| 第四节 操纵系统 |
| 操纵系统的型式及分类 |
现代飞机上需要操纵的部分是很多的，如前面讲座过的增升装置、操纵面以及起落装置和动力装置等。使这些部件或装置按照飞行员的意志进行动作的机构或系统“操纵系统”。
在这些部件和装置中有的是经常要操纵的如副翼、方向舵、升降舵（全动水平尾翼），用来操纵这些部件的机构称“主操纵系统”。而其他部件则不是经常要操纵的，它们的操纵机构称“辅助操纵系统”。
根据人的生理反应，驾驶力的大小，舵面偏转准确度的要求不同，主操纵又可分为两个完全独立的系统：手操纵和脚操纵。手操纵是操纵升降舵和副翼，脚操纵是操纵方向舵。
在早期的飞机上，操纵系统的能源为人力，目前亚音速及跨音速飞机上，人力仍为主操纵系统的主要能源，也就是通过驾驶员的力量来操纵飞机，所以无论是手操纵或脚操纵都应该使手和脚的运动方向与人的本能运动相一致，例如驾驶员向后拉杆，飞机就应该抬头向上，如果向右压杆，飞机就应该向右后偏斜，如果左脚前蹬，飞机就该向左转弯等等。
在低速飞机上，多使用软式操纵系统，它的传动系统主要是由钢索及滑轮组成的，这种传动系统可以很方便地改变走向来避开飞机上其他构件或设备，可以很方便地布置在最安全的地方。构造较轻也较简单。由于钢索在外力的作用下容易伸长，所以在装配时都要加预张力，但操纵时仍会产生弹性变形，因而驾驶杆上有“弹性间隙”的感觉。这就使舵面的偏转滞后于驾驶杆的动作，降低了操纵面的跟随性，并且在使用过程中仍会伸长，因而要经常调整。
当飞机的速度不断增大，对操纵面的跟随性要求逐渐提高，并且铰链力矩也不断增大，因此发展了用拉杆、摇臂代替钢索、滑轮的硬式操纵系统。由于拉杆不会伸长。在连接处装有滚珠轴承，所以摩擦力较小，没有弹性，因而也不发生弹性间隙现象，使操纵面的跟随性大大地提高。并且生存力也较高。所以虽然重量增大，并且制造复杂，不易在飞机内布置，但还是广泛地用于一般歼击机和高速飞机上。 |
| 液压助力器 |
飞机速度的提高以及飞机尺寸的加大，都会引起驾驶杆力的加大。为了减小操纵力，在操纵系统中出现了液压助力装置。
液压助力器实质上是一个液压随动机构，驾驶员通过传动系统控制助力器的分油活门，从而控制助力器的液压作动筒的伸缩来操作舵面。因此舵面上铰链力矩由液压助力器承受而不传给驾驶员，而驾驶同要克服的分油活门的摩擦力是很小的。如果驾驶员推动驾驶杆使连接在驾驶杆上的分油活门通过摇臂向前移动，则高压来油将通过活塞杆中下方的通道流入作动筒的左室，同时右室的液压油通过上方通道经过分油活门中间的通道从回油管流回液压系统的液压油箱。这样，活塞左边的压力大于右边就推动活塞杆向右移动。因为作动筒体是连接在飞机上的，所以与舵面连接的活塞杆上的力不传给驾驶员而直接由飞机机体承担。如果驾驶杆的移动方向相反，则通过分油活门高压来油将进入作动筒右室，而左室的油经回油管流回油箱。于是作动筒活塞杆也同驾驶杆一样向相反方向运动。
采用助力器的操纵系统有两种；有回力液压助力系统和无回力液压助力系统。两者的区别仅在于操纵系统的传动系统与舵面和助力器的连接方式不同。
在有回力助力系统中，当驾驶员通过传动杆将力加在杠杆的下端时就拉动分油活门使液压油路与作动筒接通，高压油进入作动筒迫使活塞移动，在活塞移动的同时，把油液作用在活塞上的力加在杠杆的上端。而杠杆的支点是固定在舵面摇臂上的，因此支点上克服舵面铰链力矩所需的操纵力由驾驶员所施加的力和液压助力器所施加的力组成。驾驶员操纵舵面的力只是总操纵力的一部分，因而部分操纵力可以为驾驶员提供操纵感觉。
无回力助力系统与有回力助力系统的不同之处，在于取消了杠杆，而使传动杆直接与分油活门相连，并使液压作动筒的活塞杆直接与舵面摇臂相连，这样，克服舵面铰链力矩的只有液压作动筒的力，而驾驶员施加的力只用来带动分油活门。为了使驾驶员在操纵驾驶杆时仍然能有力的感觉，在无回力助力系统中采用了感觉模拟装置（载荷机构）。它能使驾驶杆力随舵面偏转角、飞机速度、高度等变化，给驾驶员以应有的操纵感觉。 |
| 操纵系统的主要组成方式 |
下面以歼六飞机的全动水平尾翼无回力液压助力操纵系统为例，说明操纵系统的主要组成方式。系统的布置主要考虑以下三个问题：
首先是驾驶杆力的模拟，系统中采用载荷机构用弹簧模拟驾驶杆力，但是载荷机构所给出的驾驶杆力完全由驾驶杆的位移所决定，与飞机速度、飞行高度无关。因此，它不可能使驾驶员准确地操纵飞机。为此在传动系统中设置了力臂调节器。它在C点与机体铰接，A、B、D三点分别与载荷机构、助力器及驾驶杆的拉杆相连。当飞行速度增加时，皮托管感受的动压增加，带动平衡电桥的电刷，电桥失去平衡而对马达供电，马达带动力臂调节器内的蜗轮，使蜗杆AB下移，力臂BC减小，而力臂AC增大，从而使在同样的驾驶杆位移下，水平尾翼偏转角减小，而驾驶杆力增加。速度减小时，其作用相反。
其次是在超音速飞机上，调整片的偏转不能显著地改变操纵面上的压力分布，因此在全动式尾翼上不采用调整片。但驾驶杆力的平衡仍然需要，因此在系统中布置了调整片效应机构，其外壳固定在机体上，本身是一个电动舵机，外伸的蜗杆通过摇臂FG与载荷机构的活塞杆相连。驾驶员要松驾驶杆时，可按动驾驶杆上的按钮，使舵机的电路接通，外伸蜗杆移动，从而操纵了载荷机构中的活塞杆，使处于压缩状态的弹簧松驰，从而消除了驾驶杆力，而驾驶杆和水平尾翼仍然保持原有的位置。
最后是系统安全可靠的问题。在超音速飞机上，驾驶杆力很大，即使在短时的紧急情况下，驾驶员也很难直接操纵飞机，因此保证系统安全可靠就更加重要。为此在系统中采用了四套独立的装置。
第一套是正常的助力液压系统。
第二套是主液压系统，平时它是用作辅助操纵系统的动力源。当助力液压系统损坏时，即通过分流转换装置动用主液压系统作为助力器的动力源。
第三套是应急电动机构，当以上两个液压系统皆损坏时，转换活门右边的压力降低，活塞在弹簧的作用下向右移动，而使H点接通了继电器J，使电动马达转动而偏转水平尾翼。第四套是应急按钮操纵，在以上两三套全部损坏时，即可操纵驾驶杆上的按钮，利用调整片效应机构在压缩载荷机构中的弹簧的同时，使整个载荷机构移动，而带动水平尾翼和驾驶杆偏转。然而应急按钮操纵量是很小的。 |
