翼尖刹车在高升力系统传动中应用分析
飞机翼形状对升力产生的影响分析
飞机翼形状对升力产生的影响分析飞机翼是飞机的重要组成部分，其形状对升力产生的影响至关重要。
正确的翼形设计可以提高飞机的升力效率，使其更加稳定和安全。
下面将对常见的几种翼形形状进行分析，探讨其对升力产生的影响。
1. 直翼形状直翼是最简单的翼形形状，也是最早应用于飞机设计的。
直翼的特点是翼展大，翼面积大，翼根和机身连接处较宽。
这种翼形形状对升力的产生非常有效，但是对阻力的产生也较大。
由于直翼的升力分布比较均匀，飞机在升降过程中更加稳定。
然而，直翼的升力效率并不高，不适合高速飞行。
2. 椭圆翼形状椭圆翼是一种理论上最为理想的翼形形状。
椭圆翼的升阻比最高，对升力的产生和阻力的减小都非常有效。
椭圆翼的翼尖梯度较小，使得翼尖附近的升力损失较少。
然而，椭圆翼的制造难度较大，很难做到理想的形状。
因此，目前实际应用中并不多见。
3. 矩形翼形状矩形翼是最常见的翼形形状之一。
矩形翼的升力分布均匀，制造工艺相对简单，成本较低。
然而，矩形翼的升力效率并不高，翼尖附近的升力损失较大。
另外，矩形翼的阻力也相对较大。
虽然矩形翼在低速飞行时表现较好，但在高速飞行时则会出现较大的阻力。
4. 颤振翼形状颤振翼是一种特殊的翼形形状，通过改变翼面的形状来减小升力的损失。
颤振翼的特点是翼尖向下弯曲，翼根向上扭转，使得翼面在飞行过程中不断颤动。
这种翼形形状可以有效地减小翼尖附近的升力损失，提高升力效率，并且在高速飞行时减小阻力。
然而，颤振翼的制造难度较大，对飞机的结构强度要求较高。
综上所述，飞机翼形对升力产生的影响非常重要。
不同的翼形形状有着不同的特点和应用范围。
在设计飞机翼时，需要考虑飞机的飞行速度、稳定性和升降性能等因素。
合理选择翼形形状，可以提高飞机的升力效率，使其更加适应不同的飞行任务。
然而，翼形形状的设计不仅涉及到科学原理，还需要考虑实际制造和航空工程的可行性。
因此，飞机翼形的设计是一个综合性的问题，需要工程师们不断的研究和实践。
某型飞机刹车系统失效故障分析
某型飞机刹车系统失效故障分析【内容摘要】针对某型飞机在地面进行液压系统刹车试验过程中发生的刹车压力失效的问题，本文对飞机液压系统及飞机刹车系统工作原理进行分析，找出飞机地面试验过程中没有刹车压力后造成飞机刹车失效故障产生的原因，并提出改进措施，提供排故思路。
关键词飞机液压系统刹车系统1引言刹车系统是现代飞机在进行滑行及飞行时的重要制动装置, 在飞机着陆阶段及滑行阶段吸收飞机滑跑动能, 使飞机快速降低速度, 达到缩短滑跑距离的目的, 确保飞机的停留, 是保证飞机安全运营的重要系统。
一般的飞机都要装备机轮和刹车系统。
机轮和刹车系统属于飞机起落架系统的一部分，包括的产品有机轮、刹车机轮和刹车控制系统。
液压刹车系统是飞机诸多控制系统中重要的子系统之一，其保证了飞机在较短时间内安全平稳滑跑直至静止于跑道。
随着军用和民用航空工业的进步和发展，大吨位、高速度飞机将是未来飞机的发展趋势，而这一趋势必然伴随着飞机结构复杂度增加，导致对飞机的控制难度加大，对飞机刹车控制的要求也更是愈加严峻。
飞机高速滑行下刹车系统一旦失灵或稍有控制误差便可能导致严重后果。
由于飞机在着陆滑跑时飞行员频繁地使用刹车来控制滑跑速度和滑行方向，且此过程持续时间比较短加之飞机的滑跑速度很快，要求飞机刹车系统必须迅速做出反应，既要安全可靠地刹车以迅速降低滑行速度，又要避免刹车过死造成机轮在跑道上打滑甚至出现爆胎现象，这些都要求刹车系统具有很高的可靠性。
某型飞机在地面使用液压油泵源进行刹车系统试验阶段，当通过飞机上的刹车脚蹬输出刹车指令后，机上的驾驶舱显示器上显示的左右主机轮的刹车压力为零。
下面将对此故障问题产生的原因，对刹车系统进行机理分析，找出故障发生的原因，为后续刹车系统排故提供思路。
2刹车系统原理介绍此型飞机的液压系统设置两套独立的液压能源——1号和2号液压能源系统。
1号液压能源系统向飞机的所有液压用户供压；2号液压能源系统仅向飞行控制系统以及正常刹车系统供压。
飞机刹车装置受力的有限元分析及结构优化设计
飞机刹车装置受力的有限元分析及结构优化设计本文以某型客机为研究对象，利用有限元分析软件Ansys Workbench对飞机刹车装置进行了受力分析和结构优化设计。
一、建立有限元模型首先，利用CAD软件建立了飞机刹车系统的三维模型，包括刹车盘、刹车钳、刹车片等组件。
将模型导入Ansys Workbench中，进行几何清理，生成了符合有限元要求的模型。
然后，根据实际工作条件，对模型进行网格划分，生成了合适的网格模型，保证模型的精度和计算效率。
二、模型加载和边界条件设定针对飞机刹车在不同状态下的工作特性，分别进行了垂直和水平两个方向上的受力分析。
首先，在模型中添加了针对飞机碟刹系统工作的外载荷，利用施密特锥法将总载荷分解为法向和切向两个方向的载荷。
然后，对模型的边界条件进行设定，包括刹车盘和刹车钳之间的接触，并根据接触情况设定了刹车盘和刹车片之间的摩擦系数。
三、应力和变形分析在确定了模型载荷和边界条件之后，利用Ansys Workbench进行了应力和变形分析。
通过分析可以发现，刹车盘的应力分布较为均匀，而刹车钳处的应力较大，主要集中在刹车钳的卡位和卡钳处。
刹车片的应力分布主要集中在刹车片的接触面处，同时还存在着较大的变形量。
四、优化设计针对分析中发现的问题和缺陷，提出了结构优化设计方案。
首先，针对刹车钳处的应力集中问题，提出了加厚加强的方案设计，并在结果中验证了其有效性。
其次，针对刹车片接触面处的应力过大问题，提出了用更高强度材料制造的方案，并进行了对比分析。
最后，针对刹车片变形量过大的问题，提出了在刹车片上添加波纹或加强筋的方案设计，进行了模拟验证。
总之，本研究通过有限元分析和结构优化设计，对飞机刹车系统的受力情况和结构设计问题进行了深入地研究和分析，提出了有效的优化设计方案，具有一定的理论和实际意义。
先进的直升机传动系统技术的实际应用
先进的直升机传动系统技术的实际应用作者：孙宏龙来源：《经济技术协作信息》 2018年第4期直升机传动系统是构成直升机不可缺少的一部分内，同时在其中占据相当重要的位置，在发动机的功率和转速按一定的比例传递给旋翼、尾桨以及各附件的过程中必须实现对传动系统的使用，这可对直升机传动系统的重要性与必要性进行充分说明。
单机种配套、结构复杂、技术难度大、功重比高高效率、高可靠性、维护性好以及适应各种环境等是其显著优势与特征，同时可对直升机性能以及可靠性造成直接影响。
一、传动系统设计技术1.先进总体结构、部件设计技术。
传动系统动力学设计技术、主减润滑系统设计技术、分流传动的均扭结构设计技术等是先进总体结构的重要组成部分，同时需要注意的是上述内容也作为不可缺少的部分存在于部件设计技术中。
传动系统乃至全机的振动载荷、振动水平会受到多种客观因素的直接影响，其中传动系统结构动力学特性对其影响最为直接。
在先进传动系统研制的技术中最为核心的一部分内容就是传动系统动力学分析与设计技术，为在真正意义上促使直升机传动系统的工作能力得到提升，必须在结合实际情况的基础上实现对先进润滑系统的科学使用，这对传动系统的安全可靠性及延长翻修间隔期的提升也有极大的促进作用。
在实际对直升机进行研究的过程中我们始终将减轻传动系统的重量作为主要目标，传动级数、平行功率传递路径的数目及末级传动比是对减速器重量造成直接影响的关键因素，相对于行星传动机构来说，传动比高、传动级数少、齿轮和轴承数量少、传动效率高、齿轮系传动噪声小、功重比大等是分扭传动机构的明显特征与优势，这也是其实现大面积使用的主要原因。
2.高性能传动系统设计技术。
干运转设计技术、高DN值陶瓷轴承设计制造技术、主减速器降噪技术是高性能传动系统技术的重要组成部分，同时需要注意的是、提高减速器TBO 的技术、提高减速器传动效率技术等也在上述范围涵盖之内。
干运转能力是一种在丧失润滑的基础上还可继续运行的工作能力，造成润滑丧失的原因较为复杂。
飞机737-300自动刹车系统原理解析思考
飞机737-300⾃动刹车系统原理解析思考
737-300⾃动刹车系统原理简析
摘要：本⽂⾸先从滑移率出发，论述了737-300型飞机⾃动刹车的功能，统部件的功⽤及位置，⾃动刹车系统中
1，2，3，max档位以及RTO档位的⼯作原理。
关键词：⾃动刹车部件⼯作原理滑移率
⼀、功能简介
⾃动刹车系统在着陆或者中断起飞（RTO）时协助飞⾏员，提供刹车压⼒到刹车组件，从⽽有效降低飞机的滑跑速度。
并且，⾃动刹车以防滞系统为基础，防滞配合⾃动刹车⼯作，能够更精确的控制刹车压⼒，提供⽐⼈为操作效率更⾼的刹车制动⼒。
为了确保安全，防⽌系统失效，⾃动刹车系统⼯作时可在任意时刻被飞⾏员超控。
⼆、滑移率
S=(V1-V2)/V1*100%
S：滑移率
V1：飞机平均移动速度
V2：飞机机轮转速
图中，Ux为正向摩擦差⼒系数，Uy为侧向摩擦⼒系数。
当S=100%,当S=100%，即机轮速度为零，轮胎处于抱死状态
（V2=0）时，Ux最⼩，Uy也最⼩，也就是正向，侧向摩擦系数最⼩。
飞机在地⾯时，摩擦⼒=（重⼒-升⼒）*摩擦系数，所以当升⼒不变的情况下，摩擦系数越⼩，摩擦⼒越⼩。
从飞机减速⽅⾯，摩擦⼒⼩对影响飞机滑跑减速率，从操控⽅⾯，由于侧向摩擦⼒减少，导致侧向稳定性变差，容易照成侧滑。
从结构⽅⾯，抱死轮胎容易照成轮⼦局部严重磨损，脱胎，甚⾄爆胎，对飞机安全产⽣极⼤的隐患。
所以，我们需要机轮的刹车效率最⼤，即Smax点。
控制滑移率，是⾃动刹车的重要功能。
三、主要部件
1·⾃动刹车控制⾯板：位于P2⾯板，提供飞⾏员选择⾃动刹车档位。
1。
对直升机传动系统故障诊断的探讨
对直升机传动系统故障诊断的探讨直升机传动系统是直升机的重要组成部分，其故障会对直升机的飞行安全和性能产生重要影响。
对直升机传动系统进行故障诊断非常重要。
本文将探讨直升机传动系统的故障诊断方法和技术。
一、直升机传动系统的结构和功能直升机传动系统由发动机、主减速器、尾减速器和旋翼传动系统组成。
它的主要功能是将发动机的动力传递给旋翼以产生升力并控制直升机的飞行。
传动系统需要具备高传动效率、轻量化、高可靠性等特点，以满足直升机的飞行要求。
直升机传动系统故障的原因多种多样，包括零部件磨损、材料疲劳、设计缺陷、操作失误等。
主要故障包括轴承失效、齿轮破裂、链条断裂等。
直升机传动系统故障的特点是多发性和多样性，且往往会导致严重的后果，如飞机失去平衡、降低飞行性能等。
1. 振动分析法振动分析法是一种常用的直升机传动系统故障诊断方法。
通过采集传动系统的振动信号，分析其频谱和频谱特性，可以判断故障位置和故障类型。
齿轮磨损和轴承失效的振动频率和振动特征是不同的，可以通过振动分析法进行诊断。
2. 温度监测法温度监测法是通过安装温度传感器监测传动系统的温度变化，判断是否存在故障。
传动系统内部的摩擦和磨损会产生热量，导致温度升高。
通过监测温度的变化，可以判断是否存在故障。
油液分析法是通过对传动系统的润滑油进行化学分析，判断是否存在故障。
齿轮磨损和金属疲劳会产生金属颗粒和物质，通过对油液中的金属颗粒和物质进行分析，可以判断是否存在故障。
状态监测法是通过监测传动系统的工作参数和系统状态，判断是否存在故障。
通过监测传动系统的转速、负载和温度等参数，可以判断是否存在故障。
还可以采用红外热像仪等设备对传动系统进行监测，识别异常部位。
随着科技的发展，一些新的故障诊断技术也被引入到直升机传动系统的故障诊断中。
1. 无损检测技术无损检测技术是一种非接触式的检测技术，可以通过对传动系统进行超声波、磁控测试等手段，检测隐含在材料内部的故障。
这些技术可以对传动系统的内部结构进行全面检测，识别故障和缺陷。
飞机翼型的升力特性分析
飞机翼型的升力特性分析飞机翼型是改变飞机操作特性的一种重要方法，它为飞机驾驶员提供了可靠的和舒适的飞行。
本文介绍了飞机翼型的升力特性。
一、飞机翼型的历史飞机翼型的发展可以追溯到1920年代，当时有英国的法纳尔（Farnborough）实验室研究航空工程的重要性。
在1930年，法纳尔实验室提出了一种基于计算机的翼型设计方法，他们发现，把翼型变为飞机的更低的形状能够有效的减少曲率和力量的损耗。
早期的飞机翼型大多拥有低的机动性能和升力，从而增加了飞行的操作难度。
随着技术的发展，现在的飞机翼型已经设计出来拥有较高的机动性能和升力。
二、飞机翼型的升力特性飞机翼型的升力特性是决定飞机操作特性的关键。
飞机翼型有两大类，即双翼型和三翼型，这两种翼型都有其升力特性，其中双翼型的升力特性更强，它能够更好的支撑并保持飞行的稳定性，并证明它能够更有效的穿越对流，因此也被广泛使用。
三翼型的升力特性不如双翼型，但它有更好的品质和更少的受力，它能够更有效的抵抗高速风，因此也被广泛使用。
三者在飞机翼型升力特性上的比较有助于更好地理解飞机翼型的重要性。
三、翼型设计与测试翼型设计是一项复杂的工作，需要对飞机翼型的形状、尺寸和升力特性进行综合的分析和设计，使其符合机型的要求。
为了确认飞机翼型的性能，还需要进行飞行试验，以测定翼型的升力特性和整机的飞行性能，以确保翼型的质量和性能。
四、总结本文介绍了飞机翼型的升力特性，从翼型的历史发展到翼型设计与测试，可以明确的看到飞机翼型升力特性的重要性，它是改变飞机操作特性的关键。
翼型设计需要综合分析和设计，以便确保翼型的质量和性能，以确保飞机的安全可靠的飞行。
空客A320刹车系统解析
绍了A320飞机刹车系统的构成和特点，通过对几种刹车系统常见故障现象的分析，阐述了故障产生的原因，对维修人员排除刹车系统故障具有一定借鉴意义。
[font=]刹车系统是现代民用航空器的重要制动装置，在飞机着陆阶段、滑行阶段吸收飞机滑跑动能，使飞机快速降低速度，达到缩短滑跑距离的目的，以及确保飞机的停留，是保证飞机安全运营的重要系统。
[font=]系统概述[font=]A320飞机刹车系统组成如图1所示。
[font=]A320飞机刹车系统由正常刹车系统、备用刹车系统、停留刹车系统和空中刹车系统四个子系统组成，几种刹车方式及控制如表1 。
[font=]正常刹车系统与备用刹车系统主要区别是：正常刹车系统使用绿系统压力，备用刹车系统使用黄系统压力，通过自动选择活门自动选择，绿系统压力优先于黄系统压力对系统提供工作压力。
正常刹车系统与备用刹车系统各有一套独立的伺服活门和液压保险。
正常刹车系统工作时，绿系统压力经过刹车选择活门→自动选择活门→正常伺服活门进入各刹车装置，刹车/前轮转弯控制组件（BSCU）控制正常伺服活门开度进行防滞刹车。
备用刹车系统工作时，黄系统压力经过自动选择活门→停留刹车操作活门→刹车双分配活门→双梭型活门→备用伺服活门进入各刹车装置，脚蹬信号由备用低压控制系统转变成机械信号，控制刹车双分配活门调节刹车压力大小。
停留刹车系统压力经自动选择活门→停留刹车操作活门→双梭型活门→备用伺服活门进入各刹车装置，停留刹车手柄直接电控停留刹车控制活门打开，使停留刹车操作活门保持开位。
空中刹车在起落架手柄"UP "位3秒后由绿系统供压进行刹车。
[font=]系统特点[font=]1.BSCU对刹车系统工作进行监控[font=]BSCU是刹车系统和前轮转弯系统的核心控制计算机。
BSCU接收刹车指令信号，打开或关闭刹车选择活门，完成对刹车指令的响应和刹车方式选择；同时还接收轮速信号以及大气数据和惯性基准组件（ADIRU）的大气数据等信息，调节刹车压力，控制轮速，按照预定的程序控制自动刹车，以达到最佳刹车性能的目标；并完成对系统监控和自检，向飞机电子中央监控系统（ECAM）、中央故障显示系统（CFDS）发出提示和警告信息以及进行前轮转弯控制等功能。
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翼尖刹车在高升力系统传动中应用分析
摘要高升力系统监测由于电气部件和机械部件失效引起的系统功能
（襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效）丧失，进而触发翼尖刹车功能。
翼尖刹车功能触发故障原因多样，翼尖刹车功能的
好坏对高升力系统整体性能评价也是重要方面。
关键词翼尖刹车触发故障系统保护
前言
高升力主要用于飞机起飞与着陆，主要通过高升力系统来产生，从而
避免过长的飞机起飞和滑跑距离。
现代飞机采用高升力系统解决上述矛盾，通常
是在机翼前缘配置缝翼、在机翼后缘配置襟翼。
民用飞机高升力控制系统一般由前缘缝翼、后缘襟翼及其驱动控制系
统组成。
高升力控制系统主要是控制缝翼和襟翼往下展开到不同的卡位，来改变
机翼弯度和面积，以增加飞机起飞时的升力和降落时的升力及阻力，从而减少飞
机起飞和降落的滑跑距离。
国外大型民用飞机A320、A340、B777 等其高升力
控制系统基本上都是采用前缘缝翼和后缘襟翼的形式。
[1]
1.系统技术特点
高升力系统是集机械传动、检测和控制等技术于一体的综合性系统，在系统集成、关键部件等方面有独特的技术特点。
高升力系统是功能独立的飞机分系统，是从操纵杆到翼面的完整位置
闭环控制系统，由襟缝翼电子控制单元进行信号处理和功能控制，通过总线与飞
机航电系统和主飞控系统等其他系统交联。
在先进大型飞机上，高升力系统与主
飞控系统、自动驾驶系统等 3 部分组成了完整的飞机飞行控制系统。
高升力系统由翼面作动子系统、机械传动子系统、动力驱动子系统、控制和监控子系统、故障保护子系统和传感器子系统等组成。
高升力系统的技术
发展主要体现在控制与监控、作动能量传输方式上。
在控制与监控方面，高升力
控制系统从人工操纵发展到电传操纵系统，进而发展成容错式双余度数字电传操
纵系统；而在作动能量传输方面，则从襟/ 缝翼各段翼面独立驱动发展到集
中共轴驱动，再到内、外襟翼差动，并正在发展多翼面独立驱动方式。
[2]
现代大型飞机的高升力系统翼面作动技术广泛采用集中式驱动架构，由安装在飞机中央的动力驱动装置（Power Drive Unit，PDU）提供动力，通
过机械传动线系将动力传递到每个作动位置的齿轮旋转作动器或滚珠螺旋作动器上，作动器驱动襟/ 缝翼运动机构，控制襟翼和缝翼的收放。
高升力系统普遍采用数字电传操纵技术，实现了系统功能的综合，
并具有完善的余度管理功能。
同机械操纵和简单电传操纵相比，采用数字电传操
纵的高升力系统实现了襟/ 缝翼的综合管理，增强了边界保护功能，提高了
系统的安全性和维护性。
高升力系统的控制和监控功能主要由襟缝翼电子控制单
元（Flap Slat Electronic Control Unit，FSECU）实现，FSECU 通常采
用2×2构架，襟翼系统PDU 和缝翼系统PDU 的两套动力分别由两台独立
可互换的FSECU 进行控制与监控，每个FSECU 包括 1 个襟翼通道
和 1 个缝翼通道。
每个FSECU 的襟翼通道和缝翼通道分别由两条支路构成，两条支路的微处理器硬件是非相似的。
两条支路独立并且执行相同的功能，两条
支路交换数据并比较计算结果后，经硬件逻辑电路处理后输出。
[2]
2. 翼尖刹车（WTB）
翼尖刹车一般安装在每侧机翼的襟缝翼传输系统末端，当探测到襟
翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效时，翼尖
刹车停止并且锁住襟缝翼传输系统，进而锁定襟缝翼。
2.1 翼尖刹车的制动原理
以一个电传信号,电机驱动,滚珠丝杠作动为例,分析翼尖刹车的制
动功能触发（如图1），
此高升力系统的监控功能包括设备状态监控和系统状态监控功能功能。
高升力系统通过PBIT和CBIT检测系统电气部件失效并通过DMC持续向OMS
发送失效信息；高升力系统同样通过PBIT和CBIT监测由于电气部件和机械部件
失效引起的系统功能（襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟
翼超速限制失效）丧失，并持续报告相应的襟翼状态和通告/告警。
当检测到
襟翼倾斜、襟翼非指令运动或者襟翼超速（襟翼超速功能失效后，系统将抑制超
速保护功能失效所提供的制动功能）时，高升力系统将会发送一个紧急制动信号
使襟翼（在规定时间内）在当前位置停止，以此来提供系统保护。
图1 右㯲翼传动系统图
2.2翼尖刹车的制动功能触发研究
①在下放襟翼过程中FPDU 输出端传动线系断开后，与PDU 连接一端继续
下放襟翼，断开端襟翼则在气动载荷下克服惯量负载停止襟翼运动并有向襟翼收
起方向运动趋势，当左右两侧襟翼不对称量超过限定值时触发不对称保护功能，
制动指令发出，系统的WTB 和FPDU 的POB 断电制动，FPDU 的电机停止运动，整个系统锁存并把持襟翼。
②在收起襟翼过程中FPDU 输出端传动线系断开后，与FPDU 连接一端继
续收起襟翼，断开端襟翼则在气动载荷下不受控推动襟翼收起。
如果在收起到接近0°位置时断开，断开一侧的FBSA 潜在会达到上止位，
但不会触发不对称保护功能，为潜在故障。
只有当下放时才能监测到不对称故障
并执行保护。
襟翼在其他非0°位置，当左右两侧襟翼不对称量超过限制时触发不对称保
护功能，FECU 发出制动指令，系统的WTB 和FPDU 的POB 断电制动，
FPDU 的电机停止运动，整个系统锁存并把持襟翼。
③无论在襟翼收起或下放的过程中，当线系卡阻后，触发系统力矩限制器（STL）打滑，监控到电机过流，断开POB 和电机供电；通过系统低速判断逻
辑也可监测到故障，监测到故障后WTB 和FPDU 的POB 断电制动，系统把持。
④无论在襟翼收起或下放的过程中，当丝杠螺母卡阻后，发生卡阻故障的FBSA 力矩限制器（ATL）触发制动，导致系统力矩限制器（STL）冲击打滑，通过机械断开监控（襟翼运动速度过小）监控到故障后，WTB 和POB 断开供电，，电机速度将为0，系统停止驱动并把持。
⑤无论在襟翼收起或下放的过程中，当FBSA 的齿轮箱卡阻后，发生卡阻故障的FBSA 力矩限制器（ATL）启动，然后系统力矩限制器（STL）打滑，FECU 通过非指令监控检测到故障后，WTB 断电制动，POB 断电制动，电机断电停止驱动。
3.结束语
襟翼收/放控制失效、襟翼不对称、襟翼非指令运动、襟翼超速限制失效时，翼尖刹车停止并且锁住襟缝翼传输系统，进而锁定襟缝翼。
翼尖刹车功能对高升力系统是在发生故障时对系统的保护。
翼尖刹车功能触发故障原因多样，翼尖刹车功能的好坏对高升力系统整体性能评价也是重要方面，需要对翼尖刹车功能做更深入的研究。
参考资料
[1] 杨志丹. 民用飞机高升力控制系统的设计和安全性分析研究[D].上海交通学,2014.
[2] 史佑民,杨新团. 大型飞机高升力系统的发展及关键技术分析[J]. 航空制造技术,2016,(10):74-78.。