員被迫跳傘，隨即飛機滾翻墜毀。事故原因是飛控計算機軟件存在缺陷，當駕駛員以較快較猛動作操縱飛機時，超出了飛控計算機原設定的操縱速度，計算機因“溢出”而不能工作。
三、 23—))飛機的事故
23—))飛機是美國研制的第四代戰斗機的原型機。 ’&&4年 ,月 )0日， 23—))飛機因天氣不好中斷試飛，駕駛員返場后打算以幾次進場復飛的方式耗油。第二次進場快結束時，駕駛員在跑道上空不足 ’0/的高度上接通加力、收起落架，準備復飛 5突然，飛機出現劇烈的俯仰振蕩，機腹撞地，擦地滑行近千米后起火，飛機嚴重損傷 5事故結論是，電傳操縱系統的軟件存在問題，使 23—))對駕駛員誘發振蕩“特別敏感”，導致推力矢量噴管和升降
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第九篇 7飛行控制系統檢修
 
舵出現非正常偏轉（以最后 " 的飛行錄像也可看出尾翼偏轉似乎過量）。這是首次在開加力并收回起落架的情況下使用“推力轉向”系統進行復飛，廠商認為“飛機飛進了飛行包線未曾研究的部分”。
四、 %—&’飛機的故障
%—&’飛機是美國和德國聯合研制的“增強戰斗機機動性驗證機”，該機在 ’((年的巴黎航展上因成功表演了過失速機動動作而引起轟動。 ’((年 ’月 ’(日，一架 %—&’在例行試飛時，因空速管結冰，測得的空速值偏低導致飛行控制系統工作失常，輸出的增益過大，駕駛員又未能及時轉為人工操縱，造成飛機失控墜毀。
　
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