直升机的飞行原理视图（直升机机载电子设备CDV）
直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器设计-2
直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机工作原理-A
编写:贺军
1、概述：
直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机是飞行总监耦合器系统（F.D.C）中的主要项目，这使得通过直接对飞行伺服控制的作用来锁定飞机的重心安装在航向轴上。
“直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器”是用于检测“CDV 85耦合计算机”的试验器。由于测试“CDV 85耦合计算机”项目多，设计中分为自动检测“ATE”和手动检测2种方式，自动检测时是启动“自动检测功能”就自动的按照预定的程序自动检测，检测过程中只显示运行步骤和检测项目，一直到检测结束时给出检测报告，并提供检测结果数据可供打印使用。
人工检测是采用分项目手动检测，检测不同的功能在虚拟化仪表显示屏幕显示不同的虚拟仪表结构，维修人员可分屏显示检测不同的项目，便于判别准确的故障点位。
“直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器”系统组成如图所示：
直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器设计-2
直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机工作原理-A
描述操作
1、概述：
计算机是飞行总监耦合器系统（F.D.C）中的主要项目这使得通过直接对飞行伺服控制的作用来锁定飞机的重心安装在航向轴上。
注：每台计算机的主要特点：
计算机产品编号P/N 419-00320-550（有效性A）
计算机产品编号P/N 419-00320-560（有效性B）
计算机产品编号P/N 419-00320-561（有效性C）
计算机产品编号P/N 419-00320-570（有效性D）
计算机产品编号P/N 419-00320-571（有效性E）
A、环境
（1）、温度：
- 操作：-40℃到 70℃
- 性能：-55℃至 85℃
（2）、高度：
380mb到1013mb
（3）、振动
根据AIR 7304标准定义的频率和振幅，严重程度ZB和DO 160类别N的正弦波振动。
B、安装
（1）机械安装
该计算机必须安装在上述段落中规定的环境条件下。计算机安装在与图2兼容的机舱中的一个开口中。
（2）电气安装
计算机通过位于后面板上的一个连接器连接到飞机上，位于前面板上的另一个连接器允许连接到相关的飞行控制器上。
图2-1：
图2-2：
图2-3：
2、特点：
A、机械特性：
（1）、尺寸：见图2
（2）、重量: 2.3 kg (5.070 lbs) 最大.
（3）、紧固：
BNAE（航空和航天标准化局标准）标准：PrL70-115
模组：ITA4 - ARINC 408
4个M4个螺钉，螺距为0.7，长度为10毫米
B、电气特性
（1）、直流电源：
电源电压： 28V
消耗量：小于1A
（2）、交流电源
电源电压：26V，400Hz
消耗量：小于50mA
3、描述（IPL图1001）：
图1001：
计算机由一个矩形盒子组成，一边由螺丝固定，在前面和后面由安装板关闭。这个门允许进入印刷电路卡组件。这些卡配有一个用于连接和互连接电路的插件连接器。各种卡片的种类如下：
电路组件：PL12 - “ADAPT”俯仰适应（30）
电路组件：PL11 - “ANN”信号器逻辑（40）
电路组件: PL10 - “ENTL”输入逻辑（50）
电路组件: PL9 - “SOMT”俯仰加法器（60）
电路组件: PL8 - “C.TANG”俯仰开关（70）
电路组件: PL7 - “TANG”俯仰链路（80）
电路组件: PL6 - “CLAT”横向开关（90）
电路组件: PL5 - “LAT3”横向链3（100）
电路组件: PL4 - “LAT1”横向链1（110）
电路组件: PL3 - “LAT2”横向链2（120）
电路组件: PL2 - “F/D”F/D功能控制（130）
电路组件：PL1 - “A”电源（140）
位于左侧上的互连电路接收由上下侧上的滑动片固定的电子卡。
前后板各包括连接连接器：
- 前面板上的接头JO1允许与相关的飞行控制器连接，
- 后面板上的连接器JO2允许与飞机自动驾驶仪的相关元件进行连接。
4、操作
A、介绍
当与飞行控制器相关联，并通过自动驾驶仪作用于飞机伺服控制时，计算机能够获得以下信息：
（1）、在滚动轴上
- 选择标题保持或，
- 自动拦截和跟踪一个VOR无线电波束或，
- 自动拦截和跟踪LOC ILS无线电波束（LOC和ILS频率）或，
- 自动拦截和跟踪一个反向LOC无线电波束。
（2）、在俯仰轴上
- 高度保持，或，
- 速度保持或，
- 垂直速度保持或，
- 绕过功能，或者，
- 在手动降低功率后自动拦截和跟踪滑翔无线电波束或，
- 无线电高度计高度保持在ZRS不超过100英尺。
这两个轴的操作链为：
- 滚动轴的侧链，
- 俯仰轴的纵向链条。
这个开关实现了给这两个链的顺序。
注：与飞行控制器相关联，计算机构成飞行指挥耦合器系统，其可能是：
- 要么耦合到飞机自动驾驶仪(从飞行控制器CPL)，
- 或单独位于飞机仪表板上的飞行总监指示器（飞行控制器F/D），
或根据飞行员的要求与这两种设备相连接所需的东西。
B、侧链（图3和图4）：
图3：
图4：
当与飞行控制器相关联时，计算机产生一个信号，其振幅取决于根据给定的拦截轨迹和预定的航向来驾驶飞机所需的滚动姿态。由此产生的信号由两个信号的组合组成，即：
- 由飞机垂直陀螺仪产生的滚动信号(φ)，
- 飞行轨迹误差信号，表示航向与以下方向之间的误差：
。所需的标题，或
。VOR方向，或
。由LOC无线电波束所指示的方向。
将飞机的实际姿态与飞行轨迹误差信号进行比较；这两个信号之间的任何差异都会导致控制传感器，一方面通过安装在飞机上的AP发送到伺服控制，另一方面，发送到飞行指挥指示器，它将驱动垂直滚动杆。
没有有效信号会自动取消该功能及其对显示器滚动条的影响。在相关的飞行控制器上选择操作模式。
（1）选择标题保持
当选定的航向保持模式与相关的飞行控制器接合时，将获得此功能。
航向误差信号“ψs”是一个400Hz信号，与航向指示器确定的航向与测量航向之间的误差成正比。该信号通过开关M1-9和M1-16进行解调，
然后通过PL3的电路M2-12进行放大。它由PL4的MA12-8开关接通。该开关由逆变器电路NAND 的MN9-10和MN8-15关闭。
通过PL3的M11-12电路进行可变增益放大。PL3的晶体管Q1实际上是一个可变的负反馈电阻，由PL3的放大器M11-10控制，与速度Vi成正比(版本ABDE)。因此，速度越高，增益就越大。
只有当由PL3的电路M9和M10组成的比较器被触发时，才会发生这种情况。
该比较器由电路M8接通，该电路由HDG顺序控制，它在升降之间有大约1°的滞后。
在PL5中，PL3的M11a的信号由电路M3-1和M3-7产生，并由M3-8放大。
如果横滚通过继电器K1（信号φ命令）接合，则将其传输至AP。它也被2MA2-14放大，然后与PL2中的峰值裁剪电路1MA3-7的滚动姿态信号φ进行比较。
输出信号通过电路1MA3-14放大，该电路向飞行指示器提供信号和横向控制的FD信号。开关2MA3-9由命令“ψRO F/D”为零关闭。电位计P5用于调整1MA3-7的偏移量。
在PL2中，滚动姿态信号φ被电路1MA1-9和1MA1-16解调，然后被电路2MA2-1放大。
免责声明：本文仅代表文章作者的个人观点，与本站无关。其原创性、真实性以及文中陈述文字和内容未经本站证实，对本文以及其中全部或者部分内容文字的真实性、完整性和原创性本站不作任何保证或承诺，请读者仅作参考，并自行核实相关内容。
