圖 "  %&’四余度電傳操縱系統簡圖
三、電傳操縱系統的組成
電傳操縱系統可分為模擬式和數字式兩種，而數字式電傳操縱系統是飛行控制系統的主要發展方向。這是因為后者相對前者有以下優點：具有高度的靈活性，易實現多種邏輯運算和電子綜合化；能夠實施復雜控制律，修改控制律也方便；容易與自動駕駛儀、火力控制系統、導航系統等交聯。
( %)飛機是世界上第一架現役的電傳操縱系統飛機。圖 "  %為 (  %)*飛機的電傳操縱系統原理圖。該系統是在 +( %)飛機基礎上研制而成的，是模擬式四余度電傳操縱系統，無機械備分系統。 ( %)飛機電傳操縱系統具有如下特點：
（%）縱向放寬靜穩定度，以提高飛機的機動性；
（"）三軸控制增穩可提供精確的控制和極好的操縱品質；
（）具有雙故障安全故障等級，以提供高度的安全性和任務的成功概率；
（,）全電傳操縱系統為改善操縱品質提供了很大的靈活性；
（-）能夠自動限制迎角，這樣允許飛行員無顧慮地發揮飛機的最大能力，不必擔心由于疏忽造成的失控；（)）機內具有自檢能力，以最短的停飛維護時間保證電傳操縱系統處于良好的飛行準備狀態。由圖 "  %&可知，電傳操縱系統主要由駕駛桿或側桿（含桿力傳感器）、前置
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放大器（含指令模型）、傳感器、機載計算機和執行機構等組成。四余度電傳操縱系統實質上是由四套完全相同的單通道系統，按一定的關系組合而成。圖  " "%為四余度模擬式電傳操縱系統原理圖。它由 &，’，(，)四套完全相同的單通道電傳操縱系統按一定關系組合而成。圖中表決器 *監控器是用來監視、判別四個輸入信號中有無故障信號，并輸出一個從中選擇的正確的無故障信號，如果四個輸入中任何一個被檢測出故障信號后，系統自動隔離這個故障信號，不使它再輸入到后面的舵回路中去。當四套系統都正常工作時，駕駛員操縱桿經傳感器 &，’，(，)產生四個相同的電指令信號，分別輸入到相應的綜合器 *補償器、表決器 *監控器中，通過四個表決器 *監控器的作用，分別輸出一個正確的無故障信號加到相應的舵回路，四個舵回路的輸出通過機械裝置共同操縱一個助力器，使舵面偏轉，以操縱飛機作相應的運動，如果某一個通道中的桿力傳感器或其他部件出現故障，則輸入到每個表決器 *監控器的四個輸入信號中有一個是故障信號，此時由于表決器 *監控器的作用，將隔離這個故障信號。因此每個表決器 *監控器按規定的表決方式選出工作信號，并將其輸至舵回路。于是飛機仍按駕駛員的操縱意圖作相應運動。如果某一通道的舵回路出現故障后，它本身能自動切斷與助力器的聯系（因舵回路是采用余度舵機），這樣到助力器仍是一個正確的無故障信號。同樣，如果系統中某一通道再出現故障，電傳操縱系統仍能正常工作，而且不會降低系統的性能。由此可見四余度電傳操縱系統具有雙故障工作等級，故它又稱為雙故障 *工作電傳操縱系統。
綜上所述，電傳操縱系統可定義為：駕駛員的操縱指令信號，只通過導線（或總線）傳給計算機，經其計算按預定的規律產生輸出指令，操縱舵面偏轉，以實現對飛機的操縱。顯然它是一種人工操縱系統，其安全可靠性是由余度技術來保證的。
四、電傳操縱系統對飛機穩定性和操縱品質的作用
（）提高飛機的飛行性能和機動性。
（）提供大迎角和大過載條件下的好的操縱穩定性。
（+）提供滿意的桿力特性。
五、電傳操縱系統的優點及存在的問題
,電傳操縱系統的優點（）減輕了操縱系統的重量。（）減少體積。（+）節省設計和安裝時間。（-）提高戰傷生存力。（.）消除了機械操縱系統中的摩擦、間隙、非線性因素以及飛機結構變形的影響。
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圖  " "% & "’(飛機電傳操縱系統管理

圖  " ")%四余度模擬式電傳操縱系統原理圖 •**)•
 
消除機械操縱系統中的摩擦、間隙和非線性因素的作用是不言而喻的，它從根本上改
善了精微操縱信號的傳遞。（）簡化了主操縱系統與自動駕駛儀的組合。（"）可采用小側桿操縱機構。（）飛機操穩特性不僅得到根本改善，而且可以發生質的變化。
%電傳操縱系統存在的問題
（&）單通道電傳操縱系統的可靠性不夠高。
（）電傳操縱系統的成本較高。
（’）系統易受雷擊和電磁脈沖波的干擾。
（(）尚無一套系統完善的品質規范可循。

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第九章 現代飛機結構先進設計技術的發展及展望
第一節 飛機結構的多目標綜合優化設計
為使設計生產的飛機具有良好的飛行品質、優秀的技術性能、可靠的工作質量以及合理的設計生產周期與成本，離不開對設計生產活動中各工作環節乃至整個過程的合理配置與綜合優化。作為飛機設計更是把這些優異的技術指標作為自身活動所追求的目標，由此，優化設計作為一門學科分支和實用設計技術在飛機設計工程中得到了蓬勃發展，飛機結構優化設計則為其重要的組成部分。
早期狹義的飛機結構優化設計概念，是在依據結構功能要求和客觀條件決定了結構類型、結構拓撲（結構外形及各部件間的連接形式以及采用哪些類型的構件等）及所用的結構材料之后，利用優化技術求得材料最省（重量最輕），造價最低或某種性能最佳的設計方案。近來隨著計算機技術的發展，結構分析能力和手段（如有限元法）的不斷完善以及數學尋優技術的提高，結構優化設計方法也得到了迅速發展。
然而從現代飛機設計的并行工程概念上看，應當將飛機生產 "使用 "保障等全壽命周期行為納入到設計思維及設計工作中，也就是說設計過程要計人飛機全壽命周期的綜合因素。因此，廣義的飛機結構優化設計應當追求對各類綜合設計要求的尋優，如長壽命、可靠性高、經濟性好、工藝性以及維修性好等。從這個意義上說，飛機結構的優化設計是一個多目標的綜合優化設計過程。另一方面從飛機設計的多目標構成性質來看，目標要求間不盡是協調相容的，而更多的是互為矛盾方面，例如，在規定的載荷作用下，飛機結構既要有足夠的強度、剛度、可靠性和使用壽命，又要具有盡可能輕的重量或低的成本，這兩方面的基本要求通常就是矛盾的。再者，從尋優方法論上講，滿足多目標優化設計的最優解可能是不存在的；即使存在，也難以找到。這樣，就需要對多個目標進行折衷評估，依據其重要性在尋優中適當放寬要求。而折衷評估又往往帶有經驗性和模糊性，這就使得現代飛機結構優化設計具有了在模糊折衷決策支持意義下實施多目標綜合優化的特征。
　
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