3-4 飞行辅助操纵系统
飞机构造
第一章在大气层内或大气层空间（太空）飞行的器械统称为飞行器。
飞行器可分为：航空器，航天器，火箭，导弹。
在大气层内飞行的飞行器称为航空器在太空飞行的飞行器称为航天器火箭是以火箭发动机为动力的飞行器有动力装置产生前进推力，有固定机翼产生升力，在大气层中飞行的重于空气的航空器称为飞机飞机的主要组成部分由：机翼，尾翼，机身，起落架，飞机操纵系统，飞机动力装置和机载设备等航空发动机分类：（1）活塞式航空发动机。
（2）燃气涡轮发动机，又分为：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机。
（3）冲压发动机活塞式航空发动机的结构与原理结构：由气缸，活塞以及把活塞的往复运动转变为曲轴旋转运动的曲柄连杆机构等主要部分组成。
原理：曲柄连接着螺旋桨，螺旋桨随着曲柄转动而转动，曲柄侧支承在轴承上。
气缸上装有进气门和排气门，进气门是控制空气和汽油的混合气进入的零件，汽油燃烧完以后由排气门排出。
燃气涡轮发动机原理：空气在压气机中北压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。
涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，是核心机连续工作。
从燃气涡轮排出的燃气任具有很高的压力和温度，晶膨胀后释放能量用于推进。
第六章飞机结构设计的基本要求：（1）气动要求（2）重量要求（3）使用维护要求（4）工艺性要求（5）成本要求——经济性要求过载：飞机上出重力之外的外力之和与飞机重力之比。
典型的过载：定直平飞过载，定常盘旋的过载，垂直机动的过载，着陆时的过载飞机分类：1、甲类飞机——可以完成全部机动动作的飞机，2、乙类飞机——可以完成部分机动动作的飞机，3、丙类飞机——不能作机动飞行的飞机。
安全系数：定义为设计载荷与使用载荷之比，也就是设计过载与使用过载之比。
其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全倍数。
刚度指标：飞机结构应有足够的刚度，以保持飞机的气动外形，操稳性及抗振要求。
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。
飞机系统重点
1、飞机机翼外载荷的类型，什么是卸荷作用机翼外载荷分为空气动力P气动、结构质量力P质量、部件质量力P部件。
卸荷作用：在机翼上安装部件、设备等，其重力向下与升力方向相反，相当于飞行中减小了机翼根部的内力值。
（卸载作用）2、飞机机翼的型式，以及各自结构特点1.梁式机翼，梁强、蒙皮薄、桁条少而弱；2.单块式机翼，多而强的桁条与较厚蒙皮组成壁板，再与纵墙和肋相连而成；3.多腹板式（多墙式）机翼，机翼无梁、翼肋少，布置5个以上纵墙，蒙皮厚；4. 夹层和整体结构。
夹层结构，上、下壁板有两层很薄的内、外板，中间夹很轻的蜂窝、泡沫或波形板粘合；整体结构，整块铝镁合金板材加工成蒙皮、桁条、缘条的合并体与纵墙连接。
类型：硬式传动；软式传动；混合式传动硬式传动机构组成：刚性构件：如传动杆、摇臂、导向滑轮等。
可以承受拉力或者压力。
可以利用差动摇臂实现副翼差动，即驾驶盘左右转动时，副翼上、下偏转的角度不同。
软式传动机构组成：钢索、滑轮、扇形轮、导向孔、摇臂、松紧螺套或钢索张力调节器等。
混合式传动机构组成：既有硬式、又有软式传动构件，利用二者的优点，避免缺点。
一般在操纵信号的输入和舵面作动段采用硬式传动，中间段采用采用软式传动。
6、飞机液压系统的基本组成及主要附件组成：供压系统、传动系统、操纵控制系统、工作信号主要附件：油箱、油泵、油滤、蓄压器、动作筒、液压马达、液压控制活门7、液压系统传动装置的类型（？）动作筒、液压助力器、液压马达9、飞机前轮偏转带来的问题及解决手段保证机轮滑行转弯的稳定，必须有适当的稳定距；控制前轮偏转必须有转弯系统；为了使飞机里低吼前轮回到中立位置，必须有中立结构；防止滑跑时前轮产生摆振须有减摆装置；有的小型飞机经旋转筒带动支柱内筒使前轮偏转，防止支柱内、外筒相对转动而加剧密封装置磨损，内筒端头必须安装旋转接头10、起落架收放锁定装置的作用，型式以及组成作用：用于将起落架可靠地固定在要求的位置1.挂钩式收上锁：上锁动作筒、锁钩、锁簧、锁销；2.撑杆式放下锁：开锁动作筒、可折撑杆、可折锁杆；3.液锁式收上锁滑跑减速力的来源：放出减速板与襟翼的气动阻力、发动机反推力、刹车时的地面摩擦力刹车系统的型式：独立刹车系统、液压增压刹车系统、动力刹车控制系统14、俯仰配平的基本原理由于民航飞机纵向尺寸较大，如果重心偏前或偏后，单靠升降舵无法完全实现纵向操纵，因此采用可调水平安定面来改善飞机的操作性与稳定性（安定面偏转1度效果相当于升降舵偏转2.5~3.5度），所以俯仰配平是指对水平安定面的操纵。
飞机构造课件4起落架系统
油气式减震支柱
工作原理
利用气体压缩吸收着陆撞击动能减小撞击力； 利用油液高速流过小孔产生的摩擦热耗散能量减弱颠簸跳动。
53
起落架载荷
停机载荷
飞机停放所受地面反作用力
着陆撞击载荷
着陆接地所受地面反作用力
滑跑撞击载荷
飞机滑跑时所受迎面撞击力
起落架的结构形式
23
起落架的结构型式
构架式起落架
起落架的结构型式
构架式起落架
由撑杆和减震支柱铰链而成空间支架承力和减震。 特点
结构简单，重量轻 各杆铰接承受轴向力 梳状接头处易产生裂纹 固定式起落架
起落架的结构型式
支柱套筒式起落架
起落架的结构型式
支柱套筒式起落架
由内筒和外筒组成 特点
起落架支柱电门（安全电门、空/地电门）控制的收放电路
在地面将收放控制电路断开。
地面安全销
插入起落架活动关节处，防止起落架收上。
本课小结
基本问题： ◆收放系统组成部件和功用 ◆收放操纵与指示和警告 ◆应急放下原理和方法 ◆地面安全装置功用及型式
地面转弯系统
86
飞机地面转弯的方法
前轮（或尾轮）偏转 不对称刹车 不对称推力(多发飞机)
*刹车系统的组成和工作原理
105
客机着陆滑跑减速力
空气阻力
客机着陆滑跑减速力
发动机反推力
客机着陆滑跑减速力
刹车力
注意：
在干跑道上着陆时，刹车是最主要的减速手段。
刹车系统的功用
减速 转弯 制动
对刹车的要求
要求驾驶员正确使用刹车 安全、高效
刹车装置能产生足够刹车力矩； 刹车装置摩擦系数稳定； 刹车装置耐磨性及抗压性好； 刹车冷却性好； 刹车灵敏性好； 刹车制动性能好； 滑行中单刹车转弯好控制。
Y12E型飞机总体介绍
第一章总体1.1 概述Y12E型飞机是由哈尔滨飞机制造公司设计制造的通勤类、多用途、全金属半硬壳结构的轻型运输机。
它可用于短途客货运输、地质勘探、农林牧渔等民用航空，也可用于空投空降、通讯联络、医疗救护、航空摄影等专业航空。
（图1-1）Y12E型机采用双发、上单翼、单垂尾、固定式前三点起落架的总体布局。
两台加拿大生产的PT6A-135A型发动机安装在左、右发动机舱内。
单台发动机功率为750SHP，在Y12E型飞机上限制使用到620SHP（扭矩1717lb·ft）。
图1-1 Y12E型机1.2 飞机结构机身（图1-2）机身由机头、客舱、机身后段及子翼四部分组成。
沿纵向布置有34个框，即1-34框。
8框之前为机头；8-20框为客舱；20-34框为机身后段；子翼在机身14-15框处。
3框上装有前起落架接头。
4框底部装有千斤顶支座。
子翼为非对称流线翼型，双梁式结构，左右子翼各布置有6个肋，即1-6肋。
在5-6肋的前梁前装有接头，其上固定横轴以安装主起落架。
前梁6肋处上翼面装有连接机翼撑杆的接头，后梁5肋处下翼面装有千斤顶支座。
图1-2 机身图1. 机头罩2. 前行李舱3. 驾驶舱4. 客舱5.尾梁(包括后行李舱)6. 机尾罩7. 子翼机翼（图1-3）机翼为双梁带机翼撑杆式结构。
机翼通过前后梁接头与机身13、15框接头铰接，并通过10肋接头与机翼撑杆铰接。
采用了共面剪切式翼尖。
机翼平面形状为带后掠式翼尖的矩形，其翼尖的前缘后掠角为65°，翼尖与机翼之间由150mm的过渡段连接。
机翼的翼型为LS(1)-0417，翼尖的翼型为低阻薄翼型。
机翼后段内侧为后退富勒式襟翼，外侧为副翼。
机翼沿展向布置了25根肋，即0-24肋。
机翼前后梁间的6-17肋翼箱为整体结构油箱，左右两个机翼的油箱共可装油1630升。
机翼蒙皮与长桁的连接采用胶接形式，肋与蒙皮及长桁的连接采用铆接形式。
在机翼的4～6肋间固定有发动机舱。
民用飞机飞控计算机的现状与展望
计 算机 （ ２台 Ｅ ＡＣ和 ３台 Ｓ Ｃ 中的任 何 １台都能 控 Ｌ Ｅ）
制 Ａ２ ３ ０的飞 行 。为 了保 证 系统 的 可靠 性 ， 控 计 算 飞 机采用 不 同 的硬 件 处 理 器 。Ｅ Ａ Ｌ Ｃ使 用 的 是 Ｍｏｏ ｌ ｔ ｏａ ｒ ６ ０ ０微处理 器 ，Ｅ ８１ Ｓ Ｃ使用 Ｉｔ ０ ８ ｎｅ ８ １６微处 理器 ， 采 ｌ 并 用 了非 相Ｘ ３ Ｘ和波音 ７７飞控计 算机 的结构 ， ７ 并陈述 了综合化 的发展趋势 。
关键词 ： 电传 飞控 系统 ；飞控 计 算机 ； 合 化 模 块 化 航 电 综 中图 分 类 号 ：Ｐ ７ Ｔ２３ 文 献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：６ １ ５Ｘ（０７ ０ －１１ ４ １７ － ４ ２ ０ ）５０３ － ６ ０
央故 障显示 系 统 （ Ｆ Ｓ 。主 操 纵 系统 中的 ５台控 制 ＣＤ ）
作为 民用飞 机 的最 大 供 货商 ，９４年波 音 推 出 了 １９ 其第一 架 电传飞机 Ｂｏｎ７７ 飞行 员通 过 电传 操纵 系 ｅｉｇ７ ， 统 ， 操 纵 指令 通 过计 算 机增 强后 ， 将 传送 到 升 降舵 、 方 向舵 、 副翼 和其 它 操 纵面 的液 压作 动 装 置 上 。与传 统
引 言
在 民用 飞机 中使用 电子 控 制 系统 已经 有 ５ ０多 年 的历史 ， 早期 的应 用 主 要 是 为 了提 高 发 动机 的性 能 。
而来 的是 软件 的错误 也 不 断增 多 ， 到 １％ ｊ 达 ０ ｌ。与此 同时 ， 飞机 的安全操 作几乎 都要 由飞控 系统来 保 证 ， 民
１２ 空客 Ａ ３ ／ ４ ． ３ ０ ３ ０飞控计算 机
的钢索式机械系统相 比， 这种 ３轴电传操纵系统具有 更轻 的重量 ， 化组 装 程 序 ， 简 减少 备件 ， 并减 少 了航 空
民用飞机自动飞行控制系统：第7章 主动控制技术
以在指定的位置上安装特殊的操纵面
采用的控制方法：
（1）开环控制方法
NB-52CVV所采用的开环补偿方法。该系统利用 法向加速度计，测量法向过载，并通过洗出网络 与低通滤波器，分别驱动左右水平鸭翼偏转，产 生一定的直接升力，克服垂直阵风影响。
（4）这种操纵使飞机转动运动与平移运动强烈 耦合，从而使飞机快速跟踪轨迹的能力降低了。
• 直接力控制：通过附加操纵面的控制，不产生 力矩，直接产生升力或侧力。
克服上述缺点； （1）增大了改善飞行特性的可能性，可以实
现力与力矩的解耦； （2）可用于改善飞机的时间响应特性； 2．分类：
直接升力，直接侧力及直接阻力或推力控制。 为了产生直接力，单凭一个操纵面是无法实 现的（除非这个操纵面所产生的空气动力正 好作用于重心），需要配置其它辅助操纵面。
其中洗出网络的作用是消除定常的过载信号， 从而保证不至于阻挠正常的机动。
（2）闭环控制方案
波音公司在小型民用客机DHC-6上进行了乘 座品质控制系统的研究。应用对称副翼偏转和 升降舵以及扰流片实现了垂直阵风减缓控制。
为了使乘座品质控制系统与人工操纵兼容使用 各操纵面：
该飞机的原有操纵面进行分割，提供部分但 足够的权限用于阵风减缓系统；副翼分割出40 ％的翼面用于阵风减缓控制；升降舵提供了20 ％的翼面；扰流片仅用于进场着陆，从基本位 置开始动作，增强副翼产生的直接升力，实现 着陆过程中的乘座品质控制。
例如，飞机进场着陆通过升降舵控制航迹上 升时，就会产生一种下沉航迹,这对安全着陆 是不利的，
特别是当飞机受到顺风作用时，由于气流速 度的减少,升力受到损失，导致下沉速度，在 这种情况下，升降舵拉升作用所产生Байду номын сангаас反向升 力的不利作用，就更为明显，这将使下沉速度 进一步增大。
ccar-66口试内容
5.2口试考试说明
针对各专业的不同，规定了考试X围与题目数量。
其中M6、M9、M10、M11、M12、M13、M14、M15是指笔试考试大纲中规定的模块内容。
题目的等级应当满足笔试考试大纲中规定的试题等级要求。
口试考试方法
考生从民用航空器维修人员执照考试口试题库中抽取5道口试题作为考题。
考试由民航总局委任的三名民用航空器维修人员执照口试考试执考委任代表执行。
考生的考试成绩为三名执考委任代表给出的平均分，考试分数100分为满分，70分（含）以上为合格。
口试考试组卷和出题规则
●抽取的试题等级按照笔试考试大纲中规定的等级抽取。
如大
纲中规定的等级为3，抽题时应当抽取3级题。
●抽题数量按照上表，在各模块内随机抽取相应数量的试题，
且同一章节的题目不得重复抽取。
SR20
１ 、驾驶杆采用 侧杆控制 ，且达到较 好的人工 效果，需要 气动力和操稳专业精确的力矩计算 。 ’ ２ 、襟翼控制 系统简单 可靠 ，设计水 平高 ，展示 了飞控设 图１ 计 人员丰富的知识 以及气动、操稳、强度精确的计算 。 １ ． ２ ． ２升降舵操纵及抚养配平系统 （ 图２ ） 综上可 见 ，Ｓ Ｒ ２ ０ 飞 机 控 制 系 统 简 单 可 靠 ，维 护 性 好 。这 升降舵操纵系统 。它 的主要功用是控制飞机 的俯仰姿态 。 从一个 侧面 说 明了西锐在 美 国的成功不 是偶然 的 ，精 确 的气 该系统 主要包括 ２ 个侧 杆式方 向盘，两个推 拉杆 ，一根扭 动 、操 稳 、强度计算 ，经验 丰富 的飞控设计 师 队伍 ，是Ｓ Ｒ ２ ０ 力管 ，前扇 形轮 ，钢索 回路 ，滑 轮 ，后 扇形轮 ，拉杆 等 。它 取得成功的支柱 。 采用 无助力 器操纵 方式 ，驾驶 员转动 驾驶杆 后 ，钢 索滑轮 直 参考文献 ［ １ 】王凯 ．基 于有 限元的 Ｓ Ｒ ２ ０飞机 空调 压缩机 安装 方式优化 接拉动升 降舵舵面偏转 。 １ ． ２ ． ３升 降舵配 平系统 。它的主要 作用是减 少或消除作用 设 计 … ．科技创新 与应 用， ２ ０ １ ４ ， （ ２ １ ） ： ２ ０ － ２ １ ． 在驾驶杆上的力 以减轻驾驶员 飞行时的疲劳 ［ ２ 】曲 东才 ， 曹栋 ， 刘爱元等 ． 基 于 升 降舵 控 制 的 飞机 飞行 它包 括配 平开 关和配 平作 动器 。驾驶 员按 动配平 开关 ， 速 度 控 制 系统 仿 真 ［ Ｊ ］ ．海 军航 空工程 学院 学报 ， ２ Ｏ １ ２ ， （ ２） ： ３ ８ －１４ ２ ． 通过 电信 号控制配 平 电动机构作 动弹簧 载荷 使其实 现配平 操 １ 纵 。配平作 动器 安装在 平尾前 缘附近 的机舱 内 。配 平量 指示 ［ ３ 】白 俊杰， 张坤， 崔彦 勇 ． 飞机 飞行控制 系统参数 多 目 标优化 采用数发往 显示器 。 设计研究 ［ Ｊ ］ ． 航 空计算技术， ２ Ｏ １ ４ ， （ ２ ） ： ９ １ － ９ ４ ． Fra bibliotek图２
2013飞机构造基础知识点
第四章起落架系统起落架主要功用是在飞机滑跑、停放和滑行的过程中支撑飞机，同时吸收飞机在滑行和着陆时的振动和冲击载荷。
起落架配置形式：前三点式、后三点式、自行车式、多点式。
起落架结构形式：架构式起落架、支柱套筒式起落架、摇臂式起落架。
油气式缓冲支柱主要利用气体的压缩变形吸收撞击功能，利用油液高速流过节流小孔的摩擦消耗能量。
在压缩过程中，撞击动能的大部分由冷气吸收，其余则由油液高速流过小孔时的摩擦和密封装置等的摩擦转变为热能消散掉。
在伸张过程中，冷气释放出能量，其中一部分转变成飞机的位能，另一部分也由油液高速流过小孔时的摩擦以及密封装置等的摩擦转变为热能消散掉。
经过若干的压缩和伸张，缓冲器就能将全部撞击动能逐步的转变成热能消散掉，使飞机很快平稳下来。
两种起落架收放位置锁的组成及工作原理：（1）挂钩式锁主要由锁钩、锁簧和锁滚轮组成。
通常通过锁作动筒、摇臂及连杆作动。
锁滚轮进入到锁钩内即为入锁状态。
当无液压时锁簧可保持其处于锁定状态。
（2）撑杆式锁由相互铰接的两段锁连杆、锁簧及锁作动筒等组成。
锁定原理：通过限制阻力杆，或侧撑杆的折叠或展开运动而使起落架锁定。
起落架正常收放顺序：（1）开起落架舱门（2）开起落架收上锁（3）放起落架并锁好（4）关起落架舱门。
起落架安全收放措施：（1）起落架手柄不能直接搬动（2）手柄电磁锁（3）地面机械锁。
起落架位置指示和告警P170机械液压式前轮转弯系统工作原理：当操纵前轮转弯手轮或方向舵脚蹬时，通过钢索、鼓轮、滑轮将信号传递到转弯输入摇臂，输入摇臂的转动会作动转弯计量阀的滑阀移动。
滑阀的移动使得压力油供往前轮转弯管路，直到前轮转弯作动筒。
转弯作动筒的一个工作腔通压力油，同时另一腔通回油，使转弯作动筒的活塞杆伸出（或缩入），推动转弯环转动，从而带动前轮转动。
前轮定中机构的作用：在前轮离地后和接地前使前轮保持在中立位置，以便顺利地收放起落架和正常接地。
刹车减速原理：驾驶员操纵刹车时，液压油进入固定在轮轴上的刹车作动筒，推动刹车片，使动片和静片压紧。