直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器设计-12直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机工作原理-K编写:贺军1、概述：直升机机载电子设备CDV 85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CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器”是用于检测“CDV 85耦合计算机”的试验器
由于测试“CDV 85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幕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
“直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器”系统组成如图所示：直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机虚拟化仪表试验器设计-12直升机机载电子设备CDV 85耦合计算机工作原理-K4. C.（6）、无线电高度计的高度保持在ZRS小于100英尺
当飞机下降到无线电高度计参考高度（100英尺）时，在滑翔路径模式后获得此功能
当达到这个点时，水平飞行传感器通过电子继电器切换误差信号“△RS”来代替滑移误差信号或垂直速度误差信号
这个信号被添加到一个垂直的速度信号中，通过预测顺序，允许下降的波束被启动，并使误差最小化
峰值剪辑后，新信号“θ控制”将以两种形式应用于自动驾驶仪：- 直接信号，- 集成信号
在应用于飞行器指示器之前，将“θ控制”信号也添加到导出的姿态信号中
在PL7中，“△RAD.ALT”通过电路M3-10进行放大
“△RAD.ALT”的输出方式是由信号M1-8（版本A、B和C）、1MA4-1（版本D和E)（请参见4.C.（5））
在PL7中，在电路M4-10的输入端，信号输出由PL9电路M5-6（版本A、B和C）、由MA1-6（版本D和E）在PL9（参见4.C
（3）)，由PL7上的电路M6-6放大，添加到信号“△RAD.ALT”
由此产生的信号被电路M4-10放大
在电路M4-10的输出端获得的信号通过开关M5-8传输到放大器M2-12，如果其高度小于100英尺，则开关M5-8将关闭
事实上，在PL7中，比较器M4-12的阈值对应于100ft
对于小于此值的高度，电路M4-12的输出提供“1”，将不可逆地门M9-11和M9-10：“+28V RS有效”为“1”和“VBS”，因此NOR门M9-10的输出为“1”
该输出电平“1”关闭开关Q2，从而关闭开关M5-8，然后信号通过
NAND门MlO-9的输入值为“0”，因此其输出转至“1”，从而打开开关M5-1
然后在放大器M2-12之前切断链条
电路M4-10输出的信号处理方式与“G/S CAPT”模式相同(参见4. C. (5)).在链“F/D VERT”信号和“θ集成控制”
4. C.（7）、纵向杆消隐：如果“F/D控制”=“0”或垂直杆“VERTICAL BAR BLANKING”=“0”和门CR4的输出“0”关闭开关1M4-13，打开开关1M4-10
传输到放大器1M输入的负电压控制操纵杆的排除
如果“F/D控制”=“1”或垂直杆“VERTICAL BAR BLANKING”=“1”和门CR4的输出“1”打开开关1M4-13和关闭1M4-10
出现以下情况：- 当“A/S”=“1”，“ALT”=“1”，“V/S”=“1”或“G/A”=“1”
- 当“+G/S engaged”=“1”和“VBS”=“0”时，然后在PL5中，门Q2.Q3.Q4的输出为“1”
因此，或门CR11. CR10的输出处于“1”
如果开关1MA4-6断开，开关1MA4-3关闭，则飞行导向器操纵杆由PL2上放大器1MA3-14输入端的正常通道控制
“F/D控制”通过PL10中的反相获得（见图7）
4. D、切换开关（图7）：图7：这些电路包含信号和报警产生逻辑，主要连接到飞行控制器
（1）、导航参与信号“+28V NAV功能”是“B/C”的或，在“VOR”和“V/L”功能控制单元中执行
在PL10中，Q8.Q9的反向提供信号“OV NAV ARM”=“0”
二极管CR16在逆变器Q11. Q12的输入端施加“0”
因此信号“OV NAV ENG”=“1”
当“INTER V/L”=“1”时，开关Q7关闭并在逆变器Q8.Q9的输入端施加电平“0”，因此信号“OV NAV ARM”=“1”
然而，在逆变器Q11.Q12的输入处施加信号“OV NAV ENG”=“0”