《民航飞机电气系统（第2版）》课件 朱新宇 第6-11章 飞机交流供配电系统-电磁干扰及防护

第6章飞机交流供电系统电源容量增加，需要提高电源电压以减轻系统重量工作环境限制随着飞机飞行高度的增加，直流电机炭刷和整流子的磨损变得越来越严重用电量增加，电机发热增加，需要效率更高的冷却方式电压和功率变换的要求交流电源系统主要优点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；电源电压高，使得交流发电机的电网和设备重量减轻；交流电能易于变换，即易于变压和整流。交流电源系统主要优点飞机交流电源系统的主要形式适用于采用涡轮螺旋桨发动机的中短程支线飞机。1.变速变频交流电源系统变频交流发电系统简单体积重量小电能转换效率高变频交流电优点:2.恒速恒频交流电源系统恒速恒频交流电源系统的优点：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，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；恒频交流发电机可单台运行，也可以并联运行，而且电气性能好，供电质量高3.变速恒频交流电源系统交-直-交交-交变速恒频交流电源系统的优点：电气性能好。VSCF电源输出频率恒定，精度高，无频率瞬变现象。系统损耗小而效率高使用维护性好可靠性高、使用寿命长三相交流电源系统具体连接形式：以机体为中线的三相四线制不接中线的三相三线制以单相为主而兼有三相的供电系统①以机体为中线的三相四线制-----现代飞机普遍采用的供电形式。②不接中线的三相三线制供电系统③以单相为主而兼有三相的供电系统

应用于安-24

运输飞机的交流电源系统中，是一种特例。主要技术性能额定电压：交流电网：115/200V发电机：

120/208V

额定容量：交流发电机三相总视在功率单位：千伏安（KVA）

功率因数：额定负载时的功率因数一般为：cosψ=0.75（感性）频率：一般为400HZ

转速：恒速恒频常见转速为6000、8000、12000、24000转/分（r/min）

对于复合材料使用量大的飞机来说，采用机身提供供电回路已不可能，要设置ESN（ElectricalStructureNetwork电气结构网络)或CRN（CurrentReturnNetwork电流回路网络)，与飞机的金属结构部分相连接，共同承担供电网路的地线功能。B787交流电网的型式B787-CRN（CurrentReturnNetwork电流回路网络)碳纤维加强塑料电流回路网络铝钛合金1、在正常情况/故障情况下，CRN提供负载端到电源端的电流回路（交流回路和直流回路）。2、CRN，也有助于保护高强度辐射场区域部件，防雷击和防电磁干扰。旋转整流器式无刷交流发电机的结构形式两级式三级式6.2航空无刷交流发电机主发电机主励磁机旋转整流器副励磁机三级式旋转整流器两级式B707、737等飞机采用两级式无刷交流发电机。无刷交流发电机特点在定子上输出电能（电枢绕组）；主发电机采用了旋转磁极式结构，都采用了旋转整流器；

发电机的频率通过其转速变化来调节；通过改变发电机励磁磁场强度来调节发电机电压；

恒速恒频率交流电源恒速恒频简称CSCF(ConstantSpeedConstantFrequency)核心装置：恒速传动装置

CSD(ConstantSpeedDrive)功用：用来保持交流发电机转速基本恒定。

分类：液压式、机械式、液压机械式、电磁式、电磁机械式。恒装的安装位置

发动机的

N2

转速通过塔轴、附件齿轮箱、恒速传动装置，而后带动交流发电机转动，当发动机转速变化时，恒装可以保证发电机的转速基本恒定。二、液压机械式恒速传动装置传动系统滑油系统调速系统保护系统主要组成：转速合成液压泵-液压马达(转速补偿)差动齿轮系（合成转速，恒速输出）传动系统：滑油系统作用：对齿轮系统起润滑作用。对齿轮系统起散热作用。作为液压泵与液压马达组件传递功率的介质。调速系统组成：离心调速器+伺服油缸

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动斜盘的倾斜角，从而改变液压泵与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。在恒速传动装置出现故障时，可以将发动机与恒速传动装置脱开，以保护整套机构不被损坏。保护系统作用：恒速传动的三种情况：制动点转速：

为保持发电机转速在额定值所需要的恒装输入轴转速。恒速传动装置的工作状态：零差动工作状态正差动工作状态负差动工作状态2.正差动工作状态；恒装输入轴转速低于制动点转速时的工作状态。

要点：液压马达起加速作用。3.负差动工作状态：恒装输入轴转速高于制动点转速时的工作状态。

要点：液压马达起减速作用。1.零差动工作状态：恒装输入轴转速等于制动点转速时的工作状态。

要点：液压马达不转动。液压机械式CSD的故障及保护故障类型：

油路系统的堵塞或漏油、滑油工作温度过高、运动部件的磨损或卡死、输出欠速或过速等。

输入脱开装置：当恒装出现过速，滑油压力低，滑油温度过高时，应将恒装与发动机脱开。

单向离合器：恒装的输出齿轮与输出轴间有单向离合器，在发电机转速高于恒装输出转速时该离合器脱开，以防发电机反过来传动恒速装置。欠速保护（固定延时）：恒装输出转速欠速或因发动机减速而欠速时，将发电机从电网上切除。若输出转速又恢复，则该发电机可重新投入电网。液压机械式CSD的故障及保护恒装监控装置

手动脱开：恒装不正常（恒装监控装置：滑油压力和温度）。

液压机械式CSD的故障及保护输入脱开装置：输入轴剪切颈：恒装输入轴上有剪切颈，该部分的直径最小，万一发生机械卡死，剪切颈会扭断，以保护恒装和发电机的附件机匣。

INPUTSHAFT三、组合传动发电机组合传动发电机，简称IDG

（IntegratedDriveGenerator）定义：组合传动发电机是恒速传动装置与交流发电机组合成一个整体的装置。三、组合传动发电机结构特点：

恒装的注油、回油系统同时供给发电机的冷却、润滑用油，它们具有共同的油源、油槽及散热器；恒装的输出端与发电机输入端共用一个轴承，没有旋转密封部件。优点：

结构简化，质量减小，质量功率比达

0.45

kg/kVA。系统可靠性大大提高了，平均故障间隔时间达到

1000h

以上；电机过载能力强，可在

150%

额定负载下连续工作。三、组合传动发电机简称VSCF

(VariableSpeedConstantFrequency)电子变换器115/200V400Hz三相交流电变速恒频电源系统简称VSCF

(VariableSpeedConstantFrequency)电子变换器115/200V400Hz三相交流电变速恒频电源系统交交型交直交型VSCF电源变换器类型电能质量高，无频率瞬变现象；能量转换效率高，比CSCF高了近10%；旋转部件少，可靠性高；电源系统结构灵活，除发电机必须安装在发电机附件机匣内，其它部件安装位置可以按需放置；能够实现无刷起动发电；生产和使用维护方便，有利于减少飞机全寿命期费用VSCF优点（与CSCF比较）变速恒频与恒速恒频交流系统供电特性对比无恒速传动装置液压机械式电子式加载/卸载变化大，恢复时间长。VSCF电源的应用VSCF电源结构组成B737飞机变速恒频电源：变速变频交流电源系统：飞机发动机减速器无刷交流发电机

没有恒速传动装置，输出交流电的频率随发动机转速的变化而变化。变频交流电源B787飞机的电源系统采用变频系统取代了传统的恒频系统，并且采用了“多电架构”，飞机的机翼除冰系统、液压系统、空调系统和机舱增压系统都采用电力驱动而不是气动驱动的方式，节省了大约2%的燃油消耗。B787的一次电源经过变频、整流、变压分配后形成飞机的4种主要电源模式，即传统的115V交流、28V直流和新的235V交流、270V直流。B787飞机供配电系统

B787飞机上供电电源的类型1、交流供电

235/407V、频率范围为360～800Hz的三相四线制交流系统。115/200V、频率范围为360～800Hz的三相四线制交流系统。2、直流供电低压直流供电：28V。高压直流供电：±270V、±130V（电刹车系统）。

交流电：40个/150个大功率用电设备直流电：900个小功率用电设备VFSG英文：VariableFrequencyStarterGenerator

中文：变频启动发电机RAT英文：RamAirTurbine

中文：冲压空气涡沦EP英文：ExternalPower

中文：外部电源ASG英文：AuxiliaryStarterGenerator

中文：辅助起动发电机ATRU英文：AutoTransformerRectifierUnit

中文：自动变压整流器ELCC英文：ElectricalLoadControlContactor

中文：电负荷控制接触器TRU英文：TransformerRectifierUnit

中文：变压整流器SPDU英文：SecondaryPowerDistributionUnit

中文：次级电源分配组件B787飞机配电系统简图调节发电机励磁电流，使发电机调节点电压保持在规定范围内；电网短路时实现发电机的强励，使发电机能输出足够大的短路电流，保证电路保护器快速跳闸；实现发电机最大输出电流的限制。电压调节器应具备的功能交流发电机电压调节炭片式磁放大器式晶体管式

集成电路式交流发电机电压调节器的种类工作可靠性能稳定稳态误差小动态品质高电压调节范围大体积小重量轻

晶体管调压器的优点功率管与发电机励磁绕组的连接图晶体管调压器励磁绕组We电路中串入大功率晶体管（功率管），用以控制励磁电流ie

。D为续流二极管，它可以在功率管截止时，给We中产生的自感电势形成续流通路，使励磁电流ie变得比较平滑。调压原理：

晶体管调压器的末级晶体管工作于开关状态，通过改变末级晶体管的导通比来调节发电机励磁电流。励磁电流的开关控制

功率管的饱和导通时间为ton，截止时间为toff，则其开关周期为ton+toff=T，在一个周期内，We两端电压的平均值Ue(av)

励磁绕组电流ie不能突变，而只能在it1与it2之间按指数规律脉动，故励磁电流平均值Ie(av)导通比：励磁线圈平均电压定义：功率管在一个周期里的相对导通时间（导通时间与周期的比值）

晶体管的导通比(占空比)励磁线圈平均电压和平均电流励磁线圈平均电压励磁线圈平均电流调压原理：在功率管的控制下，励磁电流的平均值和功率管的导通比成正比。改变功率管的导通比，即可改变励磁电流，从而调节发电机电压。脉冲电压调节励磁电流方法通过脉冲电压调节励磁电流的两种方法：脉冲调频式：保持脉冲宽度不变，调节脉冲的频率。脉冲调宽式：脉冲频率保持不变，调节脉冲的宽度。脉冲调频式脉冲调宽式晶体管调压器脉冲调节形式脉冲调宽式晶体管调压器脉冲调宽式晶体管调压器恒速传动装置之间不需要设置功率自动均衡装置，降低了系统的复杂性；电气系统中某一部分的扰动仅影响到与该台发电机有关的那一部分系统；由于不需要考虑发电机负载均衡的问题，可以充分利用单台发电机的全部容量调节、控制与保护设备简单，有利于提高系统的可靠性交流发电机不并联运行的优点交流发电机的并联运行电压负载在供电的各发电机之间均匀分配多发电机系统中，一台发电机发生故障不会导致主系统停止供电；在某些使用条件下，安装容量在给定的时间-电压干扰特性下，能满足更大的起动电流和尖峰负载的要求，同时能更有效地利用发电机的安装容量；并联系统可以使反延时的过流保护装置动作更迅速交流发电机并联运行的优点发电机的电压波形应与电网电压波形一致，为正弦波；发电机的相序应与电网电压的相序一致；发电机的频率应与电网频率相近（频差越大同步时间会越长）；发电机电压应与电网电压相近；发电机电压与电网电压间的相位差应小，以减小投入时的冲击。交流发电机并联运行的条件交流发电机的自动并联运行:电网电压检测电路：

检测电网上有无电压；当电网上无电压时，即没有其它发电机连接在电网上，发电机可以立即投入电网；当电网上有电压时它不会输出合闸信号。

交流发电机的自动并联运行:自动并联检测电路：

通过敏感发电机与电网之间的差值电压来判断是否满足并联条件；当并联条件满足时，就会发出令发电机并网的合闸信号。交流发电机的自动并联运行:或门鉴压电路：

对电网电压检测电路和自动并联检测电路输出的信号进行“或”运算，在电网无电压或符合并联条件时输出合闸信号。交流发电机的自动并联运行:触发电路：

对合闸信号进行放大，以便有足够的功率驱动大功率晶体管。控制执行电路：由大功率晶体管和发电机断路器组成；控制发电机能否投入电网。交流负载的自动均衡

保证并联运行的各发电机间负载相等

即：各台发电机输出的有功功率和无功功率相等

保持并联交流电源系统中各发电机的无功负载电流彼此平衡

无功负载均衡1、正确取出信号；2、正确调整励磁；

3、正确动作。基本方法：调节发电机的励磁电流基本要求：无功负载均衡无功电流均衡装置原理有功负载均衡保持并联交流电源系统中各发电机的有功负载电流彼此平衡

1、正确取出信号；2、正确调节转速/频率；

3、正确动作。基本方法：调节恒速传动装置的输出转速/电源频率基本要求：有功电流均衡装置原理发电机励磁控制继电器(GCR)

GCR：GeneratorControlRelay发电机断路器(GB)(又称为发电机接触器GC或发电机控制断路器GCB)

GB：GeneratorBreaker

GC：

GeneratorContactor

GCB：

GeneratorControlBreaker汇流条连接断路器(又称并联断电器)(BTB)

BTB：BusTieBreaker外电源接触器(EPC)

EPC：ExternalPowerContactor控制与保护装置主要控制对象

§飞机交流电源的控制关系控制与保护装的置执行元件1.发电机励磁控制继电器(GCR)：

GeneratorControlRelay

控制发电机励磁电路的接通与断开，即决定发电机是否能够励磁发电；2.发电机断路器(GB)(又称为发电机接触器GC或发电机控制断路器GCB)：GeneratorBreaker/GeneratorControlBreaker

控制发电机能否投入电网并向各自的发电机汇流条供电，即决定发电机是否输出；控制与保护装的置执行元件3.汇流条连接断路器(又称并联断电器)(BTB)：

BusTieBreaker它可将各发电机汇流条与同步汇流条或连接汇流条接通与断开，即决定发电机是否并联供电或发电机汇流条之间是否交互供电；4.外电源接触器(EPC)：

ExternalPowerContactor飞机停在地面，接上外电源时，它决定外电源是否向机上电网供电。控制保护装置的作用:人工或自动地接通、断开或转换上述开关装置。控制:主要是根据供电方式的需要及一定的逻辑关系，控制上述那些发电机和电网的开关元件，以完成发电机和电网主要汇流条的接通、断开或转换工作。保护:一般是在发电机或电网局部出现故障时，有选择性地自动断开某些开关装置，使故障部分与正常供电系统隔离，防止故障扩大，保证系统正常供电。继电器型磁放大器型晶体管型

飞机电源系统的控制保护器单独供电的控制关系地面外电源供电APU发电机供电APU发电机供电主发电机供电

主发电机供电故障状态正常

故障状态单独供电的控制特点：对每一汇流条而言，任一时刻只能有一种电源供电，后者供电时前者自动断开(“使用优先”关系)；

不是连续供电，其供电可靠性较差（与并联供电相比）；

控制保护比较简单。

关联供电的控制关系正常并联供电故障状态1故障状态2单独供电与并联供电的混合状态主要控制的逻辑关系GCR的控制逻辑GB的控制逻辑BTB的控制逻辑EPC的控制逻辑GB的控制逻辑BTB的控制逻辑EPC的控制逻辑CSCF电源故障种类发电机相断路故障发电机电压故障发电机频率故障发电机欠速故障旋转整流器短路故障副励磁机短路故障馈电线短路故障§飞机交流发电机的故障及其保护发电机相断路故障定义：发电机的某一相负载电流远小于其它两相电流保护指标：当检测到负载最小相电流还不足其它两相中负载较轻相电流的15%时，应在4秒内断开GCR延时方式：固定延时方式过压故障欠压故障电压不稳定故障发电机电压故障电压故障原因发电机励磁电路不正常，如旋转整流器短路或开路、励磁机电枢绕组短路等由调压器故障导致当发电机输出电压幅值波动时，很可能是由于调压器或CSD中的调速器的工作不稳定造成的

过压故障危害容易损坏灯光照明与电子设备过压愈高，造成损坏所需时间愈短过压保护指标及要求电源系统中大功率感性负载断开，或短路故障切除时，系统电压也会出现大幅度波动，这是允许的，保护装置不应该动作当发电机最高相电压超过129.5V时，断开GCR，发电机不能发电保护电路采用反延时方式欠压保护指标及要求当发电机三相电压平均值为103～106V时，要求在8～10秒内将发电机的GCR断开保护电路采用固定延时欠压故障的保护装置功能往往被欠速和欠频故障保护装置的保护功能所覆盖电压不稳定保护指标及要求当发电机输出电压的幅值波动，且波动幅值超过了额定电压的7%,频率的波动值超过了9Hz时，要求断开GCR采用反延时方式定义：发电机输出电压的频率超过规定值一定时间原因：多是由恒速传动装置(包括调速器)以及飞机发动机的不正常工作引起的发电机频率故障发电机频率故障分类过频欠频过频/欠频保护指标及要求

当发电机的输出频率为425～430Hz时，要求在1秒内断开发电机的GCR过频保护采用固定延时方式当发电机的输出频率为370～375Hz时，要求在1秒内断开发电机的GCR当发电机的输出频率为345～355Hz时，要求在0.14秒内断开发电机的GCR。同时，封锁欠压保护电路欠频保护采用固定延时发电机欠速故障欠速故障一般由组合电源中的CSD或发动机故障引起发动机起动和停转过程中，发电机转速出现偏低则是正常现象。当IDG的输入转速低于额定转速的55%时，应0.1秒内迅速断开GCB保护电路采用固定延时一旦发现旋转整流器中的任一二极管短路，则应在5.5～7s内将GCR断开保护电路采用固定延时方式旋转整流器短路故障副励磁机短路故障当永磁发电机任一绕组发生短路时，应在2s内将发电机的GCR断开保护电路采用固定延时方式

馈电线短路故障当发电机内部或发电机端到GCB之间的馈电线出现相对相或相对地之间的低阻抗短接现象时，则主电源系统出现了馈电线短路故障短路故障原因故障相电流大、电压低三相电压严重不均衡还会出现正常相过压的现象

短路保护当检测到故障短路电流大于200%额定电流值时，应在0.02s内断开发电机的GCR。

飞机交流发电机故障保护电路发电机短路故障及差动保护（DP:DifferentialProtection）过电压故障及其保护装置(OV：Over-Voltage)发电机短路故障及差动保护(DP)发电机短路故障及差动保护(DP)取出其中的一相发生短路时a点对地短路LH1和LH2之间为差动保护区发生短路时发生短路时电流电压转换电路发生短路时整流滤波电路发生短路时110电压检测电路发生短路时过电压故障及其保护装置(OV)瞬时过电压持续过电压过电压的种类敏感电路鉴压电路反延时电路过压保护电路的主要组成过压保护电路的主要组成UA＜UW1→DW1截止→无故障信号输出

发电机电压正常时发电机出现持续过电压UA＞UW1→DW1被击穿导通→UA对C2充电→经反延时DW2被击穿→输出过电压故障信号至GCR故障放大器→GCR触点跳开→GB触点跳开→发电机灭磁并退出电网发电机出现瞬时过电压现代飞机的控制保护器发电机控制装置(GCU)汇流条功率控制装置(BPCU)调压、控制、故障检测与保护几项功能集成于一体。实现电气系统外电源的监 测和保护、电源系统卸载、汇流条短路保护、自动着陆、功率传送，以及自检测BIT。§现代飞机的控制保护器发电机控制保护装置的监控

现代飞机将发电机调压器、控制保护电路组合在一起，构成发电机控制装置

GCU（GeneratorControlUnit），使调压、控制、故障检测与保护几项功能集成于一体。GCU

通常对以下的故障进行监控：

①过频：425～430

Hz（延时

1

s）；

②欠频：370～375

Hz（延时

1

s）；345～355

Hz（无延时）；

③过压：最高相电压大于

129.5～132

V（延时

0.5

s）；

④欠压：三相电压平均值低于

103～106

V（延时

8～10

s）；

⑤相开路：最低相电流小于

6±5

A，而次低相大于

40±5

A（

延时

4

s）；

⑥差动电流保护；

⑦永磁电机短路：任一永磁电机线圈短路（延时

2

s）；

⑧欠速：IDG

的输入速度低于55%额定转速（延时

100ms）；

⑨转子二极管短路：任一二极管短路（动作延时

5.5～7

s）。飞机变压整流器TRANSFORMERRECTIFIERUNIT简称：TRU或TR将115/200V400Hz或变频交流电转变为28V直流电飞机变压整流器功用§变压整流器(TRU)使用情况：恒速恒频、变速恒频电源的飞机上，也可用于装备变频交流电源的飞机上典型组成：三相降压变压器和二极管整流桥变压整流器(TRU)存在的缺陷自身没有输出电压调节作用，输出电压受负载和电源电压的影响较大有400Hz变压器，体积重量较大先进飞机中采用电子式变压整流器

飞机变压整流器主回路构成输入滤波器降压变压器二极管整流电路输出滤波器输入滤波器类型：通常为L或π型LC滤波器功用：主要用于减小变压整流器工作时对交流电源的影响普通变压整流器外特性①输入电压越大，输出电压越大。②负载电流增大，内阻压降增加，输出电压下降。③开始部分输出电压下降迅速，二极管整流桥死区电压非线性。接入很小的固定负载，保持电压稳定。第7章地面电源与发动机电力启动地面电源供电装置分类：固定式、汽车式、挂车式和非动力式；直流、单相交流电源、三相交流电源；地面直流和交流电源的获得方式：地面柴油发电机（电源车），产生与飞机上相同的交直流电源。将工频交流电源通过变压整流器或变流器转变为飞机所需的直流电或交流电。（廊桥供电）地面电源地面电源插头

地面电源供电电路

地面电源上面两个插头较粗，下面一个插头较细。防止插反。上面两个插头—电源线；下面一个插头---信号线。防止反极性，

插反无电。续流二极管，开关断开时防止电压突变。TB：飞机外部电源（B737飞机）插座ABC三相电源线EF控制线N地线

在地面电源向机上供电过程中，BPCU监控地面电源，当出现电压、频率等故障时，BPCU会断开外电源接触器，停止向机上供电，避免损坏机载用电设备。EPC英文：externalpowercontactor

中文：外电源接触器BPCU英文：buspowercontrolunit

中文：汇流条电力控制单元飞机发动机的电力起动设备1活塞式发动机的电力起动设备直接起动惯性起动复合起动（联合起动）1.直接起动直接起动的起动机组成方块图直接起动：电力起动设备用于直接使电动起动机带动发动机曲轴加速旋转而起动。直接起动的起动电路直接起动时起动机电流很大，需要大功率的起动机和启动电源。直接起动方法仅适用于某些小型飞机。接通蓄电池的供电电路，起动机开关接通，汇流条直流电使起动继电器线圈得电。起动开关蓄电池起动继电器接通起动电动机电路，电动机通过减速器、摩擦离合器，带动棘轮转动，带动发动机曲轴旋转，起动发动机。电动惯性起动机的基本结构惯性起动：起动电动机先带动一个大惯性矩的飞轮高速旋转，待飞轮储备大量动能后，再由飞轮驱动发动机曲轴旋转。2.惯性起动惯性起动与直接起动联合作用（电动机电路保持闭合）3.复合起动先接通电动机电路，电动机带动飞轮转动，待积蓄足够的能量，断开电动机电路，电动机停止工作，飞轮由于惯性继续高速旋转。接合爪与发动机曲轴齿轮组衔接，飞轮带动曲轴旋转。点火线圈工作，点燃混合气，发动机即可起动。2涡桨发动机的电力起动设备

——一般采用起动发电机运七夏衍→起动发电机以电动机状态工作→逐步增加转速带动发动机转子加速旋转→发动机转子转速大于起动发电机转子转速→起动发电机由电动机状态转变为发电机状态→发动机带动起动发电机发电涡轮螺旋桨发动机自行工作转速较高，使得发电机起动过程中输出较大力矩，起动增速采用分级起动。运七飞机采用五级起动：①增大起动电源电压，实行电压调速；②减小电动机磁通，即减小电动机的励磁电流，增大电枢电流，实行磁通调速；③在电枢电路内串联附加电阻而后短接，使电动机增速。起动机增速的措施：WJ5A发动机（Y7-100）电力起动过程第一级——在电枢电路中串联附加电阻起动第二级——切除附加电阻起动第三级——减小电机磁通起动第四级——升高电源电压起动第五级——减小电机磁通起动涡轮喷气（涡轮风扇）发动机的起动设备1.气源起动

气源车、APU引气、已起动的发动机的引气。2.电力起动

采用交流起动发电机起动APU或主发动机。1.涡喷（涡扇）发动机的气源起动APU起动涡轮喷气发动机原理图飞机蓄电池或地面电源给APU中的电动起动机供电，电动起动机消耗很小的电流，起动功率较小的燃气涡轮发动机。小的燃气涡轮发动机运转后，连续不断的提供压缩空气，起动涡轮喷气发动机。中间装置和起动装置，即燃油开关和点火系统，从而保障燃烧室内燃油的有效雾化和燃烧的开始。2.涡喷（涡扇）发动机的电力起动B787飞机无刷交流发电机连接端子

B787，主发动机和APU发动机采用电力启动方式，左右发动机驱动两台VFSG，其为变频无刷同步交流电机。停止工作模式。VFSG不工作，既不发电，也不输出机械转矩。启动工作模式。VFSG吸收电能，并且通过附件齿轮箱输出启动发动机所需的启动转矩，额定转矩为300ft.lbs。电动机工作模式。

VFSG吸收电能，并且通过附件齿轮箱输出转矩，可用于发动机冷转。在维修电动机工作模式下，VFSG产生150ft.lbs力矩，单台电机工作时的转速为1800rpm，而两台同时工作时的转速为2500rpm。发电机工作模式。

当发动机达到慢车转速时，VFSG开始向机上供电，此时工作转速为7400rpm，频率为370Hz。VFSG有四种工作模式：B787飞机VFSG起动工作模式简图电机起动控制器转子永磁发电机定子定子解析器励磁机定子主电机定子旋转整流器控制变压器发动机起动轴功率扭矩235V交流电源向VFSG励磁机定子供电，产生旋转磁场。励磁机转子线圈切割磁力线，感应出交流电，经过旋转整流器整流，转变为直流电，使主电机转子中产生恒定磁场。CMSC向主电机定子线圈通入交流电，产生旋转磁场，转子在旋转磁场作用下转动，电机作为三相交流电动机工作。发动机起动后，VFSG从起动工作模式转为发电机工作模式，向飞机电网供电。第8章飞机电气控制系统§1电动机械常用电动机械功能作动器燃油调节，货舱门控制，热交换器控制片操纵，起落架控制，襟翼操纵控制阀空调中冷热空气混合和热除冰泵燃油供应，螺旋桨变距，除冰液供应飞行仪表和控制系统陀螺仪驱动，伺服控制1直流电动机

功用：把直流电能转变为机械能

组成：电枢、励磁绕组、换向器、电刷装置按励磁形式可以分为：串励、并励和复励式1、串励：励磁绕组和电枢绕组串联起动力矩大，加速性能好速度变化大适合于短时间工作、需要频繁起动的场合2、并励：励磁绕组和电枢绕组并联从空载到满载转速变化不大适用于不经常起动，且需要转速恒定的场合3、复励：同时具有串励绕组和并励绕组避免串励电机或并励电机的不良工作特性4.分串励电动机具有两个串励磁绕组，一个绕组用于正转，一个用于反转。容易实现转向的转换例如调整片的收放用电动机1、起动要求二、直流电动机的起动第一，起动转矩Tst要大；第二，起动电流Ist要小；第三，起动设备简单，便于操作控制。2、起动方法小功率电动机一般采用直接起动；大功率电动机采用电枢电路串接电阻起动；大型电动机采用降压起动。1、调速原理三、直流电动机的调速2、调速方法A、改变电枢电路电阻调速

；B、改变电机磁通调速

；

C、改变电枢端电压调速

。Rp调速电阻1、反转四、直流电动机的反转与制动2、制动方法能耗制动反接制动反馈制动改变磁通或电枢电流的方向能耗制动反接制动反馈制动：负载转速高于电机转速电动机发电机

典型飞机操纵舵面的布局§飞机襟翼收放电路舵面操纵系统主操纵系统：各种舵面操纵动作的实现，可以有机械传动方式、液压传动方式或电力传动方式，称直接实现这些操作功能的设备为主操纵系统。辅助操纵系统：除电力传动直接操纵的工作方式以外，在机械传动和液压传动方式中，还常常用到一些电器设备去控制一些机械附件工作，或控制液压活门的启闭，或对主操纵系统的舵面，如副翼、升降舵、方向舵再配置电动调整片，我们将这些协同液压或机械主操纵系统工作的电气设备称为辅助操纵系统。辅助系统主要是为操作方便和减轻驾驶员的劳动强度而设置的。

襟翼的功用功用：放下襟翼可以提高升力，同时也增大阻力。通常用于着陆，有的飞机为了缩短起飞滑跑距离，起飞时也放襟翼，但起飞时放下角度很小。放下襟翼后翼切面流线谱襟翼的工作原理在机翼迎角保持不变的条件下，放下简单襟翼，相当于改变了机翼切面的形状，使其中弧曲度增大。

空气流过机翼上表面时流速加快，压力降低；而其下表面流速减慢，压力提高。因而使机翼上下压力差增大，提高了升力。而另一方面机翼后缘的涡流区扩大，使机翼前后缘压力差也增大，使阻力同时增大。襟翼放下的角度越大，升力和阻力也增大的越多。

襟翼收放工作电路

襟翼收放工作电路

一、襟翼收上电路将襟翼操纵电门置于“收上”位置，机上28V直流电压由应急汇流条经保险电门至襟翼操纵电门1-2触点，加至收上位置终点电门的触点，最后加至襟翼收放电磁活门的收上电磁线圈(2-1)而接地。收放电磁活门动作后打开收上襟翼的液压油路，把襟翼收上。当襟翼收至0°时，收上位置终点电门两触点断开收上电路。切断收上液压油路使襟翼保持在收上状态。这时，襟翼放下位置终点电门的两触点处于接通位置，为放下襟翼操作做好电路准备。

襟翼收放工作电路

二、襟翼放下电路在处于襟翼收上的状态下，若将襟翼操纵电门置于“放下”位置，由汇流条来的28V直流电，将经襟翼操纵电门的1-3触点、放下位置终点电门的触点加至襟翼收放电磁活门的3-1放下电磁线圈而接地。接通放下襟翼的液压油路，把襟翼放下。当襟翼放到38°时，放位终点电门断开，切断放下液压油路。

襟翼收放工作电路

在收放电磁活门的两组电磁线圈2和3端均并接有电容器，它用来减小由于电磁线圈断开电路时产生自感电势在终点电门触点上产生的火花。

紧急液压油泵和紧急放襟翼工作电路

1．紧急放下襟翼的控制

1．紧急放下襟翼的控制

2．正常刹车液压源

3．紧急刹车液压源的接通

一、调整片的功用

飞行中出现俯仰不平衡，驾驶员使用带杆的方法可以重新保持俯仰平衡，但要长时间的这样带杆，驾驶员会疲劳的，因此飞机升降舵、副翼和方向舵上都装有调整片。利用升降舵调整片来使升降舵偏转，以保持飞机的俯仰平衡。利用方向舵调整片可使方向舵偏转，以保持飞机方向平衡。利用副翼调整片可使副翼偏转，以保持飞机横侧平衡。各调整片保持飞机平衡的作用原理相同。§调整片的作用及操纵电路舵面上的调整片

飞机下俯时用调整片恢复平飞

二、调整片操纵电路举例不同型飞机上调整片的控制方式不同。中小型飞机大多采用电动操纵机构进行操纵，主要电路组成部分是调整片操纵电门、电动操纵机构、调整片中立位置信号灯。大型飞机上则是由自动飞行控制系统通过液压传动机构来操纵工作的。

调整片电动操纵机构

调整片电动操纵机构工作原理

第9章飞机灭火系统§9.1概述燃烧的三要素燃料热源氧气火灾分类A类火由木材、纸、布等固态燃烧物引起的B类火由汽油、润滑油、可燃溶剂或其他易燃液体引起C类火由通电的电气设备燃烧引起的D类火由某些易燃金属引起的灭火方法A类火用水或水类灭火器灭火B类火用二氧化碳（CO2）、卤化烃、泡沫灭火剂和干粉灭火器灭火C类火用二氧化碳或卤化烃灭火器灭火D类火适用于干粉灭火飞机灭火系统火警探测灭火系统§9.2火警探测系统功用：用来探测火警或准火警条件，并以一定的灯光或音响形式发出火警信号，以便机组人员及时采取灭火措施或自动接通灭火电路进行灭火。一、概述火警探测系统要求1、在任何飞行和地面状态下，不发出错误的警告；2、能迅速显示着火信号和准确的着火位置；3、能准确指示火的熄灭和火的重燃；4、在着火的过程中能持续指示；5、飞机驾驶舱中应有测试装置测试出系统的真实情况；6、探测器在油、水、振动、极限温度的环境下以及正常运输、维护时不易损坏；7、探测器的重量轻并易于安装；8、探测器电路直接由飞机电源系统控制；9、无火警指示时，探测电路所需电流最小；10、每个探测系统都能接通驾驶舱的警告灯，指示出着火位置，并发出音响警告；11、每台发动机都有单独的探测系统。火警探测系统要求火警探测系统组成1、火警传感器

火焰探测器、过热探测器、温升率探测器、烟雾探测器和CO探测器等2、火警控制盒监控火警传感器的参数变化，输出相应火警信号3、火警信号装置红色警告灯、电磁式振铃或扬声器、EFIS显示器上的文字信息4、连接导线二、火焰探测器和过热探测器1、火焰探测器用于探测当某一局部位置温度达到一个很高的预设值时，向机组人员发出着火警告。2、过热探测器用于大范围探测环境温度达到一个相对较高的温度时，向机组人员发出过热警告。3、当着火或过热时，探测系统一般都发出火警警铃信号和显示红色灯光警告信号。4、火焰探测器和过热探测器一般都使用双金属片火警传感器作为探测元件5、使用多个传感器并联连接，分别固定在不同的部位6、有单端和双端两种单端双金属片火警传感器双端双金属片火警传感器三、温升率探测器

------热电偶式火警探测器1、工作原理利用热电偶将周围介质温度的变化转变成为相应的热电动势，输出信号使系统工作。注意：热电偶传感器只能感受较大温升速率，而对于缓慢的温升速率，热电偶产生的热电动势很小，甚至为零。热电偶传感器铜铜镍合金温升率探测器电路热电偶：铬镍合金－考铜四、连续环式探测系统

-----感温线式火警探测器1、感温元件感温线2、工作区域发动机短舱、APU以及起落架轮舱等3、种类热敏电阻型（电阻感温线）和气体型（气体感温线）热敏电阻型连续环式探测系统工作原理：

正常情况下，感温线内外导体间呈高阻状态，阻碍电流流过。当感温线的某段感受到一定温度而使低熔点共晶盐熔化时，感温线的对地电阻迅速降低，内导体对地导通，从而火警控制盒发出相应的火警或过热信号。当过热现象消失或火扑灭后，熔化的共晶盐凝固，感温线恢复到高阻状态。气体型连续环式探测系统感温原理：冷却时吸收气体，受热时释放气体Lindberg型气体感温线SystronDonner型气体感温线五、烟雾探测器

1、工作区域货舱、行李舱等2、种类一氧化碳（CO）探测器、光电式烟雾探测器、离子式烟雾探测器和目视烟雾探测器一氧化碳（CO）探测器1、CO探测器一般安装在客舱和驾驶舱。2、常用的CO探测器是一种卡片式的、透明的容器，容器内放入硅胶晶体。3、通常情况下，硅胶晶体是黄色或棕褐色的。当容器内的硅胶晶体接触到CO，就会发生化学反应，其颜色变为绿色，甚至是黑色。其颜色变化越剧烈，说明空气中的CO浓度越高。4、通常把CO探测器粘贴在仪表板上，以便于机组人员观察。5、CO探测器中的硅胶晶体必须定期更换。光电式烟雾探测器离子式烟雾探测器目视烟雾探测器§9.3灭火系统功用：用于对飞机发动机、短舱、主客（货）舱、行李舱、APU、燃油箱、某些飞机的机翼内、起落架轮舱以及一些危险区域发生的火灾进行迅速、可靠的扑灭作用。一、概述分类：手提式和固定式灭火方式自动报警自动灭火；自动报警人工灭火；迫降自动灭火；自动喷射式灭火；人工手提灭火瓶式灭火灭火剂二氧化碳、氮气和卤化烃等。二氧化碳液态二氧化碳保存在一个密闭的容器里面液体汽化膨胀成气体，可隔绝空气二氧化碳与空气接触形成干冰，在干冰汽化的过程中，吸收热量，可起到冷却的作用二氧化碳大约是空气总量的1.5倍，它可以冲淡燃烧物表面的空气和减少氧气的含量像碳酸氢钠和碳酸氢钾之类的干粉灭火剂灭火时，会生成二氧化碳气体覆盖在火焰表面，隔绝氧气而使火熄灭二氧化碳主要用于熄灭易燃液体着火和电气设备着火在自供氧的化学剂着火时，如硝酸盐纤维素（某些飞机的涂料），二氧化碳灭火剂是无效的当镁和钛（在飞机结构和部件材料中使用）着火时，不能用二氧化碳灭火二氧化碳有轻微的毒性氮气通过冲淡氧气和隔离氧气的方法来灭火提供的温度更低，并且提供冲淡氧气的容积几乎是二氧化碳的两倍比二氧化碳更有效氮气的主要缺点是必须以液态贮存氮气对人体的危害跟二氧化碳相同卤化烃由普通的烃基甲烷和烃基乙烷用卤素原子置换一个或多个氢原子而形成的化合物。用于形成灭火化合物的卤素有氟、氯和溴卤化烃可同燃烧时产生的“分子生成物”反应，有效地阻止能量传递－化学冷却“化学冷却”灭火机理比冲淡氧气和冷却有效得多卤化烃目前，在飞机上广泛使用的卤化烃灭火剂有一溴三氟甲烷（CBrF3）（即：Halon1301）和溴氯二氟甲烷（CBrClF2）（即：Halon1211

）毒性很低、无腐蚀性、喷发迅速、无残留物、无需清除和中和。Halon数系列分类方法：

第一位数表示碳原子的数量；

第二位数表示氟原子的数量；

第三位数表示氯原子的数量；

第四位数表示溴原子的数量；

第五位数表示碘原子的数量；

“零”表示某一位数所代表的原子不存在。水和水基灭火剂以及干化学品灭火剂多作为轻便式手提灭火瓶配备在飞机驾驶舱和客舱中。二、固定式灭火系统组成：灭火瓶灭火剂释放管路灭火控制板信号指示片：黄色、红色种类：二氧化碳灭火系统高释放率（HRD）灭火系统

①灭火瓶②释放活门（含爆炸帽）③管路与喷嘴④控制及监控的相关电路释放活门在位拆下释放活门完好易碎片破裂易碎片爆炸帽在释放活门内部有一个爆炸帽，内有大约400mg炸药，属于C类爆炸物，在维护时需尤为注意。当爆炸帽的电流达到设定值时即可发生爆炸，从而爆裂易碎片产生释放。二氧化碳灭火系统主要用于早期使用活塞式发动机的飞机的灭火灭火剂：二氧化碳

高释放率（HRD）灭火系统主要用于现代喷气式飞机灭火灭火剂：Halon1301、Halon1211

HRD灭火瓶

洗手间自动释放灭火瓶洗手间自动释放灭火瓶的原理及结构较为简单，灭火瓶的作用是为了防止废纸箱内火情。灭火瓶喷管末端塞有易熔金属，当废纸箱出现火情后，刚好使得废纸箱上部的灭火瓶喷管易熔金属熔化（一般熔点为78℃），然后灭火剂直接喷入废纸箱扑灭火焰。该灭火瓶不需要爆炸帽电路，一般也不需要驾驶舱监控，所以在该灭火瓶本体无电插头。日常维护时只需要检查该瓶本体的压力直读表，定检或者更换该灭火瓶时需按照手册要求称重检查。通过灭火瓶上的直读表可以检查压力情况（指针位于绿区说明压力正常）。为了防止误释放，手提灭火瓶平时卡在托架上或带有安全销，使用时需从架上取下并按压手柄，灭火范围长达4米，持续喷射时间大约6秒。通过检查压力表指针处于绿区及安全销在位可以确认灭火瓶未被使用。当发现指针不在绿区范围或者安全销未正确安装的情况，需要更换灭火瓶；当然如果检查发现灭火瓶已到翻修日期（也称之为到寿日期），同样需要更换。A320飞机防火系统。①防火系统包括主发动机和辅助动力装置（APU）的过热和火警探测与灭火；货舱、盥洗室和电子舱的烟雾探测与灭火；电子设备舱的烟雾探测。②在驾驶舱顶板上安装有ENG/APUFIRE面板。③飞机上还配备有可用于驾舱、客舱灭火的手提式灭火器。

每台飞机发动机都装备有一套火警和过热探测系统，安装在每个发动机吊舱中，每个系统中都有两套相同的气体型环路火警探测系统（A、B两个环路）。两套火警探测系统根据“与”逻辑并联连接，“与”逻辑可以防止假火警；当探测环路出现故障时，“与”逻辑变成一个“或”逻辑，飞机可以在此状态放行。

系统中还安装有一套火警探测装置(FireDetectionUnit,FDU)。在FDU检测到以下情况时，将触发火警信号：1）检测到来自环路A和B的火警信号；2）在一个环路失效时，来自另一个环路的火警信号；3）两个环路中在5秒钟内断开（燃烧）；4）测试火警电路。

当探测器探测到过热或火警时，它向FDU送出一个火警信号，触发火警警告系统；即使A或B有一个环路发生故障，该系统仍可对过热或火警进行探测。当飞机停留在地面时，如果探测到APU火警信号，系统会自动地关闭APU，并释放灭火剂灭火。第10章飞机灯光照明及警告信号设备§10-1灯光照明设备1.照明光源1.白炽灯2.荧光灯3.卤钨灯和高强度气体放电灯4.LED灯（最为常用）

5.场致发光

（电场激发发光）1.白炽灯：由灯泡、灯丝和灯座三个主要部分组成。2.荧光灯：由灯管、镇流器和启动器组成。镇流器分为电子式和电磁式，其作用是：1）产生高压，起辉灯管；2）灯管起辉后起镇流（限流）作用，使灯管正常稳定地工作。3.卤钨灯和高强度气体放电灯：充有溴碘等卤族元素或卤化物的钨灯称为卤素灯或卤钨灯。高压气体放电灯简称为HID（HighintensityDischarge），通常也称为氙气灯。4.LED灯：利用电致发光原理制作的二极管叫发光二极管，通称LED。飞机中，LED已经开始取代白炽灯和荧光灯用作机内照明和信号设备。

5.场致发光：场致发光是指有些固体能在电场的激发下直接发光这样一种现象。在飞机机舱里，“NoSmoking”（禁止吸烟）等信号牌常采用场致发光灯。

“低”“高”发热量低效率高LowFailurerates故障率低寿命长LowMaintenance维护工作量小适应性强LowWeight重量轻控制方便功耗低耐用电磁干扰小冗余性好容易安装，适用范围广安全性高响应时间短抗震性能好LED灯特点飞机上使用的照明/显示光源对比光源优点缺点白炽灯·技术成熟

·光谱范围宽·视角范围大·发热重

·功耗大·与夜视成像不兼容场致发光(EL)·发光效率高

·视角范围大·可以做成薄形

·寿命长·亮度不太高·无法实现白光照明发光二极管(LED)·冷光照明

·寿命长·频带范围窄·色域不足·亮度中等（但可调）阴极射线管（CRT）·技术成熟

·真色彩·解析度高

·图像质量高·体积大

·重量大·使用电压高

·功耗大液晶显示（LCD）·真色彩

·暂态响应好·图像质量好·需要背光

·中等功率消耗·使用温度范围有限

·可视范围中等有机发光显示器·亮度高

·响应瞬间短·薄，重量轻

·可视角度宽·可靠性低

·技术成熟度低·色彩种类少2机外照明1、着陆灯(LandingLight)2、滑行灯(TaxiLight)3、航行灯(NavigationLight)4、防撞灯(Anti-CollisionLight)/频闪灯(StrobeLight)5、探冰灯(WingInspectingLight)6、识别灯(RecognitionLight)7、标志灯(LogoLight)1.着陆灯(LandingLight)主要是为飞机在夜间或能见度不良的条件下起飞或着陆时提供照明，以便飞行员观察跑道和目测高度。飞机上着陆灯的功率较大，使用时间一般不超过5分钟。固定式：安装在机翼前缘、机身前端或前起落架构件上。活动式：安装在机翼、机身前部或发动机舱表面开口处。着陆灯系统有六个灯泡：两个左翼根着陆灯两个右翼根着陆灯两个前起着陆灯6个灯是HID类型前起着陆灯翼根着陆灯着陆灯有三个控制电门：LEFT（控制左机翼着陆灯）RIGHT（控制右机翼着陆灯）NOSE（控制前起着陆灯）前起必须放下并锁好，前起着陆灯才会点亮。2.滑行灯(TaxiLight)供飞机在地面滑行时照明滑行道。安装位置：机身头部或起落架构件上。滑行灯两个前起的滑行灯HID类型1、滑行灯电门控制两个滑行灯。前起必须放下并锁好，滑行灯才可以操作。2、滑行灯可以自动操作，当以下条件满足时：前起着陆灯电门在ON位前起放下并锁好滑行灯电门3.航行灯(NavigationLight)又叫导航灯，也叫位置灯。主要功能：夜航时指示飞机在空中的位置及航向；必要时可用来飞机与飞机之间或飞机与地面之间紧急联络；夜间在地面进行发动机试车，飞机滑行和牵引时，也用来标志飞机位置和外部轮廓，以免车辆、人员与飞机相撞。左翼尖或靠近左翼尖处设红灯右翼尖或靠近右翼尖处设绿灯飞机尾部则设白灯

在飞机的所有外部灯光中，导航灯是最先打开，最后关闭的灯。航行灯1、航行灯/位置灯包括-前航行灯/位置灯（2）-尾部航行灯/位置灯（2）2、每个灯组件包含LED前位置灯后位置灯尾部位置灯1、前位置灯在左和右机翼前缘靠近翼尖2、内侧灯光是位置左翼位置灯是红色LED灯右翼位置灯是绿色LED灯3、每个前位置灯有两个LED内侧1、尾部位置灯提供飞机后部的白色指示2、尾部有两个位置灯，放在两侧3、每个尾部位置灯就是一个LED1、后部位置灯为飞机的后部提供白色的指示2、在每个翼尖的后缘位置3、每个后缘位置灯是一个LED4.识别灯(RecognitionLight)可以用来判断飞机翼展的宽度，位于翼尖处，在滑行时可以辅助滑行灯工作。5.防撞灯/频闪灯在夜间或能见度较差的白天飞行时，可用防撞灯标示飞机的位置，以防止飞机相撞。防撞灯一般为红色(anti-collisionlight)频闪灯一般为白色(strobelight)安装位置：防撞灯安装在机身下部、机身上部；频闪灯安装在翼尖处。种类：电机旋转式、气体脉冲放电式、晶体管开关式。防撞灯防撞灯系统有三个子系统：机身防撞灯（2个）-红色翼尖防撞灯（2个）-白色尾部防撞灯（2个）-白色机身防撞灯翼尖防撞灯尾部防撞灯机身防撞灯(频闪灯)1、两个灯是红色LED2、两个灯同步闪烁，一个同步电缆连接上部和下部灯光。翼尖防撞灯(频闪灯)1、翼尖防撞灯是白色频闪灯在翼尖前缘2、每个翼尖频闪灯有两个LED组件-每个LED组件都可以单独更换3、两个灯同步闪烁，一个同步电缆连接上部和下部灯光1、两个尾部防撞灯

安装在尾锥的两侧

白色LED频闪灯2、在尾锥的频闪灯和航行灯使用同一个接口盘3、尾锥防撞灯LED组件和位置灯LED组件可以单独更换4、两个灯同步闪烁，一个同步电缆连接上部和下部灯光尾部防撞灯(频闪灯)频闪灯航行灯防撞灯：在飞机推出及发动机运行时打开。在飞行机组得到ATC（空中交通管制）提出开车指令至完成飞行任务滑到停机位完全关车的全过程，都应打开防撞灯。在停机位进行发动机的冷转、试车及收放襟翼时，机组也应打开防撞灯。频闪灯：飞机从得到指令进入跑道至飞机落地滑出跑道前应打开频闪灯，如果在云中飞行时闪光对飞行造成影响时，可以关闭频闪灯。注意：在得到进跑道许可后才可以打开频闪灯！FL100以上可以关闭频闪灯。落地脱离跑道前要关闭频闪灯！6.探冰灯（WingIlluminatingLight）又称机翼检查灯/机翼照明灯。两个机翼照明灯,位置在机翼前缘前部灯泡是(HID)高强度放电类型一般装于大中型飞机上，供机组人员目视检查机翼前缘或发动机进气口等部位的结冰情况，以便采取相应措施。7.标志灯(LogoLight)用于照亮飞机垂直安定面上航空公司的标志1、两个LOGO灯在每侧水平安定面上表面盖板有灯组件2、LOGO灯是HID类型3、每个LOGO灯-镜片和反光镜组件-灯泡-点火器和镇流器组件8.转弯灯1、两个转弯灯，灯是HID类型2、转弯灯为滑行操作提供照明3、每个翼根上两个着陆灯和一个转弯灯转弯灯10.3机内照明飞机在夜间或复杂气象条件下飞行和准备时，为空地勤人员的工作或维护提供照明，并为旅客提供舒适而明亮的环境。机内照明种类:驾驶舱照明客舱照明服务设备舱照明货舱照明机内照明1.驾驶舱照明普通照明局部照明仪表板和操纵台以及各仪表设备的照明活动照明灯透射照明（导光板照明）楔形照明（整体照明）全反射照明柱式照明照明仪表盘驾驶舱灯光驾驶舱灯光主要为驾驶舱提供整体区域照明、局部区域照明、仪表和面板整体式照明和信号指示。面板灯用于给驾驶舱面板上的电门，选择器和指示灯提供灯光。（1）窗灯也称侧壁板灯，安装在侧窗上方横贯客舱前后的灯光照明系统，它提供客舱的大面积照明，是客舱内部的主光源。（2）顶灯顶灯安装于行李架上方，用于给客舱过道和行李架上方区域提供照明。（3）阅读灯阅读灯安装于旅客或乘务座位头顶上方的服务组件中，主要是白炽灯泡或LED灯。它们的控制电门安装在灯附近或在座椅控制手柄上。（4）旅客告示灯用于向旅客和乘务员提供请勿吸烟、系好安全带、请回座位指示，由请勿吸烟灯电门和系好安全带灯电门控制。主要是为地面服务人员和地面维修人员设置。货舱照明：前、后和散货舱照明。勤务舱灯：前轮舱、主轮舱照明，空调舱照明，电子设备舱照明，APU舱、尾舱照明等。货舱和勤务舱灯10.4应急照明功用：飞机处于应急状态（如夜间应急着陆等），主电源断电，为完成迫降和便于客机迫降后机上人员进行应急撤离时，则需应急照明。应急照明主要包括确保飞机安全迫降所需要的仪表（如磁罗盘、地平仪等）的照明，以及客机迫降后为机上人员迅速撤离飞机而配置的客舱主通道、应急出口区域、出口指示牌、出口标记的内部应急照明和照亮应急撤离路线与应急撤离设施的外部照明。1、应急灯位于以下区域：-驾驶舱-客舱-机组休息区2、应急灯指示驾驶舱和客舱的撤离路线和出口位置-区域灯和撤离路线灯，是白色的-出口灯，是绿色的3、应急灯控制电门，位于驾驶舱和客舱-线路直接连到控制组件4、如果飞机电源失效，应急灯从电池得电，自动点亮5、应急照明的控制已经采用了网络和无线方式出口标识撤离滑梯灯功用：用来警告空勤人员发生了飞机形态改变或影响飞机系统工作的情况。10.2警告信号设备警告系统的工作方式灯光式音响式文字信息式绿色、蓝色或白色用来指示系统运行正常或处于安全状态，有时也用来指示某个飞机部件的位置。琥珀色或黄色用来指示系统工作不正常而需引起注意，但不一定是危险的情况。红色用来向飞行人员发出不安全情况的紧急信号，需立即采取纠正措施。灯光式通过不同颜色的灯光来显示系统的不同工作状态警铃谐音话音音响式通过听觉刺激来提醒或警告机组人员，系统处于不安全的状态。在现代大、中型飞机上的电子飞行仪表显示系统（EFIS）和发动机指示和机组警告系统（EICAS）的显示器上显示根据信息的等级以不同的颜色显示。文字信息式指示灯用来指示系统运行正常或处于安全状态，有时也用来指示某个飞机部件的位置。其灯光颜色可以是绿色、蓝色或白色。提醒灯用来指示系统工作不正常而需引起注意，但不一定是危险的情况。其灯光颜色通常是琥珀色或黄色。警告灯用来向飞行人员发出不安全情况的紧急信号，需立即采取纠正措施。其灯光颜色是红色。信号灯由两个和两个以上的信号灯组合成的集合装置。一般安装在驾驶舱遮光板上，处于机组人员的视线范围内，便于观察。信号灯灯罩上一般还写有各系统名称，以便于迅速确定故障来源

一般由统一的调光装置来调节其显示亮度安装有检灯装置来检查信号灯灯泡及其电路工作的可靠性信号灯盒

将各系统或局部面板内的信号灯的信号通过主警告灯或主提醒灯引入到机组人员的视线范围内。主警告系统

主警告灯和主提醒灯可通过按压灯罩而使其熄灭，但信号板上的信号灯仍保持亮，直到该系统的故障排除后才能熄灭。发动机指示和机组警告系统（EICAS）EngineIndicatingandCrewAlertingSystem系统组成两个EICAS计算机两个彩色阴极射线

管显示器显示选择板维护面板显示转换组件取消/再现电门主警告/主提醒灯EICAS警戒信息

A级（warning）

红色

B级（caution）

黄色

C级（advisory）

黄色退一格S级（status）

白色

M级（maintenance）

白色显示在上显示器的左部EICAS状态信息状态（S级）文字信息显示为白色只有在按压显示选择板上的“状态”按纽，使下显示器处于状态格式时才能显示信息区可容纳11行具有编页能力，溢出信息编在下一页EICAS维护信息维护（M级）文字信息显示为白色只有在按压维护面板上的“ECS/MSG”格式选择电门，使下显示器处于“ECS/MSG”格式时才能在右半部显示信息区可容纳11行具有编页能力，溢出信息编在下一页EICAS警戒信息的取消和再现

可用取消/再现电门将提醒（B级）和咨询（C级）信息从显示器上取消或再现重读EICAS的警告（A级）信息是不能被取消的。EICAS警戒信息的翻页功能新警戒信息的显示第11章电磁干扰及防护§11-1电磁干扰及其危害电磁兼容定义：设备(分系统、系统)在共同的电磁环境中能一起执行各自功能的共存状态。设备不会由于受到处于同一电磁环境中的其他设备的电磁发射导致或遭受不允许的降级，也不会使同一电磁环境中其他设备(分系统、系统)因受其电磁发射而导致或遭受不允许的降级。电磁干扰三要素:干扰源干扰传播途径(或耦合途径)敏感设备电磁干扰源：产生电磁骚扰现象的元器件、电路设备、系统或自然现象。（干扰的可能）干扰传播途径：使能量从干扰源耦合（或传输）到敏感设备上并使敏感设备产生响应的媒介。干扰源干扰传播途径敏感设备123敏感设备：对电磁骚扰发生响应的设备（被干扰的现实）。干扰实例：电吹风机对电视机的干扰电吹风机是干扰源：产生射频噪声，向空间发射，以辐射传输的方式通过电视机天线耦合引起干扰；射频噪声还在电视机的电源线中感应，再以传导方式进入电视机；在电源中产生高频谐波和尖脉冲波，通过连接导线以传导耦合方式使电视机受到干扰。电磁干扰三要素示意图:

电磁干扰传输方式：传导传输方式辐射传输方式干扰的耦合类型:传导耦合辐射耦合传导传输方式：