1、飛機的外載荷飛行時，作用在飛機上的外載荷主要有：重力、升力、阻力和推力分類：1. 飛機水平直線飛行時的外載荷 2. 飛機做機動飛行時的外載荷（垂直平面、水平平面） 3. 飛機受突風作用時的外載荷（垂直突風、水平突風）飛機的重心過載過載：作用在飛機某方向的除重力之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為飛機在該方向的飛機重心過載。飛機的結構強度主要取決于y軸方向的過載ny=Y/G過載的意義通過過載值可求出飛機所受的實際載荷大小與其作用方向，便于設計飛機結構，檢驗其強度、剛度是否滿足要求。標志著飛機總體受外載荷的嚴重程度。過載與速壓最大使用過載：設計飛機時所規定的最大使用過載值，稱為最大使用過載。l 飛機

2、在飛行中的過載值ny表示了飛機受力的大小。通常把飛機在飛行中出現的過載值ny稱為使用過載。l 最大使用過載是在設計飛機時所規定的，它主要由飛機的機動飛行能力、飛機員的生理限制和飛行中因氣流不穩定而可能受到的外載荷等因素確定的。在某一個特定的高度，由于發動機的推力有限，所以所能達到的速度有限，因此所能達到的速壓也就有限。使用限制速壓：通常規定某一高度H0上對應的最大q值為使用限制速壓。最大允許速壓：飛機在下滑終了時容許獲得的最大速壓，稱為最大允許速壓（強度限制速壓）。最大允許速壓比使用限制速壓更加重要。飛機飛行中不能超過規定的速壓值，否則，飛機會由于強度、剛度不足而使蒙皮產生過大的變形或者撕離骨

3、架，有時還可能引起副翼反效，機翼、尾翼顫振現象。速壓和過載的意義過載的大小飛機總體受力外載荷的嚴重程度速壓的大小飛機表面所承受的局部氣動載荷的嚴重程度l 因此，由最大使用過載和最大允許速壓所確定的飛機強度和剛度，反映了飛機結構的承載能力。飛行包線一系列飛行點的連線。以包絡線的形式表示允許航空器飛行的速度、高度范圍。同一翼型，機翼的迎角與升力系數一一對應。要確定飛機的嚴重受載情況，就要同時考慮過載ny、速壓q和升力系數Cy的大小。l 以飛行速度Vd為橫坐標、飛機過載ny為縱坐標的坐標軸，以飛機過載ny、速壓q和升力系數Cy為基本參數，畫出機動飛行的飛機包線。P11 OA：正失速線，表示在相應的當

4、量速度下，飛機能達到的最大正過載值，超過這條曲線，飛機就會失速。（Cy的限制）OD：負失速線，表示在相應的當量速度下，飛機能達到的最大負過載值，超過這條曲線，飛機就會失速。（Cy的限制）AA：最大正過載DD：最大負過載AD：最大速度（限制當量速度）機身的分類構架式、硬殼式、半硬殼式機翼的外載荷作用在機翼上的外載荷有：空氣動力、機翼結構質量力、部件及裝載質量力。空氣動力可以看成一種分布線載荷。是飛機在飛行中作用在機翼上的最主要的外載荷。單位長度下，弦長越大，空氣動力也就越大；空氣動力作用在機翼的壓力中心線上。機翼結構質量力可以近似地認為與空氣動力的方向相反，大小與機翼弦長成正比。在弦向的作用點的

5、連線就是機翼結構的重心線。部件集中質量力作用在機翼上的部件質量力是指發動機、起落架等部件的質量力，其大小和方向與過載有關。部件的重心位置就是部件質量力的作用點。剛心軸梁受拉和壓（即彎）；緣條受拉或壓；板件受剪機翼結構的典型元件縱向：翼梁、長桁、腹板橫向：翼肋、蒙皮蒙皮1. 直接功用是形成流線型的機翼外表面。2. 此外，還參與機翼的總體受力和翼梁或翼墻的腹板組合在一起，形成封閉的盒式薄壁梁承受機翼的扭矩。長桁1. 支持蒙皮，防止在空氣動力作用下產生過大的局部變形，并與蒙皮一起把空氣動力傳到翼肋上去；2. 提高蒙皮的抗剪和抗壓穩定性，使蒙皮能更好地參與承受機翼的扭矩和彎矩；3. 長桁還能承受由彎矩

6、引起的部分軸力。翼肋1. 功用是構成并保持機翼的形狀；2. 把蒙皮和長桁傳遞給他的空氣動力載荷傳遞給翼梁腹板，而把空氣動力形成的扭矩，通過鉚釘以剪流的形式傳遞給蒙皮；3. 支持蒙皮、長桁和翼梁腹板，提高它們的穩定性。翼梁承受機翼的剪力和部分或全部彎矩。縱墻可以與蒙皮組成封閉的盒段來承受機翼的扭矩。作用在機翼上氣動載荷的傳遞過程1. 空氣動力直接作用在機翼蒙皮上2. 蒙皮將外載荷傳遞到長桁與翼肋上3. 傳遞到長桁上的載荷向翼肋傳遞4. 傳遞到翼肋上的載荷向翼梁傳遞5. 傳遞到翼梁上的載荷向機翼根部傳遞6. 根部載荷通過加強肋傳遞到機翼機身對接接頭7. 通過接頭傳向機身梁式和單塊式的特點梁式縱向有

7、很強的翼梁；蒙皮較薄；長桁較少且弱，梁緣條的剖面面積比長桁大得多；有時還同時布置有縱墻。梁式機翼通常分成左右兩個機翼。單塊式長桁較多且較強，蒙皮較厚，長桁、蒙皮組成可受軸力的壁板。液壓起落架的收放、前輪轉彎操縱、剎車操縱及飛行操縱系統幾乎都離不開液壓傳動和伺服控制技術。液壓傳動的定義和基本原理定義：液壓傳動是一種以液體為工作介質，利用液體靜壓能來完成傳動功能的一種傳動形式，也稱容積式傳動。基本原理：帕斯卡原理，作用時對力進行放大。四要素1. 液壓傳動是以液體作為傳遞能量的介質而且必須在封閉的容器內進行。2. 為克服負載必須給油液施加足夠大的壓力，負載越大所需壓力也越大。這就是液壓傳動的一個基本

8、原理壓力決定于負載。3. 輸出速度取決于流量4. 代表液壓傳動性能的主要參數是壓力p和流量Q液壓系統的組成（按液壓元件的功能劃分）動力元件：指液壓泵，其作用是將電動機或發動機產生的機械能轉換成液壓的壓力能。執行元件：其職能是將液體的壓力能轉換為機械能。包括液壓作動筒和液壓馬達。控制調節元件：即各種閥。用來調節各部分液壓的壓力、流量和方向。輔助元件：除了上面的，包括油箱、油濾、散熱器、蓄壓器及導管、接頭和密封件等。（按組成系統的分系統劃分）液壓源系統工作系統工作液的基本分類和特性分為兩大類：礦物油系和不燃或難燃性油系。礦物油系工作液的主要成分是石油。潤滑性好、腐蝕性小、化學安全性好，但價格較貴。

9、不燃或難燃性液壓油系分為水基液壓油和合成液壓油。水基液壓油：價格便宜，不怕火，缺點是潤滑性差、腐蝕性大及適用溫度范圍較小。合成液壓油：潤滑性好、凝固點低、防火性能好，廣泛用于民航機上。主要特性指標潤滑性、粘度、容積彈性模數和其防火特性。粘度靜止的液體是不呈現粘性的。粘性的大小用粘度來進行標定。液體的粘度是液體在單位速度梯度下流動時產生的剪切應力。它是液體抵抗液層之間發生剪切變形的能力，是衡量液體粘性的指標。粘度的分類分為絕對粘度和相對粘度l 動力粘度又稱絕對粘度，但是較難于直接測量，因此在工程上液壓油的粘度都以相對粘度單位給出。l 油液粘度隨溫度升高而減小，這是油液的粘溫特性。油液的粘度隨壓力

10、的升高而增大防火特性航空上常用的液壓油為石油基液壓油和磷酸酯液壓油。后一種屬于耐燃性液壓油類。衡量耐燃性的一般指標為閃點、著火點和自然著火點。閃點：在此溫度下，液體能產生足夠的蒸汽，在特定條件下以一個微小的火焰接近它們時，在油液表面上的任何一點都會出現火焰閃光的現象。著火點：油液所達到的某一溫度，在該溫度下 油液能連續燃燒5s自然著火點：油液在該溫度下會自動著火。動力裝置液壓系統中常用的動力源為液壓泵液壓泵的基本工作原理液壓系統使用的液壓泵都是容積式的，其工作原理都是利用容積變化來進行吸油、壓油的。1. 液壓泵工作是靠密封工作腔的容積變化來吸油和壓油的。其輸出的油量是由這個密封腔的容積變化量和

11、變化率來決定的。2. 吸油過程中，油液是依靠油箱中油液液面壓力與泵密封腔內的壓力差來完成的，壓油過程，輸出壓力的大小取決于油液從單向閥排出時所遇到的阻力，即泵的輸出壓力決定于負載。3. 泵在吸油和壓油時，必須使密封腔的油液通路進行轉換。使泵油路進行轉換的裝置叫作配流裝置。l 從工作原理來說，大部分液壓泵都是可逆的，即輸入壓力油，就可輸出轉速和扭矩，即把液壓能轉換為機械能，這便成為執行元件液壓馬達。液壓泵的類型按結構形式可以分為齒輪式、柱塞式和葉片式三類。按輸出流量能夠調節可分為定量泵和變量泵兩類。液壓泵的主要性能參數額定壓力是指泵規定允許的最佳工作壓力。其值取決于泵的密封件和制造材料的性質和壽

12、命。排量和流量指在沒有泄露的情況下，泵軸每轉所排除的液體體積。它是由泵的密封工作腔的大小決定。功率和效率輸入功率是電動機或發動機的機械功率，是轉矩和角速度的乘積。泵的輸出功率是流量Q和工作壓力p的乘積。液壓泵的功率損失主要是由兩種損失造成的：一為容積損失，二為機械損失。與其對應的是容積效率和機械效率。容積效率：是指泵的流量損失的程度。機械效率：是指輸入泵的轉矩損失程度。l 造成泵流量損失的主要原因是泵的內漏和在吸油過程中油液不能全部充滿油腔引起的。即稱為泄流損失和填充損失。l 由于泵在工作時存在相對運動部件之間的機械摩擦和油液在泵內的流動表現出來的粘性作用都會引起轉矩損失。齒輪泵1. 是定量泵

13、，分為外嚙合式和內嚙合式2. 功率小，噪聲大，齒數越多，容積越小。3. 適用于中低壓系統工作原理P92下腔（吸油腔）因嚙合的齒輪齒逐漸脫開，其密封容積逐漸增大，形成部分真空，油箱中的油液在油箱內壓力作用下被吸進來，并隨著齒輪轉動。當油進入上腔（壓油腔）時，由于齒輪的進入嚙合使密封腔容積逐漸減小，從而將油從排油口擠壓出去。齒輪不斷旋轉，油液便不斷地吸入和排出。柱塞泵1. 是變量泵2. 分為軸向式（更好）和徑向式；3. 適用于高壓系統工作原理P96斜盤角度不變時，缸體轉動帶動柱塞在斜盤上滑動，從而改變柱塞孔容積變化。吸油：柱塞隨缸體自下而上回轉排油：柱塞隨缸體自上而下回轉液壓泵的限壓與卸荷限壓定量

14、泵一般都采用溢流閥來限制系統的壓力。當系統的壓力高于某個調定壓力值時，溢流閥將把多余的油液徘回油箱。變量泵的變量特性已經使系統最高壓力受到限制。卸荷對裝有定流量泵的飛機液壓系統，都采用使液壓泵出口壓力在工作部分不工作時降到最小限度的方法，使其輸出功率也最小，這就是定量泵的卸荷。l 變量泵具有自動卸荷功能。P103三種基本回路1. 利用工作部分控制開關在中立位卸荷這種方式只能在單一工作系統情況，對于一個泵供壓給幾個并聯工作回路的系統是不適用的。2. 利用卸荷閥自動卸荷（中小型飛機常用）這種方式可以使負載瞬時獲得高的工作壓力，并使系統壓力基本保持恒定。系統內漏和儲壓器充氣壓力不足是使卸荷閥頻繁工作

15、的主要原因。通過卸荷閥工作頻率亦可估計系統的內漏嚴重程度。3. 利用液壓繼電器卸荷這種卸荷方式可以使卸荷時泵的消耗功率為零。油液的發熱發現“油溫過高”指示燈亮時，首先應該使泵停轉，并對殼體排油濾和壓力油濾進行檢查，濾芯的臟物表明泵的缺陷。液壓執行元件直接將液壓能轉換成機械能。1. 旋轉運動型液壓馬達2. 往復運動型作動筒（直線往復運動型）作動筒利用液壓來克服負載，利用流量來維持運動速度。輸入參數：液體壓力和流量液壓功率。輸出參數：力和速度機械功率。形式1. 單作用式2. 雙作用式（雙向雙桿式、雙向單桿式）工作原理：當筒體固定時，若筒左腔輸入工作液體，液體壓力升高到足以克服外界負載時，活塞就開始

16、運動。若連續不斷地供給液體，則活塞以一定的速度連續運動。液壓控制元件方向控制元件：控制系統中液體流動的方向。如單向閥、換向閥。壓力控制元件：調節或限制油液的壓力。如溢流閥（包括定壓閥和安全閥）、減壓閥流量控制元件：調節流量。如節流閥、分流閥單向閥：只允許液流在一個方向上流通換向閥：改變液流的方向和通路。定壓閥：用來保持系統工作壓力安全閥：用來限制系統最大壓力減壓閥：使系統中一部分壓力低于另一部分的壓力。共性1. 都由閥體、閥芯和操縱機構等三部分構成2. 都通過改變通道面積或改變通道阻力來實現控制和調節作用方向控制元件控制液流的通、斷和改變液流的方向或通路單向閥換向閥用來控制系統中油液流動的方向

17、，按需要可使執行機構的右路關斷、接通和換向。原理：利用閥芯相對閥體的相對位移來使油路發生變化不同分類：1. 轉閥、滑閥2. 手動、機動、電動、液動3. 幾位幾通壓力控制閥包括溢流閥、減壓閥、卸荷閥溢流閥分為直動式、先導式和差動式直動式和先導式的區別：直動式只能用于低壓系統；先導式在高壓大流量系統中也能得到小的工作壓力波動范圍。防滯系統過載安全閥保持系統壓力恒定定壓閥減壓閥當液壓系統只有一個統一壓力的液壓源，而不同工作部分所需壓力不同時，則使用減壓閥。利用閥口節流降壓。溢流閥和減壓閥的區別溢流閥：防止系統超載，保證安全。減壓閥：在保證系統不過載的前提下，降低系統壓力。1. 減壓閥保持出口處壓力不

18、變，而溢流閥保持進口處壓力不變； 2. 在不工作時，減壓閥進出口互通，而溢流閥進出口不通； 3. 非工作狀態時，減壓閥的閥口是敞開的，而溢流閥是常閉的；卸荷閥依靠降低定量泵的出口壓力來實現卸荷流量控制閥依靠改變閥的通流面積的大小來調節流量，以控制或協調執行機構的運動速度飛機液壓系統中常用的有節流閥（同步閥、定量閥、定量器）和流量放大器、液壓保險器。流量放大器用于工作系統要求的流量比供應系統輸出流量大的情況下。流量放大的同時會使壓力降低。液壓保險器（限流量切斷閥）液壓系統中在并聯系統上有時裝有液壓保險器，其目的是當管路中的油液在允許的正常流動下保持打開位置，如果流量過大超過規定值，它就自動關閉。

19、利用節流孔造成壓差進行工作。限制流量取決于彈簧的預緊力。液壓輔助元件油濾在系統中的應用在典型的液壓系統中，油濾一般設置在泵的高壓出口管道上、泵殼的回油路上、系統的回油管道上和伺服閥的入口等處。重點防護的附件是油泵、伺服閥和節流孔。油濾種類：表面型、濃度型、磁性構造：網狀油濾、紙質油濾、燒結式油濾蓄壓器是一個存儲液壓能量的附件。作用1. 應急能源：作為應急液壓源2. 附件輸出：可在短時間內提供較大功率的液壓能源以加速系統的工作速度。3. 穩定壓力：補充系統泄露，維持系統壓力4. 節省動力和緩和沖擊。液壓系統常用的基本回路1. 順序控制回路2. 速度控制回路3. 方向控制回路4. 壓力控制回路飛機

20、燃油系統一架飛機完整的燃油系統包括兩大部分：飛機燃油系統與發動機燃油系統。油箱類型：硬油箱、軟油箱、整體油箱油箱配置：機翼主油箱、機身中央油箱、通氣油箱、配平油箱、輔助油箱加油方式：重力加油、壓力加油燃油的分類航空燃油常用的有航空汽油與航空煤油兩大類。對燃油的要求是高的揮發性、低的燃點（可燃性好）、高的純度、燃油中的空氣和水分低。最簡單的燃油系統至少要有油箱、管道、油濾、截止閥和油量表等。加油靜電的抑制和消除燃油消耗的順序是：先用中央油箱的油，再用主油箱的油。通氣系統油箱必須通氣，而且要保持一定的剩余正壓力，以保證輸油泵充分吸油，保證在輸油泵失效時能靠重力往輸油總管輸油。l 油箱的通氣方式可以

21、是各個油箱各自通氣，可以是由一根通氣管連接各油箱的通氣口。燃油系統的主要部件燃油箱、燃油泵、其他附件油箱內氣體的壓力必須滿足以下幾個要求1. 要大于燃油的飽和蒸氣壓，否則會有大量的燃油蒸發成氣體而流失2. 要保證在油泵入口壓力大于油泵前所需的壓力，不至于產生氣塞現象3. 滿足重力供油的條件油量表1. 浮子式油量表2. 電容式油量表起落架裝置起落架配置形式：前三點式、后三點式、自行車式起落架常見的結構形式：構架式、支柱套筒式、搖臂式減震裝置由輪胎和減震器組成。功用1. 減小飛機在著陸接地和地面運動時所受的撞擊力。2. 減弱飛機因撞擊而引起的顛簸跳動。油氣式減震器1. 利用氣體的壓縮變形來吸收撞擊

22、動能，利用油液高速流過小孔的摩擦消耗能量。2. 對密封性的要求較高。3. 是起落架減震器的主要形式。基本組成：外筒、活塞、活塞桿、帶小孔的隔板和密封裝置等。工作原理l 油氣式減震器，油是液壓油，氣是氮氣。工作特性分析油氣式減震器載荷的大小，由冷氣作用力、油液作用力和密封裝置等的機械摩擦力決定；它吸收和消耗能量的多少，由冷氣、油液和機械摩擦所吸收和消耗的能量來決定。冷氣的工作特性減震器內的冷氣應該有一定的初始壓力。提高初始壓力可以減小活塞面積，而冷氣作用力不變。所以初始壓力越大，減震器的尺寸可以做得越小。但是，提高初始壓力也是有限度的。油液的工作特性大氣溫度升高，油液粘度降低，流動阻力變小，這時

23、油液工作特性曲線變得較平；反之，變得較陡。減震器的特性系數 預壓系數：是當減震器完全伸張時，開始壓縮減震器所需的力與減震器停機載荷的比值。預壓系數越大，說明冷氣初始作用力越大，冷氣工作特性曲線就越高而且越陡，壓縮就越困難，減震器顯得越硬。所以，預壓系數的大小能表示減震器的軟硬程度。一般飛機減震器的預壓系數不大于1，停機時有一定的壓縮量，這樣，能較好避免飛機接地后重新跳離地面。效率系數：表示減震器在規定的最大壓縮量和最大載荷的條件下，吸收撞擊動能的能力。在同樣的最大壓縮量和最大載荷的條件下，效率系數高的減震器吸收能量較多，但它在壓縮量較小時載荷也較大。對于要求減震器柔軟一些的飛機來說，效率系數要

24、低一點。對于要求減震器在不增大尺寸的條件下多吸收能量的飛機，效率系數就應該高一些。熱耗系數：是減震器在一次壓縮和伸張行程中，油液、密封裝置等摩擦消耗的能量與減震器吸收的全部能量的比值。熱耗系數越大，說明減震器的熱耗作用越大，飛機與地面碰撞時的顛簸跳動越弱；但是，增大熱耗系數就要求增大減震器壓縮和伸張行程的油液作用力和機械摩擦力，使減震器的壓縮和伸張速度變慢，工作周期延長，接受連續撞擊的能力變差。減震器性能的調節裝置1. 通油孔面積調節裝置油針使通油孔面積逐漸減小。1) 消除載荷高峰2) 取得較大的熱耗系數3) 減小飛機在高速滑跑中受到的載荷還有油槽式。2. 單向節流活門反行程制動活門（在伸張行

25、程中堵住一部分通油孔）正行程制動活門（在壓縮行程中堵住一部分通油孔）這兩種減震器分別增大了伸張行程和壓縮行程中的油液作用力，因此都能提高熱耗系數。正向應用更廣泛。油氣式減震支柱的維護油、氣罐充量不正常對減震性能的影響如果油、氣罐充量不符合規定，減震裝置就會變得過軟或過硬。減震裝置過軟或過硬的原因及危害1. 減震器的氣壓或減震器的油量小于規定數據對減震性能產生影響減震裝置變軟后，由于阻止飛機下沉的力較小，即使當減震裝置完全被壓縮時，也還不能將撞擊動能吸收完，因此飛機繼續下沉，使得減震器內的活塞和限動裝置相撞，嚴重時可能引起某些結構的損壞。2. 減震器的氣壓或減震器的油量大于規定數據對減震性能產生

26、影響這時，飛機各部分受到的力比正常時要大，因此飛機各部分結構容易疲勞而提前損壞。在粗猛著陸情況下，同樣可能損壞結構。起落架減震支柱如何吸收和消耗地面撞擊能量？1. 在減震支柱里罐充氣體，利用氣體壓縮變形產生盡可能大的彈性變形來吸收撞擊動能，以減小飛機所受撞擊力2. 利用在壓縮和伸張過程中，減震支柱通過迫使油液高速流過小孔，產生劇烈摩擦熱耗作用，盡快地消散能量，使飛機接地后的顛簸跳動迅速停止。減震支柱充灌標準及程序現代飛機很支柱通常有兩個充灌嘴，充氣嘴和充油嘴相互分離。油液的充灌標準：當減震支柱完全壓縮時，油液與充油口齊平灌油：減震器充油液牌號標在減震器銘標牌上充氣：要按充氣曲線進行起落架收放系

27、統現代飛機起落架收放系統一般都以液壓為正常收放動力源，以液壓、冷氣或電力作為備用應急動力源。鎖機構與正常收放系統收放位置鎖用來把起落架緊鎖在收上或放下位置，防止起落架在飛行中自動放下或在撞擊時自動收起。l 收上鎖通常采用掛鉤式；放下位置通常靠鎖支柱鎖住。l UP收起DOWN放下OFF巡航起落架位置指示與警告系統1. 燈光指示信號2. 機械指示信號3. 警告系統（燈光、音響）應急放下系統1. 當正常收放系統發生任何合理的失效時，應能放下起落架2. 任何單個液壓源、電源或等效能源失效時，應能放下起落架在駕駛艙內設置人工應急放下操縱手柄，通過鋼索和機械連桿與起落架收上鎖相連接。駕駛員拉動應急放下操縱

28、手柄，打開起落架收上鎖，起落架在自身的重力和迎面氣流的吹襲下而放下。地面放收安全措施1. 起落架手柄不能直接扳動，防止由于維護人員的觸碰而收起起落架。在空中，駕駛員收起起落架時，要扳動扳機才能扳動起落架手柄。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，許多飛機還配有附加的安全裝置地面鎖。前輪的穩定距作用1. 抑制前輪的擺振2. 使飛機在滑行時能夠靈活地轉彎穩定距過小，地面運動的穩定性不好；穩定距過大，則支柱承受的彎矩會大為增加。影響因素：前輪充氣壓力、跑道的軟硬前輪轉彎系統用壓系統分為：液壓傳動（開環）和液壓伺服（閉環）前輪轉彎系統是閉環的，是一套典型的機械液壓位置伺服系統

29、簡述前輪轉彎的組成和操縱原理？ 飛機轉彎系統包括輸入機構、傳動鋼索、轉彎計量活門、轉彎作動筒、轉彎套筒和反饋機構。 機械液壓轉彎系統采用轉彎手輪或方向腳蹬作為輸入，通過鋼索將轉彎操縱信號傳遞到轉彎計量活門，轉彎計量活門將液壓動力輸送到轉彎作動筒，驅動前輪轉彎。轉動時，反饋鋼索將機輪位置信號提供給轉彎計量活門，實現手輪或腳蹬對前輪的伺服控制。前輪轉彎系統的功能：轉彎、中立減擺、拖行釋壓前輪中立機構中立機構的作用：在前輪離地后和接地前，使前輪保持在中立位置，以便順利地收入起落架艙和正常接地。前輪減擺前輪圍繞飛機運動的軸線，不停地左右搖擺，稱為前輪擺振，是一種自激震蕩。根本原因：前輪是可以繞支柱軸線

30、左右偏轉的；同時由于輪胎、支柱有彈性，以及前起落架各構件間有間隙，輪胎與地面的接觸點還可以偏離飛機運動軸線。l 目前防止前輪擺振最有效的措施就是在前起落架上安裝減擺器。（油液式使用最廣）油液式減擺器主要有活塞式和旋板式，利用油液流過節流孔的熱耗作用，消耗前輪減擺的能量，從而防止擺振。機輪與剎車系統機輪由輪胎和輪轂組成作用1. 減小飛機在地面運動的阻力2. 吸收飛機在著陸接地和地面運動時的一部分撞擊動能3. 縮短著陸滑跑距離要求1. 通行性要好2. 剎車裝置性能好3. 具有足夠的強度和良好的耐疲勞性。通行性兩個方面衡量：滾動阻力和對地面的壓力。l 滾動阻力大、對地面的壓力大，通行性就越差。（一）

31、機輪對地面的壓力(1) 機輪滾動速度(2) 輪胎壓縮量（二）機輪滾動阻力(1) 由輪胎變形產生的滾動阻力 滯后阻力(2) 由地面變形產生的滾動阻力 地面變形阻力輪轂的構造形式：固定輪緣式、可卸輪緣式和分離式。l 檢查輪胎充氣壓力唯一正確的方法是采用壓力表測量。剎車系統剎車裝置的常見形式為 彎塊式 、 膠囊式 、 圓盤式 。剎車遲鈍的主要原因是：剎車片間隙過大剎車松軟的主要原因是：管路油液中有空氣 圓盤式的特點摩擦面積大、熱容量大、容易維護如何確定多圓盤式剎車裝置中，剎車片磨損量？給剎車系統供壓，進行剎車，觀察剎車磨損指示銷。怎樣才能獲得高的剎車效率1. 準確地控制剎車壓力2. 剎車裝置所能產生

32、的最大剎車力矩應不低于結合力矩簡述輪轂中易熔塞的作用？ 易熔塞是一個空心螺釘，空心處澆鑄有易熔金屬。飛機猛烈剎車時，剎車裝置產生大量的熱，是輪胎內氣體溫度升高，壓力增加。當氣體溫度達到一定時，易熔塞熔化，緩慢將氣體放出，防止飛機爆胎。因易熔塞熔化而放氣的輪胎應報廢，輪轂應進行硬度檢查以確定是否報廢。l 剎車系統的重心問題就是調節剎車壓力。剎車系統的組成1. 正常剎車系統2. 應急剎車系統3. 防滯剎車系統4. 自動剎車系統飛機著陸前，打開自動剎車系統，不需要駕駛員用腳操縱。5. 停留剎車飛機停場時，將飛機剎住，供油壓力源為剎車儲壓器。正常剎車系統的組成：剎車儲壓器、正常儲壓器、正常剎車調壓器、

33、流量放大器防滯剎車系統的組成：防滯傳感器、防滯控制器、防滯控制閥正常剎車系統工作原理工作原理駕駛員踩下剎車腳蹬，系統壓力經剎車調壓器流向流量放大器，剎車壓力與駕駛員的腳蹬力成正比；流量經過流量放大后，供向剎車作動筒，加快剎車反應速度，使機輪內的剎車裝置產生剎車力矩，使飛機減速；當駕駛員松開剎車后，在復位彈簧的作用下松開剎車，油液經原路返回，經過剎車調壓器回油箱。其中流量放大器還起到液壓保險的作用。主要元件剎車調壓器、流量放大器滑移率=（V機V輪）/ V機l 滑移率為15%25%時，剎車效率最高。l 輪速要達到一定值過后才能開始剎車，因為要求機輪速度和飛機滑行速度差不能過大，否則會發生嚴重的“托

34、胎”。現代飛機防滯系統的主要功能1. 接地保護在飛機即將接地瞬間解脫剎車的作用（雖然已經實施剎車），當飛機主輪觸地且機輪滾動速度達到剎車允許速度時，接地保護電路斷開。2. 鎖輪保護監測兩個同側機輪速度差，達到40%時，鎖輪保護電路開始工作。防止“托胎”。3. 正常防滯4. 轉入人工剎車速度低于一定值后，正常防滯電路脫開，剎車壓力由駕駛員剎車調壓器決定。l 現代飛機防滯系統分為 慣性傳感器式 和 電子式 兩大類。現代飛機多用電子式。慣性傳感器式傳感器：感受機輪的負角加速度，及時地將機輪托胎的信號輸往電磁活門。電磁活門：是典型的兩位三通電磁閥。電子式防滯剎車的組成和基本工作原理基本組成：由三個主要

35、元件組成：輪速傳感器、防滯控制器、防滯閥工作原理：輪速傳感器感受機輪滾動速度，送到防滯控制器，防滯控制器根據輪速、飛機滑行速度計算機輪的滑移率，與理想滑移率進行比較，發出控制信號到防滯閥，連續控制到供向剎車裝置的液壓壓力，使機輪的滑移率逼近理想滑移率，從而達到理想剎車效率。自動剎車系統自動剎車系統通過自動剎車調壓器調節剎車壓力。自動剎車調壓器與正常剎車調壓器并聯，通過轉換閥接入正常剎車系統。停留剎車系統儲壓器預充氣壓力的高低和系統泄露情況決定停留剎車時間的長短。飛機飛行操縱系統主操縱系統方向舵、副翼、升降舵；輔助操縱系統水平安定面、調整片等。主操縱系統由中央操縱機構和傳動系統兩大部分組成。中央

36、操縱機構由手操縱機構和腳操縱機構組成。手操縱機構升降舵和副翼腳操縱機構方向舵手操縱機構分為駕駛桿式和盤式。腳操縱機構分為腳蹬平放式和腳蹬立放式平放式腳操縱駕駛桿式手操縱立放式腳操縱盤式手操縱飛機顫震：飛機飛行中空氣動力、結構彈力性和慣性力之間的交互作用現象。是一種多自由度的自激震蕩。傳動機構的構造和工作原理飛機操縱系統的傳動機構通常分為軟式、硬式和混合式三種。軟式傳動操縱靈敏度差，摩擦力較大。構造簡單，尺寸較小，重量較輕。鋼索鋼索的主要故障為：斷絲存在彈性間隙。鋼索的彈性間隙太大，就會使操縱的靈敏性變差。有預緊壓力的鋼索能減小彈性間隙，但是預緊壓力過大（附加摩擦）和過小（彈性間隙）都不好。滑輪

37、和扇形輪滑輪的主要故障形式為 滑槽損傷 。滑輪可以支持鋼索和改變鋼索的運動方向；扇形輪除了具有滑輪的作用，還可以改變力的大小。松緊螺套松緊螺套的功用是調節鋼索的預緊力。鋼索張力補償器保持鋼索的正確張力。硬式傳動操縱靈敏度高、生存力較大。重量較大、尺寸較大、容易發生共振現象。傳動桿傳動桿的主要失效形式是：共振和失穩。搖臂1. 改變力的大小2. 改變位移的大小3. 改變速度的大小4. 改變傳動桿運動方向5. 支撐傳動桿6. 實現差動操縱導向滑輪導向滑輪的功用是 防止傳動桿的失穩和共振 。l 當駕駛桿左右或前后移動的位移相等，而舵面上下偏轉的角度不等，稱之為差動操縱。實現差動操縱最簡單的機構是雙搖臂

38、。傳動系數指舵偏角與桿位移的比值傳動系數一方面表示單位桿位移時舵偏角的偏轉量，另一方面又表示克服單位鉸鏈力矩時所需要的桿力大小。非線性傳動機構操縱系統有助力器的飛機操縱系統分類1. 可逆助力機械操縱系統（回力）2. 不可逆助力機械操縱系統（無回力）無回力液壓助力操縱系統組成：駕駛桿、活動桿、外筒、液壓助力器、載荷感覺器、舵面液壓助力器是個伺服系統（閉環），包括比較、放大、執行、反饋基本組成部分：外筒、傳動活塞 和配油柱塞。性能1. 快速性快速性直接影響舵面偏轉的最大角速度，從而影響飛機的操縱性。影響因素：流量、密封性2. 靈敏性液壓助力器的靈敏性是指它的傳動活塞迅速地跟隨配油活塞運動的能力。不

39、靈敏范圍：配油柱塞在某一范圍內活動時，傳動活塞并不運動。隨從誤差：當傳動活塞跟隨配油柱塞運動時，傳動活塞的行程與配油柱塞的行程之間始終存在著一定的差值。3. 穩定性在外部擾動作用消失后，能夠迅速自動恢復到原來工作狀態的能力。(1) 傳動機構連接部分的間隙(2) 混雜在油液中的空氣(3) 操縱系統的摩擦力(4) 助力器的密封性調節飛機操縱性的裝置載荷感覺器1. 在無回力的助力操縱系統中，為了使飛行員操縱飛機時能從駕駛桿上感受到力，都必須裝有載荷感覺器。2. 載荷感覺器使飛行員有力的感覺，駕駛桿偏離中立位置的行程越大，桿力越大；當飛行員松桿飛行時，還可以使駕駛桿保持在中立位置。工作原理當駕駛桿前后

40、運動時，一方面通過助力器去操縱舵面，另一方面帶動載荷感覺器的活動桿向一邊移動，使載荷感覺器的一個彈簧受到壓縮。電傳操縱系統電傳操縱系統是電液伺服電傳操縱保持高可靠性是通過：余度技術。l 目前，世界各國均定1.010-7 /飛行小時作為電傳操縱系統的可靠性指標。多余度電傳操縱系統的主要要求有哪些？ 表決和監控： 判斷輸入信號中有無故障信號，并從中選擇正確的無故障信號 故障隔離： 如果任何一個信號被檢查出是故障信號后，監控器自動隔離這個故障信號，不使它再輸入到后面的舵回路中 雙故障保護： 如果某一輸入信號出現故障，切換器自動切除與助力器的聯系，將正確信號接入系統。飛行操縱警告系統1. 失速警告系統

41、2. 起飛警告系統飛機空調系統大氣物理特性主要指大氣的壓力和溫度、以及濕度等參數隨高度的變化規律。大氣分為五層：對流層、平流層、中間層、電離層和散逸層座艙空氣調節系統氣密座艙的類型(1) 再生式(2) 大氣通風式l 氣密艙的主要環境參數是座艙空氣的溫度、壓力、壓力變化率以及座艙余壓，還有空氣濕度和清潔度等。座艙氣密性的檢查（1）漏氣補償法認為艙內空氣的溫度保持不變。由座艙各漏氣處漏出的空氣量等于向座艙供入的空氣量。（2）座艙壓力降法壓力降法又稱壓差檢驗法。在規定的時間內測定壓力降低值；或者是座艙壓力降低至規定的壓力值時，測定相應的時間。在所研究的時間內座艙的空氣溫度可視為不變。l 漏氣補償法比

42、較適應于座艙容積小而漏氣量較大的座艙，而壓力降法則適應于座艙容積大而漏氣量較小的情況，目前，對于大、中型旅客機，普遍采用的是壓力降法。氣源系統座艙通氣換氣條件及要求(1) 通風換氣量每小時的通風換氣次數不能少于2530次(2) 空氣流速一般客艙內的空氣流速為0.2m/s(3) 供氣清潔度現代噴氣客機增壓空氣的來源及用途主要來源1. 主要來源是發動機壓氣機引氣；2. 在地面和空中的一定條件下可以使用APU引氣；3. 在地面還可以使用地面氣源。l APU引氣的主要用途是在地面啟動發動機。主要用途1. 飛機座艙的空調與增壓2. 飛機機翼前緣與發動機進氣道的熱氣防冰3. 發動機啟動用氣源4. 燃油及液

43、壓油箱等系統的增壓氣源系統的調節與控制為了減少氣源系統供氣參數的波動，保證空調系統工作可靠，在發動機壓氣機的引氣管路上設置了相應的控制和調節裝置，從而使得空調組件的進口壓力、溫度及流量在規定的范圍之內。引氣系統的壓力調節引氣系統常用的壓力調節裝置是通過之機構改變供氣管路中活門的開度來保證引氣的壓力為一定值，或使得冷卻渦輪前后的壓力比基本保持為常數，其調節器分別稱為絕對壓力調節器或渦輪膨脹比調節器。現代飛機所用的引氣壓力調節裝置多為電控氣動式，而且常與引氣開關裝置合為一體，構成引氣壓力調節與關斷活門。引氣系統的溫度調節許多現代客機上都采用了引氣溫度控制裝置，即利用預冷器來降低發動機的引氣溫度。引

44、氣溫度控制系統是由預冷器和預冷器控制活門兩大部分組成。引氣預冷器的冷源為發動機風扇引氣或沖壓空氣。來自發動機壓氣機的高溫空氣通過預冷器后，控制其溫度在一定范圍之內。供氣溫度控制方法一般是利用調節預冷器冷卻空氣調節活門的開度來達到，當供氣溫度超過規定值時，增大活門開度，以增大冷路流量。反之，則減小活門的開度。引氣系統的流量調節現代飛機的空調系統在制冷組件之前的總供氣管路上都設置有供氣量調節器（組件流量控制活門），以控制供入制冷組件的空氣量。現代客機上的引氣流量調節一般采用的是節流法，在氣源系統至空調組件前的管路上及座艙供氣管路上一般都有限流裝置，以限制供向空調系統和座艙的空氣供給量。座艙加溫系統

45、(一)燃燒加溫器(二)電加溫器(三)廢氣加溫器為什么會出現波動？原因就是超調，調節過后需要等待T時間才能達到穩定。l 影響的兩個因素是冷熱溫度差（無法改變）和活門轉速。l 減小波動的辦法就是減小活門的轉速。座艙制冷系統 飛機上采用的制冷系統有空氣循環制冷系統和蒸發循環制冷系統兩種形式。(一)空氣循環制冷系統（飛機上常用）空氣循環制冷系統主要是采用由發動機帶動的座艙增壓器或者直接由發動機引出的空氣供入座艙來對座艙進行制冷。1、簡單式空氣循環制冷系統（渦輪風扇式）發動機或座艙增壓器引出的高溫高壓空氣，先經過初級熱交換器和第二級熱交換器冷卻，然后在渦輪中膨脹降溫，供向座艙。2、升壓式空氣循環制冷系統

46、（渦輪壓氣機式）從發動機壓氣機或由發動機帶動的座艙增壓器送來的空氣，先經過初級熱交換器預冷后再次被壓縮，并經過第二級熱交換器，然后流入冷卻渦輪，在冷卻渦輪中空氣膨脹到所需的座艙空氣壓力，同時將熱能轉換為軸功率并用于帶動升壓式裝置的壓氣機。升壓式空氣循環制冷系統中的熱交換器可以用沖壓空氣進行冷卻，也可以使用燃油或其他冷源。這種制冷系統具有以下特點： 由于渦輪輸出功使渦輪前的空氣增壓，與簡單式制冷系統相比，顯著改善了系統的性能； 系統可以以很高的效率提供所需的制冷量； 對高空工作條件，升壓使系統在很大的飛行條件范圍內都能提供額定的制冷量； 為保證系統在地面具有制冷能力，裝有專門的電動風扇或動力渦輪

47、驅動風扇來抽吸熱交換器冷邊空氣。、三輪式空氣循環制冷系統（渦輪壓氣機風扇式）三輪式空氣循環制冷系統也稱為渦輪壓氣機風扇式空氣循環制冷系統。改善了升壓式系統在地面停機或低速飛行時制冷量小的缺點，在熱交換器的沖壓空氣邊裝設風扇。同時也解決了簡單式空氣循環系統的高空渦輪超轉的問題。、帶有濕度控制的空氣循環制冷系統現代許多飛機上采用的是高壓除水系統。高壓水分離器安裝在渦輪冷卻器進口之前、冷凝器之后，也就是說，濕空氣通過冷凝器之后，由于冷凝器傳熱表面的溫度低于空氣的露點溫度，所以空氣中的水蒸氣被凝結出水分來，通過高壓水分離器后，絕大部分析出的水分被分離出來。(二)蒸發循環制冷系統（家用電器常用）蒸發循環

48、制冷系統是利用液態制冷劑的相變來吸收空氣中的熱量，它可使系統中的空氣在進入座艙或設備艙之前顯著地降低溫度。工作原理經壓縮機壓縮之后的高溫高壓氟利昂蒸汽，進入冷凝器散熱降溫液化，成為高壓液體，經膨脹閥后，低壓液態的氟利昂進入蒸發器，在蒸發器內吸收空調空氣的熱量，變成低壓蒸汽，再進入壓縮機，往復循環，利用制冷劑狀態變化使蒸發器熱邊的空氣得到冷卻。蒸發循環制冷系統具有以下特點： 系統的冷卻效率高； 在地面停機條件下，有良好的冷卻能力； 高空高速飛行時有良好的經濟性，節省燃油。(三)復合式制冷系統(四)地面冷卻空調系統的主要附件(一)熱交換器(二)渦輪冷卻器渦輪冷卻器分為三類：渦輪風扇式、渦輪壓氣機式

49、和渦輪風扇壓氣機式的渦輪冷卻器。座艙空氣的濕度調節除水方法及裝置在空氣循環制冷系統中，一般均利用水分離器進行除水。水分離器可裝載渦輪入口的高壓區，可以裝在渦輪出口的下游低壓區。前者叫做高壓除水，后者叫做低壓除水。低壓除水的水分離器主要有兩種形式：運動式水分離器或稱旋轉式水分離器，以及機械式水分離器。對于蒸發循環制冷系統來說，除濕問題就大大簡化了。座艙溫度控制的基本原理和基本方法基本原理：座艙溫度控制系統的主要作用原理是調節艙內本身的空氣溫度。基本方法控制座艙空氣溫度的辦法是改變座艙供氣溫度，而控制供氣溫度的方法是控制供入座艙的熱空氣和冷空氣的混合比例。具體來說，有兩種基本方法：1. 純混合比控

50、制：保持總供氣量不變，只改變冷、熱氣體的流量比例。2. 旁路控制： 只對熱空氣流量進行控制。l 純混合比控制對壓力控制的干擾小，而旁路控制方法的優點是溫度控制的動態響應快。P506圖 純混合比溫度控制原理圖冷路活門控制通過冷卻組件冷空氣的流量熱路活門控制不通過制冷組件的熱空氣的流量這兩個活門具有聯動關系。混合活門的位置取決于溫度控制系統的信號主要有三類1. 溫度選擇器來調定溫度信號，即要求溫度值。2. 座艙溫度傳感器來的實際溫度信號。3. 從極限溫度傳感器來的過熱保護信號，以及從管道溫度傳感器來的管道溫度變化速率信號，它能超前反應進入座艙空氣的溫度，用以減少溫度調節的波動。座艙溫度控制系統的類

51、型(一)入口管道溫度控制系統入口管道溫度控制系統是把管道中的空氣溫度調節到一個固定或選定的數值，然后送入座艙。(二)出口管道溫度控制系統出口管道溫度控制系統不適用于艙內溫度控制要求較高的場合。(三)座艙溫度控制系統座艙溫度控制系統的主要作用原理是調節艙內本身的空氣溫度，而不是調節入口或出口溫度。座艙溫度控制系統的主要附件(一) 溫度傳感器(二) 溫度控制器1. 溫度電橋（系統穩定）2. 溫升速率電橋（性能）3. 極限溫度控制電橋（安全）(三) 其他主要附件座艙壓力控制系統基本任務座艙壓力控制系統的基本任務就是保證在給定的飛行高度范圍內，座艙的壓力及其壓力變化速度滿足人體生理要求。座艙高度是指座

52、艙內空氣的絕對壓力值所對應的標準氣壓高度。座艙壓力控制的原理大氣通風式氣密座艙是利用發動機壓氣機的引氣向座艙供氣，對座艙進行空氣調節。l 座艙高度要求2400米（8000ft）。爬升時，座艙高度上升率500ft/min（2.54m/s）；下降時，座艙高度350 ft/min（1.78m/s）l 余壓控制是保證飛機飛行時結構安全，不同飛機余壓規定值不同，和最大巡航高度有關。l 對座艙溫度的控制是通過改變供氣溫度和供氣量來進行的。因此，為了避免干擾，對座艙壓力是采用改變排氣量的辦法。排氣活門控制排氣量。座艙壓力制度 座艙絕對壓力、座艙壓力對高度的變化關系以及座艙壓力對時間的變化率是座艙壓力控制中的

53、重要參數。體現了座艙高度與飛行高度的關系。座艙壓力制度的兩種類型、座艙壓力先以相當于海平面的絕對壓力保持到某一高度，然后又與外界大氣壓力保持等壓差變化至飛機設計高度。（三段式）、座艙壓力從一開始就按下列曲線變化（均勻式）l 三段式壓力制度曲線由自有通風、等壓和等余壓三部分組成。座艙壓力制度是指飛機座艙內壓力( 即座艙高度) 隨飛機飛行高度的變化關系，又稱為座艙調壓規律。座艙壓力制度表示座艙壓力控制系統處于平衡狀態時的靜態調節特性。目前民航飛機常用的壓力制度有兩種：適用于低速飛機的三段式壓力制度和現代客機采用的直線式( 或近似直線式) 壓力制度。( 1 ) 三段式座艙壓力制度三段式座艙壓力制度如

54、閣6.5 - 1 所示，飛機從a 點( 地面) 爬升到巡航高度b 點時，座艙壓力隨飛機飛行高度成三段變化：a-c 段為不增壓段，稱為自由通風段，座艙內外壓力相同，c點對應飛行高度一般為500m； c-d 段，座艙壓力不隨飛行高、度變化，保持恒定，稱為等壓控制段( 恒壓段) ，d 點對應飛行高度一般為3,500 m；d-e 段為等余壓控制段，它保持座艙內外壓差為使用的限制值，直到飛機進入巡航高度( 一般為6,000 m) ，e 點對應的座艙高度為2,400 m (8,000 ft)。圖片:圖6.5- 1 三段式座艙壓力制度.jpg三段式座艙壓力制度實現簡單，但在等余壓控制爬升段( 即d-e 段)

55、 ，飛機應艙壓力僅受座艙余壓控制，因此飛機座艙高度變化率與飛機爬升率(飛行高度變化率) 相等。為了保證底艙高度變化率不超過人體承受的限制值( 500 ft/min ) ，飛機本身的爬升率不能過高，即每分鐘爬升高度不大于500 ft。所以三段式座艙壓力制度只適合于爬升率低的小型飛機采用，飛機從地面爬升到6,000 m ( 20,000 ft) 左右的巡航高度耗時約40 min。實現三段式座艙壓力制度可采用氣功式壓力控制器。( 2 ) 直線式座艙壓力制度直線式座艙壓力制度如圖6. 5 - 2 所示，飛機從a 點( 地面) 爬升到b 點( 巡航高度) 時， 座艙壓力隨飛機飛行高度的增加成直線( -c 線) 關系均勻變化：飛機在未達到巡航高