飞机各个系统的组成及原理

飞机各个系统的组成及原理

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，水平尾翼产生附加的负升力（向下的升力），此力对飞机重心产生一个使机头上仰的力矩，从而使飞机抬头。同样飞行员推杆时升降舵下偏，飞机低头。

有些飞机的水平尾翼放在机翼前边，这种飞机叫鸭式飞机。

这时放在机翼前面的水平尾翼称为鸭翼或前翼。也有一部分飞机没有水平尾翼，这种飞机称为无尾飞机。

现在有些飞机还采用了三翼面的布局方法，也就是说既有机翼前面的前翼，也有机翼后面的水平尾翼。

二、液压系统

1、分类：

1)按功能分由四种元件组成：动力元件执行元件控制调节元件

辅助元件

2)按分系统分有液压源系统和工作系统

2、组成

基本液压系统的组成：油箱泵控制或门双向作用作动筒发动机驱动泵选择活门

3、工作原理：利用封闭管路内不可压缩液体流动传递压力能做工的特性窗传动飞机部件

二、起落架系统

1、起落架的主要功用

起落架的功用是使飞机在地面或水面进行起飞、着陆、滑行和停放。着陆时还通过起落装置吸收撞击能量，改善着陆性能。

2、起落架构成形式

早期陆上飞机起落装置比较简单，只有三个起落架，而且在空中不能收起，飞行阻力大。

现代的陆上飞机起落装置包含起落架和改善起落性能的装置两部分，且起落架在起飞后即可收起，以减少飞行阻力。改善起落性能的装置主要有起飞加速器、机轮刹车、减速伞等。

水上飞机的起落架由浮筒代替机轮。

3、起落架系统的原理

1)缓冲原理：飞记着陆接地时，轮胎和缓冲器像弹簧那样产生压缩

变形，增长垂直分速的消失时间，从而减少撞击力。

2)刹车减速原理：驾驶员加大刹车压力使作用在几轮上的摩擦力加

大，同时与地面的摩擦加大，有效缩短了飞机的着陆滑跑的距离。

四、飞机飞行操纵系统

1、飞机操纵系统的概述

飞机操纵系统是指从座舱中飞行员驾驶杆（盘）到水平尾翼、副翼、方向舵等操纵面，用来传递飞行员操纵指令，改变飞行状态的整个系统。

早期的操纵系统是由拉杆、摇臂（或钢索）组成的纯机械操纵系

典型民航飞机通信系统

第一节音频选择系统

1.1音频选择系统 功用：在机载设备中主要起遁信爻换况的作用。为驾驶舱人员相互之间的通讯提供服务，以及机组与地勤人员在前起落架飞行内话插口之间的联系。并为机组提供键控、发射、接通飞机无线电通讯系统和接通无线电导航系统的功能。 EXTgRRAL POWER PAMl 应? EXTERML ◎⑥⑥ FU6KT SWICE INTERPHON E MOSE PILOT WWetLWELL ◎ 0LL IN USE LX9?T SEE ￡POK￡KS 外接电源板瞿豔 EXTERNAL POWER PANEL Q外接电源板 负戏控制中心 LOAO COHTWK CEMTER P6 内话喇叭 WDIO- ACC￡S$9RY WIT SEE 音頻附加组件 』 ---------------------HIC SELECIOK-------------------- ------ □□□□□□□ 1- VHF- 2 1- Hf- 2 普” ：｛j； Pt @ ? @ ? @ ? ? 1 - teAV - 2 1 - A6F - 2 ?R ? @ @ @ X/C 8CO? AUDIO SELECTOR PANEL AUPIO ACCESSORY UNIT

1.1音频选择系统组成 组成： K着频选择板（ASP） 2、喇叭和耳机 3、话筒

1.1音频选择系统组成 1、音频选择板 （ASP） 发射机选择器 接收机选择器 ASS方式选择 器

1）发射机选择器 每个ASP都独立地行使职责并使机组成员能够选择所需的无线电通信设备或内话进行发话，一次只能按下一个电门，当按下第二个电门时，即取消第一个电门。 2）接收机选择器 当按下接收机选择器电门，即可选择相应的通信或导航系统的接收机。 3）A SS方式选择器 选择ASS的工作方式。

汽车发动机点火系统原理及故障分析

河南职业技术学院 毕业设计（论文） 题目汽车发动机点火系统原理及故障分析 系（分院）汽车工程系 学生姓名彭超 学号07183160 专业名称汽车电子技术 指导教师王贤高 2010 年 3 月20 日

河南职业技术学院汽车工程系（分院）毕业设计（论文）任务书

毕业设计（论文）指导教师评阅意见表

汽车发动机点火系统原理及故障分析 彭超 摘要：点火系统在发动机上由于工作环境相对于其它系统很恶劣，所以其状态的好坏直接决定着发动机的性能。本文较为详细的介绍了各种点火系统的组成结构、工作原理和控制内容，并针对常见的点火系统故障作了简要分析。 关键词：点火系统点火正时故障分析 汽油发动机正常工作的三要素：良好的空气----燃油混合气，很高的压缩压力，正确的点火正时及强烈的火花，去点燃空气----燃油混合气，从而实现发动机工作。 一、发动机点火系统必备的条件及组成结构 （一）、点火系统必备的条件 1、强烈电火花 在点火系统中产生的强烈电火花应产生于火花塞电极之间，以便于点燃空气---燃油混合气。因为空气存在空气电阻，这个电阻随空气高度压缩时而增大，所以点火系统必须能产生几万伏的高电压以保证产生强烈火花去点燃空气----燃油混合气。 2、正确的点火正时 点火系统必须始终根据发动机的转速和载荷和变化提供正确的点火正时。 3、持久的耐用性 点火系统必须具备足够的可靠性以经得住发动机产生的振动和高温。 （二）、点火系统的组成：如图-1;直接点火系统组成：如图-2 1、直接点火系统元件构成： （1）曲轴位置传感器：（NE）探测曲轴角度位置（发动机转速）。 （2）凸轮轴位置传感器:（G）辨认气缸和行程，并探测凸轮轴正时。 （3）节气门位置传感器:（VTA）探测节气门的开启角。 （4）空气流量计:（VG/PIM）探测进气量。 （5）水温传感器:（THW）探测发动机冷却液温度。 （6）带点火器的点火线圈:在最佳正时时，接通和切断初级线圈电流。向发动机ECU发送IGF信号。

飞机操控系统

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

民航飞机电气仪表及通信系统习题

民航飞机电气仪表及通信系统网上习题1. 由发射天线向空中辐射，被电离层反射后到达接收点的电波称为 A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: C 2. 沿地球表面传播的电波称为 A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: A 3. 沿视线直接传播到接收点或经地面反射后达到接收点的电波称为 A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: B 4. 地面对电波传播的影响是 A:折射 B:反射 C:吸收电波的能量 D:（无） 正确答案: C 5. 电波能否被电离层折射后返回地面，取决于 A:电波的入射角和电离层的厚度 B:电离层的电子密度和厚度 C:电波的入射角、频率以及电离层的电子密度 D:（无） 正确答案: C 6. 下列说法哪种正确？ A:电波的入射角越小，被电离层折射后越容易返回地面。 B:电离层的电子密度越小，电波被电离层折射后越容易返回地面。 C:电波的频率越低，被电离层折射后越容易返回地面。 D:（无） 正确答案: C 7. 电离层对电波传播的影响是 A:电离层对电波的散射 B:电离层对电波的绕射 C:电离层对电波的折射和能量吸收 D:（无） 正确答案: C 8. 下列说法哪种正确？ A:电波在不均匀媒质中传播时，仅传播速度发生改变。 B:电波在不均匀媒质中传播时，仅传播方向发生改变。 C:电波在不均匀媒质中传播时，传播速度和传播方向都将发生改变。 D:（无） 正确答案: C 9. 下列说法哪种正确？ A:电波的入射角越小，越容易折射。 B:电波的频率越低，越容易折射。 C:电波的频率越高，越容易折射。 D:（无） 正确答案: B 10. 白天，中波主要利用什么方式传播？A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: A 11. 短波主要利用什么方式传播？ A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: C 12. 超短波主要利用什么方式传播？ A:地波 B:空间波 C:天波 D:（无） 正确答案: B 13. 短波通信的缺点是 A:通信距离近 B: 存在衰落现象和静区 C:发射天线尺寸较大

电子点火系统的组成及工作原理

霍尔效应式电子点火系统的组成及工作原理 教学目的：掌握霍尔效应式电子点火系统的组成及工作原理。 教学的重点：掌握霍尔效应电子点火系统的工作过程。 教学的难点：掌握霍尔信号发生器的工作原理。 教学方法：讲授教学法、分组教学法、多媒体演示法、探究式教学法、尝试教学法、分析点评法、实物教学法 教具准备：多媒体课件、多媒体设备；蓄电池、点火开关、分电器、点火线圈、点火控制器、火花塞、导线。 教学课时：35分钟 教学过程： 一、霍尔效应式电子点火系统的组成（如图一所示）…………（3分钟） 作用：依据发动机的做功顺序，产生电火花，点燃混合气。 组成：由装在分电器内的霍尔信号发生器、点火控制器、火花塞、点火线圈、蓄电池、点火开关等组成。

图一 （一）、霍尔信号发生器……………………（14分钟） 1、霍尔信号发生器的组成……………………（3分钟） 1）作用：向点火控制器输出点火控制信号。 2）霍尔信号发生器位于分电器内，其结构如图二所示，主要由分电器轴带动的触发叶轮、永久磁铁、霍尔集成电路等组成。 图二 2、霍尔效应的原理……………………（2分钟） 如图三所示，当电流通过放在磁场中的半导体基片，且电流方向和磁场方向垂直，在垂直于电流和磁场的半导体基片的横向侧面上产生一个与电流和磁场强度成正比的电压，这个电压称为霍尔电压。

图三 3、霍尔集成电路，内部结构如图四所示。……………………（3分钟） 1）作用：产生霍尔电压并对外输出电压信号。 2）霍尔集成电路输出电压信号的规律是： 霍尔元件（半导体基片）产生20mv的电压，输出～的电压信号,称为低电位。 霍尔元件不产生电压，输出11～12V的电压信号,称为高电位。 图四 4、霍尔信号发生器工作原理……………………（6分钟） 如图五所示，分电器轴带动触发叶轮转动，当叶片进入磁铁与霍尔元件之间的空气隙时，磁场被旁路，霍尔元件不产生霍尔电压为0V，霍尔集成电路末级三极管截止，信号发生器输出高电位达11～12V 。当触发叶轮离开空气隙，永久磁铁的磁力线通过霍尔元件而产生20mV的霍尔电压，集成电路末级三极管

飞机操纵系统

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

飞机通信系统简介

飞机通信系统简介 飞机通信系统是飞机电子系统的一个组成部分，它主要用于在飞行各阶段中飞行员和地面的航行管制人员、签派以及地面其它相关人员的语音联系，同时也提供了飞机员之间和乘务员之间的联络服务。飞机通信系统主要分为：甚高频通信系统、高频通信系统、选择呼叫系统和音频综合系统。为了让大家对飞机电子系统有所了解，下面就对通信系统各个组成作个简单介绍。 （一）甚高频通信系统（VHF ：Very High Frequency ） 由于VHF使用甚高频无线电波。所以它的有效作用范围较短，只在目视范围之内，作用距离随高度变化，在高度为300米时距离为74公里。是目前民航飞机主要的通信工具，用于飞机在起飞、降落时或通过控制空域时机组人员和地面管制人员的双向语音通信。起飞和降落时期是驾驶员处理问题最繁忙的时期，也是飞行中最容易发生事故的时间，因此必须保证甚高频通信的高度可靠，所以民航飞机上一般都装有一套以上的备用系统。 甚高频通信系统由收发机、控制盒和天线三部分组成。收发机用频率合成器提供稳定的基准频率，信号调制到载波后，通过天线发射出去。接收机从天线上收到信号后，经过放大、检波、静噪处理变成音频信号，输入驾驶员的耳机。天线为刀形，一般都安装在机腹和机背上。如图所示：

甚高频所使用的频率范围为118.000～135.975MHZ ，每25KHZ为一个频道，可设置720个频道由飞机和地面控制台选用，其中121.500MHZ定为遇难呼救的全世界统一的频道。121.600～121.925MHZ主要用于地面管制。值得注意的是通信信号使用同一频率，一方发送完毕后，要停止发射来等待对方信号的进入。 （二）高频通信系统（HF：High Frequency ） 高频通信系统是远距离通信系统。它使用了和短波广播的频率范围相同的电磁波，它利用电离层的反射，因而通信距离可达数千公里，用于飞行中保持与基地和远方航站的联络。使用的频率范围为2－30MHZ ，每1KHZ为一个频道。大型飞机一般装有两套高频通信系统，使用单边带通信，这样可以大大压缩所占用的频带，节省发射功率。高频通信系统由收发机组、天线耦合器、控制盒和天线组成，它的输出功率较大，需要有通风散热装置。现代民航机用的高频通信天线一般埋入飞机蒙皮之内，装在飞机垂尾前缘。 （三）选择呼叫系统（SELCAL ） 它的作用是用于当地面呼叫一架飞机时，飞机上的选择呼叫系统以灯光和音响通知机组有人呼叫，从而进行联络，避免了驾驶员长时间等候呼叫，从而减少飞行员的疲劳。每架飞机上的选择呼叫必须有一个特定的四位字母代码，机上的通信系统都调在指定的频率上，地面的高频或甚高频系统发出包含着这个四字代码的呼叫脉冲，飞机收到这个呼叫信号后输入译码器，如果呼叫的代码与飞机代码相符，则译码器把驾驶舱信号灯和音响接通，通知驾驶员进行通话。 （四）音频综合系统（AIS） 包括飞机内部的通话系统，如机组人员之间的通话，对旅客的广播和电视等娱乐设施以及飞机在地面时机组和地面维护人员之间的通话。它分为飞行内话系统、勤务内话系统、客舱广播及娱乐系统、呼叫系统。 l）飞行内话系统：主要是飞行员使用的系统，飞行员利用音频选择板进行选择要使用的通信设备并向外发射信号。同时音频信号也经过音频选择板由飞行员选择后再输入耳机或扬声器中。此外飞行员也可以选择收听从各种导航设备来的音频信号。

《飞机构造基础》课程教学大纲

《飞机构造基础》课程教学大纲 课程名称：飞机构造基础计划学时：48 计划学分：2.5 先修课程：工程力学、飞行技术基础课程性质：专业课 课程类型：必修课适用专业：飞机机电维修专业 编制单位：广州民航职业技术学院机务工程系编制时间：2001年11月 一、课程的性质和任务 本课程是飞机机电专业的一门重要专业课，其主要任务是使学生初步了解飞机的结构及飞机各系统的基本知识，为进行实际维护工作及故障诊断打下基础。本课程也是后续课程《飞机系统与附件》的基础课程 二、课程特色 本课程突出技能和能力培养，配合双证书制，使学生在校期间即可获得岗位资格证书。 本课程可利用现有737飞机附件，飞行操纵摸拟器及飞机电源系统示教板，采用现场教学方法使学生加深对飞机各系统的理解． 三、知识能力培养目标 （一）基本知识 飞机结构、载重与平衡、飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、防冰排雨系统、飞机燃油系统、飞机防火系统、飞机电子系统等。 （二）应用能力 通过本课程的学习，使学生了解飞机组成、结构形式及受力特点，飞机载重与平衡的基本知识，掌握飞机飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、飞机燃油系统的基本组成及工作原理；了解防冰排雨系统、飞机防火系统、飞机电子系统的基本知识。 （三）自学能力 培养学生具有对飞机构造及各系统的总的认识，为以后的飞机维护和排故工作打下基础。 四、课程内容和要求 见附表 五、考核方法和成绩评定 （一）考核方法 本课程的考核以平时作业、平时测验和期末笔试为主，平时占总成绩的40%，期34

末占总成绩的60%。 （二）成绩评定 1．基本知识，应知考核（书面、闭卷）成绩 2．上课的出勤率，学习态度 3．平时实践操作情况 六、教学参考书 ⑥《飞机构造基础》宋静波·王洪涛主编，广州民航职业技术学院出版 ⑥《航空电气》盛乐山主编 ⑥《民用航空器维修人员指南》（机体部分） 七、说明与建议 1．本大纲的总学时为48学时，学习本门课，应具有《飞行技术基础》、《工程力学》的基本知识。 2．本大纲由机务工程系宋静波老师编写。 附表： 35

各种飞机发动机原理

一、活塞式发动机 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9 个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。 二、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是

飞机原理与构造简答题答案

1、以双梁式直机翼为例，说明气动载荷是如何传递的。(18分) （1）蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋：蒙皮受气动吸力时，桁条和翼肋通过铆钉受拉对蒙皮提供支反力；蒙皮受气动压力时，蒙皮直接压在桁条和翼肋上，根据作用力与反作用力的原理，蒙皮把外载传递给了翼肋和长桁。 （2）长桁把自身承受的初始气动载荷传给翼肋 桁条与翼肋直接用角片（或间接通过蒙皮）相连，此时载荷方向垂直于长桁轴线，翼肋向长桁提供支持。此时，桁条可以看成支持在翼肋上的多点连续梁，长桁把气动载荷传递给了翼肋。至此，作用在蒙皮上的气动载荷直接或由长桁间接地全部传给了翼肋。 （3）翼肋把气动载荷转换成了垂直载荷和力矩，并相应的传到了梁腹板和组成封闭翼盒的各元件上 （4）翼梁将剪流往根部传递 由于梁腹板的抗弯能力比梁的缘条小的多，可略去其承弯能力，因而腹板以平板受剪的形式平衡，并将剪流往根部传递。最后在根部有机翼—机身对接接头提供垂直方向的支反力来平衡。 （5）蒙皮、腹板承受扭矩。机翼的第三个总体内力扭矩以蒙皮和腹板受剪的形式，向根部传递，总扭矩到机翼根部应通过加强肋将一圈剪流转换成适合于机翼—机身对接接头承受的一对集中力，再通过接头传给机身。 2、说明双梁式直机翼的普通翼肋的作用。(10分) （1）用以承受蒙皮传来的局部气动载荷 （2）把局部气动载荷转换成适合于主受力盒段各组成元件受力特性的载荷形式 （3）然后把它们传到这些主要元件上，向机翼根部传递，并进而通过对接接头传给机身 3、比较分析机翼各典型受力型式的结构受力特点。(20分) （1）梁式机翼：翼梁是主要受力构件，梁式机翼便于开口而不致破坏原来的主要传力路线；机翼、机身通过几个集中接头连接，所以连接简单、方便；主要依靠翼梁承受弯矩（2）单块式机翼：上、下壁板为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好。同时，由于结构分散受力，能更好的利用剖面高度，在某些情况下材料利用率较高，重量可能较轻，缺点是不便于大开口。 （3）多腹板式机翼：主要由上、下蒙皮承受弯矩，与梁式、单块式机翼相比，材料分散性更大。一般来说，多腹板式机翼的刚度大，材料利用率也更好些，然而也存在类似单块式机翼的缺点 4、以桁条式机身后段上的一个垂直集中力Pz为例，分析说明载荷是如何传给机身结构，又是如何在机身结构中传递的？(10分) 桁条式机身的一个加强隔框和水平尾翼的接头相连接，该加强隔框受到由接头传来的P z力，该框受到P z力后，要有向上移动的趋势，对此桁条起不了直接的限制作用，而由蒙皮通过沿框缘的连接铆钉给隔框以支反剪流q。q的分布与机身的受力型式，更明确地说，是和该框平面处机身壳体上受正应力面积的分布有关。对桁条式机身，假设只有桁条承受正应力，而蒙皮只受剪切时，剪流沿周缘按阶梯形分布。若蒙皮也受正应力，则在两桁条间的剪流值将不是等值，而成曲线分布。又因为蒙皮与桁条连接，蒙皮因剪流q受剪时将由桁条提供轴向支反剪流平衡，也即蒙皮上的剪流q将在桁条上产生拉、压的轴向力。 作用在框平面内的集中力：（1）由加强框承受该集中载荷（2）加强框将集中力扩散，以剪流的形式传给蒙皮。（3）剪流在蒙皮中向机身中段传递时，其剪切内力通过蒙皮连续向前传递；而弯曲内力则通过桁条的轴向拉、压力向前传递。 5、阐述飞机起落架减震机构中油气式减震器工作原理。(12分)

点火系统的组成与工作原理

点火系统得组成与工作原理 一、电控点火系统得类型 １.汽油机点火系统得类型 汽油机点火系主要有:传统点火系统与计算机控制得点火系统两 大类型。传统点火系统又可分为磁电机点火系统与蓄电池点火系统。 (１）磁电机点火系统:电能就是由磁电机本身提供得,其结构复杂,低速时点火性能差,一般只用于无蓄电池得机动车上。 (2)蓄电池点火系统:又称有触点点火系统，其结构简单、工作可靠，在汽车上得到广泛应用。 蓄电池点火系统得主要缺点: 1)高速易断火,不适合高速发动机。 ２)断电器触点易烧蚀,工作可靠性差。 3)点火能量低,点火可靠性差。 (3）微机控制得点火系统:系统中使用模拟计算机根据各传感器信号对点火提前角进行控制。 主要优点: 1)在各种工况及环境条件下，均可自动获得最佳得点火提前角。 2)在整个工作工程中,均可对点火线圈初级回路通电时间与电流进行控制。 ３)采用爆燃控制功能后,可使点火提前角控制在爆燃得临界状态。

2. 电控点火系统得类型:可分为有分电器与无分电器式。 二、基本组成与工作原理 1.基本组成 电控点火系统一般由电源、传感器、ECU 、点火器、点火线圈、分电器与火花塞组成。 电控点火系统得基本组成 电源:一般由蓄电池与发电机共同组成,主要就是给点火系统提供所需得电能。 传感器:用于检测发动机各种运行参数，为 ECU 提供点火控制所需得信号。 ECU:就是电控点火系统得中枢。 点火器:电控点火得执行元件 点火线圈:储存点火所需得能量，并将电源提供得低压电转变为足以在电极间产生击穿火花得１5 ～20KV 得高压电。 分电器:根据发动机点火顺序,将点火线圈产生得高压电依次输送给各缸火花塞。 火花塞：利用点火线圈产生得高压电产生点火花,点燃气缸内得混合气。

飞机操纵系统发展史

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

飞行操纵系统

飞行操纵系统 摘要：飞行操纵系统是保障民航飞机在天空安全可靠飞行的重要系统。它是飞机上所有用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总和，用于控制飞机的飞行姿态、气动外形和乘坐品质。波音737NG作为典型的液压助力机械式主操作系统，对其研究具有重要意义。因此，本文将结合波音737NG对飞机的主操纵系统和辅助操纵系统做主要介绍。 正文： 飞行操纵系统分类很多，根据操纵信号的来源不同可分为人工飞行操纵系统和自动飞行操纵系统。自动飞行操纵系统操纵信号由系统本身产生，而人工飞行操纵系统操纵信号由驾驶员产生。在人工操纵系统中，通常又分为主操纵系统和辅助操纵系统。主操纵系统指驱动副翼、升降舵和方向舵，使飞机产生绕纵轴、横轴、立轴转动的系统。其他驱动扰流板、前缘装置、后缘襟翼和水平安定面配平等辅助操纵面的操纵系统均称为辅助操纵系统。 一、飞行主操作系统 1、副翼 飞机副翼通常铰接在机翼外侧后缘，在大型飞机的组合横向操纵系统中，通常有4块副翼----2块内副翼和2块外副翼。低速飞行时，内外副翼可以共同进行横向操作；高速飞行时，仅有内副翼进行横向操作。 副翼系统操纵飞机绕纵轴进行滚转运动，运动期间，一侧机翼的

副翼上偏，另一侧机翼的副翼下偏，两侧机翼产生升力差，飞机完成滚转。 图一典型副翼操纵系统原理 如图所示为737NG飞机的副翼操纵系统，采用并列驾驶盘式操纵机构，两驾驶盘通过互联鼓轮柔性相连。当转动任意驾驶盘产生操纵信号都可以按如下路径向后传递：驾驶盘、左侧副翼鼓轮、钢索、副翼输入扇形轮、副翼输入扭力管、输入摇臂和输入杆、液压助力器、输出摇臂和输出扭力管、输出鼓轮、钢索、扇形轮、传动杆、副翼。其中关键部件为驾驶盘柔性互联机构、液压助力器与副翼感觉定中机构。驾驶盘柔性互联机构用于防止驾驶盘卡阻。正常情况下，操纵一侧驾驶盘，另一侧随动。当右侧驾驶盘卡阻，左侧机长可以操纵左驾驶盘通过左钢索系统操纵副翼；当左驾驶盘卡阻时，副驾驶可以使用右驾驶盘操纵扰流板进行应急横滚操作。现代民航客机舵面的气动载荷较大，故采用液压助力器进行助力操作。液压助力器输入是一个机

民航飞机的通信系统

民航飞机的通信系统 通信系统的主要用途是使飞机在飞行的各阶段中和地面的航行管制人员、签派、维修等相关人员保持双向的语音和信号联系，当然这个系统也提供了飞机内部人员之间和与旅客联络服务。 它主要分为：甚高频通信系统、高频通信系统、选择呼叫系统和音频系统。 (本页插图以空中客车320驾驶舱为例，是目前较为先进的一套，其他现代化民航客机均类似。只是名称、面板设计、功能强弱有所不同） A320无线电管理面板 （部分） RMP ：Radio Management Panel 1.甚高频通信系统（ VHF ： Very High Frequency ） 使用甚高频无线电波。它的有效作用范围较短，只在目视范围之内，作用距离随高度变化，在高度为300米时距离为74公里。是目前民航飞机主要的通信工具，用于飞机在起飞、降落时或通过控制空域时机组人员和地面管制人员的双向语音通信。起飞和降落时期是驾驶员处理问题最繁忙的时期，也是飞行中最容易发生事故的时间，因此必须保证甚高频通信的高度可靠，民航飞机上一般都装有一套以上的备用系统。 甚高频通信系统由收发机组、控制盒和天线三部分组成。收发机组用频率合成器提供稳定的基准频率，然后和信号一起，通过天线发射出去。接收部分则从天线

上收到信号，经过放大、检波、静噪后变成音频信号，输入驾驶员的耳机。天线为刀形，一般在机腹和机背上都有安装。 甚高频所使用的频率范围按照国际民航组织的统一规定在118.000～ 135.975MHZ ，每25KHZ为一个频道，可设置720个频道由飞机和地面控制台选用，频率具体分配为： 118.000～121.400MHZ、123.675～128.800MHZ和132.025～135.975MHZ三个频段主要用于空中交通管制人员与飞机驾驶员间的通话，其中主要集中在 118.000～121.400MHZ； 121.100MHZ、121.200MHZ用于空中飞行情报服务； 121.500MHZ定为遇难呼救的全世界统一的频道。 121.600～121.925MHZ主要用于地面管制； 值得注意的是通信信号是调幅的，通话双方使用同一频率，一方发送完毕，停止发射等待对方信号。 2.高频通信系统（HF：High Frequency ） 是远距离通信系统。它使用了和短波广播的频率范围相同的电磁波，它利用电离层 的反射，因而通信距离可达数千公里，用于飞行中保持与基地和远方航站的联络。使用的频率范围为2－30MHZ ，每1KHZ为一个频道。大型飞机一般装有两套高频通信系统，使用单边带通信，这样可以大大压缩所占用的频带，节省发射功率。高频通信系统由收发机组、天线耦合器、控制盒和天线组成，它的输出功率较大，需要有通风散热装置。现代民航机用的高频通信天线一般埋入飞机蒙皮之内，装在飞机尾部，不过目前该系统很少使用。 3.选择呼叫系统（SELCAL ） 它的作用是用于当地面呼叫一架飞机时，飞机上的选择呼叫系统以灯光和音响通知机组有人呼叫，从而进行联络，避免了驾驶员长时间等候呼叫或是由于疏漏而不能接通联系。每架飞机上的选择呼叫必须有一个特定的四位字母代码，机上的通信系统都调 在指定的频率上，当地面的高频或甚高频系统发出呼叫脉冲，其中包含着四字代码，飞机收到这个呼叫信号后输入译码器，如果呼叫的代码与飞机代码相符，则译码器把驾驶舱信号灯和音响器接通，通知驾驶员进行通话。 A320音频控制面板（部分） ACP：Audio Control Panel

飞机各个系统的组成及原理

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

点火系统的组成与工作原理

点火系统的组成与工作原理 一、电控点火系统的类型 1．汽油机点火系统的类型 汽油机点火系主要有：传统点火系统和计算机控制的点火系统两大类型。传统点火系统又可分为磁电机点火系统和蓄电池点火系统。 (1）磁电机点火系统：电能是由磁电机本身提供的，其结构复杂，低速时点火性能差，一般只用于无蓄电池的机动车上。 (2）蓄电池点火系统：又称有触点点火系统，其结构简单、工作可靠，在汽车上得到广泛应用。 蓄电池点火系统的主要缺点： 1）高速易断火，不适合高速发动机。 2）断电器触点易烧蚀，工作可靠性差。 3）点火能量低，点火可靠性差。 (3）微机控制的点火系统：系统中使用模拟计算机根据各传感器信号对点火提前角进行控制。 主要优点： 1）在各种工况及环境条件下，均可自动获得最佳的点火提前角。 2）在整个工作工程中，均可对点火线圈初级回路通电时间和电流进行控制。

3）采用爆燃控制功能后，可使点火提前角控制在爆燃的临界状态。 2．电控点火系统的类型：可分为有分电器和无分电器式。 二、基本组成与工作原理 1．基本组成 电控点火系统一般由电源、传感器、 ECU 、点火器、点火线圈、分电器和火花塞组成。 电控点火系统的基本组成 电源：一般由蓄电池和发电机共同组成，主要是给点火系统提供所需的电能。 传感器：用于检测发动机各种运行参数，为 ECU 提供点火控制所需的信号。 ECU：是电控点火系统的中枢。 点火器：电控点火的执行元件 点火线圈：储存点火所需的能量，并将电源提供的低压电转变为足以在电极间产生击穿火花的 15 ～ 20KV 的高压电。 分电器：根据发动机点火顺序，将点火线圈产生的高压电依次输送给各缸火花塞。

飞行操纵系统

飞行操纵系统

飞行操纵系统 ——飞机系统结课论文 指导老师：闫凤良 班级：080441D 学号：080441436 姓名：朱仕广 2010.6.25

摘要：飞行操纵系统是飞机在天空中自由飞行必不可少的系统。飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。此文对飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例进行简单介绍。 关键词：飞行操纵系统空客A320的操纵系统相关案例 正文： 飞机要想在天空中自由自在的翱翔，飞行操纵系统是必不可少的。飞行操纵系统让飞机在空中能按照人的意愿自由改变飞行状态，从而飞抵人们想要飞去的地方。下面，我们简单介绍飞机的飞行操纵系统、空客A320的操纵系统和相关案例。 一、飞行操纵系统 定义：飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总称，用于飞机飞行姿态、速度、轨迹的控制。

1.飞行操纵系统分类 按照操纵指令的来源分为：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。 （1）人工飞行操纵系统：其操纵信号由驾驶员发出。包括主飞行操纵系统和辅助飞行操纵系统。 主飞行操纵系统：操纵升降舵、方向舵、副翼、三个主舵面，实现飞机的俯仰、偏航和滚转操纵；辅助飞行操纵系统：操纵襟翼、副翼、扰流板、调整片等增升、增阻及水平安定面配平、方向舵配平等系统。 （2）自动飞行控制系统：其操纵信号由系统本身发出。 对飞机实施自动和半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对扰动的响应。 包括：自动驾驶、飞行指引和自动油门。 按照指令的执行方式来分： （1）机械式操纵系统 （2）电传操纵系统 2.基本飞行操纵原理 （1）飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶

第二节微机控制的点火系统的组成与原理汇总

第二节微机控制的点火系统的组成与原理 微机控制的点火系是70年代末开始使用无触点点火装置后的又一重大进展，其最大的成功在于实现了点火提前角的自动控制，即可根据发动机的工况对点火提前角进行适时控制。因而可获得混合气的最佳燃烧，从而能最大限度的改善发动机的高速性能，提高其动力性、经济性，减少排气污染。而普通的无触点点火系采用机械方式调整点火时刻，因为机械装置本身的局限性，无法保证在各种状况下点火提前角均处于最佳。此外，由于分电器中的运动部件的磨损，又会导致驱动部件松旷，影响点火提前角的稳定性和均匀性。全电子点火系则可完全避免此类现象产生。 在微机控制的点火系统中，点火控制包括点火提前角的控制、通电时间控制和爆燃控制 等三个方面，并具有以下特点: 1)在所有的工况及各种环境条件下，均可自动获得理想的点火提前角，从而使发动机在动力性、经济性、排放性及工作稳定性等方面均处于最佳。 2)在整个工作范围内，均可对点火线圈的导通时间进行控制。从而使线圈中存储的点火能量保持恒定不变，提高了点火的可靠性，可有效地减少能源消耗，防止线圈过热二此外，该系统可很容易实现在整个工作范围内提供稀薄燃烧所需恒定点火能量的目标。 3)采用闭环控制技术后，可使点火提前角控制在刚好不发生爆燃的状态，以此获得较高的燃烧效率，有利于发动机各种性能的提高。 微机控制的点火系统一般由电源、传感器、电子控制系统(ECU)、点火控制模块、分电器、火花塞等组成，如图5-1所示。 l）电源一般由蓄电池和发电机共同组成，可供给点火系统所需的点火能量。 2)点火线圈能将点火瞬间所需的能量存储在线圈的磁场中，还可将电源提供的低压电转变为足以在电极间产生击穿点火的15 --- 20kV高压电。 3)分电器可根据发动机的工作时序，将点火线圈产生的高压电依次送到各缸火花基。 4)火花塞将具有一定能量的电火花引人气缸，点燃气缸内的混合气。 5)传感器主要用于检测发动机各种运行参数的变化，为ECU提供点火提前角的控制依据。其中，最主要的传感器是转速传感器、曲轴位置传感器和空气进气量传感器。 6)电子控制系统是点火系统的中枢。在发动机工作时，它不断地采集各传感器的信息，按事先设置的程序计算出最佳点火提前角，并向点火控制装置发出点火指令。 7)点火控制模块是ECU的一个执行机构。它可将电子控制系统输出的点火信号进行功率放大后，再驱动点火线圈下作。 其工作原理及控制过程如图5-1所示。