飞机结构与系统(上篇)m11精华版

第1章飞机结构飞机结构的基本概念飞机结构基本元件及结构件结构基本元件：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。（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。飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。次要结构项目飞机结构适航项要求这样飞机结构才是适航的。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。结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。CCAR-25（使用中预期的最大载荷）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。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引起的灾难性破坏。飞机结构疲劳设计的抗疲劳性能。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。损伤容限设计的扩展寿命即是结构的总寿命。机的安全性和可靠性。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。飞机机体站位编号和飞机机体区域划分机体站位编号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。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。起落数来表示WL。④纵剖线机身中心线是编号为零的纵剖线，由中心线向左（或右）机体区域划分最后一位数字表示区域编号。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强度和刚度要求；气动性能要求；耐久性和可靠性要求；重量要求尽可能轻；使用维护要求：结构布局合理，增加开敞性和可达性；工艺和经济要求。机身结构1）机身结构主要构件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。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。机翼构造机翼主要功用：a.提供升力；b.安装飞机起飞、着陆时所必须的増升装置和他设备。机翼结构组成机翼结构形式发展的不同阶段发展时期构型特点优点缺点桁架式机翼部气动载荷。成本低。扭转刚度太低，生存性能差；只适用于低速飞机。桁梁式机翼同承受局部气动载荷。机翼上便于开口；机翼与机身连接简单。生存力较差。蒙皮薄，不能保证局部刚度和扭转刚度。单块式机翼成的机翼上下壁板一起承担总体弯矩。蒙皮厚，局部刚度和扭转刚度较大，受力构件分散，生存力较强机翼不便开口，机翼和机身连接较复杂；适用于高速飞机。飞行操纵系统定义

第2章飞行操纵系统操纵系统概述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。飞行操纵系统分类按操纵信号来源划分按操纵信号来源划分人工飞行操纵系统和自动飞行操纵系统按信号传递方式划分机械操纵系统和电传操纵系统按舵面驱动方式划分无助力操纵系统和助力操纵系统另外，根据舵面类型不同，操纵系统还可分为主操纵系统和辅助操纵系统。置、扰流板操纵和水平安定面操纵。中央操纵机构由手操纵机构和脚操纵机构所组成。手操纵机构类型 优点 缺点驾驶杆式驾驶盘式

构造简单，方便与油门一同控制 操纵副翼不方便操纵副翼方便，操纵舵面不会干扰构造复杂，操纵副翼反应过慢（或装有助力器操纵时费力较大而机动性要求较低的中型和大型飞机。脚操纵机构类型 特点 适用范围脚蹬平放式脚蹬立放式

为了取得较大的操纵力臂两脚蹬间的距多与驾驶杆式手离较大 纵机构组合通过增长与脚蹬连接的摇臂来获得足够 多与驾驶盘式手的操纵力臂，两脚蹬之间距离可以较小 纵机构组合定值，在舵面附近应有限动装置。传动机构械传动机构。软式传动机构②滑轮和扇形轮（胶木方向。为了减小摩擦，在支点处装有滚珠轴承。多用硬铝制成，在支点处也装有滚珠轴承。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。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。的固有频率防止传动杆发生共振。操作系统的传动系数传动系数的定义K与杆位移XKX

（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FXM （2-2）j由此可得传动系数的另一个表达式：K F （2-3）Mj传动系数的含义根据式2-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-传动系数越大，操纵飞机费力；传动系数小，操纵飞机省力。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。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。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还可以是驾驶杆保持在中立位置。⑥调整片效应机构除杆推力，操纵电门向前推；电门在中立位置时，电机不工作。电动驱动（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系统的工作速度，输出力也有一定限制。动超过极限位置，引发安全问题。电传操纵系统（Fly-By-WireFBW）1.电传系统的提出电传操纵系统是控制增稳系统发展的必然产物。机械传动系统 准电传操纵系统 纯电传操纵系统

多余度电传操纵系统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。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（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。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2）四余度模拟式电传操纵原理A、B、C、D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。电传操纵典型附件简介（或驾驶盘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。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信号放大部分先将（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）复合舵机可作为电传操纵和自动驾驶控制舵面的共用舵机。电传操纵系统的优缺点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。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。典型飞机操纵系统主操纵系统与辅助操纵系统的区别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、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。主操纵系统的特点1)副翼操纵系统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飞机协调转弯向后轻拉驾驶盘，使飞机迎角增加，增大升力。③偏航阻尼器尼器驱动方向舵的偏转角小于脚蹬操纵方向舵偏转角。辅助操纵系统的特点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（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襟翼操纵从而推动后缘襟翼放出。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。出。可看出，前缘装置的位置是由后缘襟翼位置所决定的。②襟翼保护不同步保护（不同步保护一般仅在正常工作方式下发挥作用）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构承受过大载荷。襟翼位置指示3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：水平安定面（绿区）①水平安定面配平输入，系统包括三种输入形式：人工操纵（安定面配平手轮）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。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门组件使安定面电动配平停止。自动驾驶操纵供安定面位置信号。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。飞行操纵警告系统发生。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。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。失速警告系统（即飞机接近失速状态时的输入信号（装在机身外侧（多采用叶片式迎角探测器。信号处理大器和解调器，再经过驱动放大器驱动抖杆器和推杆器。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。其频率和振幅结果会引起“嗡鸣10～30②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防止失速。液压传动原理

第3章液压与燃油系统液压系统基本原理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。这是液压传动的一个基本原理——压力取决于负载。液压传动中的一个重要规律——输出速度取决于流量。PQ。液压传动中的液压功率等于压力与流量的乘积。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传递。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。滤、散热器、蓄压器及导管、接头和密封见等。按组成系统的分系统功能划分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。液压传动的优、缺点液压传动的优点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。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。液压泵液压泵基本工作原理231125，6（电动机——液压马达。液压泵性能参数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。Q，qn（不考虑泄漏的情况下。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。压力。液压泵的类型1）3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。齿轮泵柱塞泵特征可分为直轴式（斜盘式）和斜轴式（摆缸式）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。5～9Q，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）ab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，输出流量亦为零，3.33.3现代飞机液压源系统组成不同机型上液压源系统的名称有所不同，如下表所示机型机型737777ARJ21液压系统名称A、B和备用液压系统左、右液压系统和中央液压系统绿、黄和蓝液压系统123压力分配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。赛和油滤反冲现象。液压指示系统3/1.油量指示放大后，送入驾驶舱液压控制面板，为驾驶员提供油量指示。压力指示和警告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。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指示灯。燃油系统//系统。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。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。燃油指示/警告系统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）电子式指示系统和油尺类型 特点机械式指示系统电子式指示系统油尺

不准确，精度较低构造简单，使用方便燃油容积，又可以测量燃油密度。油尺主要有三种类型：磁性浮子油尺、漏油尺（滴油管式油尺）尺。其中前两种在飞机上得到了广泛应用。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温度指示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章空调及机舱设备空调系统概述清洁度和噪音等。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。1000m6.5℃；到达平流层（同温层）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a.(高空)缺氧随着飞行高度的增加，吸入空气中氧分压降低而引起的缺氧高度范围/km 0～3 3～5 5～7 >7影响程度症状

无症状区代偿区障碍区危险区生理功能正常通过加强呼吸发生生理代偿出现意识丧和血液循环来功能障碍和产生突然补偿氧气不足 脱现象b（气体栓塞：由于溶解在体内的气体（主要是氮气c.压力变化率措施有：一迅速将飞机下降到安全高度；二应尽快使用氧气设备。②大气温度对人体生理的影响15～26为适宜。③大气湿度对人体生理的影响④其他环境参数对人体生理的影响臭氧对人体的影响空调的热交换器中使用涂镍助片，也可使大部分臭氧分解。噪声对人体的影响飞机的噪声主要是发动机噪声和空气动力噪声。舱内噪声太高使人容易疲劳，容易产生烦躁不安的感觉。因此座舱噪声规定在80～100dB以下。2.空调系统的提出克服高空环境的措施①供氧装置4km降。此外，当座舱失去气密时用氧气面罩作为应急供氧。②气密座舱（增压座舱）当座舱增压后，机身结构承受拉应力。气密座舱环境参数①座舱温度最适宜的座舱温度为20～22℃，要求舱内温度场均匀，内壁温度高于露点。②座舱高度座舱内空气的绝对压力值所对应的标准气压高度③座舱余压的最大余压值取决于座舱的结构强度。④座舱高度变化率缓和的变化率。现代大中型民航客机通常限制座舱高度爬升率不超过500ft/min，座舱高度下降率不超过350ft/min。3）现代民航飞机空调系统组成现代民航飞机空调系统基本由气源系统、温控系统、压力控制系统和座舱空气分配系统四大部分组成。气活门控制对驾驶舱和客舱按飞行高度进行增压控制。同时系统具有10，000英尺座舱高度警告、正释压活门、负释压活门等安全措施。气源系统气源系统概述气源系统组成：增压供气源和供气参数控制。现代民航客机气源系统的组成①增压空气主要来源：发动机压气机引气（正常飞行时的主要气源装置引气（在地面和空中一定条件下使用、地面气源（在地面时使用。机翼前缘及发动机进气道前缘的cd气动液压泵（ADP、前缘襟翼气动马达和大型飞机的货舱加热。件活门前的管路和供气控制附件；此外，还有辅助动力装置（APU）引气和地面气源的接头及有关附件。abAPUc.飞机正常飞行时的气源由发动机压气机提供，一旦一台或两台发动机引气失效，在一定高度限定条件下可由APU接替供气，有的飞机在起飞阶段也使用APU引气进行空调，以减轻发动机的负担。④发动机压气机引气引气部位分别引气。正常情况下（较高发动机功率时，空气从低压级引气口引出，此时气活门自动打开，由高压级引气口供气。引气控制发动机压气机引气由压力调节和关断活门（PRSOV）控制。当人工控制引气PRSOV，活门监控低压级引气压力，当引气压力不足时，自动打开从高压级引气。PRSOVPRSOVPRSOV引气关断引气异常关断PRSOVPRSOV（出现反压）PRSOV空调系统故障关断PRSOV。发动机火警关断引气调节器还受发动机灭火电门控制，当发动机出现火警时，提起灭火手柄，灭火电门向引气调节器发送关断信号，将引气关断。人工关断把引气电门扳倒off为时，可将引气关断。⑤APU引气APUAPUAPU≥95%APUAPUAPUAPUAPUAPUAPUAPUAPU⑥地面气源引气系统流量调节门作动机构，调节节流活门的开度，从而控制流经节流活门的流量。温度控制系统座舱温控原理1）温控原理合。②温度控制器接受预定的温度和座舱反馈的实际温度，进行比较输出与温度偏差向转动。控电门向温度控制活门发送控制信号，控制座舱温度的变化。2）温控主要组件①温度传感器管道温度预感器。②温度控制器温度电桥V输出电压为V0， EV=0；当座舱温度变化时，座舱温度传感器电阻值变化，电桥失去平衡，E有输出信号，其值与温度偏差成正比，将此温差信号经过放大和处理后，用于控制温度控制活门开度，改变冷、热路空气的混合比例，是座舱温度保持在选定值。预感电桥。由于金属芯的热惯性，使其阻值的变化落后于快件。电桥的另外两个桥臂为固定电阻。出反应，减小超调量。极限温度控制电桥限温度时，输出信号是温控活门向全冷方向转动，以确保座舱安全。③温控活门两种：双活门式温控活门（混合活门）伺服电机通过连杆机构驱动两个蝶形活门，改变冷路和热路的空气流量分另一个活门全关。单活门式温控活门（旁路控制活门）④制冷组件调系统的制冷组件按工作原理分为蒸发循环制冷和空气循环制冷两种组件。蒸发循环制冷1）工作特点：冷却效率高，具有良好的经济性，节省燃油；在飞机电子设备冷却方面有着广泛的应用前景。2）工作原理：经压缩机压缩之后的高温高压氟利昂蒸气进入冷凝器散热降温液变化使蒸发器热边的空气得到冷却。热膨胀阀通过控制喷入蒸发器内制冷剂的流量来调节蒸发器的制冷效率。蒸部液体氟利昂在蒸发器出口刚好变成气态。空气循环制冷空气循环制冷原理空气循环制冷系统主要是采用发动机带动座舱增压器或者直接由发动机引空气循环制冷系统类型①涡轮风扇式制冷系统（简单式）b.工作特点优点：涡轮输出功主要用来驱动风扇，使其抽吸热交换器冷边的冲压空气，因此显著地改善了热交换器的性能；在地面停机及低速飞行时，系统同样可以获得相应的制冷量。②涡轮压气机式制冷系统（升压式）高温高压引气，经过调节后，通向一级热交换器冷却，然后进入到压气机，b.工作特点动机耗油少，经济性好；升压式制冷系统的涡轮运转平稳，故其涡轮寿命长。轮驱动，当飞机在地面停机状态或起飞滑跑时，抽吸冷却空气通过热交换器。③涡轮压气机风扇式系统（三轮式）工作原理换器，从而使整个系统获得优良的性能。工作特点85%左右，故也可防止冷却装置的超转。空气循环制冷系统除水压段称为低压除水。①低压除水低压水分离器构造组件由一个集聚室、一块导流板和排水装置组成。维护措施凝聚套状态指示器圆盘进入红色范围，凝聚器凝聚套则需更换。防冰措施压差型除冰法除冰活门安装在跨接压气机进口和涡轮出口的管路上，活门内的控制弹簧冰活门关闭。温度控制型防冰法水分离器内设置了恒温控制电门（控制温度一般为35℉）并用此电门控制度低于35℉时，防冰活门打开，反之关闭。始终保持水分离器温度高于冰点，防止结冰。②高压除水（往有少量水分凝结出来，而后进入冷凝器，在其中凝结出大量的水分，接着通发，使冷凝器出口可提供干燥而且温度较低的空气。而后通过排水器排向二级热交换器冷边的空气流中去。高压水分离器安装在涡轮冷却器进口之前，并在冷凝器之后。空气通过高压很高。空气调节系统自动关断措施（安全措施）自动关断的故障有以下几种：①超温关断压气机出口超温致，应检查冷却空气进气道，并按需清洗一级热交换器。涡轮进口超温压空气通道堵塞引起，应清洗二级热交换器。供向座舱的空气总管超温涡轮故障。②飞机在地面无冷却空气时关断堵塞。③双发飞机爬升过程中未达到安全高度前单发停车时关断调全部关断。当飞机爬升到安全高度后自动恢复空调供气。空气分配系统分配系统组成客舱通风系统的供气口常用的两个部位：天花板上和侧壁上。管道造成管路腐蚀。个区域的温度符合各自的调定值。再循环设备风扇、单向活门达到主分配总管，然后再通过分配系统供往座舱。座舱局部加温 毯式两种。1）空气管道加温器发热对通过的空气加温，空气经加温后经管道送到加温区域。2)电热毯式加温器热层。当电阻丝通电时，电阻丝及板表面发热，对舱门进行加热。座舱压力控制系统座舱增压原理及座舱压力制度1)座舱增压原理座舱的增压规律可以通过控制座舱的排气规律实现：希望座舱内压力下降（座舱高度机采用的直线式压力制度。①三段式座舱压力制度a（地面b段变化：a-cc-d；d-e（d-e升率（飞行高度变化率）相等。②直线式座舱压力制度a（地面）爬升到b（巡航高度）时，座舱压力随飞行高度的增加成直线座舱压力控制系统（电子式）基本任务保证在预定的飞行高度范围内，座舱压力及其压力变化率满足人体生理需求，并保证飞机结构的安全。基本组成是座舱压力控制系统的执行机构。正常压力控制1～2器与排气活门脱开。前排气活门一般由一个马达驱动，辅助后排气活门工作。①增压工作模式正常压力控制具有四种模式：自动模式、备用模式、人工交流模式和人工直流模式。正常工作为自动模式，备用模式为半自动，作为自动模式的备份，两个人工模式分别通过独立的马达直接控制排气活门，作为自动与备用模式的备份。所有工作模式都通过调节排气活门的位置，保持座舱压力为要求值。②自动模式座舱高度剖面点：飞机座舱在地面需要预增压（还包括着陆后与增压。主要目是为了防止飞机姿态突然改变时引起座舱压力波动。在进入巡航高度时，存在提前转换0.25psi（0.25psi）时，座舱增压系统提前进0.25psi0.25psi飞机增压控制才转入下降程序。巡航中，需限制座舱的最大余压爬升和下降时，座舱高度变化率应严格控制500ft/min；飞机下降时，使座舱高350ft/min300ft起的压力波动。③控制模式的切换III1.0psi/min（座舱高度变化率III13895ft；IV自动系统电源故障，而备用系统电源完好时。注：备用模式也可认为选择。人工模式当模式选择开关置“人工直流”或“人工交流”位时，排气活门为人工操作模式。在飞行中，操作该开关可以改变活门的位置，并且使座舱压力变化。在人工控制时，必须注意监控座舱高度表、爬升速率表、压差表，以保证座舱高度值符合要求。座舱应急增压控制和压力均衡活门。①正压释压活门（安全活门）外压差过大而影响飞机结构安全。②负压活门负压活门的主要作用是防止座舱外的压力高于座舱内的压力。注：飞机的正压释压活门和负压活门为气控气动式，常独立于正常增压控制系统。有的飞机上正压释压活门和负压活门合为一体，即一个安全释压活门可用于正压释压和负压释压。③座舱高度警告驶员进行相应处理。④压力均衡活门过程中使空气流进货舱；另一个活门在飞机减压过程中，使空气流出货舱。气密座舱检查期检查；在更换、调整了系统中影响增压的元件后，也应测试座舱泄漏情况。1）座舱泄漏试验（动压试验）目的是判断座舱气密性是否到到维护手册中规定的要求。试验方法如下：用2）静压试验电子设备的冷却CB和气动排气活门。风扇扇，另一台为备用风扇。两个风扇的工作由驾驶舱内的控制面板控制。空气低流量传感器气动排气活门（自动流量控制活门）（关）时，控制活门完全关死，空气排向前货舱内。工作原理1）2.0～2.8psi0.7～1.1psi)，选定的风扇连续工作，并且气动排气活门处于全开位。2）当飞机在地面或低空气飞行，座舱内外压差低，风扇工作，其产生压差以使空气流动，对设备进行冷却，冷却空气经由气动排气活门及排气口排出机外。3）在飞行过程中，座舱压差增大，流经风扇管路的空气流量增大，气动排气活前货舱地板下，对货舱进行加温，然后通过前排气活门排出机外。设备/设施厨房通常有饮食柜，冰箱、烤箱、饮料箱、电炉、热杯和电插座等。在厨房安装区域内的地板覆盖物含有乙烯树脂地垫.在乙烯树脂地垫下有一层液体隔层以防止地板结构腐蚀。洗手间。厕所地3.应急设备/设施应急设备和设施用于飞机在发生紧急情况时供乘务员救助乘客以及乘客自救，包括陆上应急救生设备和水上应急救生设备。陆上应急救生设备叭等。水上应急救生设备（定位发射机）等，还有可做个人漂浮用的机内各种座椅的椅垫等。①救生船根据适航法规要求，民用运输机在水上飞行时要携带救生船。a.对救生船的要求1334N；b.救生船的检查/检查管子有无切口、撕裂等损坏；检查街头一般情况，检查辅助设备，检查救生包，对船进行打压试验，检查有无泄漏。②救生衣电池连接起来，该电池位于水线以下，当水进入电池中电池才能工作。③紧急定位发射机用途紧急定位发射机帮助营救人员查找降落在机场以外的飞机的位置；发射机向卫星、其他飞机和交通管制设施发送无线电信号，供救援人员营救时使用。基本结构及工作原理个氯化银/镁原电池，在未激活状态下，电解质干燥，电池是惰性的；当电解质被水浸湿时，电池被激活。VHF（121.5MHz电源的用途

第6章飞机电源系统概述电能转换成热能：如厨房用电、电热防冰类负载。给电子设备供电：计算机、显示器、传感器、控制器等。电能转换成机械能：如电动机、电动油泵、电磁活门等。照明：如驾驶舱、客舱照明，航行灯、着陆灯等。电源的种类证飞行安全，所有运输用航空器必须装有直流备用电源系统。1)直流电源小型飞机一般以直流电源为主电源。直流电源由直流发电机、交流-直流发电机或航空蓄电池提供，所需交流电由变流器提供。2）交流电源115/200V400Hz，320～1000Hz。在以交流电为主电源的航空器上，所需直流电源有变压整流器（TRU）或航空蓄电池提供。电源系统的组成飞机电源系统主要由电源、控制及保护装置和供电网络等组成。电源飞机电源系统由主电源、辅助电源、应急电源、地面电源和二次电源组成。①主电源：是指由航空器发动机驱动的发电机提供的电源；②辅助电源：是指APU驱动的发电机或机载电瓶提供的电源；RAT、液压驱动发电机HDG）④地面电源：飞机在地面时，由地面电源车或静变电源（逆变器）向飞机供电；电设备的需要，如变压整流器TRU）和变流器INV，前者将115/200V28V28V115V控制及保护装置电机并联控制和汇流条控制等。②电源系统的保护装置是当发电系统发生故障时，切断发电机励磁和输出，设置的主要保护项目有：交流电源系统：过压、欠压、过频、欠频、过流、差动保护反流保护等。供电网络流（短路）保护器（跳开关）等。直流电源系统直流发电机（DCgenerate）1）结构其主要结构由定子、转子、整流子（换向器、电刷组件等部分构成。①定子机的机械结构，用于安装其他部件和固定发电机。壳体由铁磁材料构成。②转子转子由铁心、电枢线圈、换向器和转轴组成，电枢线圈在转子转动时，切割磁力线，产生交流电动势。每个电枢线圈的两端按规定的顺序连接在换向器上。③换向器和电刷组件输出。励磁方式电枢反应①概念机输出电流的增大而增大。②危害（旋转而快速改变方向的现象称为换向）产生火花，严重时烧毁整流子和电刷。③解决办法电刷可调，使电刷安装在合成磁场的中性面。极的方法或两种方法都采用。交流-直流发电机（DCalternator）6F1为励磁线圈装在转子上，三相电枢线圈和整流二极管装在定子上。两种直流发电机的优缺点发电机种类 优点 缺点直流发电机交流—直流发电机

干扰；换向器和电刷磨损大，维护工作量大③结构复杂，重量重。①结构简单，重量轻；②无①不能作为启动发电机用；②过载机械换向装置，高空性能良能力较差。小；调压器常用的调压器有振动式调压器、晶体管调压器和炭片调压器。1）振动式调压器①结构组成磁铁产生的电磁吸引力越大。电磁铁的作用是拉开触点弹簧：其作用是要使触点闭合。触点：触点闭合，使电阻短路，励磁电流增大，发电机电压升高。②工作原理当发电机开始转动时，发电机自激发电。由于电压低，电磁铁吸力小，弹簧的拉力大于磁铁的吸力，使触点闭合，励磁电流上升，发电机输出电压上升。发电机电压上升到一定值时电磁铁吸力大于弹簧拉力触点打开这时电阻串入到励磁线圈中使励磁电流下降发电机电压下降当发电机输出电压下降到一定值时，弹簧拉力又大于电磁铁吸力，触点合上，将电阻短路，发电机电压升 如此循环，使发电机电压恒定在28V。调整弹簧拉力，就能调整发电机的输出电压值。③工作特点频繁开合，容易磨损和产生干扰；发电机输出电压有微小波动。2）晶体管调压器①电路组成R3R4R5C2组成；b.开关放大电路—由三极管T1、T2和二极管D1Z2R1、R2组成。②工作原理Z2截止—T1截止—T2D1T2加到励磁线圈的F2—T1—T2（励磁D3一定值时，Z2又截止 如此循环，使发电机输出电压保持在额定值上。当负就能调定发电机的输出电压值。C1D4③特点调压精度高、体积小、重量轻、工作可靠等优点，目前大多数飞机所采用。3）炭片调压器①结构组成及功用力越大，电阻越小。炭柱上所承受的压力等于弹簧反力减去电磁吸力。弹簧——压紧炭柱，使炭柱电阻减小。电磁铁——电磁铁产生的电磁力的作用是拉松炭柱，使炭柱电阻增加。（调节螺钉输出电压。②工作原理当电压升高时—电磁拉力增大—炭柱被拉松—电阻增大—励磁电流减小—电压5.反流割断器安全带来隐患。于是，出现反流割断器，当出现反流时，及时切断通路。2）工作原理直流电源的并联供电并联供电的条件：①发电机极性相同；②发电机输出电压相同。并联供电的优点：①供电质量高：②供电可靠性高。并联供电的负载均衡措施性和安装不可避免地存在一定的差异，因此并联供电时负载分配一般是不均匀的，这就需要采取措施来均衡负载。调压器不同，均衡措施也不同。①炭片调压器的负载均衡电路Wcq1Wcq2R，RR1、R2为正线电阻，包括馈线电阻和接触电阻等。1G12G2的输出电流，即I1＞I2ABUBA使两个均衡线圈中有电流流动。根据右手螺旋G1：均衡线圈Wcq1G1调压器工作线圈Wcp1G1输出电I2随之减小。G2Wcq2G2调压器工作线圈Wcp2产生的磁通方向G2I1增大。I1＜I2时，可作同理分析。这样就使两台发电机的负载得到均衡。在均衡线圈之间必须装一个开关，便于发电机单独供电时调压器的正常工作。②晶体管调压器的负载均衡电路在调压器的敏感电路中接入均衡电阻R24.1G12G2I1＞I2，ABUBA两个均衡电路中有电流流动。G1，R24G1Ua1增加，调压器使G1的输出电压减小，则G1输出电流I1也随之减小。G2，R24G2Ua2下降，调压器使G2的输出电压增加，则G2的输出电流I2也增加。I1＜I2在均衡电阻之间必须装一个开关，便于发电机单独供电时调压器的正常工作。直流电源系统的优缺点优点①直流电能可以用电瓶储存，使飞机在失去主电源后，能由电瓶供电而安全着陆。②容易实现并联供电，提高电源质量。③供电简单，只需一根导线，另一端接机体。④供电电压低（28V，对人员比较安全。⑤启动力矩比交流电机大，且能实现启动机和发电机合二为一，从而减轻重量。缺点①高空换向困难。②产生噪音和干扰。③，电压变换困难，变换效率低。13.5kW。⑤由于电压低，配电导线粗，重量重。⑥功率/重量比小。直流电源系统的质量要求适航规定，所有运输机必须有直流应急电源系统（电瓶0.5h。对电压的具体要求如下表。电源汇流条电压主电源系统/V26～29应急电源系统/V20～29允许电压降-2/+0-2/+0正常电压范围过欠压保护24～29±3（21～32）18～29电压波动＜2航空蓄电池航空蓄电池的功用和构造功用①在直流电源系统中，切换大负载时起到维持系统电压稳定的作用。②用于启动发动机或APU。③在应急情况下（主电源失效机安全着陆。结构类型蓄电池，其电解液为氢氧化钾溶液。电瓶的容量5h液的多少；④温度。3）85%时，就不能装上飞机使用。铅蓄电池结构任何化学电池都由电极、电解液、隔板、电池容器及附件组成。航空铅酸电池由12个单体电池串联组成、每个单体电池输出电压为2.1V。铅酸蓄电池的原理充放电总的化学方程式如下：充电状态的判别判断是否充足电可以从以下3个方面来衡量：①单体电池电压达到最大值2.1V（开路电压）并保持恒定。②电解液比重不上升并维持不变。③电池开始冒气泡。用电解液比重来衡量电瓶充放电状态27℃（80℉）27℃数需加上一个修正值。修正值大小如下表所示℃60℉1400.024℃10℉50-0.012551300.020540-0.016491200.016-230-0.020431100.012-720-0.024381000.008-1310-0.02833900.004-180-0.03227800-23-10-0.0362370-0.004-28-20-0.0401560-0.008-35-30-0.044电解液温度修正值电解液温度修正值电解液温度修正值1)结构①镍镉蓄电池由20个或19个单体电池组成，每个单体电池输出1.22V；②正极板为活性三价镍的氢氧化物NiOOH，负极板为镉Cd）钾KOH）水溶液（30%；2～10psi2psi2psi碱性蓄电池的原理充、放电的总化学方程式为维护措施10psi2psi②充电状态的判别电瓶一样用测量电解液比重的方法来判断充电状态。利用充电电流和时间来确定电瓶是否充足。12hCC/2C/420V1V充电方式恒压充电方式（CngstantPotential）①概念：在充电过程中，充电电压恒定不变，同时，充电设备的输出电压应高于电瓶电压。②优点：a.充电速度快；b.充电设备简单；c.电解液的水分损失比较小。a.（采用恒压限流方式充电解决b.当充电设备的电恒流充电方式（ConstantCurrent）而改变。（Ah（目前电瓶离位充电大多采用这种方式d.效防止碱性电瓶的容量失效。③缺点：a.充电时间长；b.过充时电解液水分损失要多；c充电设备比较复杂。④二阶段恒流充电法一般采用大电流（C）1h，再用小电流（C/10）3～4h有效地克服了充电过程的水分损失，但充电设备比较复杂。止时间下降时平均电流上升，反之平均电流下降。恒压恒流充电方式足，但充电设备比较复杂。现代飞机上安装的充电器大多采用这种方式。4）快速充电方式（Reflex）①快速充电，一般采用大电流（≧2C，但大电流充电会使电池产生极化现象。②极化现象在电瓶充（放）电过程中，尤其是大电流充（放）电时，电池的极板电阻增加（欧姆极化；（放（极化，从而使电化学反应速度减慢，导致温度上升，析气增加。③解决极化现象的措施5）浮充电15～33℃1Ah3mA（酸性电瓶略高40Ah120mA飞机上的电瓶充电器1)具有恒流和恒压模式的充电器①使用方法条供电。②当符合下列情况之一时，电瓶充电器自动进入恒流充电模式：23V；电瓶充电器刚通电时；0.5s③有些充电器还具有变压整流器（TR）工作模式，在下列情况下，充电器直接转换到TR工作模式：APUc.飞机处于自动着陆模式。④在下列情况下，充电器将停止向电瓶充电：ab.充电器过载；cAPUTRTR启动机提供电源。电瓶的维护维护通则①维护电瓶应该严格按照生产厂家的使用说明书和维护手册进行。②酸碱电瓶的维护车间应该间隔开，并保持良好的通风。电瓶电解液用苏打中和，然后用清水冲干净。④使用中应保持电瓶清洁，防止自放电。⑤一般要求温度不超过125℉，如果电瓶温度太高，应降低充电速度。⑥充电时排气孔一定要畅通；禁止明火存在，应采用防爆电气设备。酸性电瓶特别维护措施24防止极板硬化。②经常检查电解液是否充足，如不足，只允许加蒸馏水。③在制作电解液时，应将硫酸倒进蒸馏水，切不可将蒸馏水倒进硫酸。④不能将航空电瓶的电解液与其他酸性电瓶电解液混用。碱性电瓶特别维护措施①电解液加注：当电解液液面高度低于规定时，应加蒸馏水，但不能超过规定值。mA100mA，该电瓶必须分解清洁和维修。③深度放电：用放电设备将电瓶的电全部放完，每当单体电池的电压低于0.2V时，用短路夹将单体电池正负极短路，放置8h，然后重新充电。交流电源系统交流电源系统与直流电源系统相比，主要有以下优点：①发电机没有换向问题，减少了噪音、电磁干扰和维护工作量。②电压变换容易，适用于不同电压等级的用电设备。③交流电经变压整流器很容易变成低压直流电，且转换效率较高。④发电机输出功率大，最大可超过150kVA。⑤输出电压高，使配电导线重量下降。交流电源的不足之处是：①并联供电比较困难。②恒频电源系统需要恒速传动装置和变频设备。③交流电机启动力矩比直流电机小。④交流电不能像直流电一样用电瓶储存起来。交流电源系统的分类类型类型变速变频交流电源系统（VSVF）工作原理交流发电机是由发电机通过减速率随发动机转速的变化而变化。恒速恒频交流电源系统（CSCF）发电机通过恒速传动装置（CSD）驱动，发电机输出恒频交流电变速恒频交流电源系统（VSCF）流电变成恒频交流电。优点不需要恒速传动机构，结构简单，可靠性高，维护工作量小，适合于装有涡轮螺旋桨发动机的飞机或直升机。以提高供电可靠性和供电质量。CSD，重量有所减轻。缺点由于频率变化，对电机类用电设备要求较高。需要恒频交流电的场合，由逆变器提供。CSD率/重量比小于变速变频电源系统允许的工作环境温度比较可靠性相对较低，维护比较困难。恒速恒频交流电源系统的基本要求电压交流电源参数额定电压/V允许电压范围过压保护/V欠压保护/V三相电压不平衡/V主汇流条115108～118﹥132﹤98﹤3应急汇流条115104～102﹤4频波率形额定频率/Hz允许频率范围过频保护/Hz欠频保护/Hz理想波形总谐波400380～420﹥430﹤370正弦波﹤5%400360～440正弦波﹤5%单次谐波﹤4%﹤4%相位正常三角相位差/（°）相位正常三角相位差/（°）允许相位差/（°）120118～122120118～1221)恒速传动装置的主要形式有两种：一种是电磁式，另一种是机械式。①电磁式恒速传动装置当发动机转速增大（或减小）时，转速传感器控制电路使励磁电流减小（或增大）滑差转速增加（或减小传输功率小，一般只能在发电机容量小，发动机转速变化范围不大的场合使用。②机械式恒速传动装置组成和功用滑油系统和保护装置五部分组成。补偿转速，并使两个转速叠加，从而保持输出转速不变。液压泵-液压马达组件是系统执行机构，输出转速用来补偿发动机转速变化。III使并联供电时有功负载能均衡分配，还引入了电调线用于转速的附加调节。压马达组件传递功率的介质。保护装置的作用是当恒装故障时，如滑油压力低（小于140psi）或温度高（365℉/185℃）时，人工脱开恒装与发动机的联系，以保护恒装的安全，在空中脱开恒装后，只有在地面才能恢复。工作原理作于零差动方式。此时恒装输入轴转速称为制动点转速。当恒装输入轴转速小于制动点转速时，液压马达正向旋转，通过差动游星齿而使输出转速保持不变。即正差动方式。方式2）恒装调速系统的工作原理①离心飞重式调速器a3Hz。在调整时，根据频率的偏差，计算出必要的螺钉圈数，然后关闭发动机（必须的再进行调节。c.当发电机的输出频率偏差在±20Hz以外时，需要更换恒装并送修理厂检修。②电子式调速器GCU400Hz门，从而使伺服作动筒左右移动。其他部分与离心飞重调速器相同。3）恒装的脱开和复位①当恒装滑油压力低（140psi）或温度高（365℉/185℃）开装置由离合器、涡轮机构、电磁铁、复位机构四个主要部件组成。注意：当发动机转速小于慢车转速，不能脱开恒装；脱开恒装时，按下脱开按钮的时间不能超过3s，而且1min内最多只能脱开一次。CSD6.交流发电机的结构和工作原理对飞机交流发电机励磁系统的基本要求起激可靠，短路时具有瞬时强激磁能力，从而保证保护装置可靠动作。同步交流发电机的分类有刷交流发电机有刷交流发电机自励 他励无刷交流发电机自励他励输出功率小、可靠性差、维护工作量大二级式无刷交流发电机（自励）①结构组成：交流励磁机、主交流发电机、旋转整流器。②工作原理场。主交流发电机定子电枢绕组切割磁力线，也产生一个剩磁电压，大约15V③维护措施为避免剩磁消失，可以在交流励磁机的磁极中嵌入永久磁铁；励或相复励电路。相复励电路有电压相加型、电流相加型和磁势相加型三种。④电压相加型相复励电路如下图所示方式可以改善发电机的外特性。三级式无刷交流发电机永磁式副励磁机给调压器和保护装置供电，和飞机电网无关，所以飞机电网故障不会影响调压器和故障保护装置的工作。调压器晶体管调压器种类：直放式调压器（工作在放大状态、脉冲调宽式调压器（工作在开关状态PWMPWM分进行部分滤波而形成三角波，输入到调制电路。②调制电路的功用是将检测电路送来的三角波与基准电压进行比较，产生PWM（PWM）PWM率放大电路工作。而调节发电机的输出电压，其电路如图所示D当功率管截止时，励磁线圈产生的反电势通DE tIjj

iR TjjI ——交流励磁机的励磁电流平均值；jjR ——励磁机励磁线圈电阻；jjT——脉冲周期，T=1/f；t——功率管导通时间。i⑤反馈电路的功用是增加调压器的调压稳定性，减少超调量和调节振荡次数。WestinghouseD～D1 3

,R～R1

及电容C1

D～D1 3

,对发电机输出的三相电1200Hz的脉动电压。电阻R～R1 5

起分压作用，电容C起部1分滤波作用，将半波整流后的脉动电压变成近视的三角波。R

和电容C

A组成调制电路。其中

R和

组成电压基准电路，6 7 2 1 6 7 2为运放（比较器）A提供基准电压。A的输出波形是可以反映发电机电压大小的PWM波。1 1则减小。③稳压管D和电阻R～R 及三极管T组成整形放大电路当运放A输出高电位时击4 8 10 1 1 4穿，T导通，集电极输出低电位；当运放A输出低电位时，D截止，T也截止，集电极输1 1 4 1出高电位。这样T就将A输出的PWM波转换了极性。1 1④三极管T～T2 4

组成功率放大电路和C13 3

组成阻容负反馈电路，以增强调压管稳定性。总结：调压过程：发电机电压调制电路脉冲宽度整形放大电路脉冲宽度功放管导通时间励磁电流发电机电压。交流电源故障保护（OV、欠压保护UV、欠频保护UF、过频保护OF、差动保护DP、过载（过流保护OC、开相保护（OpenPhase、欠速保护UnderSpeed）和逆相序保护（NPS）等。故障类型故障类型起因后果及维护措施过压保护（OV）调压器失效，导致发电机励磁电流过大造过压时同时断开GCR和GCB，即断开发电机的成。 励磁（灭磁）和发电机输出。欠压保护（UV）由调压器或发电机本身故障但欠速或过只要有一相出现低电压故障，GCR和GCB就载也会造成发电机欠压。 断开。欠频保护（UF）欠速常同时引起欠频和欠压， 如果欠频发生在前则欠压保护电路输出锁定过频保护（OF）过频保护（OF）CSD造成的。 CSD过速时自动脱开。差动保护（DP）一是因振动而短线搭地或或相间绝缘破环；二是发电机输出馈线短路故障。过载保护（OC）其中一台发电机不能正常供电，另一台发电机负载加大而产生过载。开相保护（Open发电机内部的输出绕组开路；外部馈线开Phase） 路；输出接触器有一相接触不良或损坏。欠速保护（UnderSpeed）（NPS）欠压保护电路输出信号相序故障主要发生在更换发电机或地面电源供电时。产生较大短路电流，烧毁发电机，引起火灾；要求保护装置尽快将发电机从电网上切除。比较电流互感器CT2的各个输出，当输出相差达到一定值时，保护电路信号输出，断开发电机输出。APUGCB。不能合上GCB，否则会出现电动机反转等严重过压保护（OV）①过压保护电路由敏感电路（整流管D～D1 3

R8

～R 及滤波电容C10

、基准电路（

和稳压管WD

、反延时电路（A和电容

及电阻R～

、比7较器（A2

1R～R4

）组成。

1 1 1 3400HzD～D1 3

半波整流及电容C2

R9

、R 上的电压U，10 1RA的“+”WD两端电压为运放A

提供一个参考电3 1 1 1 2压或基准电压，该电压通过DRA的R

的“-”端。4 1 1 6 2③当发电机输出电压正常时，U1

6.4，A的端电压，1ACDRA反向充电，电容

上的电压U 充到1 1 4 2 1

1 CD约6.4V)。A2

A2

A2

输出低电位，这说明发电机电压正常。D4

的作用是当接通电源时，让A“-”端迅速建1立起电压，以防止电源接通瞬间由于A“-”端电压低而产生假过压信号。1④过压时，U1

高于参考电压，即A的“+”端电压大于”-”端电压，此时延时电路工1作，即对U(U

A

“+”1 1 2A2

的A2

输出高电位，该信号送到发电机控制继电器GCRGCB断开发电机接触器，停止向负载供电。⑤延时特性分析Uu1

的关系为：U20.31u1130V

<6.4V，A输出低电位（

=0V，稳压管6.4VD4

1R向C1

1 反向充电，充电路径为：6.4VD4

RCR1 1

A地，最后充到U1

6.4V为止。过压时，U>130V，u1

<6.4V，D4

截止，延时电路开始工作。c.根据理想运放“虚短”和“虚断”的概念，有uu1 2

，i=i1

，这说明当u一定1u u6.41时，电容充电电流一定，即有：ii 11 2 R R1 1

过压时，以i或i1 2

的电流对RR4电容进行充电，u4o1

上升，并当u o1

5AR 25

发出保护信号。可以T

RC(1R1 1 u

/R)5 C(R1 1

R)(s2高，即u越大，延时时间越短，即电路具有反延时特性。欠压保护98V7sGCB电路原理图如图所示D1R2C2R3（比较器）A1的“+”端，A1的R6可以调整。发电机输出电压正常时，A1“+”端高于端，A198V时，A1“+”端低于“-”端，A17s7s内欠压A1GCRGCB7s内消失，则延时器复位，没有信号输出。（通常，发电机输出每相都安装欠压保护电路，只要有一相出现低电压故障，GCR和GCB就能断开。）欠频保护D1R1、R2T1T1T1TIC1R3；T2导通时，C1T1T1，C1（A1“+”端电压）A1“-”端电压，A1C2370Hz，T1C1A1，A1R7、D2C2充电。在波形的正半周和负半周的部分时间内，A1C2R8C210C2C2D3D3差动保护①概念20～40A0.05s②工作原理1

CT2

为两组电流互感器，CT1

安装在发电机电枢绕组的中线侧，CT安装在GCB之后。每相的两个互感器副边按同名端首尾串联，组成差动检测2环。当没有短路故障时，每相流出发电机电枢绕组的电流与流入电枢绕组的电流CTRR

中没有电流，运放A“+”1 2 4 5 6端电位低于“-”端参考电压，A输出为低电位，这时说明电路没有短路故障。GCBaCT1CT2

还要大，使得在R6

上产生的电压不为零。R6

上的电压经D半波1整流、C1

R8

加到A的“+”端。当差动电流达到20～40A时，A“+”A“-”端电压，AGCRGCB。注意：CT1

CT2

区间发生短路时才能起到保护作用。其余两相在RR4

上产生电压，工作原理相同。过载保护CT2此时禁止欠压信号输出。开相保护CT25s。8)欠速保护90%压保护电路原理相同。逆相序保护AD1R1硅SCR的阳极上，B相经D2半波整流后经R2加到SCR的控制极。①相序正确时，AB120，SCRA1/3，导通C1SCRC1R3C1A说明相序正确。②相序不正确时，例如AB120，在A半周内，SCRC1A“+”端电压高于“-”端电压，AGCBGCB故障保护和控制逻辑举例空客330飞机故障保护和控制逻辑原理如图所示①当人工合上发电机控制电门且电源系统无故障时，GCR触电吸合，调压器工作，发电机正常发电，如没有欠速故障，GCB吸合，发电机向飞机供电。而不能关断GCR，保证发电机正常发电；另一方面使卸载继电器工作，切除部分不太重要的负载，如厨房，娱乐系统的用电，使发电机不再超载。障信号，从而不能关断GCR；另一方面输出信号去关断GCB，使发电机不输出。④当发生过压、欠压、过频、欠频、开相、差动任一故障时，使GCR和GCB断开。交流电源的并联供电并联供电的优缺点优点供电质量高；供电可靠性高并联供电的条件

缺点控制和保护设备比较复杂，如并联时若有功功率和无功功率不均衡或均衡不好，将使发电机的供电能力大大降低①电压波形应相同，均应为良好的正弦波，失真度小于4%。②输出相序必须严格一致：接线时按ABC三相接线即可。③要求频率相同，但允许一定偏差。均衡无功负载。903）投入并联的自动控制输出的压差U、频差f和相位差GCB状态飞机上一般要求f(0.5% 1.0%)fs就可以投入并联。

(0.5% s

90时，4）并联后有功负载和无功负载的自动均衡电机欠载的情况，严重时将使整个电源系统无法正常工作。①有功负载的自动均衡小另一台发电机的转速。由有功电流均衡环节敏感发电机发电机有功输出的偏装转速下降，输出有功功率小的发电机恒装转速上升，最后达到平衡。②无功功率的均衡压器中都深有无功功率均衡环节。无功功率均衡环节首先取出无功电流偏差信台发电机输出电压的算术平均值，因此电网电压保持不变。航空地面电源地面电源的功用当飞机在地面进行维护、清洁、加油、装卸货物、发动机启动等作业时，一般由地面电源供电。地面电源的种类直流直流交流以直流电为主电源的小型飞机大型运输机或以交流电源为主电源的飞机地面电源的控制①直流电源插座3②交流电源插座64ABCNE、FE、FE、FE、F③EPCUBPCUEPCUEFAPU发电机或主发电机向飞机电网供电时，自动断开外部电源。二次电源和应急电源二次电源二次电源应急电源变压整流器、逆变器变压整流器1)变压整流器的组成变压整流器主要包括主变压器、整流元件、滤波器、冷却风扇等。①主变压器的作用是将机载三相交流电变换为适合整流电路的交流电压；②整流元件的作用是将主变压器输出的交流电变换为直流电；③输入滤波器的作用是减小变压整流器对电网电压波形的影响；④输出滤波器的作用是滤除整流后的脉动成分，使直流输出更加平滑；⑤冷却风扇对变压整流器进行通风冷却。2）变压器的连接方式①主变压器按Y/Y连接三相全波整流电路2400Hz滤波器。Y/Y连接的六相全波整流电路为了进一步减小整流后输出电压的脉动成分，可采用六相全波整流电路，YY形绕组和一个接法的绕组构成。电路结构及输出电压波形如上图所示静止变流器电源；在变频交流电为主电源的飞机上提供恒频交流电源。1）单相静止变流器逆变器主电路有两种形式：一种是推挽式（；另一种是桥式（b。T1、T2（推挽式）T1T4、T2T3（桥式）轮流导通，在变压器次级就能得到交流输出。以推挽式逆变电路为例，由于T1逆变器主电路有两种形式：一种是推挽式（；另一种是桥式（a180的方波；图b为开关点预置SPWM波，即按正弦规律调制的脉冲调制波（广泛应用c2）三相静止变流器三相静止变流器可由三个输出相位差120的单相静止变流器构成，也可采用6只晶体管的三相桥式电路构成。冲压空气涡轮发电机（RAT）RAT，由飞机前进气流推动RAT发电机向飞机提供交流电源。液压马达驱动发电机（HMG）1）液压马达驱动发电机作为一种应急发电机，是一个独立的、无时间限制份电源，为远程飞行所必需的。2）系统的组成部件包括液压马达、发电机、液压关断活门、发电机控制组件、测试电门等。3）HMG源，同时提供交流和直流输出。4400Hz430Hz10Hz。5）飞行中当敏感到两侧主交流汇流条无电时，HMG5.5s，HMG动停止工作。应急照明电源1)应急照明电源组件包括电瓶组、测试电门、电缆头、控制与充电电路等。P5当电门在“接通”位时，不管汇流条有无电压，应急灯点亮；“关断”位时，应急灯灭，阻止系统自动工作；在“预位”时，使系统设定为自动工作，只有当汇12V。即使P5P55）P5且乘务员面板上电门必须置于“正常”位，以防止应急灯工作而使电池放电。6）应急照明电源电路包括充电电路、输出控制及调压电路、低压检测及锁定电路、汇流条电压敏感电路、测试控制电路、逻辑控制电路及软启动电路等组成①输出控制及调压电路可进行调压和输出控制。②汇流条电压敏感电路的作用是检测飞机直流汇流条是否正常供电(在敏感电路中设计了1s延时电路)。③设计低压检测及锁定电路，是为了防止电池由于深度放电而发生永久性损坏。当低压检测电路输出低电位时，低压锁定电路锁定输出，只有飞机供电正常时，才能解除锁定。④测试控制电路用于测试应急照明电源是否正常工作。测试电门有两个，一个装电门合上，逻辑控制电10s⑤逻辑控制电路及软启动电路可以减轻对灯泡的电流冲击，延长灯泡寿命。7）必须定期在内场对应急电源进行功能性检查和校验。在内场校验时，应采取更换同型号新电池，以保证应急照明电源可靠工作。飞机供电网络电源分配配电方式 组成结构中央集中 飞机只有一个电源中心每个负载都有专用的供电配电方式 线和控制导线用跳开关作为保护器件用继电器或接触器控制负载的工作。

特点结构简单可靠，但配电导线质量大。分散管理 除一个电源中心以外还有若干个分中心每个电源控制设备复杂，配电方式 分中心由电源二次分配组进行控制负载大大减轻了导线的通断用固态电源控制进行远程控制一量。般采用远程控制跳开关（RCCB）作为保护器件。直流电网载的通断控制。交、直流混合电网汇流条分类主（正常）汇流条重要（转换）应急（备用）2）电源供电方式

一些不会对飞行安全造成影响的设备由正常汇流条供电对飞行安全有重要影响的设备由重要汇流条供电直接关系到飞行安全的设备由应急汇流条供电飞机电源系统的供电方式有两种：单独供电和并联供电。①双发单独供电分配原理图GCB1GCB2TR1、TR2流汇流条供电。11应急汇流条供电。1APU，1，12DCTR1TR22，21TR1小时（ETOP，以保证飞机就近着陆。APBBTB，APU个系统供电。在地面时，EPCBTB可靠性。②四发并联供电不过载。IDG2IDG1GCB2BTB1BTB2SSBDG1IDG2GCU，IDG3、IDG4BTB部分发电机并联供电。APU分别供电。CAPTXFRBUS为机长的设备提供电源；F/OXFRBUS为副驾驶的设备供电。两ACBUS3ACBUS2ACBUS1DCBUS1～DCBUS4DCIR应急配电系统由交流备用汇流条（ACSTBYBUS）和电瓶汇流条（BATBUS）组ACBUS3DCBUS3ACSTBYBUSACSTBYBUS第7章灯光照明系统概述灯光系统的功用指示。灯光系统的构成灯光类别工作区域具体用途主要构成机内灯光驾驶舱区域普通照明、区域照明和局部照明顶灯、天花板灯；各个面板和操纵台的泛光地板灯、备用罗盘灯和工作台照明灯等整体式照明灯板、微小白炽灯泡和发光二极管信号指示灯照明灯、测试控制电门、变压器和控制器客舱区域普通照明天花板日光灯、侧板（航窗）灯和走道灯等厕所照明日光灯、镜前灯和洗手台照明灯乘务员和旅客客舱照明旅客阅读灯和乘务员工作灯旅客告示牌禁止吸烟、系好安全带、返回座位、厕所有人、厕所无人、旅客呼叫灯货舱区域前、后货舱和散装货舱照明前、后货舱和散装货舱照明灯勤务区域勤务照明轮舱、空调舱、附件舱和电子设备舱等照明机外灯光飞机外部飞机轮廓、方向和位置识别航行灯跑道照明着陆灯、起飞灯滑行道和跑道照明滑行灯、转弯灯航徽照明航徽灯飞机轮廓、位置警告和识别防撞灯（信标灯）和频闪灯机翼和发动机照明灯机翼和发动机结冰探测灯应急灯光客舱和出口区域客舱内部应急照明应急撤离通道指示天花板应急照明灯应急撤离通道指示灯头顶应急出口指示应急出口标志指示牌应急出口外部照明应急出口区域灯和应急撤离滑梯灯机内灯光1)驾驶舱灯光①基本要求：具有足够的亮度，不会使驾驶员目眩，灯光的亮暗可以柔和调节；能够根据复杂的天气条件和驾驶舱灯光的强弱及时快速调节亮度，光线反射小；在主电源失效的情况下仍能保证重要仪表和指示的照明。②普通照明、区域照明和局部照明中央操纵台和左右操纵台等。③整体式照明（背景灯）灯板里。④信号指示灯信号指示灯包括各仪表板上的系统警告灯、警戒灯和不同颜色（绿、白）⑤备用照明（应急照明）主仪表板照明灯等。客舱灯光①普通照明和局部照明日光灯照明（包括保险丝（BRT（MED“暗DIM（NIGHT”和“关（）OFF”五个位置，当电门处于前三个位置时，115VAC子附近的镜前灯组成。②旅客告示牌和旅客呼叫灯a.旅客告示牌包括“禁止吸烟（NOSMOKING）”、“系好安全带（FASTENSEATBELT）”、“返回座位（RETURNTOSEAT）”“ON”和“OFFbd货舱灯光和勤务灯光舱照明、空调舱照明、电气/电子设备舱照明等，灯光的控制由各舱内位于舱门附近的电门控制，而轮舱照明也可在驾驶舱的前顶板上进行控制。机外灯光包括航行灯、防撞灯（信标灯、着陆灯、转弯灯、航徽灯等。1）航行灯、防撞灯和频闪灯①航行灯航行灯一般位于两翼尖和机尾，分别为左红、右绿、尾白。航行灯由光源、反射器、滤光罩组成。航行灯采用功率为数十瓦的几只航空白炽灯泡作为光源。②防撞灯和频闪灯①着陆灯，要求短时的要求。②滑行灯滑行灯用于飞机滑行时照亮飞机正前方。有些飞机的滑行灯里有两组灯丝，功率较低的那一组称为滑行灯，在滑行时使用；功率较高的另一组称为起飞灯，在起飞时使用，与着陆灯一齐照亮跑道。③转弯灯较长滑行照明时间的要求。在上述三种外部灯光中，功率最大是着陆灯和起飞灯，通常可以达到150W400W功率越大的灯泡，其使用的时间越短。3）探冰灯与航徽灯①探冰灯探冰灯是用来照亮飞机机翼前缘和发动机进气道等最容易结冰部位的机上灯光装置。②航徽灯在左、右水平安定面靠近前缘的上表面处。应急灯光1）应急灯光的作用是在紧急情况下为旅客和乘务员提供应急照明和撤离指示。5.灯光系统维要做好外部灯光的清洁。在地面给大功率的外部照明灯光通电时，灯丝通电的时间要尽可能短，因为3）对于安装了荧光条应急撤离通道照明灯的飞机，由于客舱灯光照明对于荧光条的能量补充至关重要，因此，应保持客舱照明灯的正常。4）对于安装了荧光条应急撤离通道照明灯的飞机，在每天第一个航班之前，应8概述防火系统的组成防火系统分为火警探测系统和灭火系统两部分。大多数飞机具体组成如下：发动机过热、火警探测和灭火系统APU货舱和厕所烟雾探测系统和灭火系统主轮舱火警/过热探测系统机翼和机身管道泄漏过热探测系统电子设备舱烟雾探测系统手提式灭火瓶主要用于驾驶舱、客舱和厨房的灭火固定式灭火瓶主要用于发动机、APU、货舱和厕所的灭火。防火系统的功用1）火警探测系统对发动机和机体潜在的着火区域的火警温度、过热温度、烟雾目视和声响警告，并且指出需要采取措施的具体部位。2）灭火系统则是根据火警警告部位，由驾驶员（或自动）控制灭火系统，迅速有效地实施灭火。警告信息描述1）火警警告包括中央警告和局部警告，中央警告为红色主警告灯和连续强烈的ECAMEICASECAMEICASECAMEICAS规定的灭火程序实施灭火。火警探测系统火警探测系统的组成火警探测系统由火警探测器、火警监控组件和火警信号装置三个部分组成。防止出现虚假火警警告。当一个探测器故障时，允许另一个直接触发火警警告。