飞机结构与系统

飞机的外载荷飞行时，作用在飞机上的外载荷主要有：重力、升力、阻力和推力分类：飞机水平直线飞行时的外载荷飞机做机动飞行时的外载荷〔垂直平面、水平平面〕飞机受突风作用时的外载荷〔垂直突风、水平突风〕飞机的重心过载某方向机重心过载。飞机的构造强度主要取决于yny=Y/G过载的意义通过过载值可求出飞机所受的实际载荷大小与其作用方向刚度是否满足要求。标志着飞机总体受外载荷的严峻程度。过载与速压最大使用过载：设计飞机时所规定的最大使用过载值，称为最大使用过载。飞机在飞行中的过载值ny表示了飞机受力的大小。通常把飞机在飞行中消灭的过载值ny称为使用过载。限制和飞行中因气流不稳定而可能受到的外载荷等因素确定的。在某一个特定的高度，由于发动机的推力有限，所以所能到达的速度有限，因此所能到达的速压也就有限。使用限制速压：通常规定某一高度H0上对应的最大q值为使用限制速压。飞机在下滑终了时容许获得的最大速压〔强度限制速压。翼、尾翼颤振现象。速压和过载的意义过载的大小——飞机总体受力外载荷的严峻程度速压的大小——飞机外表所承受的局部气动载荷的严峻程度因此，由最大使用过载和最大允许速压所确定的飞机强度和刚度，反映了飞机构造的承载力量。飞行包线一系列飞行点的连线。以包络线的形式表示允许航空器飞行的速度、高度范围。过ny、q和升力系数Cy的大小。VdnynyqCyP11OA：正失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能到达的最大正过载值，超过这条曲〔Cy的限制〕OD：负失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能到达的最大负过载值，超过这条曲线，〔Cy的限制〕AA’：最大正过载DD’：最大负过载A’D’：最大速度〔限制当量速度〕机身的分类构架式、硬壳式、半硬壳式机翼的外载荷作用在机翼上的外载荷有：空气动力、机翼构造质量力、部件及装载质量力。空气动力1可以看成一种分布线载荷。是飞机在飞行中作用在机翼上的最主要的外载荷。单位长度下，弦长越大，空气动力也就越大；空气动力作用在机翼的压力中心线上。机翼构造质量力是机翼构造的重心线。部件集中质量力作用在机翼上的部件质量力是指发动机部件的重心位置就是部件质量力的作用点。刚心轴梁受拉和压〔即弯；缘条受拉或压；板件受剪机翼构造的典型元件纵向：翼梁、长桁、腹板横向：翼肋、蒙皮蒙皮直接功用是形成流线型的机翼外外表。此外，还参与机翼的总体受力——和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩。长桁支持蒙皮，防止在空气动力作用下产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传到翼肋上去；提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使蒙皮能更好地参与承受机翼的扭矩和弯矩；长桁还能承受由弯矩引起的局部轴力。翼肋功用是构成并保持机翼的外形；把蒙皮和长桁传递给他的空气动力载荷传递给翼梁腹板，而把空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传递给蒙皮；支持蒙皮、长桁和翼梁腹板，提高它们的稳定性。翼梁承受机翼的剪力和局部或全部弯矩。纵墙可以与蒙皮组成封闭的盒段来承受机翼的扭矩。作用在机翼上气动载荷的传递过程空气动力直接作用在机翼蒙皮上蒙皮将外载荷传递到长桁与翼肋上传递到长桁上的载荷向翼肋传递传递到翼肋上的载荷向翼梁传递传递到翼梁上的载荷向机翼根部传递根部载荷通过加强肋传递到机翼—机身对接接头通过接头传向机身梁式和单块式的特点梁式时布置有纵墙。梁式机翼通常分成左右两个机翼。单块式长桁较多且较强，蒙皮较厚，长桁、蒙皮组成可受轴力的壁板。液压2技术。液压传动的定义和根本原理定义也称容积式传动。根本原理：帕斯卡原理，作用时对力进展放大。四要素液压传动是以液体作为传递能量的介质而且必需在封闭的容器内进展。的一个根本原理——压力打算于负载。输出速度取决于流量代表液压传动性能的主要参数是压力p和流量Q液压系统的组成〔按液压元件的功能划分〕动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或发动机产生的机械能转换成液压的压力能。执行元件：其职能是将液体的压力能转换为机械能。包括液压作动筒和液压马达。掌握调整元件：即各种阀。用来调整各局部液压的压力、流量和方向。关心元件：除了上面的，包括油箱、油滤、散热器、蓄压器及导管、接头和密封件等。〔按组成系统的分系统划分〕液压源系统工作系统工作液的根本分类和特性分为两大类：矿物油系和不燃或难燃性油系。矿物油系工作液的主要成分是石油。润滑性好、腐蚀性小、化学安全性好，但价格较贵。不燃或难燃性液压油系分为水基液压油和合成液压油。水基液压油：价格廉价，不怕火，缺点是润滑性差、腐蚀性大及适用温度范围较小。合成液压油：润滑性好、凝固点低、防火性能好，广泛用于民航机上。主要特性指标润滑性、粘度、容积弹性模数和其防火特性。粘度静止的液体是不呈现粘性的。粘性的大小用粘度来进展标定。液体的粘度是液体在单位速度梯度下流淌时产生的剪切应力切变形的力量，是衡量液体粘性的指标。粘度的分类分为确定粘度和相对粘度动力粘度又称确定粘度，但是较难于直接测量，因此在工程上液压油的粘度都以相对粘度单位给出。油液粘度随温度上升而减小，这是油液的粘温特性。油液的粘度随压力的上升而增大防火特性航空上常用的液压油为石油基液压油和磷酸酯液压油。后一种属于耐燃性液压油类。衡量耐燃性的一般指标为闪点、着火点和自然着火点。闪点：在此温度下，液体能产生足够的蒸汽，在特定条件下以一个微小的火焰接近它们时，在油液外表上的任何一点都会消灭火焰闪光的现象。着火点5s自然着火点：油液在该温度下会自动着火。3动力装置液压系统中常用的动力源为液压泵液压泵的根本工作原理液压系统使用的液压泵都是容积式的，其工作原理都是利用容积变化来进展吸油、压油的。的容积变化量和变化率来打算的。吸油过程中，油液是依靠油箱中油液液面压力与泵密封腔内的压力差来完成的，压油过程，输出压力的大小取决于油液从单向阀排出时所遇到的阻力，即泵的输出压力打算于负载。泵在吸油和压油时，必需使密封腔的油液通路进展转换。使泵油路进展转换的装置叫作配流装置。从工作原理来说，大局部液压泵都是可逆的，即输入压力油，就可输出转速和扭矩，即把液压能转换为机械能，这便成为执行元件——液压马达。液压泵的类型按构造形式可以分为齿轮式、柱塞式和叶片式三类。按输出流量能够调整可分为定量泵和变量泵两类。液压泵的主要性能参数额定压力是指泵规定允许的最正确工作压力。其值取决于泵的密封件和制造材料的性质和寿命。排量和流量指在没有泄露的状况下，泵轴每转所排解的液体体积。它是由泵的密封工作腔的大小打算。功率和效率输入功率是电动机或发动机的机械功率，是转矩和角速度的乘积。泵的输出功率是流量Q和工作压力p的乘积。容积效率和机械效率。容积效率：是指泵的流量损失的程度。机械效率：是指输入泵的转矩损失程度。造成泵流量损失的主要缘由是泵的内漏和在吸油过程中油液不能全部布满油腔引起的。即称为泄流损失和填充损失。由于泵在工作时存在相对运动部件之间的机械摩擦和油液在泵内的流淌表现出来的粘性作用都会引起转矩损失。齿轮泵是定量泵，分为外啮合式和内啮合式功率小，噪声大，齿数越多，容积越小。适用于中低压系统P92下腔〔吸油腔〕因啮合的齿轮齿渐渐脱开，其密封容积渐渐增大，形成局部真空，油箱中的油液在油箱内压力作用下被吸进来，并随着齿轮转动。当油进入上腔〔压油腔〕时，由于齿不断地吸入和排出。柱塞泵是变量泵分为轴向式〔更好〕和径向式；适用于高压系统P96斜盘角度不变时，缸体转动带动柱塞在斜盘上滑动，从而转变柱塞孔容积变化。吸油：柱塞随缸体自下而上回转排油：柱塞随缸体自上而下回转4液压泵的限压与卸荷限压将把多余的油液徘回油箱。变量泵的变量特性已经使系统最高压力受到限制。卸荷度的方法，使其输出功率也最小，这就是定量泵的卸荷。变量泵具有自动卸荷功能。P103三种根本回路利用工作局部掌握开关在中立位卸荷这种方式只能在单一工作系统状况，对于一个泵供压给几个并联工作回路的系统是不适用的。利用卸荷阀自动卸荷〔中小型飞机常用〕这种方式可以使负载瞬时获得高的工作压力，并使系统压力根本保持恒定。系统内漏和储压器充气压力缺乏是使卸荷阀频繁工作的主要缘由估量系统的内漏严峻程度。利用液压继电器卸荷这种卸荷方式可以使卸荷时泵的消耗功率为零。油液的发热觉察“油温过高”指示灯亮时，首先应当使泵停转，并对壳体排油滤和压力油滤进展检查，滤芯的脏物说明泵的缺陷。液压执行元件直接将液压能转换成机械能。旋转运动型——液压马达往复运动型——作动筒〔直线往复运动型〕作动筒利用液压来抑制负载，利用流量来维持运动速度。输入参数：液体压力和流量——液压功率。输出参数：力和速度——机械功率。形式单作用式双作用式〔双向双杆式、双向单杆式〕工作原理：当筒体固定时，假设筒左腔输入工作液体，液体压力上升到足以抑制外界负载时，活塞就开头运动。假设连续不断地供给液体，则活塞以肯定的速度连续运动。液压掌握元件方向掌握元件：掌握系统中液体流淌的方向。如单向阀、换向阀。压力掌握元件：调整或限制油液的压力。如溢流阀〔包括定压阀和安全阀、减压阀流量掌握元件：调整流量。如节流阀、分流阀单向阀：只允许液流在一个方向上流通换向阀：转变液流的方向和通路。定压阀：用来保持系统工作压力安全阀：用来限制系统最大压力减压阀：使系统中一局部压力低于另一局部的压力。5共性都由阀体、阀芯和操纵机构等三局部构成都通过转变通道面积或转变通道阻力来实现掌握和调整作用方向掌握元件掌握液流的通、断和转变液流的方向或通路单向阀换向阀用来掌握系统中油液流淌的方向，按需要可使执行机构的右路关断、接通和换向。原理：利用阀芯相对阀体的相对位移来使油路发生变化不同分类：转阀、滑阀手动、机动、电动、液动几位几通压力掌握阀包括溢流阀、减压阀、卸荷阀溢流阀分为直动式、先导式和差动式直动式和先导式的区分：直动式只能用于低压系统；先导式在高压大流量系统中也能得到小的工作压力波动范围。防滞系统过载——安全阀保持系统压力恒定——定压阀减压阀当液压系统只有一个统一压力的液压源，而不同工作局部所需压力不同时，则使用减压阀。利用阀口节流降压。溢流阀和减压阀的区分溢流阀：防止系统超载，保证安全。减压阀：在保证系统不过载的前提下，降低系统压力。减压阀保持出口处压力不变，而溢流阀保持进口处压力不变；在不工作时，减压阀进出口互通，而溢流阀进出口不通；非工作状态时，减压阀的阀口是放开的，而溢流阀是常闭的；卸荷阀依靠降低定量泵的出口压力来实现卸荷流量掌握阀依靠转变阀的通流面积的大小来调整流量，以掌握或协调执行机构的运动速度飞机液压系统中常用的有节流阀〔同步阀、定量阀、定量器〕和流量放大器、液压保险器。流量放大器用于工作系统要求的流量比供给系统输出流量大的状况下。流量放大的同时会使压力降低。液压保险器〔限流量切断阀〕液压系统中在并联系统上有时装有液压保险器下保持翻开位置，假设流量过大超过规定值，它就自动关闭。6利用节流孔造成压差进展工作。限制流量取决于弹簧的预紧力。液压关心元件油滤在系统中的应用在典型的液压系统中，油滤一般设置在泵的高压出口管道上、泵壳的回油路上、系统的回油管道上和伺服阀的入口等处。重点防护的附件是油泵、伺服阀和节流孔。油滤种类：外表型、浓度型、磁性构造：网状油滤、纸质油滤、烧结式油滤蓄压器是一个存储液压能量的附件。作用应急能源：作为应急液压源附件输出：可在短时间内供给较大功率的液压能源以加速系统的工作速度。稳定压力：补充系统泄露，维持系统压力节约动力和缓和冲击。液压系统常用的根本回路挨次掌握回路速度掌握回路方向掌握回路压力掌握回路飞机燃油系统一架飞机完整的燃油系统包括两大局部：飞机燃油系统与发动机燃油系统。油箱类型：硬油箱、软油箱、整体油箱油箱配置：机翼主油箱、机身中心油箱、通气油箱、配平油箱、关心油箱加油方式：重力加油、压力加油燃油的分类航空燃油常用的有航空汽油与航空煤油两大类。对燃油的要求是高的挥发性、低的燃点〔可燃性好、高的纯度、燃油中的空气和水分低。最简洁的燃油系统至少要有油箱、管道、油滤、截止阀和油量表等。加油静电的抑制和消退燃油消耗的挨次是：先用中心油箱的油，再用主油箱的油。通气系统失效时能靠重力往输油总管输油。油箱的通气方式可以是各个油箱各自通气，可以是由一根通气管连接各油箱的通气口。燃油系统的主要部件燃油箱、燃油泵、其他附件油箱内气体的压力必需满足以下几个要求要大于燃油的饱和蒸气压，否则会有大量的燃油蒸发成气体而流失7要保证在油泵入口压力大于油泵前所需的压力，不至于产生气塞现象满足重力供油的条件油量表浮子式油量表电容式油量表起落架装置起落架配置形式：前三点式、后三点式、自行车式起落架常见的构造形式：构架式、支柱套筒式、摇臂式减震装置由轮胎和减震器组成。功用减小飞机在着陆接地和地面运动时所受的撞击力。减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。油气式减震器利用气体的压缩变形来吸取撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。对密封性的要求较高。是起落架减震器的主要形式。根本组成：外筒、活塞、活塞杆、带小孔的隔板和密封装置等。工作原理油气式减震器，油是液压油，气是氮气。工作特性分析吸取和消耗能量的多少，由冷气、油液和机械摩擦所吸取和消耗的能量来打算。冷气的工作特性变。所以初始压力越大，减震器的尺寸可以做得越小。但是，提高初始压力也是有限度的。油液的工作特性大气温度上升，油液粘度降低，流淌阻力变小，这时油液工作特性曲线变得较平；反之，变得较陡。减震器的特性系数预压系数：是当减震器完全伸张时，开头压缩减震器所需的力与减震器停机载荷的比值。越困难，减震器显得越硬。所以，预压系数的大小能表示减震器的软硬程度。一般飞机减震器的预压系数不大于1，停机时有肯定的压缩量，这样，能较好避开飞机接地后重跳离地面。效率系数：表示减震器在规定的最大压缩量和最大载荷的条件下，吸取撞击动能的力量。压缩量较小时载荷也较大。对于要求减震器松软一些的飞机来说，效率系数要低一点。对于要求减震器在不增大尺寸的条件下多吸取能量的飞机，效率系数就应当高一些。是减震器在一次吸取的全部能量的比值。8增大热耗系数就要求增大减震器压缩和伸张行程的油液作用力和机械摩擦力缩和伸张速度变慢，工作周期延长，承受连续撞击的力量变差。减震器性能的调整装置通油孔面积调整装置油针使通油孔面积渐渐减小。消退载荷顶峰取得较大的热耗系数减小飞机在高速滑跑中受到的载荷还有油槽式。单向节流活门反行程制动活门〔在伸张行程中堵住一局部通油孔〕正行程制动活门〔在压缩行程中堵住一局部通油孔〕这两种减震器分别增大了伸张行程和压缩行程中的油液作用力，因此都能提高热耗系数。正向应用更广泛。油气式减震支柱的维护油、气罐充量不正常对减震性能的影响假设油、气罐充量不符合规定，减震装置就会变得过软或过硬。减震装置过软或过硬的缘由及危害减震器的气压或减震器的油量小于规定数据对减震性能产生影响起某些构造的损坏。减震器的气压或减震器的油量大于规定数据对减震性能产生影响猛着陆状况下，同样可能损坏构造。起落架减震支柱如何吸取和消耗地面撞击能量？在减震支柱里罐充气体，利用气体压缩变形产生尽可能大的弹性变形来吸取撞击动能，以减小飞机所受撞击力用，尽快地消散能量，使飞机接地后的颠簸跳动快速停顿。减震支柱充灌标准及程序现代飞机很支柱通常有两个充灌嘴，充气嘴和充油嘴相互分别。油液的充灌标准：当减震支柱完全压缩时，油液与充油口齐平灌油：减震器充油液牌号标在减震器铭标牌上充气：要按充气曲线进展起落架收放系统急动力源。锁机构与正常收放系统收放位置锁用来把起落架紧锁在收上或放下位置自动收起。收上锁通常承受挂钩式；放下位置通常靠锁支柱锁住。UP收起DOWN放下OFF起落架位置指示与警告系统灯光指示信号机械指示信号警告系统〔灯光、音响〕应急放下系统9当正常收放系统发生任何合理的失效时，应能放下起落架任何单个液压源、电源或等效能源失效时，应能放下起落架放下。地面放收安全措施起起落架时，要扳动扳机才能扳动起落架手柄。起落架手柄在地面不能扳倒收上位。除了上述安全措施外，很多飞机还配有附加的安全装置——地面锁。前轮的稳定距作用抑制前轮的摆振使飞机在滑行时能够敏捷地转弯稳定距过小，地面运动的稳定性不好；稳定距过大，则支柱承受的弯矩会大为增加。影响因素：前轮充气压力、跑道的软硬前轮转弯系统用压系统分为：液压传动〔开环〕和液压伺服〔闭环〕前轮转弯系统是闭环的，是一套典型的机械液压位置伺服系统简述前轮转弯的组成和操纵原理？飞机转弯系统包括输入机构、传动钢索、转弯计量活门、转弯作动筒、转弯套筒和反馈机构。液压动力输送到转弯作动筒，驱动前轮转弯。转动制。前轮转弯系统的功能：转弯、中立减摆、拖行释压前轮中立机构舱和正常接地。前轮减摆前轮围绕飞机运动的轴线，不停地左右摇摆，称为前轮摆振，是一种自激震荡。根本缘由各构件间有间隙，轮胎与地面的接触点还可以偏离飞机运动轴线。目前防止前轮摆振最有效的措施就是在前起落架上安装减摆器〔油液式使用最广〕油液式减摆器摆振。机轮与刹车系统机轮由轮胎和轮毂组成作用减小飞机在地面运动的阻力吸取飞机在着陆接地和地面运动时的一局部撞击动能缩短着陆滑跑距离要求通行性要好刹车装置性能好具有足够的强度和良好的耐疲乏性。通行性10两个方面衡量：滚动阻力和对地面的压力。滚动阻力大、对地面的压力大，通行性就越差。〔一〕机轮对地面的压力机轮滚动速度轮胎压缩量〔二〕机轮滚动阻力由轮胎变形产生的滚动阻力——滞后阻力由地面变形产生的滚动阻力——地面变形阻力轮毂的构造形式：固定轮缘式、可卸轮缘式和分别式。检查轮胎充气压力唯一正确的方法是承受压力表测量。刹车系统刹车装置的常见形式为 弯块式 、胶囊式 、圆盘式 。刹车迟钝的主要缘由是：刹车片间隙过大刹车松软的主要缘由是：管路油液中有空气圆盘式的特点摩擦面积大、热容量大、简洁维护如何确定多圆盘式刹车装置中，刹车片磨损量？给刹车系统供压，进展刹车，观看刹车磨损指示销。怎样才能获得高的刹车效率准确地掌握刹车压力刹车装置所能产生的最大刹车力矩应不低于结合力矩简述轮毂中易熔塞的作用？易熔塞是一个空心螺钉，空心处浇铸有易熔金属。飞机猛烈刹车时，刹车装置产生大量的热，是轮胎内气体温度上升，压力增加。当气体温度到达肯定时，易熔塞熔化，缓慢将气体放出，防止飞机爆胎。因易熔塞熔化而放气的轮胎应报废，轮毂应进展硬度检查以确定是否报废。刹车系统的重心问题就是调整刹车压力。刹车系统的组成正常刹车系统应急刹车系统防滞刹车系统自动刹车系统飞机着陆前，翻开自动刹车系统，不需要驾驶员用脚操纵。停留刹车飞机停场时，将飞机刹住，供油压力源为刹车储压器。正常刹车系统的组成：刹车储压器、正常储压器、正常刹车调压器、流量放大器防滞刹车系统的组成：防滞传感器、防滞掌握器、防滞掌握阀正常刹车系统工作原理工作原理系统压力经刹车调压器流向流量放大器蹬力成正比；流量经过流量放大后，供向刹车作动筒装置产生刹车力矩液经原路返回，经过刹车调压器回油箱。其中流量放大器还起到液压保险的作用。主要元件刹车调压器、流量放大器滑移率=〔V —V机

〕/V轮 机滑移率为15%—25%时，刹车效率最高。轮速要到达肯定值过后才能开头刹车，由于要求机轮速度和飞机滑行速度差不能过大，11现代飞机防滞系统的主要功能接地保护在飞机马上接地瞬间解脱刹车的作用〔虽然已经实施刹车动速度到达刹车允许速度时，接地保护电路断开。锁轮保护监测两个同侧机轮速度差，到达40%时，锁轮保护电路开头工作。防止“托胎正常防滞转入人工刹车速度低于肯定值后，正常防滞电路脱开，刹车压力由驾驶员刹车调压器打算。现代飞机防滞系统分为惯性传感器式和电子式两大类。现代飞机多用电子式。惯性传感器式传感器：感受机轮的负角加速度，准时地将机轮托胎的信号输往电磁活门。电磁活门：是典型的两位三通电磁阀。电子式防滞刹车的组成和根本工作原理根本组成：由三个主要元件组成：轮速传感器、防滞掌握器、防滞阀工作原理：掌握到供向刹车装置的液压压力，使机轮的滑移率靠近抱负滑移率，从而到达抱负刹车效率。自动刹车系统自动刹车系统通过自动刹车调压器调整刹车压力。自动刹车调压器与正常刹车调压器并联，通过转换阀接入正常刹车系统。停留刹车系统储压器预充气压力的凹凸和系统泄露状况打算停留刹车时间的长短。飞机飞行操纵系统主操纵系统——方向舵、副翼、升降舵；关心操纵系统——水平安定面、调整片等。主操纵系统由中心操纵机构和传动系统两大局部组成。中心操纵机构由手操纵机构和脚操纵机构组成。手操纵机构——升降舵和副翼脚操纵机构——方向舵手操纵机构分为驾驶杆式和盘式。脚操纵机构分为脚蹬平放式和脚蹬立放式平放式脚操纵——驾驶杆式手操纵立放式脚操纵——盘式手操纵飞机颤震度的自激震荡。传动机构的构造和工作原理飞机操纵系统的传动机构通常分为软式、硬式和混合式三种。软式传动操纵灵敏度差，摩擦力较大。构造简洁，尺寸较小，重量较轻。钢索钢索的主要故障为：断丝12弹性间隙，但是预紧压力过大〔附加摩擦〕和过小〔弹性间隙〕都不好。滑轮和扇形轮滑轮的主要故障形式为滑槽损伤 。小。松紧螺套松紧螺套的功用是调整钢索的预紧力。钢索张力补偿器保持钢索的正确张力。硬式传动操纵灵敏度高、生存力较大。重量较大、尺寸较大、简洁发生共振现象。传动杆传动杆的主要失效形式是：共振和失稳。摇臂转变力的大小转变位移的大小转变速度的大小转变传动杆运动方向支撑传动杆实现差动操纵导向滑轮导向滑轮的功用是防止传动杆的失稳和共振。当驾驶杆左右或前后移动的位移相等，而舵面上下偏转的角度不等，称之为差动操纵。实现差动操纵最简洁的机构是双摇臂。传动系数指舵偏角与杆位移的比值传动系数一方面表示单位杆位移时舵偏角的偏转量需要的杆力大小。非线性传动机构操纵系统有助力器的飞机操纵系统分类可逆助力机械操纵系统〔回力〕不行逆助力机械操纵系统〔无回力〕无回力液压助力操纵系统组成：驾驶杆、活动杆、外筒、液压助力器、载荷感觉器、舵面液压助力器是个伺服系统〔闭环比较放大执行根本组成局部：外筒、传动活塞和配油柱塞。性能快速性快速性直接影响舵面偏转的最大角速度，从而影响飞机的操纵性。影响因素：流量、密封性13灵敏性液压助力器的灵敏性是指它的传动活塞快速地跟随配油活塞运动的力量。不灵敏范围：配油柱塞在某一范围内活动时，传动活塞并不运动。随从误差：当传动活塞跟随配油柱塞运动时，传动活塞的行程与配油柱塞的行程之间始终存在着肯定的差值。稳定性在外部扰动作用消逝后，能够快速自动恢复到原来工作状态的力量。传动机构连接局部的间隙混杂在油液中的空气操纵系统的摩擦力助力器的密封性调整飞机操纵性的装置载荷感觉器装有载荷感觉器。员松杆飞行时，还可以使驾驶杆保持在中立位置。工作原理一边移动，使载荷感觉器的一个弹簧受到压缩。电传操纵系统电传操纵系统是电液伺服电传操纵保持高牢靠性是通过：余度技术。目前，世界各国均定1.0×10-7/飞行小时作为电传操纵系统的牢靠性指标。多余度电传操纵系统的主要要求有哪些？表决和监控：推断输入信号中有无故障信号，并从中选择正确的无故障信号故障隔离：假设任何一个信号被检查出是故障信号后，监控器自动隔离这个故障信号，不使它再输入到后面的舵回路中双故障保护：假设某一输入信号消灭故障，切换器自动切除与助力器的联系，将正确信号接入系统。飞行操纵警告系统失速警告系统起飞警告系统飞机空调系统大气物理特性主要指大气的压力和温度、以及湿度等参数随高度的变化规律。大气分为五层：对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层座舱空气调整系统气密座舱的类型再生式大气通风式气密舱的主要环境参数是座舱空气的温度、压力、压力变化率以及座舱余压，还有空气湿度和清洁度等。座舱气密性的检查漏气补偿法认为舱内空气的温度保持不变。由座舱各漏气处漏出的空气量等于向座舱供入的空气量。座舱压力降法14定的压力值时，测定相应的时间。在所争论的时间内座舱的空气温度可视为不变。漏气补偿法比较适应于座舱容积小而漏气量较大的座舱，而压力降法则适应于座舱容积大而漏气量较小的状况，目前，对于大、中型旅客机，普遍承受的是压力降法。气源系统座舱通气换气条件及要求通风换气量25~30次空气流速0.2m/s供气清洁度现代喷气客机增压空气的来源及用途主要来源主要来源是发动机压气机引气；在地面和空中的肯定条件下可以使用APU引气；在地面还可以使用地面气源。APU主要用途飞机座舱的空调与增压飞机机翼前缘与发动机进气道的热气防冰发动机启动用气源燃油及液压油箱等系统的增压气源系统的调整与掌握引气管路上进口压力温度及流量在规定的范围之内。引气系统的压力调整引气系统常用的压力调整装置是通过之机构转变供气管路中活门的开度来保证引气的调整器或涡轮膨胀比调整器。现代飞机所用的引气压力调整装置多为电控气动式，而且常与引气开关装置合为一体，构成引气压力调整与关断活门。引气系统的温度调整很多现代客机上都承受了引气温度掌握装置，即利用预冷器来降低发动机的引气温度。引气温度掌握系统是由预冷器和预冷器掌握活门两大局部组成。引气预冷器的冷源为发动机风扇引气或冲压空气节活门的开度来到达，当供气温度超过规定值时，增大活门开度，以增大冷路流量。反之，则减小活门的开度。引气系统的流量调整现代飞机的空调系统在制冷组件之前的总供气管路上都设置有供气量调整〔组件流量，以掌握供入制冷组件的空气量。现代客机上的引气流量调整一般承受的是节流法座舱供气管路上一般都有限流装置，以限制供向空调系统和座舱的空气供给量。座舱加温系统(一)燃烧加温器(二)电加温器(三)废气加温器为什么会消灭波动？15缘由就是超调，调整过后需要等待△T时间才能到达稳定。影响的两个因素是冷热温度差〔无法转变〕和活门转速。减小波动的方法就是减小活门的转速。座舱制冷系统飞机上承受的制冷系统有空气循环制冷系统和蒸发循环制冷系统两种形式。(一)空气循环制冷系统〔飞机上常用〕空气循环制冷系统主要是承受由发动机带动的座舱增压器或者直接由发动机引出的空气供入座舱来对座舱进展制冷。1、简洁式空气循环制冷系统〔涡轮风扇式〕发动机初级热交换器和其次级热交换器后在涡轮中膨胀降温，供向座舱。2、升压式空气循环制冷系统〔涡轮压气机式〕从发动机压气机或由发动机带动的座舱增压器送来的空气初级热交换器预冷后再次被压缩其次级热交换器冷却涡轮膨胀到所需的座舱空气压力，同时将热能转换为轴功率并用于带动升压式装置的压气机。升压式空气循环制冷系统中的热交换器可以用冲压空气进展冷却源。这种制冷系统具有以下特点：①由于涡轮输出功使涡轮前的空气增压，与简洁式制冷系统相比，显著改善了系统的性能；②系统可以以很高的效率供给所需的制冷量；③对高空工作条件，升压使系统在很大的飞行条件范围内都能供给额定的制冷量；④为保证系统在地面具有制冷力量，装有特地的电动风扇或动力涡轮驱动风扇来抽吸热交换器冷边空气。３、三轮式空气循环制冷系统〔涡轮压气机风扇式〕三轮式空气循环制冷系统也称为涡轮－压气机－风扇式空气循环制冷系统。改善了升压式系统在地面停机或低速飞行时制冷量小的缺点装设风扇。同时也解决了简洁式空气循环系统的高空涡轮超转的问题。４、带有湿度掌握的空气循环制冷系统现代很多飞机上承受的是高压除水系统。来，通过高压水分别器后，绝大局部析出的水分被分别出来。(二)蒸发循环制冷系统〔家用电器常用〕蒸发循环制冷系统是利用液态制冷剂的相变在进入座舱或设备舱之前显著地降低温度。工作原理经压缩机压缩之后的高温高压氟利昂蒸汽，进入冷凝器散热降温液化高压液体，经膨胀阀后，低压液态的氟利昂进入蒸发器，在蒸发器内吸取空调空气的热量，变成低压蒸汽，再进入压缩机，往复循环，利用制冷剂状态变化使蒸发器热边的空气得到冷却。蒸发循环制冷系统具有以下特点：①系统的冷却效率高；②在地面停机条件下，有良好的冷却力量；③高空高速飞行时有良好的经济性，节约燃油。(三)复合式制冷系统(四)地面冷却空调系统的主要附件(一)热交换器(二)涡轮冷却器16涡轮冷却器分为三类：涡轮风扇式、涡轮压气机式和涡轮风扇压气机式的涡轮冷却器。座舱空气的湿度调整除水方法及装置在空气循环制冷系统中，一般均利用水分别器进展除水。高压除水，后者叫做低压除水。分别器。对于蒸发循环制冷系统来说，除湿问题就大大简化了。座舱温度掌握的根本原理和根本方法根本原理：座舱温度掌握系统的主要作用原理是调整舱内本身的空气温度。根本方法掌握座舱空气温度的方法是转变座舱供气温度空气和冷空气的混合比例。具体来说，有两种根本方法：纯混合比掌握：保持总供气量不变，只转变冷、热气体的流量比例。旁路掌握：只对热空气流量进展掌握。纯混合比掌握对压力掌握的干扰小，而旁路掌握方法的优点是温度掌握的动态响应快。P506图纯混合比温度掌握原理图冷路活门掌握通过冷却组件冷空气的流量热路活门掌握不通过制冷组件的热空气的流量这两个活门具有联动关系。混合活门的位置取决于温度掌握系统的信号主要有三类温度选择器来调定温度信号，即要求温度值。座舱温度传感器来的实际温度信号。从极限温度传感器来的过宠保护信号号，它能超前反响进入座舱空气的温度，用以削减温度调整的波动。座舱温度掌握系统的类型(一)入口管道温度掌握系统入口管道温度掌握系统是把管道中的空气温度调整到一个固定或选定的数值座舱。(二)出口管道温度掌握系统出口管道温度掌握系统不适用于舱内温度掌握要求较高的场合。(三)座舱温度掌握系统座舱温度掌握系统的主要作用原理是调整舱内本身的空气温度温度。座舱温度掌握系统的主要附件(一)温度传感器(二)温度掌握器温度电桥〔系统稳定〕温升速率电桥〔性能〕极限温度掌握电桥〔安全〕(三)其他主要附件座舱压力掌握系统根本任务座舱压力掌握系统的根本任务就是保证在给定的飞行高度范围内速度满足人体生理要求。座舱高度17是指座舱内空气确实定压力值所对应的标准气压高度。座舱压力掌握的原理大气通风式气密座舱是利用发动机压气机的引气向座舱供气，对座舱进展空气调整。座舱高度要求≤2400米8000ft下降时，座舱高度≤350ft/min〔1.78m/s〕余压掌握是保证飞机飞行时构造安全，不同飞机余压规定值不同，和最大巡航高度有关。对座舱温度的掌握是通过转变供气温度和供气量来进展的。因此，为了避开干扰，对座舱压力是承受转变排气量的方法。排气活门掌握排气量。座舱压力制度的重要参数。表达了座舱高度与飞行高度的关系。座舱压力制度的两种类型压差变化至飞机设计高度〔三段式〕２、座舱压力从一开头就按以下曲线变化〔均匀式〕三段式压力制度曲线由自有通风、等压和等余压三局部组成。座舱压力制度是指飞机座舱内压力(即座舱高度)随飞机飞行高度的变化关系，又称为座舱飞机常用的压力制度有两种：适用于低速飞机的三段式压力制度和现代客机承受的直线式(或近似直线式)压力制度。(1三段式座舱压力制度6.5-1a点(地面)爬升到巡航高度b点时，座舱压力随飞机飞行高度成三段变化：a-cc500m；c-d段，座舱压力不随飞行高、度变化，保持恒定，称为等压掌握段(恒压段)，d3,500m；d-e段为等余压掌握段，它保持座舱内外压差为使用的限制值，直到飞机进入巡航高度(6,000m)，e点对应的18m(8,000ft)。三段式座舱压力制度实现简洁(d-e段)舱余压掌握，因此飞机座舱高度变化率与飞机爬升率(飞行高度变化率)相等。为了保证底舱高度变化率不超过人体承受的限制值(500ft/min)，飞机本身的爬升率不能过高，即每分500ft6,000m(20,000ft)40min。实现三段式座舱压力制度可承受气功式压力掌握器。(2直线式座舱压力制度6.5-2所示，飞机从a点(地面)爬升到b点(巡航高度)时，(-c线)座舱余压缓慢增加，当飞机进入巡航高度时，座舱余压到达座舱余压限制值。直线式座舱压力制度可以使座舱增压系统在飞机整个爬升过程中掌握座舱压力变化率8,00016min。所以，爬升率较大的掌握器。19B-737飞机的根本压力制度如下图为B-737曲线。飞机起飞后座舱压力连续变化，只有到达预定巡航高度时才到达余压掌握值。座舱压力调整的三个主要参数是座舱压力、座舱压力变化率、座舱余压。座舱压力制度可以有多种不同的表达方式。座舱压力的调整规律可以归纳为自由通风区、等确定压力区、等余压调整区等，每种飞机的座舱压力调整规律可以由其中几种组成。座舱压力掌握系统的类型气动式、电控气动式、微机电动式(一)气动式座舱压力掌握系统1、气动式座舱压力调整装置的根本构造气动式座舱压力调整装置包括压力调整盒(掌握构造)和排气活门(执行机构)两个根本部分。气动式压力掌握器中的膜盒有 真空膜盒 、开口膜盒 和带节流孔的膜盒 。真空膜盒——确定压力余压膜盒——感受压差(1)自由通风区(2)等确定压力调整区(3)等