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。

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在3-4米的高度，增加总距，以建立着陆时1-2米/秒的下降率。

请记住，偏航和滑动/漂
移响应发生在集体增加后1-2秒。

着陆后，将总距降至最低。

5.2.3.总距控制系统
总距控制系统包括集成的节气门和主旋翼总距控制连杆。

总输入升高或降低旋转斜盘
滑块。

这会改变主转子叶片的节距，导致整个转子轮盘的升力增加或减少。

当总杆向
上移动时，主旋翼总距增加。

同时，发动机增加到更高的功率设置。

当集体操纵杆向
下移动时，主旋翼变桨和发动机功率降低。

总控制输入通过一系列曲拐和推杆到达主
发动机油门控制。

主旋翼旋转斜盘滑块的总输入通过曲拐和推杆传送到总飞行控制伺
服和总操纵杆/摇杆。

总杆安装在驾驶员和副驾驶座位左侧的驾驶舱地板上。

液压离合器将斗杆牢牢固定在
任何位置，允许飞行员进行平滑的变桨调整，并防止斗杆爬行。

通常，使用手轮手动
调整离合器，以允许在不释放离合器的情况下，以45至55 lb的力移动斗杆。

离合器释放按钮激活液压离合器释放系统，允许斗杆以不大于3.3 lb的力移动。

释放按钮时，
离合器重新接合。

离合器释放按钮还分离自动驾驶仪高度通道。

图5.19.飞行员（左）集体控制组
1.手轮（摩擦调整）
2.发动机状态控制杆（ECLS）
3.扭转节流阀
4.紧急货物释放按钮
5.N2微调增加-减少开关
6.探照灯控制按钮
7.战术外挂弹按钮
8.离合器释放按钮
副驾驶的集体操纵杆位于副驾驶座椅的左侧。

它在设计上类似于飞行员的集体，但不
包括摩擦离合器，货物释放按钮，或发动机状态杠杆（ECL）。

联合（双）发动机的操作是通过飞行员或副驾驶集体操纵杆上的扭转手柄油门控制来
控制的。

节气门从关闭位置向右（顺时针）转动，通过怠速止动装置完全打开。

发动机由飞行员的ECL单独控制。

对于每台发动机，ECL分别改变发动机压缩机（N1）控制杆（油门）设置从最小功率到最大功率。

它们用于在地面测试和特殊飞行条件下
控制发动机功率设置，例如一台发动机故障。

ECL的正常位置在中央棘爪中。

通过将发动机状态操纵杆移动到最大设定值，发动机可以达到起飞功率。

集体控制系统是一种备用的、手动的转子转速控制方法。

在正常情况下，转子转速由
发动机调节器系统自动保持。

自动和手动转子转速控制之间的转换是使用扭转油门完成的。

当节气门全开时，调速
系统自动保持转子转速。

向左（逆时针）转动油门可断开自动转速控制。

当节气门进
一步向左扭转时，可以通过降低转子转速来验证过渡。

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