第1章飞机结构
1.1飞机结构的基本概念
1.飞机结构基本元件及结构件
1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。
①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。
②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。
③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。
2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。
3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目
2.飞机结构适航项要求
飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。
1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。
CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。
2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。
CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。
如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。
4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。
CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。
3.飞机结构疲劳设计
为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。
1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。
2）损伤容限设计
①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。
②思想：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的维修使用期限内的增长控制在一定范围内，使结构满足规定的剩余强度要求，以保证飞机的安全性和可靠性。
③适用范围：缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构，或者是这两种类型的结合。破损安全结构又分为破损安全多路传力结构和破损安全止裂结构。
3）耐久性设计
①概念：飞机在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。
②基本要求：a.飞机结构经济寿命必须超过设计使用寿命；b.在低于一个设计使用寿命期内不允许出现功能性损伤；c.飞机经济寿命必须通过分析和试验验证。
4.飞机机体站位编号和飞机机体区域划分
1)机体站位编号
①沿机身纵向各点的站位编号是此点到基准面的水平距离的英寸数。基准面是飞机型号合格证数据单给定的假想垂直面，它的机身站位编号为零。位于基准面之前各站点的机身站位编号为负值，位于基准面之后各点机身站位编号为正值。②机翼站位是以机身中心线为基准进行编号。机身中心线是站位编号为零的纵剖线（BL）。机翼站位编号是以机身中心线为基准向左右测量的距离英寸数。
③水线是为了确定机体结构部件垂直方位位置而设立的一条水平参考线。起落架、垂尾等部件上的一些站位编号可以用这些部件上的点到水线垂直的距离英寸数来表示（WL）。
④纵剖线（BL）机身中心线是编号为零的纵剖线，由中心线向左（或右）一定距离英寸数的位置则是站位编号为此距离英寸数的纵剖线。水平安定面和升降舵的站位编号可以用所在纵剖线编号表示。
2)机体区域划分
先将机体进行大范围划分，划分得出的每个区域称为主区；每个主区再进一步划分成较小的区域，每个区域称为分区；再将分区进一步划分成更小的区域。机体
区域编号用三个数字表示，第一个数字表示主区编号，第二个数字表示分区编号，最后一位数字表示区域编号。
1.2飞机结构
1.固定翼飞机的机体结构由机身、机翼、尾翼、发动机吊舱、起落架、操纵系统和其他系统的受力结构组成。
2..对飞机结构的基本要求
1）强度和刚度要求；
2）气动性能要求；
3）耐久性和可靠性要求；
4）重量要求尽可能轻；
5）使用维护要求：结构布局合理，增加开敞性和可达性；
6）工艺和经济要求。
3.机身结构
1）机身结构主要构件
机身属于薄壁结构，由一些受力构件组成受力骨架，外面再蒙以蒙皮而形成。这些受力构件分为①雏形件：如普通框、蒙皮等：②承力件：如加强框、桁梁等。机身结构形式的发展经历了雏形件与承力件分开到逐渐合并的过程。
2）机身结构形式
①构架式：制造简单、方便；但气动外形不理想，抗扭刚度差，生存力差。
②半硬壳式
a.桁梁式机身：强而有力的桁梁成为承受弯矩的主要构件，而桁条较弱；蒙皮较薄，除承受气动载荷外，还要以剪切形式承受剪切力和扭矩。
特点：构造简单，机身上易实现开口，结构对接也容易实现；但结构重量较大，而且抗扭刚度较小，适合于小型飞机，或机身上开口较多的飞机。
b.桁条式机身：纵向没有桁梁，全部是较强、布置较密的桁条。蒙皮较厚，桁条于蒙皮铆接成壁板，成为承受弯矩的重要构件。
特点：充分发挥了桁条和蒙皮的承载能力，使结构重量减轻；机身抗扭刚度高，生存力强；但构造较复杂，结构对接困难，也不易在机身上开口。比较适合高速飞机。
③硬壳式
采用框架、隔框、蒙皮形成机身的外形，蒙皮承受主要的应力。由于没有纵向加强件，因而蒙皮必须足够强，以维持机身的刚性。
3）现代飞机机身的结构形式主要是半硬壳式。机身较多采用了桁梁式和桁条式组成的混合式结构。一般在前机身采用桁梁式；而机身中后段采用桁条式。
4.机翼构造
1）机翼主要功用：a.提供升力；b.安装飞机起飞、着陆时所必须的増升装置和飞机进行横向操纵的操纵面；c.安装发动机、起落架等部件，内部装有燃油及其他设备。
2）机翼结构组成
第2章飞行操纵系统
2.1操纵系统概述
1.飞行操纵系统定义
飞行操纵系统可分为三个环节，即：中央操纵机构，用于产生操纵指令，包括手操纵机构和脚操纵机构；传动机构，用于传递操纵指令；驱动机构，用于驱动舵面运动。
主操纵系统包括副翼操纵、升降舵操纵和方向舵操纵，辅助操纵系统包括增升装置、扰流板操纵和水平安定面操纵。
3.中央操纵机构
飞机主操作系统是由中央操纵机构和传动系统两大部分组成。中央操纵机构由手操纵机构和脚操纵机构所组成。
操纵时费力较大而机动性要求较低的中型和大型飞机。
和舵面限动装置。为了防止可能因错误调整或错误装配而使舵面的偏转角超过规定值，在舵面附近应有限动装置。
4.传动机构
传动机构的作用是将操纵机构的信号传送到舵面或助力器。下面简述一下机械传动机构。
1）软式传动机构
①钢索，只能承受拉力，不能承受压力。因此，在软式传动机构中，用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两个相反的方向偏转。由于弹性间隙影响操纵的灵敏性，钢索在装配时都是预先拉紧。
②滑轮和扇形轮
a.滑轮通常用酚醛树脂（胶木）或硬铝制成，它用来支持钢索和改变钢索的运动方向。为了减小摩擦，在支点处装有滚珠轴承。
b.扇形轮也叫扇形摇臂，除了具有滑轮的作用外，还可以改变力的大小。扇形轮多用硬铝制成，在支点处也装有滚珠轴承。
③松紧螺套，用来调整钢索的预加张力。两个带相反螺纹的钢索螺杆头式接头和一个两端带相反内螺纹的螺套组成。在螺套左螺纹的一端外部，可有一道槽或滚花。转动螺套即可使两根螺杆同时缩进或伸出，使钢索绷紧或放松。 ④钢索张力补偿器，其功用是保持钢索的正确张力。
2）硬式传动机构
①传动杆，压杆时发生失稳现象就意味着杆已损坏。
②摇臂，通常由铝合金材料制成，在与传动杆和支座的连接处都装有轴承。摇臂按臂数可分为单摇臂、双摇臂和复合摇臂三类。摇臂主要作用：支持传动杆；放大和缩小力；放大和缩小传动杆的位移；放大和缩小传动杆的运动速度；改变传动杆运动方向；实现差动操纵。
③导向滑轮，由三个或四个滑轮及其支架所组成。它的功用是：提高传动杆受压时的杆轴临界应力，使传动杆不至于过早的失去总稳定性，并且可以增大传动杆的固有频率防止传动杆发生共振。
5.操作系统的传动系数
1）传动系数的定义
传动系数K 是指舵偏角δ?与杆位移X ?的比值：K X
δ?=? （2-1） 驾驶杆输入的功等于克服铰链力矩使舵面偏转的功，即j F X M δ??=?? （2-2） 由此可得传动系数的另一个表达式：j
F K M = （2-3） 2）传动系数的含义
根据式（2-1），传动系数表示单位干位移对应的舵偏角的大小。传动系数越大，飞机操纵灵敏性越好；传动系数越小，飞机操纵灵敏性越差。
而根据式（2-3），传动系数又表示克服单位的铰链力矩所需杆力的大小，即传动系数越大，操纵飞机费力；传动系数小，操纵飞机省力。
6.舵面驱动装置
解决舵面铰链力矩过大的有效措施是安装液压驱动装置或电动驱动装置。
1）液压驱动
液压助力器是一种以液压作为工作能源的执行操纵指令的机械液压位置伺服功率放大装置，助力器输出的机械位移，与输入指令的机械位移量成正比。一般由液压放大器、执行元件和比较机构组成。
①液压放大器是一种功率放大作用的元件
②液压执行元件是液压作动筒，其主要作用是在液压压力作用下，输出机械功。 ③比较机构是将操纵指令和输出的反馈量进行比较，经液压放大器，控制执行元件，使执行元件的位移量满足操纵指令的要求。
④典型的液压助力器
他的基本组成部分为外筒、传动活塞和配油柱塞。助力器的外筒固定在飞机上，传动活塞可以在外筒内左右移动，活塞装有联通活门，右端活塞杆的接头与
通向舵面的传动机构相连；配油柱塞插在传动活塞内，它的左端有接头，与通向驾驶杆的传动机构相连。操纵驾驶杆时，配油柱塞可以在传动活塞内左右活动，其活动范围有限动片在限动架内的游动间隙s决定。
⑤载荷感觉器
载荷感觉器的类型有：气压、液压和弹簧等载荷机构，前两者是按动压来调节载荷机构的载荷梯度。其中弹簧载荷机构的外筒固定在机体上，活动杆连接在操纵系统摇臂上。当驾驶杆前后运动时，一方面通过助力器去操纵舵面；另一方面带动载荷感觉器的活动杆向一边移动，是感觉载荷器的一个弹簧受到压缩。弹簧受压缩时，其张力反过来传到驾驶杆上，就使驾驶员有力的感觉。驾驶杆偏离中立位置的行程越大，弹簧压缩的越多，杆力也就越大。当驾驶员松杆飞行时，载荷感觉器还可以是驾驶杆保持在中立位置。
⑥调整片效应机构
采用无回力的助力操纵系统后，驾驶杆力不是来自操纵面，而是来自载荷感觉器。载荷感觉器的弹簧组被压缩时才有杆力。配平装置就是在驾驶杆位移不变的情况下使杆力为零。由于它和配平调整片有同样的效应，故称为调整片效应机构。它实质上是一个可以双向转动的电动机，它的外壳固定在机体上，活动杆通过摇臂与载荷感觉器的外筒相连，如下图所示。
配平装置由装在驾驶杆上的双向电门操纵。为了符合操纵习惯，电门的操纵方向与驾驶杆的操纵方向是一致的：即为了消除拉杆力，操纵电门向后扳；而消除杆推力，操纵电门向前推；电门在中立位置时，电机不工作。
2）电动驱动
①电动控制常用于各种辅助操纵系统（一般应用于辅助操纵的备用形式）或运动
速度较缓的系统（例如水平安定面的配平操纵）。电动系统的工作速度低于液压系统的工作速度，输出力也有一定限制。
②如下图所示为采用电驱动的水平安定面配平系统示意图。驾驶员根据实际飞机飞行状态操纵配平电门，通过控制电路，使电动机工作，电动机带动齿轮箱传动，驱动丝杆传动。丝杆上的球螺母驱动水平安定面偏转。水平安定面位置传感器将安定面的位置型号反馈给位置指示器，驾驶员根据指示器判断水平安定面的实际位置并进行调整。当操纵面运动到规定位置时，驾驶员停止操纵。
③需要注意的是，操纵电门一般采用弹簧加载的定中电门，松开电门。电门会自动回到关断位，电动机停止工作。同时在电动操纵系统中，往往带有一些极限位置电门，当操纵面运动到极限位时，位置电门将使控制电路断开，防止操纵面运动超过极限位置，引发安全问题。
2.2电传操纵系统（Fly-By-Wire简称FBW）
1.电传系统的提出
1
2
其必须包括以下几个条件，即余度管理功能：
①对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力。
②一旦系统或系统中某个部分出现故障后，必须具有故障隔离能力。
③当系统中出现一个或几个故障时，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。
3）多余度系统结构使电传操纵系统代替传统的机械式操纵系统是有代价的：系统的重量、空间、复杂性、费用和设计时间大为增加，而且还增加了维修成本。
2.电传操纵系统的组成
电传操纵系统主要由驾驶杆或側杆（含杆力传感器）、前置放大器（含指令模型）、传感器、机载计算机和执行机构组成。电传操纵系统是把驾驶员发出的
操纵指令变换为电信号并与飞机运动传感器反馈回来的信号综合，经过计算机处理，把计算结果通过电缆（导线）输送给操纵面作动器，对飞机进行全权限操纵的一种人工飞行操纵系统。
3.电传操纵系统的工作原理
1）基本工作原理
如上图所示，操纵时，驾驶员操纵驾驶杆（或側杆），经杆力传感器（或杆位移传感器），产生电指令信号与来自测量飞机运动参数的传感器（速率陀螺和加速度计）综合后的信号相比较，其偏差信号经放大器放大后输出一个操纵舵面的指令信号，舵面偏转，使飞机作相应的运动。当飞机运动参数达到驾驶员希望的操纵数值时，则舵面停止偏转，飞机保持此运动状态；驾驶员松杆后，载荷机构使驾驶杆（側杆）复位，输出信号与杆力传感器（或杆位移传感器）的电信号指令相比较而形成新的偏差信号，操纵舵面回偏，使飞机自动回复到原运动状态。2）四余度模拟式电传操纵原理
该系统由A、B、C、D四套完全相同的单通道电传操纵系统按一定关系组合而成。如果四个输入中任何一个被检测出故障信号后系统自动隔离这个故障信号，不使它再输入到后面的舵回路中去。
4.电传操纵典型附件简介
1）侧杆，这种手操纵机构可以代替驾驶杆（或驾驶盘）。由于侧杆操纵器重量轻，空间尺寸小，改善了驾驶员观察仪表的工作条件，克服了重力加速度给驾驶员带来的不必要困难，在操纵时，侧杆的位移和舵面偏转角一一对应，机长和副驾驶
的操纵信号在舵面上产生叠加效果。
2)液压舵回路，主要由变换放大器、液压舵机和反馈装置三个部分组成。
①变换放大器，通常包括信号的综合和信号的放大等部分、有的还包括校正回路。
a.信号综合部分讲来自敏感元件的各个控制信号和来自反馈装置的反馈信号进行综合；
b.校正回路可以对信号进行校正以改善调节质量；
c.信号放大部分先将控制信号进行电压放大，然后进行功率放大，最后变换变换放大器将放大了的控制信号输送到液压舵机，控制舵机工作。
②液压舵机，通常由电液伺服阀和液压作动筒组成。电液伺服阀按照变换放大器来的控制信号控制高压油，推动作动筒中的活塞运动（有时是活塞固定，筒体运动），使作动筒输出很大的功率去推动舵面偏转。
③反馈装置，其作用是将舵机的输出位移或速度变成电信号返回到放大器中去，以改善系统的动态品质和提高系统的精度。包括速度反馈（软反馈）和位移反馈（硬反馈）。用来提供液压源和电源的装置就是不可缺少的辅助装置。
3）复合舵机
把液压舵机装在助力器上，组成整体式舵面操纵机构，成为复合舵机；复合舵机可作为电传操纵和自动驾驶控制舵面的共用舵机。
5.电传操纵系统的优缺点
1）电传操纵系统的优点
①减轻了操纵系统的重量、体积，节省操纵系统设计和安装时间；
②消除了机械操纵系统中的摩擦、间隙、非线性因素以及飞机结构变形的影响；
③简化了主操纵系统与自动驾驶仪的组合；
④可采用小侧杆操纵机构；
⑤飞机操稳特性不仅得到根本改善，而且可以发生质的变化。
2）电传操纵系统存在的问题
①单通道电传操纵系统的可靠性不够高；
②电传操纵系统的成本较高；
③系统易受雷击和电磁脉冲波干扰影响。
2.3典型飞机操纵系统
1.主操纵系统与辅助操纵系统的区别
1）主操纵系统是指驱动副翼、升降舵和方向舵，使飞机产生围绕纵轴、横轴、立轴转动的系统；其他驱动扰流板、前缘装置、后缘襟翼和水平安定面配平等辅助操纵面的操纵系统均称为辅助操纵系统。
2）飞机辅助操纵系统与主操纵系统不同，后者必须给驾驶员有操纵力和位移的感觉，而前者没有。但驾驶员必须知道辅助操纵面的位置，故需要位置指示器或指示灯。
3）由于驱动装置本身的特点，辅助操纵系统在工作中，当操纵面被操纵到需要的位置后，不会在空气动力作用下返回原来位置。
2.主操纵系统的特点
1)副翼操纵系统
副翼铰链在机翼外侧的后缘。在滚转操纵期间，一侧机翼的副翼向上运动，另一侧机翼向下运动，在两个机翼上产生升力差，使飞机滚转。为了增加副翼的操纵效能，在正常操纵副翼时，扰流板会配合副翼偏转；当转动驾驶盘超过一定角度时，副翼上偏一侧的飞行扰流板打开，以协助副翼进行横侧操纵。
2）升降舵操纵系统
①升降舵铰链于水平安定面的后缘，驾驶员靠驾驶杆的前后移动操纵升降舵，使飞机产生沿横轴的俯仰运动。当自动驾驶仪接通时，可自动操纵升降舵。在自动驾驶仪工作期间，从自动驾驶作动器的输入通过升降舵操纵系统回传到驾驶杆，使驾驶杆移动。同时在水平安定面配平时和马赫配平是，升降舵也要相应偏转。
②当飞行速度增大到机翼上出现局部超音速区与局部激波时，由于超音速区大部分在机翼后段，机翼后段的升力增大，总升力作用点势必后移，飞机的低头力矩增大。如果此时驾驶杆不随马赫数的增大而减小杆推力，飞机将自动减小迎角，升力也随之减小，飞机便会自动进入下俯状态，即飞机自动下俯现象。马赫配平装置是一套自动控制装置，当飞行马赫数达到自动下俯现象的数值时，该装置自动操纵升降舵向上偏转一个角度，从而避免发生自动下俯现象。
3）方向舵操纵系统
①方向舵安装在垂直安定面后缘上，方向舵操纵系统的功用是提供飞机偏航操纵，驾驶员蹬踏方向舵脚蹬，操纵飞机使其绕立轴作偏航运动。
②飞机协调转弯
当操纵飞机转弯时，不能只操纵方向舵，需要靠副翼和升降舵协调转弯操纵。为了平衡转弯时的离心侧滑力，应使飞机横向倾侧一定角度，利用机翼升力在水平方向的分力提供向心力，以平衡转弯的离心力。而由于飞机侧倾，升力在垂直方向上的分量会减小，造成飞机高度下降。为了抵消飞机下降的趋势，在转弯时应向后轻拉驾驶盘，使飞机迎角增加，增大升力。
③偏航阻尼器
偏航阻尼器的作用是根据飞机姿态的变化操纵方向舵，防止产生荷兰滚。偏航阻尼器驱动方向舵的偏转角小于脚蹬操纵方向舵偏转角。
3.辅助操纵系统的特点
1)增升装置
民航飞机的增升装置包括前缘装置（前缘襟翼、缝翼）和后缘装置（一般为后退式开缝襟翼）。在工作中，前缘装置和后缘装置相配合，由襟翼手柄控制，根据飞机状态收起、伸出，而伸出位又分为起飞位置和着陆位置。
①襟翼操纵
a.为避免出现失速，前缘装置作为后缘襟翼的随动装置，具体操作原理如下图所示：当正常操纵时，襟翼控制手柄向后扳动，通过传动钢索、扇形轮和传动杆等机构，操纵襟翼控制活门偏离中立位置，将系统液压引到液压马达。液压马达转动，通过扭力管向襟翼传递扭矩。转换机构将沿翼展方向的转动信号转换为沿飞机纵轴方向的转动信号，通过丝杆螺帽，再将转动信号转换为沿纵轴向后的运动，从而推动后缘襟翼放出。
b.当输出扭力管转动的同时，反馈鼓轮将扭力管输出的信号反馈到输入端的凸轮。其中一个凸轮通过传动杆，作动襟翼控制活门向中立方向运动。当后缘襟翼达到预定位置后，襟翼控制活门返回中立位置，供往液压马达的油液被切断，液压马达停止转动，操纵过程结束。此时，后缘襟翼停在预定位置。
c.反馈鼓轮的反馈信号通过反馈钢索，同时带动另一个凸轮，该凸轮作动前缘装置的控制活门。该活门将被液压引到前缘装置作动筒，从而使前缘襟翼和縫翼放出。可看出，前缘装置的位置是由后缘襟翼位置所决定的。
②襟翼保护
a．不同步保护
由于后缘襟翼放出的角度大，如果放出时左、右两侧襟翼放出角度不同，出现不同步，则襟翼操纵系统会自动切断工作，防止不同步的进一步扩大。（不同步保护一般仅在正常工作方式下发挥作用）
b.过载保护
在襟翼驱动机构中设置了襟翼载荷限制器，当后缘襟翼处于完全放出位置时，如果空速突然超过预定值，后缘襟翼会自动收进一个稍小角度，防止襟翼结构承受过大载荷。
c.襟翼位置指示
Ⅰ后缘襟翼位置指示器上有襟翼的位置刻度，指针采用双指针形式，通常只能看见左指针，但襟翼发生不对称的故障时，两个指针分开，可看到右指针。
Ⅱ前缘装置指示器为指示器面板上的前缘襟翼和缝翼位置灯。前缘襟翼有两个位置：过渡灯和伸出灯；缝翼有3个位置：过渡灯、伸出灯、完全伸出灯。当前缘襟翼、缝翼在收上位置时，所有灯熄灭；当前缘装置移动时，过渡灯亮；当前缘装置移动到伸出位置时，伸出灯亮；当前缘缝翼在完全伸出位置时，完全伸出灯亮。在前缘装置指示器面板上有一个测试电门。当按压该电门时，所有指示灯亮。
2）扰流板，其作用是帮助副翼进行绕纵轴的飞机操纵，也作为减速板在着陆惑
中断起飞期间减小升力并增加阻力；其中包括地面扰流板和飞行扰流板。
①地面扰流板
地面扰流板只能在地面上起减速作用，通常只有两个位置：立起位和放下位，因此作动装置为普通双向单杆液压作动筒。飞机在空中时，空地电门将地面扰流板内部锁活门置于空中位，切断供向扰流板作动筒的油液压力，将扰流板锁定在放下位；当飞机落地后，空地电门将扰流板内部锁活门切换到地面位，使地面扰流板可在地面完全放出，卸除机翼的升力，提高刹车效率，增大阻力，从而缩短飞机的着陆滑跑距离。
②飞行扰流板
飞行扰流板既可在地面使用，也可在空中使用，其功能有：
a.协助副翼操纵。在操纵过程中，当驾驶盘转动角度较小时，飞行扰流板不放出；当驾驶盘超过一定角度时，副翼上偏一侧的飞行扰流板打开，从而配合副翼操纵飞机绕纵轴滚转。
b.飞机减速。飞机减速是通过操纵减速手柄实现的，减速手柄位于中央操纵台左侧。在地面操纵减速手柄，所有扰流板放出；空中减速时，减速手柄的机械信号会输送到混合器，由混合器通过钢索再传送到飞行扰流板，左、右侧的飞行扰流板同时放出，进行空中减速。
3）水平安定面
飞机在起飞前应根据飞机的载重和平衡的情况进行水平安定面的配平，即必须把水平安定面调节到“起飞”（绿区）位置，以保证飞机在起飞过程中的纵向操纵。
①水平安定面配平输入，系统包括三种输入形式：
a.人工操纵（安定面配平手轮）
驾驶员使用安定面配平手轮进行人工俯仰配平操纵，手轮在操纵台两侧。安定面配平手轮的操纵带动驱动前钢索鼓轮的链条，前钢索鼓轮带动与后钢索鼓轮相连的钢索；当后鼓轮钢索运动时，驱动齿轮箱、丝杠，调整安定面角度。
b.电动配平（安定面配平电门）
驾驶员使用安定面配平控制电门进行俯仰配平操纵。配平电门安装在在驾驶盘的
外侧，给安定面配平作动器马达提供电力输入，马达工作并驱动齿轮箱和安定面丝杠。在电动配平操纵期间，如果驾驶员输入一个相反的升降舵操纵，驾驶杆电门组件使安定面电动配平停止。
c.自动驾驶操纵
自动驾驶仪给安定面配平马达提供电动输入。安定面位置传感器给自动驾驶仪提供安定面位置信号。
以上三种输入的优先权是不同的；手动操纵优先权＞电动配平优先权＞自动驾驶仪.
②水平安定面指示
水平安定面指示器用于指示水平安定面的位置。起飞前要将水平安定面配平到“起飞”（绿区）范围内，具体位置要根据飞机的装载确定。
2.4飞行操纵警告系统
飞行操纵警告系统就是在潜在危险发生前，提前警告驾驶员，从而避免事故发生。飞行操纵警告系统分为起飞警告系统和失速警告系统两种。
1.起飞警告系统
起飞警告系统的作用是：当飞机起飞时，某些飞行操纵组件不在正确位置，给驾驶员提供一个音响警告信号。当飞机在地面时，任一油门杆前推，发生下列任一情况都会触发起飞警告,如下图所示
起飞警告为间歇行警告喇叭声，即使喇叭电门切断，也不能消去喇叭声，只有在飞行控制组件置于适当位置或油门杆均收回才能使喇叭停息。
2.失速警告系统
失速警告所指的就是临近或达到最大可用升力（即飞机接近失速状态）时的警告。失速警告系统包括输入信号、信号处理和输出装置三部分，如下图所示。
1）输入信号
迎角探测器用来探测安装部位处（装在机身外侧）的气流方向，并将该处气流角度的变化情况以成比例的电信号传输给失速管理计算机（目前迎角传感器较多采用叶片式迎角探测器）。
2）信号处理
失速管理计算机接受输入的信号后，做综合比较，输出电信号，经过控制放大器和解调器，再经过驱动放大器驱动抖杆器和推杆器。
3）输出装置
①抖杆器，接受来自失速管理计算机的信号，它是一个电动机带动的不平衡重块（固定在驾驶杆上）。当有信号时，电动机启动，使驾驶杆抖动。其频率和振幅应配合，如频率过低，即使振幅相当大，也提供不了足够的刺激；如频率过高，结果会引起“嗡鸣”，振幅不明显。最适当频率在每秒10～30次，并要有足够的振幅，能使杆抖动。
②推杆器，用于自动恢复操作，在飞机接近失速时，自动推杆（推杆的力量大约80磅。在推杆器工作时，这样大的力量足以抑制飞行员有意拉杆，在推杆器失控的条件下，该力量也不至于大得连驾驶员都不能稳住杆），飞机机头自动下俯，防止失速。
第3章液压与燃油系统
3.1液压系统基本原理
1.液压传动原理
1）液压传动以液体作为传递能量的介质，而且必须在封闭的容器内进行。
2）这是液压传动的一个基本原理——压力取决于负载。
3）液压传动中的一个重要规律——输出速度取决于流量。
4）液压传动的主要参数是压力P和流量Q。
5）液压传动中的液压功率等于压力与流量的乘积。
6）液压传动建立在帕斯卡原理基础上，帕斯卡原理指出，在装满液体的封闭容器内，对液体的任一部分施加压力时，液体能把这一压力大小不变地向四面八方传递。
2.液压系统的组成
1）按液压元件的功能划分
①动力元件，指液压泵。
②执行元件，包括液压作动筒和液压马达。
③控制调节元件，即各种阀。
④辅助元件，除上述三项组成元件之外的其他元件都称辅助元件，包括油箱、油滤、散热器、蓄压器及导管、接头和密封见等。
2)按组成系统的分系统功能划分
①液压源系统，液压源包括泵、油箱、油滤系统、冷却系统、压力调节系统及蓄能器等在结构上有分离式和柜式两种，飞机液压源系统多为分离式，而柜式液压源系统多用于地面设备，且已形成系列化产品，在标准机械设计中可对液压源系统进行整体选用。
②工作系统，是用液压源系统提供的液压能实现工作任务的系统。
3.液压传动的优、缺点
1）液压传动的优点
①单位功率的重量轻，结构尺寸小。
②反应速度快。
③大范围内实现无级调速，而且调速性能好。
④能传递较大的力和转矩。
⑤易实现功率放大.
⑥操纵、控制、调节比较方便；省力，易实现自动化。
⑦易于实现过载保护和自动润滑，元件使用寿命较长。
2）液压传动的缺点
①液压元件结构复杂，制造精度要求高，成本高，维修技术要求高。
②液压信号传递速度慢。
③能量的传递很不方便，管路连线麻烦。
3.2液压泵
1.液压泵基本工作原理
容积式泵的工作原理如下图所示。图中柱塞2依靠弹簧3紧压在偏心轮1上。偏心轮1由发动机或电动机带动旋转，柱塞2便作往复运动，使密封工作腔4的容积发生变化。当工作腔容积变大时产生部分真空度，大气压力迫使邮箱中的油液经吸油管顶开单向阀5，进入工作腔，这就是吸油过程；当工作腔的容积变小时，吸入的油液受到挤压，产生压力，顶开单向阀6流到系统中去，这就是
压油过程。偏心轮不断旋转，泵就不停地吸油和压油。这样就把发动机（电动机）输入的机械能转换成液压能。从工作原理上来说，大部分液压泵都是可逆的，及输入压力油，便可输出转速和扭矩，把液压能转换为机械能，这便成为执行元件——液压马达。
2.液压泵性能参数
1）排量q，是指在没有泄漏的情况下，泵轴每转一周所排除的液体体积。
2）理论流量Q，等于泵的排量q于泵的转数n的乘积（不考虑泄漏的情况下）。3）额定流量，是指在额定转速下，处于额定压力状态时泵的流量。
4）额定压力，是指在额定转速下，在规定的容积效率下，泵能连续工作的最高压力。
3.液压泵的类型
1）液压泵按其结构形式可分为齿轮式、叶片式和柱塞式3大类；按其输出排量能否调节可分为定量泵和变量泵两类。
2）在现代飞机液压源系统中，中低压系统采用齿轮泵，对于高压系统，一般采用柱塞泵。
3）齿轮泵
齿轮泵由两个啮合的齿轮组成，它们在一个油室内转动。油泵进口与油箱连接，油泵的出口于压力管路连接。当主动轮转动时，带动从动齿轮转动。在吸油腔中的啮合齿左键退出啮合，吸油腔容积增大，形成部分真空，油箱中的油液在油箱内压力作用下，克服吸油管阻力被吸进来，并随齿轮转动。当油进入排油腔时，由于齿轮逐渐进入啮合，排油腔容积逐渐减小，将油从排油口挤压出去。齿轮泵属于定量泵。
4）柱塞泵
①柱塞泵按柱塞排列的方式不同，分为轴向式和径向式。轴向式柱塞泵安其结构特征可分为直轴式（斜盘式）和斜轴式（摆缸式）两大类。其中，斜盘式轴向柱塞泵在飞机液压系统中应用极为普遍，其工作原理如下图所示。
柱塞轴向沿圆周均布在缸体内，一般有5～9个柱塞，并在其中自由滑动，解盘和缸体轴线的垂线成一定夹角Q，配流盘紧靠在缸体上但不随缸体旋转。传动轴带动缸体旋转时，柱塞亦随之旋转，但柱塞顶部靠机械装置（滑靴或弹簧）作用始终紧靠在斜盘上。因此，在柱塞随缸体在自下向上回转的半周内时，逐渐向外伸出，使柱塞空容积扩大而形成一定真空度，油液便从配流盘的配流口a 吸入；自上向下回转半周时，柱塞孔容积缩小，将油液经配流盘的配流口b压出。缸体每旋转一周，每个柱塞一依次往复运动，完成一次吸油和压油。
②油量的变量调节原理
泵内设有补偿活门，用于感受泵的输出压力。当输出压力达到预定值（由弹簧预紧力确定）时，补偿活门将泵出口压力油供向斜盘作动筒，使斜盘倾角减小，从而使泵排量减小，起到变量调节作用。当斜盘角度调为零时，输出流量亦为零，
油泵处于消耗功率最小的卸荷状态。因此，柱塞泵具有自动卸荷功能，其变量控制方式称为恒压变量控制。
3.3飞机液压分配系统
1.现代飞机液压源系统组成
在液压源系统中，液压泵的压力是通过压力组件分配到各用压系统的，各用压系统的回油统一经过回油组件返回油箱
1）压力组件一般包括单向活门、油滤、释压活门、压力及温度传感器等。
2）回油组件一般包括单向活门、油滤、旁通活门等。
回油组件内部的两个单向活门并联反向安装，可形成一个负压环。它的主要作用是在当前系统不增压的情况下，允许油液从油箱流过回油组件，防止出现系统棋赛和油滤反冲现象。
3.4液压指示系统
指示系统一般包括3个环节：传感器、控制器和显示器/显示组件。
1.油量指示
油箱中的浮子感受油箱中油面的高低变化，分两路送到下游：①直接送到油箱外表面的油量指示器，为维护人员提供油量信息；②油量传感器将浮子的机械位置信号转变为电信号，经过传感器电器接头，送到油量显示控制组件，经变换放大后，送入驾驶舱液压控制面板，为驾驶员提供油量指示。
2.压力指示和警告
液压系统的压力指示和低压警告信号均来自系统的压力组件；系统压力传感器位于压力组件中单向活门下游，感受两个油泵为系统提供的压力，该压力信号经显示控制组件变换放大后显示在驾驶舱液压控制面板上；低压警告传感器位于单向活门上游，分别感受每个油泵出口的压力，当压力低于一定值时发出信号，电路
中的低压电门接通液压控制面板上的低压指示灯。当压力上升到某一特定值时，低压警告灯熄灭。
3.超温警告
装在电动马达驱动泵壳体上的和油泵回油管路上的温度传感器感受温度信号，当有问超过一定值时，接通电路中的温度开关，点亮液压控制面板上的超温指示灯。
3.5燃油系统
燃油系统是为存储和输送动力装置所需燃料而设置的。飞机燃油系统包括油箱、油箱通气系统、加油/抽油系统、供油系统、空中应急放油系统和指示/警告系统。
1.燃油系统功用：①存储燃油；②可靠供油；③调节重心；④冷却介质。
2.燃油系统特点和对燃油系统要求
①载油量大——飞机多采用结构油箱；
②耗油率高——影响平衡，在飞行中要对飞机重心进行调节；
③供油安全——每个油箱至少有两台增压泵，当两台泵都失效时，依靠发动机
燃油泵的抽吸作用仍可保证燃油供给；
④维护方便；
⑤避免死油——在油箱内采用了引射泵，它借助于燃油增压泵提供的引射流，
可将死区（一般位于油箱较低处）的含水油液引射到增压泵进口，减少水在油箱底部的沉积，尽可能降低油箱的微生物腐蚀。
⑥压力加油——提高工作效率，降低燃油污染和起火的危险。
3.6燃油指示/警告系统
1．油量指示系统
根据油量传感器的不同，油量指示系统可分为机械式（浮子式）指示系统、
1
器主要组成部件是：电容式探头、桥式电路、放大器和指示器。它既可感受燃油容积，又可以测量燃油密度。
2）油尺主要有三种类型：磁性浮子油尺、漏油尺（滴油管式油尺）和光线式油尺。其中前两种在飞机上得到了广泛应用。
2.压力指示
当打开增压泵控制电门时，接通了油泵低压指示灯电路和增压泵继电器电路，此时低压指示灯点亮。增压泵继电器通电后，将三相交流电输送到增压泵电动机，增压泵开始工作。增压泵出口管路的低压电门感受油泵出口压力。当燃油压力高于调定值时，低压电门将低压指示灯电路断开。若油泵出现故障或邮箱内油液快用光时，油泵输出压力降低，低压电门会在压力低于调定值时接通电路，点亮增压泵低压指示灯。此时驾驶员应将增压泵控制电门关闭，熄灭低压指示灯。
3.温度指示
燃油温度指示系统采用电阻式温度传感器，感受邮箱内油液温度，并将其显示在燃油控制面板的燃油温度表上，用以监视燃油的温度。
第4章空调及机舱设备
4.1空调系统概述
飞机座舱空调系统的基本任务是在各种不同的飞行状态和外界条件下，使飞机的驾驶舱、旅客舱、设备舱及货舱具有良好的环境参数，以保证飞行人员和乘客的正常工作条件和生活环境、设备的正常工作及货物的安全。飞机座舱环境参数主要是指座舱空气温度、压力和压力变化率，其他还包括空气的流速、湿度、清洁度和噪音等。
1.大气物理特性及高空环境对人体生理的影响
1）大气物理特性主要是指大气的压力和温度随高度变化的规律
①大气压力与高度的关系：大气压力随高度增加进似于按指数规律下降。
②大气温度与高度的关系：从地面开始，大气温度随高度的升高而逐渐降低。高度每增加1000m，气温平均下降6.5℃；到达平流层（同温层）后，大气温度基本不随高度变化。民航客机一般在对流层到平流层底部飞行。
2）高空环境对人体的影响
①大气压力对人体生理的影响
压力减小时因过饱和而游离出来形成气泡，它阻碍血液流通并压迫神经，导致关节和头部疼痛的现象
c.压力变化率
当当外界压力快速降低时，内外压力来不及平衡而瞬时产生很大的压力差，严重时可能造成肺部破裂出血等损伤。在飞机迅速上升或下降时，若对应的压力减小或增大变化速率超出一定范围时，常引起的病症是航空性中耳炎和牙痛，其中中耳炎发病率最高.
所谓爆炸减压是飞机增压座舱在高空突然失去气密的一种事故。采取的安全措施有：一迅速将飞机下降到安全高度；二应尽快使用氧气设备。
737NG飞机结构与起落架复习资料 一、填空题 1、可用下列标注尺寸在机身上查找部件：机身站位线、机身纵剖线、水线。 2、垂直安定面有四个基准尺寸：垂直安定面站位、垂直安定面前缘站位、方向舵站位、垂直安定面水线 3、飞机有八个主要分区帮助查找并识别飞机部件和零件：100－下半机 身、200－上半机身、300－机尾、400－动力装置和吊舱支柱、500－左机翼、600－右机翼、700－起落架和起落架舱门、800－舱门 4、发动机工作时周围的危险：进气吸力、排气热量、排气速度、发动机噪音。 5、飞行操纵系统包括：主操纵系统、辅助操纵系统。 6、驾驶舱内的主要面板：P1机长仪表板、P2中央仪表板、P5前顶板、 P5后顶板、P7遮光板、P3副驾驶仪表板、P9前电子面板、控制台、P8后电子面板。 7、在控制台上的操纵和指示装置包括以下部件：前油门杆、反推油 门杆、速度刹车手柄、水平安定面配平轮和指示器、停留刹车手柄和指标灯、襟翼手柄、安定面配平切断电门、起动手柄。 8、737NG飞机液压动力系统由：主液压系统、地面勤务系统、辅助 液压系统、液压指示系统组成。 9、备用液压系统是一个必备系统，为以下部件提供备用液压动力：方向舵、前缘襟翼和缝翼、两个反推装置 10、备用油箱低油量电门在油箱内油液少于50%时，向位于驾驶舱内飞行操纵面板上的琥珀色备用液压低油量灯发送信号，使灯点亮。 11、当飞行控制面板上的任一盏琥珀色灯亮时，主警告灯和位于系统通告面板（P7）上的飞行控制灯也会点亮。 12、当油泵压力低于1300 psi时，液压系统A和B的发动机驱动泵（EDP）和电动马达驱动泵（EMDP）的琥珀色油泵低压指示灯会点亮。当液压压力高于1600psi时，琥珀色低压指示灯熄灭 13、利用地面勤务车为系统增压时，首先必须卸掉液压油箱的压力 14、在起落架上安装下位锁销可确保外力不使起落架开锁。
第一章- 飞机结构 摘要：飞机结构是第一章，主要讲述了飞机的机身，机翼，尾翼，起落架，和发动机这几个主要结构部分。 根据美国联邦法规全书(CFR)第14篇第一部分的定义和缩写，飞行器(Aircraft)是一种用于或者可用于飞行的设备。飞行员执照的飞行器分类包括飞机(Airplane)，直升机，气球类(lighter-than-air)，动力升力类(powered-lift)，以及滑翔机。还定义了飞机(Airplane)是由引擎驱动的，比空气重的固定翼飞行器，在飞行中由作用于机翼上的空气动态反作用力支持。本章简单介绍飞机和它的主要组成部分。主要组成部分 尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身，机翼，尾翼，起落架和发动机。 机身
机身包含驾驶舱和/或客舱，其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。另外，机身可能也提供货舱和其他主要飞机部件的挂载点。一些飞行器使用开放的桁架结构。桁架型机身用钢或者铝质管子构造。通过把这些管子焊接成一系列三角形来获得强度和刚性，成为桁架结构。图1-2就是华伦桁架。 华伦桁架结构中有纵梁，斜管子和竖直的管子单元。为降低重量，小飞机一般使用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。 随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。在某些情况下，外壳可以支持所有或者一主要部分的飞行载荷。大多数现代飞机使用称为单体横造或者半单体构造的加强型外壳结构。单体横造设计使用加强的外壳来支持几乎全部的载荷。这种结构非常结识，但是表面不能有凹痕或者变形。这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。然而，如果罐壁上只有一点凹痕，那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。实际的单体造型结构主要由外壳，隔框，防水壁组成。隔框和防水壁形成机身的外形。如图1－3 由于没有支柱，外壳必须足够的坚固以保持机身的刚性。这样，单体造型结构有一个重要的问题，在保持重量在允许的范围内同时要维持足够的力量。由于单体设计的限制，今天的大多数飞机使用半单体造型结构。 半单体造型结构使用飞机外壳可以贴上去的亚结构，亚结构由隔框和不同尺寸的防水隔壁以及桁条组成，通过来自机身的弯曲应力来加固加强的外壳。机身的主要部分也包括机翼挂载
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。不宜大开口，机身实际应用很少，只适于局部气动载荷较大，要求蒙皮局部刚度大的部位，如机头、尾锥等。 9.开口与口盖的分类 开口的分类：通常按尺寸分为：大开口、中开口和小开口。 口盖的分类（1）按使用特性：快卸口盖；一般口盖 （2）按受力特性：不受力口盖；只承受口盖上局部气动载荷，并传给基体结构；受剪口盖；受轴向力口盖。 10.飞机上常用的材料有哪些 铝合金；镁合金；钛合金；刚。
第1章飞机结构 1.1飞机结构的基本概念 1.飞机结构基本元件及结构件 1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。 ①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。 ②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。 ③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。 2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。 3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目 2.飞机结构适航项要求 飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。 1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。 CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。 2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。 CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。 如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。 4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。 CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。 3.飞机结构疲劳设计 为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。 1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。 2）损伤容限设计 ①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。 ②思想：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的维修使用期限内的增长控制在一定范围内，使结构满足规定的剩余强度要求，以保证飞机的安全性和可靠性。 ③适用范围：缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构，或者是这两种类型的结合。破损安全结构又分为破损安全多路传力结构和破损安全止裂结构。 3）耐久性设计 ①概念：飞机在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。
1，航线结构损伤维修特点 ?数量多——雷击，冰雹，鸟撞，勤务车辆、工作梯撞击等?修理周期较长 ?时间紧迫——需要保障航班正常运营, 2.结构维修基本原则 安全性原则——结构持续适航影响结构持续适航性的损伤，必须立即停场进行结构修理 经济性原则——降低维修成本有计划地进行结构修理：不影响结构持续适航性的损伤，不一定立即进行结构修理 3.目前制约航线结构维修的主要因素 航线技术支援基本上为非结构修理专业人员，普遍缺乏基本结构工程技术支援技能，AOG技术支援基本上依靠结构工程师提供，耽误抢修进度。具体表现在：不能正确应用SRM有效过滤允许损伤极限范围内的结构损伤 不能正确报告结构损伤：提供给结构工程师的结构损伤信息不符合要求，难以满足损伤评估以及修理方案制定需要4.结构种类及其含义 飞机结构分为主要结构(primary structure)和次要结构（secondary structure)两大类 主要结构：传递飞行、地面或者增压载荷的结构。 主要结构包含重要结构（PSE/SSI)和其它主要结构。 重要结构指传递飞行、地面或者增压载荷的关键结构
件或者关键结构组件。重要结构件一旦失效，将导致 飞机灾难性事故 次要结构：仅传递局部气动载荷或者自身质量力载荷的结构。 次要结构失效不影响结构持续适航性/飞行安全。大 多数次要结构主要作用为保证飞机气动外形、降低飞 行时空气阻力。例如翼-身整流罩。 5.门的种类及用途 登机门/勤务门：登机门和勤务门分别为旅客和机组和勤务人员接近客舱内部的通道口。 应急门：紧急出口指紧急情况下的撤离出口 货舱门：用以接近货舱内部区域。 登机梯门：放出后，该梯能形成通道供旅客和机组进入或离开飞机 前设备舱门（Forward access) 电子设备舱门(Electronic equipment compartment) 各种检查盖板（Access Doors）各种勤务盖板（Service Doors）驾驶舱门（Fixed Interior Doors） 6.门的主要/重要结构和次要结构、作用 主要/重要结构：门的蒙皮、结构、止动座和止动销 次要结构：各种检查盖板，各种勤务盖板，驾驶舱门门的蒙皮和结构：
<<飞机构造基础>> 1.飞机结构包括哪些基本种类（） A主要结构和次要结构 B主要结构和重要结构 C重要结构和次要结构 D重要结构和其它主要结构 2.低速飞行时的飞机阻力包括( ) A摩擦阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力 B摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、激波阻力 C摩擦阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力 D摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力 3.以下哪项不属于结构力( ) A轴力 B剪应力 C扭矩 D弯矩 4.根据机翼在机身上的相对位置，以下哪项属于机翼的总体构型( ) A上单翼、中单翼、下单翼 B上反翼、中反翼、下反翼 C单翼机、双翼机、三翼机 D后掠翼、平直翼、前掠翼 5.以下哪项不属于机翼上的辅助操纵面( ) A缝翼 B襟翼 C扰流板 D升降舵 6.飞机在正常平飞情况下，机翼结构的上壁板沿展向承受( ) A拉力 B压力 C剪力 D弯矩 7.以下哪项不属于机身的主要作用( ) A装载机组、旅客、货物 B将机翼、尾翼、起落架等其它飞机结构部件连成一个整体 C保持流线型外形以减少飞行阻力
D是辅助动力装置（APU）等其它机载设备的载体 8.半硬壳结构形式机身的基本结构元件包括( ) A蒙皮、隔框、长桁 B蒙皮、隔框、龙骨梁 C蒙皮、长桁、龙骨梁 D蒙皮、隔框、龙骨梁 9.雷达罩位于机身哪个区域( ) A机身上半部分前部 B机身下半部分前部 C机身上半部分顶部 D机身下半部分底部 10.金属粘接类机身蒙皮止裂带不包括( ) A蒙皮整体化学铣切类 B冷粘接类 C热粘接类 D粘接后化学铣切类 11.飞机水平直线飞行时，平尾结构的上壁板沿展向承受( ) A拉力 B压力 C剪力 D弯矩 12.飞机载重与平衡问题分不包括那种类型( ) A超过最大载重 B重心太前 C重心太后 D操纵困难 13.飞机最大重量指( ) A经过核准的飞机及其载重的最大重量 B飞机着陆所允许的最大重量 C飞机开始起飞时所允许的最大重量 D飞机在停机坪停机时所允许的最大重量 14.以下哪项不属于飞机称重前的准备工作( ) A清洗飞机 B对燃油系统放油直到油量指示为零 C排空液压油箱及滑油箱 D排空饮用和洗涤水箱以及厕所
A380飞机结构的先进材料和工艺 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审（符合检查和维修标准）。 A380结构设计准则（见图1）。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度（当裂纹产生时）将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑 材料的损伤容限性能。 压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采 购问题。 1. 新型且先进的金属材料 从A380选材的分布来看（见图2），铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。 尤其是在A380机翼部位（机翼的80%以上是铝合金材料）要提高性能。
A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量； ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美； ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金；钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂 架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架 之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。
飞机的外载荷 飞行时，作用在飞机上的外载荷主要有：重力、升力、阻力和推力 分类： 1.飞机水平直线飞行时的外载荷 2.飞机做机动飞行时的外载荷（垂直平面、水平平面） 3.飞机受突风作用时的外载荷（垂直突风、水平突风） 飞机的重心过载 过载：作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为飞机在该方向的飞机重心过载。 飞机的结构强度主要取决于y轴方向的过载n y=Y/G 过载的意义 通过过载值可求出飞机所受的实际载荷大小与其作用方向，便于设计飞机结构，检验其强度、刚度是否满足要求。标志着飞机总体受外载荷的严重程度。 过载与速压 最大使用过载：设计飞机时所规定的最大使用过载值，称为最大使用过载。 ●飞机在飞行中的过载值n y表示了飞机受力的大小。通常把飞机在飞行中出现的过载值 ny称为使用过载。 ●最大使用过载是在设计飞机时所规定的，它主要由飞机的机动飞行能力、飞机员的生理 限制和飞行中因气流不稳定而可能受到的外载荷等因素确定的。 在某一个特定的高度，由于发动机的推力有限，所以所能达到的速度有限，因此所能达到的速压也就有限。 使用限制速压：通常规定某一高度H0上对应的最大q值为使用限制速压。 最大允许速压：飞机在下滑终了时容许获得的最大速压，称为最大允许速压（强度限制速压）。最大允许速压比使用限制速压更加重要。飞机飞行中不能超过规定的速压值，否则，飞机会由于强度、刚度不足而使蒙皮产生过大的变形或者撕离骨架，有时还可能引起副翼反效，机翼、尾翼颤振现象。 速压和过载的意义 过载的大小——飞机总体受力外载荷的严重程度 速压的大小——飞机表面所承受的局部气动载荷的严重程度 ●因此，由最大使用过载和最大允许速压所确定的飞机强度和刚度，反映了飞机结构的 承载能力。 飞行包线 一系列飞行点的连线。以包络线的形式表示允许航空器飞行的速度、高度范围。 同一翼型，机翼的迎角与升力系数一一对应。要确定飞机的严重受载情况，就要同时考虑过载ny、速压q和升力系数Cy的大小。 ●以飞行速度Vd为横坐标、飞机过载ny为纵坐标的坐标轴，以飞机过载ny、速压q和 升力系数Cy为基本参数，画出机动飞行的飞机包线。 P11 OA：正失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能达到的最大正过载值，超过这条曲线，飞机就会失速。（Cy的限制） OD：负失速线，表示在相应的当量速度下，飞机能达到的最大负过载值，超过这条曲线，飞机就会失速。（Cy的限制） AA’：最大正过载 DD’：最大负过载 A’D’：最大速度（限制当量速度） 机身的分类 构架式、硬壳式、半硬壳式 机翼的外载荷 作用在机翼上的外载荷有：空气动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力。 空气动力
1. 飞机载荷是指 A:升力. B:重力和气动力. C:道面支持力. D:飞机运营时所受到的所有外力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 2. 飞机大速度平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 3. 飞机小速度大迎角平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 4. 飞机在水平面内作等速圆周运动时,其所受外力为 A:升力、重力、推力、阻力、向心力. B:升力、重力、推力、阻力不平衡,其合力提供向心力. C:所受升力随坡度增大而增大. D:B和C都对. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 5. 双发飞机空中转弯的向心力由 A:飞机重力提供. B:机翼升力提供. C:发动机推力提供. D:副翼气动力提供. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 6. 飞机转弯时的坡度的主要限制因素有 A:飞机重量大小. B:飞机尺寸大小. C:发动机推力、机翼临界迎角、飞机结构强度. D:机翼剖面形状. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 7. 某运输机在飞行中遇到了很强的垂直上突风,为了保证飞机结构受载安全,飞行员一般采
用的控制方法是 A:适当降低飞行高度. B:适当增加飞行高度. C:适当降低飞行速度. D:适当增大飞行速度. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 8. 飞机平飞遇垂直向上突风作用时,载荷的变化量主要由 A:相对速度大小和方向的改变决定. B:相对速度大小的改变决定. C:相对速度方向的改变决定. D:突风方向决定. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 9. 在某飞行状态下,飞机升力方向的过载是指 A:装载的人员、货物超过规定. B:升力过大 C:该状态下飞机升力与重量之比值. D:该状态下飞机所受外力的合力在升力方向的分量与飞机重量的比值. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 10. 飞机水平转弯时的过载 A:与转弯半径有关. B:与转弯速度有关. C:随转弯坡度增大而减小. D:随转弯坡度增大而增大. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 11. n设计与n使用的实际意义分别是 A:表明飞机结构承载能力和飞机飞行中的受载限制. B:表明飞机飞行中的受载限制和飞机结构承载能力. C:表明飞机结构的受载限制和飞机飞行中实际受载大小. D:表示飞机结构承载余量和飞机飞行中实际受载大小. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 12. 飞机在低空飞行或起飞、着陆过程中如遇到垂直方向突风,则应注意A:因飞机升力突增而受载增大. B:因飞机升力突减而掉高度太多,可能导致下俯接地. C:因飞机阻力突增而失控. D:因发动机功率突减而减速. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 13. 在机翼内装上燃油,前缘吊装发动机,对机翼结构 A:会增大翼根部弯矩、剪力和扭矩.
飞机结构与系统思考题 一. 概述 1. 该型飞机基本机体（机身机翼尾翼）概况？从几个方面概括？ 2. 飞机起落架、系统和座舱等概况？ 3. 该型发动机概况？推力大小？ 4. 飞机武器装备及机载设备概况？ 5. 该型飞机的基本几何参数？（机长、翼展、机高、长径比、进气道直径、机翼面积、前缘后掠角、副翼最大偏转角、襟翼最大放下角度、调节锥最大伸出量、水平尾翼向上下偏转角、后掠角、垂直尾翼面积、后掠角、方向舵最大偏转角、空机重量、最大起飞重量、最大使用M数、静升限、实用升限、上升率、最大航程、最大续航时间、离地速度、着陆速度、起飞滑跑距离(加力状态，带副油箱)、着陆滑跑距离（放着陆减速伞、不放着陆减速伞）、最大使用过载） 二. 第一章机体 1. 机体组成、机翼组成？ 2. 翼梁的组成、材料、承载特点、与机身的连接方式？ 3. 翼肋的组成、材料、作用、结构？ 4. 蒙皮的厚度与安装位置？ 5. 整体壁板的构造、安装位置、作用？什么是化学铣切？ 6. 机翼油箱的构成？ 7. 机翼与机身的连接方法与连接点？ 8. 机翼设备与座舱的分布？ 9. 襟翼的作用、构造、与机翼连接方法与动作传递方法？ 10. 副翼的作用、构造、与机翼连接方法及动作传递方法？ 11. 尾翼组成、垂直尾翼组成、水平尾翼组成？ 12. 垂直安定面的构造、承载特点、翼尖安装的部件及与机身的连接？ 13. 方向舵的构造及与垂直安定面的连接方法？ 14. 水平尾翼的构造、与机身连接方法、活动方法？ 15. 水平尾翼转轴的构造与连接方法？ 16. 机身的组成、机身前段的构造？ 17. 隔框的作用、机身前段隔框的构造、作用？ 18. 机身前段梁的作用与构造？ 19. 机身前段蒙皮与长桁的作用与构造？ 20. 机头罩的构造与材料？ 21. 调节锥的调节方法与构造？ 22. 机身后段的基本构造？ 23. 机身后段为什么没有梁？ 24. 机身各舱位的布局？
基本名词： 1、飞机过载：就是飞机在某飞行状态的升力与重力的比值。 4、飞机结构强度试验包括哪些内容？ 飞机结构强度试验包括静力试验、动力试验和飞行试验。 5、简述结构安全系数确定的基本原则。 原则是既保证结构有足够的强度，刚度又使重量最轻，目前飞机的受力结构主要使用铝合金材料，其强度极限约为比例极限的1.5倍。 6、薄壁结构：骨架加蒙皮，以骨架为基础的一种结构形式，强度、刚度大，重量轻，广泛应用在飞行器上。 7、机翼激振力：机翼扭转产生加剧弯扭振动的附加升力。 8、主操纵系统：是实施对副翼、升降舵和方向舵的操纵，供飞行员操纵飞机绕纵轴、横轴和立轴转动，改变或保持飞机的飞行状态。 10、增升装置：提高飞机起降（低速）时的升力特性的装置，主要有前缘襟翼和后缘襟翼 11、操纵力感觉装置：操纵力感觉装置也叫载荷感觉器或加载机构，是为操纵杆提供定中力和模拟感力的装置。 12、座舱热载荷：维持座舱内温度恒定时，单位时间内传入或传出座舱的净热量为座舱热载荷。 13、气动除冰——气动除冰是机械式除冰的一种，气动法是给结冰翼面前缘的除冰带充以一定压力的空气，使胶带膨胀管鼓起而破碎冰层。 14、气热防冰——将加热的空气充入防冰管道，加热翼面，从而防止结冰的一种方法。 15、液体防冰——将冰点很低的液体喷洒在防冰部位，使其与过冷水滴混合后冰点低于表面温度而防止结冰 16、国际防火协会将着火分为三类： A类指的是：纸、木材、纤维、橡胶及某些塑料等易燃物品。 B类指的是：——汽油、煤油、滑油、液压油、油脂油漆、溶剂等易燃液体着火着火；
C类指的是：——供电与用电设备断路、漏电、超温、跳火等引发的着火；基本概念： 4、飞机过载包括设计结构强度时规定的设计过载、飞行时允许的使用过载和随飞行状态变化实际过载。 5、为检查飞机结构在设计的使用条件下能否达到设计的承载能力，必须进行强度刚度试验，刚度试验包括静力试验、动力试验和飞行试验。 6、飞机载荷按其产生及作用特点可分为飞行载荷、地面载荷和座舱增压载荷。 7、飞行载荷按其特点分为平飞载荷、曲线飞行载荷与_突风载荷。 8、现代飞机机身都是骨架加蒙度以骨架为基础的薄壁结构。 9、飞机上发生的振动主要有飞行姿态的振荡与_结构的振荡。 10、机翼的结构型式有梁式机翼、单块式、多腹板式和夹层与整体结构机翼。 11、为防机翼弯扭颤振发生，设计规定，飞行中允许的最大速度V 最大应比V 临界 小20% 左右。 12、飞机结构失效故障多数是构件裂缝，裂缝产生的主要原因则是结构材料的疲劳与腐蚀。 13、飞机起落架系统的结构型式包括_构架式、支柱套筒式和摇臂式几种。 14、起落架常见的配置形式为前三点、后三点和自行车式。 15、常用的飞机刹车系统有三种类型：独立刹车系统、液压增压刹车系统和动力刹车控制系统。 16、按刹车装置的组成及工作特点：主要型式有弯块式、胶囊式与_园盘式。 17、按刹车装置组成及工作特点，主要型式有弯块式、胶囊式、园盘式。 18、飞行主操纵系统主要有无助力操纵系统和助力操纵系统两种型式。前者适用于小型低速飞机，后者适用于大中型高速飞机。 19、飞机主操纵系统由方向舵、副翼、升降舵或全动平尾组成。 20、飞机单液压源系统一般仅用于传动起落架收放，有的飞机也同时用于传动襟翼收放。 21、由于干线运输机速度大，舵面枢轴力矩也随之增大，所以，目前绝大多数民用运输机都采用液压助力式操纵操纵。
M11飞机结构与系统1709+114 1 下列哪个是LOC频率 3 110.20MHz 112.35MHz 110.35MHz 117.30MHz 2 如果左、右两个显示管理计算机（ＤＭＣ）同时故障，可以通过控制选择开关使显示的结果为： 4 只有机长的PFD和副驾驶的ND显示信息只有机长和副驾驶的PFD显示信息 只有机长和副驾驶的ND显示信息机长和副驾驶的PFD和ND均有显示 3 飞机在进近阶段，自动油门工作在2 N1方式MCP的速度方式拉平方式慢车方式 4 当飞机以恒定的计算空速（CAS）爬升时，真空速（TAS）将（） 3 保持不变。减小。增大。先增大后减少。 5 "一架大型运输机在飞行的过程中,如果备用高度表后的气管松脱,那么高度表指示的是( )" 2 飞机的气压高度。外界大气压力所对应的气压高度。 飞机的客舱气压高度。客舱气压。 6 下列关于“ADC压力传感器”的叙述哪个正确？ 1 在DADC中，静压和全压使用相同类型的传感器。 在模拟ADC中和DADC中使用相同类型的压力传感器。 在DADC中，仅使用一个传感器来测量静压和全压。 "在DADC中,压力传感器可单独更换。" 7 高度警告计算机的输入信号有：134 大气数据计算机的气压高度信号无线电高度信息 自动飞行方式控制信息襟翼和起落架的位置信息 8 如果EFIS测试结果正常，则显示器上显示的信息有：234 系统输入信号源数字、字母和符号 系统构型（软、硬件件号）光栅颜色 9 在PFD上，当俯仰杆与飞机符号重合时，飞机可能正在（）1234 平飞爬升下降加速 10 当ND工作在ILS方式时，显示的基本导航信息有（）123 风速和风向飞机的航向地速航道偏差 11当EICAS警告信息多于11条时，按压“取消”电门 4 具有取消A级警告功能具有取消A级和B级警告功能 具有锁定信息功能能取消当前页B级和C级信息，具有翻页功能 12 EICAS计算机的I/O接口接收的信号输入类型，包括 4
单选 1. 直升机尾浆的作用是B A:提供向前的推力B:平衡旋翼扭矩并进行航向操纵 C:提供直升机主升力D:调整主旋翼桨盘的倾斜角 2. 正常飞行中，飞机高度上升后，在不考虑燃油消耗的前提下，要保持水平匀速飞行，则需要采取的措施为D A:降低飞行速度B:开启座舱增压设备C:打开襟翼D:提高飞行速度 3. 2.飞机高速小迎角飞行时，机翼蒙皮的受力状态是A A:上下蒙皮表面均受吸（易鼓胀）B:上下蒙皮表面均受压（易凹陷） C:上表面蒙皮受吸，下表面受压D:上表面蒙皮受压，下表面受吸 4. 3.飞机低速大迎角飞行时，蒙皮的受力状态为C A:蒙皮上表面受压，下表面受吸B:蒙皮上下表面都受吸 C:蒙皮上表面受吸，下表面受压D:蒙皮上下表面都受压 5. 4.垂直突风对飞机升力具有较大的影响主要是因为它改变了C A:飞机和空气的相对速度B:飞机的姿态C:飞机的迎角D:飞机的地速 6. 水平尾翼的控制飞机的A A:俯仰操纵和俯仰稳定性B:增升C:偏航操纵和稳定性D:减速装置 7. 2.飞机低速飞行时要作低角加速度横滚操纵一般可使用C A:飞行扰流板B:内侧高速副翼C:机翼外侧低速副翼D:飞行扰流板和外侧低速副翼 多选 1. 飞机转弯时，可能被操纵的舵面有BCD A:襟翼B:副翼C:飞行扰流板D:方向舵 2. 地面扰流板的作用有AD A:飞机着陆时减速B:横滚操纵C:俯仰操纵D:飞机着陆时卸除升力 3. 对飞机盘旋坡度具有影响的因素有A，B，C，D A:发动机推力B:飞机的临界迎角C:飞机的强度D:飞机的刚度 4. 飞机的部件过载和飞机重心的过载不相等是因为A，C，D A:飞机的角加速度不等于零B:飞机的速度不等于零 C:部件安装位置不在飞机重心上D:飞机的角速度不等于零 5. 梁式机翼主要分为A，C，D A:单梁式机翼B:整体式机翼C:双梁式机翼D:多梁式机翼 6. 从结构组成来看，翼梁的主要类型有B，C，D A:复合材料翼梁B:腹板式C:整体式D:桁架式 7. 机身的机构形式主要有A,C,D A:构架式B:布质蒙皮式C:硬壳式D:半硬壳式 8. 飞机表面清洁的注意事项有A，B，C，D A:按规定稀释厂家推荐的清洁剂与溶剂B:断开与电瓶相连的电路 C:遮盖规定部位，保证排放畅通D:防止金属构件与酸、碱性溶液接触 9. 飞机最易直接受到雷电击中的部位包括A，C，D A:雷达整流罩B:机翼上表面C:机翼、尾翼的尖端和后缘D:发动机吊舱前缘 10. 胶接的优点有: BC A:降低连接件承压能力B:减轻重量、提高抗疲劳能力 C:表面平整、光滑，气动性与气密性好D:抗剥离强度低、工作温度低
《涡轮发动机飞机结构与系统》（飞机电气与电子系统）习题集 一、填空题 1.铅蓄电池的容量与_________________有关。 2.当主电源为交流电源时，二次电源的变换器件是_________________。 3.无刷交流发电机实现无电刷的关键部件是采用了_________________。 4.三相交流发电机的相序取决于_________________和发电机输出馈线的________________。 5.PWM型晶体管调压器的调压方法是改变_________________的时间。 6.电源系统中的差动保护区间是发电机电枢绕组及输出馈线的_________________。 7.在变压整流器中输入滤波器的作用是_________________。 8.静止变流器的作用是把低压直流电变为_________________。 9.飞机灯光照明系统包括机内照明、机外照明和_________________。 10.民用飞机上发动机和APU舱防火都采用_________________和_________________。 11.飞机客舱内采用的灭火方式是_________________。 12.飞机防冰系统中放射性同位素结冰信号器的组成_________________、放大器和_________________。 13.风档玻璃的防冰主要采用_________________。 14.对无线电系统来说，_________________实际起着运载低频信号的运输工具作用，所以称为载波。 15.甚高频系统的有效传播距离一般限于视线范围，且与_________________有关。 16.选择呼叫系统用于供地面塔台通过高频或_________________通信系统呼叫指定的飞机。 17.为了利用卫星通信系统实现全球通信，必须配置_________颗等间隔配置的静止卫星的信号。 18.与惯性导航系统相比，无线电导航系统的最大优点是____________不会随飞行时间的增加而增大。 19.ILS系统由________________、下滑信标和_______________三个分系统组成，以保障飞机的安全着陆。 20.机载指点信标接收机所接收的是_________________信号。 21.无线电高度表所发射的是_________________或脉冲信号。 22.近地警告系统发出警告的工作方式是由飞机的构型与_________________等因素决定的。 23.大气数据计算机根据动压计算得到的没有任何补偿的空速称为_________________。 24.陀螺的支点是指自转轴、内框轴和外框轴的轴线的_________________。 25. 在惯性基准系统的完成对准前，必须将_________________输入系统。 26.飞行数据记录器可记录最后_________________小时的飞行数据。. 27.蓄电池在飞机上的功能是用作__________________。 28.飞机上常用的交流电网形式是__________________。 29.三级式与两级式无刷交流发电机的区别是有无__________________。 30.两台频率不相等的恒速恒频交流电源并联以后会造成__________________不均衡。 31.在发电机的故障保护装置中设置延时的目的是__________________。 32.飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用__________________和__________________。 33.飞机上火警探测系统中烟雾探测器用于__________________和厕所。 34.对于电器设备、电线或电流引起的C类火最好使用灭火剂是__________________。 35.飞机防冰系统中灵敏度是指当结冰信号器发出结冰信号时所需__________________。 36.气热防冰的结构形式主要包括双层壁式热空气__________________和__________________。 37.无线电通信发射机所发射的是__________________信号。 38.惯性导航系统的突出优点是__________________，不依赖外界系统而进行导航。 39.测距机在__________________时的询问重复频率较高。 40.现代机载气象雷达的MAP工作方式用于观察__________________。 41.GPS工作模式有__________________、__________________、跟踪模式和辅助模式。 42.马赫数的大小决定于__________________，与气温无关。
飞机系统 液压系统 1.变量泵为什么要装释压阀？P92 变量泵具有自动卸荷功能，因此设计系统时不用再考虑其卸荷问题。但为了系统的安全，回路上同样需加装安全阀，以防泵内压力补偿活门损坏或斜盘作动筒卡滞时造成系统压力过高。 2.液压系统渗漏检查方法？P129 （一）内漏检查法：流量表法和电流表法。 （1）流量表法操作： 关闭所有关断活门，保持规定压力（用电动泵），读出流量表读书Q0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，读出相应流量Q1，Q2，Q3 …… Qn; 计算各分支系统内漏量: 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （2）电流表法操作： 在电动马达驱动泵的供压线路上加装电流表； 启动、保持系统达到额定压力； 记录初始电流I0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，分别记录相应电量值I1，I2，I3……In; 对照EMDP电流---流量曲线,分别查出对应的Q0，Q1，Q2，Q3 …… Qn； 分别计算每个分支系统的内漏量； 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （二）外漏检查： 接近发生外漏的部件； 清洁部件上外漏的油污； 为系统加压； 测量外漏泄漏速率，根据该机型的放行标准确定是否放行。 3.液压泵功率公式的推导？P92 4.液压油显示"过热"的原因及排除方法？P122
5.液压油滤滤芯分几类？各有什么作用？P115 常见的滤芯有三种：表面型滤芯、深度型滤芯、和磁性滤芯。 表面型滤芯：一般是金属丝编织的滤网，过滤能力低，一般作为粗滤安装在油箱加油管路上 磁性油滤依靠自身的磁性吸附油液中的铁磁性杂质颗粒，应用在发动机滑油系统管路中。 深度滤芯：液流通过的过滤介质有相当的厚度，在整个厚度内到处能吸收污染物。其过滤介质有—缠绕的金属丝网、烧结金属、纤维纺织物、压制纸等。 6.液压油温度与粘度的关系，对总效率的影响？P92 温度过高，会导致油液黏度下降。油液粘度过低时，会增加泵的内漏并降低油液的润滑性，继而导致容积效率和机械效率下降。 温度过低，会导致油也黏度上升。油液粘度过高时，油泵吸油阻力增大，油泵吸油困难，不能完全充满油腔，降低填充效率。黏度过高同样会造成油泵转动阻力增大，并增加流体的流动阻力，降低机械效率。 7.液压保险的作用？P106 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 8.对恒压变量泵，当发动机驱动泵的开关在“开”和“关”位时，泵是怎样工作的?工作原理，开关原理？（124页） 在电门在“开”位时，发动机驱动泵EDP在泵内补偿活门控制下进行供压或进行自动卸荷；当泵发生故障时，将电门扳到“关”位，电磁活门线圈通电，使泵的出口压力在很低的情况下就能推动补偿活门作动，使油泵卸荷，即为“人工关断”。 9.油滤的压差活门控制的是什么参数？怎么控制的？ 压力参数。活门前压力和活门后压力参数差值。 当一定压力时候通过传感器，以电信号方式传递到驾驶舱。注意：可能有人认为可能是地面给人看的那个燃油油滤，其实不然，这个是指驾驶舱的那个。 10.液压系统包括几个部分，各操纵那些部件？ 有两种阐述方法：一种是按组成系统的液压元件的功能类型划分；另一种是按组成整个系统的分系统功能划分。 按液压元件的功能划分： a)动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或者发动机产生的机械能转换成液体的 压力能 b)执行元件：其功能是将液体的压力能转换成为机械能，执行元件包括液压作动筒 和液压马达
飞机结构与系统复习题 飞机结构 1、飞机结构适航性要求的主要指标： A、强度、刚度、稳定性与疲劳性能 B、动强度与疲劳性能 C、抵抗破坏与变形的能力 D、安全系数与剩余强度 2、下列飞机结构中属于重要结构的是： (1|2|3) A、机身和机翼 B、尾翼和操纵面 C、发动机和起落架 D、发动机整流罩、背鳍与腹鳍 3、飞机结构安全寿命设计建立的基础是： A、充分发挥结构的使用价值 B、尽量减少结构的重量 C、结构无裂纹 D、允许结构有裂纹 4、飞机结构损伤容限设计思想是： A、承认结构在使用前带有初始缺陷 B、在服役寿命期内设有可检裂纹 C、结构的剩余强度随使用时间保持不变 D、设计出多路传力结构和安全止裂结构 5、飞机结构耐久性设计的基本要求是： (2|3|4) A、结构具有抵抗疲劳开裂、腐蚀、磨损能力 B、结构经济寿命必须超过一个设计使用寿命 C、低于一个使用寿命期内不出现功能性损伤 D、飞机经济寿命必须通过分析和试验验证 6、飞机结构经济寿命： A、结构到修不好的使用时间 B、结构出现裂纹的工作时间 C、结构第一个大修周期的时间 D、执行耐久性试验计划结果的工作寿命 7、现代民用运输机结构采用何种设计思想： A、安全寿命设计 B、耐久性设计 C、损伤容限设计思想 D、破损安全设计 8、飞机结构的强度是： A、结构抵抗变形的能力 B、结构抗腐蚀的能力 C、结构抵抗破坏的能力 D、结构的稳定性 9、损伤容限结构的分类 A、裂纹缓慢扩展结构 B、破损安全结构 C、限制损伤结果 D、1、2正确
10、飞机结构的刚度是： A、结构抵抗变形的能力 B、结构抗腐蚀的能力 C、结构抵抗破坏的能力 D、结构的稳定性 11、现代运输机飞行中所受的外载荷有： A、集中载荷、分布载荷与动载荷 B、重力、升力、阻力和推力 C、升力、重力、推力、阻力和惯性力 D、座舱增压载荷与疲劳载荷 12、飞机飞行过载定义为： A、气动力比重力 B、升力比阻力 C、推力比阻力 D、升力比重力 13、操纵n过载飞机左转弯右发动机过载： A、等于飞机过载n B、等于n-Δn C、等于n+Δn D、等于n±Δn 14、飞机结构安全系数定义为： A、P设计/P使用 B、P破坏/P设计 C、P破坏/P使用 D、n使用/n设计 15、运输机水平转弯过载值取决于： A、转弯速度大小 B、转弯升力大小 C、转弯半径大小 D、转弯坡度大小 16、某运输机飞行过载为3表明： A、飞机垂直平面曲线飞行，升力是重力3倍 B、升力为正是重力的3倍 C、飞机水平转弯过载为3g D、飞机着陆下滑重力是升力的3倍 17、飞机速度－过载包线表示： A、飞行中ny≤n使用最大 B、飞行中q≤q最大最大 C、空速与各种过载的组合 D、1和2正确 18、操纵n过载飞机抬头时头部发动机过载： A、等于n+Δn B、等于n-Δn C、等于飞机过载n。 D、等于n±Δn 19、飞机过载n使用表明： A、飞行中的最大过载值