第4章飞行器机载设备

第 4章飞行器机载设备

飞机、航天飞机和宇宙飞船等载人飞行器上的飞行员需要不断地了解飞行器的飞行状态、发动机的工作状态和其他分系统 (如座舱环境系统、武器系统、供电系统等 )的工作状况，以便飞行员按飞行计划操纵飞行器完成飞行任务；各类自动控制系统需要检测控制信息，以便实现自动控制。这些都是由机载设备完成的。

机载设备是各种测量传感器、各类显示仪表和显示器、导航系统、雷达系统、通讯系统、自动控制系统、电源电气系统等设备和系统的统称。机载设备将飞行器的各个组成部分连接起来，相当于飞行器的大脑、神经和指挥系统。它能帮助飞行员安全地、及时地、可靠地、精确地操纵飞行器；保障飞行器的各项任务功能、战术技术性能的实现；自动地完成预定的飞行任务 (如自动导航，自动着陆等 )；完成某些飞行员无法完成的操纵任务 (如高难度的特技飞行动作、危险状态的自动改出等 )。

4 ． 1 传 感器、 飞 行器 仪 表与 显 示系 统

从控制飞行方式来分飞行器可分为有人驾驶和无人驾驶两种。但它们在机载设备方面是基本相同的。主要区别在于，有人驾驶的飞行器需要仪表显示系统，提供给飞行员观察和判断飞行状态，以做出正确的操纵控制指令。而无人驾驶飞行器则不需要显示。 通常飞行器通过传感器测量各种直接参数，由机载计算机计算得到间接参数，经系统处理转变为可显示的参数，由显示系统以指针、数字或图形方式显示出来，或将这些参数传输给自动控制系统，产生控制指令，直接操纵飞行器改变飞行状态或对外部事件作出反应。 所需要测量的飞行器状态参数可归结为以下几类：

(1) 飞行参数一一飞行高度、速度、加速度、姿态角和姿态角速度等；

(2) 动力系统参数———发动机转速、温度、燃油量、进气压力、燃油压力等； (3) 导航参数——位置、航向、高度、速度、距离等；

(4) 生命保障系统参数一—座舱温度、湿度、气压、氧气含量、氧气储备量等； (5) 飞行员生理参数——飞行员脉搏、血压、睡醒状态等；

(6) 武器瞄准系统参数——目标的距离、速度、高度、雷达警告、攻击警告等； (7) 其他系统参数——电源系统参数、设备完好程度、结构损坏程度等。 4 ． 1． 1 飞行器参数测量的基本方法 各类航空器和航天器所测量的参数种类很多，主要测量的物理量有力、压力、速度、加速度、角度、温度、转速、流量、容量和频率等；还有电气参数如电压、电流等数值。这些物理量主要是通过不同的传感器进行测量的，传感器就是直接感受物理量的器件，这里仅介绍几种主要的测量传感器。 1 ．压力传感器

这里指的压力实际上是流体介质的压强，在工程上一般称为压力。测量压力由许多方法，最常用的有：变形测量和特性参数测量两种。变形测量是将膜片、膜盒、波纹管、包端管等弹性元件作为压力敏感元件，在受到流体介质的压力后，这些元件产生变形 (变形量一般很小 )，将变形的位移放大后转变成指针的指示，也可通过电位计转变为电压信号，以数字方式显示出来。特性参数测量是将单晶硅膜片、振动膜片、振动筒等作为敏感元件，在其受到压力后，自身的电阻或固有振动频率发生变化，测量这些变化就可间接得到压力数值。 如图 4— 1所示为一种压阻式压力传感器。硅膜片受到压力变化时，贴在其上的四个应变电阻的阻值发

图 4-1压阻式压力传感器

生变化，使电桥电路产生与压力呈一定函数关系的输出电压，检测电压的大小便可得到压力的数值。应变电阻易受温度的影响，引起测量误差，需要采取温度补偿措施。

如图 4— 2所示为一种谐振式压力传感器。它用合金膜片感受压力的变化，压力不同膜片的应力状态不同，就具有不同的固有频率。我们在膜片的一端通过压电谐振器给予激励，膜片则按固有频率振动，通过另一端的拾振器检测它的固有频率，就可得到压力数值。将拾振器的输出信号放大后正反馈到压电谐振器，以维持膜片在固有频率下振动。谐振式压力传感器抗干扰能力强，测量精度高，是目前使用较多的一种压力传感器。

图 4-2 谐振式压力传感器

2 ．温度 传 感器

测量温度只能采用间接的方法，一般通过某些物体与温度有关的一些性能参数或状态参数来测量。如物体的体积、密度、弹性模量、导电率、导磁率等的变化与温度有确定的函数关系，当该物体与被测介质处于热平衡状态时，即可通过测量这些参数而间接得到被测的温度值。这里介绍两种最常用的温度传感器。 (1) 电阻式温度传感器

金属导体的电阻随温度升高而增大；半导体的电阻有的随温度升高而增大，有的随温度升高而减小。电阻值与温度都有确定的函数关系，因此测量其电阻值就可以测量温度。前者称为热电阻，后者称为热敏电阻。 (2) 热电偶式温度传感器

两种不同导体的两端牢靠地接触在一起组成一个封闭回路，如图 4— 3(a)所示，当两端接触点温度不相同时，回路中就产生电动势。温差越大电动势越大。组成回路的材料不同，所产生的电动势也不同。这种现象叫热电效应。两种导体所组成的回路称为热电偶。热电偶中温度高的一端叫热端 (工作端 )，另一端叫冷端 (自由端 )。热电偶方式比较适合于高温测量，例如活塞发动机汽缸头温度、喷气发动机排气温度等大都采用这种方式测量，如图 4— 3(b)所示。

（ a）工作原理 （ b）测量发动机排气的探头

图 4-3 热电偶温度传感器

航空上常用的镍铬—镍硅材料的热电偶，其测量温度为 -40℃～ 1300℃。 3 ． 转 速 传 感器

磁敏电阻脉冲传感器是一种非接触式数字化传感器，它是将机械运动中的物体表面粘贴上磁敏条，通过检测其移动或转动产生的脉冲，并将其转变为脉冲电信号的基础元器件。可用于测量转速、位移、频率、液面位置等参数，还可以作为接近开关应用于钢铁部件的定位、限位和行程开关等方面。特别适合于像发动机主轴等高速运转部件的非接触式测量。

4 ．加速度 传 感器

加速度是飞行器非常重要的一个参数。其测量原理是：要使物体产生加速度必须给它施加一个力，通过测量力的大小可以计算出加速度的值，而力是通过测量弹性物体的变形或位移间接得到的。如图 4— 4所示为一个摆式加速度计的原理图，其敏感元件是一个摆锤。当飞行器在 x轴方向有加速度时，摆锤将受到与加速度方向相反的惯性力，摆锤在惯性力作用下绕转轴 y转动一个角度，并与弹簧扭力和重力矩的合力相平衡，弹簧的作用是尽量减小重力的影响，减小摆锤的转角。这样通过测量转轴的转角即可得到运动的加速度。实际的摆式加速度计为了减小机械摩擦、提高精度，将摆锤放在液体中悬浮起来，如图 4— 5所示是一个具有平衡回路的液浮摆式加速度汁，它用信号器测量转轴的转角，并提供反馈信号给力矩器，力矩器产生恢复力矩抵消惯性力矩，使摆锤回到原位，通过测量力矩器的电压或电流，换算成加速度。

图 4-4 摆式加速度计原理 图 4-5 液浮摆式加速度计

5 ．迎角 传 感器

飞行中需要测量的角度可分为两种：一是相对气流方向的角度——迎角，另一个是相对惯性空间的角度——姿态角。

迎角传感器是测量飞机轴线相对气流的夹角的传感器。其基本构造如图 4— 6所示。在飞行器外安装有可转动方向的小叶片，叶片象风标一样总是转向顺气流方向，叶片的偏转产生了与机体的偏角并带动内部连接的平衡电桥电位计，电桥的电信号传输到姿态指示仪，显示出当时机体与气流的夹角。为避免气流在飞行器周围绕流产生的流动方向误差，一般迎角传感器都安装在飞行器的前端。当采用两个互相垂直的叶片时，可同时测量俯仰角和侧滑角，水平叶片测量俯仰角，垂直叶片测量侧滑角。

图 4-6 迎角传感器

4 ． 1 ． 2 主要 飞 行状 态 参数的 测 量

飞行状态参数包括线运动参数和角运动参数。线运动参数包括飞行高度、速度和线加速度；角运动参数包括姿态角、姿态角速度和姿态角加速度。 1 ．飞行高度的测量

飞行高度是指飞行器的重心相对于某一基准面的垂直距离。按照所选择的基准面的不同飞行高度可分为如下 4种高度，如图 4— 7所示： 绝对高度——距实际海平面的垂直距离；

相对高度——距选定的参考面 (如起飞或着陆的机场地平面 )的垂直距离； 真实高度——距飞行器正下方地面的垂直距离；

标准气压高度——距国际标准气压基准平面的垂直距离。 在不同的 场 合会用到不同的高度，如起 飞 着 陆 使用起降 场 地的相 对 高度， 执 行低空 飞 行、 轰 炸、照相等任 务时 使用真 实 高度，空中交通管制分 层飞 行使用 标 准气 压 高度， 飞 行性能描述使用 绝对 高度等。

图 4-7 4种高度的描述

飞 行高度的 测 量最常用的方法有气 压测 高和无 线电测 高，另外 还 有激光 测 高、直 线 加速度 积 分 测 高和同位素 测 高等方法。 这 里主要介 绍 气 压测 高和无 线电测 高。

(1) 气 压 式高度表

在地球重力 场 中，大气 压 力随高度的增加而减小，并且有确定的函数 关 系。 这 个函数 关 系由国 际标 准大气 给 定 ( 见 第二章 )。气 压测 高法就是通 过测 量 飞 行器所在位置的大气 压 力，通 过换 算 间 接得到 飞 行高度的。

如 图 4 — 8所示 为 气 压 式高度表内部构造示意 图 。它主要的元件是一个真空膜盒式 压 力 传 感器。另外 还 有放大 传动 机构、指 针 、刻度 盘 等元件。真空膜盒内部是抽真空的，高度表壳内接通大气静 压 。真空膜盒受到的 压 力，与膜盒的 弹 性相平衡。随着高度的 变 化，作用在真空膜盒上的气 压 也同 时发 生 变 化， 变 化后的 压 力使真空膜盒 产 生 变 形，以达到新的平衡。杠杆和 齿轮 将 这种变 形放大，并 带动 指 针转动 ，在刻度 盘 上就可指示出高度数 值 。

图 4-8 气压式高度表测量原理

飞行器上实际使用的气压式高度表，如 图 4 — 9所示的刻度盘是可以调 整的。表 盘上有一个小窗口， 调 整刻度 盘 的同 时 指 针 相 应转动 。将其中的刻度 调 整到 标 准气 压 基准 时 (760 mmHg) ，此 时 指 针 指示的是当地 标 准气 压 高度；如果将指 针调 至零位，那 么 随着高度的 变 化，指 针 将指示相 对 高度。另外采用双指 针 是 为 了提高 显 示精度，它就像 时钟 的 时针 和分 针 一 样 ， 长针 一圈指示高度 为 1 000 m ，此 时 短 针 走一小格， 这 个高度表的量程是 20 000 m。

图 4-9 气压式高度表盘

气 压 式高度表会受到当地天气 变 化的影响，而 产 生高度 测 量 误 差。在高度 较 小 时 ( 100 m 以下 )，由于膜盒 变 形很小，加上机械 传动 的 间 隙等因素，气 压 式高度表的灵敏度 较 差。 (2) 无 线电 高度表

飞 行器通 过 天 线 向地面 发 射无 线电 波，到达地面后会 产 生反射， 飞 行器上的接收机接收反射波，通 过计 算就可以确定高度了。常用的无 线电 高度表有两 类 ，一 类 是脉冲式。脉冲式无 线电 高度表， 发 射的是 宽 度很窄的脉冲 (脉冲 宽 度在 10 -9s量 级 ) ，接收机接收到反射波，并 计 算出 电 波往返于 飞 行器与地面之 间 的 时间

间 隔，然后 换 算成高度 (c 为 光速 )。另一 类 是 调频 式，它 发 射 连续 的等幅无 线电 波，但 发 射波的 频 率是有 规 律地随 时间变 化， 电 波 经 地面反射后由于 时间 上的延 迟 ，接收到的 频 率与此 时发 射 频 率之 间 有一个 频 率差， 频 率差与 电 波的延 迟时间 成正比，即与 飞 行高度成正比，通 过测 量 频 率差即可得到 飞 行高度。

调频 式无 线电 高度表比脉冲式 测 量精度要高，可达到土 0． 3m或 1％的高度 误 差。无 线电 高度表直接 给 出 飞 行器与地面之 间 的真 实 高度的精确 值 ，而不受气 压变 化的影响，因此 对 保障低空 飞 行和着 陆阶 段的安全有着重要的作用。 2. 飞 行速度的 测 量

飞 行速度的 测 量方法有： 压 力 测 量法、加速度 积 分 测 量法和雷达 测 量法等多 种 方法。其中 压 力 测 量法最 为简单 ，相 对测 量精度也 较 低；加速度 积 分 测 量法是通 过 先 测 量加速度，再 经积 分 计 算得到速度， 这种 方法有 积 累 误 差；雷达 测 量法精度高，不受气候条件的影响，是 较为 先 进 的 测 量方法，但 对 于相 对 距离 较远 的航天器来 说 却无法使用。 (1) 气 压 式空速表

气 压 式空速表是一 种 通 过 感受 压 力来 间 接 测 量相 对 气流速度的 仪 表。

一般在 飞 行器的前端，都有一根 细 杆，它就是空速管。空速管的正前端 开 有 总压 孔，在稍后面垂直 侧 壁方向 开 有一圈静 压 孔，如 图 4 — 10所示。空速管正 对 气流 时 ，前端气流形成 驻 点，速度 为 零，根据伯努

图 4-10 空速管构造原理图

利方程， 这 点的气 压为总压 ； 侧 壁的静 压 孔因其与气流方向垂直，感受到的 压 力与气流速度无 关 ，因此它感受的是大气静 压 。

如 图 4 — 11所示 为 气 压 式空速表构造示意 图 ，其中表壳内 开 口膜盒外接的是空速管的静 压 孔， 开 口膜盒内接空速管的 总压 孔。因此 开 口膜盒感受的是 总压 与静 压 的差，即 动压 。由伯努力方程可知， 动压 得到速度 值 。

， 这样 我 们 就可以 间 接

图 4-11 气压式空速表原理图

在式 中，如果 取 标 准海平面的密度，得到的空速称 为 指示空速。 飞 行 过 程中迎角一定 时 ，升力和阻力的大小直接取决于 动压 ，因此指示空速 对 保 证飞 行安全，防止失速，有着重大意 义 ，尤其是在起 飞 和着 陆飞 行 阶 段。

如 图 4 — 12 为 一 种组 合式空速表的构造原理 图 。 这种 空速表除 开 口膜盒外， 还 有一个真空膜盒，用以感受大气静 压 ，修正大气 压 力的 变 化引起的 误 差，但它只能在非 标 准状 态 下 进 行部分修正， 经过 修正的空速称 为 真 实 空速。在 标 准海平面状 态 下，指示空速与真 实 空速相吻合，而在非 标 准状 态 下或海平面以上，指示空速将偏离真 实 空速，高度越高，偏差越大。 组 合式空速表有两个指 针 ，分 别 指示真 实 空速和指示空速。

? 真空膜盒； 2-开口膜盒； 3， 6， 7， 13， 15-拨杆； 4-轴承； 5， 11-轴齿轮，

8， 12-扇形齿轮；

9- 指示空速针； 10-真实空速指针； 14-垫杆

图 4-12 组合式空速成表构造原理图

如果考 虑 到空速管不一定正 对 气流，由此而 产 生的 误 差，可用前述迎角 传 感器 测 得的迎角来修正。 每 根空速管在出厂前，通 过风 洞 试验 ，将它在各 种 迎角下的 测 量 误 差 标 定出来， 飞 行器 飞 行 过 程中通 过对 迎角和 侧 滑角的 测 量，来修正它 们产 生的 误 差。当然指 针 式气 压 空速表本身没有 这 个能力，需要采用其他方法修正。

空速表得到的是相 对 空气的速度，由于有 风 的影响，要想得到相 对 地面的速度， 还 要通 过 其他手段 测 量，如可以通 过 加速度 积 分法或无 线电 多普勒效 应 来 测 量。 (2) 升降速度表

前述空速表 测 量的是 飞 机前 进 方向上的速度，有 时 候 飞 行 员 需要了解 飞 行器的垂直速度，如 飞 机爬升 或下降 阶 段，特 别 是在接近地面 时 尤 为 重要，因 为 在低空 时 下降速度 过 大会有撞地的危 险 。气 压 式升降速度表可以通 过 气 压 的 变 化来 间 接 测 量升降速度。

如 图 4 — 13所示是气 压 式升降速度表的构造原理 图 。气 压 式升降速度表的基本构造与气 压 式速度表差不多，与气 压 式速度表稍有不同的是，升降速度表的 开 口膜盒内接通的是静 压 而不是 总压 ，另外表壳内的静 压 是通 过 一个很小的毛 细 管 连 接的。当 飞 行高度 变 化 时 ， 开 口膜盒内的气 压 随高度 发 生 变 化，而膜盒外的气 压 由于毛 细 管的阻滞作用， 变 化 较 慢，从而形成内外 压 力差， 这 个 压 力差使膜盒 变 形。高度 变 化得越快， 压 力差越大，膜盒 变 形越大，通 过 杠杆和 齿轮 将 这种变 形放大，并 带动 指 针 的 转动 ，在刻度 盘 上指示出高度的 变 化率，即升降速度。当高度停止 变 化，最 终 膜盒内外达到 压 力平衡，指 针 回到零位，指示升降速度 为 零。

图 4-15 图钉在桌面上的状态

4 ． 1． 3 大气数据系 统

现 代 飞 行器的 飞 行控制系 统 、 发动 机控制系 统 、 导 航系 统 和 仪 表 显 示系 统 等需要准确的静 压 、 动压 、温度、密度、高度、高度 变 化率、指示空速、真 实 空速等信息，而上述 这 些参数只是空气 总压 、静 压 、 总 温的函数，如果像采用气 压 式空速表等 单 个的 传 感器和 仪 表系 统 各自提供 这 些信息，不 仅 增加体 积 、重量和成本，而且不便 维护 ，同 时 影响 这 些信息的 测 量精度。 大气数据系 统 就是提供一 种综 合的、高精度的大气数据信息系 统 。它由核心部件大气数据 计 算机、 压 力和温度 传 感器，迎角和 侧 滑角 传 感器以及 输 入、 输 出接口和 显 示器等几部分 组 成，如 图 4 — 14所示。

4 ． 1． 4 飞 行姿 态 角度的 测 量

飞 行器的姿 态 角是相 对 于地球坐 标 系的，与气流方向无 关 。它 们 包括：俯仰角、偏航角和 滚转 角。姿 态 角的 测 量是由陀螺 仪 以及由陀螺 仪 与其他 测 量 传 感器 组 成的 仪 表来完成的。 1 ．陀螺 仪

陀螺 仪 不 仅 在航空器和航天器上得到广泛 应 用，并且在船舶、 导弹 和运 载 火箭也都有陀螺 仪 身影。陀螺 仪 有多 种类 型，下面介 绍 最基本的机械陀螺以及先 进 的静 电 陀螺和激光陀螺。 (1) 机械陀螺

在日常生活中我 们 可以 见 到一些 转动 的物体，如 杂 技运 动员 用一根 细 杆 顶 着 盘 子在空中旋 转 而不会掉下来，可以肯定地 说 ，如果 盘 子停止 转动 它是一定会掉下来的。又如我 们 取一枚 图钉 ，如果把尖朝下放在桌面上，它是一定要倒下的。但用手将它捻 动 使其快速 转动 ，仍然尖朝下放在桌面上，那它就会立在桌面上 转动 而不会倒下，如 图 4 — 15所示。以上 现 象 说 明高速 转动 的物体具有一 种 特性——它 们 可以保持旋 转轴 的方向不 变 。我 们 把具有 这种 特性的 转动 物体称 为 陀螺。

简单 的陀螺在 飞 行器上并没有 实 用价 值 ，将有一定 惯 性 质 量高速旋 转 的 转

子，安装在有一个或两个自由度的支架上 (内 环 和外 环 ) ，使陀螺的 转轴 具有一个或两个自由度，就构成了一个陀螺 仪 ，如 图 4 — 16所示。其中 转 子的 转轴 ，内 环轴 和外 环轴 相交于一点， 这 个点称 为 陀螺的支点，陀螺可以 绕这 个支点作任意 转动 。

陀螺仪高速旋转的转子具有一个重要的物理特性——一定 轴 性，定 轴 性是指高速旋 转 的 转 子具有 维 持其 转轴 在 惯 性空 间 内方向不 变 的特性。我 们 将陀螺 仪 的底座固定在 飞 行器上，随 飞 行器一起运 动 ，而陀螺的 转 子由于其定 轴 性 则 保持方向不 变 ，通 过测 量 转 子 轴 和基座之 间 的 夹 角就可以得到 飞 行器的姿 态 角。 陀螺 仪还 有一个特性—— 进动 性， 进动 性是指当 转 子受到外力矩的作用 ( 图 4 — 17由 G 产 生的力矩矢量 M)， 转 子的 转轴 并未向 C的方向 转动 ，而是力 图 使 转 子 转动 矢量以最短路径向外力矩矢量靠近，即 H靠向 M。 这时 陀螺并没有从支架上掉下来，而是以一定的角速度 绕 垂直 轴线转动 ， 这种转动 称 为进动 。前面提到的立在桌面上 转动 的 图钉 ，如果你用手 轻轻 碰它一下， 图钉 便会 倾 斜，但它并不倒下来，而是 绕 垂直 线 晃 动 起来，大家可以自己 观 察 图钉 晃 动 的方向是否与 图 4 — l?描述的相同。

由于陀螺 仪 各 环 之 间 的摩擦力矩 (外力矩 )使陀螺 产 生 进动 ，会破坏陀螺 仪 的定 轴 性， 实际 的陀螺 仪 会采取很多措施尽量减小机械摩擦，如液浮陀螺，如 图 4 — 18所示将 转 子安放在浮子中，浮子 悬 浮于液体中，减小了 轴 承的机械摩擦，提高了陀螺 仪 的 稳 定性。

图 4-16 陀螺的基本构造示意图 图 4-17 陀螺的进动 (2) 静 电 陀螺

静 电 陀螺是一 种 比 较 先 进 的陀螺，其 转 子是球形的，称 为 陀螺球。它采用三 对 静 电 极 产 生的高 压 静 电 ，将陀螺球全 悬 浮于近乎真空的 转 子室内，其 转 子不与其他物体接触，几乎没有机械摩擦。

图 4-18 液体转子陀螺

如 图 4 — 19所示 为 陀螺球和支撑它的三 对 高 压电 极。 电 极上加以上千伏的 电压 ，陀螺球 对应 区域表面

图 4-19 静电陀螺支撑电极

将感 应 出相反的 电 荷 (如 电 极 为 正， 则 球面上 电 荷 为负 ) ， 电 荷 间 吸引力 试图 将陀螺球拉向 电 极；与 这 个 电 极 对 称的另一 边 的 电 极同 样产 生吸引力拉住陀螺球，当两 边 吸引力相同 时 陀螺球可保持在两个 电 极中 间 的位置。 这样 三 对电 极可把陀螺球 悬 浮在所有 电 极的中心位置，而不与 电 极有任何接触。 静 电 陀螺采用 谐 振支撑系 统 和位移反 馈 系 统 自 动调节 支撑力，它的任 务 是当陀螺球受到干 扰发 生偏移 时 ，球与 电 极之 间 的 间 隙 发 生 变 化， 这 个 变 化被位移反 馈 系 统检测 到，自 动调节 加在 电 极上的 电压 大小， 进 而 调节 支撑力的大小，使球回到中心位置。

转 子球上刻有 标线 ，用光 电传 感器，如 图 4 — 20所示 测 量 转 子相 对 于壳体的 转 角和 转动 角速度。

图 4-20 光电传感器原理图

静 电 陀螺的陀螺球室是 处 于抽真空状 态 ，用 电 磁 涡 流启 动 后，陀螺球的 转 速可达 每 分 钟 十万 转 以上。由于没有摩擦，即使撤掉旋 转电 源，陀螺球依靠 惯 性仍可保持高速 转动 十几天，它非常适用于空 间稳 定平台等能源消耗小的航天 飞 行器。一个静 电 陀螺同 时 又可作 为 一个三 轴 加速度 计 使用。前面提到的支撑与位移反 馈 系 统 ，能感受陀螺球的位移，并 调节 支撑力的大小。 这 个支撑力 实际 上就反映了陀螺球受到的加速度的大小，只需通 过检测电 极 电压 的 变 化，就可得知加速度的大小。另外球形的 转 子使得它可以全姿 态输 出信号而不受任何限制。静 电 陀螺的缺点是制造特 别复杂 ，成本高，如陀螺球与支撑 电 极 间 的 间 隙一般在几十微米，要求有极高的加工精度。 (3) 激光陀螺

以上介绍了机械陀螺仪的工作原理。机械陀螺存在一些缺点；如需要一定的动力使转子高速旋转；机械摩擦、振动等因素会使陀螺仪产生漂移，影响测量精度；相对体积大，重量大。 静电陀螺虽然没有摩擦，但结构复杂，价格昂贵。目前正在广泛使用的激光陀螺已经克服了上述缺点。

激光陀螺是一种谐振式无转子陀螺，它的基本元器件有氦氖激光器、激光器电源、两个全反射镜、一个半透半反射镜、合光棱镜、光电检测器、频率计、可逆计数器以及壳体等。激光具有单色性好、能量集中、相干性好的特点。半透半反射镜是允许一部分激光透过、而另一部分激光被反射的镜片。 如图 4— 21所示是激光陀螺的基本原理图。激光器从两端发射激光，向左传播的激光经全反射镜 2、半

(3) 传递目标数据 (这里是指飞机之间、空地之间进行目标信息的非语言通讯联络 )； (4) 目视启动控制装置，例如飞行员的视线对准一个开关，这个开关便会显亮，加上左手 按压专门的触发按钮，便可启动这个开关；

图 4-29 导航显示仪

图 4-30平视显示系统组成

(5) 控制电视摄像机、夜视摄像系统等镜头的转动，使其与视线保持同步；

(6) 在陆军方面可以代替指挥仪控制高炮群和地对空导弹，打击低空高速入侵目标； (7) 单兵便携式导弹的发射瞄准器。 头盔显示系统主要由目镜、成像系统、电子组件、头盔定位系统以及输入、输出接口等组成，如图 4— 31所示。

成像系统目前主要有小型阴极射线管 (CRT)和发光二极管 (LED)阵列等显示方式。显示系统的信息通过成像系统投影到目镜的组合玻璃上，以图形、字符等方式使飞行员在观察外界的同时能看到这些信息。它也可以把武器的瞄准线、目标的捕捉信息、导弹的导引信息通过 投影系统叠加在目镜上，这一点类似于平视显示系统。它还可以传输和显示光栅图像，摄像 机、夜视仪拍摄的图像。

头盔定位系统是通过一定的检测方法检测头盔的运动，将头盔的运动信息转换为电信号 指令，驱动需要跟随头盔一起转动的武器和设备，如电视摄像头、武器发射架等；或将瞄准信息传输给武器的跟踪系统。头盔定位方法有机电法、光电法、电磁场法、声学法和图像识别法等多种方法。目前比较成熟、使用比较普遍的是电磁场法和光电法。

电磁场法是通过固定在座舱罩上的发射天线，在头盔周围建立起一个交变磁场。在头盔

的顶部有一个接受天线，交变磁场在接受天线内产生感应电流，通过电子组件对接受的情况进行放大解算处理，得到头盔的位置和指向。光电法的定位原理是：通过头盔上的发光器 (LED

三角形 )组成左右两个三角形图形 (头盔左右耳机旁边 )，在座舱仪表板两侧各有一个 V形狭缝摄像机 (一种半导体光探测器件，类似于扫描仪中的 CCD)，头盔的运动使三角形图形在摄象机上的成像产生变化，如图 4— 32所示。三角形图形的成像可以通过数学方式描述，因此头盔的运动可用数学方法解算出来而进行定位。 头盔显示器与其他显示系统相比有它突出的优点。

图 4-31头盔显示器 图 4-32头盔摄像定位系统

(1) 它缩短了截获目标的时间，能迅速瞄准目标和发射武器，使直升机减少地面炮火的攻 击和降低损失率。 F— 15战斗机进行过有头盔显示器与没有头盔显示器的空战模拟，虽然不 戴头盔显示器的飞行员可能首先发现对方，但先开火的往往是戴头盔显示器的飞行员，并且使用头盔显示器比不使用头盔显示器发射“响尾蛇”空一空导弹，在同一时间内要多发射一倍。

(2) 头盔瞄准具有的视野是全方位的，它不受常规光学瞄准具固定安装和窄视场的限制。一般使用平视显示器的武器瞄准系统的视场角为 30°左右，头盔显示器的视场角为 10°～ 12°，但由于显示器安装在头盔上，视界可随头部的转动而扩大，几乎可达方位角土 180°俯仰角土 90°。

(3) 由于武器系统与瞄准具联动，当飞行员目视搜索和跟踪目标时，武器和相关传感器可迅速跟随到目标方位，瞄准后武器能迅速发射，大大改善了人机接口关系，减轻了飞行员的负担。

随着电子技术的发展，在头盔瞄准具的基础上，从单一的光学瞄准，发展成今天的全天候、雷达和夜视瞄准的头盔显示／瞄准系统。这种系统正从飞行器武器瞄准扩大到防空炮火、单兵导弹、地空导弹等火力控制系统。 4 ．显示系统发展趋势

随着电子技术、显示技术的发展，飞行器显示系统也向着更高的水平迈进。彩色液晶显示器是正在走向成熟的显示器，它的优点是：重量轻、体积小，低功耗、高清晰度和高可靠性。

正像我们见到的计算机液晶显示器那样，液晶显示器能减轻 70％的重量，厚度减小 80％，耗电量减小一半；液晶显示在阳光下读数比显像管清晰得多；液晶显示器所需元器件少，而且多为大规模集成电路，因此可靠性高，平均无故障间隔时间达 2 000～ 5 000小时，是电子显像管的 10倍。

随着语音技术，触摸屏技术的成熟，显示器将发展为大屏幕全景显示器。它将整个仪表板集成为一块大的触摸显示屏，飞行员只需触及屏幕某一位置，就可以相应地改变显示格式，调 出更多的数据信息，也可以发出指令使系统执行任务。目前飞行员主要是通过视觉和触觉进行飞行，在听觉方面，除通讯对话外相对比较轻松。今后，显示系统可以通过语言来通报显示信息，飞行员也可以通过语音进行指令控制，用以调动飞行员的听觉，减轻视觉负担。

导航是把航空器、航天器、火箭和导弹等运动体从一个地方引导到目的地的过程。目前常用的飞行器导航方式有：无线电导航、惯性导航、卫星导航、图像匹配导航和天文导航等。飞行器在飞行过程中需要测定其位置、距离、航迹、飞行的速度、高度和方向等导航参数。 4 ． 2． 1 无线电导航系统 (RadioNavigationSystem)

通信、广播、电视等利用无线电波传递信息的技术已得到广泛的应用。无线电导航系统的任务是由地面导航台发射一定的无线电波，在飞行器上通过接收设备，测定飞行器相对于导航台的方位、距离等参数，以确定飞行器的导航参数，并通过显示系统提供给飞行员作飞行参考，或通过电气信号提供给自动驾驶系统，完成航向、航线修正，自动着陆等导航任务。 无线电导航使用的无线电波是通过直接传播或通过大气电离层反射传播的，它们很少受气候条件的限制，并且作用距离远、精度高、设备简单可靠，所以是飞行器导航的主要技术手段之一。尤其是在夜间或复杂气象条件下，保证飞行器的安全着陆，无线电导航设备是必不可少的导航工具。

根据导航方式的不同无线电导航可分为：测向无线电导航、测距无线电导航、测距差无线电导航和测速无线电导航等几种类型。 1 ．测向无线电导航系统

(1) 自动测向器 (Automatic Direction Finder简称 ADF)

自动测向器是在飞行器上用方向性天线接收来自地面导航台发射的无线电波，并确定电波来向相对于飞行器纵轴线的夹角的导航设备。它一般采用两个互相垂直的环状天线，如图 4— 33所示，其中 AA′与飞行器纵轴线平行， BB′垂直与纵轴线。当无线电波的来向与天线平面平行时，天线将得到最大感应电势。当无线电波的来向与天线平面垂直时，天线感应电势为零。如果飞行器纵轴线与电波来向有一角度日时， AA′和 BB′中的感应电势将分别与 COS和 sin成正比。把 AA′和 BB′，中形成的感应电流分别放大，在显示仪表的线圈 aa′和 bb′将分别产生磁场，该磁场又在线圈 c中感应出电势，通过伺服机构转动带有指针的线圈 c，使其中的感应电动势为零，由于和 aa′和 bb′中的电动势的强弱取决于电波来向角度日，因此使线圈 c中感应电动势为零的指向正好是电波的来向。。

图 4-33 自动测向原理图

ADF 工作的无线电频率在 150kHz～ 2 MHz，属于中长波段，作用距离约为 300 km。这 一波段的无线电波易受地形、时间和季节等因素的影响，而造成测量误差。此外它只能测定飞行器轴线相对导航台的方位，要想知道飞行器相对地球北极的方位，还需结合其他的导航方法提供航向基准。

(2) 全向信标系统 (VHF Omnidirectional Range 简称 VOR）

全向信标系统是一种近距甚高频撕向导肪系统，它由地面导航台向飞行器提供以导航台北向子午线为基准的方位信息，或为飞行器提供一条“空中道路”，以引导飞行器沿预定的航道飞行。也可以预先把沿航线的各 VOR导航台的地理位置、发射频率、应飞的航道等信息输入飞行管理系 统和自动驾驶系统，飞行器按输入的数据顺序自动飞向目的地。

VOR 系统的工作频段在 108— 118 MHz之间，各导航台可使用其中某些指定的频率。工作在这一频率的无线电波是以空间波方式直线传播，其传播方向不受气候和季节的影响，但作用距离受到视线距离限制，并与飞行器的飞行器的高度有关，飞行高度越高，作用距离越远。当飞行器有足够高度时，作用距离可达 480 。 全向信标系统由全向信标台和机上接收系统组成。由地面全向信标台发射的电波幅度是变化的 (称为调幅 )，幅度的变化规律受两个低频余弦信号控制。其一称为基准相位信号，在所有方向上都同时达到最大值；而另一个称为可变相位信号，在正北方与基准相位信号同时达到最大值 (相位差为 0° )，而在其他方向，它与基准相位信号的相位差与所在的方位角相一致，如图 4— 34所示。飞 行器上的接收系统，接收来自导航台的信号后，测量出基准相位信号与可变相位信号之间的相位差，就可以确定出飞行器位于地面导航台哪个方位上。

R- 基准相位信号 V-可变相位信号

图 4-34 全向信标系统的基准信号和可变相位信号

每个导航台还以一定的间隔重复发射自身的识别码，飞行器可以通过接收两个导航台的信息，根据预先储存在飞行器计算机内的导航台的地理坐标，计算出飞行器的位置。如图 4— 35所示，两个导航台 A和 B，它们的坐标为 (

，

)和 (

，

)，当飞行器测得

两个方位角 和 时，根据三角关系，便可算出飞行器的位置 (， y)。

VOR 导航台也经常作为机场自动着陆系统的归航导航台，作引导飞行器接近机场之用。

图 4-35 两个测向导航台定位

2 ．测距无线电导航系统

频率较高的无线电波在大气或宇宙空间中以光速直线传播，因此只要测量出飞行器发射的无线电波往返于地面导航台所需的时间，就可以确定出飞行器到地面导航台的斜距。这类导航方式称为测距导航。若要确定飞行器到导航台的水平距离，还需根据飞行器的高度进行计算。 下面以 DME(Distance Measuring Equip— ment)测距系统为例，介绍测距无线电导航的工作原理。

DME 系统工作在 962～ 1213MH 之间。飞行器上的询问器以某一频率每隔 1／ 150 S 到 1／ 24 S发射一次信号 (即重复频率为 24 Hz到 150 Hz之间 )。发射电波的时间很短，而休止时间相对很长，这样的信号称为脉冲信号——询问脉冲。地面导航台接收到询问器发出的信号，检验后以另一个频率发射脉冲——应答脉冲。询问器的接收机接收应答脉冲，测量出从发出询问脉冲到应答脉冲之间的时间间隔，即可换算出飞行器到地面导航台的斜距。如果把 VOR台和 DME应答器设置在同一个导航台，则飞行员可以根据机上设备的指示，以极坐标 的方式确定飞行器相对于导航台的位置。

图 4-40 数字地图形成示意图 图 4-41 网格化的数字地图 3 ．地形匹配导航

单纯的地形数据不能提供地理坐标位置，匹配导航必须与其他导航方式进行组合，如地形／惯性组合导航，就是由惯性导航系统提供地理位置信息，利用地形匹配修正惯性导航的误差，以提高定位精度。

地形匹配导航辅助导航系统主要由以下硬件设备组成： (1) 惯性导航系统，提供全部导航信息； (2) 无线电高度表，提供真实高度；

(3) 气压式高度表或大气数据系统，提供绝对高度；

(4) 导航计算机和大容量存储器，进行匹配计算和存放数字地图。 其中高度表、大气数据系统等仪表系统为导航系统提供所需的数据，而并非在导航系统中另采用一套。

在一维的地形匹配导航中，地形跟踪是主要的飞行方式，它由大气数据系统提供绝对高度，由无线电高度表探测航路上的真实高度，绝对高度减真实高度得到地形高度，沿飞行航迹的地形高度序列数据组成了高度实时图。将实时图与存储的数字地图按一定的算法进行数据处理，找出原图中与实时图最为接近的区域，则这个区域就是飞行器估计的地理位置，地形／惯性组合导航系统根据这个估计值去修正惯性导航系统的指示误差。匹配算法是相当复杂的，它对计算机由很高的要求。一般讲，实时图与原图几乎找不到完全一致的区域，通常是以一定的误差范围来判断匹配的接近程度，满足所要求的误差精度，就认为达到了匹配，原图中的相应位置既飞行器当时的地理位置。 利用地形匹配导航可以使飞行器进行地形跟踪，保持一定的真实高度，如图 4— 42(a)所示。也可利用数字地图中相同地形高度进行地形回避飞行，绕过高山，在山谷中穿行，如图 4— 42(b)所示。地形跟踪和地形回避是军用飞机低空突防的隐蔽飞行方式，并可保证低空飞行的安全高度。

图 4-42 地形跟踪飞行和地形回避飞行

4. 累象区配导航

景象匹配原理与地形匹配是类似的，两者的差别在于，景象匹配是在一定范围内，将实时图与网格化的数字地图逐格进行匹配，找出原图与实时图相似度最大的部分区域，来估计飞行器的地理位置。

景象匹配导航通常用在导弹的制导中。巡航导弹和弹道导弹在经过远距离飞行，到达目标区后，采用景象匹配技术进行末制导，修正飞行轨迹的偏差。 图像匹配导航需要在使用前预先制作大量数字化地图。对于导弹这样的武器系统，在出厂时是无法预先知道在哪里使用的，必须在使用前临时安装航线和目标附近的数字化地图。如图

4— 43所示为“战斧”巡航导弹制导飞行示意图。导弹可以从水面舰艇发射，也可以从潜 艇发射。导弹在海面上采用惯性制导系统，按程序控制飞行。进入陆地后巡航高度在 60 m以下，在崎岖山区可增至 150 m，这时采用地形匹配导航，进行航线修正和地形回避。进入目标区后，采用景像匹配进行目标末制导，精确修正飞行轨迹，使命中精度达几米。“战斧’’巡航导弹的不足之处在于制订攻击计划后临时改变比较困难，过程复杂，时效性差。由于它单纯地使用图像匹配制导技术，使得“战斧”巡航导弹只能攻击已知的固定目标，而无拦截和搜索目标的能力。

1- 潜艇发射； 2-保护箱抛入海底； 3-冲出水面； 4-水面舰艇发射； 5-0低弹道巡航飞行； 6-高弹道巡航飞行； 7-地形匹配首次位置修正； 8-中途位置修正； 9-GPS卫星导航系统； 10-地形回避飞行； 11-末段景象匹配集团修正； 12-防空系统； 13-目标。

图 4-43 战斧巡航导弹制导飞行示意图

4 ． 2． 5 天文导航系统 (CelestiaI Nav ig ation System)

天文导航是通过观测天体来确定飞行器的位置和航向的导航技术 . 生活中我们可以看太阳来大致知道方位，晴朗的夜晚，北半球的人们可以通过北极星来确定哪边是北方。这些都是最简单的天文导航。很早以前，航海者就依据观测太阳、月亮、星体来测量船舶的航向、并在汪洋大海中确定船的位置。航空和航天的天文导航都是在航海天文导航基础上发展起来的，它继承了天文航海的基本方法，又考虑了现代飞行要 求设备自动化、高精度、体积小等特点。

随着航空航天技术的发展，出现了高精度的自动天体跟踪器 (习惯称星体跟踪器 )，它白天能观测到 3等星，夜晚能观测到 ?等星，并有自动搜索、跟踪和解算的功能；观测和跟踪的精度可达角秒级水平。

一个星体就是一个能源，太阳是等级很高的能源。天文学上为区分天体的亮度和强弱，采用“星等”来表示天体的相对亮度，例如北极星为 2． 1星等。用正常视力能看到的星属 6等星， 1等星比 6等星亮度大 100倍。星越亮，星等数愈小。亮度大于 1等星可为。等星，甚至负等星，例如天狼星为一 1． 6星等，月亮满月时为一 12． 7星等，太阳为一 26． 8星等。星体跟踪器在夜晚要求能探测并跟踪到 7等星。

夜晚观看天空，所有天体似乎都嵌在一个巨大圆球的内壁上，它们没有远近之分，只有明暗的不同，观测者好像是站在这个圆球的中心。实际上这个圆球是不存在的，各天体离地球的距离也并不相等。在利用天体来测定飞行器地理位置和航向并不需要了解天体离地球的实际距离，所需要的是天体与观测者之间的角度关系，于是人们把星空想象成一个以观测者为中心，任意长为半径的球体，这个球称为天球；不论天体离地球远近如何，它们都投影在天球的球面上。由于地球半径比起天体离地球的距离来说是微不足道的， 所以，研究天体在天球上的投影位置的时候，也可以不考虑地球的大小，认为地球中心就是天球中心，观测者就位于球心处。

下面从几何关系上简单介绍天文定位和测向原理。

如图 4— 44所示表示了观测者、星体、天球等之间的几何关系。图中表示的大圆是天球，观测者在球心 O处， B为天球上某一天体。观测者与星体间的连线称为观测线，观测线与地平面间的夹角是这颗天体的仰角，通过观测线有一个垂直面，垂直面的方位角就是这颗星体的方位角 (垂直面与正北方向的夹角 )。由天文学知道，天体在任一时刻的方位角是已知的，在飞行中只要测量出飞行器纵轴线与天体间的天体航向角，用天体方位角减去天体航向

角即可得到真实航向角，如图 4— 45所示。同时观测两颗星体，通过几何计算 (几何关系较为复杂，这里不再介绍 )就可以确定飞行器的位置。

图 4-44观测者、天球、天体间的几何关系 图 4-45 真实导向与天体方位角的关系

自动星体跟踪器是天文导航系统的一个重要仪器，它能从天空背景中搜索和跟踪天体，并测出观测线相对于参考方向 (如飞行器轴线 )的角度。它包括一个折射式光学系统和一个能将光能转换为电能的探测元件组成。探测元件将星空影像与已知的星空图比较，找到有利于跟踪的天体，进行跟踪并测量出天体的仰角和航向角。 天文导航根据天体的辐射能 (可见光、红外线等 )进行工作，它不像无线电导航那样易被发现和干扰，也不像惯性导航那样有积累误差，是一种自主导航技术。但是对于航空器来说，天 文导航易受天气条件的影响。因此天文导航比较适合于在高空飞行的飞机、在大气层外飞行的宇宙飞船、航天飞机和弹道导弹等飞行器。 4.2.6 组合导航技术 (Combined Naviga System) 随着航空航天技术的发展，导航技术应用越来越广泛，人们对飞行器的导航精度要求也越来越高。现有的无线电导航、惯性导航、卫星导航、图像匹配导航和天文导航等不同的导航技术，都有各自的优点，但在使用上也都存在各种误差，并且会受到外界条件的干扰和影响。 惯性导航是一种完全自主导航系统，它不受飞行器以外的环境条件影响，也无法对它进行干扰。但定位误差会随时间积累，导航精度随时间增加而降低。

无线电导航一般不受气象条件影响，没有积累误差，但易被发现和干扰，而且需要导航台的支持才可以工作。

图像匹配导航和天文导航同样易受天气状况和昼夜因素的影响，严重时甚至无法工作。 卫星导航技术目前是较为完备的导航技术，它没有积累误差，天气影响较小，能进行全球、全天候导航，在使用实时差分技术后，定位精度可提高很多。但也有整个导航系统比较复杂，导航信号较弱，易受人为干扰等缺点。 在实际飞行器导航中，通过采用两种或两种以上的组合导航的方式，弥补不同导航技术的不足，发挥各种导航技术的优点，互相取长补短。使得组合后的系统能提高导航精度，增加导航系统工作的可靠性。

常见的组合导航方式有：惯性／无线电导航系统、惯性／卫星导航系统、惯性／天文导航系统、惯性／图像匹配导航系统、惯性／天文／无线电导航系统等。

4.3 飞行器飞行控制系统

飞行器的飞行操纵系统可分为人工操纵和自动控制两类。人工操纵是指驾驶员通过操纵装置操纵气动舵面、发动机油门杆或阀门开关等方式控制飞行器的飞行。自动控制是指通过飞行自动控匍 l系统、自动完成对气动舵面和发动机池门杆的操纵，驾驶员只进行监控。 4 ． 3． 1 飞行器飞行操纵系统

飞行操纵系统是将飞行员的操纵动作指令传达给气动舵面或其他操纵机构的系统。飞行器操纵系统经历了由机械操纵系统、助力操纵系统、增稳控制操纵系统到电传操纵系统的发展过程。

1 ．机械和助力操纵系统 I

机械操纵系统是随着飞机的诞生就同时出现了，是由连杆、摇臂、支座、钢索、滑轮等零部 件组成的。机械操纵系统不能列入机载设备中，它属于飞行器结构部分。 由于飞行速度的提高，气动舵面的载荷越来越大，以至使飞行员仅凭借个人的力量不能完成必要的操纵动作。虽然可以通过加大力臂等方法减小操纵力，但需要满足足够的操纵量，而增大操纵量意味着增大飞行器内部空间，这并不是一个好的解决途径。采用液压助力操纵系统后，飞行员只是将操纵的位移量传输给液压系统，较大的操纵力由液压系统来承担。 2 ．电传操纵系统

电传操纵系统是将飞行员的操纵动作通过微型操纵杆转变为电指令信号，由电缆传输到信号处理系统处理后，再控制执行机构 (如液压舵机 )输出力和位移，操纵气动舵面来驾驶飞行器。电传操纵系统主要是由电子器件构成，因此属于机载设备范畴。电传操纵系统主要包括微型驾驶杆、杆力 (或杆位移 )传感器、信号放大器、信号综合处理和余度管理计算机、飞行参数传感器 (如高度、速度等 )、执行机构、助力器等部件。

电传操纵系统克服了机械操纵系统的间隙、摩擦和变形等缺点，改善了操纵品质。同时大大减轻了操纵系统的重量和尺寸。

电传操纵系统由于操纵指令要通过许多元器件，相对机械操纵系统而言，故障概率要高一些。目前主要采用余度技术提高电传操纵系统的可靠性。余度技术就是指在同一架飞行器上并列着三套 (或四套 )相同 (或相似 )的电传操纵装置，通过计算机软件把它们组合在一起，形成几个操纵通道。几套装置同时工作，互相监测，发现故障自动隔离有故障的通道，其余通道继续正常工作，仍能保持原有的操纵性能，提高了系统的可靠性。如图 4— 46所示为四余度电传操纵系统组成框图 .

图 4-46 四余度电传操纵系统组成框图

4.3.2 飞行器自动控制系统 1 ．自动驾驶仪

自动驾驶系统是现代飞行器的主要机载设备，军用歼击机、轰炸机、民用旅客机、运输机， 航天飞机、宇宙飞船等飞行器均采用各种自动驾驶系统，代替飞行员完成一定的飞行任务，而无人驾驶飞机完全是由自动驾驶系统根据预先给定的程序进行飞行的。自动驾驶系统能够帮助飞行员完成预定的航线飞行；完成复杂气象条件下的自动起飞、着陆；还可以在其他导航系统的协助下，完成如地形跟踪等难度较大的特殊飞行任务。

下面以等速直线飞行为例，说明飞行员操纵飞机俯仰运动的过程。如图 4— 47所示，飞行员通过眼睛观察地平仪或座舱外景物来判断飞机俯仰姿态的变化。如果飞机偏离水平状态，飞行员通过手操纵驾驶杆，由传动系统将驾驶杆的运动传递到升降舵，升降舵的偏转引起飞机俯仰力矩变化，使飞机回到水平状态上来。在这个操纵过程中，飞行员根据姿态角的变化情况不断改变驾驶杆的操纵量，调整升降舵，使飞机保持水平飞行状态。

图 4-47 飞行员驾驶飞机的过程

当采用自动驾驶仪代替飞行员时，自动驾驶仪模仿飞行员的驾驶过程，用测量姿态角的敏感元件代替飞行员的眼睛，判断飞机偏离给定姿态角的情况；然后传输给综合放大装置 (代替

飞行员的大脑 )进行运算处理，并结合飞机此时的其他飞行参数 (如速度、高度等 )给出合理的操纵指令；再将操纵指令传达给执行装置 (代替飞行员的手和脚 )直接操纵舵面，使飞机回到给定的飞行姿态。如图 4— 48所示是自动驾驶仪操纵飞机飞行的过程框图。

图 4-48 自动驾驶仪操纵飞机的过程

图 4-49 自动驾驶仪控制飞机的过程

自动驾驶仪包括敏感元件、综合放大装置、执行装置三个部分。另外自动驾驶系统还包括人工操纵指令输入装置，在自动驾驶仪工作过程中，驾驶员可以输入飞行参数 (如速度、高度、航向等 )，以便自动驾驶仪按照给定的参数操纵飞机飞行。飞行员也可以随时中断自动驾驶仪的操纵，接管操纵系统进行人工操纵飞行，如图 4— 49所示。

2 ．着陆控制系统

着陆是飞机航行中一个非常重要的阶段。着陆时飞行员必须在很短的时间内完成许多要 求很高的操作，特别是在机场区域能见度不良的情 况下，如云层低、雾、雨及夜间等目视识别困难或完全 不能识别时，必须由着陆控制系统提供正确的着陆航道信息以及偏差情况，保证飞机安全着陆。

国际民航组织 (1CAO)按照跑道上的能见度水平，把气象条件分为三类，并除第三类气象条件外，规定了决断高度 (决断高度是指终止着陆，恢复飞行的最低高度 )(见表 4— 1)。

表面 4-1 着陆条件与决断高度 类别 水平能见度（米） 决断高度（米） Ⅰ 800 60 Ⅱ 400 34000 Ⅲ A 200 Ⅲ B 50 Ⅲ C 50 以内 目前民航机场主要采用的着陆导航系统有仪表着陆系统 ILS(1nstrument Landing Sys— tern)和微波着陆系统 MLS(Microwave Landing System)。前者可引导飞机在 I类或Ⅱ类气象条件下着陆 (称为仪表着陆或盲目着陆 )，后者可引导飞机在Ⅲ类气象条件下着陆 (称为自动着陆 )。

(1) 仪表着陆系统

水表着陆系统由机场地面导航台的航向信标、下滑信标、指点信标 (见第 6章 )以及飞机上的接收设备组成。飞机上的接收设备根据地面导航台的信息，在导航显示仪或平视显示仪上显示飞机下滑航道信息，飞行员根据这些信息操纵飞机，调整飞机高度和航向，保持飞机在给定的下滑道内，以一定的速度逐渐降低高度，直至在跑道上着陆。

机场地面导航台的航向信标和下滑信标形成了一条由无线电信号组成的下滑航道。飞机在预定的下滑道下滑时，飞机上的着陆接收设备输出为零，显示设备的指示如图 4— 50(。 )所示。当飞机偏离下滑道时，接收机则输出相应极性和幅值的信号。例如：飞机向上、向右偏离下滑道，显示设备的指示如图 4— 50(b)所示。

?

飞机对准下滑道（ b）飞机上、下向右偏离下滑道（ c）飞机向左、向下偏离下滑道

图 4-50 着陆显示设备

当飞机经过指点信标上空时，接收系统收到指点信标的电码信号，机上显示设备以灯光信号发出指示，同时配有声音信号输出。外指点信标显示灯光为蓝色，中指点信标显示为橙色，内指点信标显示为白色。

如果把着陆接收设备的信息传输给自动驾驶仪，则组成了自动着陆系统。自动驾驶仪根据着陆接收设备的信号，操纵飞机的气动舵面和发动机油门，保持飞机在下滑道上以给定的速度下滑，实现自动着陆。 (2) 微波着陆系统

相应于仪表着陆系统的航向信标、下滑信标和指点信标，微波着陆系统设置有方位台滞角台和拉平台。显示系统与仪表着陆系统的类似。微波着陆系统的测量精度高于仪表着陆系统，也更适合于用自动驾驶仪进行自动精确着陆。

4.4 其他机载设备

4.4.1 雷达设备

雷达是无线电检测与定位的简称。随着电子技术的发展，雷达技术从开始单一的防空设备迅速扩展到侦察、火力控制、空中交通管理、遥感、天文、地质等军用和民用领域。雷达在飞行器上的应用也有很多种，如搜索警戒雷达、火控雷达、地形匹配雷达、气象雷达等。 雷达的基本原理是：通过无线电设备向空间发射无线电波，无线电波在不同介质表面会向各个方向散射一定的电波能量，其中一部分由目标反射回天线方向，成为目标回波。雷达接收目标回波后检测出目标的空间位置。雷达仅接收自身发射电波的回波，称为无源回答雷达或一次雷达 (如无线电高度表 )。如果目标接收电波后主动向雷达发射应答信号，这种称为有源回答雷达，或二次雷达 (如 DME测距机 )。

简单脉冲雷达由定时器、发射机、接收机、天线及馈电设备、显示器等基本设备组成，如图 4— 51所示。其收发可以使用同一天线，由收发开关进行转换，某些小型雷达也可使用两副天线，如无线电高度表。

图 4-51 简单脉冲雷达的组成框图

雷达测量距离是通过测量天线至目标间无线电波往返的时间来确定的。当两个目标距离很近时，电波返回的信号有可能出现重叠而难以区分，出现这一情况的距离称为雷达的距离分辨力。分辨力的大小在简单脉冲雷 达中取决于脉冲宽度。设脉冲宽度为 1 Ps，当两个目标相距 150m时即可能出现上述情况，因此距离分辨力为 150 m。要提高距离分辨力可以减小脉冲宽度或增加发射信号的频谱宽度 (信号所包含的各频率分量在频率域中所占的范围 )，即可利用脉冲压缩技术制成高距离分辨力的雷达。

雷达的角度分辨力是在一定距离内分辨物体大小的能力。角度分辨力取决于雷达发射波束的尖锐程度。雷达波束的尖锐程度主要由天线直径与波长的比值决定。为了提高角度分辨力，可以加大天线口径或减小波长。飞行器受到空间限制，加大天线口径比较困难。如果减小波长，大气对电波的吸收和散射所引起的能量损失随波长的减小而加大。另外，波长越小天线加工精度要求越高，这给生产加工带来困难。

要提高角魔分摸力，除了加大天线或减小波长外，如果考虑到天 线与被测物体阅蚺柏劝运动，可以通过合成孔径雷达技术来实现。如图儿 4— 52所示，在飞机从 B点经 C点飞到 D点的过程中，机

图 4-52 合成孔径雷达示意图

载小口径雷达都可以对目标 A发射和接受电波，其效果相当于天线口径为 BD= d 的窄波束雷达。只是这种雷达在由 B到 D的过程中，信号是在不同时刻发射和接收的，因此需要进行相应的信号处理，将不同时刻同一目标的信号进行合成，因此称为合成孔径雷达。 早期的雷达扫描是利用天线的旋转进行的，天线的旋转是依靠机械系统控制的。这种雷达天线扫描速度慢、精度低。现代高速飞行器要求雷达缩短反映时间，提高扫描和跟踪速度，这些要求由机械操纵的天线转动是很难完成的。随着电子技术的发展出现了相控阵雷达。 相控阵雷达的天线是平板形的，其上分布有许多个小天线。小天线按一定规则捶列，组成天线阵列，如图 4— 53所示。通过计算机控制，每个小天线发射的无线电波的相可以各不相同，所有小天线发射的雷达波束在空间合成一个或多个波束。合成波束的形状纵任意控制，并能够按照一定规律在空间进行扫描。相控阵雷达避免了机械扫描的慢速、滞阳精度低的缺点，并且它所形成的多个波束，可以同时搜索和跟踪多个目标。

图 4-53 相控阵雷达天线

4 ． 4． 2 近地警告系统

近地警告系统只是在起飞或进近着陆阶段、且无线电高度低于 750 m时才起作用，在上述条件下。根据飞机的飞行状态和地形条件，如果接近地面时出现不安全的情况，近地警告系统就会在驾驶舱内发出目视和音响两种报警信号以提醒飞行员采取有效措施．改出当前飞行状态。近地警告系统还具有风切变警告的能力，当飞机遇到风切变情况时，它能发出风切变警告，及时提醒飞行员从风切变中解脱出来。 近地警告系统的核心是近地警告计算机，它既不像无线电导航系统那样依靠地面导航台才能完成任务，也不像惯性导航系统那样仅依靠自身就能完成任务。它需要从飞机的其他系统接收飞机实际飞行状态的数据，如无线电高度、下降速度、襟翼位置、起落架位置和下滑道偏离情况等信号。计算机将存储的极限数据与飞机实际状态的数据相比较，如果实际状态超越了某种警告方式的极限，则输出相应的音响控制信号到驾驶舱中的警告扬声器，使之发出与警告方式相关的音响警告，并输出相应的目视控制信号到相应的指示灯发出灯光报警，有些还会传输到主飞行显示器上显示有关信息。如果将近地警告系统与自动驾驶系统联合，可使飞行器在进入危险状态时自动改出。如图 4— 54所示表示近地警告系统与其他机载系统的关系。 应当指出，在某些情况下近地警告系统是不能提供警告的，如飞机飞向垂直陡峭的地形或建筑物，以及慢慢下降至未经平整过的地面时等状况。 4 ． 4． 3 防护和救生系统 1 ．座舱环境控制系统 在飞行器飞行的环境中，很大部分不适合人类生存，地球大气随高度增加而变得越来越稀薄，空勤人员要经受气压下降，氧气减少，温度降低等恶劣环境。载人航天器更是在高度真空和寒冷的条件下飞行。因此现代飞行器上都配有较好的座舱环境控制系统和气密座舱。环境控制系统包括氧气供应系统、温度控制系统、气压控制系统等设备。

高空气压下降氧气含量也在减小，一般人在 3 000m高度时就有缺氧症状出现，在 10 000m高空只要暴露 1分钟便会丧失意识。采用座舱增压系统保证座舱环境的气压维持在一定的水平，

1- 警告电子系统； 2-控制主警告灯； 3-语音信号放大； 4-发动机指示和机组报警系统； 5-显示系统故障信息； 6-故障概要显示（中央维护计算机）； 7-电子姿态指示器或主飞行显示器 8-显示警告信息； 9-起落架手柄位置输入襟翼位置输入； 10-电源； 11-失速信号（来自失速警告计算机）； 12-测试指令（中央维护计算机）； 13-经纬度和磁航迹（飞行管理计算机）； 14-航道偏离（仪表着陆系统或微波着陆系统）； 15-磁航向、经纬度、惯

性垂直速度（惯性基准系统）； 16-无线电高度输入； 17-大气数据计算机

图 4-54 近地警告系统与其他机载系统的关系

同时通过供氧系统增加氧气浓度，以便在周围大气压下降时，使吸人空气中保持必须的氧 气含量。也可通过氧气面罩直接向飞行员提供适当压力和氧浓度的呼吸气体。 2 ．飞行员个体防护系统

个体防护系统包括飞行服、抗过载服、氧气面罩、头盔等设备。 座舱环境温度调节能力不足时，飞行员可穿着调温服来获得较舒适的温度环境。在海上地区应急跳伞落水后体热散失很快，浸泡在 5℃～ IO℃的海水中，仅有 50％的人可存活 1小时。空勤人员的保暖和防水的抗浸服可保证人员在 4℃水中浸泡 1． 5～ 2小时。 战斗机在作大机动飞行时产生的正过载 (惯性力方向从头到脚 )可达 8～ 9，在这样的过载情况下，人体的血液向脚部流动，造成脑部失血，而引发 失明和意识丧失 (一般飞行员可承受过载为 4． 5～ 5)。现代高性能的战斗机采用抗荷服 (飞行员腹部以下穿着可以加压的抗荷裤，阻止血液向下身流动 )、代偿加压呼吸系统 (增加肺部压力 )和后倾座椅 (座椅倾斜可使过载在人体从头到脚方向上的分量减小 )等综合措施来解决抗过载问题。 3 ．弹射救生系统

飞行器在飞行过程中有可能会出现故障，军用飞机在作战时会被武器击中，甚至无法继续飞行，因此必须有一套保证飞行员在起飞、飞行和着陆过程中出现紧急情况时能迅速离开飞行器，安全降落到地面或水面的设备。

目前普遍采用的离机救生装置是弹射救生系统。弹射救生系统是由抛座舱盖装置、座椅解锁装置、座椅弹射装置、自动开伞装置、程序控制器和瞬时供电系统等系统组成。 在高速飞行时飞行员从舱口上部离开飞机，首先要抛掉座舱盖，然后启动弹射火箭把座椅连同飞行员一起发射出去的，这样才可避免与飞机其他部件 (如尾翼 )相撞。座椅弹出后打开减速伞减速，然后解开飞行员与座椅的连接 (安全带、脚扣等 )，人椅分离，打开降落伞，飞行员靠降落伞返回地面，如图 4— 55所示。为避免被超音速气流吹伤，飞行员必须配戴头盔面具，有些飞机采用分离式座舱，在紧急情况下分离装置使座舱与飞机其他部分脱离，并用减速伞减速，待座舱减速到一定程度后，飞行员再弹射出座舱。现代战斗机的弹射系统要求做到在飞机所有的飞行范围内均可以弹射救生，并且要具备零高度、零速度弹射后安全降落的性能。

图 4-56 飞机弹射座椅的弹射过程

4 ．航天救生设备

载人飞船、空间站和航天飞机等载人航天器，由于工作在非常严酷的环境中，本身就具备完备的生命保障系统，以维持载人航天器密闭舱内空气环境、保障航天员安全、正常生活和工作。航天员离开航天器密闭舱到舱外工作和活动时，需要穿着航天服。航天服是一套由头盔、服装、手套、靴子等组成的装备，可以保护航天员不受外层空间微流星体、太阳辐射的侵害以及空间环境因素 (无氧、真空、低压、高低温 )的危害。 航天救生则比较复杂，在不同的飞行阶段要采取不同的措施。

(1) 在发射台上和低空状态时常用的救生方式有弹射座椅或逃逸塔。弹射座椅与飞机的弹射座椅基本一样。逃逸塔是在紧急情况时利用逃逸火箭发动机将航天员座舱 (返回舱 )与运载火箭分离，迅速脱离危险区域，然后分离发动机将座舱与塔架脱开，以便使用返回舱的回收系统安全着陆。

(2) 在轨道飞行阶段出现故障或危险情况，只能中断飞行计划，提前返回地面。一般情况下航天站的轨道舱发生危险故障，可用指挥舱或服务舱营救轨道舱的航天员返回，若指挥舱和服务舱丧失返回能力或人员无法进入，则必须发射营救飞船或航天飞机进行空间营救。 (3) 返回阶段的救生在航天器设计时就进行了周密的考虑，如采用多个并联制动发动机、多降落伞系统、弹射座椅等措施。一套系统出现故障，其余系统仍可保证航天员安全着陆。

思考题

1 ．飞行器机载设备的主要作用是什么 ? 2 ，飞行器飞行时需要测量哪些参数 ?

3 ，飞行高度分哪几种 ?它们分别在什么情况下使用 ? 4 ．叙述气压式空速表的测量原理。

5 ．气压式高度表、气压式空速表和气压式升降速度表在构造原理上的主要区别是什么 ? 6 ．陀螺地平仪如何测量俯仰角和滚转角 ? 7 ．激光陀螺测量角度的原理是什么 ?

8 ．测量飞行器的航向有哪些方法 ?试比较它们的优缺点。 9 ．与机械仪表显示相比电子综合显示的优点是什么 ? 10 ．自动测向器与全向信标系统有哪些相同和不同之处 ?

11 ．测距系统与测距差系统在作用距离上有何不同 ?为什么 ?

12 ．全球定位系统 (GPS)为什么要用四颗卫星的信号才能对飞行器定位 ? 13 ．什么是地形匹配导航 ?什么是景像匹配导航 ?它们的区别是什么 ? 14 ．什么是雷达的距离分辨力 ?距离分辨力受哪些因素影响 ? 15 ．飞行员具有哪些保证安全的防护措施 ?

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