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二、载荷感觉器
由于在超音速飞机上装了无回力助力操纵系统，驾驶员操纵的是助力器的分油活门，因而感受到的只有很小的摩擦力。如果驾驶员没有力的感觉，就不能掌握用杆量的大小，也就不能正确地操纵飞机。为此在操纵系统中安装了载荷感觉器，使驾驶员从驾驶杆上间接地感受模拟空气动力的作用和变化。
对载荷感觉器的基本要求是：载荷感觉器加于驾驶杆的力应与舵偏角（或杆位移）分段成正比，当驾驶杆和舵面在中立位置时，拉力应为零。同时还应保证当放松驾驶杆时，驾驶杆能自动回到配平位置。
由于弹簧在外力户作用下产生的位移 (与外力成正比，随着弹簧刚度的不同，可得到一组不同的弹簧特性曲线。载荷感觉器实质上是一组弹簧，通过弹簧的压缩来产生杆力。由于要求杆力的变化规律在不同的位移上是不同的，因此用一个弹簧不能满足杆力和杆位移的要求。 •*)•
如弹簧刚度比较小，当杆位移小时，则太小的杆力使得操纵感觉不灵敏，容易发生操纵过猛的现象；或者当驾驶杆偏离了中立位置，飞行状态有了改变，而驾驶员凭杆力觉察不到。若用刚度较大的弹簧来模拟大的杆力增量，则杆位移大时，太大的杆力又会使杆力太重，操纵疲劳，希望采用刚度小的弹簧使杆力增长缓慢些。为了避免用一个弹簧产生顾此失彼现象，载荷感觉器必须选择一组不同刚度的弹簧进行组合，以满足驾驶员对杆力特性的要求。
三、调整片效应机构
飞机上的调整片是用来帮助驾驶员在长途飞行中平衡舵面气动载荷，从而卸除杆力以减轻驾驶员的疲劳的。采用了无回力助力系统后，舵面上的气动载荷全部由助力器平衡。因此驾驶杆力并不来自舵面而来自载荷感觉器，要卸除杆力，必须卸除载荷感觉器中的弹簧张力，亦即卸除弹簧被压缩的位移。
当驾驶员长时期拉杆飞行时，载荷感觉器的弹簧将被压缩 "，若要消除杆力，只要按动驾驶杆上的操纵电门，使电机转动带动活动杆伸出，从而使转轴逆时针转动，带动载荷感觉器的外筒向左运动。当外筒的位移量 等于 "时，杆力便全部卸除。此时驾驶员不需用力，就可使驾驶杆和舵面保持在要求的位置上。
调整片效应机构亦可用来操纵平尾。例如当松杆飞行时，操纵电门，活动杆移动将带着载荷感觉器、力臂调节器和助力器使平尾偏转，这时载荷机构只起传动杆的作用。驾驶杆跟平尾一起活动而感觉不到有杆力。
四、力臂调节器
"采用力臂调节器的原因
我们知道，在不同的高度和速度下，飞机平尾偏角随纵向过载的变化率 %" & %’变化很大，图 ( "的曲线，表示 %" & %’随动压 )，高度 *变化的规律。而平尾偏角甲与驾驶杆位移工之间的关系，由于助力器的跟随性，它们仍然存在着直接联系，而且是成比例的。
在纵向操纵系统中存在下列关系式：
%+ &%’ , %%+ " %%’ " , -" %%’" （ ./ .0）
式中1 %+ &%’———产生单位法向过载所需要的驾驶杆位移；
%" & %’———产生单位法向过载所需要的平尾偏角；
%+ & %" ," &-—
—操纵系统传动系数的倒数。
由上式看出，如果系统总传动系数 -在飞行中是常值，则要求 %+ & %’亦按图 ./ .2的曲线变化。例如某歼击机以表速 /2234 & 5飞行，在海平面（ *,6）处获得一个 •0"•
法向过载需拉杆 "；而在 % &’处，获得同样的过载就需拉杆 (&。这样就给驾驶员操纵飞机带来极大困难。因此为保证驾驶员在各种飞行情况下产生单位法向过载所需的驾驶杆位移量是一个常数，或在预定的数值范围内变化，这就必须采用力臂调节器。另外，系统中虽设置了载荷感觉器，但杆力只随驾驭杆位移而变，采用了力臂调节器，使杆力也随着高度、速度而变化。
由式 ) *+ *,可见，欲使 -. / -0保持常数，除非系统的传动系数 1亦随着动压 2，高度 按图 ) *+ *"的曲线规律变化。如 - / -0大，希望 1值也大；若 - / -0小， 1也小。因为从式 ) *+ *,可看出， 1值大，则 /1小（此时 - / -0大），从而 -. / -0保持不变。
图 ) *+ *"3 - / -0随 4，的变化曲线
前面谈到，系统总传动比和传动系数成正比，而总传动比是摇臂、驾驶杆等操纵
环节传动比的乘积，如果在系统中只要使某一级摇臂的传动比随着 ，5按预定的规
律改变，就可满足在任何飞行状态下，驾驶员都可得到合适的杆位移。力臂调节器就
是用来调节这一级摇臂的传动比。
)6力臂调节器的工作原理
图 ) *+ *7是力臂调节器的工作原理图，其壳体的固定轴 8连接于机身上，壳体接耳月通过线系和驾驶杆相连， 89即为其主动臂的半径。活动臂 :;在壳体内可以上下移动，上端 :与通向舵面的拉杆连接，下端 ;与载荷机构的活动杆相连， 8:即为它的从动臂半径。活动臂 :;的移动是由电动机构操纵的，而电动机的正反转向（相应 :;上下移动）是由感受飞机速压和静压变化的膜盒来控制的。活动臂伸出到最大位置时，臂值 8:最长，系统传动比最大，此为大力臂状态；当活动臂缩到最小位
置时，臂值 8:最小，系统传动比最小，此为小力臂状态。
由图 ) *+ *7（<）可看出，在同样杆位移 ".下，大力臂时， 8:长，传动系数 1大，
舵偏角 "大，而臂值 8;小（因 :;总长不变），弹簧压缩量 "=小，杆力小。力臂
调节器的这种工作状态，和飞机在高空或小表速的飞行状态相匹配。因为在这种飞
•,))•
行状态下，所需 " 大，铰链力矩小，杆力小，力臂调节器满足了这一要求。
同样，由图 %& %’（(）可见，在低空或大表速飞行时，所需 " 小，而希望模拟的杆力大。使力臂调节器处于小力臂状态，则 )*+短，平尾偏角 "小；而 ),+长，弹簧压缩量 "-大，杆力大，恰好满足要求。而且可以推导出产生单位法向过载所需
的杆力 . 与 ),长度 /的平方成正比。
01力臂调节器的调节规律
如上所述，力臂调节器实质上是一个从动臂半径可以自动随动压 2，高度 3大幅度变化的摇臂。而它的变化规律应与 " 随 4，3的变化规律相对应。但由图 % & %’看出， " 随 4，3的变化规律是很复杂的，力臂调节器在构造上不可能实现这种调节规律，若把图 %& %’所示的曲线简化为折线（虚线所示）后，则可实现。
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