（）大气数据系统及限制信号系统
包括电源组件及大气数据计算机，与空速管系统相交联，接收动、静压信息，还与无线电高度表相交联。有相关的动、静压传感器和大气温度传感器。有相关的迎角、侧滑角及过载传感器。
（"）自动控制系统包括数字交联组件，模拟输入、输出装置，模拟计算机，轨迹控制数字计算机及电源，有
相关的角速度、过载等传感器。操纵设备包括四余度电源及四余度计算机，有相关的多套迎角、动静压、过载等传感器。
三、设备的工作特点
惯性导航系统作为综合导航系统中的自主导航系统，他是整个导航系统的核心，并由导航计算机与其他导航设备相交联。
惯性导航系统采用主、备准备及工作方式，由两套惯性平台组成，主惯性平台可以由正常准备进入惯性导航方式，备惯性平台可以快速准备进入空中航路计算方式，只能当作航姿系统来使用。
在地面使用时，惯性导航有两种准备方式：正常准备和快速准备 、正常准备需要 %& ’()，以保证足够的导航精度，快速准备只需 " * +’()，可以完成航路计算，但精度较低。在空中使用时，惯性导航设备的导航精度由火控设备，无线电导航设备来校正。此时
必须保证飞机平飞 " * +’()。系统采用模块化设计，计算装置与测量装置分离安装，便于维护及检测。大气数据及限制信号系统大气数据计算机是一个信息中心，用以生成大量的飞行参数。他是一个以软件为主的
设备，计算机根据新接收的传感器信息，依据大气模型的经验公式由测量数据计算出相应的飞行速度、高度、迎角，侧滑角等飞行参数。限制信号计算机组件有相应的计算机及传感器信号接收装置，他与大气数据系统相交联，根据传感器数据及飞机所带负载情况，起落架收放情况，解算出极限速度，极限迎角及 •+",•
第九篇 飞行控制系统检修
极限过载。其信息一方面传人平显、下显及有关控制设备，另一方面传人显示信号形成器，
控制迎角过载指示仪的偏转。自动控制系统自动控制系统不是常规意义上的自动驾驶仪，他有较先进的自动控制功能，并与机上
大气机，导航系统，火控系统相交联，完成较复杂的飞行自动控制任务。常规方式下：他与航姿系统相交联，完成飞机姿态角的自动稳定；与大气机相交联，完成气压高度及无线电真高度稳定，还具有自动复飞，联合操纵等功能。自动导航方式下：他与惯性导航及导航计算机相交联，可以完成航线操纵自动控制，航
迹操纵自动控制、自动返航及着落。导引方式下：与火控系统及地方指挥接收系统相交联，完成地面导引及自导引。他是一个以软件为主的设备，自动化程度较高，采用了分散求解控制律，集中转化控制
操纵量的设计思想，是目前世界上较先进的自动飞行控制系统。电传操纵系统他是模拟式的计算机系统，由四余度的计算机完成不同余度要求的计算任务，纵向通
道中有传动比自动计算装置增稳控制装置。倾斜通道有可断开的阻尼器。航向通道有可断开的阻尼器。当出现两个以上的故障通道时，由人工转入刚性连接状态，保证飞机安全返航。
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第九篇 飞行控制系统检修
第六章 现代飞行控制系统事故与故障实例及分析
第一节 与飞行控制系统有关的事故与故障事例
一、 "%&的事故
"%&是瑞典自行研制的新一代战斗机，于 ’&((年 ’)月首飞。 ’&(&年 )月 %日，其首架原型机在试飞着陆时坠毁，事故原因是数字式电传操纵系统软件有缺陷。事后，用美国空军的 *+一 %%变稳飞机进行了空中模拟飞行，再现了初始俯仰和滚转响应太快，以及由于俯仰速度指令机构的缺陷而致驾驶员必须推杆才能使飞机着陆等问题。同时还发现，通过地面模拟所选择的理想响应在空中模拟中却过分灵敏而且发生急剧变化。通过空中模拟，还使设计人员认识到，像 "%&这类放宽静稳定度飞机的操纵品质在飞机遇到扰动气流时会发生惊人的变化，以致飞机无法控制。 ’&&%年 &月 (日， "%&的首架批生产型飞机在斯德哥尔摩进行交付以后的首次飞行表演，由 "集团很有经验的试飞员驾驶，也不做高难动作。但表演刚进行 )分钟，突然机头自动上仰，飞机失控，驾驶员跳伞。事故主结论是：飞控系统的驾驶杆指令放大倍数太高，再加上过猛过快的操纵动作，导致系统超出稳定裕度，飞机进入失速状态。为此，全部 "%&换装了新版本的飞控系统软件。
二、某型验证机的事故
’&&’年 ,月 )%日，某型改装的电传操纵系统验证机，正常进行了例行试飞，着陆接地时飞机轻度跃起约 %-./，驾驶员推杆制止机头上仰，但第二次接地后飞机跳起更高，形成着陆跳跃，第三次接地后飞机再次跳起，机头上仰，机身偏转，驾驶员迅速推杆到底，仍不能控制飞机状态。在飞机跳起高度达 ’-余米并向左倾斜成 %01时，驾驶员被迫跳伞，随即飞机滚翻坠毁。事故原因是飞控计算机软件存在缺陷，当驾驶员以较快较猛动作操纵飞机时，超出了飞控计算机原设定的操纵速度，计算机因“溢出”而不能工作。
三、 23—))飞机的事故
23—))飞机是美国研制的第四代战斗机的原型机。 ’&&4年 ,月 )0日， 23—))飞机因天气不好中断试飞，驾驶员返场后打算以几次进场复飞的方式耗油。第二次进场快结束时，驾驶员在跑道上空不足 ’0/的高度上接通加力、收起落架，准备复飞 5突然，飞机出现剧烈的俯仰振荡，机腹撞地，擦地滑行近千米后起火，飞机严重损伤 5事故结论是，电传操纵系统的软件存在问题，使 23—))对驾驶员诱发振荡“特别敏感”，导致推力矢量喷管和升降
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第九篇 7飞行控制系统检修
舵出现非正常偏转（以最后 " 的飞行录像也可看出尾翼偏转似乎过量）。这是首次在开加力并收回起落架的情况下使用“推力转向”系统进行复飞，厂商认为“飞机飞进了飞行包线未曾研究的部分”。
四、 %—&’飞机的故障
%—&’飞机是美国和德国联合研制的“增强战斗机机动性验证机”，该机在 ’((年的巴黎航展上因成功表演了过失速机动动作而引起轰动。 ’((年 ’月 ’(日，一架 %—&’在例行试飞时，因空速管结冰，测得的空速值偏低导致飞行控制系统工作失常，输出的增益过大，驾驶员又未能及时转为人工操纵，造成飞机失控坠毁。
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