第五章-飞机飞行操纵系统课件.ppt

1、第五章 飞机飞行操纵系统飞机操纵系统是飞机的重要组成部分之一，它的正常与否直接关系到飞机的飞行安全，因而操纵系统是飞机的极其重要的环节。飞机操纵系统可分为两大类：人工飞行操纵系统和自动飞行控制系统。第一节 概述第二节 简单机械操纵系统一、对飞机操纵系统的要求二、飞机操纵系统的工作原理飞机操纵系统通常包括主操作系统和辅助操作系统两部分。副翼副翼副翼升降舵升降舵升降舵方向舵方向舵方向舵前缘襟翼缝翼前缘襟翼缝翼前缘襟翼缝翼后缘襟翼后缘襟翼后缘襟翼扰流板扰流板扰流板水平安定面水平安定面水平安定面起飞警告起飞警告起飞警告失速警告失速警告失速警告操纵系统操纵系统操纵系统主操纵系统主操纵系统主操纵系统辅助操

2、纵系统辅助操纵系统辅助操纵系统警告系统警告系统警告系统飞行操纵系统组成飞行操纵系统组成软式硬式1、飞机的纵向操纵飞机的纵向操纵是通过操纵驾驶杆或驾驶盘控制升降舵来实现的。2、飞机的横向操纵飞机的横向操纵系统是通过操纵驾驶杆或驾驶盘控制副翼来实现的。3、飞机的航向操纵飞机的航向操纵是通过脚蹬控制方向舵来实现的。三、中央操纵机构的机构和工作原理飞机主操纵系统是由中央操纵机构和传动系统两大部分组成。手操纵机构手操纵机构一般分为驾驶杆式和驾驶盘式两种，如图所示：脚操纵机构脚操纵机构有脚蹬平放式和脚蹬立放式两种。四、传动机构的构造和工作原理 传动机构的构造形式飞机操纵系统的传动机构通常分为软式、硬式、混

3、合式三种。硬式传动机构的主要构件1、传动杆，传动杆又称为拉杆。传动杆的接头如图所示：2、摇臂摇臂通常由硬铝材料制成，在与传动杆和支座的连接处都装有轴承。摇臂的作用摇臂的作用v 支持传动杆支持传动杆v 改变传动力的大小改变传动力的大小v 改变位移改变位移v 改变传动速度改变传动速度v 改变传动方向改变传动方向v 实现差动操纵实现差动操纵 放大或缩小力的作用，如图所示：放大或缩小位移的作用：主动臂的半径一定，在相同的主动臂端点位移s1的条件下，从动臂的半径越大，所得到的从动臂端点位移s2也越大；从动臂的半径越小，所得到的从动臂端点位移s2也越小。如图所示：放大或缩小运动速度的作用：由于整体具有相同

4、的角速度，通过改变从动臂和主动臂的半径关系从而实现放大或缩小运动速度。如图所示：改变传动杆运动方向原理如图所示：差动臂：当驾驶杆左右或前后移动的位移相等，而舵面上下偏转的角度不等，称之为差动操纵。实现差动操纵最简单的机构是双摇臂，称为差动摇臂，其工作原理如图所示：3、导向滑轮导向滑轮是由三个或四个小滑轮及其支架所组成。它的功用是：支持传动杆，提高传动杆的受压时的杆轴临界应力，使传动杆不至于过早地失去总稳定性。软式传动机构的主要构件1、钢索：钢索是由钢丝编成的。只能承受拉力，不能承受压力。用两根钢索构成回路，以保证舵面能在两个相反的方向偏转钢索预紧钢索预紧M铰TM铰T0T0+T-T钢索构造和规格

5、钢索构造和规格v规格型号 v 77v 719 股数钢丝数2、滑轮和扇形轮支持钢索改变钢索的运动方向改变传动力的大小 3、松紧螺套v作用：调整钢索的预张力作用：调整钢索的预张力v注意：调松钢索时，螺杆末端不应超过小孔的位置注意：调松钢索时，螺杆末端不应超过小孔的位置 4、钢索张力补偿器v飞机机体外载荷及周围气飞机机体外载荷及周围气温变化会使机体结构和操温变化会使机体结构和操纵系统钢索产生相对变形，纵系统钢索产生相对变形，导致钢索变松或过紧导致钢索变松或过紧v变松将发生弹性间隙，过变松将发生弹性间隙，过紧将产生附加摩擦紧将产生附加摩擦v钢索张力补偿器的功用是钢索张力补偿器的功用是保持钢索的正确张力

6、保持钢索的正确张力五、飞机飞行操纵系统的传动系数、传动比及非线性传动机构 操纵系统的传动系数 舵偏角舵偏角与杆位移与杆位移X X的比值的比值 操纵系统的传动比 改变传动比和传动系数的机构非线性传动机构v传动系数不变的操纵系统，不传动系数不变的操纵系统，不能满足对飞机操纵性的要求：能满足对飞机操纵性的要求：传动系数大，传动系数大，小舵面偏角小时，小舵面偏角小时，杆行程太小，难以准确地控制操杆行程太小，难以准确地控制操纵量纵量传动系数小，舵面偏角很大时，传动系数小，舵面偏角很大时，杆行程过大杆行程过大v装有非线性传动机构的操纵系装有非线性传动机构的操纵系统，杆行程与舵面偏角之间成统，杆行程与舵面偏

7、角之间成曲线关系曲线关系 六、气动力补偿及气动力平衡 气动力补偿 移轴补偿 角式补偿 随动补偿 内补偿 操纵调整片 气动力平衡1、配平调整片：调整片一般用于飞机配平，当飞机着陆时，如果需要也可以利用调整片带动升降舵向上偏转来减小驾驶杆的拉力。配平调整片的构造如图所示：2、补偿配平调整片：又称助力配平调整片，如图所示。这种调整片既可以进行配平使飞机气动力矩平衡和杆力为零，又可以进行气动力补偿，以减小杆力。引言飞机颤振是飞机飞行中空气动力、结构弹性力和惯性力之间的交互作用的现象。它属于气动弹性问题，是一种多自由度的自激振动。由于它在飞机的各种振动中是一种最危险的振动，因此必须保证在飞机使用中不发生

8、颤振。颤振视频七、飞机颤振与副翼反效、结构承力与传力、操纵系统的强度与刚度 传动杆的振动和翼面颤振1、振动的主要特性参数振动有两个主要参数：重锤离开中间位置的最大距离Y叫做振幅y1或y2；重锤离开中立位置而振动一周（一个全波）的时间叫振动周期T。2、传动杆的振动传动杆会发生振动，振动的方向与传动杆的长度垂直，因此叫做弯曲振动。3、机翼与尾翼颤振的现象飞机机翼与尾翼的颤振是一种非常强烈的振动。它是一种自激振动。颤振通常会使飞机受到破坏。4、机翼弯扭颤振机翼发生颤振的原因如图所示：影响颤振临界速度的因素主要有两个，即机翼的刚度和机翼中心位置。机翼刚度增大机翼扭转刚度的方法是增加机翼的蒙皮厚度。为使

9、蒙皮在弯曲强度中也有贡献，桁条在扭转中也有贡献，因而发展了单块式机翼结构。在飞机使用中，若机翼蒙皮连接处破坏，或蒙皮自身发生裂纹，尤其是弦向裂纹，会使颤振临界速度值降低。机翼重心的位置机翼重心现象位置对颤振临界速度的大小也有严重的影响。为了提高颤振临界速度常在机翼翼尖的前缘部位上加配重。5、机翼弯曲副翼偏转颤振机翼弯曲副翼偏转颤振又称舵面型颤振。发生副翼自由偏转的原因可能是由于副翼操纵系统的弹性变形或系统中有间隙，也可能由于松杆式机翼发生不对称的弯曲，如下图所示：机翼弯曲副翼偏转颤振的发生过程如下图所示：副翼重心到转轴的距离如下图中c所示：防止机翼弯曲副翼偏转颤振的措施：如下图所示，可在副翼前

10、缘加上配重使副翼的重心前移，这种方法称为重量平衡法。副翼重量平衡的主要方式有两种：分布配重和集中配重，如下图所示：6、尾翼颤振尾翼颤振是和机身的弯扭、振动联合产生的，尾翼颤振有机身弯曲舵面偏转或机身扭转舵面偏转。也就是机身弯曲和扭转振动加上舵面偏转振动。只用中央集中配重来达到百分之百的静平衡是不够的，还需在舵面的尖端安置端部配重，且是过度的静平衡，如图所示：升降舵的过度重量平衡对飞机操纵性有不良的影响。当飞机做法向过载飞行时，由于升降度配重的质量力使驾驶杆自动向后倒向驾驶员，一般在驾驶杆的前面加上反平衡配重，如图所示：副翼反效机翼的弹性变形对副翼效能有严重的影响，在飞行速度很大时，能使副翼效能

11、完全丧失，甚至出现反效能，称为“副翼反效”或“副翼逆动”。副翼和襟翼通常都位于机翼的后缘，襟翼在内侧，副翼在外侧。提高副翼反效作用的临界速度的措施如下：把副翼向机翼内侧移动，缺点是挤掉襟翼面积，如图所示：用差动平尾以代替正常形式的副翼，同时采用机翼上的扰流片，以辅助差动平尾在低速时效能不足。在大型飞机的机翼上有两个副翼。一个位于机翼内侧称为内侧副翼，又称高速副翼；另一个位于机翼外侧，称为外侧副翼，又称低速副翼。如图所示：八、简单机械操纵系统的维护特点 防止系统摩擦力过大操纵系统摩擦力过大的原因如下：1、活动连接接头表面不清洁或润滑不良而造成锈蚀；2、活动连接接头固定过紧；3、传动机构和飞机其他

12、部分发生摩擦；4、传动机构本身摩擦力过大。防止系统间隙过大 保持钢索张力正常 操纵系统的调整第三节 有助力器的飞机操纵系统有助力器的飞机操纵系统，简称助力操纵系统。一、助力操纵系统的形式1、有回力的助力操纵系统有回力的助力操纵系统，通常是利用回力连杆把舵面传来的一部分载荷传给驾驶杆的。所谓回力比就是在舵面枢轴力矩相同的条件下，使用液压助力器使平衡舵面载荷所需的杆力P杆与不使用液压助力器使平衡舵面载荷所需的杆力P杆之比。小的回力比可以在舵面枢轴力矩很大的情况下保证驾驶杆力不致过大，但在舵面枢轴力矩阵较小的时候，会使驾驶杆变得过“轻”，这对飞行员凭杆力来操纵飞机是不利的。因此，在有回力的助力操纵系

13、统中，往往还装设载荷感觉器，来适当增加驾驶杆力。有回力液压助力器工作原理图：2、无回力的助力操纵系统在无回力的助力操纵系统中，液压助力器的一端直接与通向舵面的传动机构相连，舵面传来的载荷全部由助力器承受。如图所示：v飞行中松驾驶杆，舵面在空气动力的作用下不能自由偏转将液压助力器安装在舵面附近，减少助力器后传动机构的连接点，可减少舵面的活动间隙，从而有效地防止机翼或尾翼颤振舵面受阵风载荷后不能自动偏转，这对于结构受力是不利的二、液压助力器的基本工作原理(一)液压助力器的工作原理飞机上使用的液压助力器的构造虽然各不相同，但其基本工作原理却是相同的，均为液压位置伺服控制系统。在采用机械式操纵机构的系

14、统中，为机液位置伺服机构；在采用电传操纵系统（或自动驾驶仪）中，为电液位置伺服机构。液压位置伺服控制系统是一种以液压动力装置作为执行机构并且有反馈控制的控制系统。不仅能自动地，准确而快速地复现输入量的变化规律，而且还能对输入信号进行放大与变换。如下图为飞机上常用的机液伺服机构和电液伺服控制机构的原理图：(二)典型液压助力器的基本工作原理其基本组成部分为外筒、传动活塞和配油柱塞。如图所示：一、典型液压助力器构造一、典型液压助力器构造壳体配油柱塞传动活塞二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力

15、器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理二、典型液压助力器工作原理三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作三、液压助力器应急工作如下页图所示为另一种典型的液压助力器，在这种液压助力器中，配油柱塞

16、装在活塞杆头部的壳体内，它的左端a点与一个固定在壳体b点上的小摇臂相连。小摇臂的下端c点与通向驾驶杆的传动机构相连，它在壳体上的圆孔内有一定的游动间隙，可以在圆孔内左右活动。其工作原理如下页图所示。三、液压助力器的性能分析和维护、修理、使用特点(一)液压助力器的性能分析经验表明，液压助力器的各项工作性能中，与维护、使用关系最为密切的是：快速性、灵敏性和稳定性。1、快速性v液压助力器的快速性是指助力器的传动活塞在液压作用下，能以多大速度运动的性能。v快速性直接影响舵面偏转的最大角速度，从而影响飞机的操纵性快速性直接影响舵面偏转的最大角速度，从而影响飞机的操纵性(1)影响液压助力器快速性的因素v流

17、量流量v密封性密封性传动活塞运动速度与流量的关系为V传动活塞F=Q，传动活塞的有效面积是不变的，其运动速度仅与油液流量成正比，即V传动活塞=Q/F。如图所示：通油孔面积f与配油柱塞的尺寸、通油孔形状和通油孔开度Z等因素有关，开度越大，进入助力器的油液流量就越大，传动活塞也就运动的越快。如图所示：对同一个助力器来说，其快速性还与传动活塞上的载荷p有关。载荷包括舵面传来的载荷和助力器以后的传动机构的摩擦力。载荷越小，通油孔两边的压力差就越大，因而传动活塞的运动速度也越大。液压助力的快速性，还与它的密封性有关。当进入助力器的一部分油液渗漏以后，实际上用来推动传动活塞的油液就会减少。因此，传动活塞的运

18、动速度就减少。(2)改善和保持助力器快速性的措施通油孔的最大开度，在构造上有配油柱塞的游动间隙来保证，因此，维护工作应当注意保持游动间隙正常。助力器的来油压力和回油压力，主要取决于液压系统的工作性能。用专门的助力液压系统来保证助力器工作。传动活塞的摩擦力作用在活塞、活塞杆与外筒内壁接触的部位，如图所示：为了保证助力器的密封性，在外筒两端和传动活塞周围都装有橡胶密封圈；内部零件装配精密度很高；此外，许多液压助力器的配油柱塞的凸缘与它所遮盖的通油孔之间，都有一定的交叠量。经验表明，如果由于维护、使用不当或者其他原因而使助力器的快速性变差，飞行员操纵舵面是就可能感觉驾驶杆“沉重”。当助力器外筒内壁局

19、部受到损伤而使内部密封性变差时，传动活塞在整个行程内的运动速度就会变得不均匀。这时飞行员会感到驾驶杆在某一段行程内操纵起来不灵活。2、灵敏性v液压助力器的灵敏性是指它的传动活塞迅速地跟随配油活塞运动的能力。v影响因素影响因素v不灵敏范围：配油柱塞在某一范围内活动时，传动活塞并不不灵敏范围：配油柱塞在某一范围内活动时，传动活塞并不运动运动v随从误差：当传动活塞跟随配油柱塞运动时，传动活塞的行随从误差：当传动活塞跟随配油柱塞运动时，传动活塞的行程与配油柱塞的行程之间始终存在着一定的差值程与配油柱塞的行程之间始终存在着一定的差值(1)助力器的不灵敏范围助力器具有不灵敏范围的主要原因是：配油柱塞的凸缘

20、与它所遮盖的通油孔之间，通常都有一定的交叠量。助力器的不灵敏区如图所示：影响不灵敏范围因素影响不灵敏范围因素v配油柱塞交叠量配油柱塞交叠量v密封性密封性v摩擦力摩擦力v混入空气混入空气液压助力器的不灵敏范围，还与它的密封性以及传动活塞上的载荷和摩擦力的大小有关。助力器内有空气，不灵敏范围也要增大。(2)助力器的随从误差助力器传动活塞的运动速度是随通油孔开度而改变的。助力器的随从误差是由其工作特点带来的，在传动活塞的运动过程中是不可避免的。如图所示为在传动活塞的运动过程中，随从误差的产生与消除情况：由以上分析可知，液压助力器通常都有一定的不灵敏范围，而在助力器的工作过程中，又不可避免地要出现随从

21、误差。经验表明，如果不灵敏范围适当，随从误差不大，是不会影响飞机的正常操纵的。然而，如果他们的数值过大，舵面与驾驶杆之间的动作就会不协调，在机动飞行中就可能影响飞行员准确地操纵飞机。因此，维护工作必须根据上述内容，注意防止助力器的不灵敏范围和随从误差增大，以保证助力器的灵敏性符合要求。3、稳定性飞行中，舵面的载荷是经常变化的，而且飞机的各个部位又经常发生振动，因此，液压助力器的配油柱塞和传动活塞经常会受到各种外部扰动作用。v液压助力器的稳定性，指它在外部扰动作用消失液压助力器的稳定性，指它在外部扰动作用消失后，能够迅速、自动地恢复到原来的工作状态的后，能够迅速、自动地恢复到原来的工作状态的能力

22、能力v影响器稳定性的因素影响器稳定性的因素v传动机构连接部分的间隙传动机构连接部分的间隙 v混杂在油液中的空气混杂在油液中的空气v操纵系统的摩擦力操纵系统的摩擦力v助力器的密封性助力器的密封性 v固定支架松动固定支架松动 (1)传动机构连接部分的间隙如果从驾驶杆到助力器之间的传动机构中，各连接点的间隙过大，液压助力器的稳定性会显著变差，当他受到外部扰动作用后，就容易发生震动。如图所示传动机构的间隙对稳定性的影响：(2)混杂在油液中的空气油液中混杂着空气，也会使助力器的稳定性变差。如图所示：(3)操纵系统的摩擦力操纵系统各部分的摩擦力，对于助力器的稳定性有很大影响。摩擦力的方向始终是与助力器各零

23、件的运动方向相反的，所以它通常能起到减弱振动的作用。第四节 调节飞机操纵性的装置一、载荷感觉器在无回力的助力操纵系统中，为了使飞行员操纵飞机时能从驾驶杆上感受到力，都装有载荷感觉器。在有回力的助力操纵系统中，为了在舵面枢轴力矩较小时，是驾驶杆不致过“轻”，往往也装有载荷感觉器。(一)载荷感觉器的基本工作原理载荷感觉器的外筒固定在机体上，活动杆连接在操纵系统的摇臂上，如图所示。当驾驶杆前后运动时，一方面通过助力器去操纵舵面，另一方面带动载荷感觉器的活动杆向一边移动，使载荷感觉器的一个弹簧受到压缩。(二)载荷感觉器的构造和工作特性曲线驾驶杆有中立位置开始移动时，载荷感觉器的弹簧压缩量很小，如果弹簧

24、的刚度较小，就可能出现操纵感觉不灵，以致操纵动作过猛的现象。上图所示载荷感觉器的工作特性曲线如图所示：二、调整片效应机构在无回力的助力器操纵系统中，当助力器的工作正常时，杆力只是由载荷感觉器引起的，使用调整片后，并不能卸除杆力，在这种操纵系统中，还装有调整片效应机构。调整片效应机构是一个可以双向转动的电动机构。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，如图所示：第五节 辅助操纵系统飞机飞行操纵系统根据操纵信号的来源，通常把飞机飞行操纵系统分为两大类：一类是人工飞行操纵系统，其操纵信号是由驾驶员发出的；另一类是自动飞行控制系统，其控制信号由系统本身自动产生。在人工飞行操纵系统中

25、，通常又分为主操纵系统和辅助操纵系统。围绕纵轴、横轴、立轴的操纵系统称为助操纵系统。其它如扰流板、调整片、前缘襟翼、后缘襟翼、水平安定面的操纵系统均称为辅助操纵系统。主要的辅助操纵面有以下几种：1、后缘襟翼简称“襟翼”，安装于机翼后缘内侧，是主要增加升力作用的可操纵翼面。飞机采用襟翼主要是为了降低飞机起飞和着陆时的速度，缩短滑跑距离。按其构造和运动形式不同，后缘襟翼可分为简单襟翼、开裂式、开封式以及喷气襟翼和吹气襟翼。2、前缘襟翼机翼前缘增升装置。有下垂式前缘襟翼和“克鲁格”前缘襟翼两种形式。下垂式前缘襟翼，常用于超音速飞机，因超音速飞机翼剖面的前缘半径及相对厚度较小，当飞机着陆或以大迎角飞行

26、时，机翼前缘容易发生气流分离，使最大升力系数降低。“克鲁格”襟翼是位于机翼前缘下表面的板状结构。如图所示：3、前缘缝翼安装在机翼前缘的小翼面，打开时与机翼表面形成一道缝隙，为机翼增升装置的一种。分固定式和可动式。4、水平安定面水平尾翼前部的固定部分。它和升降舵一起组成水平尾翼。是保证飞机纵向平衡和俯仰稳定性的重要部件。其操纵原理如图所示：5、扰流板安装在机翼上表面(或下表面)，能阻扰气流，减小(或增加)升力的板状操纵面，是飞机的横向辅助操纵装置。如图所示：第六节 电传操纵系统一、电传操纵系统地提出控制增稳操纵系统的主要优点：能兼顾驾驶员对飞机稳定性和操纵性的要求。解决了飞机在向高速、高空、高性

27、能发展中稳定性和操纵性间矛盾，使飞机的性能有很大提高。随着飞机性能的不断提高，由此带来的确定愈益突出，使这这种系统不能满足现代高性能飞机发展的需要，其主要原因有如下几点：(1)控制增稳操纵系统结构复杂、重量重；(2)控制增稳系统对舵面的操纵权限是有限的；(3)产生力反传。增稳或控制增稳操纵系统中的舵机与助力器的连接方式，通常又串联和并联两种，如图所示：对电传操纵系统的分析设计，主要包括两个方面：一是控制率；二是可靠性。二、电传从纵系统中可靠性与余度技术实现电传操纵的关键在于安全可靠性。对电传操纵系统安全可靠性提出的指标，一般在(1.010-71.010-9)/飞行小时范围内。所谓采用余度技术就

28、是引入多重(套)系统来执行同一指令，完成同一项工作任务。多重系统也称余度系统。如下页图所示是四余度系统简图。杆力传感器、速率陀螺、加速度计和计算机均由四个，即四套。该系统应满足如下三个条件：对组成系统的各个部分具有故障监控、信号表决的能力；一旦系统或系统中的某部分出现故障后，必须具有故障隔离的能力；当系统中出现一个或数个故障时，它具有重新组织余下的完好部分，使系统具有故障安全或双故障安全的能力。三、电传操纵系统的组成、工作原理和控制率电传操纵系统可分为模拟式和数字式两种，数字式是发展方向。见书图为某型飞机的电传操纵系统原理图。具有如下特点：纵向放宽静稳定度，以提高飞机的机动性；三轴控制增稳，以

29、提供精确的控制和极好的操纵品质；具有双故障安全故障等级，以提供高度的安全性和任务的成功概率；全电传操纵系统为改善操纵品质提供最大的灵活性；能自动限制迎角，这样允许驾驶员无顾虑地发挥飞机的最大能力，不必担心由于疏忽造成的失控；内具有自检能力，以最短的停飞维护时间保证电传操纵系统处于良好的飞行准备状态。(一)电传操纵系统工作原理及组成电传操纵系统主要由驾驶杆(或“侧杆”)或脚蹬、传感器、机载计算机和伺服控制机构(执行机构)等部分组成。(二)单通道电传操纵系统（略）(三)四余度电传操纵系统如图所示为四余度模拟式电传操纵系统原理图：四、电传操纵系统的优点及存在的问题(一)电传操纵系统的优点1、减轻了操

30、纵系统的重量；2、减少体积；3、节省设计和安装时间；4、提高生存力；5、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；6、简化了主操纵系统与自动驾驶仪的组合；7、可采用小侧杆操纵机构；8、飞机操稳特性不仅得到根本改善，且可以发生质的变化。(二)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；4、尚无一套现成的品质规范可循。五、A-320 飞机的飞行控制系统1、概述A-320是欧洲空客公司研制的一种新型双发近-中程客机；A-320市第一架采用侧杆控制器的电传控制的民航客机；A-320飞机的座舱布置

31、先进。2、基本结构如图所示，整个系统采用非相似余度设计概念，可以分成两个独立的系统分别以升降舵/副翼计算机(ELAC)和扰流片/升降舵计算机(SEC)为核心。(2)系统特点能使飞机在正常飞行包线内具有良好的中立静安定度和纵向短周期安全性；A-320的俯仰控制根据C*准则；滚转操纵由机翼外侧副翼和4块外侧扰流板实现，基本偏航操纵由方向舵实现；侧杆操纵手柄在俯仰操纵方向的最大偏角为16，在滚转操纵方向最大偏角为12；系统使用三套211kgf/cm2的液压系统；系统使用三套400Hz，115/200V三相电源；ELAC和SEC计算机采用非相似余度技术。3、基本功能(1)俯仰控制(2)横滚控制(3)偏

32、航控制4、主要分系统(1)集中式飞机监控告警系统(ECAM)(2)飞机阵风载荷减轻系统(LAS)(3)电子飞行仪表系统(EFIS)(4)综合飞行管理系统(FMS)第七节 飞机操纵警告系统飞机操纵警告系统分为失速警告系统和起飞警告系统两种。一、失速警告系统一般飞机上多装音响警告和驾驶杆抖动器。飞机攻角的改变可由气流方向探测系统来测定。失速警告系统简单分为以下几个部分：输入信号（飞机攻角变化和外形变化），信号处理（失速警告控制部分及有关答速警告软件），输出作用（抖杆器执行部分）。1、输入信号气流方向探测器用来探测安装部位处的气流方向，并将该处气流角度的变化情况，以成比例的电信号传输给失速警告软件（

33、控制器），是否达到接近临界状态提供信号。2、信号处理失速警告软件接收输入的信号后，作综合比较，输出电信号，经控制放大器和解调器并再经驱动放大器去抖动驾驶杆。3、输出作用（抖杆器）由失速警告软件来的信号到抖杆器，它是一个电动机带动的不平衡重块。4、失速恢复系统 自动恢复系统，一般利用空气系统的压缩空气（或高压氮气及液压系统），经过各种不同的活门和低压调节器通道活门，而该活门又有信号感受电路打开，使恢复推杆空气动作筒工作，帮助前驾驶杆到头。二、起飞警告系统安装起飞警告系统是当飞机起飞时，某些飞机操纵组件不在正确位置。给驾驶员提供一个音响警告信号。第八节 典型飞机操纵系统介绍B737-300飞机的飞

34、行操纵系统由主系统，辅助系统和警告系统组成，如图所示：布局如图所示：驾驶舱内布局如图所示：一、副翼操纵系统在左、右机翼上各有一块副翼，组成副翼系统。副翼操纵系统的功用是与扰流板一起提供飞机横向操纵，使其扰纵轴作滚转运动。如图为副翼系统的组成图：每个驾驶员的操纵系统中各有一个公用鼓轮，两个公用鼓轮利用公用钢索连接在一起。与操纵钢索相连接的副翼操纵扇形摇臂会转动并拖动输入拉杆以及感觉和定中机构的凸轮。当凸轮转动时，双弹簧机构给驾驶员提供受力的感觉。扇形摇臂带动两根输入拉杆，该拉杆各与一个动力控制组件的输入曲柄相连接。副翼系统的操纵原理如图所示：横滚操纵示意图如图所示：正或副驾驶转动相应的驾驶盘，前

35、鼓轮随之转动，在带动前钢索系统使前扇形件运动，从而带动副翼动力操纵组件的液压阀，具有液压压力的液压油通过液压阀进入副翼动力操纵组件的作动筒内，驱动与作动筒活塞相连的曲柄转动，曲柄的转动引起后鼓轮的转动，带动后钢索系统使后扇形件运动，后扇形件驱动连杆以操纵副翼。由于机翼上的气动力影响，外机翼部位的扰度会有变化，易造成布置在该区域内钢索张力的变化，因此，在此部位配置了放松装置。二、方向舵操纵系统方向舵系统由安装在垂直安定面后缘上的一个方向舵组成，功用是提供飞机偏航操纵，操纵飞机使其扰垂直轴作偏转运动。系统如图所示：偏航操纵系统示意图如图所示：方向舵操纵原理图如图所示：工作原理：正或副驾驶员蹬脚，通

36、过钢索系统传动后扇形件，再通过一套传动机构带动方向舵动力操纵组件中的液压阀，具有液压压力的液压油通过液压阀作动方向舵动力操纵组件中的作动筒，从而使方向舵偏转。方向舵脚蹬的运动，同时带动弹簧凸轮感觉机构，滚轮离开凸轮中立位置，在弹簧的作用下为驾驶员提供模拟的感觉力。方向舵动力操纵组件为串联式双腔结构，两腔分别由两套独立的液压系统供压。任一套液压系统发生故障，剩下的一套液压系统仍能操纵方向舵。三、升降舵操纵系统升降舵系统由安装在水平安定面上的两个升降舵组成，两个升降舵铰接在左右水平安定面的后端上。升降舵系统组成如图所示：升降舵操纵系统工作原理如图所示：正或副驾驶员前后移动驾驶杆带动前扇形，再通过钢

37、索系统，将运动传到一套连杆机构，使升降舵动力操纵组件得主液压阀工作，具有液压压力的液压油通过液压阀使升降舵运动操纵组件的作动筒工作，带动升降舵向上或向下偏转。四、水平安定面配平操纵系统在飞机尾部，设有垂直尾翼和水平尾翼。对水平尾翼为活动的称作水平安定面，在它的后部设有升降舵和升降舵调整片。水平安定面配平系统的功用是提供飞机总想配平。水平安定面配平系统原理图：五、后缘襟翼和前缘襟/缝翼操纵系统后缘襟翼和前缘襟/缝翼操纵系统的功用是增加升力，在起飞时提供相对较小的阻力，在着陆时提供较大的阻力。1、襟翼和缝翼的空气动力原理(1)襟翼：位于机翼后缘的襟翼是一种增生增阻装置。放下襟翼可以提高升力，同时也

38、增大阻力。通常用于着陆。工作原理如图所示：(2)缝翼：为了延缓机翼的气流分离现象，以提高临界迎角和最大升力系数，大型高速飞机上装有前缘缝翼。前缘缝翼位于机翼前缘，与机翼之间有一缝隙，如图所示：2、后缘襟翼和剪彩缘襟/缝翼操纵系统的工作原理后缘襟翼和剪彩缘襟/缝翼操纵系统的工作原理如图所示：六、飞机扰流板/减速板和地面扰流板操纵系统扰流板是铰链在机翼上表面的一种可活动翼板，如图所示：扰流板分为飞行扰流板和地面扰流板，如图所示：飞行扰流板的作用有两个，当左右机翼飞行扰流板的动作相同时，用以在飞行中和地面滑跑时作为减速器；当左右机翼飞行扰流板的动作不同时，用于协助副翼操纵飞机的滚转。地面扰流板在地面滑跑时作为减速器。地面扰流板和飞行扰流板在地面均可作减升板用，同时可增加阻力，有利于提高刹车效率，缩短着陆滑跑距离。飞行扰流板/减速板和地面扰流板操纵系统的原理如图所示：飞行扰流板辅助副翼作横向操纵能够，同时可做减速板用。驾驶员操纵驾驶盘，输入机械信号被传到副翼操纵系统，同时，该信号被传到扰流板传动比改变机构和扰流板混合机构，然后通过钢索系统作动飞行扰流板动力操纵件组的操纵阀，此时，具有液压压力的液压油通过操纵阀进入飞行扰流板动力操纵组件的作动器内，驱动飞行扰流板。