B737机型飞机结构综合题
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燃油部分
1.下面的叙述，哪条是正确的?
Ａ、燃油放油活门必须是飞行人员在放油操作的任何阶段都能关闭放油活门。
Ｂ、应急放油时，必须保证排出的燃油不能接触飞机的任何部分。
Ｃ、燃油全部放出不得超过10 分钟。
Ｄ、飞行人员在放油时，任何阶段都能关闭放油活门并排出的燃油不能接触飞机。
D
2.对燃油应急放油系统的最基本要求之一是:
Ａ、应急放油所需要的时间不得超过10 分钟。
Ｂ、燃油必须从两侧翼尖的放油口排出。
Ｃ、燃油必须从机翼根部的放油口排出。
Ｄ、放油时一定不能有起火的危险。
D
3.在大、中型飞机上常用的一种保证燃油供油顺序的方法:
Ａ、两侧机翼油箱供油出口处的单向活门压差低于中央油箱出口处的单向活门压差。Ｂ、中央油箱出口的单向活门压差低于两侧机翼油箱出口处的单向活门压差。
Ｃ、先打开两侧机翼供油泵供油。
Ｄ、先打开中央油箱供油泵供油。
B
4.飞机压力加油系统的操作程序通常标在:
Ａ、燃油加油操纵面板的工作窗盖板上。
Ｂ、机翼下表面的工作窗口附近。
Ｃ、飞机机组检查单上。
Ｄ、地勤人员工作检查单上。
A
5.在应急放油时，为保持飞机的横向稳定性应当使用:
Ａ、两个分开的独立系统。Ｂ、交输系统。
Ｃ、两个相互并联的系统。Ｄ、均衡系统。
A
6.当给飞机抽油时，对后掠翼飞机应当:
Ａ、同时抽出各油箱中的燃油。
Ｂ、先抽掉外侧机翼油箱中的油。
Ｃ、先抽掉中央油箱中的油。
Ｄ、先抽掉内侧机翼油箱中的油，再抽中央油箱中的油。
B
7.使用压力加油方法给飞机加油前，应遵守的一个重要注意事项是：
Ａ、加油车油泵压力必须根据飞机的加油系统事先调好。
Ｃ、在接地前必须把油管先连接好。
Ｄ、飞机上的电气系统必须处于接通位，以便给油量表提供电源。
A
8.在大、中型飞机上从燃油箱向发动机供油都要有一定的顺序，一般的顺序是: Ａ、先使用中央油箱的燃油。
维修基础执照ME 照燃油部分
-2-
Ｂ、先使用两侧机翼油箱的油。
Ｃ、先使用两侧外翼油箱的油。
Ｄ、先使用两侧内侧机翼油箱的油。
A
9.燃油系统的各附件必须搭铁并接地,其目的是:
Ａ、防止漏电。Ｂ、放掉静电。
Ｃ、区别各附件。Ｄ、固定各附件。
B
10.多发动机的飞机燃油系统中使用交输系统的一个目的:
Ａ、为了放掉剩余燃油。
Ｂ、为了减少燃油管路。
Ｃ、为了维持燃油平衡。
Ｄ、为了减少加油的时间。
C
11.给飞机加燃油时必须遵守的一个原则是:
Ａ、断开飞机外部电源。
Ｂ、必须正确识别所要使用的燃油。
Ｃ、所有电门必须放在"关断"位。
Ｄ、所有工作人员必须从机上撤离。
B
12.燃油应急放油系统通常由下述哪种方式完成?
Ａ、通过每边机翼上的公用放油总管和放油口排放。
Ｂ、依靠重力流向两边外侧机翼油箱和通过放油口排放。
Ｃ、由油泵把油泵入交输总管中并通过油箱通气管道排出。
Ｄ、通过每个油箱的各自放油口排出。
A
13.燃油系统中的交输系统能提高飞行安全性是因为
Ａ、允许几个油箱同时向一台发动机泵油。
Ｂ、允许从任何一个油箱向任一台发动机泵油。
Ｃ、放掉各油箱中的残余燃油。
Ｄ、能使任一个油箱的油自动地加油到所需的油量。
Ａ、油滤、电门、活门、操作机构和排放管。
Ｂ、管路、活门、排放管及其操作机构。
Ｃ、油箱、油滤、活门、排放管及操作机构。
Ｄ、流量表、活门、管路、排放管及操作机构。
B
15.用于修理大多数整体油箱的方法是:
Ａ、焊接。Ｂ、铜焊。Ｃ、点焊。Ｄ、铆接。
D
16.浸入型单速离心式燃油泵的额定出口压力如何调节?
维修基础执照ME 照燃油部分
-3-
Ａ、通过对燃油泵内部间隙的调节。
Ｂ、通过油泵下游的第一个单向活门的调节。
Ｃ、通过泵在燃油中浸入的深度调节。
Ｄ、通过电机转速进行调节。
A
17.油箱通气的目的之一是:
Ａ、排出燃油蒸气。
Ｂ、限制燃油箱内外压力差。
Ｃ、消除油泵气塞。
Ｄ、减小油箱内部压力。
B
18.下述哪种气体可用于吹洗飞机燃油箱?
Ａ、氢气。Ｂ、二氧化碳气。
Ｃ、氧气。Ｄ、一氧化碳气。
B
19.为什么主燃油滤要安装在燃油系统的最低处?
Ａ、可代替燃油箱中的沉淀槽。
Ｂ、可以收集燃油中可能存在的少量水分。
Ｃ、可以用于燃油排放。
Ｄ、收集燃油系统中的微生物。
B
20.如果发现从浸入式燃油增压泵的滴油管中滴出过多的燃油则表明: Ａ、油泵叶轮损坏。
Ｂ、油泵电机的封严圈损坏。
Ｃ、油泵与油箱连接处的封严损坏。
Ｄ、油泵出口单向活门堵塞。
Ａ、防止加油时超压。
Ｂ、允许从油箱中抽油。
Ｃ、防止燃油从增压泵处向外流。
Ｄ、便于在增压泵失效时，发动机驱动泵直接从油箱中吸油。
C
22.当检验燃油泵下游的所有活门时，燃油增压泵应当:
Ａ、从系统中拆下来。Ｂ、停止运转。
Ｃ、运转。Ｄ、处于空转状态。
C
23.电子式油量指示系统测得的燃油油量比较精确的原因是:
Ａ、因为它测量的是燃油体积并转换为重量单位指示。
Ｂ、因为对多油箱情况它只需要一个传感器。
Ｃ、因为它直接测量的是燃油的重量容量。
Ｄ、因为飞机的姿态对燃油的指示没有影响。
维修基础执照ME 照燃油部分
-4-
C
24.电子式油量指示系统除电桥电路外其组成还应包括:
Ａ、放大器、指示器和油箱传感组件。
Ｂ、油箱、放大器和指示器。
Ｃ、油箱传感组件、放大器和油箱。
Ｄ、指示器、油箱传感组件和油箱。
A
25.漏油式油尺可以用来测量:
Ａ、油箱内的燃油油量。
Ｂ、燃油系统活门等泄漏量。
Ｃ、燃油系统的泄漏情况。
Ｄ、燃油泵的密封装置泄漏情况。
A
26.在不从燃油系统上拆下的情况下，如何检查燃油关断活门有无内漏?
Ａ、打开燃油箱重力加油口盖，打开燃油增压泵，观查油箱内是否在起气泡。
Ｂ、在燃油泵的下游把油管拆开，通入压缩空气，倾听是否有空气流过的声音。
Ｃ、把该活门置于"关断"位，放掉油滤滤杯内的燃油打开增压泵观察是否有燃油流至滤杯。Ｄ、打开燃油泵，倾听是否有燃油流过的声音。
C
27.飞机燃油系统为什么多使用离心式增压泵?
Ａ、把泵浸入油中节省空间。
Ｃ、浸在油里电机散热好。
Ｄ、流量大、重量轻并且不运转时允许燃油自由流过。
D
28.在喷气式飞机上，用什么方法来确定燃油快要形成冰晶危险状态? Ａ、燃油压力警告装置。
Ｂ、燃油压力表。
Ｃ、燃油温度指示器。
Ｄ、燃油油滤压差指示灯。
C
29.大、中型飞机上从燃油箱向发动机供油均有一定顺序，其目的是: Ａ、防止供油中断。
Ｂ、减小机翼结构受力。
Ｃ、维持飞机横侧稳定性。
Ｄ、保证飞机起飞爬升过程发动机推力。
B
30.在喷气式飞机上，给燃油加温的方法一般是:
Ａ、将发动机引气通到油箱内。
Ｂ、在油滤处使用电加温。
Ｃ、将发动机引气通到燃油加温器中。
Ｄ、利用发动机滑油散热器给燃油加温。
维修基础执照ME 照燃油部分
-5-
C
31.在查找大型飞机燃油系统内漏故障时，哪个文件最有用?
Ａ、燃油系统示意图。
Ｂ、中国民用航空规章。
Ｃ、咨询通报。
Ｄ、附件翻修手册。
A
32.给飞机抽油应该在:
Ａ、接通通讯设备，并与塔台取得联系后进行。
Ｂ、发动机停车后尽快进行。
Ｃ、把飞机拖入机库后进行。
Ｄ、通风良好的室外进行。
D
33.燃油系统内漏检查的方法通常是:
Ａ、进行燃油流量检查。
Ｂ、进行燃油压力检查。
Ｄ、放掉燃油，充入压缩空气进行压力检查。
A
34.燃油系统中使用的供油电磁活门一般是:
Ａ、打开状态电磁线圈通电。
Ｂ、关闭状态电磁线圈通电。
Ｃ、打开和关闭过程电磁线圈都通电，打开和关闭后均断电.
Ｄ、不能使用直流电的。
C
35.什么型式的燃油指示系统，在每个油箱内装有多个传感器? Ａ、电子式。Ｂ、浮子式。Ｃ、机械电气式。Ｄ、机械式。A
36.结构油箱的外部通气口一般装在:
Ａ、机身顶部。
Ｂ、机翼上翼面最高处。
Ｃ、两边机翼通气油箱下翼面。
Ｄ、两边机翼通气油箱上翼面。
C
37.识别喷气发动机使用燃油的类型和等级最可靠的方法是: Ａ、不同类型燃油有不同的颜色。
Ｂ、油车、油罐及加油站的标记。
Ｃ、使用化学粉剂放入油样中看颜色变化情况。
Ｄ、使用试剂纸, 观查颜色的变化情况。
B
38.在检查燃油含水量取样时应当:
Ａ、在燃油泵工作状态下进行。
维修基础执照ME 照燃油部分
-6-
Ｂ、在飞机飞行后马上进行。
Ｃ、在燃油稳定一段时间之后进行。
Ｄ、在油滤处取样。
C
39.检查结构油箱的渗漏和分级的方法是:
Ａ、观查每分钟漏油的滴数。
Ｂ、观查30 分钟内渗漏燃油沾湿的表面区域的大小。
Ｃ、观查10 分钟内渗漏燃油沾湿的表面区域的大小。
Ｄ、观查每10 分钟漏油的滴数。
B
40.对结构油箱渗漏的修理下述说法哪条正确?
Ｂ、用胶接方法修补。
Ｃ、用铆接方法修补。
Ｄ、遵照飞机制造厂家的规范进行修补。
D
41.如果结构油箱出现渗漏，但不是连续渗漏则
Ａ、可以不管。
Ｂ、按飞机应用手册决定是否停飞。
Ｃ、如果并无修理之必要，应记入飞机表格并作定期观查渗漏的发展。
Ｄ、按飞机应用手册决定是否停飞，若无修理必要则应记入飞机表格并定期观察。
D
42.喷气式飞机燃油出现大量溢出时，对溅油区应当:
Ａ、用大量水冲洗。
Ｂ、用灭火剂冲洗。
Ｃ、用砂子覆盖而后清除。
Ｄ、用批准的乳化剂喷洒而后用大量水冲洗。
D__
1.为保护油泵免受超载而损坏，往往装的机械保险装置是
Ａ、热力释压活门。
Ｂ、单向活门。
Ｃ、剪切销。
Ｄ、安全活门。
C
2.卸荷活门与发动机驱动的定量泵结合使用，其目的是
Ａ、防止油流的过度损失。
Ｂ、消除油泵的压力脉动。
Ｃ、在工作系统不工作时, 卸去系统的压力。
Ｄ、在工作系统不工作时, 卸去油泵的工作压力。
D
3.液压系统使用的"供压组件"是
Ａ、比通常的供压系统能提供更大的压力。
Ｂ、指它有一个能产生较大压力的发动机驱动泵。
Ｃ、把所有供压附件安置在一起的组合件。
Ｄ、指它有一个自增压式油箱。
C
4.如果一架飞机液压系统属于定量泵恒压系统，发现比平时卸荷频繁，然而又没有发现不正常的渗漏现象，其最大可能原因是
Ａ、安全活门调节的压力过高。
Ｂ、油箱通气管被堵塞。
Ｃ、油箱中油量过多。
Ｄ、储压器充气压力不足。
D
5.在液压泵工作时，下列哪些原因最可能引起压力表的过大摆动?
Ａ、压力表内的波顿管破裂。
Ｂ、储压器充气压力不足。
Ｃ、供油不足。
Ｄ、系统安全活门卡在关闭位。
C
6.飞机液压供压系统中使用的变流量泵恒压系统
Ａ、一定要用卸荷活门才能保证恒压要求。
Ｂ、由于泵内有压力补偿装置，所以不需使用卸荷活门。
Ｃ、使用安全活门保证在工作系统不工作时，泵出口压力为恒定。
Ｄ、在工作系统不工作时, 泵的出口压力为最小。
Ａ、紫色。
Ｂ、兰色。
Ｃ、绿色。
Ｄ、红色。
维修基础执照ME 照飞机液压系统
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D
8.除去导管以外，组成一个简单的液压系统至少需要的附件为:*
Ａ、作动筒、增压油箱、储压器、选择活门。
Ｂ、油泵、油箱、选择活门、作动筒。
Ｃ、油泵、油箱、安全活门、作动筒。
Ｄ、油泵、选择活门、液压马达、压力表。
B
9.定量泵供压系统，在卸荷时
Ａ、油泵的输出流量最小、压力最大。
Ｂ、油泵的输出流量最大、压力最小。
Ｃ、油泵输出压力等于卸荷活门调定压力。
Ｄ、油泵输出压力由安全活门确定。
B
10.如果在液压系统中，需要调节几个压力控制活门时，应当遵循下列哪些原则？Ａ、首先调节距液压泵较远的活门。
Ｂ、首先调节压力最低的活门。
Ｃ、首先调节压力最高的活门。
Ｄ、各活门相互独立, 故可先调节任何一个。
C
11.下列装在液压系统中的压力控制活门，哪个调节的压力最高?
Ａ、系统安全活门(释压活门)。
Ｂ、热力释压活门。
Ｃ、油泵卸荷活门。
Ｄ、调压活门。
B
12.合成液压油的一个重要特性是
Ａ、低的吸水性。
Ｂ、较高的粘度。
Ｃ、闪点高。
Ｄ、闪点低。
C
Ａ、保证向发动机驱动泵连续供油。
Ｂ、当油泵处于高峰负荷时作为油泵的补充。
Ｃ、当系统中没有部件工作时，卸去油泵的压力。
Ｄ、保证油泵出口压力为恒定。
B
14.在有两个出油口的液压油箱内，一个出口上有时安装一个立管，这个出油口的油是供
向
Ａ、应急系统油泵或正常工作系统油泵的。
Ｂ、应急系统油泵的。
Ｃ、正常工作系统油泵的。
Ｄ、放油活门的。
维修基础执照ME 照飞机液压系统
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C
15.在拆卸一个增压液压油箱的加油口盖前
Ａ、要操纵液压系统某工作系统工作，以释放压力。
Ｂ、要释放油箱中的空气压力。
Ｃ、要释放储压器中的压力。
Ｄ、要断开所有电源。
B
16.下列哪种密封圈适用于磷酸脂基液压油?
Ａ、天然橡胶。
Ｂ、合成橡胶。
Ｃ、异丁橡胶。
Ｄ、氯丁橡胶。
C
17.操纵飞机升降舵用的液压助力器是一个
Ａ、动作筒。
Ｂ、功率伺服机构。
Ｃ、位置伺服机构。
Ｄ、速度伺服机构。
C
18.如果一个飞机液压系统适用MIL-H-5606 液压油，而却加入MIL-H-8446(SKYDROL 500
A/B)液压油将
Ａ、没有影响。
Ｂ、系统将被污染, 密封圈损坏。
Ｃ、系统将被污染, 密封圈不会损坏。
Ｄ、系统不会受污染, 但会损坏密封圈。
19.在维护液压系统时，对拆开的液压导管端头，应当
Ａ、用一块干净的布塞入管口加以封住。
Ｂ、用堵盖或堵塞封住。
Ｃ、用胶带封住。
Ｄ、用标签贴在导管端头处。
B
20.飞机液压供压系统若使用的是变量泵，则
Ａ、工作系统不工作时泵的出口压力受系统安全活门(释压活门)限定。
Ｂ、一般不需装安全活门。
Ｃ、正常情况泵出口最大压力由泵内部的压力补偿活门调定。
Ｄ、一般都装有安全活门，但其调定压力应稍低于泵内的压力补偿活门的调定压力。
C
21.如果飞机液压系统加进了错误的油液, 补救的办法应该是
Ａ、放出油液, 冲洗系统。
Ｂ、放出油液, 更换密封圈。
Ｃ、放出油液, 冲洗系统, 更换受损密封圈。
Ｄ、放出油液并加入正确的液压油。
维修基础执照ME 照飞机液压系统
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C
22.在安装一个修复的手摇液压泵之后, 发现吸油后, 在压油时手柄推不动,可能是因为:
Ａ、手摇泵进口单向活门装反。
Ｂ、活塞密封皮碗方向装反。
Ｃ、手摇泵出口单向活门装反。
Ｄ、手摇泵进口和出口活门都装反了。
C
23.国产航空液压油(如YH-10)或牌号为MIL-H-5606 的液压油它的特性为:
Ａ、浅紫色、合成液压油、耐燃、适用异丁橡胶密封圈。
Ｂ、兰色、植物基类、可燃、适用天然橡胶密封圈。
Ｃ、红色、石油基类、可燃、适用合成橡胶密封圈。
Ｄ、兰色、石油基类、可燃、适用合成橡胶密封圈。
C
24.如果有两个动作筒，它们的有效面积分别为25 平方厘米和37.5 平方厘米,使其推动同样大小的负载，则需要的供油压力为
Ａ、相同。
Ｂ、面积小的压力为面积大的压力的1.5 倍。
Ｃ、面积大的为面积小的压力的1.5 倍。
B
25.液压系统的排气过程是
Ａ、放出管路或附件中的空气。
Ｂ、放出油箱中多余的油液。
Ｃ、放出部分油液以带出混入油中的气体。
Ｄ、放出被污染的部分油液。
C
26.在定量泵供压系统中，哪个附件在传动部分(工作系统)不工作时，让油液返回油箱并使泵的消耗功率最小?
Ａ、安全活门。
Ｂ、卸荷活门。
Ｃ、换向活门。
Ｄ、减压活门。
B
27.确定飞机液压系统中使用的正确油液的依据是
Ａ、管路系统上的颜色标记。
Ｂ、飞机附件手册。
Ｃ、飞机型号合格证数据单。
Ｄ、飞机维护手册。
D
28.当给飞机液压系统加油时，规定油液的种类可由何处给出?
Ａ、维护手册规定。
Ｂ、标在油箱的说明牌上。
Ｃ、标在附件的说明牌上。
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Ｄ、维护手册，标在油箱或附件的说明牌上。
D
29.如果液压油的供油流量为一定时，具有单杆的双向式动作筒的一个特点是：
Ａ、往返行程运动速度相同。
Ｂ、伸出行程要比缩入行程运动速度快。
Ｃ、伸出行程要比缩入行程运动速度慢。
Ｄ、缩入行程输出力比伸出行程输出力大。
C
30.一个液压储压器的予充气压力是6893.6 千帕，当液压系统压力表指示压力为20680.80 千帕时该储压器的空气压力将是:
Ａ、27574.4 千帕。
Ｂ、6893.6 千帕。
Ｄ、13787.2 千帕。
C
31.在发动机起动期间，液压泵发生抖动，这表明:
Ａ、压力表的缓冲器不起作用。
Ｂ、主系统释压活门卡在打开位。
Ｃ、油泵出口处未装单向活门。
Ｄ、在油泵进油管路内有空气渗入。
D
32.驾驶员报告说：当液压泵工作时，系统压力是正常的，但当停车后系统就没压力了，
这表明
Ａ、选择活门漏油。
Ｂ、压力管路受阻。
Ｃ、储压器予充气压力低。
Ｄ、储压器充气活门漏气。
D
33.在液压泵不工作，而系统中还有压力的情况下，检查储压器充气压力的方法是:
Ａ、在所有传动装置不工作情况下，直接从储压器充气压力表上读出。
Ｂ、用应急泵建立系统压力达到规定的最大值，然后在储压器充气端压力表上读出。
Ｃ、缓慢地操作某个液压传动部分，并记下当系统压力很快开始向"零"下降时的压力。
Ｄ、用应急泵给系统增压，并记下压力表读数很快增大时的压力。
C
34.当给液压系统储压器放气时，如果液压油从充气活门芯子里放出来了，这表明:
Ａ、储压器予充气压力过大。
Ｂ、系统压力过高。
Ｃ、单向活门内漏。
Ｄ、储压器活塞密封损坏。
D
35.喷嘴档板阀的档板运动是由什么驱动的?
Ａ、两端喷嘴的压力差。
Ｂ、力矩马达。
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Ｃ、控制两喷嘴的供油量产生不同的冲击力。
Ｄ、工作负载产生的压力差。
B
36.液压系在有些统中安装了一个活门，它在系统正常工作时保持打开，如果通过流量超
过一定值它就自动关闭，这个活门称为:
Ａ、自动转换活门。
Ｃ、定量器。
Ｄ、定流量器。
D
37.气动系统中，当一个动作附件完成工作后，怎样处置已膨胀了的空气?
Ａ、将它储存在低压储气罐内，以便进入压气机重新使用。
Ｂ、直接排到机外。
Ｃ、循环使用。
Ｄ、储存在每个动作筒附近的瓶内。
B
38.给自增压式油箱进行加液压油时必须作到：
Ａ、加油前、后给油箱排气。
Ｂ、加油前给油箱排气。
Ｃ、加油后给油箱排气。
Ｄ、加油前给系统释压。
A
39.液压系统中一般在何处装有油滤?
Ａ、油泵出口。
Ｂ、系统回油进入油箱前。
Ｃ、泵壳体回油进入油箱前。
Ｄ、油泵出口，系统回油和泵壳体回油进入油箱前。
D
40.液压伺服控制阀中喷嘴档板阀与滑阀相比其特点是:
Ａ、抗污染能力差。
Ｂ、惯性较大。
Ｃ、输出功率大。
Ｄ、零位泄流量大。
D
41.飞机液压系统故障指示系统中有"液压温度高"指示，造成油温过高的原因可能是：
Ａ、传动系统负载过大或发生卡滞。
Ｂ、泵壳体回油油滤堵塞。
Ｃ、油箱油量太少。
Ｄ、泵壳体回油油滤堵塞或油箱油量太少。
D
42.液压系统中压力波动的产生原因是:
Ａ、系统的压力过大。
维修基础执照ME 照飞机液压系统
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Ｂ、系统压力太低。
Ｄ、调压器调节不合适。
C
43.当液压系统的压力控制和安全活门均失效情况下，多数系统是如何防止超压对系统进
行保护的?
Ａ、在主液压泵传动轴上采用剪切保险截面。
Ｂ、在压力管路中安装液压保险器。
Ｃ、在主系统和应急系统之间连接一个换向活门。
Ｄ、控制通过主液压泵传动轴封严装置的漏油。
A
44.定量泵、卸荷活门组成的液压供压系统中在调节安全活门之前，下列哪条必须首先作
到?
Ａ、消除卸荷活门的作用。
Ｂ、调节好其它调节压力较低的活门。
Ｃ、放出系统中的油液并冲洗系统后加入干净的液压油。
Ｄ、人工打开所有系统中的单向活门, 使储压器中的油液返回到油箱中。
A
45.如果一架飞机在地面试车期间进行液压系统工作检查时发现：襟翼不能用主液压系统
放下，但能用应急泵将其放下，下列哪条是最可能原因?
Ａ、襟翼选择活门有严重内漏。
Ｂ、储压器充气压力太低。
Ｃ、油箱的油量太少。
Ｄ、主系统安全活门调定压力太低。
C
46.用一个活塞直径为2.5 厘米的手摇泵给系统增压，泵出口的压力为689.4 帕，用直径
为1.5 厘米的导管将手摇泵与一个直径为5 厘米的动作筒相连结则在手摇泵和动作筒之
间的导管内的压力为:
Ａ、689.4 帕。
Ｂ、1915.4 帕。
Ｃ、248.2 帕。
Ｄ、7660 帕。
A
47.在使用MIL-H-8446 液压油的液压系统中用的"O" 形密封圈上将标有:
Ａ、一条兰色条纹或园点。
Ｂ、一个或多个白色园点。
Ｃ、一条绿色环带。
Ｄ、一条白色或黄色环带。
C
48.现代飞机上使用的发动机驱动的变量泵和电动泵，在驾驶舱内都有操纵电门，飞机在
Ａ、发动机驱动泵电门放在"打开"位，电动泵电门在"关闭"位。
Ｂ、发动机驱动泵电门放在"关闭"位，电动泵电门在"打开"位。
Ｃ、两个电门均应放在"关闭"位。
Ｄ、两个电门均应放在"打开"位。
维修基础执照ME 照飞机液压系统
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A
49.磷酸酯基液压油染成
Ａ、紫色
Ｂ、兰色
Ｃ、绿色
Ｄ、红色
A
50.磷酸酯基液压油的特点是
Ａ、兰色、合成液压油、耐燃，适用合成橡胶密封圈。
Ｂ、浅紫色、合成液压油、耐燃，适用异丁橡胶密封圈。
Ｃ、红色、石油中提炼的，可燃，适用天然橡胶密封圈。
Ｄ、红色、合成液压油、耐燃，适用氯丁橡胶密封圈。
B
51.在使用MIL-H-5606 液压油的液压系统中用的"0"形密封圈上将标有
Ａ、一条兰色条纹或圆点。
Ｂ、一个白色圆点。
Ｃ、一个绿色条纹或圆点。
Ｄ、一个红色条纹或圆点。
A
52.如果某液压系统使用的是异丁橡胶密封圈，则该系统应使用哪种液压油?
Ａ、植物基液压油。
Ｂ、矿物基液压油。
Ｃ、石油基液压油。
Ｄ、磷酸脂基液压油。
D
53.液压系统中使用的液压泵都是
Ａ、离心泵。
Ｂ、容积式泵。
Ｃ、齿轮泵。
Ｄ、变量泵。
B
54.使用变量泵的供压系统，当工作系统不工作而泵仍在运转时则正常情况下
Ｂ、泵出口压力达到最大，其出口流量近似为零，从而限制最高压力。
Ｃ、泵出口压力由卸荷活门卸掉从而限制了油泵出口最大压力。
Ｄ、泵打出的油液自动返回油箱，从而限制了泵出口压力。
B
55.如果一个单杆双向式动作筒，其大端活塞有效面积为40 平方厘米，有杆端有效面积
为30 平方厘米，已知
伸出过程供油流量为60 升/分，则其回油流量为:
Ａ、60 升/分。
Ｂ、45 升/分。
Ｃ、80 升/分。
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Ｄ、52.5 升/分。
C
56.在定量泵供压系统中，哪个附件在工作部分不工作时，让油液返回油箱并使泵的消耗
功率最大?
Ａ、安全活门。
Ｂ、卸荷活门。
Ｃ、换向活门。
Ｄ、减压活门。
A
57.如果有两个动作筒，它们的有效面积分别为25 平方厘米和37.5 平方厘米，使其具有
相同的运动速度，则:
Ａ、面积小的供油压力为面积大的供油压力的1.5 倍。
Ｂ、面积小的供油流量为面积大的供油流量的1.5 倍。
Ｃ、所需供油流量和压力均相同。
Ｄ、面积大的供油流量为面积小的供油流量的1.5 倍。
D
58.在使用变量泵供压源的液压系统中，造成油温过高的一个可能原因是:
Ａ、选择活门卡在关闭位。
Ｂ、液压泵出口处的高压油滤堵塞。
Ｃ、泵壳体回油滤堵塞。
Ｄ、工作系统传动部件卡滞。
C
59.造成油滤头部上的红色指示销伸出的可能原因是:
Ａ、油滤滤芯堵塞。
Ｂ、油滤出口管路阻力过大。
Ｃ、油滤进口管路阻力过大。
A
60.起落架收上时间过长故障的可能原因是:
Ａ、系统内漏。
Ｂ、系统外漏。
Ｃ、油泵效率降低。
Ｄ、油泵效率降低或系统内、外漏严重。
D
61.引起油泵效率降低的可能原因是:
Ａ、油液粘度过大。
Ｂ、油液粘度过低。
Ｃ、系统安全活门调节压力过高。
Ｄ、油液粘度过大或过低。
D
62.油泵的机械效率降低是由什么引起的?
Ａ、油泵内部磨损严重引起内漏量增加。
Ｂ、油泵外漏严重。
Ｃ、油泵内部流体阻力和机械摩擦太大。
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Ｄ、油箱增压压力不足。
C
63.油泵供油流量减少表明:
Ａ、泵容积效率降低。
Ｂ、泵机械效率降低。
Ｃ、泵容积效率和机械效率都有降低。
Ｄ、用压系统内外漏严重。
A
64.在一架使用自增压式油箱的液压系统上，使用过程中发现油箱油量比正常情况减少的严重，而又没发现系统有不正常的外漏现象，则可能原因是:
Ａ、油箱内增压活塞低压端密封圈损坏。
Ｂ、油泵内漏严重。
Ｃ、系统内漏严重。
Ｄ、油箱内有气泡存在。
A
65.有两个液压源，"A"供出的流量为20 升/分，压力为50 公斤/平方厘米；"B"供出的流量为10 升/分，压力为100 公斤/平方厘米；泵的效率相同，则
Ａ、"A"泵和"B"泵消耗的功率相同。
Ｂ、"A"泵消耗的功率为"B"泵的2 倍。
Ｄ、如果两个动作筒有效面积相同，则"B"泵消耗的功率为"A"泵的两倍。
A
66.液压油泵产生气塞的一个可能原因是:
Ａ、动作筒负荷过大。
Ｂ、工作系统内、外漏严重。
Ｃ、油箱油量过少。
Ｄ、油泵出口高压油滤堵塞。
C
67.一架装有变量泵供压系统的飞机，驾驶员反应在使用中系统压力表指示达到了安全活
门打开压力，则表明:
Ａ、系统中的卸荷活门故障。
Ｂ、油泵故障。
Ｃ、动作筒负荷过大。
Ｄ、动作筒进油管路堵塞。
B
68.一架装有定量泵供压系统的飞机，驾驶员反应使用中系统压力表指示达到了安全活门
打开压力，则表明:
Ａ、系统中的卸荷活门故障。
Ｂ、油泵故障。
Ｃ、动作筒负荷过大。
Ｄ、动作筒回油管路堵塞。
A
69.在液压舵机上使用的动作筒一般为:
Ａ、双向单杆式。
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Ｂ、双向双杆式。
Ｃ、单向式。
Ｄ、伸缩套筒式。
B
70.当系统中装有流量放大器时，则该附件出口处的压力和流量与进口参数相比为:
Ａ、流量将增加而压力不变。
Ｂ、流量增加, 压力降低。
Ｃ、流量增加, 压力增加。
Ｄ、流量不变, 压力增加。
B
71.控制差动式动作筒所用的选择活门为:
Ａ、二位二通活门。
Ｃ、二位四通活门。
Ｄ、三位四通活门。
D
72.控制单向式动作筒所用的选择活门为
Ａ、二位二通活门。
Ｂ、二位三通活门。
Ｃ、二位四通活门。
Ｄ、三位四通活门。
B
73.液压助力器上用于控制动作筒运动的液压活门是:
Ａ、液压伺服活门。
Ｂ、三位四通选择活门。
Ｃ、定压接通活门。
Ｄ、减压活门。
A
74.飞机液压系统中使用的变量泵，变量是通过什么方式实现的?
Ａ、改变泵的转数。
Ｂ、改变泵出口处的单向活门的阻力。
Ｃ、改变泵进口处节流器的开度。
Ｄ、改变斜盘的倾角。
D
75.现代飞机液压供压系统中，一般装有一个由防火开关控制的关断活门，该活门装在:
Ａ、油箱到电动泵的供油管路上。
Ｂ、油泵出口的高压管路上。
Ｃ、油箱到发动机驱动泵的供油管路上。
Ｄ、发动机驱动泵出口的高压管路上。
C
76.在某些液压系统中安装了一个活门，它在系统正常工作时保持打开，如果一次通过的
油液总量达到一定值它就会自动关断，这个活门称为:
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Ａ、自动转换活门。
Ｂ、定流量器。
Ｃ、定量器。
Ｄ、优先活门。
C
77.溢流阀作为稳压活门使用时，
Ａ、总有油液从溢流阀流出返回油箱。
飞机结构修理
飞机结构修理 飞机的机体结构通常是由蒙皮和骨架等组成。蒙皮用来构成机翼，尾翼和机身的外形，承受局部气动载荷，以及参与抵抗机翼，尾翼，机身的弯曲变形和扭转变形。骨架包括纵向构件主要包括梁和桁条组成其作用主要是承受机翼、尾翼、机身弯曲时所产生的拉力和压力；横向构件包括翼肋、隔框等，主要用来保持机翼、尾翼和机身的截面形状，并承受局部的空气动力，各类飞机大部分以铝合金作为主要结构材料。飞机上的蒙皮、梁、肋、桁条、隔框和起落架都可以用铝合金制造。因为其密度小、强度高的优点，在航空材料中得以广泛的应用。铝合金结构在使用过程不可避免地受到不同程度的损伤，如蒙皮破孔、梁缘条裂纹、框变形等，因而需要采取相应的方法加以修理，保证各个结构能够在使用中安全负载和工作。主要介绍飞机铝合金蒙皮、梁、桁、框及肋等结构的维修方法 1.飞机铝合金蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮用来构成机翼、尾翼和机身的外形，承受局部空气动力载荷，以及参与抵抗机翼、尾翼、机身的弯曲变形和扭转变形。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机身蒙皮与机翼蒙皮的作用和构造相同。如衍梁、衍条、蒙皮、隔框的不同组合、可以形成机身的不同构造形式。如果蒙皮较厚，则衍梁、衍条、隔柜可以较弱；如果蒙皮较薄，则上述骨架也应该较强、较多。 2.梁的结构及特点 翼梁
翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示），剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 桁条与桁梁 衍条的形状、作用与机冀的衍条相似。桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。衍梁的形状与衍条相似，但剖面尺才要大些，其作用与翼梁相似。
解析飞机复合材料修理全过程
飞机的复合材料修理：飞机复合材料通常被称为先进复合材料（Advanced Composite Material，ACM）。它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板，具有高强度，结实坚硬，能够减轻飞机结构重量，还具有抗腐蚀、破损安全性高等优点。 复合材料的修理工序也极其专业，涉及检查、去除修复损伤、打磨、清洁、制作浸布、铺层、粘接以及固化等众多复杂环节，其特点可用“精细”二字形容。 他们穿着白大褂、戴着口罩和细纱手套……远看你会以为这是一间手术室，其实这里是Ameco复合材料修理车间的洁净室。仅从工作场所上看，已能略猜出一二，复合材料的修理规格不一般。 近年来，复合材料作为飞机结构件的“新宠”，越来越多地被使用在飞机上，如飞机的整流罩、控制面、起落架舱门、大翼和安定面前后缘等部位。据悉，在波音787等一系列先进客机上，复合材料使用的比重甚至超过50%。但提及复合材料的修理，却鲜为人知。 其实，复合材料的修理过程很有意思，就像是为飞机表面做“外科手术”。但整个手术又涉及众多环节，每个环节都能展示出操作者的“十八般武艺”。 诊断：“病情损伤”靠耳朵 复合材料的特点是层面多，有点像“多层三明治”，中间夹层结构是蜂窝芯体，外面覆盖蒙皮，所有材料均由胶膜粘接。蒙皮也有多层，拿飞机大翼盖板来说，从里至外分别由三层碳纤维和一层玻璃纤维组成。 郭玉明是Ameco复合材料车间的一位年轻修理工，他常拿着专业敲击棒在一块襟翼盖板上轻轻敲击。他说，这个方法是为了查出那些从部件表面看不出来的“内伤”，比如开胶或脱层。 “这个地方声音清脆，说明它是完好区域，而这个地方声音沉闷、有点混沌，应该是有脱层。”据郭玉明讲，这份“练耳朵”的能力可不是随便谁都行的，需要多次实战磨炼和领悟。出师2年的郭玉明，当初为了练好这项本领，没少在部件上做“听音练耳”。此外，复合材料损伤的检查方法还有超声波、红外线热成像等。 去除损伤：完美“手术切割”工艺 去除复合材料损伤的工序很讲究。黄景森是Ameco复合材料车间的工艺工程师。据他介绍，切割一块盖板表面的损伤蒙皮，可以用切割片的边缘切去脱层部分。如果是蜂窝芯损坏，工作就会更复杂，要用切割片沿着损伤区域的蒙皮边
用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实_陈绍杰
图1右平尾上蒙皮腐蚀损失情况 用复合材料技术修理金属飞机结构的修理记实 Re p air Practice of Usin g Com p osite Technolo gy for Aircraft Metal Structures ?陈绍杰/沈阳飞机研究所 用 复合材料技术修理金属飞机结构是一项比较新的机体结构修理技 术,90年代已为世界各国普遍采用。该方法实质上是由复合材料结构胶接修理方法发展而来的,此时贴补的胶接补片不是贴在复合材料结构上而是贴在金属结构上。该方法特别适用于金属飞机结构的裂纹的腐蚀等多发性常见损伤,是目前世界上公认的一种优质、高效、低成本的修理方法。原5航空制造工程6杂志已对该项技术作过相应的报道。 任务来源 用复合材料技术修理金属飞机结构,虽然在国际上已是一项成熟的新技术,但在我国国内基本上还是一个空白。有鉴于此,以沈阳飞机制造公司(沈飞)为主,有沈阳飞机研究所参加与希腊的H AI(H ellenic Aeros p ace Industr y )合作成立了/沈阳)Hellenic 飞机修理公司0,拟从希腊引进该项技术,推广应用于国内的军、民机修理业务。HAI 是希腊一家国家控股的国有大型飞机和发动机修理公司,始建于1975年,在欧洲同业者中占有较重要的技术地位。 沈阳)H ellenic 飞机修理公司于1999年7月7日~9日在沈飞公司进行 了第一次采用该技术进行飞机修理,因为这是首次将该技术用于国内飞机的修理实践,故某种程度上带有演示验证的性质。修理材料、修理设备均由希方提供,操作亦由希方为主进行。修理方案和设计及则由双方合作进行。为此希方派来3名技术和操作人员完成了具体的修理工作。 待修结构及损伤情况 待修飞机结构是某型飞机的两个水平尾翼。该机是一架返厂大修的飞机。因该机长期在沿海使用,由环境条件造成多处腐蚀损伤。此次修理的具体对象为该机左右平尾翼尖接近配重处的腐蚀损伤,计有左尾下蒙皮、右平尾上、下蒙皮共3处,具体腐蚀性能 详见表1。 图1给出了一张腐蚀情况的照片,该照片为打磨去除损伤后的情况,从照片上清晰可见损伤严重处的腐蚀深坑。 该机平尾主受力盒的壁板材料为LC9铝合金,相当于7075-T 6,为高强铝合金。该部位除承受静载外,还有翼尖处 用复合材料技术修理金属飞机结构是当今一项比较新的修理技术,本文介绍了在我国首次进行的具有演示验证性质的一次修理实践。
飞机复合材料结构设计
7．5 复合材料结构设计 一、复合材料结构设计一般原则 本节主要介绍层压结构和由层压面板构成的夹层结构的设计原则．复合材料结构设计的一般原则从总的方面说与金属结构相似，但其具体内容则有所同，有所不同。相同之处，如传力路线最短等受力构件布置的一些基本原则，又如细节设计中要避免受载偏心，尽量避免开口，开口时注意其形状等一些内容，但由于复合材料与金属材料性质、性能上的不同，在设计原则 的具体内容上必然有很多不同之处。以下我们主要就不同的方面作简要介绍。 1．提高结构效率 针对复合材料的特点，除上述与金属相同的原则外，还应从以下几方面着手： (1)铺层设计中要扬长避短，充分利用复合材料沿纤维方向的优良性能，避免使用其弱的横向性能和剪切性能。 (2)与单纯的层合板不同，对于层压结构耍注意选择合理的结构形式和层板构形，对某些敏感区的局部铺层设计：如在连接区、局部冲击区、集中力作用点、开口附近等处的铺层一般应进行局部调整，在结构尺寸和结构外形突变区注意铺层过渡问题。要注意复合材料层压性带来的某些区域易产生分层，从而可能引发的结构承载能力下降或失效的问题，尽可能采取相应措施(详见本节的三)。 (3)提高结构整体性。复合材料比金属更易制造出形状复杂的构件，并具有可采用共固化工艺制造大型整体件的优点。设计中在不增加工装复杂程度的情况下应尽量减少零件数量，设计成整体件，如大块机翼整体壁板。这样可不用紧固件或减少紧固件的数量，减轻结构重量，提高结构效率，并可减少钻孔、装配的工作量和由孔引起的应力集中以及制造成本。 2．要保证结构中各元件之间的载荷传递 复合材料构件与金属构件不同，除具有一定的形状外，还可以具有不同的层板构形。要使各构件之间(如蒙皮和桁条、冀肋、翼粱之间)和各构件的各个部分之间(如梁的绿条和腹板之间)的承载路径尽量连续。连接的形式与方法应与需传递的载荷性质(拉压、剪切)和方向相适应，尽量避免偏心和切口效应。同一构件须拼接时，其纤维取向也应连续。 3．结构要求良好的工艺性 设计必须保证能制作出保证质量和低成本的结构，尽量避免成形和装配时可能出现的各种缺陷。包括以下各点： (1)避免铺层设计不合理带来的工艺性问题。如铺层、装配不对称或同一铺向角的铺层数集中过多使构件在固化过程中引起弯—拉—扭耦合而产生翘曲变形、树脂裂纹，
飞机构造之结构
第一章 第二章飞机结构 1.2.
概述 固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。 直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。 机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。 即： P=X
飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显着地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。 1.4.3. 阻力 Y 飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。 1.4.5. 1.4.6.飞机在水平平面内作曲线飞行时的受载情况 水平转弯时,飞机具有一定的倾斜角（玻度）β，升力与垂线之间也构成β角。这时，水平分力Ysinβ就是飞机转弯时的向心力，它与惯性离心力N平衡；升力的垂直分力Ycosβ与飞机重力G平衡，即
飞机构造之结构
第一章 飞机结构 1.1 概 述 1.2 飞机载荷 1.3 载荷、变形和应力的概念 1.4 机翼结构 1.5 机身结构 1.6 尾翼和副翼 1.7 机体开口部位的构造和受力分析 1.8 定位编码系统
1.1.概述 固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。 直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。 机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。飞机各部件由不同构件构成。飞机各构件用来传递载荷或承受应力。单个构件可承受组合应力。 对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。 1.2.飞机载荷 飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响最大。 1.2.1.平飞中的受载情况 飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。 即： Y = G P = X 图 1 - 1 平飞时飞机的受载
减速。由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近对称形，机翼上下表面的局部气动载荷就越大。所以，如果机翼蒙皮刚度不足，在高速飞行时，就会被显著地吸起或压下，产生明显的鼓胀或下陷现象，影响飞机的空气动力性能。 1.2.2. 飞机在垂直平面内作曲线飞行时的受载情况 飞机在垂直平面内作曲线飞行的受载情况如图1-2所示。这时，作用于飞机的外力仍是飞机的重力、升力、阻力和发动机的推力。但是，这些外力是不平衡的。 曲线飞行虽是一种受力不平衡的运动状态，但研究飞机在曲线飞行中的受载情况时，为了方便起见，可以假设飞机上还作用着与向心力大小相等、方向相反的惯性离心力。这样，就可以把受力不平衡的曲线飞行作为受力平衡的运动状态来研究。 飞机在垂直平面内作曲线飞行时，升力可能大大超过飞机重量。飞机在曲线飞行中所受的载荷可能比平飞时大得多。可以推导出如下公式：其中r 为飞机机动飞行的曲率半径，v 为飞行速度。 Y －Gcos = m r v 2 由于飞机在每一位置的θ角不同，而且飞行速度和曲率半径也不可能一样，所以，飞机在垂直平面内做曲线飞行时，飞机的升力也是随时变化的。 图 1 - 2 飞机在垂直平面内的曲线飞行 N (惯性离心力)
飞机夹层结构复合材料零部件的损伤形式及修理方法
常见飞机蜂窝板损伤形式及修理方法 航空器复合材料中的蜂窝板是由薄而强的两层面板中间胶接蜂窝材料而成的一种新型复合材料，也称蜂窝层合结构(见图1)。其面板选材有金属板、玻璃纤维、石英纤维、碳纤维等；夹心材料主要有芳纶、玻璃纤维、铝合金及发泡型结构。蜂窝可制成不同的形状。飞机上的蜂窝结构是由耐腐蚀夹心、面板、衬垫、隔板（假梁）、边肋等零件胶合而成。面板与夹芯之间用胶膜胶接，蜂窝夹芯用芯子胶和耐腐蚀胶根据实际需要形状施加真空压力后加温胶接成型。 图1 蜂窝夹心板结构 一、航空复合材料蜂窝结构损伤种类 根据航空复合材料蜂窝结构部件在使用过程中可能出现损伤的情况，我们可以大致将胶接蜂窝结构部件的损伤分以下5类： 1、表面损伤 图2 典型表面凹坑 此类损伤一般通过目视检查发现，包括表面擦伤、划伤、局部轻微腐蚀、表面蒙皮裂纹、表面小凹坑和局部轻微压陷等。这类损伤一般对结构强度不产生明显的削弱。 2、脱胶及分层损伤
该损伤是指纤维层与层之间或面板与夹芯之间的树脂失效缺陷，主要通过敲击检查、超声波检测等手段发现。此类损伤一般不引起结构外观变化，大多是在生产过程中造成的初始缺陷，并在反复使用过程中缺陷不断扩展而导致的。脱胶或分层面积过大会引起整体复合材料强度的削弱，应及时予以修补。 3、单侧面板损伤 这类损伤包括单侧面板局部压陷、破裂或穿孔，一般通过目视检查即可发现。该类型损伤能使一侧面板和蜂窝夹芯都受到损伤（表面塌陷），对气动性能和结构强度影响较大。一旦发现该类损伤必须经过修理和检验确认后方能能重新使用。 4、穿透损伤 该类型损伤是指蜂窝部件出现穿透性损伤、严重压陷和较大范围的残缺损伤等。此类损伤对结构性能和强度有严重的影响，根据受损情况立即予以修理或按需更换新件。 5、内部积水 该损伤原因主要由于蜂窝结构边缘或蜂窝材料对接边缘密封不严或密封失效，在长期使用过程中由于雨水渗透、油液浸泡以及水汽冷凝而造成蜂窝夹芯出现积水。虽然一般情况蜂窝内部积水不会造成严重影响；但在冬季日夜气温变化较大的情况下，由于积液结冰膨胀将会会造成复合材料部件内部树脂基体脱胶；同时在积液的长期浸泡下也会使复合材料的树脂基体的胶接强度大幅降低而降低部件的整体性能；特别是各类复合材料制备的舵面、襟翼、翼身整流罩及发动机部件等，均应及时检查其内部蜂窝结构的积水情况并作出相应修理措施。目前该类损伤主要通过红外热成像、X-射线检测仪等手段进行检测。 二、蜂窝结构的检查方式 1、目视检查 目视检查法是使用最广泛、最直接的无损检测方法。主要借助放大镜和内窥镜观测结构表面和内部可达区域的表面，观察明显的结构变形、变色、断裂、螺钉松动等结构异常。它可以检查表面划伤、裂纹、起泡、起皱、凹痕等缺陷；尤其对透光的玻璃钢产品，可用透射光检查出内部的某些缺陷和定位，如夹杂、气泡、搭接的部位和宽度、蜂窝芯的位置和状态、镶嵌件的位置等。 2、手锤敲击法 用于单层蒙皮蜂窝结构。用手锤敲击蜂窝结构的蒙皮，根据不同的声响来判断蜂窝结构是否脱胶。敲击时，注意锤头与蒙皮垂直，力度适当，以能判断故障不损坏蒙皮表面为宜。为使判断准确，可先在试件上试验。敲击回声清脆是良好，沉闷是脱粘。 3、外场在位检测的便携式相控阵超声波C扫描检测系统
最全图解直升机的结构
直升机结构图解 之一……机身结构图 图解直升机的结构之二……机身机体用来支持和固定直升机部件、系统，把它们连接成一个整体，并用来装载人员、物资和设备，使直升机满足既定技术要求。机体是直升机的重要部件。下图为UH—60A直升机的机身分段图。 机体外形对直升机飞行性能、操纵性和稳定性有重要影响。 在使用过程中，机体除承受各种装载传来的负荷外，还承受动部件、武器发射和货物吊装传来的动负荷。这些载荷是通过接头传来的。为了装卸货物及安装设备，机身上要设计很多舱门和开口，这样就使机体结构复杂化。 旋翼、尾桨传给机体的交变载荷，引起机身结构振动，影响乘员的舒适性及结构的疲劳寿命。因此，在设计机身结构时，必须采取措施来降低直升机机体的振动水平。 军用直升机机体结构应该有耐弹击损伤和抗坠撞的能力。近年来，复合材料日益广泛地应用于机身结构，与铝合金相比较，它的比强度、比刚度高，可以大大减轻结构重量，而且破损安全性能好，成型工艺简单，所以受到人们的普遍重视。例如波音360直升机由于采用了复合材料结构新技术以及先进气动、振动和飞行控制技术，可使巡航速度增加35％，有效载荷增加1296，生产效率提高50％。 之三……发动机直升机的动力装置大体上分为两类，即航空活塞式发动机和航空涡轮轴发动机。在直升机发展初期，均采用技术上比较成熟的航空活塞式发动机作为直升机的动力装置。但由于其振动大，功率质量比和功率体积比小、控制复杂等许多问题，人们就利用已经发展起来的涡轮喷气技术寻求性能优良的直升机动力装置，从而研制成功直升机用涡轮铀发动机。 实践证明，涡轮轴发动机较活塞式发动机更能适合直升机的飞行特点。当今世界上，除部分小型直升机还在使用活塞式发动机外，涡轮轴发动机已成为直升机动力装置的主要形式。 航空涡轮轴发动机 航空涡轮轴发动机，或简称为涡铀发动机，是一种输出轴功率的涡轮喷气发动机。法国是最先研制涡轴发动机的国家。50年代初，透博梅卡公司研制成一种只有一级离心式叶轮压气机、两级涡轮的单转于、输出轴功率的直升机用发动机，功率达到了206kW(280hp)，成为世界上第一台直升机用航空涡轮轴发动机，定名为“阿都斯特—l”(Art ouste—1)。首先装用这种发动机的直升机是美国贝尔直升机公司生产的Bell 47(编号为XH—13F)，于1954年进行了首飞。 涡轴发动机自从问世近40年来，产品不断改进发展，结构、性能一代比一代好，型号不断推陈出新。据不完全统计，世界上直升机用航空涡轴发动机，经历了四代发展时期，输出轴功率从几十千瓦到数千千瓦，大大小小约有二十几个发展系列。