ZT 苏27与歼11B和歼11BS的飞控

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苏27的飞行控制系统

在所有服役过的电传飞控战斗机中，苏27的电传飞控系统是功能最简单、结构最复杂、性能最落后的——简单的说，再也找不出比它更差的了。苏27战斗机最早于1977年首飞，当时的T10系列原型机采用机械式飞行控制系统、静稳定的传统布局设计。但实际上因为在机翼气动外形中引入了较强的涡流升力设计，因此这套飞控不足以完成对飞机的完善控制。

1978年，耶夫格尼∠诺约夫驾驶T10-2号原型机在1000米高度进行1000公里每小时以下速度范围内的性能测试时出现了严重的事故：机械式飞行控制系统根本无法在俯仰方向上控制住战斗机，拉杆后飞机剧烈上仰，过载迅速不受控制的增大，当试飞员推杆试图使飞机下俯卸载过载后，飞机又迅速进入负迎角状态，过载迅速变为-8G的负过载（一般现代战斗机最大允许-3G的负过载）。试飞员无论如何努力都没有能挽救回这架原型机，它最终因为失控而坠毁在地面上。

残酷的事实逼迫苏霍伊设计局不得不为苏27战斗机改进飞行控制系统，在新的T10C——也就是后来的苏27方案中，飞机加入了电传飞控系统、前缘机动襟翼、静不稳定布局等先进设计。但是浓重的应急性质，也使得苏27战斗机最终采用了由模拟式4余度电传操纵系统控制俯仰方向，横、航向则是机械式飞控系统的混合控制布局。

苏27的电传系统核心是分别以白、绿、黄、蓝四色涂装，按此顺序排列的计算机匣（类似于电脑机房中的刀片式服务器）和对应的单配电源组件；分别对应1、2、3、4控制通道。这8个设备组件全部安装在CT-5台架上。由于苏联气候寒冷，苏27飞控计算机在本土使用时完全可以保证温度不高于60摄氏度的要求，因此没有为机匣设计专门的降温除湿空调管道。在我国的使用过程中，由于南方的高温、高湿，尤其是沿海地区的高盐度，苏27飞控计算机的模拟器件电气信号畸变现象很严重，故障率很高。

    苏27飞机上真正由电传全时间、全权限控制的仅有前缘机动襟翼与水平尾翼。其襟副翼是同时由电传飞控系统和机械飞控系统综合协调控制的，而垂尾则完全由机械飞控系统控制。由于苏联当时在战斗机电传飞行控制系统技术的不成熟和过于仓促，使得在结构设计上在减重与增加强度刚度之间反复不断的苏27战斗机，即便在试飞中出现了机翼解体需要对结构进行增重补强的情况，仍然没有取消机翼内复杂的机械控制结构（大量的机械杆系和综合机构，如襟副翼操纵机构、差动机动）进行减重。

苏27除了可以采用静不稳定布局（实际上大多数情况下都是以接近中立稳定的状态飞行），可以将安装平尾的尾撑做的更短一些，平尾更小一些意外；在结构设计上并未享受到电传飞机带来的优势。其飞行控制系统中，连杆、摇臂、转向机构等机械结构仍然要从驾驶舱一直铺设到飞机的最后端（垂尾）和两侧机翼（襟副翼）中。

这不仅带来大量的直接重量，而且在结构设计制造上也形成了大量的掣肘。比如为了避免飞机在飞行中变形以后，飞机结构会与飞控的连杆之间形成摩擦、干涉，连杆周围都要保持较大的空隙。尤其是在连杆转向、改变所在平面的时候，复杂的转向机构还要占用大量的空间，装配也要困难得多。

这种半电传、半机械混合的飞控系统，加上模拟电路的飞控计算机，也使得大量控制功能设计——比如限制过载、迎角限制，方向舵偏度限制、襟翼偏度限制、差动平尾的权限分配，都需要额外的硬件设备和载荷机构来完成。这不仅大幅度增加了飞行控制系统的重量和空间占用，而且可靠性也很差；事实上苏27用来控制迎角和过载在允许范围的“极限状态控制系统”，一直就是飞控系统故障总体故障率的重要贡献者。

与半吊子的电传飞控硬件系统相对应，苏27战斗机电传系统的控制律设计保留了大量机械系统思维方式的痕迹。该机的控制律主模态根据起落架状态的收、放进行逻辑转换，分为起落飞行控制律和空中飞行控制律；起落状态下仅有俯仰速率的反馈，空中飞行状态则包括法向过载反馈。换句话说，苏27在起降过程中是不对飞机进行增稳控制的。

两种控制律都是有差控制，不能实现速度中立稳定性；加减速飞行时操纵杆的杆力和位移会像传统的机械式飞行控制系统那样，出现程度很大的变化；作为弥补，操纵杆会随着速压的增加而自动往前推杆。事实上我们完全可以用如此简单的评语来总结苏27战斗机飞行控制系统的设计思想：将俯仰方向上非飞行员指令而产生的俯仰速率或法向加速度减小到零，避免失控，仅此而已。

苏27飞控功能的简陋性局限性在特定条件下可以放大到如此严重，以至于它在相当长时间内困扰着中国军队的战略能力发展水平——苏27家族在很长时间内都无法在西藏高原机场降落，原因就来源于飞控系统限制。飞机在起飞降落和飞行时的受力状态是截然不同的，因为主起落架接地会对飞机形成一个重心后方的向上支撑力矩，而在空中飞行时则没有。

因此在起降和飞行状态下，苏27需要的是两种截然不同的控制方案；如果在起降阶段沿用飞行模态下的增稳控制，苏27就要面临轻则颠簸、重则倾覆的严重事故风险。由于起降过程中不对飞机进行增稳控制，苏27在飞行手册中严格限定了放下起落架、以及带起落架飞行的高度限制不得高于海拔4 000米。

因为空气密度随着海拔高度加大而降低，理论上超过4 000米以后苏27继续保持无增稳控制状态飞行的话，就会开始形成失控的风险。然而西藏高原的机场海拔达到3 500米，建立降落航线需要额外的1 500米飞行高度；因此苏27如果要能够降落、驻守西藏高原，至少要在5 000米高度上就放下起落架。

我国后来解决这个问题的办法实际上也是非常粗暴野蛮和无奈的，就是通过不断的试飞探索苏27真正的最大放起落架飞行高度是否能达到5 000米以上。事实证明在4 000~5 000米高度上，只要严格控制住飞机重心和飞行姿态等条件，苏27在放起落架状态下的飞行和操纵品质虽然在不断降低，但失控的风险仍然可以控制在极低的水平。因此在西藏高原机场的降落问题，最终以违规操作的方式解决了。

歼11B与歼11BS的飞行控制系统

而正如中航的院士系列丛书中所公开披露的，我国歼11B上所采用的飞行控制系统仍是苏27sk原始设计的国产化型号。回想早年一些航空业内的专业人士在互联网上声称歼11B的飞行控制系统是数字化系统，而且功能在国内最多、性能最完善的说法，简直有一种五百年沧海桑田的感觉。

事实上歼11B的飞行控制系统不仅谈不上先进，而且苏27sk飞行控制系统的诸多既有缺陷，歼11B也只能全盘继承。一个国家自主研发、拥有完全自主知识产权的主力战斗机型号，在自己国家内战略意义极为重要的机场上降落必须进行违规操纵，这大概也许是世界航空史上空前绝后的奇观。

根据公开消息，我国在歼11BS上更换了数字电传飞控系统。但目前并无公开资料说明这套飞行控制系统的硬件和软件构成。包括该机是否已经改进为全电传飞机、数字计算机中运行的控制律软件是自行研发，还是提取自苏27UBK飞控计算机的模拟电路输入输出特性（注），种种问题目前仍然得不到明确的解答。但从已有的公开新闻看，这套飞控系统的完善程度并不高，尤其是在俯仰控制上可能存在隐患。

[注：在飞行控制综合方法中，这种措施被称之为“黑盒法”。即把技术成熟、功能简单或者已经具有调试经验的产品作为一个不能打开的黑盒子，不探寻、改动内部设计，只考虑它起端/止端的输入/输出关系变化。]

歼11BS曾经在试飞过程中出现一等事故，飞行员牺牲。根据中航院士丛书披露，该次事故的相关会议中，研制单位舌战群雄，力证事故与飞控设计无关。然而后来根据中央电视台的新闻报道，在部队的使用过程中歼11BS因为电传飞控问题而引起猛烈的俯仰失控；过载增加速度非常大，过载峰值也很高，飞行员瞬间出现灰视（视野急剧变小，视物模糊），距离丧失视力和意识仅一线之隔。

如果当时的失控再剧烈一点，持续的时间再长一点，飞机就会在人员丧失意识的情况下空中解体或者坠毁。虽然尚不能断言该次新闻报道中的飞行事故，就是试飞中一等事故的重现；但是熟悉苏27气动和飞行控制演变历史的人，恐怕都不会对这类俯仰失控感到陌生。实际上笔者还产生了更多的联想——也许是歼11BS飞控故障的可能性之一；就是歼11BS的控制规律软件提取自苏27UBK飞控计算机的控制增稳电路，但这个过程中研制单位漏掉了一个看似无用的外围设计。

根据俄罗斯中央流体院的相关资料所述，在苏27采用电传飞控以后，它的俯仰控制问题并没有得到立刻的解决，反而仍然出现了几次灾难性俯仰摆动的事故；苏联专家对事故分析以后认为，苏27在大速压下出现了平尾操纵敏感性突然急剧增高的现象。最后的解决办法是在飞行控制系统中又添加了一个滤波器，此后的苏27家族型号均未再遭遇此类问题。

更为具体的情况俄方资料并没有透露。根据气动和飞行控制规律分析，这种现象的根源和飞控硬件本身没有直接的关系，而是源于苏27的气动布局设计；在某些特定的情况下，苏27在大速压飞行中会出现升力中心急剧前移的情况。是边条和前机身、以及机翼前部的升力会突然大幅度增加；又或者是苏27那对刚度特别差的后掠翼在大速压变形作用下，在机身纵轴上已经相当靠后的机翼外侧部分突然损失大量升力？诱发这些现象的条件又是什么？

坦白的说，笔者个人更倾向于认定是苏27在大速压飞行中，由于机翼变形而导致在某些区间出现稳定性的突然丧失。苏27的后掠机翼设计极其不利于结构特性，首先是翼型厚度小而翼根弦长短——这意味着机翼与机身的连接面无论高度还是长度都不够。而且在后掠翼的翼根靠前翼尖靠后、机翼外侧天然就会对翼根形成很强扭转作用的情况下，翼梁在布局中无法垂直于机身布置，更是进一步恶化了受力条件。

在苏27机翼结构已经不可能获得满意刚度的情况下，苏联在刚度设计中做出了针对性的气动弹性调整措施：当进行大过载机动时，机翼外段在变形以后会自动削弱相当一部分升力；通过这种牺牲部分气动性能来减小机翼根部弯扭载荷，进一步减轻飞机的结构重量和延长寿命。这种背景为苏27在大速压飞行时出现不期望的机翼外侧升力损失提供了足够的理由，只是尚不清楚诱发这种问题的条件，比如飞机的重心、挂载、速度、高度等等。

虽然俄方详细的第一手资料或许要几十年以后才能解密了，但无论是何种原因，升力中心的大幅度前移必然使飞机的稳定性急剧降低，平尾的控制力矩被严重放大。在同样的平尾偏转幅度下，机头的俯仰响应要快得多、幅度也大得多。再加上苏27的气动布局采用边条与后掠翼组合，在大迎角时会出现特别强的抬头趋势，这就促成了飞机在俯仰方向的失控。

为了解决这个问题，苏联中央流体院在模拟台上进行了大量的动力学研究，为苏27飞控中额外加入了专门的滤波器；通过对电传系统的控制信号进行了针对性的过滤控制，削弱苏27在特定条件下的平尾偏转速度和幅度，彻底消除了这一控制隐患。如果设计单位并不清楚这个滤波器的真正用意和来历，并未将它视作承载着一部分控制律的外围飞控计算机部件，而是当成了抗干扰之类用途的安全冗余设计而加以忽视；那从技术角度来说，就完全可以解释的通歼11BS的几次事故了。

事实上这种误判是相当有可能的。因为苏27飞控的模拟飞控计算机本来就不算怎么靠谱；抗干扰能力差、随温度湿度盐度变化而引起信号畸变是很常见的现象。苏联人自己就深知这一点，并不得不设计了大量的可调电位计以供地面维护人员进行调整——当然这些电位计本身也带来了调整复杂、存在松动等潜在危险之类的问题。
http://maddogchen2002-r.blog.163 ... 712014101384230243/

苏27的飞行控制系统

在所有服役过的电传飞控战斗机中，苏27的电传飞控系统是功能最简单、结构最复杂、性能最落后的——简单的说，再也找不出比它更差的了。苏27战斗机最早于1977年首飞，当时的T10系列原型机采用机械式飞行控制系统、静稳定的传统布局设计。但实际上因为在机翼气动外形中引入了较强的涡流升力设计，因此这套飞控不足以完成对飞机的完善控制。

1978年，耶夫格尼∠诺约夫驾驶T10-2号原型机在1000米高度进行1000公里每小时以下速度范围内的性能测试时出现了严重的事故：机械式飞行控制系统根本无法在俯仰方向上控制住战斗机，拉杆后飞机剧烈上仰，过载迅速不受控制的增大，当试飞员推杆试图使飞机下俯卸载过载后，飞机又迅速进入负迎角状态，过载迅速变为-8G的负过载（一般现代战斗机最大允许-3G的负过载）。试飞员无论如何努力都没有能挽救回这架原型机，它最终因为失控而坠毁在地面上。

残酷的事实逼迫苏霍伊设计局不得不为苏27战斗机改进飞行控制系统，在新的T10C——也就是后来的苏27方案中，飞机加入了电传飞控系统、前缘机动襟翼、静不稳定布局等先进设计。但是浓重的应急性质，也使得苏27战斗机最终采用了由模拟式4余度电传操纵系统控制俯仰方向，横、航向则是机械式飞控系统的混合控制布局。

苏27的电传系统核心是分别以白、绿、黄、蓝四色涂装，按此顺序排列的计算机匣（类似于电脑机房中的刀片式服务器）和对应的单配电源组件；分别对应1、2、3、4控制通道。这8个设备组件全部安装在CT-5台架上。由于苏联气候寒冷，苏27飞控计算机在本土使用时完全可以保证温度不高于60摄氏度的要求，因此没有为机匣设计专门的降温除湿空调管道。在我国的使用过程中，由于南方的高温、高湿，尤其是沿海地区的高盐度，苏27飞控计算机的模拟器件电气信号畸变现象很严重，故障率很高。

    苏27飞机上真正由电传全时间、全权限控制的仅有前缘机动襟翼与水平尾翼。其襟副翼是同时由电传飞控系统和机械飞控系统综合协调控制的，而垂尾则完全由机械飞控系统控制。由于苏联当时在战斗机电传飞行控制系统技术的不成熟和过于仓促，使得在结构设计上在减重与增加强度刚度之间反复不断的苏27战斗机，即便在试飞中出现了机翼解体需要对结构进行增重补强的情况，仍然没有取消机翼内复杂的机械控制结构（大量的机械杆系和综合机构，如襟副翼操纵机构、差动机动）进行减重。

苏27除了可以采用静不稳定布局（实际上大多数情况下都是以接近中立稳定的状态飞行），可以将安装平尾的尾撑做的更短一些，平尾更小一些意外；在结构设计上并未享受到电传飞机带来的优势。其飞行控制系统中，连杆、摇臂、转向机构等机械结构仍然要从驾驶舱一直铺设到飞机的最后端（垂尾）和两侧机翼（襟副翼）中。

这不仅带来大量的直接重量，而且在结构设计制造上也形成了大量的掣肘。比如为了避免飞机在飞行中变形以后，飞机结构会与飞控的连杆之间形成摩擦、干涉，连杆周围都要保持较大的空隙。尤其是在连杆转向、改变所在平面的时候，复杂的转向机构还要占用大量的空间，装配也要困难得多。

这种半电传、半机械混合的飞控系统，加上模拟电路的飞控计算机，也使得大量控制功能设计——比如限制过载、迎角限制，方向舵偏度限制、襟翼偏度限制、差动平尾的权限分配，都需要额外的硬件设备和载荷机构来完成。这不仅大幅度增加了飞行控制系统的重量和空间占用，而且可靠性也很差；事实上苏27用来控制迎角和过载在允许范围的“极限状态控制系统”，一直就是飞控系统故障总体故障率的重要贡献者。

与半吊子的电传飞控硬件系统相对应，苏27战斗机电传系统的控制律设计保留了大量机械系统思维方式的痕迹。该机的控制律主模态根据起落架状态的收、放进行逻辑转换，分为起落飞行控制律和空中飞行控制律；起落状态下仅有俯仰速率的反馈，空中飞行状态则包括法向过载反馈。换句话说，苏27在起降过程中是不对飞机进行增稳控制的。

两种控制律都是有差控制，不能实现速度中立稳定性；加减速飞行时操纵杆的杆力和位移会像传统的机械式飞行控制系统那样，出现程度很大的变化；作为弥补，操纵杆会随着速压的增加而自动往前推杆。事实上我们完全可以用如此简单的评语来总结苏27战斗机飞行控制系统的设计思想：将俯仰方向上非飞行员指令而产生的俯仰速率或法向加速度减小到零，避免失控，仅此而已。

苏27飞控功能的简陋性局限性在特定条件下可以放大到如此严重，以至于它在相当长时间内困扰着中国军队的战略能力发展水平——苏27家族在很长时间内都无法在西藏高原机场降落，原因就来源于飞控系统限制。飞机在起飞降落和飞行时的受力状态是截然不同的，因为主起落架接地会对飞机形成一个重心后方的向上支撑力矩，而在空中飞行时则没有。

因此在起降和飞行状态下，苏27需要的是两种截然不同的控制方案；如果在起降阶段沿用飞行模态下的增稳控制，苏27就要面临轻则颠簸、重则倾覆的严重事故风险。由于起降过程中不对飞机进行增稳控制，苏27在飞行手册中严格限定了放下起落架、以及带起落架飞行的高度限制不得高于海拔4 000米。

因为空气密度随着海拔高度加大而降低，理论上超过4 000米以后苏27继续保持无增稳控制状态飞行的话，就会开始形成失控的风险。然而西藏高原的机场海拔达到3 500米，建立降落航线需要额外的1 500米飞行高度；因此苏27如果要能够降落、驻守西藏高原，至少要在5 000米高度上就放下起落架。

我国后来解决这个问题的办法实际上也是非常粗暴野蛮和无奈的，就是通过不断的试飞探索苏27真正的最大放起落架飞行高度是否能达到5 000米以上。事实证明在4 000~5 000米高度上，只要严格控制住飞机重心和飞行姿态等条件，苏27在放起落架状态下的飞行和操纵品质虽然在不断降低，但失控的风险仍然可以控制在极低的水平。因此在西藏高原机场的降落问题，最终以违规操作的方式解决了。

歼11B与歼11BS的飞行控制系统

而正如中航的院士系列丛书中所公开披露的，我国歼11B上所采用的飞行控制系统仍是苏27sk原始设计的国产化型号。回想早年一些航空业内的专业人士在互联网上声称歼11B的飞行控制系统是数字化系统，而且功能在国内最多、性能最完善的说法，简直有一种五百年沧海桑田的感觉。

事实上歼11B的飞行控制系统不仅谈不上先进，而且苏27sk飞行控制系统的诸多既有缺陷，歼11B也只能全盘继承。一个国家自主研发、拥有完全自主知识产权的主力战斗机型号，在自己国家内战略意义极为重要的机场上降落必须进行违规操纵，这大概也许是世界航空史上空前绝后的奇观。

根据公开消息，我国在歼11BS上更换了数字电传飞控系统。但目前并无公开资料说明这套飞行控制系统的硬件和软件构成。包括该机是否已经改进为全电传飞机、数字计算机中运行的控制律软件是自行研发，还是提取自苏27UBK飞控计算机的模拟电路输入输出特性（注），种种问题目前仍然得不到明确的解答。但从已有的公开新闻看，这套飞控系统的完善程度并不高，尤其是在俯仰控制上可能存在隐患。

[注：在飞行控制综合方法中，这种措施被称之为“黑盒法”。即把技术成熟、功能简单或者已经具有调试经验的产品作为一个不能打开的黑盒子，不探寻、改动内部设计，只考虑它起端/止端的输入/输出关系变化。]

歼11BS曾经在试飞过程中出现一等事故，飞行员牺牲。根据中航院士丛书披露，该次事故的相关会议中，研制单位舌战群雄，力证事故与飞控设计无关。然而后来根据中央电视台的新闻报道，在部队的使用过程中歼11BS因为电传飞控问题而引起猛烈的俯仰失控；过载增加速度非常大，过载峰值也很高，飞行员瞬间出现灰视（视野急剧变小，视物模糊），距离丧失视力和意识仅一线之隔。

如果当时的失控再剧烈一点，持续的时间再长一点，飞机就会在人员丧失意识的情况下空中解体或者坠毁。虽然尚不能断言该次新闻报道中的飞行事故，就是试飞中一等事故的重现；但是熟悉苏27气动和飞行控制演变历史的人，恐怕都不会对这类俯仰失控感到陌生。实际上笔者还产生了更多的联想——也许是歼11BS飞控故障的可能性之一；就是歼11BS的控制规律软件提取自苏27UBK飞控计算机的控制增稳电路，但这个过程中研制单位漏掉了一个看似无用的外围设计。

根据俄罗斯中央流体院的相关资料所述，在苏27采用电传飞控以后，它的俯仰控制问题并没有得到立刻的解决，反而仍然出现了几次灾难性俯仰摆动的事故；苏联专家对事故分析以后认为，苏27在大速压下出现了平尾操纵敏感性突然急剧增高的现象。最后的解决办法是在飞行控制系统中又添加了一个滤波器，此后的苏27家族型号均未再遭遇此类问题。

更为具体的情况俄方资料并没有透露。根据气动和飞行控制规律分析，这种现象的根源和飞控硬件本身没有直接的关系，而是源于苏27的气动布局设计；在某些特定的情况下，苏27在大速压飞行中会出现升力中心急剧前移的情况。是边条和前机身、以及机翼前部的升力会突然大幅度增加；又或者是苏27那对刚度特别差的后掠翼在大速压变形作用下，在机身纵轴上已经相当靠后的机翼外侧部分突然损失大量升力？诱发这些现象的条件又是什么？

坦白的说，笔者个人更倾向于认定是苏27在大速压飞行中，由于机翼变形而导致在某些区间出现稳定性的突然丧失。苏27的后掠机翼设计极其不利于结构特性，首先是翼型厚度小而翼根弦长短——这意味着机翼与机身的连接面无论高度还是长度都不够。而且在后掠翼的翼根靠前翼尖靠后、机翼外侧天然就会对翼根形成很强扭转作用的情况下，翼梁在布局中无法垂直于机身布置，更是进一步恶化了受力条件。

在苏27机翼结构已经不可能获得满意刚度的情况下，苏联在刚度设计中做出了针对性的气动弹性调整措施：当进行大过载机动时，机翼外段在变形以后会自动削弱相当一部分升力；通过这种牺牲部分气动性能来减小机翼根部弯扭载荷，进一步减轻飞机的结构重量和延长寿命。这种背景为苏27在大速压飞行时出现不期望的机翼外侧升力损失提供了足够的理由，只是尚不清楚诱发这种问题的条件，比如飞机的重心、挂载、速度、高度等等。

虽然俄方详细的第一手资料或许要几十年以后才能解密了，但无论是何种原因，升力中心的大幅度前移必然使飞机的稳定性急剧降低，平尾的控制力矩被严重放大。在同样的平尾偏转幅度下，机头的俯仰响应要快得多、幅度也大得多。再加上苏27的气动布局采用边条与后掠翼组合，在大迎角时会出现特别强的抬头趋势，这就促成了飞机在俯仰方向的失控。

为了解决这个问题，苏联中央流体院在模拟台上进行了大量的动力学研究，为苏27飞控中额外加入了专门的滤波器；通过对电传系统的控制信号进行了针对性的过滤控制，削弱苏27在特定条件下的平尾偏转速度和幅度，彻底消除了这一控制隐患。如果设计单位并不清楚这个滤波器的真正用意和来历，并未将它视作承载着一部分控制律的外围飞控计算机部件，而是当成了抗干扰之类用途的安全冗余设计而加以忽视；那从技术角度来说，就完全可以解释的通歼11BS的几次事故了。

事实上这种误判是相当有可能的。因为苏27飞控的模拟飞控计算机本来就不算怎么靠谱；抗干扰能力差、随温度湿度盐度变化而引起信号畸变是很常见的现象。苏联人自己就深知这一点，并不得不设计了大量的可调电位计以供地面维护人员进行调整——当然这些电位计本身也带来了调整复杂、存在松动等潜在危险之类的问题。