直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機虛拟化儀表試驗器設計-2

　　直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機工作原理-A

　　編寫:賀軍

　　1、概述：

　　直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機是飛行總監耦合器系統（F.D.C）中的主要項目，這使得通過直接對飛行伺服控制的作用來鎖定飛機的重心安裝在航向軸上。

　　“直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機虛拟化儀表試驗器”是用于檢測“CDV 85耦合計算機”的試驗器。由于測試“CDV 85耦合計算機”項目多，設計中分為自動檢測“ATE”和手動檢測2種方式，自動檢測時是啟動“自動檢測功能”就自動的按照預定的程序自動檢測，檢測過程中隻顯示運行步驟和檢測項目，一直到檢測結束時給出檢測報告，并提供檢測結果數據可供打印使用。

　　人工檢測是采用分項目手動檢測，檢測不同的功能在虛拟化儀表顯示屏幕顯示不同的虛拟儀表結構，維修人員可分屏顯示檢測不同的項目，便于判别準确的故障點位。

　　“直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機虛拟化儀表試驗器”系統組成如圖所示：

　　直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機虛拟化儀表試驗器設計-2

　　直升機機載電子設備CDV 85耦合計算機工作原理-A

　　描述操作

　　1、概述：

　　計算機是飛行總監耦合器系統（F.D.C）中的主要項目這使得通過直接對飛行伺服控制的作用來鎖定飛機的重心安裝在航向軸上。

　　注：每台計算機的主要特點：

　　計算機産品編号P/N 419-00320-550（有效性A）

　　計算機産品編号P/N 419-00320-560（有效性B）

　　計算機産品編号P/N 419-00320-561（有效性C）

　　計算機産品編号P/N 419-00320-570（有效性D）

　　計算機産品編号P/N 419-00320-571（有效性E）

　　A、環境

　　（1）、溫度：

　　- 操作：-40℃到 70℃

　　- 性能：-55℃至 85℃

　　（2）、高度：

　　380mb到1013mb

　　（3）、振動

　　根據AIR 7304标準定義的頻率和振幅，嚴重程度ZB和DO 160類别N的正弦波振動。

　　B、安裝

　　（1）機械安裝

　　該計算機必須安裝在上述段落中規定的環境條件下。計算機安裝在與圖2兼容的機艙中的一個開口中。

　　（2）電氣安裝

　　計算機通過位于後面闆上的一個連接器連接到飛機上，位于前面闆上的另一個連接器允許連接到相關的飛行控制器上。

　　圖2-1：

　　圖2-2：

　　圖2-3：

　　2、特點：

　　A、機械特性：

　　（1）、尺寸：見圖2

　　（2）、重量: 2.3 kg (5.070 lbs) 最大.

　　（3）、緊固：

　　BNAE（航空和航天标準化局标準）标準：PrL70-115

　　模組：ITA4 - ARINC 408

　　4個M4個螺釘，螺距為0.7，長度為10毫米

　　B、電氣特性

　　（1）、直流電源：

　　電源電壓： 28V

　　消耗量：小于1A

　　（2）、交流電源

　　電源電壓：26V，400Hz

　　消耗量：小于50mA

　　3、描述（IPL圖1001）：

　　圖1001：

　　計算機由一個矩形盒子組成，一邊由螺絲固定，在前面和後面由安裝闆關閉。這個門允許進入印刷電路卡組件。這些卡配有一個用于連接和互連接電路的插件連接器。各種卡片的種類如下：

　　電路組件：PL12 - “ADAPT”俯仰适應（30）

　　電路組件：PL11 - “ANN”信号器邏輯（40）

　　電路組件: PL10 - “ENTL”輸入邏輯（50）

　　電路組件: PL9 - “SOMT”俯仰加法器（60）

　　電路組件: PL8 - “C.TANG”俯仰開關（70）

　　電路組件: PL7 - “TANG”俯仰鍊路（80）

　　電路組件: PL6 - “CLAT”橫向開關（90）

　　電路組件: PL5 - “LAT3”橫向鍊3（100）

　　電路組件: PL4 - “LAT1”橫向鍊1（110）

　　電路組件: PL3 - “LAT2”橫向鍊2（120）

　　電路組件: PL2 - “F/D”F/D功能控制（130）

　　電路組件：PL1 - “A”電源（140）

　　位于左側上的互連電路接收由上下側上的滑動片固定的電子卡。

　　前後闆各包括連接連接器：

　　- 前面闆上的接頭JO1允許與相關的飛行控制器連接，

　　- 後面闆上的連接器JO2允許與飛機自動駕駛儀的相關元件進行連接。

　　4、操作

　　A、介紹

　　當與飛行控制器相關聯，并通過自動駕駛儀作用于飛機伺服控制時，計算機能夠獲得以下信息：

　　（1）、在滾動軸上

　　- 選擇标題保持或，

　　- 自動攔截和跟蹤一個VOR無線電波束或，

　　- 自動攔截和跟蹤LOC ILS無線電波束（LOC和ILS頻率）或，

　　- 自動攔截和跟蹤一個反向LOC無線電波束。

　　（2）、在俯仰軸上

　　- 高度保持，或，

　　- 速度保持或，

　　- 垂直速度保持或，

　　- 繞過功能，或者，

　　- 在手動降低功率後自動攔截和跟蹤滑翔無線電波束或，

　　- 無線電高度計高度保持在ZRS不超過100英尺。

　　這兩個軸的操作鍊為：

　　- 滾動軸的側鍊，

　　- 俯仰軸的縱向鍊條。

　　這個開關實現了給這兩個鍊的順序。

　　注：與飛行控制器相關聯，計算機構成飛行指揮耦合器系統，其可能是：

　　- 要麼耦合到飛機自動駕駛儀(從飛行控制器CPL)，

　　- 或單獨位于飛機儀表闆上的飛行總監指示器（飛行控制器F/D），

　　或根據飛行員的要求與這兩種設備相連接所需的東西。

　　B、側鍊（圖3和圖4）：

　　圖3：

　　圖4：

　　當與飛行控制器相關聯時，計算機産生一個信号，其振幅取決于根據給定的攔截軌迹和預定的航向來駕駛飛機所需的滾動姿态。由此産生的信号由兩個信号的組合組成，即：

　　- 由飛機垂直陀螺儀産生的滾動信号(φ)，

　　- 飛行軌迹誤差信号，表示航向與以下方向之間的誤差：

　　。所需的标題，或

　　。VOR方向，或

　　。由LOC無線電波束所指示的方向。

　　将飛機的實際姿态與飛行軌迹誤差信号進行比較；這兩個信号之間的任何差異都會導緻控制傳感器，一方面通過安裝在飛機上的AP發送到伺服控制，另一方面，發送到飛行指揮指示器，它将驅動垂直滾動杆。

　　沒有有效信号會自動取消該功能及其對顯示器滾動條的影響。在相關的飛行控制器上選擇操作模式。

　　（1）選擇标題保持

　　當選定的航向保持模式與相關的飛行控制器接合時，将獲得此功能。

　　航向誤差信号“ψs”是一個400Hz信号，與航向指示器确定的航向與測量航向之間的誤差成正比。該信号通過開關M1-9和M1-16進行解調，

　　然後通過PL3的電路M2-12進行放大。它由PL4的MA12-8開關接通。該開關由逆變器電路NAND 的MN9-10和MN8-15關閉。

　　通過PL3的M11-12電路進行可變增益放大。PL3的晶體管Q1實際上是一個可變的負反饋電阻，由PL3的放大器M11-10控制，與速度Vi成正比(版本ABDE)。因此，速度越高，增益就越大。

　　隻有當由PL3的電路M9和M10組成的比較器被觸發時，才會發生這種情況。

　　該比較器由電路M8接通，該電路由HDG順序控制，它在升降之間有大約1°的滞後。

　　在PL5中，PL3的M11a的信号由電路M3-1和M3-7産生，并由M3-8放大。

　　如果橫滾通過繼電器K1（信号φ命令）接合，則将其傳輸至AP。它也被2MA2-14放大，然後與PL2中的峰值裁剪電路1MA3-7的滾動姿态信号φ進行比較。

　　輸出信号通過電路1MA3-14放大，該電路向飛行指示器提供信号和橫向控制的FD信号。開關2MA3-9由命令“ψRO F/D”為零關閉。電位計P5用于調整1MA3-7的偏移量。

　　在PL2中，滾動姿态信号φ被電路1MA1-9和1MA1-16解調，然後被電路2MA2-1放大。

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