操纵系统
飞机系统知识点总结
飞机系统知识点总结飞机是由许多复杂的系统组成的，这些系统相互配合，确保飞机的安全和性能。
本文将对飞机系统的各个方面进行总结，包括飞行控制系统、动力系统、舱内系统和通信系统等。
通过本文的阅读，读者可以对飞机系统有一个全面的了解。
一、飞行控制系统飞行控制系统是飞机的关键系统之一，它包括飞行操纵系统、飞行辅助系统和自动驾驶系统。
1. 飞行操纵系统飞行操纵系统包括操纵杆、脚蹬、副翼、升降舵和方向舵等部件。
通过这些部件，飞行员可以控制飞机的姿态、航向和俯仰。
飞机的操纵系统通常由液压系统或者电动系统驱动，确保飞机操纵的精准和灵活。
2. 飞行辅助系统飞行辅助系统是为了提高飞机的操纵性能而设计的系统。
比如说，阻尼器系统可以减小飞机的振动，减少飞机受到外部环境的影响。
此外，气动弹性补偿系统可以改善飞机的飞行品质，使得飞行更为平稳。
3. 自动驾驶系统自动驾驶系统是现代飞机的一大特色，它可以帮助飞行员更轻松地控制飞机。
自动驾驶系统可以自动调整飞机的姿态、航向和速度，减轻飞行员的负担，提高飞行的安全性。
二、动力系统动力系统是飞机的心脏，负责提供飞机的动力和推进力。
飞机的动力系统通常由发动机和推进系统组成。
1. 发动机发动机是飞机的动力来源，它可以根据不同的原理分为涡轮喷气发动机和螺旋桨发动机。
涡轮喷气发动机是现代喷气式飞机最常用的发动机，它通过燃烧燃料产生高温高压的气流，驱动涡轮产生推进力。
螺旋桨发动机则是一种传统的发动机，通过旋转螺旋桨产生推进力。
2. 推进系统推进系统包括发动机的引擎控制系统、涡轮喷气发动机的涡轮增压系统和螺旋桨发动机的传动系统。
这些系统可以有效地将发动机产生的动力传递到飞机的推进装置上，保证飞机的动力输出。
三、舱内系统舱内系统是为了提供乘客舒适和飞行员工作环境而设计的系统，它包括气压控制系统、空调系统和供氧系统等。
1. 气压控制系统在飞行高度较高的情况下，大气压会急剧下降，可能导致乘客和机组人员出现高原反应。
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统由主操纵系统和辅助操纵系统组成。
主操纵系统主要用于控制飞机的升降舵、副翼和方向舵，而辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等，用于控制飞机的运动状态。
主操纵系统通过驾驶杆和脚蹬来控制飞机的升降舵、副翼和方向舵的操纵机构，以控制飞机的飞行轨迹和姿态。
中央操纵机构由驾驶杆和脚蹬组成，通过传动装置直接偏转舵面，传递操纵信号。
辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
这些机构仅靠驾驶员选择相应开关、手柄位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成操作。
此外，机械操纵系统还包括驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面的部分。
这种系统由两部分组成：位于驾驶舱内的中央操纵机构和构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。
飞机操纵系统的组成因飞机类型和设计而异，但上述部分是常见于现代飞机的操纵系统的重要组成部分。
随着技术的发展，一些新型的飞机还采用了电传操纵系统和主动控制技术等更先进的技术。
飞机操纵系统
副翼PCU连接装臵
副翼PCU连接装臵将副翼输入传到副翼PCU。 副翼PCU连接装臵位于主起落架轮舱的左前隔框。 副翼PCU连接装臵包括这些部件： —操纵扇形盘 —自动驾驶输入杆 —副翼配平作动筒 —副翼感觉和定中组件 —输入轴 —输入Pogo曲柄（4） —输入Pogo（4） 副翼输入轴接受来自下列的输入： —驾驶员通过副翼操纵扇形盘 —自动驾驶通过自动驾驶输入杆 —配平电门通过副翼配平作动筒
副翼机身扇形盘
机身扇形盘转动机翼钢索，控制副翼的位臵机身扇形盘 在主起落轮舱的前隔框上。 每个副翼机身扇形盘连接到一个曲轴上。通过曲柄，PCU 壳体连接到相关的曲轴上。 三个剪切铆钉连接每个扇形盘以及相应的输出轴。 上部扇形盘的钢索连接到右机翼扇形盘上。下部扇形盘 的钢索连接到左机翼扇形盘上。 一个叉和凸耳组件交上下扇形盘连在一起。 通过曲柄，PCU 壳体带动曲轴。这带动机体扇形盘和相 关的副翼。如果一个液压系统关闭，另一个系统的PCU通 过叉和凸耳组件传动两个扇形盘。 如果一个机体扇形盘运动，相关系统PCU带动曲轴并剪断 三个剪切铆钉。现在两个PCU和曲轴仍能运动，但是输入 到副翼的只是另一个机体扇形盘。
副翼转换机构
副翼转换机构为横滚操纵提供载荷通道。在正常操纵时， 该机构可让每个驾驶员发出横滚操纵指令。如果驾驶盘 不能转动，转换机构允许驾驶员操纵另一个驾驶盘。如 果钢索或连接断开，可以使用另一个驾驶盘。 如果右驾驶盘不能运动，机长可以操纵左驾驶盘，并超 控张力弹簧力和感觉和定中机构的力。这允许只操纵副 翼。 如果左驾驶盘不能运动，副驾驶可以操纵右驾驶盘并超 控张力弹簧和弹簧座的力。在驾驶盘转动12 度时，滞后 机构接通。然后滞后机构转动扰流板操纵鼓轮，并带动 右机身钢索。这只允许操纵飞行扰流板。 如果连接断开，驾驶员可操纵另一驾驶盘。
机械系统设计
机械系统设计报告---操纵系统设计第一节操作系统的功能和要求一、操纵系统概述什么操作系统?是指把人和机械联系起来，使机械按照人的指令工作的机构和元件所构成的整体。
二、操纵系统的功能实现信号转换，把操作者施加于机械的信号经转换，传递到执行系统，实现机械的启动、停止制动、换向、变速和变力等目的。
三、操纵系统的要求操纵系统虽然不直接参与机械做工，对机械的精度、强度、刚度、寿命没有直接影响，但是，机械工作性能的好坏、功能是否充分发挥以及操作者劳动强度等，都与操纵系统有直接关系。
因此，不能忽视对操纵系统的设计。
必须满足以下原则：（１）操纵轻便省力（２）操纵行程适当（３）操纵灵活（４）操纵件定位可靠（５）操纵灵敏、效率高（６）操纵系统的反馈准确迅速（７）操纵系统应有可调性（８）操纵方便和舒适（９）操纵安全可靠第二节操纵系统的组成和分类一、操纵系统的组成（１）操纵件（２）传动件（３）执行件二、操纵系统的分类（１）按操纵力的来源分类：人力操纵系统、电动操纵系统、液压操纵系统、气压操纵系统、混合操纵系统（２）按操纵系统的传动方式分类：机械式操纵系统、混合式操作系统（３）按一个操纵件控制的执行件数分类：单独操纵系统、集中操作系统（４）按操作操纵件的人体器官分类：手操纵系统、脚操作系统（５）其他操纵方式形成的操纵系统：远距离（遥控）操纵系统，借助无线电波、光波、声波等物理效应实现操纵功能第三节操纵系统设计操纵系统实际内容主要包括确定主要参数、原理方案设计、结构设计等。
一、操纵系统主要参数的确定F１、操纵力c操作者施加给机器操纵件定位最大作用力，取决于执行件的工作阻力和操纵系统的传动比。
c z c i F F η=（N ）式中：z F ——工作阻力η——传动效率，一般取8.0~7.0=η；c i ——传动比。
２、操纵行程cS 执行件从初始位置移动到完成操纵任务时的位置，操作系统所具有的位移量。
zc c S i S ⋅=式中：z S ——执行件的行程。
第六章 操纵系统设计
三、操纵件的造型
操纵件不仅用来完成操纵系统的任务，而且也是一种 装饰和点缀品。 1.手操纵件的造型
（1）设计手柄式操纵减少时，要重视柄部的形状和尺寸。 （2）为了便于记忆，各操纵件最好采用不同形状的柄部 或者不同颜色的按钮。 （3）采用旋转式操纵减少时，最好在按钮上的手捏部分 设计成一头尖的形状，或做上醒目的标记，用它来指明 旋转的刻度位置。
片刻视力范围是在短时间内部疲劳地看清楚物体的范围。 有效视力范围是注意力集中才看清物体的范围。 视野是指头部和眼球固定不动地观看正前方所能看 视野 见的空间范围。颜色对视野也有影响，白色的视野 最大、其次为黄色和蓝色，绿色的视野最小。 视距是指人的眼睛清晰辨认物体的正常观察距离。 视距
二、操纵件的布置
人体不动的情况下，上、下肢能舒适达到的范围。 （3）操纵灵活 （4）操纵件定位可靠 操纵件应能长时间可靠地保
持在某一操纵状态的位置，不因其他非操作力的作
用而改变其操纵状态。而且，操作件一旦因为某种 原因而偏离操作位置时，应有自动回位功能。 （5）操纵灵活、效率高 对 操纵者所发指令的反映灵敏而准确，而且能量传递 的损失小，效率高，有利于减少操纵力。 （6）操纵系统的反馈准确迅速 好 的反馈性，使操纵信号准确迅速地反馈给操纵者， 以便操作者及时判断操作的效果，并作出新的操 操纵系统应有良 操纵系统中的执行件应
操纵系统的主要参数有操纵力、操纵行程和传动比。 1.操纵力 由操纵力的计算公式可知，若操纵系统的传动机构 确定，则传动比和传动效率就既定，因此，操纵力 决定于执行件的工作阻力，工作阻力应按最经常出 现的最严重工况时的工作阻力来计算操纵力。
2.操纵行程 操纵行程是指执行件从初始位置移动到完成操纵 任务时的位置，操纵件所具有的相应位移量。操 操 纵行程的大小应使人体在不移动位置的情况下能 方便自如的达到。 方便自如的达到。 3.传动比 操纵系统的传动比为传动件的主动力臂与从动力臂 之比，其值决定于传动机构中 构件的尺寸，应按在克服最大操纵力阻力时所在的
飞行操纵系统
装有非线性传动机构的操纵系 统，杆行程与舵面偏角之间成 曲线关系。
4.电传操纵系统
(1)电传操纵系统的提出
机械操纵系统缺点：
存在摩擦、间隙和非线性因素导致无法实现精微操纵信 号传递； 机械操纵系统对飞机结构的变化非常敏感； 体积大，结构复杂，重量大！
电传操纵系统的可靠性问题
缺点：
单通道电传操纵系统的可靠性不够高 电传操纵系统的成本较高 系统易受雷击和电磁脉冲波干扰影响
2.2.3 舵面驱动装置
1. 简单机械式操纵系统 2. 助力液压操纵系统 3. 电力驱动系统
1.
简单机械式操纵系统
概念
只靠驾驶员的体力克服铰链力矩； 操纵信号和操纵力同时由机械传动机构直接传递到 舵面使其按要求偏转的操纵系统。 S杆
灵敏特性
稳定特性
②
载荷感觉器
1. 无回力的助力操纵系统中，使飞行员能从驾驶杆上感 受到力； 2. 有回力的助力操纵系统中，在舵面铰链力矩较小时， 使驾驶杆不致过“轻”。
所谓差动，就是当驾驶杆前后（或左右）偏转的同一
角度时，升降舵（或副翼）上下（或左右）偏转的角 度不同。
实现差动操纵最简单的机构是差动摇臂。
（3）导向滑轮
导向滑轮由三个或四个小滑轮及其支架组成；
功用： 支持传动杆，提高传动杆的受压时的杆轴临界应力； 增大传动杆的固有频率，防止传动杆发生共振。
机械操纵系统可靠性较高！ 单通道电传系统可靠性较低： 可接受的安全指标： 1107 / 飞行小时 解决措施：余度技术——多套系统/通道系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能 力。 一旦系统或系统中某部分出现故障后，必须具有故障 隔离的能力。换句话说，在发生故障时，系统应具有 第一次故障能工作，第二次故障还能工作的能力。 当系统中出现一个或数个故障时，它具有重新组织余 下的完好部分，使系统具有故障安全或双故障安全的 能力，即在性能指标稍有降低情况下，系统仍能继续 承担任务。
飞机操纵系统
飞机飞行操纵系统简述飞机作为使用最广泛、最具有代表性的航空器，其主要组成部分有以下五部分：推进系统，操纵系统，机体，起落装置，机载设备。
有人形象的比喻，飞机的外观结构是人的皮囊，发动机是人的心脏，操纵系统就是人的血管，他遍布整个飞行过程。
操纵系统至关重要，掌握着飞机的命脉。
本文我们着重来看飞机飞行操纵系统。
1.飞行操纵系统飞行操纵系统是用于供飞行员操纵飞机的副翼、升降舵、方向舵和其它可动舵面，从而实现飞机的横向、纵向、航向运动。
是作为传递操纵指令、驱动舵面和其他机构以控制飞机飞行姿态的系统。
根据操纵指令的来源，可分为人工操纵系统和自动控制系统。
1.1人工操纵系统人工操纵系统通常包括主操纵系统和辅助操纵系统两部分。
主操纵系统用来操纵方向舵、副翼、升降舵，包括了手操纵机构和脚操纵机构，主操纵系统应使驾驶员有位移和力的变化感觉，这是它与辅助操纵系统的主要差别。
1）飞机的纵向操纵飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶盘前、后运动控制升降舵来实现的。
在飞行中向后拉杆，机头应向上仰；向前推杆，机头应下俯。
2）飞机的横向操纵飞机的横向操纵系统是通过操纵驾驶杆或驾驶盘左、右运动或转动控制副翼来实现的，在飞行中，向左压杆或逆时针方向旋转驾驶盘，飞机应向左横滚；向右压杆或顺时针方向旋转驾驶盘，飞机应向右横滚。
3）飞机的航向操纵飞机的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现的。
在飞行中蹬右脚蹬，机头应向右偏转，蹬左脚蹬，机头应向左偏转。
1.2辅助操纵系统辅助操纵系统包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
它们的操纵只是靠选择相应开关位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成。
2.自动控制系统自动控制系统的操纵指令来自系统的传感器，能对外界的扰动自动作出反应，以保持规定的飞行状态，改善飞机飞行品质。
常用的自动控制系统有自动驾驶仪、各种增稳系统、自动着陆系统和主动控制系统。
自动控制系统的工作与驾驶员的操纵是各自独立、互不妨碍的。
飞机操纵系统介绍
4 飞机操纵系统
传动杆与导向滑轮之间的间隙应为0.05-0.3毫米，测量时应将驾驶杆 和脚蹬固定在中立位置。间隙不合规定，可拧动滑轮支架上的偏心螺杆 （螺帽为方形）来调整。
导向滑轮
❖4.5操纵系统的发展
4 飞机操纵系统
❖4.5平尾操纵系统
4 飞机操纵系统
液压助力器YZL-11
在平尾操纵系统中采用了YZL-11液压助力器，分别操纵左右平尾 偏转，它承受作用在平尾上的全部铰链力矩。YZL-11是一种平板旋转 阀式的双腔串联外反馈助力器。它由分油装置、执行机构和传动机构 三部分组成
❖4.1概述
4 飞机操纵系统
为了提高飞机的横滚能力，歼八B型飞机上还装有差动平尾控制系统。 当驾驶杆横向操纵时，其机械位移经安装在副翼操纵系统中的GE-9位移 传感器，转换成电信号。该信号经差动平尾放大器FKJ-9放大后，输送给 安装在垂尾前梁上的FDJ06差动平尾舵机。舵机的输出位移，经三复合机 构综合后，差动的操纵左、右平尾助力器，使左、右平尾产生差动偏转， 以提高飞机的横向滚转能力。
副翼载荷感觉器的构造及工作原理与平尾载荷感觉器相似，但其弹 簧刚度和活动杆的最大行程不同，它的预载力为（5.6×9.8）N。
❖4.5副翼操纵系统
4 飞机操纵系统
副翼载荷机构
❖4.5副翼操纵系统
4 飞机操纵系统
副翼调整片效应机构
为了配平驾驶杆上的横向操纵力和扩大自动驾驶仪舵机的工作权 限，在副翼操纵系统中装有DG-32调效机构,副翼调效机构构造和工作 原理与平尾调效操纵工作状态、驾驶仪控制工 作状态和复合工作状态。
❖4.5副翼操纵系统
4 飞机操纵系统
副翼载荷机构
副翼载荷感觉器用来模拟横向操纵时的杆力，并在松杆后使驾驶杆 回到中立位置，它安装在14框后的背鳍内，并联在副翼操纵系统中， 外筒通过摇臂与调效机构的活动杆相连；活动杆与系统的摇臂相连。
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由于操纵系统失效而导致的两起空难
飞构一班王路遥 20090815031
1994年6月6日，某航空公司TU-154M型飞机执行航班任务。
起飞之后飞机发生飘摆，机组无法控制，约十分钟后飞机空中解体坠毁。
机上146名乘客和14名机组人员全部遇难身亡。
这就是震惊中外的“6.6空难”。
1994年6月6日，原中国西北航空公司所属的TU-154M型B-2610号飞机，执行西安至广州航班。
飞机起飞离地24秒后，发生飘摆，保持不住。
飞行员用额定马力保持400公里/小时速度上升，先后报告飞机以20度、30度坡度来回飘摆，左右座两位驾驶员都保持不住飞机。
飞行员采取了短时接通自动驾驶仪等方法进行处置，未能见效。
此后，飞机速度降至373公里/小时，迎角20度，出现失速警告。
再后，飞机突然向左滚转并急剧下俯，最大下俯角65度、最大左坡度66.8度、速度达到747公里/小时，出现超速警告，高度由4717米降到2884米、航向由280度左转到110度、最大垂直超载达2.7G、最大侧向超载达1.4G。
当高度2884米时，飞机开始空中解体，坠落在长安县鸣犊镇。
机上146位旅客和14位机组人员全部遇难。
此次事故的直接原因是维修人员在更换ΠKA-31安装架时将倾斜阻尼插头（Щ7）和航向阻尼插头（Щ8）相互错插，地面通电试验检查不出故障，导致该机带着错插线路故障起飞。
正常的阻尼功能是，倾斜阻尼陀螺感受到的倾斜角速度信号应传送给副翼舵机，航向阻尼陀螺感受到的偏航信号应传送给方向舵舵机。
但是由于插头插错，结果倾斜阻尼陀螺感受到的倾斜角速度信号传给了方向舵舵机，而航向阻尼陀螺感受到的偏航角速度信号传给了副翼舵机。
因此在起飞滑跑的后段，飞行员蹬舵保持航向，产生偏航角速度，这一信号传给了副翼舵机，从而产生与偏航角速度
对应的副翼偏转。
此时由于地面的限制，飞行员并未感到飞机的倾斜。
但飞机离地后，很快形成明显倾斜。
飞行员在为修正姿态而压驾驶盘时，倾斜角速度信号传给了方向舵舵机，方向舵也跟着偏转，使飞机姿态发生异常变化。
飞行员感到无法控制，因而进行反复修正，这又使飞机飘摆不断加大，最后终于造成急剧盘旋下降，垂直和侧向载荷都超过了飞机的强度极限，导致飞机在空中解体。
TU-154型飞机ΠKA-31安装架和AБCY系统的设计没有防错措施，Щ7、Щ8插头相邻，几何尺寸相同，插头的线数相同，仅用色标来表示其差别，容易错插。
在事故调查组访俄期间了解到，俄方也曾多次发生类似的错插现象；同时AБCY控制系统的故障搜索系统通过内检和自检程序无法检查出错插故障，相应的维护规程及快速检查单也不完善。
按TU-154飞机飞行手册8.8.3条的规定，解除飘摆状态必须同时关断“航向”、“倾斜”和“俯仰”阻尼器。
从飞行实验结果看，关断阻尼器后飞机是可操纵的，但是飞行员没能按照这一要求去作。
遗憾的是在机长命令检查工作舵机及应急检查单，机组成员中有人主张断开全部舵机，也有人认为不能断开舵机。
而同样发生在俄方的数起事件，俄方驾驶员轻而易举地进行了处置——即断开上述三套系统的全部控制电门、让飞机处于驾驶员人工操控状态--，因此而没有损失任何飞机和乘员。
2.24同样是操纵系统问题导致的空难，1999年2月24日，B-2622号飞机，由于大修厂发生升降舵操纵连杆装配错误、日常维修又未能及时发现问题隐患，导致该机在航班运营中升降舵操纵连杆脱开、失去俯仰操控能力；在此危急时刻，机组缺少应急处理资源和应对准备，致使飞机在最后下降着陆过程中失速坠地，机上乘客50人、机组11人全部罹难。
19“2·24”空难事故的直接原因是：飞机升降舵操纵杆系中，位于垂直尾翼向水平尾翼转折处的摇臂下连接点与通往机身方向的连杆铰链脱开了。
主导飞机俯仰操纵的升降舵连杆为什么会脱开？又是在什么时刻脱开的？
事情要从这次航班说起。
1999年2月24日，B-2622号飞机执行SZ4509航班，14点从成都起飞，目的地是温州。
根据“黑匣子”之一的舱音记录器最后30分钟的有效记录得知：该飞机飞行2小时之后，依照航管的指令，已经开始下降高度。
16点钟时，飞机过德兴、高度为9600米。
下降过程中，机组已经觉察到飞机“好像杆位靠前”、杆舵不一致，驾驶杆“俯仰变化好像是断开的”。
为保证飞机能按时下降，机组采取了让乘客前移、乘务员进入驾驶舱、以及向中央油箱输油等方式调整飞机重心和不断减小发动机油门、保持空中最小推力等，来控制飞机下降姿态。
16点27分，飞机过东山、高度1200米。
航管指令下降到700米建立盲降、准备着陆
16点28分20秒，机组放起落架；16点28分32秒，副驾驶：“我襟翼放了”；16点28分35秒，领航员：“哎，收起来！”……
16点28分54秒，录音终止。
]
B-2622飞机，由于俯仰操纵系统故障，导致飞行中受有上仰力矩，飞机始终具有一定的上仰角。
加大发动机油门，飞机上升；减小发动机油门，飞机掉高度。
尽管如此，飞行机组还是能够平稳地操控飞机下降。
当机组“放襟翼”的一瞬间（2-3秒），该机的飞行姿态为什么产生急剧变化呢？这是飞机的水平尾翼与襟翼联动的结果。
通常，飞机着陆前放襟翼会使飞机产生一定的低头力矩。
为平衡飞机俯仰姿态，图-154型飞机设定为前、中重心时水平尾翼要随襟翼手柄位置而联动下移（详见图1）。
图1：水平尾翼与襟翼联动关系
据图-154型飞机《飞行使用手册》明示：飞机着陆时放襟翼36/45度，“中重心”设定时，水平尾翼协调联动将下移3度。
当日，B-2622飞机的机组设定了“中重心”。
经实际验证表明，襟翼手柄从“收上位”（0度）移到“放下位”（36度），在大约2秒钟内再收回到“收上位”，水平尾翼也要下移0.5度。
由于水平尾翼的下移，使B-2622飞机叠加了一个更大的抬头力矩。
飞机严重失速！遗憾的是，飞机已经不具备改出失速的俯仰操控能力。
当机组最后喊出“拉！拉起来！”的同时，两位驾驶员的拉升动作是本能的；但飞机几乎是直插
地面，炸出了一个方圆60米、深3米的大坑。
据目击者反映：飞机先是有一个抬头动作，躲过居民的几排楼房，而后才大幅度冲向地面。
这些实际的记录与反映状况的吻合，推断B-2622飞机升降舵系统失去功能的时刻，大约在飞机从巡航状态改为下降状态之际。
有幸的是，造成B-2622飞机失事的相关部件在事故现场完整找到。
经过勘察和失效分析，解开了B-2622飞机升降舵操纵连杆脱开之谜
三角形摇臂除固定支点外，上下两端各有一副铰接点。
上端与上部连杆相连，通往升降舵；下端与下连杆相连，通往驾驶舱。
图2中，摇臂右端与上连杆相连，连接螺栓、螺帽均在其位。
但此螺帽是自锁螺帽，而非开口销锁住的花式保险螺帽，属装配错误。
经对实物勘测，发现该螺栓的螺纹与螺帽的螺纹又不匹配。
图2：摇臂、连杆实物外观
图3：摇臂、连杆结构示意图
从实物勘察分析，脱开的唯一可能是：存在与摇臂右端同样的装配错误。
严重的是，自锁螺帽先期松脱，连接螺栓再逐渐退出，直至使下端连杆与摇臂的铰链最终完全脱开。
失效分析证实：下部连杆与摇臂连接处轴承内表面上的螺纹痕线显现了螺杆退出的迹象；摇臂与下部连杆相连的接耳下沿表面的刻痕，表明坠机前该处的铰接已完全脱开；由于搭铁线的约束，连杆端部与摇臂接耳发生多次抵触摩擦。