FTL-CDV 85型CDV 85耦合计算机工作原理说明

FTL-CDV85型

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机

（工作原理）

编写：贺军

深圳市法特力实业有限公司

1

1、概述：

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机是飞行总监耦合器系统（F.D.C）中的

主要项目，这使得通过直接对飞行伺服控制的作用来锁定飞机的重心安装在航向

轴上。

“直升机机载电子设备CDV85耦合计算机虚拟化仪表试脸器”是用于检测“CDV

85耦合计算机”的试验器。由于测试“CDV85耦合计算机”项目多，设计中分

为自动检测“ATE”和手动检测2种方式，自动检测时是启动“自动检测功能”

就自动的按照预定的程序自动检测，检测过程中只显示运行步骤和检测项目，一

直到检测结束时给出检测报告，并提供检测结果数据可供打印使用。

人工检测是采用分项目手动检测，检测不同的功能在虚拟化仪表显示屏蕊显

示不同的虚拟仪表结构，维修人员可分屏显示检测不同的项目，便于判别准确的

故障点位。

“FTL-CDV85型CDV85耦合计算机虚拟化仪表试险器”系统组成如图所示:

无线电综合测试仪CMS-57机载电子设备检测矩阵继电器交换箱稳压电源供给

■■依做・9人・白火

DQOO・OUOB

V

雷

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4片

生

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与

麋

89

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0

PC-251-1C专用400Z电源

CDV85福合计算机

2

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机虚拟化仪表试验器设计说明

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机工作原理-A

描述操作

1、概述:

计算机是飞行总监耦合器系统（F.D.C）中的主要项目这使得通过直接对飞行伺

服控制的作用来锁定飞机的重心安装在航向轴上。

注：每台计算机的主要特点:

计算机产品编号P/N419-00320-550（有效性A）

计算机产品编号P/N419-00320-560（有效性B）

计算机产品编号P/N419-00320-561（有效性C）

计算机产品编号P/N419-00320-570（有效性D）

计算机产品编号P/N419-00320-571（有效性E）

A、环境

（1）、温度：

-操作:-40℃到+70℃

-性能:-55℃至+85℃

（2）、高度：

380mb到1013mb

（3）、振动

根据AIR7304标准定义的频率和振幅，严重程度ZB和D0160类别N的正弦波

振动。

3

B、安装

(1)机械安装

该计算机必须安装在上述段落中规定的环境条件下。计算机安装在与图2兼容的

机舱中的一个开口中。

(2)电气安装

计算机通过位于后面板上的一个连接器连接到飞机上，位于前面板上的另一个连

接器允许连接到相关的飞行控制器上。

4

图2-1：

90°

5

图2-2：

90°

6

图2-3:

273

257*

——//

2trous04.5

T

0

X

*I

7/——

13220

32

2、特点：

A、机械特性：

(1)、尺寸：见图2

(2)、亚量：2.3kg5070lbs)最大.

(3)、紧固：

BNAE(航空和航天标准化局标准)标准:PrL70-115

模组：ITA4-ARINC408

4个M4个螺钉，螺距为0.7,长度为10毫米

B、电气特性

(1)、直流电源：

电源电压：+28V

消耗量：小于1A

(2)、交流电源

电源电压：26V,400Hz

消耗量：小于50mA

7

3、描述(IPL图1001):

图1001:

计算机由一个矩形盒子组成，一边由螺丝固定，在前面和后面由安装板关闭。这

个门允许进入印刷电路卡组件。这些卡配有一个用于连接和互连接电路的插件连

8

接器。各种卡片的种类如下:

电路组件：PL12-“ADAPT”俯仰适应(30)

电路组件：PL11-“ANN”信号器逻辑(40)

电路组件：PL10-“ENTL”输入逻辑(50)

电路组件：PL9-“S0MT”俯仰加法器(60)

封路组件：PL8-“C.TANG”俯仰开关(70)

电路组件：PL7-“TANG”俯仰链路(80)

电路组件：PL6-“CLAT”横向开关(90)

电路组件：PL5-“LAT3”横向链3(100)

电路组件：PL4-“LAT1”横向链1(110)

电路组件：PL3-“LAT2”横向链2(120)

电路组件：PL2-“F/D”F/D功能控制(130)

电路组件：PL1-“A”电源(140)

位于左侧上的互连电路接收由上下侧上的滑动片固定的电子卡。

前后板各包括连接连接器：

-前面板上的接头J01允许与相关的飞行控制器连接，

9

-后面板上的连接器J02允许与飞机自动驾驶仪的相关元件进行连接。

4、操作

A、介绍

当与飞行控制器相关联，并通过自动驾驶仪作用于飞机伺服控制时，计算机能够

获得以下信息：

（1）、在滚动轴上

-选择标题保持或，

-自动拦截和跟踪一个VOR无线电波束或，

-自动拦截和跟踪LOCILS无线电波束（LOC和ILS频率）或，

-自动拦截和跟踪一个反向LOC无线电波束。

（2）、在俯仰轴上

-高度保持，或，

-速度保持或，

-垂直速度保持或，

-绕过功能，或者，

-在手动降低功率后自动拦截和跟踪滑翔无线电波束或，

-无线电高度计高度保持在ZRS不超过100英尺。

这两个轴的操作链为：

-滚动轴的侧链，

一俯仰轴的纵向链条。

这个开关实现了给这两个链的顺序。

注：与飞行控制器相关联，计算机构成飞行指挥耦合器系统，其可能是：

-要么耦合到飞机自动驾驶仪（从飞行控制器CPL）,

-或单独位于飞机仪表板上的飞行总监指示器（飞行控制器F/D）,

或根据飞行员的要求与这两种设备相连接所需的东西。

10

B、侧链（图3和图4）：

图3:

COWM

：ONUieRAL1P4CARO：

-VERSIONASTINOTPRESENT

-VERSIONBSTIP我TNT

4「1」二

|骷ii

由

图4:

11

COV83COKPUItK

当与飞行控制器相关联时，计算机产生一个信号，其振幅取决于根据给定的栏截

轨迹和预定的航向来驾驶飞机所需的滚动姿态。由此产生的信号由两个信号的组

合组成，即：

-由飞机垂直陀螺仪产生的滚动信号(中)，

-飞行轨迹误差信号，表示航向与以下方向之间的误差：

o所需的标题，或

oV0R方向，或

o由LOC无线电,波束防指示的方向。

将飞机的实际姿态与飞行轨迹误差信号进行比较：这两个信号之间的任何差异都

会导致控制传感器，一方面通过安装在飞机上的AP发送到伺服控制，另一方面，

发送到飞行指挥指示器，它将驱动垂直滚动杆。

没有有效信号会自动取消该功能及其对显示器滚动条的影响。在相关的飞行控制

器上选择操作模式。

(1)选择标题保持

当选定的航向保持模式与相关的飞行控制器接合时，将获得此功能。

航向误差信号“Ws”是一个400Hz信号，与航向指示器确定的航向与测量航向

之间的误差成正比。该信号通过开关M1-9和M1-16进行解调，

12

JO2

DEMODULATED（甸

然后通过PL3的电路M2T2进行放大。它由PL4的MA12-8开关接通。该开关由

逆变器电路NAND的MN9-10和MN8-15关闭。

通过PL3的M11-12也路进行可变增益放大。PL3的晶体管Q1实际上是一个可变

的负反馈电阻，由PL3的放大器M11-10控制，与速度Vi成正比（版本ABDE）。

因此，速度越高，增益就越大。

13

只有当由PL3的电路M9和M10组成的比较器被触发时，才会发生这种情况。

该比较器由电路M8接通，该电路由HDG顺序控制，它在升降之间有大约1’的

滞后。

在PL5中，PL3的M11a的信号由电路M3-1和M3-7产生，并由M3-8放大。

如果横滚通过继电器K1（信号4）命令）接合，则将其传输至AP。它也被2MA274

放大，然后与PL2中的峰值裁剪电路1MA3-7的滚动姿态信号0进行比较。

15

输出信号通过电路1MA3-14放大，该电路向飞行指示器提供信号和横向控制的

FD信号。开关2MA3-9由命令"WROF/D”为零关闭。电位计P5用于调整1MA3-7

的偏移量。

在PL2中，滚动姿态信号。被电路1MA1-9和1MA1-16解调，然后被电路2MA27

放大。

16

1MM2MA3

REFERENCEDEMODULATOR

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机工作原理-B

4.B.(2)、自动拦截和跟踪一个VOR无线电波束：

当飞行员使用相关飞行控制器上的VOR键时，将选择此功能。它允许飞行员捕获

并保持住显示在航向指示器上的VOR波束。

该模式的操作可分为四个阶段：

-进场阶段，

-拦截阶段,

-跟踪阶段，

-垂直超飞行阶段。

⑸、方法

飞行员选择航向指示器接近航向，根据风速进行优化，并通过选定的航向模式进

行控制。

操作与在选定的标题保持中点相同。

⑹、拦截

当飞机从VOR轴为3.3°时，系统由拦截横向无线电波束传感器自动切换。

将VOR无线电波束误差信号a添加到航向误差信号中。产生的信号控制滚动姿

态，并传送：

-到自动驾驶仪，

-到飞行器指示灯。

如果航线误差角度WR大于45°,则飞机进入45°直线拦极轨迹，直到横向无

线电波束跟踪传感器在VOR轴1.3°跳闸。

如果航线误差角WR小于45°,飞机将保持其就道，直到横向无线电波束跟踪传

感器跳闸。

18

在PL3中，通过开关M1-1和M1-8来调制信号，然后通过电路M2-10和M3进行

放大。

J02

DEMODULATED(fi)-r

HEADINGERROR(H)CC

R1

HEADINGERRORBB+VWAV

0RET374

R2I

COURSEERROR(C)(VDZ

L

COURSEERROR(H)州）AA

VOR/LOCSIGNAL(C)GG

N.C.FF

VOR/LOCSIGNAL(H)HH

PLS

LAT2

19

在PL6中，当WR大于45°时，该信号触发比较器M1-8；在这种情况下，会发

生拦截。

但是，当WR小于45°时，就不会进行拦截。

r,车

161-----------TRACKVOR

Mil_

张ACK1■配।

10

P3

WT.VOR

♦R>25°LOC

8

IMT.LDC—H—

钝>45。VOR

[M11

M7

ILSTUN3

G--28

rTs

H一13

PL6-CLAT

L

K

在PL5中，该电路“WR”由M5和M4-6推导出。

20

VOR无线电波束误差信号，由PL3的电路M5、M6、M7-12和M770放大。

iLJRSEERROR(H)—仲R)AA

VOR/LOCSIGNAL(C)

N.C.

VOR/LOCSIGNAL(H)一•-

NX.

然后，在PL5中，信号由电路M1得到。

21

在PL4中，“INTER.VOR”“0”信号激励开关MA4-9和MA2-9o

■WA

--

WA----------

-WA-----------

-

WAS---------

AWA-----------

&

茎

H专

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x耳g1-MA12

nISIW

AAISAI|>|

=XH音w

J部

一o

悠vS

alogSg

illi1O.

I

22

因此，通过校准的衰减传输到放大器MA11-10,“a”传输到放大器MA11-12。

所得到的信号通过逆变器电路MN9-10控制的开关MA12-9传输到PL4输出。

^TE

WiW

MA12

-------------MWr-i

MA12

-------------WM-<

——g-----

o5-E---^-_-WA-

5Wr

A¥i¥r

0-

MA2

-----------

-----------

然后按照选定的航向保持进行处理，但PL3的放大器M11-12的增益由Vi不防控

制。

23

信号在PL5中，“a”信号由电路M6-14取其绝对值，然后由电路M6-8进行放大。

24

在PL6中，将得到的信号与电位计P1、P2和P3确定的值进行比较。

事实上，开关M11-8已关闭，因为信号为“V/L”二O和信号为“F.ILS”二“1二

+NAV.FUNCT

9INT.VDR

心25。

—M-

+R>450

GILSTUN

H

•-5-^---------------------------------

1PL6-CLAT

fP61

I___一二一1J6I

K

25

因此，在M5-10的输出处和逆变器电路M4-11的瑜出处存在一个“0”水平。

26

当信号达到“[a]”栏截阈值时，门M8-3和M8-4会产生一个不可逆的电平。

如果大于45°,则该电平跳间逆变器电路M3f,触发NAND门M6b和M6c的阻塞，

产生二“1”信号。如果WR小于45°,该水平不足以影响逆变器电路M3-12,并

且电路M9-10、M2-10和M3-6继续产生信号。

27

因为继电器K1工作使“FtHDG”:“1”和“INERV/L”=“1”将PL5的和门

05.Q6设置为“1”，因此设置PL5的或门CR14.CR16设置为“1个”。此外,

“CPL.R0LL”="0”关闭继电器K1的控制电路。

“。控制信号”因此被传输到AP。

28

ST7STS

HDG_______

+HAV.FUMCT

INTERV/C

29

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机工作原理-C

4.B.(2)(c)、跟踪：

当飞机轨迹从VOR轴达到1.3°时，系统通过横向无线电波束跟踪传感器自动切

换。将VOR无线电波束误差信号添加到航向误差信号导数中(消除由侧风引起的

静态误差)。由此产生的信号控制一个滚动姿态，以引导飞机到VOR站的指示。

该信号被传输：

-到自动驾驶仪，

-到飞行器指示灯。

在PL6中，当拦截被接合时，NAND门M11-16的M10-4控制开关关闭。

3------3-15^1

M10

1111

M11

TRACKVOR

M11

和AClC或।

10

INT.VOR

9K

15°LOC

IMT.LOC

45°

B

|M1110

MIO

ILSTUN

G-2B

IF.ILS

H13

L二二T-----------------------------

K

30

然后将信号“[a]”与电位计P1确定的值进行比较。当信号“[a]”达到跟踪

阈值时，NOR门M7-3和M7-11产生不可逆电平“1”。

THA¥«rwnvJ

LATERAL

BEAMSEhSOR

F3

+V

・M11

________,MIO

TRACKV0R[

U11

TRACKLOC

M11

WT.VDR

W>250LOC

rH4-fi

fR>450VQR

31

逆变器电路M2-4和栅极M10T1提供信号“轨道V/L”="1”的信号。

——EX,

在PL4中，该信号在NAND门MN7-3输出处提供“0”，因为信号为“OSS”二“1二

专

一

m3§

01-MA12

1

XX

3S

WI51MY

LM1

32

开关MA2T发送“a”到放大器MA1172的输入瑞。

WA12J___________坨

WiV

WMSWA

------

•1-------i毕“JT於

FO

WM-----------

W^r丁

--

WA2------

1-MA12

33

类似地，在NAND门MN7-10的输出端的电平“0”驱动开关MA3-8。

34

该开关向放大器MA11-12的输入发送“WR”电压，放大器的增益由带电阻串联

的开关MA12-1修改。

35

4.6.(2)、(d)垂直飞越地面台站：

在VOR站的垂直飞越过程中，飞机自动与无线电的电波轴解耦；没有信号，导航

在通过静音区域的航线指数大约40秒。当飞机离开静音锥时，无线电电信号就

会恢复，AP再次接管。

如果飞行员决定在通过沉默锥的过程中修改轨迹，他会给航向指示器一个新的位

置，这允许拦截和跟踪所选择的新径向。

在PL5中，信号“a”由电路M7-7放大，然后由电路M67得到其绝对值，最后

由电路M6-7放大。

B

专

=

w

m

S

040<d<0.8°l

l3

OS5

36

当所得信号“[a]”达到足够水平（通过VOR静音锥）时，将触发比较器M77。

放大器M7T4然后关闭开关，

与

H

O=

Ag8

HV二

1W

因

37

关闭01时间常数C5-R18-R72定义的时间。

“0SS”二“0”，因此产生信号。链条的开关都是打开的，该“a”信号缺失,

在通过沉默锥加约40秒时，耦合器根据航向指数运行。

因此“0SS”="1”的博号被抑制;

“0VILS/TTL频率有效”二“0”，或

通过电路M7-14的输入，“0VB/C实现的功能”二“0”。

在PL4中，NAND门MN770提供一个电平“0”，它关闭开关MA3-8。

38

TRACKVORAPP

INTERVOR

INTERV/L

OSSTRACKVOR

TRACKYOC

1

1

M

A

l

2

m8

但是“WR”和“ip'R”不在MA1172的输入时提供。实际上，在PL5中，09接

收“0”，提供电平“1”关闭开关Q8,从而关闭开关M2。积分器M4因此被禁用，

而该“WR”信号仅由电路M5进行放大。

PL5-LAT3

OYERSTATION.SENSOR

40

在PL6中，NAND门M6-6在1处保持“V/L”轨道的信号。

41

直升机机载电子设备CDV85耦合计算机工作原理-D

（3）、自动拦截和跟踪LOCILS无线电波束

当飞行员按下相关飞行控制器上的LOC键时，选择此功能；它允许在飞机拦能滑

翔路径（LOCII）时沿横向平面（LOCI）以及沿垂直和水平平面捕获和保持ILS

无线电波束。

4.B.（3）4）、接近：

飞行员选择一个允许飞机拦祗定位器的航向。在VOR的情况下，飞机保持在选定

的航线上，直到从盲降铀保持约2.5°°

操作与选定的标题保持操作相同。

⑹、拦截：

当飞机从盲降轴达到2.5°时，系统通过横向无线电波束拦截传感器自动切换。

将ILS无线电波束误差信号“a”进行放大、峰值裁剪，然后添加到航向误差信

号中。由此产生的信号控制滚动姿态，并被传输：

一到自动驾驶仪，

-到指示器。

如果航线误差角度“WR”大于25°,则将飞机带到25°拦截航迹，直到横向无

线电波束从ILS轴0.33°触发跟踪传感器。

如果航线误差角度“WR”小于25°,飞机保持芸就道，直到横向无线电波束跟

踪传感器触发。

在PL6中，信号“V/L”;“0”通过逆变器电路M7-10控制开关M11-8的开启。

G

H

K

42

M1-8比较器阈值结果，对应于WR=25°o考虑到这个不同的阈值，如VOR径

向,得到的信号为“INTERV/R”二“1”。

■.M11

如>25。LOC

*R>450VOR

电路M4-4、M4-3、M5-10,M5-4、M5-11和M10-3提供信号和“ILS.ACC"="0”。

加>25010C

—M—

*R>450VOR

G

H

PL6-CLATr_________

IjpI

K

43

在PL4中，信号为“ILS.ACC"="0”和"F.ILS”="0”将逆变器电路MN8-6

的输出设置为“1”，将NAND门MN6-9的输出设置为“0”。

44

信号“INTER.LOC”="0”为开关MA1-1和MA3-1供电。

-WM----------

WA-------

MA1

-WM----------

-WA----------

dH

=dOA

一V

:m1N

x30Igl/3

nrlAIASAVMIQC

"3BXiI1lg4

c|置oe

盘l_Hls

mIMsL

45

因此，“WR”通过校准的衰减“a”传输到放大器MA11T2放大器。对所得到的

信号进行VOR径向处理。

W<¥r

W/r

WiV

Vi¥6-----------

■Y»W»-----------

⑹、跟踪

当飞机轨迹从盲降轴为0.33°时，系统由1侧无线电波束跟踪传感器自动切换。

将ILS无线电波束误差信号“a”添加到航向误差“WR”信号中（消除由于横

风引起的静态误差）。

由此产生的信号控制着一种用于引导飞机朝向ILS站的滚动姿态。

备注：当G/S投入时，飞机位于下降滑行道无线电波束时，按照与LOCI相同

的定律和系数引导LOCHo

46

在PL6中，当拦截被接合时，NAND门M10-10控制开关M11-1关闭。

T

1

G

H

----------------------

PL6-CLAT

47

然后将“[Q]”与电位计P1确定的值进行比较。当信号发出达到跟踪阈值时，

NORnM7-3和M7-11产生一个不可逆的电平“1”。逆变器电路M2-4和NAND门

M10-11提供信号和“轨道V/L”="1”。

+NAV.FUNCT

LATERAL

BEAMSEMSOR

F——3

+VM3

-AW

__________,50

TRACKVOR4kl

7

「\

TRACKLOC

1

P3MW

WT.VOR

P4*♦R>250LOC

INTXOC—M—1工

+R>45°VOR

■Jk8

48

在PL4中，该信号在NAND门MN6-6的揄出处提供电平“0”,它提供信号跟踪“TRACK

L0C1”二“0”。

与

耳KP

二A

一

：xpd80X宜

nil15AISAIW

n*|H>|

=乘

崔a3

vlsI盾Igls

iwrs-

该信号关闭开关MA2-16和MA3-9o

49

因此，“巾'R”将其发送到在PL5的放大器MA11-12的输入端，开关M2-3实际上

是打开的。

然后，信号“INTERGLIDE"="0”设置在PL4输出电路NAND的MN670通过

T,因此“TRACKLOGI”通过到电平“1”。

_

f_c<

一

一-

80

N91-MA12

4二

——w

，

m：i

自.

50

其结果是信号“INTERGLIDE”二“0”将NAND门1州6-6的输出设置为“0”电平,

因此信号跟踪LOCII“二”0"。该信号关闭开关MA2-16和MA3-9。

因此，“ip'R”将其发送到放大器MA11-12的输入端。

在PL4中“TRACKLOC”和“G/SARM''模式中，NAND门MN13-9的输出C为“0”,

“CPL.ROLL”处于“1”。“INTERGLIDE”电平为“1”，逆变器电路MN971的输

出位置为出“。

10

PL4-LAT