飞机结构与系统(看几遍,背背就过)

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n y=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。

●飞机在飞行中的过载值n y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。

●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

●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。

●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

●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。

●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。

●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。

●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。

●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。

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。

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

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。

●收上锁通常采用挂钩式；放下位置通常靠锁支柱锁住。

●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？

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。

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。

●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。

●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。

●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？

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。

●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

●滑移率为15%—25%时，刹车效率最高。

●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。

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。

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。

●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？

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

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

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

●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。

●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。

●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。

●影响的两个因素是冷热温度差（无法改变）和活门转速。

●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。

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，而不是调节入口或出口温度。

座舱温度控制系统的主要附件

(一)温度传感器

(二)温度控制器

1.温度电桥（系统稳定）

2.温升速率电桥（性能）

3.极限温度控制电桥（安全）

(三)其他主要附件

座舱压力控制系统

基本任务

座舱压力控制系统的基本任务就是保证在给定的飞行高度范围内，座舱的压力及其压力变化速度满足人体生理要求。

座舱高度

是指座舱内空气的绝对压力值所对应的标准气压高度。

座舱压力控制的原理

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，对座舱进行空气调节。

●座舱高度要求≤2400米（8000ft）。爬升时，座舱高度上升率≤500ft/min（2.54m/s）；

下降时，座舱高度≤350 ft/min（1.78m/s）

●余压控制是保证飞机飞行时结构安全，不同飞机余压规定值不同，和最大巡航高度有

关。

●对座舱温度的控制是通过改变供气温度和供气量来进行的。因此，为了避免干扰，对

座舱压力是采用改变排气量的办法。排气活门控制排气量。

座舱压力制度

座舱绝对压力、座舱压力对高度的变化关系以及座舱压力对时间的变化率是座舱压力控制中的重要参数。体现了座舱高度与飞行高度的关系。

座舱压力制度的两种类型

１、座舱压力先以相当于海平面的绝对压力保持到某一高度，然后又与外界大气压力保持等压差变化至飞机设计高度。（三段式）

２、座舱压力从一开始就按下列曲线变化（均匀式）

●三段式压力制度曲线由自有通风、等压和等余压三部分组成。

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，又称为座舱调压规律。座舱压力制度表示座舱压力控制系统处于平衡状态时的静态调节特性。目前民航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采用的直线式( 或近似直线式) 压力制度。

( 1 ) 三段式座舱压力制度

三段式座舱压力制度如阁6.5 - 1 所示，飞机从a 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-c 段为不增压段，称为自由通风段，座舱内外压力相同，c点对应飞行高度一般为500m；c-d 段，座舱压力不随飞行高、度变化，保持恒定，称为等压控制段( 恒压段) ，d 点对应飞行高度一般为3,500 m；d-e 段为等余压控制段，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( 一般为6,000 m) ，e 点对应的

座舱高度为2,400 m (8,000 ft)。

三段式座舱压力制度实现简单，但在等余压控制爬升段( 即d-e 段) ，飞机应舱压力仅受座舱余压控制，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( 500 ft/min ) ，飞机本身的爬升率不能过高，即每分钟爬升高度不大于500 ft。所以三段式座舱压力制度只适合于爬升率低的小型飞机采用，飞机从地面爬升到6,000 m ( 20,000 ft) 左右的巡航高度耗时约40 min。实现三段式座舱压力制度可采用气功式压力控制器。

( 2 ) 直线式座舱压力制度

直线式座舱压力制度如图6. 5 - 2 所示，飞机从a 点( 地面) 爬升到b 点( 巡航高度) 时，座舱压力随飞机飞行高度的增加成直线( α-c 线) 关系均匀变化：飞机在未达到巡航高度前，座舱余压缓慢增加，当飞机进入巡航高度时，座舱余压达到座舱余压限制值。

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控制座舱压力变化率，对于巡航时底舱高度不超过8,000 位的飞机，其理论爬升时间为16 min 。所以，爬升率较大的现代民航飞机多采用直线式座舱压力制度。为实现直线式座舱压力制度，应采用电子式压力控制器。

B-737飞机的基本压力制度

如图所示为B-737飞机座舱压力调节的基本规律，左侧曲线的纵坐标为高度，横坐标为时间，称为飞行剖面曲线；右侧曲线的纵坐标为高度，横坐标为环境压力，即标准大气压力曲线。飞机起飞后座舱压力连续变化，只有达到预定巡航高度时才达到余压控制值。

(1)座舱压力调节的三个主要参数是座舱压力、座舱压力变化率、座舱余压。

(2)座舱压力制度可以有多种不同的表达方式。

(3)座舱压力的调节规律可以归纳为自由通风区、等绝对压力区、等余压调节区等，每种飞

机的座舱压力调节规律可以由其中几种组成。

座舱压力控制系统的类型

气动式、电控气动式、微机电动式

(一)气动式座舱压力控制系统

1、气动式座舱压力调节装置的基本结构

气动式座舱压力调节装置包括压力调节盒(控制结构)和排气活门(执行机构)两个基本部分。

气动式压力控制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——绝对压力

余压膜盒——感受压差

(1)自由通风区

(2)等绝对压力调节区

(3)等余压调节

(4)座舱压力变化率的控制

(二)微机电动式座舱压力控制系统

组成和功能

飞机的座舱增压系统分为正常压力控制和非正常压力控制两大部分。

正常压力控制具有四种工作模式：自动模式、备用模式、人工交流模式和人工直流模式。 所有工作模式都通过调节排气活门的位置保持座舱压力为要求值。

非正常情况下的压力控制由外释压活门(即安全活门)、内释压活门(负压活门)作为执行元件。自动工作模式

1.驾驶员在压力控制面板上，通过“着陆高度”旋钮设置着陆机场的高度

2.通过“飞行高度”旋钮设定飞机的巡航高度。

3.起飞和着陆信号是由起落架的“空中/地面”感应电门自动给出的。

737NG飞机结构与起落架复习资料

737NG飞机结构与起落架复习资料 一、填空题 1、可用下列标注尺寸在机身上查找部件：机身站位线、机身纵剖线、水线。 2、垂直安定面有四个基准尺寸：垂直安定面站位、垂直安定面前缘站位、方向舵站位、垂直安定面水线 3、飞机有八个主要分区帮助查找并识别飞机部件和零件：100－下半机 身、200－上半机身、300－机尾、400－动力装置和吊舱支柱、500－左机翼、600－右机翼、700－起落架和起落架舱门、800－舱门 4、发动机工作时周围的危险：进气吸力、排气热量、排气速度、发动机噪音。 5、飞行操纵系统包括：主操纵系统、辅助操纵系统。 6、驾驶舱内的主要面板：P1机长仪表板、P2中央仪表板、P5前顶板、 P5后顶板、P7遮光板、P3副驾驶仪表板、P9前电子面板、控制台、P8后电子面板。 7、在控制台上的操纵和指示装置包括以下部件：前油门杆、反推油 门杆、速度刹车手柄、水平安定面配平轮和指示器、停留刹车手柄和指标灯、襟翼手柄、安定面配平切断电门、起动手柄。 8、737NG飞机液压动力系统由：主液压系统、地面勤务系统、辅助 液压系统、液压指示系统组成。 9、备用液压系统是一个必备系统，为以下部件提供备用液压动力：方向舵、前缘襟翼和缝翼、两个反推装置 10、备用油箱低油量电门在油箱内油液少于50%时，向位于驾驶舱内飞行操纵面板上的琥珀色备用液压低油量灯发送信号，使灯点亮。 11、当飞行控制面板上的任一盏琥珀色灯亮时，主警告灯和位于系统通告面板（P7）上的飞行控制灯也会点亮。 12、当油泵压力低于1300 psi时，液压系统A和B的发动机驱动泵（EDP）和电动马达驱动泵（EMDP）的琥珀色油泵低压指示灯会点亮。当液压压力高于1600psi时，琥珀色低压指示灯熄灭 13、利用地面勤务车为系统增压时，首先必须卸掉液压油箱的压力 14、在起落架上安装下位锁销可确保外力不使起落架开锁。

工技大飞机结构习题

一、判断题（正确的请打√，错误的请打×） 1．飞机在不稳定气流中飞行时的外载荷主要受到水平与垂直突风的影响，其中水平突风对升力产生明显的影响。（×） 2．由蒙皮和桁条传给翼肋的力可以合成一个垂直向上的合力△Q，它作用在压力中心上，而压力中心与刚心通常是重合的。（×） 3．机身的隔框可分为普通隔框和加强隔框两种，普通隔框的功用是形成与保持机身外形、提高蒙皮的稳定性以及承受局部空气动力；加强隔框除了具有普通隔框的功用外，主要是承受和传递某些大部件传来的集中载荷（√） 4. 现代飞机一般都采用腹板式翼梁，它由缘条和腹板等组成。主要功用是承受弯矩和 剪力，为了减轻机翼结构重量，梁的缘条和腹板的截面积一般都是沿展向逐渐变小。 （√） 5. 桁梁式机身由几根较强的大梁、弱的桁条、较薄的蒙皮和隔框组成，机身弯曲时， 弯矩引起的轴向力主要由大梁承受。（√） 6. 增压空气压力对旅客机机身结构形成了较大的增压载荷，增压载荷不具有重复载荷 的性质，不会影响到机身结构的疲劳寿命。（×） 7. 油气式减震器主要利用气体的压缩变形吸收撞击动能，利用油液高速流过小孔的摩 擦消 耗能量。（√） 8. 机轮滚动时接触面前半部压力增大，后半部压力减小，地面反压力的合力必然向前 偏移而形成机轮的滚动阻力Pe。（×） 9. 飞机在垂直平面内作曲线飞行时，作用于飞机的外力是升力、重力、推力和阻力， 近似认为这些力都是通过飞机的重心且相互平衡，即： Y0=G ； P0=XO 。（×）10．飞机的安全系数越大，说明飞机的结构强度越富裕，但它对飞机的结构重量和飞行性能没有明显的影响。（×） 11. 梁式机翼主要受力构件是翼梁，具有便于开舱口，生存力较强的特点，但与机身连 接比较复杂。（×） 12. 在飞行中机身表而虽然也要承受局部空气动力，但与机翼相比，机身的大部分表面 承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力是沿横截面周缘大致对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其他部分。（√）

第一章 飞机结构

第一章- 飞机结构 摘要：飞机结构是第一章，主要讲述了飞机的机身，机翼，尾翼，起落架，和发动机这几个主要结构部分。 根据美国联邦法规全书(CFR)第14篇第一部分的定义和缩写，飞行器(Aircraft)是一种用于或者可用于飞行的设备。飞行员执照的飞行器分类包括飞机(Airplane)，直升机，气球类(lighter-than-air)，动力升力类(powered-lift)，以及滑翔机。还定义了飞机(Airplane)是由引擎驱动的，比空气重的固定翼飞行器，在飞行中由作用于机翼上的空气动态反作用力支持。本章简单介绍飞机和它的主要组成部分。主要组成部分 尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身，机翼，尾翼，起落架和发动机。 机身

机身包含驾驶舱和/或客舱，其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。另外，机身可能也提供货舱和其他主要飞机部件的挂载点。一些飞行器使用开放的桁架结构。桁架型机身用钢或者铝质管子构造。通过把这些管子焊接成一系列三角形来获得强度和刚性，成为桁架结构。图1-2就是华伦桁架。 华伦桁架结构中有纵梁，斜管子和竖直的管子单元。为降低重量，小飞机一般使用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。 随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。在某些情况下，外壳可以支持所有或者一主要部分的飞行载荷。大多数现代飞机使用称为单体横造或者半单体构造的加强型外壳结构。单体横造设计使用加强的外壳来支持几乎全部的载荷。这种结构非常结识，但是表面不能有凹痕或者变形。这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。然而，如果罐壁上只有一点凹痕，那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。实际的单体造型结构主要由外壳，隔框，防水壁组成。隔框和防水壁形成机身的外形。如图1－3 由于没有支柱，外壳必须足够的坚固以保持机身的刚性。这样，单体造型结构有一个重要的问题，在保持重量在允许的范围内同时要维持足够的力量。由于单体设计的限制，今天的大多数飞机使用半单体造型结构。 半单体造型结构使用飞机外壳可以贴上去的亚结构，亚结构由隔框和不同尺寸的防水隔壁以及桁条组成，通过来自机身的弯曲应力来加固加强的外壳。机身的主要部分也包括机翼挂载

飞机结构与系统复习资料：飞机结构基础

1.载荷系数的定义 用倍数的概念来表示飞机实际外力同重力之间的关系，是一个相对值。 表示飞机质量力与重力的比率。 2.飞行状态下和起飞着陆状态下载荷系统的区别 3.什么是疲劳载荷？飞机上典型疲劳载荷有哪些？ 飞机长期使用---所受载荷多次重复---形成疲劳载荷。这种作用会导致结构的疲劳破坏。 主要类型：1）突风载荷2）机动载荷3）增压载荷4）着陆撞击载荷5）地面滑行载荷6）发动机动力装置的热反复载荷7）地-空-地循环载荷8）其他 4.什么是载荷谱？ 飞机在使用过程中结构承受载荷随时间的变化历程。 5.机身功用及外载，什么是增压载荷 1）安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物； 2）将机翼、尾翼、起落架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。 增压载荷：增压舱内的空气压力与周围大气空气压力之差。 6.机身结构设计首要要求 1) 需满足众多使用要求（最主要）； 2) 总体协调性要好，这样有利于飞机减重； 3) 保证结构完整性前提下的最小重量要求； 4) 合理使用机身的有效容积，保证飞机性能； 5) 气动力要求主要是减小阻力； 6) 装载多，本身结构复杂，故对开敞性（便于维修）要求更高； 7) 良好的工艺性、经济性要求； 7.机身主要构件及其受力特性 8.机身典型受力型式及其特点 桁梁式：结构特点：有若干桁梁(如四根)，桁梁强；长桁少且弱，甚至可以不连续；蒙皮薄。 受力特点：机身弯曲引起的轴向力主要由桁梁承担；剪力由蒙皮承担。在桁梁间布置大开口而不会显著影响机身抗弯强度和刚度。 桁条式：结构特点：无桁梁；长桁密且强；蒙皮较厚。 受力特点：机身弯曲引起的轴向力主要由桁条和较厚蒙皮组成的壁板承担；剪力由蒙皮承担。不宜大开口，抗弯、扭刚度大；蒙皮局部变形小，有利于改善气动性能。 硬壳式：结构特点：无桁梁，无桁条；蒙皮厚，与少数隔框组成机身。 受力特点：机身总体弯、剪、扭引起的全部轴力和剪力由厚蒙皮承担；隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮、承担框平面内的集中力。不宜大开口，机身实际应用很少，只适于局部气动载荷较大，要求蒙皮局部刚度大的部位，如机头、尾锥等。 9.开口与口盖的分类 开口的分类：通常按尺寸分为：大开口、中开口和小开口。 口盖的分类（1）按使用特性：快卸口盖；一般口盖 （2）按受力特性：不受力口盖；只承受口盖上局部气动载荷，并传给基体结构；受剪口盖；受轴向力口盖。 10.飞机上常用的材料有哪些 铝合金；镁合金；钛合金；刚。

《飞机构造基础》试题库(含结构)

<<飞机构造基础>> 1.飞机结构包括哪些基本种类（） A主要结构和次要结构 B主要结构和重要结构 C重要结构和次要结构 D重要结构和其它主要结构 2.低速飞行时的飞机阻力包括( ) A摩擦阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力 B摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、激波阻力 C摩擦阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力 D摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力 3.以下哪项不属于结构力( ) A轴力 B剪应力 C扭矩 D弯矩 4.根据机翼在机身上的相对位置，以下哪项属于机翼的总体构型( ) A上单翼、中单翼、下单翼 B上反翼、中反翼、下反翼 C单翼机、双翼机、三翼机 D后掠翼、平直翼、前掠翼 5.以下哪项不属于机翼上的辅助操纵面( ) A缝翼 B襟翼 C扰流板 D升降舵 6.飞机在正常平飞情况下，机翼结构的上壁板沿展向承受( ) A拉力 B压力 C剪力 D弯矩 7.以下哪项不属于机身的主要作用( ) A装载机组、旅客、货物 B将机翼、尾翼、起落架等其它飞机结构部件连成一个整体 C保持流线型外形以减少飞行阻力

D是辅助动力装置（APU）等其它机载设备的载体 8.半硬壳结构形式机身的基本结构元件包括( ) A蒙皮、隔框、长桁 B蒙皮、隔框、龙骨梁 C蒙皮、长桁、龙骨梁 D蒙皮、隔框、龙骨梁 9.雷达罩位于机身哪个区域( ) A机身上半部分前部 B机身下半部分前部 C机身上半部分顶部 D机身下半部分底部 10.金属粘接类机身蒙皮止裂带不包括( ) A蒙皮整体化学铣切类 B冷粘接类 C热粘接类 D粘接后化学铣切类 11.飞机水平直线飞行时，平尾结构的上壁板沿展向承受( ) A拉力 B压力 C剪力 D弯矩 12.飞机载重与平衡问题分不包括那种类型( ) A超过最大载重 B重心太前 C重心太后 D操纵困难 13.飞机最大重量指( ) A经过核准的飞机及其载重的最大重量 B飞机着陆所允许的最大重量 C飞机开始起飞时所允许的最大重量 D飞机在停机坪停机时所允许的最大重量 14.以下哪项不属于飞机称重前的准备工作( ) A清洗飞机 B对燃油系统放油直到油量指示为零 C排空液压油箱及滑油箱 D排空饮用和洗涤水箱以及厕所

飞机结构与系统(上篇)m11精华版

第1章飞机结构 1.1飞机结构的基本概念 1.飞机结构基本元件及结构件 1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。 ①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。 ②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。 ③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。 2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。 3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目 2.飞机结构适航项要求 飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。 1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。 CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。 2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。 CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。 如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。 4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。 CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。 3.飞机结构疲劳设计 为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。 1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。 2）损伤容限设计 ①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。 ②思想：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的维修使用期限内的增长控制在一定范围内，使结构满足规定的剩余强度要求，以保证飞机的安全性和可靠性。 ③适用范围：缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构，或者是这两种类型的结合。破损安全结构又分为破损安全多路传力结构和破损安全止裂结构。 3）耐久性设计 ①概念：飞机在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。

飞机结构重要知识点(word文档物超所值)

1，航线结构损伤维修特点 ?数量多——雷击，冰雹，鸟撞，勤务车辆、工作梯撞击等?修理周期较长 ?时间紧迫——需要保障航班正常运营, 2.结构维修基本原则 安全性原则——结构持续适航影响结构持续适航性的损伤，必须立即停场进行结构修理 经济性原则——降低维修成本有计划地进行结构修理：不影响结构持续适航性的损伤，不一定立即进行结构修理 3.目前制约航线结构维修的主要因素 航线技术支援基本上为非结构修理专业人员，普遍缺乏基本结构工程技术支援技能，AOG技术支援基本上依靠结构工程师提供，耽误抢修进度。具体表现在：不能正确应用SRM有效过滤允许损伤极限范围内的结构损伤 不能正确报告结构损伤：提供给结构工程师的结构损伤信息不符合要求，难以满足损伤评估以及修理方案制定需要4.结构种类及其含义 飞机结构分为主要结构(primary structure)和次要结构（secondary structure)两大类 主要结构：传递飞行、地面或者增压载荷的结构。 主要结构包含重要结构（PSE/SSI)和其它主要结构。 重要结构指传递飞行、地面或者增压载荷的关键结构

件或者关键结构组件。重要结构件一旦失效，将导致 飞机灾难性事故 次要结构：仅传递局部气动载荷或者自身质量力载荷的结构。 次要结构失效不影响结构持续适航性/飞行安全。大 多数次要结构主要作用为保证飞机气动外形、降低飞 行时空气阻力。例如翼-身整流罩。 5.门的种类及用途 登机门/勤务门：登机门和勤务门分别为旅客和机组和勤务人员接近客舱内部的通道口。 应急门：紧急出口指紧急情况下的撤离出口 货舱门：用以接近货舱内部区域。 登机梯门：放出后，该梯能形成通道供旅客和机组进入或离开飞机 前设备舱门（Forward access) 电子设备舱门(Electronic equipment compartment) 各种检查盖板（Access Doors）各种勤务盖板（Service Doors）驾驶舱门（Fixed Interior Doors） 6.门的主要/重要结构和次要结构、作用 主要/重要结构：门的蒙皮、结构、止动座和止动销 次要结构：各种检查盖板，各种勤务盖板，驾驶舱门门的蒙皮和结构：

民航—飞机结构与系统-----复习资料

基本名词： 1、飞机过载：就是飞机在某飞行状态的升力与重力的比值。 4、飞机结构强度试验包括哪些内容？ 飞机结构强度试验包括静力试验、动力试验和飞行试验。 5、简述结构安全系数确定的基本原则。 原则是既保证结构有足够的强度，刚度又使重量最轻，目前飞机的受力结构主要使用铝合金材料，其强度极限约为比例极限的1.5倍。 6、薄壁结构：骨架加蒙皮，以骨架为基础的一种结构形式，强度、刚度大，重量轻，广泛应用在飞行器上。 7、机翼激振力：机翼扭转产生加剧弯扭振动的附加升力。 8、主操纵系统：是实施对副翼、升降舵和方向舵的操纵，供飞行员操纵飞机绕纵轴、横轴和立轴转动，改变或保持飞机的飞行状态。 10、增升装置：提高飞机起降（低速）时的升力特性的装置，主要有前缘襟翼和后缘襟翼 11、操纵力感觉装置：操纵力感觉装置也叫载荷感觉器或加载机构，是为操纵杆提供定中力和模拟感力的装置。 12、座舱热载荷：维持座舱内温度恒定时，单位时间内传入或传出座舱的净热量为座舱热载荷。 13、气动除冰——气动除冰是机械式除冰的一种，气动法是给结冰翼面前缘的除冰带充以一定压力的空气，使胶带膨胀管鼓起而破碎冰层。 14、气热防冰——将加热的空气充入防冰管道，加热翼面，从而防止结冰的一种方法。 15、液体防冰——将冰点很低的液体喷洒在防冰部位，使其与过冷水滴混合后冰点低于表面温度而防止结冰 16、国际防火协会将着火分为三类： A类指的是：纸、木材、纤维、橡胶及某些塑料等易燃物品。 B类指的是：——汽油、煤油、滑油、液压油、油脂油漆、溶剂等易燃液体着火着火；

C类指的是：——供电与用电设备断路、漏电、超温、跳火等引发的着火；基本概念： 4、飞机过载包括设计结构强度时规定的设计过载、飞行时允许的使用过载和随飞行状态变化实际过载。 5、为检查飞机结构在设计的使用条件下能否达到设计的承载能力，必须进行强度刚度试验，刚度试验包括静力试验、动力试验和飞行试验。 6、飞机载荷按其产生及作用特点可分为飞行载荷、地面载荷和座舱增压载荷。 7、飞行载荷按其特点分为平飞载荷、曲线飞行载荷与_突风载荷。 8、现代飞机机身都是骨架加蒙度以骨架为基础的薄壁结构。 9、飞机上发生的振动主要有飞行姿态的振荡与_结构的振荡。 10、机翼的结构型式有梁式机翼、单块式、多腹板式和夹层与整体结构机翼。 11、为防机翼弯扭颤振发生，设计规定，飞行中允许的最大速度V 最大应比V 临界 小20% 左右。 12、飞机结构失效故障多数是构件裂缝，裂缝产生的主要原因则是结构材料的疲劳与腐蚀。 13、飞机起落架系统的结构型式包括_构架式、支柱套筒式和摇臂式几种。 14、起落架常见的配置形式为前三点、后三点和自行车式。 15、常用的飞机刹车系统有三种类型：独立刹车系统、液压增压刹车系统和动力刹车控制系统。 16、按刹车装置的组成及工作特点：主要型式有弯块式、胶囊式与_园盘式。 17、按刹车装置组成及工作特点，主要型式有弯块式、胶囊式、园盘式。 18、飞行主操纵系统主要有无助力操纵系统和助力操纵系统两种型式。前者适用于小型低速飞机，后者适用于大中型高速飞机。 19、飞机主操纵系统由方向舵、副翼、升降舵或全动平尾组成。 20、飞机单液压源系统一般仅用于传动起落架收放，有的飞机也同时用于传动襟翼收放。 21、由于干线运输机速度大，舵面枢轴力矩也随之增大，所以，目前绝大多数民用运输机都采用液压助力式操纵操纵。

A380飞机结构的先进材料和工艺

A380飞机结构的先进材料和工艺 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审（符合检查和维修标准）。 A380结构设计准则（见图1）。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度（当裂纹产生时）将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑 材料的损伤容限性能。 压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采 购问题。 1. 新型且先进的金属材料 从A380选材的分布来看（见图2），铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。 尤其是在A380机翼部位（机翼的80%以上是铝合金材料）要提高性能。

A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量； ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美； ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金；钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂 架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架 之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。

飞机结构与系统(看几遍,背背就过)

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n y=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。 ●飞机在飞行中的过载值n y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。 ●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 ●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。 ●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

现代飞机结构与系统

1. 飞机载荷是指 A:升力. B:重力和气动力. C:道面支持力. D:飞机运营时所受到的所有外力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 2. 飞机大速度平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 3. 飞机小速度大迎角平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 4. 飞机在水平面内作等速圆周运动时,其所受外力为 A:升力、重力、推力、阻力、向心力. B:升力、重力、推力、阻力不平衡,其合力提供向心力. C:所受升力随坡度增大而增大. D:B和C都对. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 5. 双发飞机空中转弯的向心力由 A:飞机重力提供. B:机翼升力提供. C:发动机推力提供. D:副翼气动力提供. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 6. 飞机转弯时的坡度的主要限制因素有 A:飞机重量大小. B:飞机尺寸大小. C:发动机推力、机翼临界迎角、飞机结构强度. D:机翼剖面形状. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 7. 某运输机在飞行中遇到了很强的垂直上突风,为了保证飞机结构受载安全,飞行员一般采

用的控制方法是 A:适当降低飞行高度. B:适当增加飞行高度. C:适当降低飞行速度. D:适当增大飞行速度. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 8. 飞机平飞遇垂直向上突风作用时,载荷的变化量主要由 A:相对速度大小和方向的改变决定. B:相对速度大小的改变决定. C:相对速度方向的改变决定. D:突风方向决定. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 9. 在某飞行状态下,飞机升力方向的过载是指 A:装载的人员、货物超过规定. B:升力过大 C:该状态下飞机升力与重量之比值. D:该状态下飞机所受外力的合力在升力方向的分量与飞机重量的比值. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 10. 飞机水平转弯时的过载 A:与转弯半径有关. B:与转弯速度有关. C:随转弯坡度增大而减小. D:随转弯坡度增大而增大. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 11. n设计与n使用的实际意义分别是 A:表明飞机结构承载能力和飞机飞行中的受载限制. B:表明飞机飞行中的受载限制和飞机结构承载能力. C:表明飞机结构的受载限制和飞机飞行中实际受载大小. D:表示飞机结构承载余量和飞机飞行中实际受载大小. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 12. 飞机在低空飞行或起飞、着陆过程中如遇到垂直方向突风,则应注意A:因飞机升力突增而受载增大. B:因飞机升力突减而掉高度太多,可能导致下俯接地. C:因飞机阻力突增而失控. D:因发动机功率突减而减速. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 13. 在机翼内装上燃油,前缘吊装发动机,对机翼结构 A:会增大翼根部弯矩、剪力和扭矩.

飞机结构与系统试题(doc 160页)

M11飞机结构与系统1709+114 1 下列哪个是LOC频率 3 110.20MHz 112.35MHz 110.35MHz 117.30MHz 2 如果左、右两个显示管理计算机（ＤＭＣ）同时故障，可以通过控制选择开关使显示的结果为： 4 只有机长的PFD和副驾驶的ND显示信息只有机长和副驾驶的PFD显示信息 只有机长和副驾驶的ND显示信息机长和副驾驶的PFD和ND均有显示 3 飞机在进近阶段，自动油门工作在2 N1方式MCP的速度方式拉平方式慢车方式 4 当飞机以恒定的计算空速（CAS）爬升时，真空速（TAS）将（） 3 保持不变。减小。增大。先增大后减少。 5 "一架大型运输机在飞行的过程中,如果备用高度表后的气管松脱,那么高度表指示的是( )" 2 飞机的气压高度。外界大气压力所对应的气压高度。 飞机的客舱气压高度。客舱气压。 6 下列关于“ADC压力传感器”的叙述哪个正确？ 1 在DADC中，静压和全压使用相同类型的传感器。 在模拟ADC中和DADC中使用相同类型的压力传感器。 在DADC中，仅使用一个传感器来测量静压和全压。 "在DADC中,压力传感器可单独更换。" 7 高度警告计算机的输入信号有：134 大气数据计算机的气压高度信号无线电高度信息 自动飞行方式控制信息襟翼和起落架的位置信息 8 如果EFIS测试结果正常，则显示器上显示的信息有：234 系统输入信号源数字、字母和符号 系统构型（软、硬件件号）光栅颜色 9 在PFD上，当俯仰杆与飞机符号重合时，飞机可能正在（）1234 平飞爬升下降加速 10 当ND工作在ILS方式时，显示的基本导航信息有（）123 风速和风向飞机的航向地速航道偏差 11当EICAS警告信息多于11条时，按压“取消”电门 4 具有取消A级警告功能具有取消A级和B级警告功能 具有锁定信息功能能取消当前页B级和C级信息，具有翻页功能 12 EICAS计算机的I/O接口接收的信号输入类型，包括 4

飞机结构与系统思考题(1-3章)

飞机结构与系统思考题 一. 概述 1. 该型飞机基本机体（机身机翼尾翼）概况？从几个方面概括？ 2. 飞机起落架、系统和座舱等概况？ 3. 该型发动机概况？推力大小？ 4. 飞机武器装备及机载设备概况？ 5. 该型飞机的基本几何参数？（机长、翼展、机高、长径比、进气道直径、机翼面积、前缘后掠角、副翼最大偏转角、襟翼最大放下角度、调节锥最大伸出量、水平尾翼向上下偏转角、后掠角、垂直尾翼面积、后掠角、方向舵最大偏转角、空机重量、最大起飞重量、最大使用M数、静升限、实用升限、上升率、最大航程、最大续航时间、离地速度、着陆速度、起飞滑跑距离(加力状态，带副油箱)、着陆滑跑距离（放着陆减速伞、不放着陆减速伞）、最大使用过载） 二. 第一章机体 1. 机体组成、机翼组成？ 2. 翼梁的组成、材料、承载特点、与机身的连接方式？ 3. 翼肋的组成、材料、作用、结构？ 4. 蒙皮的厚度与安装位置？ 5. 整体壁板的构造、安装位置、作用？什么是化学铣切？ 6. 机翼油箱的构成？ 7. 机翼与机身的连接方法与连接点？ 8. 机翼设备与座舱的分布？ 9. 襟翼的作用、构造、与机翼连接方法与动作传递方法？ 10. 副翼的作用、构造、与机翼连接方法及动作传递方法？ 11. 尾翼组成、垂直尾翼组成、水平尾翼组成？ 12. 垂直安定面的构造、承载特点、翼尖安装的部件及与机身的连接？ 13. 方向舵的构造及与垂直安定面的连接方法？ 14. 水平尾翼的构造、与机身连接方法、活动方法？ 15. 水平尾翼转轴的构造与连接方法？ 16. 机身的组成、机身前段的构造？ 17. 隔框的作用、机身前段隔框的构造、作用？ 18. 机身前段梁的作用与构造？ 19. 机身前段蒙皮与长桁的作用与构造？ 20. 机头罩的构造与材料？ 21. 调节锥的调节方法与构造？ 22. 机身后段的基本构造？ 23. 机身后段为什么没有梁？ 24. 机身各舱位的布局？

《涡轮发动机飞机结构与系统》(电气与电子系统)习题

《涡轮发动机飞机结构与系统》（飞机电气与电子系统）习题集 一、填空题 1.铅蓄电池的容量与_________________有关。 2.当主电源为交流电源时，二次电源的变换器件是_________________。 3.无刷交流发电机实现无电刷的关键部件是采用了_________________。 4.三相交流发电机的相序取决于_________________和发电机输出馈线的________________。 5.PWM型晶体管调压器的调压方法是改变_________________的时间。 6.电源系统中的差动保护区间是发电机电枢绕组及输出馈线的_________________。 7.在变压整流器中输入滤波器的作用是_________________。 8.静止变流器的作用是把低压直流电变为_________________。 9.飞机灯光照明系统包括机内照明、机外照明和_________________。 10.民用飞机上发动机和APU舱防火都采用_________________和_________________。 11.飞机客舱内采用的灭火方式是_________________。 12.飞机防冰系统中放射性同位素结冰信号器的组成_________________、放大器和_________________。 13.风档玻璃的防冰主要采用_________________。 14.对无线电系统来说，_________________实际起着运载低频信号的运输工具作用，所以称为载波。 15.甚高频系统的有效传播距离一般限于视线范围，且与_________________有关。 16.选择呼叫系统用于供地面塔台通过高频或_________________通信系统呼叫指定的飞机。 17.为了利用卫星通信系统实现全球通信，必须配置_________颗等间隔配置的静止卫星的信号。 18.与惯性导航系统相比，无线电导航系统的最大优点是____________不会随飞行时间的增加而增大。 19.ILS系统由________________、下滑信标和_______________三个分系统组成，以保障飞机的安全着陆。 20.机载指点信标接收机所接收的是_________________信号。 21.无线电高度表所发射的是_________________或脉冲信号。 22.近地警告系统发出警告的工作方式是由飞机的构型与_________________等因素决定的。 23.大气数据计算机根据动压计算得到的没有任何补偿的空速称为_________________。 24.陀螺的支点是指自转轴、内框轴和外框轴的轴线的_________________。 25. 在惯性基准系统的完成对准前，必须将_________________输入系统。 26.飞行数据记录器可记录最后_________________小时的飞行数据。. 27.蓄电池在飞机上的功能是用作__________________。 28.飞机上常用的交流电网形式是__________________。 29.三级式与两级式无刷交流发电机的区别是有无__________________。 30.两台频率不相等的恒速恒频交流电源并联以后会造成__________________不均衡。 31.在发电机的故障保护装置中设置延时的目的是__________________。 32.飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用__________________和__________________。 33.飞机上火警探测系统中烟雾探测器用于__________________和厕所。 34.对于电器设备、电线或电流引起的C类火最好使用灭火剂是__________________。 35.飞机防冰系统中灵敏度是指当结冰信号器发出结冰信号时所需__________________。 36.气热防冰的结构形式主要包括双层壁式热空气__________________和__________________。 37.无线电通信发射机所发射的是__________________信号。 38.惯性导航系统的突出优点是__________________，不依赖外界系统而进行导航。 39.测距机在__________________时的询问重复频率较高。 40.现代机载气象雷达的MAP工作方式用于观察__________________。 41.GPS工作模式有__________________、__________________、跟踪模式和辅助模式。 42.马赫数的大小决定于__________________，与气温无关。

第一章飞机结构与系统复习题手工改进无答案[]

飞机结构与系统复习题 飞机结构 1、飞机结构适航性要求的主要指标： A、强度、刚度、稳定性与疲劳性能 B、动强度与疲劳性能 C、抵抗破坏与变形的能力 D、安全系数与剩余强度 2、下列飞机结构中属于重要结构的是： (1|2|3) A、机身和机翼 B、尾翼和操纵面 C、发动机和起落架 D、发动机整流罩、背鳍与腹鳍 3、飞机结构安全寿命设计建立的基础是： A、充分发挥结构的使用价值 B、尽量减少结构的重量 C、结构无裂纹 D、允许结构有裂纹 4、飞机结构损伤容限设计思想是： A、承认结构在使用前带有初始缺陷 B、在服役寿命期内设有可检裂纹 C、结构的剩余强度随使用时间保持不变 D、设计出多路传力结构和安全止裂结构 5、飞机结构耐久性设计的基本要求是： (2|3|4) A、结构具有抵抗疲劳开裂、腐蚀、磨损能力 B、结构经济寿命必须超过一个设计使用寿命 C、低于一个使用寿命期内不出现功能性损伤 D、飞机经济寿命必须通过分析和试验验证 6、飞机结构经济寿命： A、结构到修不好的使用时间 B、结构出现裂纹的工作时间 C、结构第一个大修周期的时间 D、执行耐久性试验计划结果的工作寿命 7、现代民用运输机结构采用何种设计思想： A、安全寿命设计 B、耐久性设计 C、损伤容限设计思想 D、破损安全设计 8、飞机结构的强度是： A、结构抵抗变形的能力 B、结构抗腐蚀的能力 C、结构抵抗破坏的能力 D、结构的稳定性 9、损伤容限结构的分类 A、裂纹缓慢扩展结构 B、破损安全结构 C、限制损伤结果 D、1、2正确

10、飞机结构的刚度是： A、结构抵抗变形的能力 B、结构抗腐蚀的能力 C、结构抵抗破坏的能力 D、结构的稳定性 11、现代运输机飞行中所受的外载荷有： A、集中载荷、分布载荷与动载荷 B、重力、升力、阻力和推力 C、升力、重力、推力、阻力和惯性力 D、座舱增压载荷与疲劳载荷 12、飞机飞行过载定义为： A、气动力比重力 B、升力比阻力 C、推力比阻力 D、升力比重力 13、操纵n过载飞机左转弯右发动机过载： A、等于飞机过载n B、等于n-Δn C、等于n+Δn D、等于n±Δn 14、飞机结构安全系数定义为： A、P设计/P使用 B、P破坏/P设计 C、P破坏/P使用 D、n使用/n设计 15、运输机水平转弯过载值取决于： A、转弯速度大小 B、转弯升力大小 C、转弯半径大小 D、转弯坡度大小 16、某运输机飞行过载为3表明： A、飞机垂直平面曲线飞行，升力是重力3倍 B、升力为正是重力的3倍 C、飞机水平转弯过载为3g D、飞机着陆下滑重力是升力的3倍 17、飞机速度－过载包线表示： A、飞行中ny≤n使用最大 B、飞行中q≤q最大最大 C、空速与各种过载的组合 D、1和2正确 18、操纵n过载飞机抬头时头部发动机过载： A、等于n+Δn B、等于n-Δn C、等于飞机过载n。 D、等于n±Δn 19、飞机过载n使用表明： A、飞行中的最大过载值

飞机结构重要资料

单选 1. 直升机尾浆的作用是B A:提供向前的推力B:平衡旋翼扭矩并进行航向操纵 C:提供直升机主升力D:调整主旋翼桨盘的倾斜角 2. 正常飞行中，飞机高度上升后，在不考虑燃油消耗的前提下，要保持水平匀速飞行，则需要采取的措施为D A:降低飞行速度B:开启座舱增压设备C:打开襟翼D:提高飞行速度 3. 2.飞机高速小迎角飞行时，机翼蒙皮的受力状态是A A:上下蒙皮表面均受吸（易鼓胀）B:上下蒙皮表面均受压（易凹陷） C:上表面蒙皮受吸，下表面受压D:上表面蒙皮受压，下表面受吸 4. 3.飞机低速大迎角飞行时，蒙皮的受力状态为C A:蒙皮上表面受压，下表面受吸B:蒙皮上下表面都受吸 C:蒙皮上表面受吸，下表面受压D:蒙皮上下表面都受压 5. 4.垂直突风对飞机升力具有较大的影响主要是因为它改变了C A:飞机和空气的相对速度B:飞机的姿态C:飞机的迎角D:飞机的地速 6. 水平尾翼的控制飞机的A A:俯仰操纵和俯仰稳定性B:增升C:偏航操纵和稳定性D:减速装置 7. 2.飞机低速飞行时要作低角加速度横滚操纵一般可使用C A:飞行扰流板B:内侧高速副翼C:机翼外侧低速副翼D:飞行扰流板和外侧低速副翼 多选 1. 飞机转弯时，可能被操纵的舵面有BCD A:襟翼B:副翼C:飞行扰流板D:方向舵 2. 地面扰流板的作用有AD A:飞机着陆时减速B:横滚操纵C:俯仰操纵D:飞机着陆时卸除升力 3. 对飞机盘旋坡度具有影响的因素有A，B，C，D A:发动机推力B:飞机的临界迎角C:飞机的强度D:飞机的刚度 4. 飞机的部件过载和飞机重心的过载不相等是因为A，C，D A:飞机的角加速度不等于零B:飞机的速度不等于零 C:部件安装位置不在飞机重心上D:飞机的角速度不等于零 5. 梁式机翼主要分为A，C，D A:单梁式机翼B:整体式机翼C:双梁式机翼D:多梁式机翼 6. 从结构组成来看，翼梁的主要类型有B，C，D A:复合材料翼梁B:腹板式C:整体式D:桁架式 7. 机身的机构形式主要有A,C,D A:构架式B:布质蒙皮式C:硬壳式D:半硬壳式 8. 飞机表面清洁的注意事项有A，B，C，D A:按规定稀释厂家推荐的清洁剂与溶剂B:断开与电瓶相连的电路 C:遮盖规定部位，保证排放畅通D:防止金属构件与酸、碱性溶液接触 9. 飞机最易直接受到雷电击中的部位包括A，C，D A:雷达整流罩B:机翼上表面C:机翼、尾翼的尖端和后缘D:发动机吊舱前缘 10. 胶接的优点有: BC A:降低连接件承压能力B:减轻重量、提高抗疲劳能力 C:表面平整、光滑，气动性与气密性好D:抗剥离强度低、工作温度低

涡轮发动机飞机结构与系统

飞机系统 液压系统 1.变量泵为什么要装释压阀？P92 变量泵具有自动卸荷功能，因此设计系统时不用再考虑其卸荷问题。但为了系统的安全，回路上同样需加装安全阀，以防泵内压力补偿活门损坏或斜盘作动筒卡滞时造成系统压力过高。 2.液压系统渗漏检查方法？P129 （一）内漏检查法：流量表法和电流表法。 （1）流量表法操作： 关闭所有关断活门，保持规定压力（用电动泵），读出流量表读书Q0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，读出相应流量Q1，Q2，Q3 …… Qn; 计算各分支系统内漏量: 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （2）电流表法操作： 在电动马达驱动泵的供压线路上加装电流表； 启动、保持系统达到额定压力； 记录初始电流I0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，分别记录相应电量值I1，I2，I3……In; 对照EMDP电流---流量曲线,分别查出对应的Q0，Q1，Q2，Q3 …… Qn； 分别计算每个分支系统的内漏量； 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （二）外漏检查： 接近发生外漏的部件； 清洁部件上外漏的油污； 为系统加压； 测量外漏泄漏速率，根据该机型的放行标准确定是否放行。 3.液压泵功率公式的推导？P92 4.液压油显示"过热"的原因及排除方法？P122

5.液压油滤滤芯分几类？各有什么作用？P115 常见的滤芯有三种：表面型滤芯、深度型滤芯、和磁性滤芯。 表面型滤芯：一般是金属丝编织的滤网，过滤能力低，一般作为粗滤安装在油箱加油管路上 磁性油滤依靠自身的磁性吸附油液中的铁磁性杂质颗粒，应用在发动机滑油系统管路中。 深度滤芯：液流通过的过滤介质有相当的厚度，在整个厚度内到处能吸收污染物。其过滤介质有—缠绕的金属丝网、烧结金属、纤维纺织物、压制纸等。 6.液压油温度与粘度的关系，对总效率的影响？P92 温度过高，会导致油液黏度下降。油液粘度过低时，会增加泵的内漏并降低油液的润滑性，继而导致容积效率和机械效率下降。 温度过低，会导致油也黏度上升。油液粘度过高时，油泵吸油阻力增大，油泵吸油困难，不能完全充满油腔，降低填充效率。黏度过高同样会造成油泵转动阻力增大，并增加流体的流动阻力，降低机械效率。 7.液压保险的作用？P106 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 8.对恒压变量泵，当发动机驱动泵的开关在“开”和“关”位时，泵是怎样工作的?工作原理，开关原理？（124页） 在电门在“开”位时，发动机驱动泵EDP在泵内补偿活门控制下进行供压或进行自动卸荷；当泵发生故障时，将电门扳到“关”位，电磁活门线圈通电，使泵的出口压力在很低的情况下就能推动补偿活门作动，使油泵卸荷，即为“人工关断”。 9.油滤的压差活门控制的是什么参数？怎么控制的？ 压力参数。活门前压力和活门后压力参数差值。 当一定压力时候通过传感器，以电信号方式传递到驾驶舱。注意：可能有人认为可能是地面给人看的那个燃油油滤，其实不然，这个是指驾驶舱的那个。 10.液压系统包括几个部分，各操纵那些部件？ 有两种阐述方法：一种是按组成系统的液压元件的功能类型划分；另一种是按组成整个系统的分系统功能划分。 按液压元件的功能划分： a)动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或者发动机产生的机械能转换成液体的 压力能 b)执行元件：其功能是将液体的压力能转换成为机械能，执行元件包括液压作动筒 和液压马达