鸭翼（1B-B-27-40-00-00A-043A-A第003版）

两个完全相同的全动鸭翼-也被称为鸭翼-位于机身前部的左侧和右侧，是主要飞行控制面的一部分。在飞行中，鸭翼和襟翼的对称操作用于提供俯仰控制。最大控制面偏转为：

前缘向下60度，前缘向上20度。

由左右两侧液压系统驱动的两个执行器驱动鸭翼表面。执行器内的四个电气独立通道由四台飞行控制计算机（FCC）进行信号控制和监控。每个通道控制一个直接驱动电机（DDM）的线圈，该电机控制主控制阀的位置。

来自两个独立液压系统的主控制阀的液压流驱动串联柱塞。安装反馈回路，测量闸板和DDM位移，以关闭控制回路。

电气故障（第一次和第二次）不会对飞机操纵产生影响。一个液压系统故障将导致铰链力矩能力降低。

襟翼（1B-B-27-10-00-00A-043A-A第005版）

安装在机翼后缘的两对内侧和外侧襟翼是主飞行控制面的一部分。每个内侧和外侧襟翼由两个液压系统驱动的执行器驱动。由四个飞行控制计算机（FCC）控制和监控的四个电气独立车道主要通过指令和稳定增强信号操作执行器。每个通道控制一个直接驱动电机（DDM）的线圈，该电机控制主控制阀的位置。

俯仰控制由前飞机和四个襟翼的对称操作提供，而侧倾控制由襟翼的差动运动实现。它们根据存储的控制律功能自动调度，以满足所有飞行条件，例如进近和着陆、慢速飞行、高速等，从而与其他主要操纵面一起提供飞机的必要稳定性。

内侧和外侧襟翼的控制面移动为20度后缘向上和30度后缘向下。

方向舵（1B-B-27-20-00-00A-043A-A第003版）

方向舵通过FCCs控制，FCCs通过SSICA接收来自踏板传感器单元（PSU）的飞行员指令。由于需要增加飞机的横向稳定性，包括横向轴不稳定的飞行包线区域，因此控制律通过传感器反馈信号稳定飞机。执行器内的四个电气独立通道由所有四台飞行控制计算机（FCC）进行信号控制和监控。每个通道控制一个直接驱动电机（DDM）的线圈，该电机控制主控制阀的位置。

主控制阀由两个独立的液压系统提供，液压系统的流体驱动串联柱塞。与其他主要控制面一样，电气和液压冗余完全独立。

方向舵踏板还用于产生制动和前轮转向信号。

最大操纵舵左右移动30度。一个液压系统故障将导致铰链力矩减小。

前缘系统（1B-B-27-50-00-00A-043A-A第004版）

概述

前缘系统（LES）安装在中央机身和机翼上，包括在轨道上运行的机翼每一半上的一个内板条和一个外板条。它是辅助控制面的一部分，由两个公用工程液压系统提供。缝翼在0度（向上）和-19.5度（向下）之间同步运行。

前缘缝翼由所有四个FCC电控、液压机械操作和监控。两个缝翼马达（一个左，一个右）中的每一个都从一个公用液压系统接收动力。两个电机均由串联控制阀控制，串联控制阀由直接驱动电机（DDM）驱动。

控制规则

缝翼位置根据空气数据AOA和马赫数计算。缝翼自动运行，无需手动控制。与缝翼执行器和FCC相关的电气反馈连杆使缝翼在达到适当缝翼位置时停止。为防止LES过度磨损，控制律包括一个人工滞后功能，仅当所需位置和实际位置之间的差异超过阈值时，才向输出提供命令。

控制规则一览表

控制规则包含所有辅助控制面（空气制动器、LEAS、进气罩）的开环计划表（open loop schedules）。其定义满足以下标准：

–实现飞机的最大性能

–保持足够的控制能力

–保持飞机的基本稳定性在可接受的范围内

–避免延迟（loading）问题。

起落架处于下降位置时，缝翼锁定在17°AOA及以下。

缝翼不对称保护

通过FCCs中的不对称检测（asymmetry detection）来监控两翼上的缝翼，以识别左右表面之间位置的任何显著差异。表面监视器可防止不对称差大于3度（对应于4.6度铰链方向），从而导致系统将缝翼锁定在当前位置。缝翼将在以下条件下继续工作：

–任何单一电气故障都将允许完全操作。

–任何单一液压故障都允许运行，但负载性能降低。

如果发生任何单一机械故障，即驱动轴断裂，缝翼将锁定在不对称位置的故障/安全位置，并保持不工作。

DWP

SLATS or SLATS根据POF，指示冻结（frozen）缝翼

前轮转向（1B-B-27-00-10-00A-043A-A第008版）

概述

前轮转向（NWS）允许飞行员遵循所需的滑行模式，或在起飞和着陆期间保持飞机的方向控制，以响应方向舵踏板输入。NWS是根据LINS的空速、飞机地面速度和起落架计算机的轮速组合自动安排的。

NWS由左侧公用工程液压系统（UCS）供电，并由FCS控制和监控。

NWS概念

FCS通过确定NWS状态来控制NWS。此过程区别于：

–起飞/着陆前

–机载/进近，以及

–自由机轮状态。

前轮权限调度

前轮是空速的函数，偏转随着速度的增加而减小。当不存在故障时，前轮权威从低速（+/-43°）混合到中速计划（+/-28°），在20至30 kts GS之间，混合到高速计划（+/-10°）发生在60至90 kts空速之间。低速切换也取决于油门位置，即将两个油门从怠速提前到接近最大干燥位置将导致瞬时切换到中速模式。（图1.123）

起飞/着陆前

NWS通过TOT/NWS/复位指示灯按钮接合。NWS可通过ICO开关断开。接通时，TOT/NWS按钮上的NWS图例闪烁低。通过ICO手动断开NWS将导致NWS图例高闪烁，并触发DWP警告标题。

如果系统可维修但已断开，按下TOT/NWS按钮将重新接通NWS，TOT/NWS按钮上的NWS图例将再次低闪烁。DWP警告标题将隐藏。

当两个油门提前起飞时，为了避免在从低速到中速设置的混合过程中出现突然的NWS输入，增加了滞后，以防止油门设置到发生修改的断点时出现振荡。当至少一个节气门操纵杆位置降低到改装的断点（约60 kts）以下时，可完成从高速（+/-10°）减速至中速（+/-28°）的转换。

升空/进近

一旦检测到车轮上有重量，即在空中时，NWS分离。当起落架选择向下时，ICO不会在空中分离NWS。按下TOT/NWS按钮可重新接通NWS，允许在地面是自动接通。

自由机轮模式

在确认NWS故障的情况下，NWS将进入自由机轮模式，因此只能通过使用差速制动踏板输入来实现方向控制。

NWS指示

FCS RSET

NWS接合通过以下方式表示：

–隐藏DWP NWS警告标题

–TOT/NWS按钮上的NWS图例缓慢闪烁（仅在高增益模式下）

–ACUE格式上的NWS指示灯闪烁。

NWS脱离指示如下：

–显示NWS DWP警告标题.

–TOT/NWS按钮上的NWS图例快速闪烁（如果NWS可以通过TOT重置接通）

–熄灭TOT/NWS按钮上的NWS图例（如果由于NWS位置范围超出，NWS无法接通）

–在ACUE格式上设置NWS指示器。

DWP

在NWS故障情况下，CAT 2 NWS or SAT 3 NWS （NAV POF only），DWP警告被触发。ICO还将触发NWS警告标题。

空气制动器（1B-B-27-60-00-00A-043A-A第006版）

概述

空气制动器安装在驾驶舱后面的机身上表面。它由正确的公用工程液压系统进行电气控制和液压操作。

空气制动驱动由FCC 4控制，由FCC 2监控。

控制规则

空气制动位置表的输入包括空气数据、攻角、测量、预测和导出的载荷系数以及空气制动激活信号。

对于LDG DOWN，AOA是权限计划的唯一输入。LDG处于下降位置时，与LDG上升时的正常低速飞行相比，允许空气制动保持在较高的指令位置。

输出是到执行器的所需、振幅和速率受限的空气制动位置信号。方向舵/踏板路径中存在另一个受影响的元件。在该路径中，计算所需的侧滑，并计划最大侧滑权限，同时选择进入或退出空气制动。

空气制动位置一览表

气动空气制动位置限制如图1.124所示。对AOA施加滞后和速率限制，以防止空气制动循环。随着alpha的增加，权限立即被削减。对于高马赫数和低马赫数，时间表有差异。一个授权信号基于攻角和马赫数。根据最大和最小负载系数（Nz）计算第二授权信号。

该计划为超过A/B out计划的速度或负载因素提供保护，但如果超过标称飞行包线限制，它也会自动收回空气制动板。

只有两个位置需要指令：完全进入和完全离开。飞行员指令的空气制动激活信号将导致根据控制律时间表伸出空气制动或完全缩回空气制动。请注意，驾驶舱按钮是一个弹簧加载开关。如果松开按钮，开关将跳回默认值。默认情况下，信号为零，因此保持先前要求的空气制动位置（完全进入或完全离开）。在标称模式下不需要中间空气制动位置。

如果飞机在空气制动退出时通过调度限制，因此自动改变最大位置或完全缩回空气制动，则存储先前指令的空气制动状态（空气制动退出），并在飞行条件允许的情况下自动恢复。

控制装置和指示器

空气制动开关

空气制动通过安装在油门顶部的三位置弹簧至中央选择器进行控制。

抬头显示器

当选择为out（输出）时，空气制动位置在HUD中由飞机符号上方的绿色符号指示。当气制动装置展开时，它是稳定的，当空气制动装置完全缩回时，它将隐藏。

DWP

A BRAKE

配平系统（1B-B-27-05-00-00A-043A-A第007版）

一般功能

在俯仰和滚转过程中，飞机在大多数飞行包线的控制规则范围内自动调整。只要通过将基准调整/配平开关设置到配平位置并使AP断开来启用该功能，也可通过斗驾驶杆顶部配平开关提供平行手动配平功能。

在偏航轴上，仅可通过安装在左控制台上的开关手动调整方向舵。手动配平权限为速度计划（speed scheduled）。配平输入不附加到正常驾驶杆和踏板控制权限限制。因此，不能使用饰件来增加驾驶杆和踏板控制功率。

注意

事项

–在FCS FPSP1A和1A+处，AP功能不可用，因此基准调整/配平开关应为配平（AFT）。

–类似地，驾驶杆上的配平按钮配置为仅接受手动配平输入。

地面使用

FCS接通后，如果节流阀处于空闲状态，可在所有三个轴上进行手动配平。将任何饰件移离空档将导致FCS RSET按钮中的TOT指示灯缓慢闪烁。按下FCS RSET按钮将使所有配平复位至空档，并使TOT图例变为稳定（在启动过程中检查手动配平功能对于飞行安全不是必需的）。如果任一油门移动到怠速以上，则禁用手动配平，并将所有配平设置到起飞位置（空档）并保持在该位置，直到起飞过程中重量从前轮上落下。

飞行中使用

俯仰轴

不需要在很大一部分速度范围内俯仰配平飞机。飞机在17°AOA以下的整个速度包线内，在中心驾驶杆处自配平至零俯仰率。在17°AOA以上，通过AOA反馈逐步引入机头向下静态稳定性。手动俯仰配平仅在186 KDAS的速度下激活，可用于取消AOA的静态稳定性效应，最大值为25%后（aft）驾驶杆。因此，在低速时，需要一个后驾驶杆输入，以保持较高（>20°）的alpha，这是可以理解的，不能配平（This understandable cannot be trimmed out.）。在较低速度下，俯仰控制律是alpha需求，需要增加后斗杆数量以保持零俯仰率，在限制AOA时需要全后驾驶杆。这是可以理解的，不能配平（This understandable cannot be trimmed out.）。当速度增加到186 KDAS以上时，手动配平输入自动取消。

滚转轴

在滚转轴中，飞机通过自动滚转配平（ART）功能在所有速度下自动配平至150 KDAS，低于此值时ART功能被禁用。ART在+15°和-5°AOA之间+/-60°俯仰/侧倾的机动范围内激活，只要横摇杆和方向舵踏板居中。在此尺度（envelope）之外，保留最后一个良好的自动配平偏移值，以便在“滚转”命令路径中使用。本领域应用的配平设置完全补偿正常g效果。利用ACS提供的挂载（stores）数据，通过控制规则将平衡不对称挂载所需的横向配平偏移直接送入ART系统。

本领域包含以下三个子模式：

–倾斜角度保持：在倾斜7°和60°之间工作，并保持恒定倾斜角度。

–机翼校平机模式：该模式在小于7°的倾斜角度下运行，将导致飞机非常缓慢地向0°倾斜角度滚动。

–直线飞行模式：该模式用作伪航向保持模式。它将通过应用少量的倾斜来抵消横向CG不对称，从而使飞机以直线飞行，前提是飞机具有方向性。方向不正确的配平会导致飞机过度向下飞行。

在整个飞行包线范围内可使用手动滚转配平，并且可用于协助ART，特别是在涉及极端横向重心位置或发动机停机飞行的紧急情况下。手动侧倾配平系统的权限限制为整个侧倾驾驶杆的40%。ART系统将清除任何不正确的手动滚转配平输入。

偏航配平

偏航配平系统只有手动模式。它直接在舵角指令路径上操作。权限设置为踏板权限的标称70%。偏航配平权限在1.7 M和1.8 M之间衰减为零，以防止干扰主控制规则方向稳定性增强。

飞行控制系统计算机功能（1B-B-27-01-05-00A-043A-A第003版）

概述

高完整性电传飞行控制系统（FCS）围绕一组四个相同且可互换的数字飞行控制计算机（FCC）实施和集成。每个FCC控制系统的一个通道，因此为所有关键功能提供冗余。每个FCC之间的跨行数据链路保持每个车道中计算的同步操作。每个FCC还充当远程终端，其中两个FCC与STANAG 3910航空电子系统总线（AVS）接口，另外两个与STANAG 3838公用设施控制系统总线（UCS）接口。

四个FCC执行来自以下位置的所有飞行控制主传感器信息的中央集成：

–惯性测量单元（IMU），

–驾驶员驾驶杆传感器和接口组件（SSICA）和

–空气数据传感器单元（ADT）。

每个FCC执行计算以向AVS和UCS提供数据。主飞行控制执行器（前飞机、襟翼、方向舵和前缘系统）和辅助飞行控制执行器（空气制动、前轮转向和进气罩）由FCC电子设备控制，并由每个FCC中计算的控制律输出命令驱动。每个FCC包含六个32位微处理器（68020）和四个协处理器（68882）。

发动机油门指令通过interlane STANAG 3838 FCS系统总线传输至数字发动机控制单元（DECU）。

FCC模块

FCC由几个模块组成：

–电源。

–雷电和EMC保护。

–用于输入/输出信号的EMC滤波卡。

–STANAG 3838和3910总线终端控制的通信卡。

–用于处理信号的模拟输入卡。

–处理器和数据管理卡，用于层间数据链路以及输入/输出信号和致动器驱动的处理。

–两个模拟输出卡，用于执行器阀电流驱动和控制律和空气数据处理。

–用于STANAG 3910光/电接口的光纤模块。

电源设备

每个FCC电源装置有两个单独的28V母线输入，其中一个为备用电池。它为模拟和数字计算提供内部电源，并为主执行器直接驱动阀电流放大器提供45V电源。电源还向一个ADT和SSICA（均用于TWS）提供自己的车道电源。电源包括一个短时保持装置，用于补偿母线压降。

飞控系统内建测试（1B-B-27-00-00-00A-343A-A第007版）

概述

飞行控制系统（FCS）包含大量的内置测试（BIT）设施，以完成故障检测和故障隔离。因此，BIT指示功能设备性能或故障模式，以确定作战准备度并评估FCS的状态。

FCS BIT功能是飞机综合测试系统（ITS）的一部分。FCS BIT包括：

–启动内置测试（IBIT），以及

–连续内置测试（CBIT）。

Bit操作模式

FCS BIT包括两种模式，即用于检测地面和飞行前检查期间故障的启动BIT（IBIT）和用于飞行中评估的连续BIT（CBIT）。

在TWS飞机中，所有IBIT改装飞行员交互只能从前驾驶舱执行（FCS测试/BIT按钮仅在前驾驶舱）。IBIT功能的进度和结果显示为ACUE格式和TOT/NWS/RESET按钮上的状态指示。

启动位（IBIT）

地面FCS检查由IBIT职能部门执行，以使飞行员能够在起飞至模块级之前自主评估FCS的作战水平。提供足够的联锁装置，以确保IBIT仅在地面运行。

IBIT分为三个操作级别：

–飞行前检查（PFC）

–执行器移动检查（AMC）

–一线检查（FLC）。

飞行前检查（PFC）

PFC包括：

–所有FCC上的自动PFC

–通过检查其他FCS LRI的IBIT状态，确定整个FCS的状态

–执行完整的FCS配置检查

–检查IMU协调数据和课程对齐状态

–记录所有FITs

–为每个FIT bit生成维护消息

–在ACUE格式和其他驾驶舱指示器（例如TOT按钮）上生成PFC状态指示。

当飞机通电（BATT on）时，PFC将自动运行，或者可以由飞行员重新运行（重复PFC），前提是发动机尚未运行且已检测到先前的PFC故障。

执行器动作检查（AMC）

成功完成PFC后，只要液压动力可用，可通过按下FCS测试按钮启动AMC。AMC涉及除NWS以外的所有主执行器和辅助执行器的物理移动，飞行员可通过FCS测试按钮进行选择。只有在PFC/R-PFC通电且两个液压系统都可用时，才能进行选择。它包括：

–所有主执行器上的执行器移动检查

–LEAS、AB和L&RCOWL上的执行器动作检查

–FIT记录

–生成维护消息。

当FCS已进入作战驻留软件（FRS）时，进入AMC将被禁止。状态指示显示在ACUE格式、FCS测试按钮和FCS RSET按钮上。如果AMC通过ICO中断，FCS将执行器置于安全模式。ICO中断后可能会重复AMC。AMC中止后，BIT照明图例闪烁，按下BIT按钮将使系统返回IBIT模式选择，可重复AMC。

如果AMC因液压电源故障而终止，或以GO或NOGO结束，则IBIT模式将自动再次进入，FCS进入FRS的准备状态将仅取决于AMC结果。

一线检查（FLC）

FLC将对FCS LRI进行更全面的测试，并提供上传质量特性（UMP）和ADT/IMU协调数据的设施。在PFC或AMC之后，可通过专用MHDD软键或专用地面设备（ATE）启动FLC。

飞行中连续Bit（CBIT）

每当FCS飞行中软件激活时，CBIT功能将自动持续执行。FCS相关故障将在DWP上显示。

FCS状态指示

相关BIT指示汇总在第1-256页的表“FCS状态”中。

注1：

–ACS系统的准备就绪不影响FCS正常模式可用性，但在未通过检查的情况下，禁止飞机飞行（进入FRS时触发FCS质量警告）。

–对于该阶段，可以在不完成IMU精细校准（仅完成航向校准）的情况下进入FRS。IMU精对准未完成不影响正常模式可用性，但因此不可用真实航向。如果正在进行精对准，则TOT图例快速闪烁表示。完成精对准后，TOT图例将缓慢闪烁。

有关更多ACUE格式状态指示，请参阅滑行前检查页面。2-18。

飞行控制系统（TWS）（1B-B-27-01-19-00B-111A-A第005版）

概述

注意

事项

仲裁和开关修改参见飞行控制系统（双座）第1-237页。

FCS的控制和监控通过专用控制、开关和显示器的组合实现。

专用控制装置、开关和指示器

控制装置

控制装置包括飞行员操纵杆、方向舵踏板、FCS相关控制开关、按钮和指示器。

操纵杆

每个驾驶舱都配备了相同的操纵杆，允许驾驶舱的驾驶员完全控制俯仰和侧倾。俯仰驾驶杆行程包含一个超控区域，通过该超控区域，驾驶杆可被拉过后止动装置（后增加20%），以提供额外的紧急俯仰控制权限。

俯仰和侧倾配平按钮

俯仰和侧倾配平按钮位于操纵杆顶部。该按钮是一个标准的双工4路位置切换按钮，弹簧偏向中心，驱动飞行控制计算机（FCC）中的积分器。该按钮根据基准调整/配平开关设置进行调节。控制装置之间的仲裁确保只有驾驶舱中的按钮处于控制状态。

本能切断开关（ICO）

ICO开关位于驾驶杆顶部。在任一驾驶舱中操作ICO具有以下效果：

–驾驶舱控制ICO：断开NWS、自动驾驶仪（AP）和自动油门（AT）。

–来自优先驾驶舱（教员）的ICO（如果不在控制范围内）：启动快速接管并断开AP和AT功能。

自动驾驶仪接合/分离按钮

注意

事项

FPSP1a省略AP功能。

油门

两个驾驶舱中的油门完全相同。提供一种允许前后驾驶舱油门具有相同运动的机构。油门用于与DECU（数字电子控制单元）接口，也用于提供与其他FCS控制系统的各种接口。

自动油门接合/分离按钮

按钮位于任一驾驶舱右油门的上侧。

空气制动控制开关

每个驾驶舱都有一个空气制动控制开关。该开关是一个位于右油门上的两位弹簧至中央拨动开关。瞬时启动空气制动开关可选择空气制动至完全进入和锁定位置（开关向前）或退出位置（开关向后）。

方向舵踏板

每个驾驶舱都装有舵踏板，舵踏板是机械连接的。方向舵踏板用于通过FCCs向方向舵发出指令、在着陆时启动漂移、在前轮重量信号存在时向前轮转向发出指令或用于制动目的。方向舵踏板可通过踏板调节手柄进行调节。

起落架手柄

起落架手柄仅在前驾驶舱提供。LDG状态指示灯位于驾驶舱前部和后部。

飞行员进入指令控制（PIC）

旋转开关（角色选择器[role selector]）仅在前驾驶舱可用。

底座面板

定向障碍恢复功能（DRF）按钮由安全防护装置覆盖，不允许在本标准下使用。

左控制台

FCS RSET

如果FCS测试按钮的护盖保持在打开（向上）位置，则FCS RSET按钮功能将被禁用。

按钮可在两个驾驶舱中使用。FCS RSET控制选择器/指示器是一个瞬时按钮，可执行多个FCS功能。Triplex按钮标记为FCS RSET（面板标记）和NWS-T/O（拆分指示器）。拆分图例NWS和/或T/O由集成光源照亮（视情况而定）。

配置控制超控选择器

CONFIG OVRD（配置OVRD）按钮仅在前驾驶舱可用。后驾驶舱设有专用指示灯。

注意

事项

在FPSP1A中，选择挂载组B或C不起作用。

CONFIG OVRD的修改选项如下：

–保护盖关闭时，禁止选择挂载组。

–保护盖打开时，可以手动选择任何挂载组（A、B或C）。

–保护盖再次关闭时，将永久使用最后选择的配置，并通过点亮相关的挂载组来永久指示。

如果选择了新组，则会立即通过相关组的照明来指示。在控制规则范围内也可立即进行选择。

偏航配平开关

每个驾驶舱配备一个四重偏航配平开关。将配平开关切换到左侧或右侧，可通过累积器（integrator）增加手动偏航配平。

FCS测试按钮/指示器

注意

事项

● 不得打开FCS测试护盖，除非

–AMC启动

–启动重复PFC。

控制装置仅在前驾驶舱可用。提供整体琥珀色位和相关条（框）照明的四重盖保护测试按钮。接通电源后，FCS自动启动通电位（PBIT），持续约60秒，在此期间，FCS测试按钮上的BIT文字和条形图点亮。

进气紧急控制开关

每个驾驶舱配备有护罩，两个位置（自动/打开），弹簧偏置至自动开关。只要开关保持在打开位置，手动选择打开位置可使相应或两个cowl表面向下移动（打开）。在没有检测到故障的情况下，开关没有超控功能。

基准调整/配平开关

注意

事项

FPSP1a和1a+时，AP不可用。因此，开关应设置为TRIM（向后）。

每个驾驶舱配备两位双稳态拨动开关。DA是正常位置（向前），而TRIM（向后）偶尔在需要俯仰和横滚手动TRIM时使用。­

FCS专用驾驶舱照明概述、

第1-258页表中提供了以下FCS相关专用驾驶舱照明。

前后驾驶舱照明及仲裁

FCS相关信号、不同功能以及该功能可用的驾驶舱的仲裁包括在第1-259页的表中

显示

FCS功能和警告可以监控并显示在HUD、MHDDs、Get-U-Home仪表（GUH）和DWP上。

抬头显示器

在四个FCC中计算的FCS衍生信息显示在HUD PDU中。其中包括：

–气压高度和气压设置，空速，即KDAS/M和垂直速度。

–空气制动位置（绿色符号）。

–起落架状态（D、U和/或X）。

MHDD

FPSP1a相关数据以以下MHDD格式显示：

ACUE格式

ACUE格式提供位序列和FCS就绪指示作为提示。

ENG格式

如果系统出现故障，则指示左右进气罩（INT）的位置。

DWP

与FCS相关的警告标题显示在DWP上。参考FCS/Airdata故障第3-33页，缝翼故障第3-38页，进气罩故障第3-39页，探头加热器故障第3-39页，空气制动故障第3-39页，Baro设置错误第3-39页，基准调整/配平故障第3-40页，低速恢复第3-41页。

自动驾驶仪和自动油门系统

FPSP1a处的自动油门（AT）（1B-B-27-00-22-01A-043A-A第007版）

自动油门功能

FCS FPSP1a和FPSP1a+控制律（CL）提供以下AT功能：

–马赫数获取和保持

–DAS获取并保持。

在两种模式中，AT要么保持当前速度值（以马赫或DAS为单位），要么获取并保持飞行员插入的速度基准。

当机轮上有重量时，AT断开，速度采集基准删除（如果之前指示），但保留马赫/DAS选择。

自动油门操作

接合标准

图1.125-自动油门接合/分离按钮

通过短按AT接合按钮（图1.125），AT可在任何飞行条件下接合（小于1秒）。以下情况下不可能参与：

–机轮上的飞机重量

–油门杆不对称超过15mm

如果接合时未预先选择模式，AT将自动接合以下模式：

–海拔低于10000英尺：DAS模式

–海拔10 000英尺以上：马赫模式

–AT系统故障

–油门HP关闭

分离接触标准

在以下情况下，AT将分离：

–短按AT接合按钮（<1秒

–油门超控超过15mm

–油门不对称超过15mm

–ICO

–机轮上的飞机重量

–AT系统故障

–油门HP关闭

指示（Indications）

图1.126-自动驾驶仪/自动油门接合/分离指示器

自动油门接合显示在左防眩光板（LHGS）、分离AP和AT指示按钮（图1.126）上。当AT断开时，指示灯点亮。

基准设置

DAS基准输入

AT DATUAM SETUP（在基准面设置）按钮使用以下规律在110 kt和726 kt之间增加或减少DAS参考基准面：

–按下AT按钮不到0.4秒：增加/减少1 kt

–AT按钮按下超过0.4秒：每连续0.2秒增加/减少10 kt

FPSP1A的DAS基准控制律为：

–<0.4s：增加/减少1 kt

–>0.4<1s s：四舍五入至10 kt的下一倍数

–>1s：每连续0.5秒增加/减少50 kt

马赫基准输入

AT基准设置使用以下规律在0.18和2.0马赫之间增加或减少马赫参考基准：

–按钮按下时间小于0.4秒：增加/减少0.01马赫

–按下AT按钮超过0.4秒：每连续0.2秒增加/减少0.05马赫

FPSP1A的马赫数基准控制律为：

–<0.4s：增加/减少0.01马赫

–>0.4<1s s：四舍五入到0.05马赫的下一个倍数

–>1s：每连续0.5秒增加/减少0.1马赫

如果未设置基准且未选择模式，AT将自动选择：

–DAS模式（如果海拔低于10 000英尺）

–马赫模式（如果高度高于10000英尺）

基准值从当前马赫数/DAS开始。

如果已输入基准，后续DA输入将调整该值。

基准取消

如果出现以下情况，则删除基准：

–AT断开

–基准设定后120秒内无接合（车轮上有重量时禁止超时）

–ICO。

提示

马赫数或DAS基准显示在HUD中。

操作模式

保持和获取模式

当AT接通时，它将获取并保持当前空速或预设基准。当当前速度在5 kt/0.01马赫或基准的2%范围内时（以较小者为准），AT将指示保持。如果任何干扰（机动或风）将速度误差增加到该阈值以上，AT将再次指示采集。

HUD指示

图1.127-HUD-DAS基准指示

获取时：Mach或DAS基准装箱（图1.127）

图1.128-HUD-MACH基准指示

保持时：当前马赫数或DAS值（图1.128）

加力（Reheat）选择

AT无权自动选择加力。如果需要加力，将触发加力请求语音警告，并允许在不断开AT的情况下手动选择加力。没有加力请求警告的加力选择将导致手动油门超控（断开）。

模式选择

通过长按（>1秒）可切换AT操作模式。当AT未接合时，切换顺序为

–空白

–马赫数

–DAS

–空白......

并删除一个基准。

当AT接通时，不再有空白模式，因此切换顺序为

–马赫数

–DAS

–马赫....

基准将使用当前马赫数/马赫数比转换为相应的单位（DAS或马赫数）。

注意

事项

在FPSP1a中，切换模式时，基准将被删除。

自动油门警告

有三个与AT相关的警告：

自动油门双座

所有AT相关控制在后驾驶舱中复制，并在驾驶舱处于“指挥”状态时可用。

教员飞行员可通过以下方式暂时将油门控制装置从学员驾驶舱中移除：

–按下“接合”按钮并保持按下状态。

–调整油门设置。

–松开AT接合/分离按钮，返回油门控制。

如果AT接合，将通过此程序断开。

注意

事项

在此操作之前/期间AT按钮出现故障将阻止学员驾驶舱访问油门超控/返回（return）油门控制。

如果指令和实际油门位置之间的差值大于36 mm，则AT后续功能将取消。此不匹配将触发DWP警告标题。

任一驾驶舱中的油门内部故障将使AT功能失效，并触发<THROT LK>和<A THROT>DWP警告说明。

注意

事项

一旦取消AT功能，AT将丢失，并且无法重置，即使节流阀恢复到公差范围内。

空中数据系统（1B-B-27-01-09-00A-043A-A第006版）

概述

空中数据系统（ADS）是四联FCS的一部分。其功能是提供足够准确和完整的空中数据，以满足FCS、AVS和UCS的要求。

ADS包括四个空气数据传感器（ADTs）、一个惯性测量单元（IMU）和数字发动机控制单元（DECU）（图1.129）。

空气数据传感器（ADT）

位于鼻锥下部的四个ADT是独立冗余测量静压（Ps）和总压（Pt）以及空气数据迎角（α）和侧滑（β）的主要传感器。由于传感器的存在而产生的气流干扰产生的传感器误差在ADT内得到校正。

图1.130-ADT和其他ADS传感器的位置

四个ADT产生四重Pt和Ps信息以及三重α和β信息。两个上部探针各提供一个α信号，第三个来自两个下部探针的组合信号。类似地，两个较低的探针各自提供β信号，第三个探针来自两个较高探针的组合信号。（图1.130）

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