第一章概述
第一节飞机电源系统的发展概况
飞机电源系统的作用:----产生和传输电能
以提供机上各系统的各种用电设备用电
（如飞行控制，飞行管理，雷达，通信导航，防冰加温，生活服务和照明等）。
分类：1、机载电源主要以直流为主的
早期的中小型活塞式发动机飞机，如安-2、运-5、立-2、伊尔-12和C-46飞机等，其28伏的低压直流电源由（活塞式）发
动机经过减速器直接驱动直流发电机，
28V低压直流电源系统，又配备有交流电源系统
安-12、安-24、运-七、肖特-360和SAAB-340\ERJ-145等机型
另外，应急电源由蓄电瓶提供，少量负载用的交流电源则由旋转变流机（直流→直流电动机→交流发电机→交流）提供。
2、以交流电作为主电源，直流电源从交流电网
中经变压整流，稳压而获得
涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机飞机的电源系统。在这些飞机上，交流电源系统采用了无刷交流发电机；
每台交流发电机由相应的发动机通过恒速传动装置（CSD）来驱动，飞机上，恒速传动装置与交流发电机合为一体，成为所谓的整
体传动发电机（IDG）。
飞机上采用的晶体管调压，从而既降低了飞机设备的重量，又提高了系统的工作可靠性。控制电路在保留了某些继电器、接触器的基
础上，增加了晶体管元件，集成电路和电子计算机，使系统自动化程
度大大提高。
数字、文字信息显示代替了过去的某些指示仪表；EICAS / ECAM
一些主要部件都具有自检测功能。
波音777飞机的交流发电机最大120KV A；
在757飞机上，应急系统还增设了RAT（冲压空气涡轮）驱动的交流发电机，其容量为7.5KVA，（HMG：A-340---2.5KV A）
它与原有的电瓶、静变流机系统一同向飞机重要交、直流负载提供应急电源，大大提高了系统的工作可靠性。
现代飞机电源系统组成：
1、主电源：主电源系统是飞机上全部电器负载的能源；
2、二次电源：二次电源是用来变换主电源的电压、电流和频率
的电源设
备，如变压整流器、变流机等；
3、应急电源：应急电源作为一个独立的电源系统，当主电源失
效时，
由应急电源向机上重要用电设备供电；
4、辅助电源：辅助电源系统只存在于大型飞机和某些中型飞机
上，
功用是在航空发动机不运转时，由辅助动力装置（APU）驱动发电机而发电，常用于地面检查，在空中也可用于给机上用电设备供电。此外，现代大多数运输机上都装备有地面交、直流电源插座，以供地面通电检查和发动机的起动。
第二节电源系统主要设备在机上的分布
一、设备舱电气设备
飞机上电源系统主要电气设备在设备舱的分布及安装，不同机型是有差别的。
三叉-2E：
主要的电源系统电气设备安装在前设备舱（如图1-2-1）
这些设备有：主发电机控制组件（GCU）、
APU发电机控制组件（APUGCU）、
交流地面电源控制组件、
变压整流器、
电瓶、
静变流机等。
波音757：E/E
主要的电源系统电气设备安装在主设备中心和后设备中心。
主设备中心：IDG和APU发电机的控制组件（GCU），=（电源控制盒）
汇流条电源控制组件（BPCU），
电源配电板和两台主变压整流器；
主设备中心前区：主电瓶及其充电机，静变流机；
后设备中心：APU电瓶及其充电机，APU变压整流器。（如图1-2-2）
（主要的电源系统电气设备功用）
1、主发电机（IDG）、APU发电机电源控制组件具有控制、调压和保护功用；
2、交流地面电源控制组件或汇流条电源控制组件（BPCU）具有供电控制、过压保护和逆相序保护。
3、变压整流器是把作为主电源的交流电变换为低压直流电的装置。
4、机上电瓶：可用于起动APU
（波音757飞机的APU起动电源由独立的APU电瓶提供），
5、主电瓶主要是作为应急电源，当主电源失效时，向机上重要用电设备供电。
6、静变流机是应急电源的重要设备，当主电源失效时，由主电瓶通过静变流机提供单相交流电（115V）。
图1-2-1三叉-2E飞机电源系统主要电气设备
图1-2-2波音757飞机电源系统主要电气设备
二、飞机上的电源控制、配电和指示装置
（一）三叉-2E飞机
1.电气控制面板（BE / C）----（如图1-2-3）
（1）位置：驾驶舱右侧的随机控制板BE上，有一块分板C，这块面板称电气
控制面板（BE / C），它是电源系统的主控面板。
（2）布局：控制电门、安培表、伏特表、频率表，磁指示器和汇流条失效警
告灯。
（其特点是：面板上的指示和操纵装置仿照系统的实际布局，给人产生形象、直观的印象。）
2.配电板 -------- 图1-2-4 三叉-2E飞机主配电板（BA）
（1）位置：在驾驶舱和随机控制面板（BE）垂直相接处
（2）布局：A、安装有由13块辅助面板组成的面板，称主配电板（BA）
左侧6块辅助面板装配有交流电保险丝和跳开关；
右侧7块辅助面板装配有直流电保险丝和跳开关。
（面板旁标有字母，为便于查找，保险丝和跳开关尽可
能按系统分布，并标有色标。面板内垂直安装有铜棒形的汇
流条。）
B、驾驶舱右壁下部，装配有飞行和灭火配电板，上面分布有飞
行系统的跳开关。
C、前设备舱中，还有主交流配电板，直流配电板，电瓶配电板。
这些板上装有保险丝、跳开关和接触器。
（二）波音757飞机----图1-2-5 波音757飞机电源系统面板
1.驾驶舱顶板上的电气系统控制面板（P5）
P5是电源系统的主控面板。
面板上装有电源系统的控制装置和警告、指示装置（如图1-2-5），包括各控制电门和信号指示灯。
特点：面板上的指示和操纵装置仿照系统的组成和实际布局，给人产生形象、直观的印象；
控制电门是按压式开关，控制电门和信号指示灯组合在一起，形成灯组合开关。
2、随机上的辅助电气系统控制面板（P61）
P61-------------电源系统的辅助控制面板。
主要安装有主发电机和APU发电机的励磁人工复位开关，三个开关也是按压式的灯组合开关。
3、.EICAS指示装置图1-2-6 波音757飞机电源系统面板EICAS电气/液压维护页
EICAS电气/液压维护页中，显示当前电源系统中：
（1）、主要参数：供电的交、直流电源的功率、电压、频率、电流和负载状况等；
（2）、信息：以数字、文字形式显示电源系统的故障、状态和维护内容。
4、配电板------图1-2-7 波音757飞机配电板
主电源配电板（P6），
左发电机电源配电板（P31），
右发电机电源配电板（P32），
APU发电机电源
外部电源配电板（P34）。（如图1-2-7）
第二章飞机交流电源系统
第一节概述
一、交流电源系统的主要优缺点
（一）交流电源作为主电源的原因
1.电源容量的增加，要求提高电压以减轻飞机重量
1）容量增大，低压直流电系统的发电机，受换向条件的限制
2）适当提高电源电压：减轻重量的最有效方法
A、提高了电源电压，传输电流必然下
降，就可以选择较细的传输线来减
少导线的重量（P=U2/R）。
B、交流电源系统中普遍采用无刷交流
发电机，不存在换向问题
2.飞机电源工作环境条件的变化，迫使采用交流
电源
（1）随着飞行高度的增加
直流电机炭刷和整流子的磨损会越来越厉害。
（2）发电机冷却条件的要求。
直流发电机一般都采用冲压空气冷却。随着飞行速度的提高，冲压空
气温度也在提高，使得采用冲压空气对发电机冷却变得不可能；
对发电机采用油冷，需要把冷却油通到转子上，因电刷和换向器不允
许接触油液，使得技术上解决密封等问题变得十分困难。
问题比较容易解决
3. 电压和功率变换的要求
飞机上使用交流电的用电设备约占90%，所以，只需把10%的交流功
率变换为直流电，使得变换能量的设备减少，功率损耗也减小。
（二）交流电源系统的主要优缺点
1. 主要优点
（1）交流发电机没有换向器，特别是无刷交流发电机没有电刷和滑环，同时采用喷油冷却，工作可靠性大大提高。最新的喷油冷却整体传动发电机（组合电源装置），把恒速传动装置和交流发电机组合为一个整体，使发电系统更先进更完善。
（2）电源电压的提高，使交流发电机和电网设备重量大大减轻。
(3）交流电能易于变换，即易于变压和整流。
2.主要缺点
（1）恒速传动装置结构复杂，造价高，维护困难。
（2）交流电源系统的控制和保护设备比较复杂，特别是并联运行时的控制更为复杂。
二、飞机交流电源系统的基本形式和主要参数
飞机交流电源系统四个环节：发电
供电系统
输电
配电
电网
用电
（一）飞机交流电源系统发电的基本形式
取决于发动机到发电机的传动方式，分变频和恒频交流电源系统两大类。
A、交、直流并存的螺旋桨飞机上，一般采用变速变频交流电源
系统；
B、现代大型涡扇发动机飞机上则广泛采用恒速恒频交流电源系
统IDG；
C、最新的变速恒频交流电源系统只在少数的波音737-300/500
型飞机上试用，波音777后备发电机。
1. 变速变频交流电源系统
在变速变频交流电源系统中，交流发电机是由发动机通过减速器直接驱动的；其输出交流电的频率是随发动机转速的变化而变化的。以这种发电机发电作为主电源即构成变速变频交流电源系统。图2-1-1a
变频交流电
变速变频交流电源系统不需要恒速传动装置，因而系统结构简单，重量轻，可靠性高，维护方便，效率高。这种电源系统的主要缺点是发电机之间不能并联供电。
变速变频交流电源系统适用于装有涡轮螺旋桨发动机的飞机或直升机，因为涡轮螺旋桨发动机的转速变化范围很小，所以发电机输出电压的频率变化范围也很小。
2. 恒速恒频交流电源系统 ---- 广泛的应用
在恒速恒频交流电源系统中，交流发电机是由发动机通过恒速传动装置（CSD）驱动的,其转速是恒定的，它向汇流条输出恒频交流电。如图2-1-1b
转速恒速恒频交流电
恒速恒频交流电源系统主要优点是：
（1）恒频交流电对飞机上的各类负载都适用，而且由于电源频率恒定，使用电设备和配电系统的重量比变频系统轻，配电也比较简单。
（2
能好，供电质量高。
由于恒频交流电所具有以上的优点，及恒速传动装置在设计制造上取得了较大的进展，整体传动发电机（IDG）的出现，使得恒速恒频交流电源系统在现代飞机上得到了广泛的应用。
恒速恒频交流电源系统适用于涡喷、涡扇发动机飞机。
因为涡喷、涡扇发动机最低转速与最高转速之比高达1 3，如果不采用恒速传动装置来稳定转速，发电机输出的交流电压是不能满足要求的。
3.变速恒频交流电源系统
随着电子电气技术的高度发展，不采用恒速传动装置的变速恒频系统已由试验研究进入了装机投入航线的使用。
再逆变为所需频率和电压的交流电，作为飞机的主电源。
（二）飞机交流电源系统的供电方式
交流电源系统的供电方式一般可分为两类：单独供电
并联供电。
1.并联供电
将多台频率相同的交流发电机并联起来，同时向机上所有汇流条供电，称为并联供电。其优点是发电机的利用率高，系统可
靠性好；
但是，并联系统的控制和保护设备复杂。
2.单独供电
在正常状态下，每台发电机单独向各自的汇流条供电，只在故障时才实行转换，这种供电方式称为单独供电。其优点是控制和保护设备比较简单；
但是，它在一台发电机故障需要转换为另一台发电机供电时，汇流条会瞬间中断电源。
（三）交流电网供电馈线的连接方式
电网供电馈线是指把电能从发电机输送到汇流条的供电线路。
发电机和供电馈线连接方式： 1）、可构成单相交流电源系统
2）、三相交流电源系统。
1、单相交流电源系统它以一根馈线将电源连接到汇流条，另一根则利用飞机壳体形成回路。
2、三相交流电源系统主要有以下几种连接形式。
1）、中线接机体的三相三线制---如图2-1-2
中线接机体的三相三线制交流供电系统。
它实际上相当于三相四线制，只是利用机体作中线而省去一根导线。这种供电系统重量比较轻，单相负载的通、断及保护装置也比较简单，对飞机壳体的最大电压只是相电压，所以对机上人员比较安全。这种形式是
现代飞机上普遍采用的供电形式。
图2-1-2 以机体为中线的三相三线制供电系统示意图
2.没有中线，中点不接地的三相三线制
中点不接地的三相三线制交流供电系统如图2-1-3。在这种系统中，单相负载的电压只有单一的线电压，没有相电压，这是该系统的缺点。
图2-1-3 中点不接地的三相三线制
3.以单相为主而兼有三相的供电系统
这是一种特例，应用于安-24飞机交流电源系统中，系统供电线路如图2-1-4所示。
交流电源由一台三角形连接的三相交流同步发电机产生，主用其中的C2-C3相提供单相交流电源，其电压调节就是以这一相为基准的，所以它是一个单相交流电源系统。但是，它除接有C2相的设备汇流条以外，还输出C1相到自动驾驶仪汇流条，因而允许C1-C2相接入700V A负载。
该系统的缺点是：按单相进行电压调节时，其他两相因为负载很小，其电压一定偏高。
图2-1-4 以单相为主而兼有三相的供电系统
（四）交流电源系统的主要参数
交流电源系统的主要参数是电压、频率和相数。
目前飞机主电源广泛采用的是：115/200V，400H Z，三相交流电源系统。
第二节恒速传动装置
在现代的大型喷气运输机上，广泛采用恒速恒频交流电源系统，系统由恒速传动装置（简称恒装）把变化的发动机转速变为恒定的转速来驱动交流发电机，从而产生恒定频率的交流电源。
恒速传动装置的形式很多，有液压式、机械式、液压机械式、电磁式、电磁机械式等多种。目前，在波音系列和其他飞机上，普遍采用的是液压机械式的恒速传动装置，最新技术诞生出来的恒装与喷油冷却发电机组合为一体的整体传动发电机，其保持发电机恒速的原理也与轴向齿轮差动液压机械式恒装相同，只不过其结构更紧凑，重量功率比更小而已。因此，本节以轴向齿轮差动液压机械式恒装为基础简要介绍恒装的工作原理。
一、概述
（一）恒速传动装置的安装位置
恒速传动装置在涡轮风扇发动机上的安装位置如图2-2-1。发动机的N2转速经过塔轴、附件齿轮箱、恒速传动装置，然后带动交流发电机转动。
图2-2-1 恒速传动装置在发动机上的安装位置
（二）轴向齿轮差动液压机械式恒速传动装置的基本组成
液压机械式恒速传动装置的主要基本组成如图2-2-2。包括传动系统、滑油系统、调速系统和保护系统。
图2-2-2 液压机械式恒速传动装置组成关系图
传动系统由液压泵-液压马达和差动齿轮系两大部分组成。恒速传动装置输出轴的转速是由两部分合成的：一是发动机输入轴的转速经过差动游星齿轮系直接传输的转速，它随发动机转速的变化而变化；二是液压马达输出齿轮经过差动游星齿轮系
传输的转速，用来补偿发动机转速的变化。两者合成使恒速传动装置输出轴转速保持恒定。在差动齿轮式液压恒速传动装置中，发电机所需功率大部分由差动齿轮机构直接传递，液压泵和液压马达只传递一小部分的功率，所以泵和马达的体积、重量都比较小，使得整个恒速传动装置的体积和重量也比较小，工
作可靠性比较高。
滑油系统具有对齿轮系统润滑和散热作用，同时还作为液压泵和液压马达组件传递功率的介质。
调速系统由离心调速器和伺服油缸两部分组成。离心调速器反映恒装输出转速的变化，控制伺服油缸的工作，通过摇臂改变液压泵可变斜盘倾斜角 P （参见图2-2-3），从而改变液压泵和液压马达之间的打油量，调节液压马达输出齿轮的转速，补偿转速的偏离，达到恒速输出的目的。
保护系统设有输入脱开装置，在恒速传动装置出现故障时，可以将发电机与恒速传动装置脱开，以保护整套机构不被破坏。
下面分别叙述各部分的工作原理。
二、差动游星齿轮系的工作原理
图2-2-3为单差动游星齿轮系传动关系的结构。
图2-2-3 单差动齿轮系的传动关系
恒装输出齿轮的转速是由恒装输入齿轮的转速（取决于发动机）和输入环形齿轮的转速（取决于液压马达输出齿轮的转速）共同决定的。其中液压马达输出齿轮的转速是自动调节的，当恒装输入转速随发动机变化时，只要相应地改变液压马达输出齿轮的转速，就可以保持恒装输出转速的恒定，这就是带单差动游星齿轮系液压机械式恒速传动装置的基本工作原理。下面分析其具体的工作情况。
（一）传动关系和传动比
1. 传动关系
我们知道，任何两个齿轮的传动连接可以分为外接和内接两种形式。外接时，两个齿轮转动方向总是相反的，而内接的两个齿轮转动方向总是相同的；两个齿轮之间的转速与其齿数成反比。
从图2-2-3可知，输入齿轮由发动机达到带动反时针方向旋转，它带动游星齿轮架顺时针方向旋转。游星齿轮架在带动液压泵齿轮旋转的同时也带动装在齿轮架上的两组游星齿轮顺时针方向旋转（公转）。第一组游星齿轮与输入环形齿轮内啮合，由于输入环形齿轮是与液压马达的输出齿轮啮合的，当液压马达不转动时，则迫使第一组游星齿轮反时针方向旋转，它又带动第二组游星齿轮顺时针方向旋转；第二组游星齿轮与输出环形齿轮内啮合，因而带动输出环形齿轮顺时针方向旋转，最后由输出环形齿轮带动输出齿轮反时针方向旋转。可见，输入环形齿轮与输出齿轮的旋转方向是一致的。各齿轮的旋转方向如图2-2-3箭头所示。
液压马达旋转时，会影响输出齿轮的转速。如果液压马达输出齿轮顺时针方向旋转，则带动输入环形齿轮反时针旋转，输入环形齿轮又使与它啮合的第一组游星齿轮反时针旋转，这样，与上述情况相同，结果也使输出齿轮反时针旋转。此时液压马达的作用是使输出齿轮转动得更快，此时各齿轮的旋转方向仍为图2-2-3箭头所示方向。相反，当液压马达输出齿轮反时针方向旋转时，其作用是力图使输出齿轮顺时针旋转，或者说是使输出齿轮反时针旋转的转速降低。
综上分析，在差动游星齿轮系的传动中，只有液压马达输出齿轮和输入环形齿轮的转动方向是变化的，其余各齿轮的转动方向不变。当液压马达顺时针方向旋转时，其输出齿轮也顺时针方向旋转，使输入环形齿轮反时针方向旋转，加快了第一组游星齿轮反时针旋转；相反，当液压马达反时针方向旋转时，则减慢了第一组游星齿轮反时针旋转。最后通过第二组游星齿轮和输出环形齿轮的作用，使输出齿轮在转动方向不变的前提下，保持转速恒定。
2.传动比
按相对运动的原理可以求出差动齿轮系的传动比，其齿轮序号如图2-2-4。它是与图2-2-3各齿轮的关系相对应的，假定游星齿轮架Z2的转速为n2，输入环形齿
轮Z3（或Z4）的转速为n3（或n4），输出环形齿轮Z8（或Z7）的转速为n8（或n7），并规定顺时针旋转方向为正方向。由相对运动的原理可知，当差动齿轮系的各个构件加上一个公共的旋转后，它们之间的相对运动不变。如果给齿轮系加上一个转速为－n2的附加转速，即转速为n2的反时针方向旋转，则观察者看到的游星齿轮架的转速为零，输入环形齿轮的转速为（n4－n2），输出环形齿轮的转速为（n7
－n2），
图2-2-4 恒速传动装置传动系统原理图这样，输入环形齿轮与输出环形齿轮之间的传动比为：
i47 = i38 = n n
n n
42
72
-
-
= －
Z
Z
7
6
·
Z
Z
6
5
·
Z
Z
5
4
即
n n
n n
42
72
-
-
= －
Z
Z
7
4
（式2－1）
负号表示输入环形齿轮的转向与输出环形齿轮的转向相反，如果输入环形齿轮反时针旋转，则输出环形齿轮顺时针旋转。
由式2—1可以求得输出环形齿轮转速n7与输入环形齿轮n4和游星齿轮架转速n2
之间的关系为：n7 = －Z
Z
4
7
·n4＋
Z Z
Z
47
7
+
·n2 （式2—2）
由式2—2可见，输出环形齿轮的转速n7是由游星齿轮架转速n2和输入环形齿轮n4共同决定的，即输出齿轮的转速决定于发动机转速和液压马达输出齿轮的转速。
恒装输入轴转速n1与游星齿轮架转速n2之间的关系为：n2 = －Z
Z
1
2
n1
输入环形齿轮n4与液压马达输出齿轮转速n12之间的关系为：n4 = －Z
Z
12
3
n12
输出环形齿轮转速n7与恒装输出轴转速n9之间的关系为：n9 = －Z
Z
8
9
n7
把上述各式代入式2—2，即可得到恒装输出轴转速（n9）与输入轴转速（n1）和液压马达输出齿轮转速（n12）之间的关系为：
n9 = Z
Z
8
9
·
Z Z
Z
47
7
+
·
Z
Z
1
2
n1－
Z
Z
8
9
·
Z
Z
4
7
·
Z
Z
12
3
n12
考虑到Z4=Z7，所以输出转速n9 = 2·Z
Z
8
9
·
Z
Z
1
2
n1－
Z
Z
8
9
·
Z
Z
12
3
n12 （式2－3）
（二）恒速传动的三种情况
根据f = Pn /60，如果交流发电机的磁极对数P为4，为得到f = 400H Z的恒频交流电，则其转速n 应为6000rpm。当恒装输出轴转速等于、低于或高于此转速时，可有下列三种情况。
1.恒装输入轴转速为制动点转速时
当液压马达不转动时（n12 =0），发动机通过差动齿轮系驱动发电机，这是一种单一的机械传动。这种正好保持发电机转速为额定值所需要的输入轴转速n1称为制动点转速，在波音资料中又称为“直通转速”。制动点转速可由式2—3中令n12 =0而求得：
n1 =
1
2
·
Z
Z
9
8
Z
Z
2
1
n9 （式2—4）
恒装这种输入转速等于制动点转速下的工作方式称为零差动工作方式。
2.恒装输入轴转速低于制动点转速时
此时，如果单靠机械传动，发电机的转速将低于额定转速6000rpm。为了保持发电
机恒速，必须由液压马达的转动来补偿。由式2—3可知，液压马达输出齿轮此时的转动方向应与恒装输入轴的转动方向相反，即应顺时针方向转动才行。
这种恒装输入轴转速低于制动点转速的工作方式称为正差动工作方式。（参见图2-2-8）
3.恒装输入轴转速高于制动点转速时
此时，如果单靠机械传动，发电机的转速将高于额定转速。为了保持发电机恒速，与上述情况相反，液压马达输出齿轮应反时针方向转动。
这种恒装输入轴转速高于制动点转速的工作方式称为负差动工作方式。
三、液压泵与液压马达的工作原理
齿轮差动式液压恒速传动装置常用轴向柱塞式液压泵和液压马达，两者构成一个组件，如图2-2-5所示。
（一）构造
图2-2-5的右部为液压泵，左部为液压马达。
液压泵的构造：在沿液压泵圆柱形泵体10的圆周上均匀分布有若干个圆柱形的孔，每个孔内装有一个柱塞8，泵体和转轴相连，并由轴承1和11支撑。齿轮2由游星齿轮架带动，齿轮2再带动转轴旋转并使泵体旋转，使柱塞8跟随转动。柱塞8的球头套在端部滑块6内，弹簧9使滑块6的端面紧靠在可动斜盘3的滑道上。可动斜盘是不随转轴旋转的，只是它的倾斜角可由调速系统自动改变。液压泵转子的左边和分油盘12相衔接，分油盘上有两个弧形槽，并有进、出油口与滑油系统及柱塞孔相通。
液压马达的构造与液压泵基本相同，唯一不同点是液压泵的斜盘3的倾斜角可变的，称为可动斜盘；而液压马达的斜盘13的倾斜角度不能改变，称为固定斜盘。
图2-2-5 液压泵和液压马达
（二）工作原理
1.液压泵工作原理
参照图2-2-5，只要液压泵的可动斜盘和转轴不垂直，则当发动机带动液压泵转子反时针方向（从分油盘往右看）旋转时，柱塞随转子转动的同时还要沿轴向运动。当可动斜盘如图左倾时，对转子左侧的任一柱塞，当它从最上面的位置沿左半圆弧往下旋转时，柱塞还要沿轴向右移，柱塞孔的容积增大，将液压油从低压腔通过分油盘的其一弧形槽吸入柱塞孔内。对转子右侧的任一柱塞，当它从最下位置沿右半圆弧往上旋转时，斜盘又将柱塞向左压入柱塞孔中，使柱塞孔的容积减小，这样将油增压并通过分油盘的另一弧形槽压入高压油路，从而把输入的机械功率转变为液压功率，然后由高压油去推动液压马达旋转。
液压泵每转动一周，每个柱塞吸一次油打一次油，完成一个循环。在一个循环中，每个柱塞的行程为：
L P = DtgγP（式2—5）
式中D为柱塞在缸体上的分布圆的直径（cm）；γP为液压泵可动斜盘的倾斜角。
因此，在每一个循环中，每个柱塞的打油量的理论值为：
q = π
4
d2 DtgγP（式2—6）式中d为柱塞直径（cm）
如果液压泵每分钟转动n周，柱塞数为Z P，则液压泵每分钟的打油量为：
Q = C P·ntgγP(L/ min）（式2—7）式中C P = 1/1000×π/4 ×d2D Z P 称为液压泵的结构常数。
从式2—7可知，液压泵的打油量主要由两个因素决定：一是泵的转速n，转速越高则打油量越大；二是泵的可动斜盘倾斜角γP，如倾斜角γP为零，无论转速多高也不打油，因为这时泵的柱塞不作轴向往复运动，而倾斜角γP越大，柱塞的行程越大，则泵每分钟的打油量也越多。由图2-2-3和图2-2-4可看出，恒装液压泵的转速与航空发动机转速成正比，它是一个自变量，因此只能借助改变液压泵可动斜盘倾斜角γP来调节泵的打油量。
这种泵是靠柱塞孔容积的变化来实现吸油和打油的，故称为容积式油泵。由于圆孔
与柱塞的配合总存在间隙，所以总会有油的泄漏，泄漏损失的大小与打出的高压油和原来的低压油之间的压力差成正比，压力差越大，漏油越多。泄漏损失的存在，使实际打油量比上述的理论值小。
2.液压马达的工作原理
参照图2-2-5，从以上液压泵的工作原理分析可知，液压泵将输入的机械功率转变为液压功率，而液压马达的作用是将液压功率重新转变为机械功率输出。液压马达的油腔与液压泵的高、低压油腔分别相通，柱塞受油压的作用而产生轴向运动，又因柱塞的轴向运动受到马达固定斜盘的限制，从而产生一个使马达缸体旋转的力，缸体转动使马达输出轴转动，最后马达输出齿轮带动恒装差动游星齿轮系的输入环形齿轮旋转。
（1）液压马达的转矩。液压马达中一个柱塞的受力情况如图2-2-6所示。图（a）中F表示液压油对柱塞的压力，F N是固定斜盘对柱塞的反作用力，因固定斜盘滑道与滑块间的摩擦力很小，故力F N与固定斜盘表面垂直。若马达固定斜盘的倾斜角用γM表示，则反作用力F N与柱塞轴线间的夹角也为γM。力F与F N的合力F M如图（b），F M的作用是要柱塞向下运动，并通过柱塞的作用马达转子上。
液压方向
（从马达输出齿轮往里看）
图2-2-6 液压马达单个柱塞受力图图2-2-7液压马达转矩的产生
因为分油盘右半侧为高压油，左半侧为低压油（在图2-2-5中从马达固定斜盘往右看），两侧压力不同，所以合力F M的大小不同，高压区F M大，低压区F M小。合力F M 在圆周的不同位置时，对马达转轴将产生不同的转矩，如图2-2-7所示。
因为力臂L的长度是随柱塞在圆周上的不同位置而变化的，应用高等数学中的积分关系可以求得一个柱塞转动一周时的平均转矩为：
M = 1
8
d M2D M（P g－P d）tgγM（kg·cm）
式中D M为马达柱塞分布圆直径（cm）；d M为马达柱塞直径（cm）；P g、P d为高、低压油的压力（kg/cm2）；γM为马达固定斜盘倾斜角。
液压马达共有Z M个柱塞，马达的平均转矩则为：
M = 1
8
d M2D M Z M（P g－P d）tgγM=
1
2π
C M（P g－P d）tgγM
式中C M = π/4·d M2D M Z M为马达的结构常数。
该式说明马达的结构一定时，液压马达的转矩与油压差成正比。
液压马达的输出齿轮是与差动游星齿轮系的输入环形齿轮啮合的，发电机的负载力矩M F就是通过差动游星齿轮系加在液压马达上，稳定状态时，马达力矩M与负载力矩M F相平衡
M = M F =
1
2π
C M（P g－P d）tgγM所以：? P = P g－P d =
2π
γ
M
C tg
F
M M
可见，液压马达结构一定时，液压马达的转矩与油压差?P成正比。当马达的负载转矩加大时，马达转矩必须相应增大才能保持恒速输出，即油压差必须增大。通常低压腔的滑油压力P d不变，所以必须增大高压腔的压力P g；又由于液压马达的油来自液压泵，因此必须增大液压泵高压腔的滑油压力。
（2）液压马达的转速及其转向。由于液压马达的构造与液压泵相同，根据式2—7可得到液压马达转动一周所消耗的高压油量为C M tgγM。马达固定斜盘倾斜角γM是固定的，因而马达转动一周所消耗的高压油量也是一定的，所以称之为定量马达。反之，油量不同，液压马达转速也就不同，马达转速为n M时，消耗的高压油量Q M为：
Q M = C M n M tgγM（式2—8）所以：n M =
Q
C tg
M
M M
γ
由上式可见，液压马达的转速是随液压泵输送的高压油流量的增大而增大的。由Q = C P·ntgγP可知，液压泵的打油量与tgγP成正比，即与液压泵的可变斜盘倾斜角γP 有关，所以改变液压泵可变斜盘倾斜角便可以调节液压马达的转速。
液压马达的转向可从图2-2-7中分析得到，即当发动机带动液压泵转子反时针方向（从左往右看）旋转，且液压泵可变斜盘倾斜角如图2-2-5左倾（γP>0）时，作用在液压马达转轴上的转矩为顺时针方向，因此液压马达顺时针方向旋转，带动其输出齿轮顺时针方向旋转。这种工作方式就是正差动工作方式。
3.液压泵和液压马达系统的工作情况
液压泵和液压马达工作时都有漏油，漏油量大致与高低油压之差成正比。因此，由式2—7确定的液压泵理论打油量Q与由式2—8确定的液压马达所需油量Q M之间存在一差值，此差值就是漏油量，即
Q－Q M = K·? P
式中K为泵和马达系统的漏油系数。
根据公式：n M = Q M / C M tgγM
Q M = Q－K·? P
Q = C P·n·tgγP
? P = P g－P d = 2π M F/ C M tgγM
可得到马达转速n M与泵转速n、可变斜盘倾斜角γP及马达负载力矩M F之间的关系式为：
n M = n·
C tg
C tg
P p
M M
γ
γ
－M F·
()
2
2
π
γ
K
C tg
M M
（式2—9）
从式2—9可对液压泵和液压马达系统的工作情况作如下的说明：
（1）漏油的存在，即使可变斜盘倾斜角γP等于零，只要马达负载力矩M F不为零，液压马达的转速也就不为零，而是一个负值。它的物理意义是马达被负载力矩带动而反转。因此，只有液压泵可变斜盘保持一个小的倾斜角，使液压泵打油来补偿泵和马达漏油的时，才能保持液压马达不转。
（2）在正值范围减小液压泵可变斜盘倾斜角γP，会使液压马达的转速减小。当可变斜盘向相反方向偏转时，则马达转速n M为负，即液压马达反转。
（3）在发动机转速不变即液压泵转速n P不变的情况下，如果发电机负载增大，而使液压马达负载力矩M F增大时，为了保持发电机恒速运转，即要保持液压马达转速不变，则必须增大液压泵的可变斜盘倾斜角。
四、正差动状态和负差动状态时的工作情况
综合以上分析，恒速传动装置传动系统的工作情况可分为正差动状态的工作方式和负差动状态的工作方式，两种状态时的传动关系如图2-2-8所示。
（一）正差动状态工作方式
当恒装输入轴转速低于制动点转速时，传动系统工作在正差动状态。此时，液压马达必须顺时针方向转动，使输入环形齿轮反时针方向转动，迫使第一、二组游星齿轮的转速加快，恒装的输出转速增大。
为了使液压马达顺时针方向转动，液压泵的可变斜盘倾斜角 P应为正，即如图中向左倾斜；这时，液压泵向液压马达打油，泵与马达组件中右侧一边为高压腔（从马达往泵方向看），高压油从泵流向马达，低压油则反方向流动，当高、低压油这样流动时，则驱使液压马达顺时针方向转动，最后，恒速传动装置的转速升高到发电机的额定转速。
（二）负差动状态工作方式
当恒装输入轴转速高于制动点转速时，传动系统工作在负差动状态。此时，若液
飞机操纵系统发展历程和典型飞机操纵系统分析 学生： 学号： 摘要 本文简要的叙述了飞机操纵系统的发展，主要阐述了几个典型飞机操纵系统的产生和具体结构。早期的简单机械系统即可达到飞行的要求，但随着飞机速度和机动性要求的不断提高，飞机操纵系统的性能也不断完善。飞机操纵系统经历了简单机械系统、控制增稳系统、电传操纵系统和光传操纵系统这几个阶段。最后飞机操作系统的每一次改变都是航空发展史上的伟大进步。 关键词：机械操纵系统、控制增稳系统、电传操纵系统、光传操纵系统 Aircraft control system development process and typical aircraft control system analysis Student: Liu He Student ID: 11031182 Abstract This article briefly describes the development of aircraft control systems, mainly on the production and the specific structure of several typical aircraft control systems. Early flight can be achieved by a simple mechanical system, but with the constant increase in air speed and maneuverability, performance aircraft control systems are constantly
《飞机电气系统》题库 1、现代飞机防火系统安装在(C) A、动力装置和尾翼 B、机体和尾翼 C、动力装置和机体 D、动力装置和货舱和尾翼 3、火警探测系统的作用是(C) A、在灭火开始时，喷洒灭火剂 B、发出发动机吊舱火警 C、探测火警或准火警条件，使火警装置起作用 D、判定发动机失火的位置 4、现代飞机上火警探测系统包括(D) A、发动机和APU烟雾探测 B、货舱和厕所火警探测 C、轮舱和供气管道火警探测 D、发动机火警探测
5、民用飞机上发动机和APU舱防火都采用(C) A、烟雾探测系统 B、手提灭火器 C、火警探测和灭火系统 D、烟雾探测和过热警告系统 6、飞机上火警探测系统的作用是(A) A、探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置起作用 B、探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置不起作用 C、探测所在区域的火警位置并进行灭火 D、探测发动机舱着火并进行灭火 7、飞机上的防火系统主要由两部分组成: (C) A、火警探测和报警灯 B、报警灯和灭火系统 C、火警探测和灭火系统 D、火警探测和测试开关 8、火警中央警告信息包括以下几种(A) A、主警告灯、警铃 B、主警告灯、EICAS/ECAM信息 C、警铃、EICAS/ECAM信息
D、警告灯、警铃、EICAS/ECAM 信息 9、火警警告信息由以下两部分组成(A) A、中央警告、局部警告 B、烟雾警告、过热警告 C、发动机过热警告、飞机机体过热警告 D、火警探测和灭火系统 10、火警主警告信息的功能是(B) A、可指出具体着火部位 B、只表明有火警存在 C、表明有火警存在并指出具体着火部位 D、报警并实施灭火 11、火警局部警告信息包括(C) A、主警告灯、警铃 B、主警告灯、EICAS/ECAM信息 C、防火控制板上的警告灯和EICAS/ECAM信息 D、警铃、EICAS/ECAM信息 12、火警探测器通过探测火警的存在。(D) A、电流
飞机操纵系统(卷名：航空航天) aircraft control system 传递操纵指令、驱动舵面和其他机构以控制飞机飞行姿态的系统。根据操纵指令的来源，可分为人工操纵系统（由主操纵系统和辅助操纵系统组成）和自动控制系统。 主操纵系统用于控制飞机飞行轨迹和姿态，由升降舵(或全动平尾)、副翼和方向舵的操纵机构组成（图1）。主操纵系统应使驾驶员有位移和力的变化感觉，这是它与辅助操纵系统的主要差别。辅助操纵系统包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。它们的操纵只是靠选择相应开关位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成。自动控制系统的操纵指令来自系统的传感器，能对外界的扰动自动作出反应，以保持规定的飞行状态，改善飞机飞行品质。常用的自动控制系统有自动驾驶仪、各种增稳系统、自动着陆系统和主动控制系统。自动控制系统的工作与驾驶员的操纵是各自独立、互不妨碍的。飞机主操纵系统经历了由简单初级到复杂完善的发展过程。先后出现了机械式操纵、可逆、不可逆助力操纵和电传操纵，并在电传操纵基础上发展了主动控制技术。 简单机械操纵系统驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面。舵面上的气动铰链力矩通过机械联系使驾驶员获得力和位移的感觉。这种系统（图1 ）由两部分组成：①位于驾驶舱内的中央操纵机构；②构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。中央操纵机构由驾驶杆(或驾驶盘)和脚蹬组成。驾驶员前推或后拉驾驶杆可带动升降舵下偏或上偏，使飞机下俯或上仰。向左或向右压驾驶杆（或转动驾驶盘）则带动副翼偏转，使飞机向左侧或向右侧滚转。脚蹬连结着方向舵，驾驶员蹬左脚时，方向舵向左偏转，机头向左偏；反之，机头向右偏。对于各类飞机，中央操纵机构的尺寸、操纵行程和操纵力均有标准规定。通常在被操纵舵面(升降舵、副翼和方向舵)上，用气动补偿措施减少气动铰链力矩，把操纵力控制在规定范围内。机械传动装置直接带动舵面，有软式和硬式两种基本型式。软式传动装置由钢索和滑轮组成，特点是重量轻，容易绕过障碍，但是弹性变形和摩擦力较大。硬式传动装置由传动拉杆和摇臂组成，优点是刚度大，操纵灵活。软式和硬式可以混合使用。 简单机械式操纵系统广泛用在亚音速飞机上。在大型高速飞机上，舵面上的气动铰链力矩很大，虽然用气动补偿的方法可以减小力矩，但很难在高低速范围内达到同样效果。40年代末出现了液压助力系统，舵面由液压助力器驱动，驾驶员通过中央操纵机构、机械传动装置控制助力器的伺服活门，间接地使舵面偏转。它同时通过杠杆系统把舵面一部分气动载荷传给中央操纵机构，使驾驶员获得操纵力的感觉，构成所谓“机械反馈”，这就是可逆助力操纵系统。 不可逆助力操纵系统可逆助力操纵系统虽可解决杆力过大的问题，但在超音速飞机上还会出现所谓杆力反向变化的问题。由于杆力反向变化，会使驾驶员产生错觉而无法正确驾驶飞机。为此，须把可逆助力操纵系统中的机械反馈取消，即舵面气动载荷全部由液压助力器承受。为了使驾驶员获得操纵力感觉，在系统中增加了人工载荷机构（通常是弹簧的）以及其他改善操纵特性的装置，形成不可逆助力操纵系统（图2）。 在高空超音速飞行时，由于空气密度减小，飞机容易发生频率很高的俯仰和横侧振荡，驾驶员来不及作出反应。为了克服振荡，在超音速飞机上普遍安装自动增稳装置，如俯仰阻尼器和方向阻尼器等。 电传操纵系统在不可逆助力操纵系统中，存在着间隙、摩擦、弹性变形等影响，难以解决微弱信号的传递问题。又由于普遍采用增稳装置，机械联杆装置越来越复杂，重量增加。自动控制和微电子技术的发展，为取消机械传动装置创造了条件，可用电信号综合传感器信号和驾驶员的操纵指令，对飞机进行有
民航飞机电气系统（2010年版教材） 一、工作原理 1. 炭片调压器的工作原理（P134，图5-3） 当发电机转速上升或负载减小时，发电机电压会升高而超过其额定值。此时电磁铁线圈中的电流会立即增大，作用在衔铁上的电磁力会随之增大，衔铁向电磁铁方向移动，炭片之间的压力便减小，炭柱电阻逐渐增大，发电机励磁电流逐渐减小，发电机电压逐渐下降。当炭柱电阻的改变所引起的电压变化量，恰好抵消了由于转速和负载改变所引起的电压变化量时，发电机电压就恢复至额定值。经过这一变化后，作用在衔铁上的三个力又重新平衡，衔铁停在新的平衡位置，调压器又处于新的平衡状态。 当发电机转速下降或负载增加时，电压调节器的工作过程与上述相反。即： 当发电机转速下降或负载增加时，发电机电压会下降而低于其额定值。此时电磁铁线圈中的电流会立即减小，作用在衔铁上的电磁力会随之减小，衔铁向炭柱方向移动，炭片之间的压力便增大，炭柱电阻逐渐减小，发电机励磁电流逐渐增大，发电机电压逐渐上升。当炭柱电阻的改变所引起的电压变化量，恰好抵消了由于转速和负载改变所引起的电压变化量时，发电机电压就恢复至额定值。经过这一变化后，作用在衔铁上的三个力又重新平衡，衔铁停在新的平衡位置，调压器又处于新的平衡状态。 2. 负载均衡电路的工作原理（P139，图5-6） 如果负载分配不均衡，设I 1>I 2, 则A 、B 两点电位不相等，ΦA <ΦB ，于是有电流自B 点经过W eq2和W eq1流向A 点，产生相应的磁势。在输出电流大的发电机调压器中，均衡线圈磁势页工作线圈磁势方向相同，使调压器铁芯合成磁势增强，调节点电压U 1降低；输出电流小的发电机调压器，均衡线圈磁势与工作线圈磁势方向相反，使铁芯合成磁势减弱，调节点电压U 2升高。结果原来输出电流大的发电机电流I 1减小，输出电流小的发电机电流I 2增大，使负载趋于均衡。 如果I 1ΦB ，于是有电流自A 点经过W eq2和W eq1流向B 点，产生相应的磁势。在输出电流大的发电机调压器中，均衡线圈磁势与工作线圈磁势方向相反，使调压器铁芯合成磁势减弱，调节点电压U 1升高；输出电流小的发电机调压器，均衡线圈磁势与工作线圈磁势方向相同，使铁芯合成磁势增强，调节点电压U 2降低。结果原来输出电流小的发电机电流I 1增大，输出电流小的发电机电流I 2减小，使负载趋于均衡。 3. 差动保护电路工作原理（P191-192，图6-40，图6-41） 当发电机内部或电流互感器之间的馈电线发生相与相或相与地短路时，如短路点a 对地发生短路，则将流过一短路电流，于是短路点两侧的电流的大小和相位一般都不相等，于是， 1'?I 将不再等于2'?I ，21'''? ??-=?I I I 为一个较大的值。 当短路电流达到一定数值时，△'? I 在电阻R 2上的压降经二极管D 整流，电容C 滤波，再经分压后在电阻R 8上产生电压U Ｒ８，当U R8大于鉴压值U W (U W 为稳压管DW 的击穿电压)时，将发出差动保护故障信号，经过GCR 故障信号放大器去断开GCR ，然后断开GB ，从而将故障发电机励磁电路和输出电路迅速断开。 若短路故障发生在保护区以外的b 点，则差动保护电路不会输出故障信号。 4. 过压保护电路工作原理（P192-193，图6-42）
飞机飞行操纵系统大作业 飞机飞行操纵系统发展史 班级: 100321 学号: 100311xx 姓名: 王尼玛 专业: 自动化 指导老师: 于黎明 二零一三年六月二十一日
飞机飞行操纵系统发展史 【摘要】 本文主要论述了的飞机飞行操纵系统的发展史，对飞机机械操纵、增稳操纵、控制增稳操纵、电传操纵、光传操纵做了详细的描述，并对未来飞机的操纵系统进行了展望。 关键词:飞机飞行操纵系统；机械操纵系统；增稳操纵系统；控制增稳操纵系统；电传操纵系统；光传操纵系统
目录 【摘要】 (1) 目录 (2) 第一章飞机操纵系统的发展历程 (3) 第二章机械操纵系统 (3) 第三章增稳操纵系统 (4) 第四章控制增稳操纵系统 (4) 第五章电传操纵系统 (4) 第六章光传操纵系统 (5) 第七章飞机操纵系统的发展趋势 (5) 参考文献 (6)
第一章飞机操纵系统的发展历程 最初的飞机操纵系统是由简单的钢索、滑轮、连杆和曲柄等机械部件组成，即我们所说的机械传动操纵系统。飞行员通过直接操纵机械传动系统来控制飞机的操纵舵面，实现对飞机姿态和飞行轨迹的控制，此时可不考虑系统本身的动特性，只需对摩擦，间隙和系统的弹性形变加以限制，便可获得满意的系统性能。随着飞机设计的发展和飞机速度的不断提高，即使使用看气动力补偿，飞行员的体力还不能适应作用于操纵舵面上的空气动力载荷，这时便产生了液压助力器，此系统实际上仍是一个除飞行员外开环的机液伺服系统。伴随着飞行包线的进一步扩大，飞机的稳定性与可操纵性之间的矛盾更加突出，相继出现了增稳操纵系统和控制增稳操纵系统，这时的系统已在局部使用了电传操纵技术，但操纵系统仍以机械通道为主控通道。为实现最佳气动布局的飞机设计，在电传操纵余度技术逐渐趋于成熟的条件下，操纵系统的机械通道有被电传通道完全取代的趋势，这便产生了现在以被广泛使用的电传操纵系统。但电传操纵系统难以克服自身易受干扰的缺陷，为了改善电传操纵系统的性能，克服自身的缺陷，在电传操纵系统内采用了新的信号传导材料——光纤。光纤作为信号传导材料与电传操纵系统相比，在抗电磁干扰、减轻重量、提高可靠性等方面有明显的优势。运用新的信号传导材料与电传操纵系统相结合所产生的操纵系统，这便是光传操纵系统的雏形。光传操纵系统对提高飞机的稳定性和满足日益提升的飞行性能产生了深远的影响。 第二章机械操纵系统 驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面。舵面上的气动铰链力矩通过机械联系使驾驶员获得力和位移的感觉。这种系统由两部分组成：①位于驾驶舱内的中央操纵机构；②构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。中央操纵机构由驾驶杆(或驾驶盘)和脚蹬组成。驾驶员前推或后拉驾驶杆可带动升降舵下偏或上偏，使飞机下俯或上仰。向左或向右压驾驶杆（或转动驾驶盘）则带动副翼偏转，使飞机向左侧或向右侧滚转。脚蹬连结着方向舵，驾驶员蹬左脚时，方向舵向左偏转，机头向左偏；反之，机头向右偏。对于各类飞机，中央操纵机构的尺寸、操纵行程和操纵力均有标准规定。通常在被操纵舵面(升降舵、副翼和方向舵)上，用气动补偿措施减少气动铰链力矩，把操纵力控制在规定范围内。机械传动装置直接带动舵面，有软式和硬式两种基本型式。软式传动装置由钢索和滑轮组成，特点是重量轻，容易绕过障碍，但是弹性变形和摩擦力较大。硬式传动装置由传动拉杆和摇臂组成，优点是刚度大，操纵灵活。软式和硬式可以混合使用。简单机械式操纵系统广泛用在亚音速飞机上。在大型高速飞机上，舵面上的气动铰链力矩很大，虽然用气动补偿的方法可以减小力矩，但很难在高低速范围内达到同样效果。40年代末出现了液压助力系统，舵面由液压助力器驱动，驾驶员通过中央操纵机构、机械传动装置控制助力器的伺服活门，间接地使舵面偏转。它同时通过杠杆系统把舵面一部分气动载荷传给中央操纵机构，使驾驶员
《飞机电气系统》题库 1、飞机灯光照明系统可分为(B) A、机内照明和机外照明 B、机内照明、机外照明和应急照明 C、普通照明和航行标志照明 D、客舱照明和驾驶舱照明 2、飞机在夜间或复杂气象条件下飞行和准备时使用(C) A、机外照明和应急照明 B、机内照明和应急照明 C、机外和机内照明 D、驾驶舱和客舱照明 3、飞机在夜航或复杂气象条件下飞行，驾驶舱必须照明，它包括(C) A、机内照明，机外照明 B、机内照明，机外照明和应急照明 C、一般照明和局部照明 D、一般照明，局部照明和应急照明 4、飞机的机外照明，对不同灯有不同的要求但它们共同主要求是 (C) A、足够的发光强度和高的发光效率 B、足够的发光强度、可靠的作用范围 C、足够的发光强度、可靠的作用范围，适当的颜色 D、足够的发光强度、可靠的作用范围，交直流电压均可使用 5、飞机灯光照明系统包括(A) A、机内照明、机外照明和应急照明 B、普通照明和航行标志照明及显示器亮度 C、客舱照明和驾驶舱照明及显示器亮度 D、客舱照明和驾驶舱照明和货舱照明 6、飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用(B) A、机内照明和应急照明 B、机内照明和机外照明 C、机外照明和应急照明 D、驾驶舱照明和客舱照明 7、飞机在夜航或复杂气象条件下飞行，驾驶舱必需照明，驾驶舱照明包括(C) A、机内照明和应急照明 B、机内照明、机外照明和应急照明 C、一般照明和局部照明
D、一般照明和应急照明 8、飞机的机外照明，对不同灯有不同的要求，但对它们的共同要求是(D) A、足够的发光强度和高的发光效率及闪亮警示 B、足够的发光强度和可靠的作用范围及闪亮警示 C、可靠的作用范围和适当的颜色 D、足够的发光强度、可靠的作用范围和适当的颜色 9、在机外照明中，要求光强最大的、会聚性最好的灯是(A) A、活动式和固定式着陆灯 B、着陆灯和滑行灯 C、着陆灯和防撞灯 D、着陆灯、滑行灯和防撞灯 10用于标明飞机的轮廓、位置和运动方向的灯是(AB) A、防撞灯 B、航行灯 C、滑行灯 D、标志灯 11应急照明灯用于(C) A、某些客舱灯失效时备用 B、某些驾驶舱灯失效时备用 C、主电源全部中断时使用 D、某些驾驶舱灯或客舱灯失效时备用 12、检查活动式着陆灯时，应注意(D) A、不要作放下或收上操作 B、不要放下 C、不要在白天进行 D、不要长时燃亮灯丝 13、航行灯是显示飞机轮廓的机外灯光信号，因此，它的颜色规定为(A) A、左红右绿尾白 B、左绿右红尾白 C、左红右红尾白 D、左绿右绿尾红 14、用于给垂直安定面上的航徽提供照明的灯是(B) A、探冰灯 B、标志灯 C、航行灯 D、防撞灯
飞机操纵系统方式 飞机操纵系统方式 -简单机械操纵系统- 机械操纵系统，由钢索的软式操纵，发展为拉杆的硬式操纵。驾驶杆及脚蹬的动作经过钢索或拉杆的传递直接带动舵面运动。驾驶 员在操纵过程中必须克服舵面上所承受的气动力。 -助力操纵系统- 随着飞机尺寸、质量及飞行速度的不断增加，舵面铰链力矩的增大，驾驶员难以直接通过钢索或拉杆来操纵舵面。20世纪40年代 末出现了液压助力器，将其安装在操纵系统中，作为一种辅助装置 来增大施加在舵面上的作用力，以发挥飞机的全部机动能力。这就 是飞机的助力操纵系统。 不可逆助力操纵系统 -全助力操纵系统- 当超音速飞机出现后，飞机超音速飞行时需要相当大的操纵力矩才能满足飞机的机动操纵要求。此外，由于尾翼上出现了超音速区，升降舵操纵效率大为降低，而不得不采用全动平尾。全动平尾铰链 力矩大，而且数值的变化范围较宽，非线性特性影响严重，驾驶员 无法直接承受舵面上的铰链力矩。在这个时候，出现了全助力操纵 系统。 全助力操纵系统中，切断了舵面与驾驶杆的直接联系，驾驶员的'操纵指令直接控制助力器上的分油活门，从而通过助力器改变舵面 的偏转并承受舵面的铰链力矩。此时，驾驶杆上所承受的杆力仅用 于克服传动机构中的摩擦力，驾驶员无法从杆力的大小来感受飞机
飞行状态的变化。因此，在系统中增加了人感装置，通过弹簧、缓 冲器及配重等构成的系统，来提供驾驶杆上所受的人工感力。 -增稳系统- 从20世纪50年代中期以来，随着飞机向高空高速方向发展，飞行包线不断延长，飞机的气动外形很难既满足低空、低速的要求， 又满足高空、高速的要求，常会出现飞机在高空、高速飞行时稳定 性增加而阻尼不足，但在低速飞行时稳定性又不够的现象。为了提 高飞机的稳定性和改善飞机的阻尼特性，第一次将人工操纵系统与 自动控制结合起来，将增稳系统引入到人工操纵系统中，从而形成 了具有稳定功能的全助力系统。 在这个系统中，增稳系统和驾驶杆是相互独立的，增稳系统并不影响驾驶员的操纵。由于舵面既受驾驶杆机械传动指令控制，又受 增稳系统产生的指令控制，为了操纵安全起见，增稳系统对舵面的 操纵权限受到限制，一般仅为舵面全权限的3%~6%。 -控制增稳系统- 增稳系统在增大飞机的阻尼和改善稳定性的同时，在一定程度上降低了飞机操纵反应的灵敏性，从而使飞机的操纵性变坏。为了克 服这个缺点，在增稳系统的基础上，进一步发展成为控制增稳系统。它与增稳系统的主要区别在于：在控制增稳系统中，将驾驶员操纵 驾驶杆的指令信号变换为电信号，经过一定处理后，引入到增稳系 统中。控制增稳系统较好地解决了稳定新与操纵性之间的矛盾，驾 驶员还可通过该系统直接控制舵面，因此控制增稳系统的权限可以 增大到全权限的30%以上。 -电传操纵系统- 传统的机械操纵系统以及带增稳或控制增稳的机械操纵系统都存在一些缺点：在大型飞机上操纵系统越来越笨重，尺寸也大;不可避 免地存在一些非线性，如摩擦力和传动间隙等，造成操纵迟滞和系 统自振;机械操纵系统直接固定在机体上，易传递飞机的弹性振动， 引起驾驶杆偏移，有时造成人机诱发振荡等;由于控制增稳系统权限 有限，无法解决现在高性能飞机操纵与稳定中的许多问题。
民航飞机电气系统知识点 2010 年版教材 民航飞机电气系统（2010 年版教材） 一、工作原理 1.炭片调压器的工作原理（P134,图5-3）当发电机转速上升或负载减小时，发电机电压会升高而超过其额定值。此时电磁铁线圈中的电流会立即增大, 作用在衔铁上的电磁力会随之增大,衔铁向电磁铁方向移动, 炭片之间的压力便减小, 炭柱电阻逐渐增大, 发电机励磁电流逐渐减小, 发电机电压逐渐下降。当炭柱电阻的改变所引起的电压变化量, 恰好抵消了由于转速和负载改变所引起的电压变化量时, 发电机电压就恢复至额定值。经过这一变化后, 作用在衔铁上的三个力又重新平衡,衔铁停在新的平衡位置, 调压器又处于新的平衡状态。
当发电机转速下降或负载增加时, 电压调节器的工作过程与上述相反。即： 当发电机转速下降或负载增加时, 发电机电压会下降而低于其额定值。此时电磁铁线圈中的电流会立即减小, 作用在衔铁上的电磁力会随之减小,衔铁向炭柱方向移动, 炭片之间的压力便增大,炭柱电阻逐渐减小, 发电机励磁电流逐渐增大,发电机电压逐渐上升。当炭柱电阻的改变 2010 年版教材 所引起的电压变化量，恰好抵消了由于转速和负载改变所引起的电压变化量时，发电机电压就恢复至额定值。经过这一变化后，作用在衔铁上的三个力又重新平衡，衔铁停在新的平衡位置，调压器又处于新的平衡状态。 2.负载均衡电路的工作原理（P139,图5-6 ）如果负载分配不均衡，设I A 2,则A B两点电位不相等， ①A<①B,于是有电流自B点经过W和W流向A点，产生相应的磁势。在输出电流大的发电机调压器中，均衡线圈磁势页工作线圈磁势方向相同，使调压器铁芯合成磁势增强，调节点电压U1 降低；输出电流小的发电机调压器，均衡线圈磁势与工作线圈磁势方向相反，使铁芯合成磁势减弱，调节点电压U2升高。
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
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
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？
一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。
左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生
飞机电气系统实习 （Aircraft Electrical System Practice） 教学大纲 归属单位工程技术训练中心课程编号 开课学期7总学时数2周 学分2适用专业电气工程及其自动化 首选教材实习指导书（自编讲义）——飞机电气系统实习部分 本课程与其它课程的联系： 前修课程：飞机电气维修基础实习、飞机电气专业课程。 后续课程：飞机电气系统维修实习 一、课程的性质 本课程是我校电气工程及其自动化专业本科生的集中实践环节，属于必修课程。 二、课程的地位、作用和任务 本课程是我校电气工程及其自动化专业本科生的一门必修实践课程。课程教学大纲根据我校12版电气工程及其自动化专业培养计划，并参考中国民用航空总局CCAR-66部《民用航空器维修人员执照培训大纲》和CCAR-147培训大纲基本技能部分内容制定。 本课程以模拟机、CBT，以及飞机各大电气分系统仿真实验设备等教学辅助设施为载体，开展飞机电源系统、防火系统、灯光与照明系统、防冰排雨系统、氧气系统、飞机其他系统电气控制、飞机电气附件等专业综合训练。本课程的主要任务是促进学生有效掌握飞机典型电气系统的组成、工作原理及实际操作、测试情况，并能了解典型电气部件的分解、测试方法和步骤。本课程以学生实践为主、教师讲解为辅。通过本课程的学习，学生能够更深入理解专业理论，并掌握必备的专业技术技能、实践能力和技术规范，从而培养学生综合思维能力和实际应用能力，提高学生的工程意识、安全意识、质量意识及环保意识。 三、课程教学的基本要求 1.掌握飞机电源系统、防火系统、灯光与照明系统、防冰排雨系统、氧气系统及飞机其他 系统电气控制部分的组成与操作。 2.掌握不同飞机电气系统的设计理念及运行特点。 3.熟悉飞机各类电气系统的功能测试与基本维护。 4.掌握飞机主要电气部件和组件的分解、测试与维护流程。 5.能够独立进行飞机电气系统的基本操作与测试。 6.了解不同机型的设计理念、电气系统的运行特点，能够进行基本的维护操作。
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
张家界航空工业职业技术学院 毕业设计 题目：飞机副翼操纵系统分析 系别：数控工程系 专业：航空机电设备维修 姓名： 学号： 指导老师：
摘要 本论文主要阐述了关于飞机副翼的组成，个组成部件的工作原理，调整及日常维护方法。飞机的操纵性又可以称为飞机的操纵品质，是指飞机对操纵的反应特性。操纵则是飞行员通过驾驶机构改变飞机的飞行状态。改变飞机纵向运动(如俯仰)的操纵称为纵向操纵，主要通过推、拉驾驶杆，使飞机的升降舵或全动平尾向下或向上偏转，产生俯仰力矩，使飞机作俯仰运动。使飞机绕机体纵轴旋转的操纵称为横向操纵，主要由偏转飞机的副翼来实现。 关键词：驾驶杆传动杆传动机构载荷感觉器
Abstract The main thesis expounded aileron plane about the composition of component parts of the working principle, adjustment and routine maintenance methods. Manipulate the plane of the plane can be referred to as the quality of the manipulation means to manipulate the plane's response characteristics. Manipulation is to change the pilot institutions have passed the driving plane flight status. Vertical plane to change the sport (such as pitch) of manipulation known as vertical manipulation, mainly through the push, pull stick, so that the elevator or the whole plane Hirao moving downward or upward deflection, resulting in pitching moment, so that plane for pitch sports. Plane around the longitudinal axis so that rotation of the body known as the lateral manipulation manipulation, mainly by the plane's aileron deflection to achieve. Key word:Stick load transmission rod drive mechanism sensilla
《飞机结构与系统》各章复习要点 第一章 1.组成机体的典型构件有：翼梁、隔框、桁条、肋、纵墙和大梁，其中属于横向构件的有哪些？属于纵向构件的有哪些？ 2.机翼结构中的主梁、长桁、翼肋和机身结构中的隔框的主要功用是什么？ 第二章 1.简述减震支柱是如何减小撞击力和减弱颠簸的。 2.画出油气式减震支柱气体和油液共同工作的工作特性曲线。并说明：油量正常、气压不足和气压过大时各易出现什么样的不良后果。 3.试说明转轮机构、凸轮机构、转动套筒和减摆器的功用各是什么？ 4.圆盘式刹车装置是如何工作的。 第三章 1.主液压系统和助力液压系统的功用各是什么？ 2.蓄压器在液压系统中发挥什么作用。 3.液压系统中哪些地方用到了液压锁、钢珠锁、卡环锁，请举例说明。 4.请结合图3-67说明放起落架时液压油路的工作情况。 5.请结合图3-67说明收起落架时液压油路的工作情况。 第四、五章 1.操纵系统中载荷感觉器的功用是什么？ 2.副翼操纵系统中，载荷感觉器的活动杆在安装时伸出过多将对驾驶杆和副翼的中立位置产生何种影响？载荷感觉器的活动杆在安装时缩进过多又会对驾驶杆和副翼的中立位置产生何种影响？ 3.调整片效应机构是如何卸去杆力的？其活动杆安装位置伸出过多时对驾驶杆和平尾的中立位置将产生何种影响？缩进过多时又会对驾驶杆和平尾的中立位置将产生何种影响？ 4.左ZL-5的主配油柱塞卡在前极限位置时，对驾驶杆、左右副翼的中立位置有何影响？左右压杆时，杆力大小将有何变化？主配油柱塞卡在中立位置时，对前述部位中立位置和杆力又有何影响？
第七章 1.根据图6-8说明，歼七-Ⅱ飞机的刹车部分由哪些附件组成？各附件的功用是什么？ 2.正常刹车时，从50减压器来的冷气，用于控制刹车压力的冷气先后流经哪些附件？用于执行刹车的冷气先后流经哪些附件？ 第八章 1.歼七-Ⅱ飞机的油箱是如何分组的？并请按照飞行过程中，各组油箱燃油消耗完的先后顺序进行排序。 2.试简述控制管路的基本工作原理。 第九章 1.根据图8-1说明，座舱空调系统中，通往供气开关前单向活门的冷、热两路空气是如何形成的？以上通路中，包含哪些附件，各附件的功用是什么？ 2.座舱的增压压力随高度变化的规律是什么？ 第十章 1.在座舱外部时是如何打开座舱盖的？ 2.抛盖时，有几个角度可以将座舱盖抛掉？ 3.弹射时，弹射的方法有哪些？ 4.弹射过程中，作为动力来源的有：A、人椅分离器打火机构、B、燃爆器； C、抛盖燃爆机构； D、射伞枪中的延时弹； E、座椅弹射机构； F、JD-1火药拉紧机构； G、弹射火箭。请按各火药机构燃爆的先后顺序排序。（以A→B的形式表示）
天津市高等教育自学考试课程考试大纲 课程名称：飞机电气系统 课程代码：0844 第一部分课程性质与目标 一、课程性质与特点本课程是高等教育自学考试机务维修管理专业所开设的专业技术课之一，它是一 门理论 联系实际、应用性较强的课程。本大纲适用于本科生的教学，教学计划中规定为 108 学时。本课程讲授飞机电气设备的基础理论知识。通过本课程的学习，能对飞机电气设备有全面系统的了解，获得维修工程师的基本训练，初步具备分析判断故障、解决本专业实际维修问题的能力，为今后学习各种飞机电气设备打下坚实的基础。 二、课程目标与基本要求本课程的教学基本要求是使学生掌握现代飞机电气元件、电机和电源的功能、结构及特性，了解典型飞机电气控制系统的组成和原理，学会运用电气理论知识分析和解决飞机电气设备维修问题的基本方法。 三、与本专业其他课程的关系 《飞机电气基础》是机务维修管理专业大学本科必修的专业技术课程，它与机务维修管理专业其他许多课程有着密切的关系。《电工学》、《电子技术基础》、《自动控制原理》等是本课程的基础课。 第二部分教学内容与考核目标 绪论 一、学习目的与要求通过本章的学习，了解飞机电气设备的概念、特点、发展概况及维修规范。 二、考核知识点与考核目标识记：飞机电气设备的概念、特点、发展概况及维修规范 第一章飞机电气元件 一、学习目的与要求 通过本章的学习，了解电磁铁和电接触的基本知识，掌握飞机常用电气元件的功能、结构、工作原理以及特性参数。 二、考核知识点与考核目标 （一）电磁铁和电接触的基本知识（次重点）识记：直流电磁铁的典型结构、工作原理、吸力计算公式，电接触的基本概念理解：直流电磁铁的静态吸力特性，接触电阻，气体放电，触点磨损应用：飞机电器常用的熄弧方法及熄火花电路 （二）航空继电器（重点）理解：电磁继电器的结构、工作原理，固态继电器、混合式继电器和特种继电器的结构、工作原理和特点 应用：电磁继电器的主要技术参数和时间特性 （三）航空接触器（重点） 理解：单绕组、双绕组和自锁型接触器的结构、工作原理和特点 （四）飞机电路保护电器（一般） 识记：对电路保护电器的基本要求 理解：熔断器和自动保护开关的结构、工作原理和特点