航空飞机空乘考试题库

1、1、惯性防滞系统:在着陆滑跑过程中使用刹车时，从刹车系统 输出的高压气体或油液，经电磁活门进入刹车 盘6当刹车压力过大而使机轮拖胎时，机轮便具 有较大的负角加速度；传感器感受到机轮的负角 加速度后，即操纵一个电门，将电磁活门中线圈 的电路接通电话门便在电磁吸引力作用下，打开 放气（回油）路,堵住来气（来油）路。于是, 刹车盘内高压气体（油液）的压力迅速降低。当拖船解除且机轮恢复正常滚动后，被传感器接通的电路立即断开，电微吸引力消失, 活门在弹簧作用F恢复原位，重新打开来气（来油）路.关闭放气（回油）路，刹车压力 重新增大e当机轮再次进入拖胎时，传感器又操纵电磁活门来减小刹车压力口如此周而复 始

2、，便可使刹车压力围绕着唯界刹车压力做有规律的变化，获得高的刹生效率.2如何避免旋转的机轮损伤轮舱液压部件你要问的的是不是破了的机轮损伤轮仓部件吧。737轮仓边缘有个易碎接头。当破轮打破接头时会漏掉收上压力，这个时候主起会放下。避免损坏轮仓设备。这题问的是旋转的机轮，会不会就是收上刹车工作就行了啊3刹车过热（或失火）的处理当长时间或大强度使用刹车装置（如中断起飞）时，刹车装置会过热、燃烧甚至会造成机轮组件爆 裂。轮胎过热或燃烧时，应用正确灭火剂缓慢冷却机轮（用干粉灭火器灭火，不能使用降温太快的灭火 器灭火），防止出现机轮因冷却不一致而造成轮毅金属收缩、爆裂情况的发生。用不正确的灭火剂对刹 车灭火

3、会出现严重的事故，甚至是死亡事故。机轮过热、燃烧发生后，允许短时间着火，并在试图灭火之前观察火势的进展情况和判断着火原因 机轮上油脂燃烧，让油脂自己烧掉产生的损伤可能比试图熄灭它而造成的损伤要小；液压油泄漏着火， 应立即用干粉灭火剂灭火。灭火时应注意人身安全，灭火人员不要从轮轴方向接近机轮。火焰熄灭后，待机轮和刹车完全冷却 下来后再接近机轮。4 、737飞机为什么在机轮收上刹车的时候使用的是备用刹车系统？收上刹车的压力管和起落架收上的压力管相连。正常使用A的压力。收上刹车时自动工作的（当起落架手上手柄放在UP位），只要起落架开始收上，收上刹车就有压力。机轮收上刹车是自动工作的，它是在起落架收上

4、管路通一根压力管到备用刹车系统，高压油通过 该管路为备用刹车系统供油，这样就可以刹车与起落架收起同时进行，并在机轮收进轮舱前停转，防止 产生振动和破损的胎面损坏轮舱设备和管路。而正常刹车系统是由驾驶员通过脚蹬人工刹车,人工反应速度,慢, 反应不及时, 不能与收走已落架同步KI&HTALTERNATE BRAKE PRESSURE SWITCHALTERNATE BRAKE SELetTOfi VALVEALTER.MATEBRMEHETE目IMG VALVTSLAMDIM &EARSELECTOR VALVE用自愿雷架转设病门无力油起落栗母挣拈11激F压力/易畦捶头单向活门匕 _ 二二 _VZ

5、超番票收上 /剃车压力备用林年也不能保证机轮在收进轮舱之前停转。5、音响警告后点架东宸下植金阖寡篡过注单位图4波音R7飞挑着防警告启动条件6、轮胎？作用：轮胎构成了一个空气垫层，主要有以下作用：支持飞机重量*吸收飞机滑行中的颠簸跳 动：缓冲E机着陆过程中冲击并帮助吸收撞击能量F产生必要的刹车摩擦力以便K机在着陆 时使飞机停住.轮船必须能承受巨大的静载荷、动载荷以及热载荷组成：胎面、胎体侧壁、帘线、胎缘、轮胎内层。胎面上有一定深度的 胎纹：防止轮胎 滑水。轮胎标识：包括零件号、尺寸标识、平衡标识、磨损标识、序号、生产日期、有内胎/无内胎标识一般标识。尺寸标识：外径*宽度一内径。平衡标识：用红点表

6、明轮胎重量较轻的一边。7、易熔暖这个问它的融化温度（150摄氏度），如果没有易熔暖会用什么方法代替及原理1、反效原因就是机翼的刚度不够 变形引起的副翼效果反了 ,反效是由于 机翼的刚性 不够造成的。措施：1、提高机翼的抗扭刚度。使副翼反效临界速度比飞机设计达到的最大允许速度高出一定数值。在维修中，不能使机翼受到损伤，防止降低机翼的扭转刚度。2、采用混合副翼的类型。 一组安排在靠近机翼翼稍部位，一组是靠近机翼翼根部位。低速飞行，可 用两组副翼对飞机进行侧向操纵，提高副翼的操纵效率；高速飞行时，只用内侧副翼对飞机进行操纵。在不考虑机翼弹性变形的情况下，当副翼向下偏转时，在机翼上产生向上的附加气动力

7、40实际1机翼是弹性体，副翼一般又安装在fll转刚度较低的机翼翼梢部位，在AJ”作用 下,机翼产生低头扭转（见图4-25），便机翼有效迎角减小，产生向下的附加气动升力 & 同样,在副翼上偏一例，由于附加气动力aq向下作用.使机翼抬头扭转，产生向r 的附加气动升力如“儡转剧量产生的附加升力3形成使飞机滚转的操蜕力矩 而由于机翼的扭转变修产生的附切升力“又形成与以方向相反的力矩.从而降低削 翼的操纵效率（见图4 -25图4 -25副辅反逆的产生AIRACMCOM注意：差动副翼原理与副翼反效不是一个原理差动副翼：正常平飞时，机翼两侧升力和阻力分别相同。操作副翼时：上偏副翼的一侧，升力减小，相应诱 ，

8、 导阻力也减小;下偏一侧升力增加，相应诱导阻力也增加。飞机滚转是靠左右大翼的升力差；由于滚转 使左右大翼产生的阻力差，产生偏航力矩，使飞机机头向相反方向偏转。为了克服这个 有害的偏航,采用差动副翼。就是使上偏副翼的角度大些，增加废阻力，去平衡另一次（下偏一侧）较大的诱导阻力。偏转副翼不仅产生滚转力矩，也会产生偏航力矩，偏航力矩值虽然比较小，但对飞机的操纵不利1被称为有害偏觥.有害偏航的产生主要是由于副揖上、下偏转时，不但机翼的升力发生变化，左右不对称；机翼的阻力也发生变化，左右不对称的阻力产生偏航力矩.比如，将驾驶杆向左扳动r左侧副翼向一L偏转，左恻机翼的升力越小，伴随升力产生的透荐阻力也就减

9、小了,使左恻机 会总阻力减小；右恻副篇向广偏转.右侧机翼的升力增加，伴随升力产生的诱导组力也就增加U使右侧机翼总的阻力增加.这样，右机翼的阻力大于左机展用力匚阻力发生变化的部 位又靠近机翼翼梢处,到飞机对称面的力臂较长，于是就产生了足够使飞机绕立轴刃：向右 偏转的偏航力矩.这种偏航力矩的出现造成两个不利的影响：一个是飞机烧立轴向右偏转, 出现左脚滑由于飞机的例向静稳定性，侧滑产生的滚转力矩使飞机向右滚转，这与向左 板动驾驶科.使w机向左滚转的操纵目的相反.减少了向左滚转的操纵力矩，从而降低r副 翼的操纵效率口另一个不利的影峭是，向左扳动驾驶杆，使飞机向左滚转，是为了使飞机向 左进入康旋，但两翼

10、阻力不等产生的俯航力矩却使飞机机头向右谕转，这对飞机的水平转弯 操纵也不利口标合以上两点，偏转副翼引起的偏航力矩是有害的.为了克服有害偏航，可采用差动副翼“差动副翼是指对于驾驶杆的同一行程副翼上偏 角度大于下偏角度的副翼，如图4 -23所示口这种副翼是通过在副翼上偏一侧机典上产生较 大的废阻力.去平街另一侧机翼卜的过大的涌导阻力.来消除有害俅脑n2、配平装置：（感觉定中机构）4.调整片效应机构图5.4-6型簧鼓荷感觉器刚度曲线飞机糜纵面上的配平调整片，是用 来消除杆力的，以减轻长途飞行时班驶员的疲劳。采用无回力的助力操纵系统后,驾驶杆力不是来自操纵面.而是来自载荷感常箭载荷感觉器的弹簧组被压缩

11、时才有杆 力，若它处于中立位置，则杆力为零口配平装置就是在驾驶杆位移不变的情况下能使杆力为 零由于它相配平蠲整片有同样的效应，故称为调整片效应机构，一般简称为配平机构 （装置）C配平装置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（见图5.4-7）。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配 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；而消除推杆力，操纵电门向 前推；电门在中立位置时，电机不工作白例如工驾驶员长时间推杆飞行时.为了要卸除载荷感觉器所引起的杆力，就向前推动电 He于是，配平装置通电，将

12、活动杆缩回，并通过摇臂带动载荷感觉器的外筒向前移动，使 载荷感觉器中受压缩的弹簧逐渐放松，杆力逐渐减小当杆力完全卸除后，松开电门，配平 装置的活动杆即停在某一位置上白这时，驾驶员无需用力，就可以使驾驶杆和舵面保持在一 定角度上。拉杆时，配平装置卸除杆力的动作与上述相反。实际上，除了短时间的机动飞行外，驾驶员在操纵驾驶杆改变飞行状态时，往往是同时 带动驾驶杆上的滑动电门的v这样就可以使配平装置的活动杆与驾驶杆一起劭作，从血在整 个操纵过程中.都能卸除杆力。3、四余度电传系统原理图5.3-16四余度电传操纵系统原理图图5. 3-16所示为四余度电传操纵系统原理图中它由A、B、C、。四套完全相同的单

13、通 道电传操纵系统按一定关系组合而成的口1）故障监控+信号表决图中表决器/监控器是用来监视、判别四个输入信号中有无故障信号，并从中选择正确 的无故障信号，如果四个输入信号中任何一个被检测出是故障信号后，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.2）双故障安全（故障隔离+系统重组）当四套系统都工作正常时，驾驶员操纵驾驶杆签杆力传感器A、B、C、D产生四个同 样的电指令信号，分别输入到相应的综合器/补偿器、表决器/监控器中,通过四个表决器/ 陈控器的作用，分别输出一个正确的无故障信号加到相应的舵回路，四个舵回路的输出通过 机械装置共同操纵一个助力器，使舵面偏转，以操纵飞机产生相应

14、的运动自如果某个通道中的杆力传感器或其他部件出现故障，则输入到每个表决器/监控器的 四个输入信号中有一个是故獐信号，此时由于表决器/监控的作用，将隔离这个故障信号0 因此每个表决器/监控器按规定的表决方式选出工作信号，并膈其输至舵回路。于是飞机仍 按驾驶员的操纵意图做相应运动*如果某一通道的舵回路出现故障后，它本身能自动切除与 助力器的联系因舵网路是采用余度舵机），这样到助力器去的仍是一个正确无故障信号; 同样，如果系统中某一通道再出现故障，电传操纵系统仍能正常工作，而且不会降低系统的 性能/由此可见四余度电传操纵系统具有双故障工作等级，故它又称双故障/工作电传操纵 系统。综上所述，电传操纵系

15、统可定义为：驾驶员的操纵指令信号，只通过导线（或总线） 传给计算机，经其计算（按预定的规律）产生输出指令，操纵能面偏转，以实现对飞机的 操纵。显然它是一种人工费纵系统，其安全可靠性是由余度技术来保证的,4、速度配平、马赫配平？增强速度配平：FCC将速度配平信号送到安定面配平主电作动筒，去控制水平安定面的运动，这一控制作用 了飞机在低空速时的稳定性 。速度配平功能 通过控制水平安定面保持驾驶员设定的速度。当飞机速度降低时,水平安定面运动使飞机低头，从而增大了飞行速度，当飞机速度增大时，水平安定面运动 使飞机抬头，从而减小了飞行速度。5、重心后移，失速速度变小，纵向稳定性变差，为什么？纵向稳定性主

16、要是重心和焦点的关系来决定的。重心后移之后，飞机产生抬头力矩，增大迎角，失速速度势必变小，纵向稳定性变差。控制纵向稳定的主要是通过调节水平尾翼的运动来控制。前后重心，哪个是最不利重心的位置？飞机升力由大翼提供，其俯仰姿势由水平安定面等调节就是说，水平安定面在大翼的后头”给出一个调节的力矩,使飞机抬头或低头，那么，如果飞机重心靠后的话，水平安定面力矩和大翼力矩是增强稳定性的。如果飞机重心前移，恰好相反。所以，我觉得，你硬要重心不在范围内，我觉得，前移会危害更大。重心后移，为什么产生附加的上仰力矩 ？重心后移，对于机翼和水平尾翼的力臂改变量相等，但百分比不等的，机翼的百分比要比水平尾翼百分比改变的

17、多，也就是说机翼的下俯力矩减小的比水平尾翼的上仰力矩 多,因此飞机整体上仰。（飞机的重心石机翼的压力中心的 前面。因此机翼的升力,是使飞机低头；水平尾翼 是产生向下的力。）图4-5主要的便仰力矩飞机定常直线飞行时，不同的飞行速度要求不同的迎角“迎角不同，机翼升力的大小及 压力中心的位置也不同，对飞机重心会产生大小不同的低头力矩，这就必须通过改变升降舵 的偏转角（有的飞机还可以通过改变水平安定面的配平角），使水平尾荣产生与之相平衡的 抬头力矩来维持飞机的纵向平衡，这个过程就班做 机的纵向配平口所以，对于每一个迎角 下的定常直线飞行，都有一个升降舵的偏转角与之对成.这个迎角就叫做该升降舵偏转角对

18、应的平衡迎角。飞机水平尾翼的一个重要作用就是保证飞机在不同速度下进行定常直线飞行 的纵向平衡亡一 当飞机受到扰动使迎角发生改变时，机翼、机身和水平尾翼的迎角都会随着发生变化.也都 会产生附加的气动升力,这些附加气动升力之和就是迎角改变时全机气动升力的增量口用符号 AF，表示工由于迎角的改变而引起的飞机气动升力将量的作用点，就叫做全机焦点（气动中心因为在全机的气动升力中，机翼的升力 占主要部分，所以，全机焦点的位置主要取 决于机翼的焦点位置，由于机身的影响，使 翼身组合体的焦点前移（见图4-6） 口水平 尾翼上的升力虽然比机翼的升力小很多，但 它作用在全机重心之后，而且力臂较长，所 以加上水平尾翼之后，形成的全机焦点明显 地后移，如图46所示。全机焦点位于重心之后（兄,Nw）:飞机是纵向都稳定的口全机焦点位于重心之前小心：歹Q :飞机是纵向静不稳定的。全机焦点和重心重合飞机就具有纵向中立静稳定性。从物理概念，不难理解以上的结论。定常直线飞行的飞机全机纵向力矩是平衡的，当受 到扰动使飞机抬头时，迎角增加，产生的气动升力增量是向上的，作用在全机焦点上。如果 全机焦点在重心之后，升力增量对重