DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 驾驶舱系统和控制 飞行控制

5.2.飞行控制

直升机配备了横向、纵向、集成的总距油门和定向飞行控制子系统。控制输入通过机械连杆和液压伺服系统从驾驶舱传输到转子叶片。电缆用于转子制动系统，部分用于尾转子变桨控制。飞行员控制由自动飞行控制系统（AFCS）辅助，该系统具有集成的四通道自动驾驶仪、液压飞行控制伺服系统以及俯仰、横滚和偏航配平系统。飞行员和副驾驶都有集体控制、循环控制和方向控制，这些控制通过机械连杆传输到第一级和第二级控制单元，这些控制单元组合、求和并耦合循环、集体和偏航输入。所产生的输出信号被提升，并通过与液压伺服系统的机械连杆发送至主旋翼和尾旋翼。

力集中装置被纳入循环控制系统。这些装置提供了一个力梯度或“感觉”的循环棒。棍子偏向得越远，施加的力就越大。配平脱离按钮位于飞行员和副驾驶循环手柄上。按住装饰件分离按钮将立即将斗杆上的力降至零。松开按钮重新测量装饰件。

5.2.1.循环控制系统

直升机的横向和纵向控制是通过推动杆、曲拐和伺服装置将循环杆移动到主旋翼旋转斜盘上。任何方向的移动都会使主旋翼桨叶的平面朝同一方向倾斜，从而导致直升机朝该方向移动。

飞行员（左）和副驾驶（右）的循环操纵杆在设计和结构上几乎相同，并且相对于直升机的纵轴对称安装在驾驶舱地板上。

图5.16.飞行员循环操纵杆

循环控制棒由带硬橡胶手柄（3）的成形金属管组件（1）构成，包括四个按钮：ICS/无线电键控按钮（触发位置）（4）、自动驾驶仪关闭按钮（5）、点火按钮（6）、配平按钮（7）。飞行员的（左）循环还包括一个车轮制动操纵杆（2）和一个保持在锁定位置（8）的插销。

纵向挡块：纵向控制连杆中包括液压缸和机械挡块，当直升机在地面或滑行时，可将旋转斜盘后倾限制在最大2°12'。止动块由安装在主起落架支柱支架上的车轮重量微动开关控制。当飞行员在循环上向后拉时，纵向止动块会使旋转斜盘后倾达到2°12'时移动斗杆所需的力急剧增加。当直升机升离地面时，微动

开关触点打开，停止分离，释放后斜盘倾斜的限制。

5.2.2.方向控制系统

方向控制系统由驾驶员或副驾驶踏板总成操作。从踏板到方向伺服，控制连杆由推

杆/拉杆和曲拐系统组成。电缆用于将控制输入传递到尾旋翼齿轮箱。变速箱的变桨机构由链条、链轮和蜗轮组成，用于伸展或收回变桨控制杆。杆的运动通过变桨连杆传递到叶片夹持器，从而改变叶片角度。向前推动左踏板可使变桨控制杆缩回。桨叶倾斜角减小，直升机向左转弯。向前推动右踏板，可伸展变桨控制杆，增加桨叶变桨角度，直升机向右转弯。右踏板的移动受到可移动挡块（节距限制器）系统的限制，该系统使用空气密度和温度来调整最大尾旋翼节距角，并防止尾旋翼和驱动系统过载。

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踏板安装在驾驶舱地板上座椅前面的支架上。踏板调节器用于调节踏板距离，以获得

个人舒适感。调整范围为±2.9英寸。每个子踏板总成上都安装有微型开关，以允许

飞

行员在自动驾驶仪偏航通道接合时引入方向控制输入。

图5.17.防扭矩踏板

力对中装置集成在方向控制系统中。这些装置为踏板提供一个力梯度或“感觉”。踏板

偏转得越远，施加的力就越大。配平脱离按钮位于飞行员和副驾驶循环手柄上。按住

装饰件分离按钮将立即将踏板上的力降至零。松开按钮重新测量装饰件。

尾旋翼桨距限制系统

SPUU-52-1尾旋翼桨距限制系统使用与机械止动器相连的线性执行器，以在16°20'至20°30'范围内调整最大尾旋翼桨距角度。根据空气温度和密度进行调整：

密度增加（低海拔或/和低温）导致最大叶片倾斜角减小，

密度降低（高海拔或/和高温）导致最大叶片节角增加。

当系统断开时，止动块复位并允许完全右踏板行程。

尾旋翼节距限制系统通过SPU52-1控制面板进行控制和监控。面板位于驾驶舱中央控制台的右中心区域。系统的主电源开关位于飞行员的左三角板上。当系统断开时，控制

面板上的红灯按钮将点亮。要接合系统，请将SPU-52-1主电源开关设置到打开（向上）位置。

当右踏板完全踩入时，AFCS航向通道断开。

图5.18.SPUU-52-1驾驶舱控制

如果SPU-52-1系统在飞行中发生故障，控制面板上的红灯按钮将亮起。在这种情况下，左三角板上的SPU52-1主电源开关应设置为关闭（向下）位置。这将使SPUU-52-1 控制面板上的限位器指针设置为完全向左位置，指示右踏板行程限制的移除。在限制

器脱离的情况下，应尽可能在风中盘旋和着陆，同时避免踏板大幅度或突然输入。

飞行中直接控制系统失效

在飞行中方向控制系统失效的情况下，直升机表现出向左偏航的强烈趋势，如果横摇

角保持在中立位置，则有向右侧滑和向左转弯的趋势。

如果直升机对踏板输入没有反应，保持60-200公里/小时的空速，并建立一个正确的侧倾角以保持向前飞行。最佳空速约为150公里/小时，向前飞行时产生最小侧滑，侧滑

角为5-7°右。

在整个踏板行程范围内测试直升机对踏板输入的响应，以防在特定输入范围内可能进

行有限控制。尝试寻找一个合适的着陆区，允许以70-80公里/小时的空速着陆。

通过逐渐调整集体控制来执行过渡机动。提升总成时，循环需要调整到右侧，并增加

右辊角度。当降低集体（例如尝试着陆）时，循环需要调整到左侧并减小右侧倾角

度。

使用滚动控制执行转弯和航向更改。最好向左转弯。

一旦选择了合适的着陆区，开始下降，保持150公里/小时的空速，下降速度为3-4

米/秒。

在25-30米的高度，开始急剧减速。在减速过程中，通过测量避免左偏航，必要时可逐步减小总距。

在10-15米的高度上，在继续减速的同时，迅速将总距降低1.5-2.5°，并使任何现有

的滚转水平。随着集合的减少，直升机倾向于向右偏航，并减少滑动（漂移）角。通

过参考地面和使用总距，目视控制下降和滑动率。