深入解析,飞机结构与系统的关键技术与创新

飞机结构与系统是航空工程中的一个重要领域，它涉及到飞机的设计、制造、维护和运行。以下是一些主要组成部分和概念：
### 飞机结构
1. "机翼"：提供升力，是飞机的主要飞行部件。 2. "机身"：容纳乘客、货物和飞机系统。 3. "尾翼"：包括垂直尾翼（提供方向稳定性）和水平尾翼（提供俯仰稳定性）。 4. "起落架"：飞机着陆和起飞时使用的部件。 5. "机身结构"：包括梁、肋、蒙皮等，用于支撑飞机的结构。 6. "机舱结构"：为乘客和货物提供安全空间。
### 飞机系统
1. "动力系统"：包括发动机和传动系统，提供飞机的推力。 2. "飞行控制系统"：包括操纵面和液压或电动控制系统，用于控制飞机的飞行。 3. "推进系统"：包括涡轮风扇或涡轮喷气发动机，提供推力。 4. "燃油系统"：为发动机提供燃油。 5. "液压系统"：提供液压动力，用于飞行控制系统和起落架等。 6. "电气系统"：提供飞机的电力，包括发电机、电池和配电系统。 7. "空调和氧气系统"：为乘客提供舒适的飞行环境。 8. "通信和导航系统"：包括无线电通信、雷达、全球定位

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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：

1. 飞机水平直线飞行时的外载荷

2. 飞机做机动飞行时的外载荷（垂直平面、水平平面）

3. 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

过载：作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为飞机在该方向的飞机重心过载。

飞机的结构强度主要取决于y轴方向的过载ny=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，便于设计飞机结构，检验其强度、刚度是否满足要求。标志着飞机总体受外载荷的严重程度。

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。

l 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出现的过载值ny称为使用过载。

l 最大使用过载是在设计飞机时所规定的，它主要由飞机的机动飞行能力、飞机员的生理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，所以所能达到的速度有限，因此所能达到的速压也就有限。

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。

最大允许速压：飞机在下滑终了时容许获得的最大速压，称为最大允许速压（强度限制速压）。

最大允许速压比使用限制速压更加重要。飞机飞行中不能超过规定的速压值，否则，飞机会由于强度、刚度不足而使蒙皮产生过大的变形或者撕离骨架，有时还可能引起副翼反效，机翼、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重程度

速压的大小——飞机表面所承受的局部气动载荷的严重程度

l 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，反映了飞机结构的承载能力。

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。

同一翼型，机翼的迎角与升力系数一一对应。要确定飞机的严重受载情况，就要同时考虑过载ny、速压q和升力系数Cy的大小。

l 以飞行速度Vd为横坐标、飞机过载ny为纵坐标的坐标轴，以飞机过载ny、速压q和升力系数Cy为基本参数，画出机动飞行的飞机包线。

P11 OA：正失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能达到的最大正过载值，超过这条曲线，飞机就会失速。（Cy的限制）

OD：负失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能达到的最大负过载值，超过这条曲线，飞机就会失速。（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、机翼结构质量力、部件及装载质量力。

空气动力

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。

机翼结构质量力

可以近似地认为与空气动力的方向相反，大小与机翼弦长成正比。在弦向的作用点的连线就是机翼结构的重心线。

部件集中质量力

作用在机翼上的部件质量力是指发动机、起落架等部件的质量力，其大小和方向与过载有关。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

机翼结构的典型元件

纵向：翼梁、长桁、腹板

横向：翼肋、蒙皮

蒙皮

1. 直接功用是形成流线型的机翼外表面。

2. 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

1. 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；

2. 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；

3. 长桁还能承受由弯矩引起的部分轴力。

翼肋

1. 功用是构成并保持机翼的形状；

2. 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；

3. 支持蒙皮、长桁和翼梁腹板，提高它们的稳定性。

翼梁

承受机翼的剪力和部分或全部弯矩。

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

1. 空气动力直接作用在机翼蒙皮上

2. 蒙皮将外载荷传递到长桁与翼肋上

3. 传递到长桁上的载荷向翼肋传递

4. 传递到翼肋上的载荷向翼梁传递

5. 传递到翼梁上的载荷向机翼根部传递

6. 根部载荷通过加强肋传递到机翼—机身对接接头

7. 通过接头传向机身

梁式和单块式的特点

梁式

纵向有很强的翼梁；蒙皮较薄；长桁较少且弱，梁缘条的剖面面积比长桁大得多；有时还同时布置有纵墙。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

起落架的收放、前轮转弯操纵、刹车操纵及飞行操纵系统几乎都离不开液压传动和伺服控制技术。

液压传动的定义和基本原理

定义：液压传动是一种以液体为工作介质，利用液体静压能来完成传动功能的一种传动形式，也称容积式传动。

基本原理：帕斯卡原理，作用时对力进行放大。

四要素

1. 液压传动是以液体作为传递能量的介质而且必须在封闭的容器内进行。

2. 为克服负载必须给油液施加足够大的压力，负载越大所需压力也越大。这就是液压传动的一个基本原理——压力决定于负载。

3. 输出速度取决于流量

4. 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。

控制调节元件：即各种阀。用来调节各部分液压的压力、流量和方向。

辅助元件：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

工作液的基本分类和特性

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：价格便宜，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行标定。

液体的粘度是液体在单位速度梯度下流动时产生的剪切应力。它是液体抵抗液层之间发生剪切变形的能力，是衡量液体粘性的指标。

粘度的分类

分为绝对粘度和相对粘度

l 动力粘度又称绝对粘度，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。

l 油液粘度随温度升高而减小，这是油液的粘温特性。油液的粘度随压力的升高而增大

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，在油液表面上的任何一点都会出现火焰闪光的现象。

着火点：油液所达到的某一温度，在该温度下 油液能连续燃烧5s

自然着火点：油液在该温度下会自动着火。

动力装置

液压系统中常用的动力源为液压泵

液压泵的基本工作原理

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行吸油、压油的。

1. 液压泵工作是靠密封工作腔的容积变化来吸油和压油的。其输出的油量是由这个密封腔的容积变化量和变化率来决定的。

2. 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，即泵的输出压力决定于负载。

3. 泵在吸油和压油时，必须使密封腔的油液通路进行转换。使泵油路进行转换的装置叫作配流装置。

l 从工作原理来说，大部分液压泵都是可逆的，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

按结构形式可以分为齿轮式、柱塞式和叶片式三类。

按输出流量能够调节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佳工作压力。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

指在没有泄露的情况下，泵轴每转所排除的液体体积。它是由泵的密封工作腔的大小决定。

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。

液压泵的功率损失主要是由两种损失造成的：一为容积损失，二为机械损失。与其对应的是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。

l 造成泵流量损失的主要原因是泵的内漏和在吸油过程中油液不能全部充满油腔引起的。即称为泄流损失和填充损失。

l 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动表现出来的粘性作用都会引起转矩损失。

齿轮泵

1. 是定量泵，分为外啮合式和内啮合式

2. 功率小，噪声大，齿数越多，容积越小。

3. 适用于中低压系统

工作原理P92

下腔（吸油腔）因啮合的齿轮齿逐渐脱开，其密封容积逐渐增大，形成部分真空，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，由于齿轮的进入啮合使密封腔容积逐渐减小，从而将油从排油口挤压出去。齿轮不断旋转，油液便不断地吸入和排出。

柱塞泵

1. 是变量泵

2. 分为轴向式（更好）和径向式；

3. 适用于高压系统

工作原理P96

斜盘角度不变时，缸体转动带动柱塞在斜盘上滑动，从而改变柱塞孔容积变化。

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

液压泵的限压与卸荷

限压

定量泵一般都采用溢流阀来限制系统的压力。当系统的压力高于某个调定压力值时，溢流阀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

对装有定流量泵的飞机液压系统，都采用使液压泵出口压力在工作部分不工作时降到最小限度的方法，使其输出功率也最小，这就是定量泵的卸荷。

l 变量泵具有自动卸荷功能。

P103三种基本回路

1. 利用工作部分控制开关在中立位卸荷

这种方式只能在单一工作系统情况，对于一个泵供压给几个并联工作回路的系统是不适用的。

2. 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，并使系统压力基本保持恒定。

系统内漏和储压器充气压力不足是使卸荷阀频繁工作的主要原因。通过卸荷阀工作频率亦可估计系统的内漏严重程度。

3. 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

发现“油温过高”指示灯亮时，首先应该使泵停转，并对壳体排油滤和压力油滤进行检查，滤芯的脏物表明泵的缺陷。

液压执行元件

直接将液压能转换成机械能。

1. 旋转运动型——液压马达

2. 往复运动型——作动筒（直线往复运动型）

作动筒

利用液压来克服负载，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

1. 单作用式

2. 双作用式（双向双杆式、双向单杆式）

工作原理：当筒体固定时，若筒左腔输入工作液体，液体压力升高到足以克服外界负载时，活塞就开始运动。若连续不断地供给液体，则活塞以一定的速度连续运动。

液压控制元件

方向控制元件：控制系统中液体流动的方向。如单向阀、换向阀。

压力控制元件：调节或限制油液的压力。如溢流阀（包括定压阀和安全阀）、减压阀

流量控制元件：调节流量。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：改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：使系统中一部分压力低于另一部分的压力。

共性

1. 都由阀体、阀芯和操纵机构等三部分构成

2. 都通过改变通道面积或改变通道阻力来实现控制和调节作用

方向控制元件

控制液流的通、断和改变液流的方向或通路

单向阀

换向阀

用来控制系统中油液流动的方向，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：

1. 转阀、滑阀

2. 手动、机动、电动、液动

3. 几位几通

压力控制阀

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别：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，而不同工作部分所需压力不同时，则使用减压阀。

利用阀口节流降压。

溢流阀和减压阀的区别

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。

1. 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；

2. 在不工作时，减压阀进出口互通，而溢流阀进出口不通；

3. 非工作状态时，减压阀的阀口是敞开的，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

流量控制阀

依靠改变阀的通流面积的大小来调节流量，以控制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应系统输出流量大的情况下。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，其目的是当管路中的油液在允许的正常流动下保持打开位置，如果流量过大超过规定值，它就自动关闭。

利用节流孔造成压差进行工作。限制流量取决于弹簧的预紧力。

液压辅助元件

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：表面型、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

1. 应急能源：作为应急液压源

2. 附件输出：可在短时间内提供较大功率的液压能源以加速系统的工作速度。

3. 稳定压力：补充系统泄露，维持系统压力

4. 节省动力和缓和冲击。

液压系统常用的基本回路

1. 顺序控制回路

2. 速度控制回路

3. 方向控制回路

4. 压力控制回路

飞机燃油系统

一架飞机完整的燃油系统包括两大部分：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、机身中央油箱、通气油箱、配平油箱、辅助油箱

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。

最简单的燃油系统

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除

燃油消耗的顺序是：先用中央油箱的油，再用主油箱的油。

通气系统

油箱必须通气，而且要保持一定的剩余正压力，以保证输油泵充分吸油，保证在输油泵失效时能靠重力往输油总管输油。

l 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须满足以下几个要求

1. 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

2. 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

3. 满足重力供油的条件

油量表

1. 浮子式油量表

2. 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

起落架常见的结构形式：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

1. 减小飞机在着陆接地和地面运动时所受的撞击力。

2. 减弱飞机因撞击而引起的颠簸跳动。

油气式减震器

1. 利用气体的压缩变形来吸收撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。

2. 对密封性的要求较高。

3. 是起落架减震器的主要形式。

基本组成：外筒、活塞、活塞杆、带小孔的隔板和密封装置等。

工作原理

l 油气式减震器，油是液压油，气是氮气。

工作特性分析

油气式减震器载荷的大小，由冷气作用力、油液作用力和密封装置等的机械摩擦力决定；它吸收和消耗能量的多少，由冷气、油液和机械摩擦所吸收和消耗的能量来决定。

冷气的工作特性

减震器内的冷气应该有一定的初始压力。提高初始压力可以减小活塞面积，而冷气作用力不变。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

大气温度升高，油液粘度降低，流动阻力变小，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，开始压缩减震器所需的力与减震器停机载荷的比值。

预压系数越大，说明冷气初始作用力越大，冷气工作特性曲线就越高而且越陡，压缩就越困难，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，停机时有一定的压缩量，这样，能较好避免飞机接地后重新跳离地面。

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，吸收撞击动能的能力。

在同样的最大压缩量和最大载荷的条件下，效率系数高的减震器吸收能量较多，但它在压缩量较小时载荷也较大。

对于要求减震器柔软一些的飞机来说，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收能量的飞机，效率系数就应该高一些。

热耗系数：是减震器在一次压缩和伸张行程中，油液、密封装置等摩擦消耗的能量与减震器吸收的全部能量的比值。

热耗系数越大，说明减震器的热耗作用越大，飞机与地面碰撞时的颠簸跳动越弱；但是，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，使减震器的压缩和伸张速度变慢，工作周期延长，接受连续撞击的能力变差。

减震器性能的调节装置

1. 通油孔面积调节装置

油针使通油孔面积逐渐减小。

1) 消除载荷高峰

2) 取得较大的热耗系数

3) 减小飞机在高速滑跑中受到的载荷

还有油槽式。

2. 单向节流活门

反行程制动活门（在伸张行程中堵住一部分通油孔）

正行程制动活门（在压缩行程中堵住一部分通油孔）

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

如果油、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原因及危害

1. 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

减震装置变软后，由于阻止飞机下沉的力较小，即使当减震装置完全被压缩时，也还不能将撞击动能吸收完，因此飞机继续下沉，使得减震器内的活塞和限动装置相撞，严重时可能引起某些结构的损坏。

2. 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

这时，飞机各部分受到的力比正常时要大，因此飞机各部分结构容易疲劳而提前损坏。在粗猛着陆情况下，同样可能损坏结构。

起落架减震支柱如何吸收和消耗地面撞击能量？

1. 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收撞击动能，以减小飞机所受撞击力

2. 利用在压缩和伸张过程中，减震支柱通过迫使油液高速流过小孔，产生剧烈摩擦热耗作用，尽快地消散能量，使飞机接地后的颠簸跳动迅速停止。

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离。

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：要按充气曲线进行

起落架收放系统

现代飞机起落架收放系统一般都以液压为正常收放动力源，以液压、冷气或电力作为备用应急动力源。

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，防止起落架在飞行中自动放下或在撞击时自动收起。

l 收上锁通常采用挂钩式；放下位置通常靠锁支柱锁住。

l UP收起 DOWN放下 OFF巡航

起落架位置指示与警告系统

1. 灯光指示信号

2. 机械指示信号

3. 警告系统（灯光、音响）

应急放下系统

1. 当正常收放系统发生任何合理的失效时，应能放下起落架

2. 任何单个液压源、电源或等效能源失效时，应能放下起落架

在驾驶舱内设置人工应急放下操纵手柄，通过钢索和机械连杆与起落架收上锁相连接。驾驶员拉动应急放下操纵手柄，打开起落架收上锁，起落架在自身的重力和迎面气流的吹袭下而放下。

地面放收安全措施

1. 起落架手柄不能直接扳动，防止由于维护人员的触碰而收起起落架。在空中，驾驶员收起起落架时，要扳动扳机才能扳动起落架手柄。

2. 起落架手柄在地面不能扳倒收上位。

3. 除了上述安全措施外，许多飞机还配有附加的安全装置——地面锁。

前轮的稳定距

作用

1. 抑制前轮的摆振

2. 使飞机在滑行时能够灵活地转弯

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？

Ø 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。

Ø 机械液压转弯系统采用转弯手轮或方向脚蹬作为输入，通过钢索将转弯操纵信号传递到转弯计量活门，转弯计量活门将液压动力输送到转弯作动筒，驱动前轮转弯。转动时，反馈钢索将机轮位置信号提供给转弯计量活门，实现手轮或脚蹬对前轮的伺服控制。

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

中立机构的作用：在前轮离地后和接地前，使前轮保持在中立位置，以便顺利地收入起落架舱和正常接地。

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。

根本原因：前轮是可以绕支柱轴线左右偏转的；同时由于轮胎、支柱有弹性，以及前起落架各构件间有间隙，轮胎与地面的接触点还可以偏离飞机运动轴线。

l 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

主要有活塞式和旋板式，利用油液流过节流孔的热耗作用，消耗前轮减摆的能量，从而防止摆振。

机轮与刹车系统

机轮由轮胎和轮毂组成

作用

1. 减小飞机在地面运动的阻力

2. 吸收飞机在着陆接地和地面运动时的一部分撞击动能

3. 缩短着陆滑跑距离

要求

1. 通行性要好

2. 刹车装置性能好

3. 具有足够的强度和良好的耐疲劳性。

通行性

两个方面衡量：滚动阻力和对地面的压力。

l 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

(1) 机轮滚动速度

(2) 轮胎压缩量

（二）机轮滚动阻力

(1) 由轮胎变形产生的滚动阻力 —— 滞后阻力

(2) 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、可卸轮缘式和分离式。

l 检查轮胎充气压力唯一正确的方法是采用压力表测量。

刹车系统

刹车装置的常见形式为 弯块式 、 胶囊式 、 圆盘式 。

刹车迟钝的主要原因是：刹车片间隙过大

刹车松软的主要原因是：管路油液中有空气

圆盘式的特点

摩擦面积大、热容量大、容易维护

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，进行刹车，观察刹车磨损指示销。

怎样才能获得高的刹车效率

1. 准确地控制刹车压力

2. 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？

Ø 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，是轮胎内气体温度升高，压力增加。当气体温度达到一定时，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，轮毂应进行硬度检查以确定是否报废。

l 刹车系统的重心问题就是调节刹车压力。

刹车系统的组成

1. 正常刹车系统

2. 应急刹车系统

3. 防滞刹车系统

4. 自动刹车系统

飞机着陆前，打开自动刹车系统，不需要驾驶员用脚操纵。

5. 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、防滞控制器、防滞控制阀

正常刹车系统工作原理

工作原理

驾驶员踩下刹车脚蹬，系统压力经刹车调压器流向流量放大器，刹车压力与驾驶员的脚蹬力成正比；流量经过流量放大后，供向刹车作动筒，加快刹车反应速度，使机轮内的刹车装置产生刹车力矩，使飞机减速；当驾驶员松开刹车后，在复位弹簧的作用下松开刹车，油液经原路返回，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机—V轮）/ V机

l 滑移率为15%—25%时，刹车效率最高。

l 轮速要达到一定值过后才能开始刹车，因为要求机轮速度和飞机滑行速度差不能过大，否则会发生严重的“托胎”。

现代飞机防滞系统的主要功能

1. 接地保护

在飞机即将接地瞬间解脱刹车的作用（虽然已经实施刹车），当飞机主轮触地且机轮滚动速度达到刹车允许速度时，接地保护电路断开。

2. 锁轮保护

监测两个同侧机轮速度差，达到40%时，锁轮保护电路开始工作。防止“托胎”。

3. 正常防滞

4. 转入人工刹车

速度低于一定值后，正常防滞电路脱开，刹车压力由驾驶员刹车调压器决定。

l 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，及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基本工作原理

基本组成：

由三个主要元件组成：轮速传感器、防滞控制器、防滞阀

工作原理：

轮速传感器感受机轮滚动速度，送到防滞控制器，防滞控制器根据轮速、飞机滑行速度计算机轮的滑移率，与理想滑移率进行比较，发出控制信号到防滞阀，连续控制到供向刹车装置的液压压力，使机轮的滑移率逼近理想滑移率，从而达到理想刹车效率。

自动刹车系统

自动刹车系统通过自动刹车调压器调节刹车压力。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高低和系统泄露情况决定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；

辅助操纵系统——水平安定面、调整片等。

主操纵系统

由中央操纵机构和传动系统两大部分组成。

中央操纵机构

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：飞机飞行中空气动力、结构弹力性和惯性力之间的交互作用现象。是一种多自由度的自激震荡。

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。构造简单，尺寸较小，重量较轻。

钢索

钢索的主要故障为：断丝

存在弹性间隙。钢索的弹性间隙太大，就会使操纵的灵敏性变差。有预紧压力的钢索能减小弹性间隙，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 。

滑轮可以支持钢索和改变钢索的运动方向；扇形轮除了具有滑轮的作用，还可以改变力的大小。

松紧螺套

松紧螺套的功用是调节钢索的预紧力。

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、容易发生共振现象。

传动杆

传动杆的主要失效形式是：共振和失稳。

摇臂

1. 改变力的大小

2. 改变位移的大小

3. 改变速度的大小

4. 改变传动杆运动方向

5. 支撑传动杆

6. 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 。

l 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。实现差动操纵最简单的机构是双摇臂。

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，另一方面又表示克服单位铰链力矩时所需要的杆力大小。

非线性传动机构操纵系统

有助力器的飞机操纵系统

分类

1. 可逆助力机械操纵系统（回力）

2. 不可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），包括比较、放大、执行、反馈

基本组成部分：外筒、传动活塞 和配油柱塞。

性能

1. 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

2. 灵敏性

液压助力器的灵敏性是指它的传动活塞迅速地跟随配油活塞运动的能力。

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一定的差值。

3. 稳定性

在外部扰动作用消失后，能够迅速自动恢复到原来工作状态的能力。

(1) 传动机构连接部分的间隙

(2) 混杂在油液中的空气

(3) 操纵系统的摩擦力

(4) 助力器的密封性

调节飞机操纵性的装置

载荷感觉器

1. 在无回力的助力操纵系统中，为了使飞行员操纵飞机时能从驾驶杆上感受到力，都必须装有载荷感觉器。

2. 载荷感觉器使飞行员有力的感觉，驾驶杆偏离中立位置的行程越大，杆力越大；当飞行员松杆飞行时，还可以使驾驶杆保持在中立位置。

工作原理

当驾驶杆前后运动时，一方面通过助力器去操纵舵面，另一方面带动载荷感觉器的活动杆向一边移动，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

电传操纵保持高可靠性是通过：余度技术。

l 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可靠性指标。

多余度电传操纵系统的主要要求有哪些？

Ø 表决和监控： 判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

Ø 故障隔离： 如果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

Ø 双故障保护： 如果某一输入信号出现故障，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

1. 失速警告系统

2. 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

座舱空气调节系统

气密座舱的类型

(1) 再生式

(2) 大气通风式

l 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

（1）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。

（2）座舱压力降法

压力降法又称压差检验法。在规定的时间内测定压力降低值；或者是座舱压力降低至规定的压力值时，测定相应的时间。在所研究的时间内座舱的空气温度可视为不变。

l 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情况，目前，对于大、中型旅客机，普遍采用的是压力降法。

气源系统

座舱通气换气条件及要求

(1) 通风换气量

每小时的通风换气次数不能少于25~30次

(2) 空气流速

一般客舱内的空气流速为0.2m/s

(3) 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

1. 主要来源是发动机压气机引气；

2. 在地面和空中的一定条件下可以使用APU引气；

3. 在地面还可以使用地面气源。

l APU引气的主要用途是在地面启动发动机。

主要用途

1. 飞机座舱的空调与增压

2. 飞机机翼前缘与发动机进气道的热气防冰

3. 发动机启动用气源

4. 燃油及液压油箱等系统的增压

气源系统的调节与控制

为了减少气源系统供气参数的波动，保证空调系统工作可靠，在发动机压气机的引气管路上设置了相应的控制和调节装置，从而使得空调组件的进口压力、温度及流量在规定的范围之内。

引气系统的压力调节

引气系统常用的压力调节装置是通过之机构改变供气管路中活门的开度来保证引气的压力为一定值，或使得冷却涡轮前后的压力比基本保持为常数，其调节器分别称为绝对压力调节器或涡轮膨胀比调节器。

现代飞机所用的引气压力调节装置多为电控气动式，而且常与引气开关装置合为一体，构成引气压力调节与关断活门。

引气系统的温度调节

许多现代客机上都采用了引气温度控制装置，即利用预冷器来降低发动机的引气温度。引气温度控制系统是由预冷器和预冷器控制活门两大部分组成。

引气预冷器的冷源为发动机风扇引气或冲压空气。来自发动机压气机的高温空气通过预冷器后，控制其温度在一定范围之内。供气温度控制方法一般是利用调节预冷器冷却空气调节活门的开度来达到，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。

引气系统的流量调节

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节器（组件流量控制活门），以控制供入制冷组件的空气量。

现代客机上的引气流量调节一般采用的是节流法，在气源系统至空调组件前的管路上及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

为什么会出现波动？

原因就是超调，调节过后需要等待△T时间才能达到稳定。

l 影响的两个因素是冷热温度差（无法改变）和活门转速。

l 减小波动的办法就是减小活门的转速。

座舱制冷系统

飞机上采用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采用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行制冷。

1、简单式空气循环制冷系统（涡轮风扇式）

发动机或座舱增压器引出的高温高压空气，先经过初级热交换器和第二级热交换器冷却，然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，先经过初级热交换器预冷后再次被压缩，并经过第二级热交换器，然后流入冷却涡轮，在冷却涡轮中空气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行冷却，也可以使用燃油或其他冷源。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，与简单式制冷系统相比，显著改善了系统的性能；

② 系统可以以很高的效率提供所需的制冷量；

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提供额定的制冷量；

④ 为保证系统在地面具有制冷能力，装有专门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，在热交换器的冲压空气边装设风扇。同时也解决了简单式空气循环系统的高空涡轮超转的问题。

４、带有湿度控制的空气循环制冷系统

现代许多飞机上采用的是高压除水系统。

高压水分离器安装在涡轮冷却器进口之前、冷凝器之后，也就是说，湿空气通过冷凝器之后，由于冷凝器传热表面的温度低于空气的露点温度，所以空气中的水蒸气被凝结出水分来，通过高压水分离器后，绝大部分析出的水分被分离出来。

(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来吸收空气中的热量，它可使系统中的空气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，成为高压液体，经膨胀阀后，低压液态的氟利昂进入蒸发器，在蒸发器内吸收空调空气的热量，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，有良好的冷却能力；

③ 高空高速飞行时有良好的经济性，节省燃油。

(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

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。

座舱空气的湿度调节

除水方法及装置

在空气循环制冷系统中，一般均利用水分离器进行除水。

水分离器可装载涡轮入口的高压区，可以装在涡轮出口的下游低压区。前者叫做高压除水，后者叫做低压除水。

低压除水的水分离器主要有两种形式：运动式水分离器或称旋转式水分离器，以及机械式水分离器。

对于蒸发循环制冷系统来说，除湿问题就大大简化了。

座舱温度控制的基本原理和基本方法

基本原理：座舱温度控制系统的主要作用原理是调节舱内本身的空气温度。

基本方法

控制座舱空气温度的办法是改变座舱供气温度，而控制供气温度的方法是控制供入座舱的热空气和冷空气的混合比例。具体来说，有两种基本方法：

1. 纯混合比控制：保持总供气量不变，只改变冷、热气体的流量比例。

2. 旁路控制： 只对热空气流量进行控制。

l 纯混合比控制对压力控制的干扰小，而旁路控制方法的优点是温度控制的动态响应快。

P506图 纯混合比温度控制原理图

冷路活门控制通过冷却组件冷空气的流量

热路活门控制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控制系统的信号

主要有三类

1. 温度选择器来调定温度信号，即要求温度值。

2. 座舱温度传感器来的实际温度信号。

3. 从极限温度传感器来的过热保护信号，以及从管道温度传感器来的管道温度变化速率信号，它能超前反应进入座舱空气的温度，用以减少温度调节的波动。

座舱温度控制系统的类型

(一)入口管道温度控制系统

入口管道温度控制系统是把管道中的空气温度调节到一个固定或选定的数值，然后送入座舱。

(二)出口管道温度控制系统

出口管道温度控制系统不适用于舱内温度控制要求较高的场合。

(三)座舱温度控制系统

座舱温度控制系统的主要作用原理是调节舱内本身的空气温度，而不是调节