毕业设计任务书
一、失速历史事件
2013年4月29日，一架货运型波音747飞机，在阿富汗美军基地起飞后坠毁，从飞机坠毁过程的视频看，这是一起失速引发的起的阶段飞行事故，联想到近年来频繁发生的战斗机失速事故，人们似乎容易产生这样一个疑惑：我们对失速的了解到底有多少，失速的理论和技术问题真正解决了吗？
波音747在爬升中失速，然后就一头栽向地面。起飞后不久，当飞机刚刚爬升到1200英尺(370米)空中时，机组人员接到报告，货舱内停放着的五辆重型军用车从固定位置脱落掉落到飞机尾部，造成飞机重心后移，并失速坠毁，机上7名机组人员全部遇难。
谈到失速，还要从人类的早期航空实践说起。在上世纪20年代之前，人类还处于飞行的蹒跚学步阶段，那时，由于飞机技术的落后和人们对飞行知识的缺失，失速所引发的飞行事故司空见惯的，“失速”这种伴随飞行而来的“死亡梦魇”，成为阻碍飞行事业发展的“技术之谜”。随着大工业的蓬勃兴起，航空制造业由早期的作坊式经营演化成大工业的生产模式，在前苏联、欧洲和美国，航空制造公司纷纷成立，并迅速发展成为具有巨大生产能力的大型航空制造企业。高技术与规模生产，飞行实践的不断拓展深化提供了条件，现实的需求驱使人们对飞行进行深入的研究，而如何破解失速之谜就是一个重要的研究方向。
通过研究人们发现，导致失速的真正原因并不是升力的不足，而是迎角的增加，由迎角超过失速迎角后所引发的飞机失稳，才是发生
飞行事故的真正原因。通过研究人们还发现，由于飞机的不同和飞行状态的差异，飞机的失速呈现出不同的机理和形态。弄清楚了飞机失速的原因，就容易找出预防和处置失速的方法，针对机头失速、机翼失速和偏航失速等不同的失速现象，采用推杆、蹬舵等方法可以有效地改出失速从而避免事故的发生。
上世纪40年代德国人发明了喷气发动机并运用于战斗机，人类航空进入了喷气时代，通过驾驶巨大动力的高速喷气战机，人们发现了现代战机与传统活塞式飞机不同的失速特点，从而推动了失速理论的研究，到上世纪50年代，关于失速的理论发展到了成熟阶段。人们了解了失速的相关理论，但在操作层面要对失速进行有效的应对，却是比理论研究本身要复杂得多的问题。这涉及到失速的环境、失速的条件、飞机的状态、可供处置的时间窗口等等，由于真实飞行条件的相对复杂性，飞行员要做出相对正确的应对是一件非常困难的事情。上世纪70年代，随着先进飞行控制技术的引入，如何在技术上对失速进行防范和自动改出，成为飞机技术研发的一个重点。迎角监控、迎角限制、反尾旋（螺旋）控制技术的出现，使飞行控制技术进入到“无忧虑”操控的先进水平。然而，飞行控制技术的发展，并不能一劳永逸地解决失速问题，飞行毕竟不是飞行器独立的活动，环境的因素、人的因素依然是影响飞行安全的最关键因素，因此，如何适应环境的复杂性，应对突发风险的复杂多变，依然需要人的智慧和能力。
二、失速离我们到底有多远？
对于那些无视失速危险性的飞行员们，该是他们猛醒的时刻了。那些经常在嘴边挂着“怎么玩的，把飞机整失速了”的人，当他们因为无知而堕入失速事故时，已经为时已晚了。与其如此，还不如让我们真正了解失速到底离我们有多远。我想要告诉这些人的是：失速离我们很近，有时只差2度迎角，有时只有20公里/小时的速度差。而起飞着陆阶段是我们离失速最近的危险时刻！
其实，对于失速的茫然与忽视并不是飞行员天生的性格，在学习飞行的初期，当他们由于驾驶技术的生疏，不自觉的进入抖动、摇摆甚至下坠的时候，他们也曾对失速充满恐惧。然而，飞行训练培养了他们的飞行适应性，他们知道什么时候飞机容易产生不稳定甚至危险状态，他们的飞行本能使他们不自觉地对这些危险进行了预防，这种本能我姑且称之为“失速免疫能力”。但如果你因此认为自己对失速无所不知的时候，你离发生危险就为时不远了。失速是如此的复杂，可能产生失速的时机和机理千变万化，一个飞行员不可能在其职业生涯中遇到所有失速状态，说的更直白些，你的“失速免疫力”还不足以使你抵御所有的失速，从而确保你一生的飞行安全。怎么办？没有别的办法，唯一可行的是放弃对失速的侥幸心理和对技术的盲目自信，进一步加深对失速的研究，分析各种案例，保有那份对失速的恐惧和警惕，并真正搞清楚应对各种失速的理论，掌握处置失速的飞行驾驶技术。
三、容易产生失速的几种情况
对于失速的防范与应对，并不是让你无时无刻都处于一种高度紧张状态，由无知而产生的紧张不仅于事无补，反而会导致更坏的结果。因此，了解容易产生失速的基本条件和时机非常重要。
低速机动
低速飞行时飞行员对于失速具有一定的警觉性，这种警觉是非常重要的，因为低速飞行阶段，飞机机动能力弱，很容易产生由姿态改变而引发迎角的急剧增加。这一点其实很好理解，由于速度的减小导致向心力的不足，使得轨迹的改变不能跟随姿态的变化，导致迎角的急剧增加，从而超越失速迎角引发失速。对于低速失速的防范和警觉，可以使我们有效地避免失速的发生，但有时由于飞行员专注于其他环境和飞机状态的变化，会使他的这种警觉性降低，从而产生无意识的错误操控。因此，在低速飞行时飞行员要防止注意力高度集中、单打一，要时刻关注飞机迎角和状态的变化，敏锐地感知飞机状态的异常，一旦发现飞机由进入失速的趋势，要及时终止机动。
危险天气
危险天气条件下的飞行，对飞行员的驾驶技术提出了更高的要求，侧风、强对流、风切变等天气情况，会使飞机的气动力发生显著的变化，这些变化从一定程度上影响了飞行员的操控，有些天气条件下尽管能够完成飞行，但需要特殊的技术，如大侧风着陆，需要飞行员采用位置、航向、坡度的综合修正，而且在着陆后迅速改变驾驶动作，对飞行员的驾驶技术提出了特殊的要求。由于不能胜任气象条件
而在操控上出现重大失误，是引发的失速事故的一个重要原因。
弱动力飞行
动力不足是导致飞机失速的重要原因，一方面由于动力不足速度难以增加，飞机的机动能力较弱，容易产生由于操作失误所引发的失速；另一方面，弱动力飞行时很容易产生速度的急剧衰减和能量的急剧损耗，在飞行员没有察觉的情况下进入低速飞行状态。为此，飞行员需要加强弱动力飞行的理论学习和模拟训练，掌握弱动力飞行的特点：
1. 控制合理的飞行速度（歼击机450公里/小时以上）
2. 了解弱动力飞行时机动飞行速度消失快的特点，柔和操控
3. 进场阶段控制轨迹，而不是试图改变飞机的下沉趋势，避免不自主的拉杆，使飞机进入失速状态
4. 没有再次挽救的机会，确保操控的准确性，一次成功。
起降阶段
飞机在起降阶段，一方面处于低速飞行状态，容易产生失速，另一方面由于放下了起落装置，改变了飞机的构型和气动外形，使得飞机的操纵性和稳定性降低，特别是在转弯阶段和离陆、降落阶段，飞行员的操控频繁复杂，容易产生状态的突然变化，从而引发失速。应对的方法是确保飞机在安全的起降速度范围内飞行，合理利用技术修正侧风和偏差，避免粗猛的操控动作。
另外在起降阶段如遇到突发情况，确保安全是首要原则，要努力将故障控制在跑道上，如果飞机离陆则要迅速安全地控制飞机着陆，
避免危机状态下长时间在空中停留。
人机耦合震荡
从飞行控制的角度讲，起降阶段是操作频繁复杂、操纵精度要求较高的“高增益”操纵阶段，“高增益”操纵的一大特点是容易产生人机耦合，由此产生的震荡会严重威胁飞行的安全。预防人机耦合震荡要求飞行员熟悉和适应飞机和飞控系统操控特点，避免急剧、粗猛、下意识和反复无常的操控。一旦产生人机耦合震荡，不要试图消除每一次震荡，而应按照人机耦合的处置方法，以缓慢连续的单向操控加以克服。
非常规构型
非常规构型是指在飞机结构、气动外形和重量等方面，不同于常规状态的飞机构型。其中特别需要强调的是飞机重心、重量的特殊变化。4月29日的波音747失速事故，很重要的原因就是飞机重载起飞。重载起飞、非正常重心起飞，飞机的操控特点与常规起飞完全不同，需要特殊的驾驶技术，没有经过特殊训练的飞行员是难以胜任的，另外，这种特殊构型下的起飞，对气象条件要求也比较严，不能按照一般的起降条件进行掌握，在大风、强对流天气下进行重载起飞是非常危险的。从4月29日的飞行事故现场看，当时机场处于强对流天气，侧风较大、气流颠簸，这是引发事故的另一个重要原因。
四、MD-82型飞机的失速故障分析与处理
MD-82型飞机的失速警告系统连续地监控飞机机翼升力载荷，当飞机接近失速状态时，接通抖杆器，自动地对驾驶杆产生手泪派作
用，同时给出目视和音指示。如果飞机局部迎角a增大到失速状态，失速恢复系统使升降舵操纵系统中的伺服机构推动驾驶杆向前运动，引起飞机低头的姿态。失速警告系统是双套装置，每一套都具有使所有失速警告信号起作用的能力。
MD-82型飞机的失速替告系统有两个迎角传感器、两台失速警告计算机、双套抖杆器、音频识别器、信号显示器及失速恢复系统(推杆伺服作动器)组成。另外，在驾驶舱顶部开关板上有一个失速警告试验开关。每一台失速替告计算机接收并且综合一个迎角探测器、一个襟翼位置传感器、两个机翼的缝翼接近装置的输出和一个水平安定面位置传感器所提供的信号。当飞机接近失速状态时，计算机产生预失速信号(该信号对速度和重心做了补偿)，以提供失速预警和失速识别信号。
故障分析与排除方法
在日常的机务维护工作当中，机务维护人员经常会遇到失速系统的故障和与失速系统相关的其他故障。失速系统的故障均不符合MEL(最低放行清单)，并且故障点不易找到，排故时间比较长，工作量相对较大。
1.系统的失速保护引起的故阵现象
失速系统正常工作也会引起其他故障灯亮，并且不易发现和判断。
(1)故障描述
一架MD-82飞机在执行航班任务时，连续近两个月一直反映“不
协调灯亮故障”。在起飞后襟缝翼不协调灯亮，AIR快慢指针指向快，FMA显示Sri) LOW，俯仰指针下移2}~3}，液压压力下降又回升，增速至220节灯灭。尤其是大重量起飞失速故障发生率高。而起飞时如果拉起角度比指引针低两度，起飞速度增加10-20节，或用150襟翼起飞，此时故障不会出现。为了排除故障，先后更换了失速警告计算机、接近电门电子组件、迎角传感器、手柄电门、大气数据计算机、飞行制导计算机、升降舵位置传感器、自动缝翼作动器、安定面位置传感器(2#失速替告计算机的传感器)、双三轴加速度计和飞行制导板，但故障并没有最后排除。
(2)故障分析与排除
造成故障的原因，一是假信号引起失速保护，二是确实存在升力不足。如果是线路故障引起的假信号，在故障出现时，即使增加飞行速度故障现象也依然存在。事实上，在飞行速度增加到缝翼收上位置的空速时，故障现象就消失了。这是因为此时的升力已满足了要求，解除了失速状态。在襟翼巧“起飞时故障不出现，是因为此时的缝翼已处于全伸展位置，按正常的襟翼巧“起飞设定起飞速度可以满足需要的升力。机组所采取的小迎角、大速度的起飞操纵措施也是为了增加升力。这就排除了由线路等原因引起的假信号造成此故障的可能性。在检查中发现，缝翼在中立位多伸出1/4英寸，缝翼出现开缝，而此时缝翼应封闭。缝翼开缝导致飞机气动特性改变，使襟翼II“起飞时存在升力损失。110襟翼起飞时，起飞速度是按正常的襟缝翼状态设计的，即缝翼封闭，处于无缝状态。如果机组按飞行指引针操
纵，在缝翼开缝的状态下，按指引针指示的俯仰角起飞必然会造成升力不足，尤其是在大重力起飞情况下更明显。失速警告计算机探测到失速状态，发出指令使自动缝翼伸出以增加升力。液压压力下降又回升，说明自动缝翼工作，使缝翼放出。此时的缝翼状态与手柄状态不一致，因此不协调灯亮。俯仰指引针下移20-30,ADI快慢指针指向“快”，FMA显示SPD LOW，说明制导计算机已探测到当时的飞行速度不足以保证足够的升力，因此，给出指令增加飞行速度、减小飞机俯仰角，以提高升力。因为飞行制导系统本身是正常的，所以没有故障纪录;失速指示系统工作正常，探测到失速并采取了防护措施。
在实际排故过程中，调整了缝翼位置，故障即被排除。此故障粗看起来是不协调故障，而实际上是因失速而引起的失速系统作动导致不协调灯亮。按一般的MD-82飞机航线维护经验来说，襟缝翼不协调故障一般判断为信号故障，由电子专业人员排除。而此次故障则是相应系统工作均正常，确实出现了缝翼位置与手柄的位置不一致，并且不协调灯也做出了指示。这个故障很有典型性，即在日常机务航线维护过程中，经验会带来方便，但有时也会带来意想不到的麻烦。
2.失速指示故障
(1)利用时速警告计算机的试验插头测试相关传感器
在通常情况下，如果出现SIF灯亮故障，应首先到E/E舱，观察失速警告计算机面板上是否有相应的故障灯亮。任意一个故障灯都可能会由于这时存在着故障或者因为在故障存储器中存储着曾经发生的故障而燃亮。因此，在主起落架离地时，必须清除存储器中储存的
所有故障，而后存储此后发生的任一故障，直到下次起飞为止。因为在计算机所有电源已切断的情况下故障仍能存储7小时。所以即使空中出现故障，在落地后直接到E/E舱观察失速警告计算机面板也可发现故障。如果是差异灯亮，则可以通过测量试验插头上的相应插钉与一号插钉间的电压来确定故障点。例如，一架飞机信号牌SIF灯空中闪亮，有时常亮。地面检查测量发现左迎角传感器在28.30电压超标，更换左迎角传感器后测试电压为++8.2伏，在标准范围内，故障即被排除。
(2)利用状态试验板故障回顾功能判断故障
状态试验板(STP)在日常排故过程中，是一个常用的辅助机载设备。利用它的故障回顾、维护试验、恢复适用试验三项功能可以明确排故方向，迅速找出故障点，提高工作效率。SIF故障原因很多，但在实际维护中最常见的故障点是空地信号故障。该故障在STY上一定有记录，通常为:GND SENSORFAILURE。这表示至少有一个地面传感器与其他的地面传感器信号不一致的时间超过40秒。且还会伴有NO AU-TOLAND灯亮。
如果飞机上安装的是一971型号的飞行制导计算机，将提供更加详细的故障记录。例如:GND SENSOR FAIL-URE 0一计算机无法隔离出故障,GNDSENSOR FAILURE 1 R2-58继电器故障,GND SENSOR FAILURE 2 R2-6继电器故障,GND SENSOR FAILURE3左主起落架wow电门故障,GNDSENSOR FAILURE 4一右主起落架wow电门故障。根据相应的故障记录就可以确定是R2-6,R2-58继电
器或相应的电门故障，从而被迅速排除。例如，飞机离地后SIF灯常亮，自动驾驶接通后，主、副配平不工作。通过检查，判断为空地信号故障。若wow电门或R2-6,R2-58两个空地继电器不工作，会直接导致SIF灯常亮，会使制导计算机接收到飞机仍在地面的信号，致使自动俯仰配平被抑制。初步检查判断wow电门正常，认为是R2-6与R2-58继电器故障。更换R2-6与R2-58继电器后，故障仍然出现。进一步检查时发现，当检查wow电门时，当时只把两个代替目标接近了电门，以验证电门工作正常。而实际上，应拆下主起落架支撑连杆，使真正的目标与电门接近以验证电门与目标的间隙也正常。重新检查wow电门后发现电门间隙过大，调整间隙后故障被排除。
在日常维护飞机时，为了模拟空中状态，经常在驾驶舱拔出空地继电器断路器，然后在左右wow电门上贴两个目标，来模拟空中状态。但在排失速系统故障时，一定要使真正的目标与电门接近，真正模拟空中状态，才能找准故障源，提高排故效率。
五、失速的预防与应对
就像我前面所描述的哪样，我们对失速理论与驾驶技术的缺失比我们想象得要严重的多。失速的环境因素、飞机因素、人为因素和其他相关因素比我们想象得要复杂得多，预防与应对失速并不是一件简单的事情。
1.加强理论学习
失速理论教育不能仅停留在航理层面，飞行员在初始教育阶段对这些理论已经有了足够的了解。我认为需要加强的是对失速案例的进
一步分析，对所飞机种的失速相关理论的进一步了解，以及对失速处置技术理论的进一步深化。因为只有通过案例分析，才能使我们真正了解失速的易发性、复杂性和危险性，只有了解了所飞机种的失速特点，才能有针对性的进行失速防范和应对。只有结合环境、条件、飞机和自身技术特点，才能真正掌握有效的处置失
2.模拟训练
失速毕竟是一种平时飞行中难以遇到的特殊情况，对于失速的了解和应对技术的掌握，想要靠实际飞行来提高是难以实现的。现代模拟技术对于各种特殊情况的模拟已经达到了相当逼真的程度。通过模拟训练，可以使飞行员通过反复训练掌握失速特点和处置方法。
通过模拟训练，可以使飞行员通过反复训练掌握失速特点和处置方法提高失速警觉性
失速的警觉性不是让飞行员时时设防处处警觉，而是真正了解可能发生失速的时机，有针对性的提高对失速的防范意识。在容易产生失速的条件下，要保持高度的警觉和正确的操控。在处置突发的危险状态时，要针对环境和飞机特点，采用正确的决策和方法。在处置失速险情时，很重要的一点是对危险的发展趋势和可能结果有一个明确的判断，我们说决策是处置的的关键，而飞行突发事件的处置，时间窗口和高度门槛是关键中的关键，突发情况发生后，飞行员面对的是两条时间相关曲线，一条是故障扩展曲线，失速的发展引发状态的急剧恶化和高度的迅速损失；另一条是飞行员处置曲线，你的正确应对不是可以无限期延续的过程，处置的时间窗口随着高度的降低渐渐关
闭。飞行员必须在高度门限到达和时间窗口关闭之前，使这两条曲线尽快重合，完成危险的处置程序。
飞行的风险毕竟是不以人们的意志为转移的，对于失速理论的研究和应对技术的提高，依然无法彻底避免失速事故的发生。我们对于失速理论的研究，对失速应对技术的探索永无止境。
飞机各种速度 V1 起飞决断速度 V2 起飞安全速度。有一发失效时，此速度可保证飞机安全起飞。V2min 最小起飞安全速度 V3 收襟翼速度 V4 稳定起始爬升速度 V A设计机动速度，也叫最大控制偏转速度。 V B最大阵风强度设计速度 V C设计巡航速度，也称优选巡航速度。 V EF起飞关键发动机失效速度 V F 设计襟翼速度 V FC飞机稳定最大速度 V FE襟翼放出最大速度 V FTO最后起飞速度 V H最大连续推力水平飞行最大速度 V LE起落架放出最大速度。 V LO起落架操作最大速度。即起落架收起放出的最大速度。 V LOF离地速度 V MC一发失效最小控制速度 Vmca 空中最小控制速度 Vmcg 地面最小控制速度 Vmcl 一发失效着陆最小控制速度 V MO最大操作限制速度 V MU最小离地速度 V NE绝对不许操作速度 V NO最大巡航结构速度或正常运行最大速度
V R抬前轮速度 VRef 着陆基准速度或跑道入口速度。 V S失速速度或最小稳定飞行速度 V S0 失速速度或着陆最小飞行速度 V S1失速速度或特殊构型最低稳定飞行速度V SR基准失速速度 V SR0基准着陆失速速度 V SR1特殊构型基准失速速度 V SW失速告警速度 V X最佳爬升角速度 V Y最佳爬升率速度 V BE久航速度 V BG最长滑行距离速度 V BR远航速度 V FS一发失效最后离场段速度 Vimd 最小阻力速度 Vimp 最小推力速度 Vmbe 最大刹车能量速度 Vmd 最小阻力速度 Vmp 最小推力速度 Vra 不稳定气流速度(减轻颠簸速度) V SL特殊构型失速速度 Vs1g 最大升力系数失速速度 Vsse 单发安全速度 Vt 跑道入口速度 Vtos 一发失效正爬升梯度最小速度Vtmax 跑道入口最大速度 V ZRC双发飞机零爬升率速度
课程设计（论文）论文题目：汽车点火系统故障的诊断与维修 作者姓名周建伟 指导教师叶晓露 所在院系衢州市技师学院 专业班级汽车运用与维修1304班 提交日期 2015年1月
汽车点火系统故障的诊断与维修 摘要 汽车工业的快速发展必将带动维修行业的前进步伐。本文则主要通过对汽车点火系统分类及结构的检测与维修和常见故障诊断与维修的方法的论述，使人们对点火系有了更深入的了解，有助于维修技师对点火系统进行快速的诊断和维修，有助于维修行业的发展。随着科学技术的不断发展，汽车的技术也有了巨大的发展，大量地使用电子元件以及利用计算机监控汽车的运转。而汽车发动机的点火系也有了很大的变化：从传统点火系到电子点火系，再发展到无分电器的独立点火系统,而其中的无分电器的独立点火系统又分为DFS（双火花线圈）点火系统和EFS（单火花线圈）点火系统。这些点火系统有各自的特点和结构及组成元件。 关键词：汽车，点火系统，线圈，分电器
目录 摘要 (2) 目录 (3) 第一章绪论 (5) 1.1 点火系统概述 (5) 1.1.1 点火系统的发展概况 (5) 1.1.2 点火系统基本功能 (5) 1.2 点火系的作用及要求 (6) 第二章点火系统的分类及结构 (8) 2.1 点火系统的分类 (8) 2.2 点火系统的结构 (10) 2.2.1 蓄电池点火系统 (10) 2.2.2 有触点电子点火系统 (10) 2.2.3 无触点电子点火系统 (11) 第三章点火系统的常见故障诊断及维修 (12) 3.1 点火系统常见故障 (12) 3.1.1 汽车故障诊断的四项基本原则 (12) 3.1.2 汽车故障诊断的基本方法 (12) 3.3.3 常见故障的诊断 (12) 3.2 故障分析及排除方法 (13) 3.2.1 发动机不能起动故障部位 (13) 3.2.2 故障原因及排除方法 (13) 3.3.3 排除方法检查 (13) 3.3.4 发动机运转不稳定故障部位 (13) 第四章电子点火系统的维护 (15) 4.1 主要的维护任务 (15) 4.2 点火正时的检查与调整 (15) 4.2.1 点火正时的检查 (15) 4.2.2 正时的调整 (15)
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护(doc 8页)
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护 B8913号TB20飞机在执行本场起落训练过程中，飞行教员发现飞机着陆滑跑，起飞滑跑及起飞以后，飞机发生剧烈的抖动甚至于越来越剧烈，造成飞机滑跑困难。几个起落以后，飞行教员果断采取措施，退出飞行训练。经机务人员检查发现：前机轮轴承由于高温而熔化咬死，带动轮轴旋转，轮轴与轮叉发生滑动干摩擦，产生的热量将轮轴和轮叉部分熔化，产生巨大的变形，机轮组件几乎从轮叉上脱落。由于飞行教员果断的抉择，才避免了一场安全事故的发生。由此可见，机轮轴承不仅用来支承机轮，引导机轮的旋转方向，减小转动过程中的摩擦，并承受机轮和轮轴之间的各种载荷。而且，轴承对飞机的工作性能、寿命、各项经济指标及可靠性都有很大影响，甚至在某些情况下也会造成飞行安全事故。 一、轴承的基本结构及受力分析 TB飞机机轮轴承为铁姆肯(Timken)公司生产的圆锥形轴承，它由四部分组成：内滚道、外滚道、圆锥滚棒和保持架。正常情况下，内滚道、外滚道和滚棒承受载荷，而保持架使滚棒相互均匀地隔开，以免互相碰撞和摩擦，并使每个滚棒均匀和轮流地承受相等的载荷。内滚道、滚棒和保持架合称为滚道组件。通常它和外滚道是可分的(外滚道固定在可分解的轮毂上的)，使安装轴承比较方便。 轴承采用低碳钢，经表面渗碳处理，它使轴承有适合的硬度，抗疲劳、忍性的综合性能。正常使用情况下，轴承的最大温度范围在120-150℃，短时温度可达175℃，最大周期接触应力在2100～3100MPa，而保持架通常用低碳钢制成。 由于圆锥轴承的几何特点及设计特点，它可以承受经向和轴向的综合载荷。外滚道与轴承中心线的夹角越大，能承受的轴向推力和经向推力的比值越大，滚棒和滚道的接触线越长，那么承受载荷的能力越强。飞机处于不同的工作状态，轴承的受力情况不同： 1.飞机处于静止状态，轴承主要承受静止载荷。飞机的重力产生的停机载荷—P通过轴承的滚棒传递给外滚道，即轮毂。P可沿轴向分解为轴向力N和垂直于外滚道的力F。如图所示，P所产生的对外滚道的压力远大于P在这个轮子上的分力，对滚道施加很大的压强。 2.飞机在地面滑行时，主要也承受垂直载荷。由于地面的不绝对平整，飞机的上下震动的幅度大于飞机的重力。 3.着陆时，机轮接地的瞬间首先主要是受到巨大的静止垂直冲击载荷，继
飞行 区代码代表跑道长 度（米） 飞 行 区 代 号 翼展（米） 主起落 架外轮 间距 （米） 1L<800A WS<15T<4.5 2800≤L<1200B15≤WS<24 4.5≤T<6 31200≤L<1800C24≤WS<366≤T<9 4L≥1800D36≤WS<529≤T<14 E52≤WS<659≤T<14 F65≤WS<8014≤T<16 注：4F级飞行区配套设施必须保障空中客车A380飞机全重（560吨）起降。 飞机场通讯导航设施 飞机场通讯导航设施航空通讯有陆空通讯和平面通讯。陆空通讯飞机场部门和飞机之间的无线电通讯.主要方式是用无线电话；远距离则用无线电报。飞机场无线电通讯设施20 世纪80 年代，载波通讯和微波通讯发达的区域，平面通讯一般不再利用短波无线电通讯设备。无线电发讯台主要安装对飞机通讯用的发射设备；也不再单建无线电收讯台，而将无线电收讯台和无线电中心收发室合建在飞机场的航管楼内。航空导航分航路导航和着陆导航。 中文名 飞机场通讯导航设施 意义 飞机场所需的各项通讯、导航设施 主要方式 用无线电话
时间 20 世纪80 年代 飞机场所需的各项通讯、导航设施的统称。 航空通讯有陆空通讯和平面通讯。 陆空通讯飞机场空中交通管制部门和飞机之间的无线电通讯。主要方式是用无线电话；远距离则用无线电报。 平面通讯飞机场和飞机场各业务部门之间的通讯。早期以人工电报为主。现在则有电报、电话、电传打字、传真、图象、通讯、数据传输等多种通讯方式；通讯线路分有线、无线、卫星通讯等。 ①飞机场无线电通讯设施。在城市划定的发讯区修建无线电发讯台，收讯区修建无线电收讯台。无线电中心收发室则建在飞机场航管楼内。发讯台和收讯台、收发室，以及和城市之间都要按照发射机发射功率的大小和数量，保持一定的距离。功率愈大，距离要愈远。收、发讯台的天线场地以及邻近地区应为平坦地形，易于排除地面水，收讯台址还应特别注意远离各种可能对无线电电波产生二次辐射的物体（如高压架空线和高大建筑物等）和干扰源（如发电厂、有电焊和高频设备的工厂、矿山等）。20世纪80年代，载波通讯和微波通讯发达的区域，平面通讯一般不再利用短波无线电通讯设备。无线电发讯台主要安装对飞机通讯用的发射设备；也不再单建无线电收讯台，而将无线电收讯台和无线电中心收发室合建在飞机场的航管楼内。 ②飞机场有线通讯设施。有电话通讯和调度通讯。 航空导航分航路导航和着陆导航。 航路导航①中、长波导航台(NDB)。是设在航路上，用以标出所指定航路的无线电近程导航设备。台址应选在平坦、宽阔和不被水淹的地方，并且要远离二次辐射体和干扰源。一般在航路上每隔200～250公里左右设置一座；在山区或某些特殊地区，不宜用NDB导航。 ②全向信标/测距仪台(VOR/DME)。全向信标和测距仪通常合建在一起。全向信标给飞机提供方位信息；测距仪则给飞机示出飞机距测距仪台的直线距离。它对天线场地的要求比较高。在一般情况下，要求以天线中心为中心，半径300米范围内，场地地形平坦又不被水淹。该台要求对二次辐射体保持一定的距离。台址比中、长波导航台的要求严。在地形特殊的情况下，可选用多普勒全向信标/测距仪台(DVOR/DME),以提高设备的场地适应性。该台的有效作用距离取决于发射机的发射功率和飞机的飞行高度。在飞行高度5700米以上的高空航路上，两台相隔距离大于200公里。
习题及试题库 航空航天发展史（一） 1. 第一个载人航天站是前苏联于______年4月发射的"礼炮号"。美国研制的可重复使用的航天飞机于______年试飞成功。 A 、1971 1984 B、1981 1981 C、1971 1981 D、1981 1982. 2 、航天器又称空间飞行器，它与自然天体不同的是______。 A. 可以按照人的意志改变其运行 B. 不按照天体力学规律运行 C. 其运行轨道固定不变 D. 基本上按照天体力学规律运行但不能改变其运行轨道 3 、______年，第一架装有涡轮喷气发动机的飞机，既______的He-178飞机试飞成功。 A.1949 德国 B.1939 德国 C.1949 英国 D.1939 美国 4 、轻于空气的航空器比重于空气的航空器更早进入使用。中国早在______就有可升空作为战争中联络信号的"孔明灯"出现，这就是现代______的雏形。 A.10 世纪初期飞机 B.12 世纪初期热气球 C.10 世纪初期热气球 D.12 世纪初期飞艇 5 、活塞式发动机和螺旋桨推进的飞机是不能突破"音障"的，_____的出现解决了这一问题。 A. 内燃机 B. 蒸汽机 C. 涡轮喷气发动机 D. 电动机 6 、具有隐身性能的歼击机有______。 A.F-22 B.F-117 C.JAS-39 D.B-2 7 、请判断以下说法不正确的有______。 A. 固定翼航空器是通过其螺旋桨的旋转来提供升力的； B. 飞机和滑翔机的主要区别在于他们的机翼安装形式不同； C. 直升机和旋翼机都是通过其动力装置直接驱动旋翼旋转产生升力的航空器； D. 目前的航天飞机是可以象飞机一样在跑道上着陆的航空器。 8 、飞行器可分为三大类，下列器械属于飞行器的有______。 A. 航空器 B. 航天器 C. 气垫船 D. 火箭和导弹 9 、歼击机的主要任务是______。 A. 空战 B. 侦察 C. 拦截敌机或导弹 D. 运输 10 、下面航空器中可以称为直升机的有______。 A. 直-9 B.F-16D C.V-22 D.AH-64" 阿帕奇" 航空航天发展史（二） 1 、由于航空航天活动都必须经过大气层，所以航空与航天是______的。 A. 互不相关 B. 紧密联系 C. 相互矛盾 D. 完全相同 2 、按导弹的弹道特征和飞行特点可分为______。 A. 弹道导弹、巡航导弹和高机动飞行导弹 B. 地空导弹、空空导弹和空地导弹 C. 战术导弹、战略导弹和洲际导弹 D. 陆基导弹、空基导弹和潜射导弹 3 、___年___研制成功V-2火箭，成为世界上第一个以火箭发动机为动力的弹道导弹。 A.1942 德国 B.1942 美国 C.1944 德国 D.1944 英国 4 、在克服地球引力而进入太空的航天探索中，______科学家戈达德提出火箭飞行的飞行原理，并导出脱离地球引力所需的7.9 km /s的______。 A. 英国第一宇宙速度 B. 美国第一宇宙速度 C. 英国第二宇宙速度 D. 德国第二宇宙速度
SAE AS403A 失速告警器
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第一章绪论 1.1传统点火系的缺陷 传统点火系是靠断电触点来接通和切断点火线圈初级电流而使点火线圈此级产生高压电的，这种工作方式不可避免地存在以下的缺陷。 （1）高速易断火 （2）断电触点易烧蚀 （3）对火花塞积炭敏感 （4）起动性能差 （5）无线电干扰大 1.2发动机对电子点火系统的要求 为了保证发动机在各种工况和使用条件下都可靠并适时点火，点火系统必须满足以下要求。 （1）能产生足以击穿火花塞间隙的电压 （2）点火系统所具有的点火的能量要充足 （3）点火系统控制的点火时间应适当。 1.3电子点火系统的基本组成和类型 电子点火系统又称为半导体点火系统或晶体管点火系统，它主要由点火电子组件、分电器及位于分电器内的点火信号发生器、点火线圈、火花塞等组成，如图所示。 1-火花塞；2-分电器；3-点火信号发生器；4-点火线圈；5-点火开关； 6-蓄电池；7-点火电子组件 图1—1电子点火系统结构 点火电子组件也称电子点火器(简称点火器)，它是由半导体元器件(如三极管、可控硅等)组成的电子开关电路，其主要作用是根据点火信号发生器产生的点火脉冲信号，接
通和断开点火线圈初级电路，起着传统点火系统中断电器触点同样的作用。 点火信号发生器装在分电器内，它可根据各缸的点火时刻产生相应的点火脉冲信号，控制点火器接通和断开点火线圈初级电路的具体时刻。 由于发动机点火时刻和初级线圈电流的不同控制方法，产生了不同的点火系统。按点火系统的不同发展阶段可分为：传统机械触点点火系统、无触点点火系统、微机控制式电子点火系统和微机控制式无分电器电子点火系统。其中以无触点电子点火系统为例。 为了避免机械触点点火系统触点容易烧蚀损坏的缺点，在晶体管技术广泛应用后产生了非接触式传感器作为控制信号，以大功率三极管为开关代替机械触点的无触点电子点火系统。这种系统显著优点在于初级电路电流由晶体三极管进行接通和切断，因此电流值可以通过电路加以控制。不足之处在于这种系统中的点火时刻仍采用机械离心提前装置和真空提前装置，对发动机工况适应性差。 无触点电子点火系统中，按点火信号发生器产生点火借号的原理不同，可分为以下几种型式： a. 磁感应式(磁脉冲式)； b. 霍尔效应式； c. 光电式； d. 电磁振荡式。 其中，磁感应式无触点电子点火装置由于其结构简单，性能可靠稳定，已在国外普遍使用；霍尔效应式性能优于磁感应式，在西欧车(如大众公司的奥迪、桑塔纳等)和部分美国车上应用较多；光电式和电磁振荡式则应用相对较少。 1.4电子点火系统的工作原理 电子点火系与传统点火系一样均采用点火线圈储能和升压。它是利用互感原理，先由点火线圈将低压电源转化为高压电源，然后再由配电器分配给各缸火花塞。其工作原理见下图。
《航空无线电导航技术》习题 1、超短波通信的特点是（C ）。 A：不受地形地物的影响B：无衰落现象 C：通信距离限定在视距D：频段范围宽，干扰小2、长波、中波的传播是以（B）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波3、短波传播是以（A ）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波4、超短波传播是以（C ）传播方式为主。 A：天波B：地波C：直射波D：地面反射波5、高频通信采用的调制方式是（B）。 A：等幅制B：调幅制C：调频制D：调相制 6、关于短波通信使用频率，下述中正确的是（B ）。 A：距离远的比近的高B：白天比晚上的高 C：冬季比夏季的高D：与时间、距离等无关7、天波传输的特点是（ A ）。 A：传播距离远B：信号传输稳定 C：干扰小D：传播距离为视距 8、地波传输的特点是（ A ）。 A：信号传输稳定B：传播距离为视距 C：受天气影响大D：传播距离远 9、直射波传播的特点是（ C ）。
A：传播距离远B：信号传输不稳定 C：传播距离为视距D：干扰大 10、单边带通信的缺点是（D ）。 A：频带宽B：功率利用率低C：通信距离近 D：收发信机结构复杂，要求频率稳定度和准确度高 11、飞机与塔台之间的无线电联络使用（B ）通信系统。 A：高频B：甚高频C：微波D：卫星12、飞机与区调或站调之间的无线电联络使用（A）通信系统。 A：甚高频B：高频C：微波D：卫星13、目前我国民航常用的空管雷达是（A ）。 A：一、二次监视雷达B：脉冲多普勒雷达 C：着陆雷达D：气象雷达 14、相对于单独使用二次雷达，使用一次、二次雷达合装的优点是（ C ）。 A：发现目标的距离更 B：常规二次雷达条件下提高雷达系统的距离分辨力 C：能够发现无应答机的目标 D：克服顶空盲区的影响 15、二次监视雷达与一次监视雷达相比的主要优点是（A）。 A：能够准确提供飞机的高度信息 B：能够探测气象信息并能够给出气象轮廓 C：能够准确提供飞机的距离信息
全球第二起A320飞机空难解体的 飞行技术分析报告及其对改进A320飞行概念的重大影响 The flight analysis report of the second Airbus A320 hull-loss accident with its historic influence on the significant innovation of A320 flight concept 文/ 骆卫（运行控制中心） 1990年2月14日，一架A320飞机在目的地机场执行目视进近时发生空难。事故发生在当天中午，天气条件CAVOK。这是全球第二起A320飞机解体事故。 飞机当时正被雷达引导，执行目的地机场09号跑道的目视进近，当时机场的VOR/DME进近系统工作。在五边进近期间，飞机下降低于正常进近航路并且在跑道入口前约2300英尺左右坠毁。飞机遭到撞击并且起火毁坏。机上总共146人，最后有92人丧生，54人生还。 目的地机场当时的天气是“风变量05节，能见度10公里，云底2 octa 2000英尺，温度27摄氏度，QNH 1018毫巴”。 大约在目的地机场西北40海里DME的位置，飞机得到指令下降到6000英尺MSL（最低安全高度）并且指示雷达引导执行09号跑道的目视进近。 当飞机通过8500英尺（5600离地高度）时，机组开始执行进近检查单。机组交叉检查了洋红色速度（进近管理速度）是132节并且飞机当时处于进近和着陆构型。 在接地前10海里，飞机得到指令下降到4600英尺最低安全高度（1700离地高度）。五边
进近定位点（FAF）高度是4500（最低安全高度）。在这个点，飞机高于最佳下降航径，同时自动驾驶仪和自动推力系统接通并且按照IDLE-OPEN DESCENT模式下降（这等同于其他一些飞机的飞行高度层改变模式）。 当允许执行09号跑道的目视进近时，飞机位于该跑道左四边西边7海里DME的位置。在这个点上，自动驾驶仪被断开并且左座机长开始使用飞行指引仪人工飞行并且自动推力系统接通在IDLE-OPEN DESCNET模式。 在这个点上，飞机仍然远远地高于所需下降航径并且按照襟翼全和放轮的构型下降，当时速度大约是135节。大约距离接地点之前5海里的位置，飞机下降通过5000最低安全高度（高出机场标高2100英尺）。飞机当时高出所需进近航径大约500英尺。在这个点上，ALT*（高度截获）模式被接通以截获飞行控制组件（FCU）上选择的高度，4600最低安全高度。之后不久，把杆飞行员请示“复飞高度6000英尺”。 不过，飞行检查员没有选择6000英尺。相反，他在FCU高度选择窗口上设定了3300英尺（VOR/DME进近的最低决断高度）并且建议把杆飞行员使用飞行指引仪的垂直速度模式以继续下降。把杆飞行员然后告诉飞行检查员选择-1000英尺/分钟的下降率，飞行检查员执行了此动作。 没有人知道飞行检查员在FCU上设定3300英尺的原因。选择这个动作的一个可能性是继续向把杆飞行员提供飞行指引仪的引导并且通过在ND上监控可行的平飞位置来检查垂直飞行航径。在所有情况中，这是一个很严重的动作，因为它在后面的飞行中诱发了一系列导致此次事故的事件。 在大约1300离地高度时，把杆飞行员再次请示“复飞高度6000英尺”。不过，飞行检查员绝对没有意识到这个请示，因为他此时并没有在FCU高度选择窗口中设定此高度。 PF:把杆飞行员PNF:不把杆飞行员 在大约1000英尺离地高度时，飞机下降通过了所需的3度进近航径。飞行指引仪和自动推力系统当时处于“速度垂直速度”模式（此时，这是可以接受的模式），当时速度是132节并且选择的下降率是-1000英尺/分钟。 然而，把杆飞行员显然没有遵守飞行指引仪指令，因为当时的实际速度稳定在大约142节（校准空速）并且当时的垂直速度是-1500英尺/分钟。把杆飞行员当时非常可能正在注意
第六章点火系统故障诊断和维修 图6.1 上海桑塔纳轿车发动机点火系统 1—蓄电池；2—点火开关；3—点火线圈；4—点火器； 5—内装霍尔信号发生器的分电器；6—火花塞 点火系常见故障为发动机不能发动或发动困难、个别缸不点火、点火时间不当、点火错乱等。 点火系故障常见部位为火花塞、分电器、电子点火器、点火线圈等。 6.2常见故障人工经验诊断 一、发动机不能发动或发动困难 1、故障现象 发动机在行驶途中突然熄火；起动机带动曲轴运转速度正常，但不能起动或起动困难；火花塞湿润。 2、故障主要原因及处理方法 （1）火花塞潮湿，清洗、烘干或更换火花塞； （2）点火器故障，检查或更换点火器； （3）点火信号发生器性能不良，检修或更换点火信号发生器； （4）断电器故障，检修或更换断电器； （5）电容器击穿，更换电容器； （6）点火开关损坏，更换点火开关； （7）点火线圈断路、短路，更换点火线圈； （8）线路连接不良或搭铁，检修线路； （9）保险丝松动或熔断，紧固或更换保险丝； （10）分火头或分电器盖漏电，更换分火头或分电气盖； （11）分缸线漏电或内部断裂，更换分缸线； （12）中央高压线绝缘性能下降，漏电，更换中央高压线。 3、故障诊断方法 发动机不能发动或发动困难故障诊断流程如图6.2所示。
说明： * 区别点火系高、低压电路故障最简便实用的方法就是分电器中央高压线试火法，所谓正常火花就是颜色发白或浅蓝或紫色（阻尼导线），且跳火时伴有清脆有力的“啪啪”声。分缸线试火的正常情况也是如此。 ** 判断分火头或分电器盖绝缘性能的试火方法是：将分火头或分电器盖放在机体上，将点火线圈的高压线置于分火头导线或分电器盖旁电极2~3mm,短促起动发动机（转2~5转即可）或用手分开闭合着的断点器，如无火花，则其绝缘性能良好；如有火则说明其绝缘损坏而漏电。 *** 初级电路的断路部位检查常用逐点试灯法进行，即用一直流试灯，一端搭铁，一端与检查部位相连，观察试灯亮暗情况判断该检查部位通电情况。如：在点火开关接通，试灯检测端与点火线圈“+”接柱相连，试灯亮则表明该接柱前无断路情况，若暗则说明其前方线路有断路故障。特别提醒，对电子点火系禁用传统的逐点搭铁检查法。**** 信号发生器和点火器的性能检查详见本章节3节信号发生器和点火器检修部分。 图6.2 发动机不能发动或发动困难故障诊断流程
本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析 专业：航空机电工程 姓名： 指导教师：职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日
飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式
目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)
飞机导航系统 一、判断题 1、导航是一个时间和空间的联合概念，需要在特定的时刻描述在特定空间位置的状态，空间位置的描述可以采用地理坐标，由于导航通常是相对于某一具体目的地面而言的，因此采用地理坐标是方便而合理的. 2、无线电导航具有不受时间、天气的限制，精度高，定位时间短，设备简单，可靠等优点. 3、测距询问脉冲有用户发出，该询问脉冲需要经过特殊的编码以区别是哪个用户的询问脉冲，导航台站收到该脉冲后，及时向该用户发射应答脉冲，由用户接收并测量询问脉冲和应答脉冲之间的时间间隔，由导航台测量载体和导航台之间的距离. 4、无线电导航中的角参量可以分为两类：一类用于描述载体与导航台之间的相对角度关系;另一类用于描述载体的飞行状态，如导航、俯仰、横滚等. 5、频率测距通常是利用发射信号与反射信号的频率差来进行距离测量的，不一定要有反射面，因此作为频率测距系统. 6、载体航行状态指的是载体作为一个刚体在空间运动时所表现的非物理状态，通常与一定的参照量（如载体坐标系，当地理坐标系）相联系，他们可以从不同的角度进行描述，如方位、距离、位置、速度、姿态等. 7、 VOR方位飞机所在未知的磁北方向顺时针测量到飞机与VOR连线之间的夹角，是以飞机为基准来观察VOR台在地理上的方位. 8、无线电高度表，又称雷达高度表是一种等幅调频测距无线电导航设备。利用普通雷达的工作原理，以地面为发射体，在飞机上发射电波，并接收地面的反射波以测定飞机到地面的高度. 9、仪表着陆系统(ILS)决断高度（DH）是指驾驶员对飞机着陆或复飞做出判断的最低高度，在决断上，驾驶员必须看见跑到才能着陆，否则放弃着陆，进行复飞. 10、ADF指示的角度是飞机横轴方向到地面导航台的相对方位，因此，若要得到飞机相对于导航台的方位，还必须获知飞机的航向，这需要与磁罗盘或其他航向测量设备相结合. 二、选择题 1、无线电导航距离测量主要有___________________________三种测量方法。 2、导航参量的方位以经线北端为基准，顺时针测量到水平面上某方向线的高度 3、 ADF无线电罗盘，是一种_________________测向无线电导航系统，利用设置在地面的无方向信标（NDB）发射无线电波，在机上用环形方向性天线接收和处理电波信号，获取飞机到地面导航台的相对方位. 4频率测距的基本原理实际上的发射信号为__________________信号，由于颠簸的传播需要时间，那么在某一时刻，反射回来的信号的频率与正在发射的信号的频率之间的差频将反映这段时间，而这段时间同时也代表往返的距离. 5、 VOR伏尔是一种__________比较测向进程导航系统。机载设备通过接收地面VOR导航台发射的甚高频电波，可直接测量从飞机所在位置的磁北方向到地面导航台的位置，以近一步确定飞机相对于所选航道的偏离状态. 6、位置线或位置面，单值确定载体的位置，至少需要测定____条位置线或____个位置面，根据相交定位法实现定位.
一、判断是非题 对的打√，错的打× （例题中都是正确的，实际会改变） 1.惯性导航保密性强，是一种自备式导航。 2.惯性导航随着航行时间和航行距离的增长，位置累积误差越来越大， 需要进行位置较准。 3.大多数组合导航系统以惯导系统为主，原因主要是惯导系统能够提供 比较多的导航参数，还能提供全姿态信息参数，这是其它导航系统所不能比拟的。（√） 4.飞机的飞行目的地、航路上可用于改变航向、高度、速度等或向空中 交通管制中心报告的明显位置，叫做航路点。 5.单值地定位，测得一个导航参量，即获得一条位置线（或一个位置面） 是不够的，至少是两个（平面定位）或两个以上（空间定位）； 6.无线电导航的缺点是：它必须要辐射和接收无线电波，因而易被发现， 易受自然和人为干扰，有些导航系统还需要配备必要的地面设备。 7.} 8.现代民用飞机普遍使用以VOR/DME为基础的RNAV系统，即VOR/DME RNAV系统； 9.测向系统的位置线是直线，如VOR、ADF等。 10.用测距系统（如DME）的圆位置线与测向系统（如VOR）的直线位置 线相交的方法，可确定飞机的位置M，该定位法叫做ρ-θ定位系统，也称为极坐标定位。 11.实际应用中，利用同台安装的全向信标台和测距台即可实现ρ-θ定位； 12.由飞机测定对两个地面导航台（如两个DME台）的距离，可获得两个 圆位置线，其交点M为飞机位置； 13.两个圆位置线有两个交点，出现定位双值； 14.采用ρ-ρ-ρ定位系统，即用三个地面台，确定三个圆位置线，可确定飞 机的唯一位置M。 15.由飞机测定对两个地面导航台（如两个VOR台）的方位，可获得两条 直线位置线，其交点M即为飞机位置，采用该定位法的系统叫做θ-θ定位系统。 16.利用奥米伽导航系统（或罗兰系统）测得一组两个导航台的距离差，
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 歼七飞机起落架收放系统故障分析 系别航空装备维修工程系 专业飞机附件维修 姓名 班级 指导老师 及职称李向新 二〇一一年××月×××日 长沙航空职业技术学院
毕业设计（论文）任务书
毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。 第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。
西安航空职业技术学院 毕业设计（论文） 论文题目：燃气轮机运行故障分析 所属系部：航空维修工程系 指导老师刘志武职称：讲师 学生姓名：刘红杰班级、学号: 08504410 专业：航空机电设备维修 西安航空职业技术学院制 2011年 3月 2 日
西安航空职业技术学院 毕业设计（论文）任务书题目：燃气轮机运行故障分析 任务与要求： 介绍了燃气涡轮发动机的地面操作与检测，并且列举了维修人员在维修过程一些常见问题并做出分析 时间： 2010 年 12 月 7 日至 2010 年 3 月 7 日共 8 周所属系部：航空维修工程系 学生姓名：刘红杰学号： 08504410 专业：航空机电设备维修专业 指导单位或教研室：航空机电设备维修教研室 指导教师：刘志武职称：讲师 西安航空职业技术学院制 年月日
毕业设计(论文)进度计划表
目录 1 毕业设计任务介绍 (1) 1启动和运行 (2) 1.1涡轮发动机的启动 (2) 1.2典型的航空公司启动程序 (8) 1.3寒冷的条件下发动机的操作 (10) 2.涡轮喷气发动机检查 (11) 2.1日常业务检查 (11) 2.2非常规检查 (13) 2.3外来物体 (17) 2.4风扇叶片挤压 (18) 2.5 超速检查 (21) 结束语 (22) 谢辞 (23) 参考文献 (24)
燃气轮机运行故障分析 【摘要】 本论文主要阐述了燃气轮机运行，检查，故障排除，维护和检测 由于燃气涡轮发动机类型很多，所以制定相应的规章制度是很困难的，但是，也有某些燃气涡轮发动机的一些功能基本相同，这使得它们普遍的接受标准程序和做工。本文介绍了一些一般的做法，并提供具体实例的操作，检查，维修的做法。 关键词：操作检查维修 Abstract:This thesis mainly elaborated to theGas-Turbine Operation Inspection Troubleshooting Maintenance and Overhaul Because of the great variety of gas-turbine engines, it is not possible to set forth standard procedures which will apply to all such engines, There are, however, certain common characteristics among gas turbine engines and a number of features which lend themselves to accepted standards of procedure and workmanship. This chapter describes some general practices and provides specific examples of operation, inspection, and maintenance practices. Keyword: operation inspection maintenance
第四节雷诺数与失速 机翼的升力随攻角的增大而增加，攻角就是翼弦线与气流的夹角﹝如图3-10﹞，攻角为零度时对称翼此时不产生升力，但克拉克Y翼及内凹翼仍有升力，后二种翼型要负攻角才不产生升力，不产生升力的攻角叫零升攻角﹝如图3-11﹞，所 以对称翼的零升攻角就是零度，谁都知道攻角增加有一个上限，超过这上限就要失速，那机翼什么时候会失速呢？﹝图3-12a﹞是飞机正常飞行时流经机翼的气流，﹝图3-12b﹞是飞机失速时的气流，这时上翼面产生强烈乱流，直接的结果 是阻力大增，而且气流冲击上翼面，使升力大减，于是重力主控这架飞机，就是摔下去啦，那我们想事先知道机翼什么时候会失速，这就有需要知道雷诺数，雷 诺数原始公式是： Re=ρ?V?b/μ Re=ρ?V?b/μρ是空气密度、V是气流速度、b是翼弦长、μ黏性系数。
因对模型飞机而言空气密度与黏性系数是定值，因为你不会飞很高故空气密度不变，而且你不会飞到水里故黏性系数不变，故以上公式可简化为： Re=68500?V?b V单位是公尺/秒b是公尺。 一架练习机譬如说时速90公里﹝每秒25公尺﹞，翼弦24公分，雷诺数 =68500?25?0.24=411000，如果不是矩形翼的话，翼根与翼端弦长不一样，雷诺数当然不同。 雷诺数越大流经翼表面的边界层越早从层流边层过渡为紊流边界层，而紊流边界层不容易从翼表面分离，所以比较不容易失速，雷诺数小的机翼边界层尚未从层流边层过渡为紊流边界层时就先分离了，一般翼型的数据都会注明该数据是在雷诺数多大时所得，展弦比如没特别说明则是无限大，翼型资料上大都会告诉你雷诺数多少时在几度攻角失速，雷诺数越大越不容易失速﹝如图3-13﹞，一架飞机的失速角不是一定值，速度越慢时﹝雷诺数小﹞越容易失速，翼面负载越大时，因飞行时攻角较大也越容易失速，三角翼飞机翼弦都很大，所以雷诺数大，比较不容易失速。
毕业设计报告书 汽车点火系统故障诊断方案 学生姓名 指导教师 专业 班级 毕业设计（论文）开题报告 注：此表由学生本人填写，填好交指导教师 目录
汽车点火系统故障诊断方案 (1) 【摘要】 (1) 【关键词】 (1) 1.发动机点火系统的发展 (1) 2.点火系统的分类及结构 (2) 点火系统的分类 (2) 传统蓄电池点火系统 (2) 电子点火系统 (3) 微机控制点火系统 (3) 磁电机点火系统 (3) 传统点火系统 (3) 电子点火系统 (3) 点火系统的结构 (4) 蓄电池点火系统 (4) 有触点电子点火系统 (4) 无触点电子点火系统 (5) 3.点火系统的常见故障诊断及维修 (5) 点火系统常见故障 (5) 点火系统故障分析及排除方法 (5) 点火时间过早故障维修 (5) 点火过迟故障维修 (5) 火花塞故障维修 (6) 发动机回火和放炮故障维修 (6) 发动机爆震和过热维修 (6) 发动机不能起动 (6) 发动机运转不稳定 (7) 发动机功率下降、油耗增大、加速不良 (7) 结论 (7) 致谢 (8) 参考文献 (8)
汽车点火系统故障诊断方案 【摘要】“汽车”这一名词在当今飞速发展的时代，有着举足轻重的位置。它已经成为了人们生活中的一部分，在我国汽车保有量越来越多，车型也越来越复杂。尤其是高科技的飞速发展，一些新技术、新材料在汽车上的广泛应用后，给汽车故障诊断与排除增加了一定难度。 在现代汽油发动机中，气缸内的可燃混合气是采用高压电火花点燃的。为了在气缸中产生高压电火花，必须采用专门的点火装置，即点火系统。点火质量的高低直接影响发动机的性能，所以，点火系统是发动机最重要的系统之一。发动机许多常见故障都是点火时刻不准引起的，因此，在实际维修过程中，有很大比例的发动机故障是由于点火系统的故障引起的。 汽车点火系统工作状况的好坏,直接影响发动机的动力性和经济性。在汽车维修过程中,点火系统故障率相对较高。因此，本篇论文通过介绍常见的汽车点火系统故障诊断，并提出修理方法。汽车点火系统是点燃式发动机为了正常工作，按照各缸点火次序，定时地供给火花塞以足够高能量的高压电(大约15000～30000V)，使火花塞产生足够强的火花，点燃可燃混合气。 能够按时在火花塞电极间产生电火花的全部设备，称为发动机点火系。为了适应发动机的工作，要求点火系能按照发动机的点火次序，在一定的时刻，供给火花塞以足够能量的高压电，使其两极间产生电火花，点燃混合气，使发动机做功。 【关键词】火花塞分电器分电器 1.发动机点火系统的发展 汽油机点火系统的基本作用是准时给需要点火的气缸提供一个电火花，以点燃可燃混合气。气缸点火必须按照一定的顺序，根据发动机的转速和负载条件在准时的瞬间进行点火。所有的汽油机点火系统的工作原理基本相同，即在点火线圈初级电路中的电流突然切断时，次级电路产生很高的电压，是火花塞产生电火花。 早期汽油机汽车点火是由磁电机—一种直流发电机，它也能产生高压电火花。磁电机与一种比较原始的分电器相连。适时地将电火花送给需要点火的那个气缸的火花塞。