直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機虛擬化儀表試驗器設計-7
直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機工作原理-F
編寫:賀軍
1、概述：
直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機是飛行總監耦合器系統（F。D。C）中的主要專案，這使得透過直接對飛行伺服控制的作用來鎖定飛機的重心安裝在航向軸上。
“直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機虛擬化儀表試驗器”是用於檢測“CDV 85耦合計算機”的試驗器。由於測試“CDV 85耦合計算機”專案多，設計中分為自動檢測“ATE”和手動檢測2種方式，自動檢測時是啟動“自動檢測功能”就自動的按照預定的程式自動檢測，檢測過程中只顯示執行步驟和檢測專案，一直到檢測結束時給出檢測報告，並提供檢測結果資料可供列印使用。
人工檢測是採用分專案手動檢測，檢測不同的功能在虛擬化儀表顯示螢幕顯示不同的虛擬儀表結構，維修人員可分屏顯示檢測不同的專案，便於判別準確的故障點位。
“直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機虛擬化儀表試驗器”系統組成如圖所示：
直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機虛擬化儀表試驗器設計-7
直升機機載電子裝置CDV 85耦合計算機工作原理-F
4. C. 縱向鏈（圖5、5A、6和6A）：
圖5：
圖5A：
圖6：
圖6A：
與飛行控制器相關聯，計算機產生一個訊號，其振幅取決於駕駛飛機所需的俯仰姿態。該訊號代表高度誤差“△Z”、空氣速度誤差“△Vi”、垂直速度誤差“△Vz”、滑翔道誤差“β”或無線電高度計高度誤差“RS”。
由此產生的訊號是由兩個訊號的組合構成的，即：
- 來自飛機的垂直陀螺儀的俯仰訊號，
- 飛行軌跡誤差訊號。
將飛機的實際姿態與飛行軌跡誤差訊號進行比較；這兩個訊號之間的任何差異都會產生控制訊號，一方面透過安裝在飛機上的AP進行伺服控制，另一方面透過飛行導向指示器進行工作。
沒有有效訊號從顯示自動取消功能和俯仰條。
在相關的飛行控制器上選擇操作模式。
（1）、高度保持(ALT)
當高度模式進入相關的飛行控制器時，將獲得此功能。高度誤差訊號“△Z”，是一個與飛機的實際高度與記憶的高度之間的差值成正比的連續訊號。計算機將“θ”飛機所需姿態的訊號（機頭向上或機頭向下）與訊號“△Z ”進行比較。因此，由飛機垂直陀螺儀的同步器產生的訊號“θ”必須被解調並推匯出，然後在與連續訊號“△Z ”進行比較之前進行縮放。誤差電壓施加到飛行導向指示器，它將導致水平螺距杆的移動。飛行員將執行將飛機帶到正確高度所需的操作。
將“θ”控制訊號新增到匯出的姿態訊號“θ”，然後應用於飛行總監指示器。
在PL9中，“0V/V/S” =“1”開啟開關Q2，因此逆變器電路M10-2（版本A、B和C）、
MN6-10（版本D和E）
開啟開關M11-16（版本A、B和C）、
MA8-1（版本D和E）。
因此，由電路M2-1和M2-14（版本A、B和C）、
MA4-8和MA4-14（版本D和E）組成的分支不工作。
在PL7中，開關Q2開啟。
因此，當電路M5-8開啟開關時M4-10輸出的訊號被切斷。
此外，當PL7上的開關M5-1開啟時，
PL12上的電路M10-12（版本A、B和C）、MA3-7（版本D和E）的訊號輸出被切斷。
在PL2中，訊號“△Z ”應用於電路1MA6-8的輸入，也應用於電路1MA5-6的輸入。電路1MA6-7透過電位計P9的輸出，以及電路1MA5-6的輸出應用於電路1M6-14的輸入，
因為開關2MA5-9透過“+28V ALT”開啟。電路1MA6-14和1MA6-1放大了所產生的訊號。將得到的訊號加到“θ”，即電路1MA3-1輸入端的匯出姿態訊號。所得到的訊號被電路1MA3-1、峰值切割器和1MA3-8放大，然後應用到飛行指揮指示器上。
電位計P6用於調整電路1MA3-1的偏移量。
首先將“θ姿態訊號”透過開關解調1MA1-1和1MA1-8，然後由電路2MA2-7和2MA4-6衍生出來。
在PL7中，對於M1-10的“θ姿態訊號”輸出，應用於積分器電路M1-12的輸入。
這個由積分器電路M1-12輸出的訊號，然後由PL12的電路MA3-8進行放大。電路的增益由開關MA4-1決定，由訊號ALT處的關閉電平為“0”。
該增益在ALT模式接合的前10秒內降低。該功能是透過關閉開關MA4-9，將R33與R16放在MN1的控制下。
MA3-8產生的訊號透過繼電器K2傳輸到AP，並構成“θ姿態”的訊號。
