主要系统的描述

主要系统的描述一电传操纵系统电传操纵系统最早是为了解决飞行器的稳定性而开发。在二十世纪60年代后，某些飞行器为了降低阻力而造成稳定性急剧下降。还有某些飞行器在整个飞行包线内稳定性变化较大，这样导致飞行员控制压力加大，甚至根本无法控制飞机。为此，设计机构将陀螺仪加入飞机的机械控制系统中，用来产生一个辅助的控制信号，通过一套机械机构将增稳信号叠加到飞行员输入的控制信号中。电传操纵（FlyingByWire）系统是将飞行员的操纵信号，经过变换器变成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。一套典型的电传操纵系统是由传感器组（各种陀螺、加速度计等惯性测量器件和迎角传感器等大气测量器件）、输入设备、飞行控制计算机、舵机和电气传输线路组成。电传操纵系统一般按照远见的电器特性分类。采用了模拟传感器、模拟式计算机和输入输出设备的系统被称之为模拟式电传操纵系统；采用了数字式传感器、数字计算机和输入输出设备的被称之为全数字式电传操纵系统。但事实上，纯数字式传感器至今也没有研制成功，因此实际上在使用的都是模拟式传感器，数字式计算机的半数字式电传操纵系统。一般电传操纵系统都采用余度备份系统。主要的传感器和飞行控制计算机都要留有几组完全相同且同时工作的系统，通过专门的余度管理计算机进行最后的输出。一般现代电传操纵系统都是4余度系统，也有少数3余度，或者采用解析余度的单余度系统。除了主要系统之外，电传操纵系统还留有被大大简化的备份系统。有些还留有机械备份。二液压系统液压系统是指飞机上以油液为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。为保证液压系统工作可靠，特别是提高飞行操纵系统的液压动力源的可靠性，现代飞机上大多装有两套(或多套)相互独立的液压系统。它们分别称为公用液压系统和助力（操纵）液压系统。公用液压系统用于起落架、襟翼和减速板的收放，前轮转弯操纵，驱动风挡雨刷和燃油泵的液压马达等；同时还用于驱动部分副翼、升降舵（或全动平尾）和方向舵的助力器。助力液压系统仅用于驱动上述飞行操纵系统的助力器和阻尼舵机等，助力液压系统本身也可包含两套独立的液压系统。为进一步提高液压系统的可靠性，系统中还并联有应急电动油泵和风动泵，当飞机发动机发生故障使液压系统失去能源时，可由应急电动油泵或伸出应急风动泵使液压系统继续工作液压系统通常由以下部分组成：①供压部分：包括主油泵、应急油泵和蓄能器等，主油泵装在飞机发动机的传动机匣上，由发动机带动。蓄能器用于保持整个系统工作平稳。②执行部分：包括作动筒、液压马达和助力器等。通过它们将油液的压力能转换为机械能。③控制部分：用于控制系统中的油液流量、压力和执行元件的运动方向，包括压力阀、流量阀、方向阀和伺服阀等。④辅助部分：保证系统正常工作的环境条件，指示工作状态所需的元件，包括油箱、导管、油滤、压力表和散热器等三控制系统所谓飞机控制系统，是指飞行器在飞行过程中，利用自动控制系统，能够对飞行器的构形、飞行姿态和运动参数实施控制的系统。该系统可用来保证飞行器的稳定性和操纵性、提高完成任务的能力与飞行品质、增强飞行的安全及减轻驾驶员负担。飞行控制系统的分类从不同角度出发有不同的分类方法。根据控制指令由驾驶员发出，另一类是自动飞行控制系统，其控制指令是系统本身自动产生的。飞机的俯仰、滚转和偏航控制，增升和增阻控制，人工配平，直接力控制以及其它改变飞机的构形控制（如改变机翼后掠角、水平安定面安装角等），它是飞机的一个组成部分，故也属于飞行控制系统。自动飞行控制系统是对飞机实施自动或半自动控制，协助驾驶员工作或自动控制飞机对抗的响应。四空调系统一、创造空中座舱环境的技术措施为了确保飞行安全，改善空中人员的生活和工作条件，一般可采用以下两类措施：1、供氧装置供氧方式对于民用飞机来说仅适用于低速的螺旋桨类飞机，或者为喷气客机气密座舱的一种补充方式，如给机组人员或病员补充供氧，或者当座舱失去气密时用氧气面罩作为应急供氧。2、气密座舱（又称增压舱）它是将飞机座舱密封，然后给它供气增压，使舱内压力大于外界大气压力，并对座舱空气参数进行调节，创造舒适的座舱环境，以满足人体生理和工作的需要。这是一种高空飞行时安全而有效的措施，是当代民用飞机普遍采用的一种方式。当座舱增压后，机身结构承受拉应力。二、气密座舱的环境参数及其要求气密舱的主要环境参数是座舱空气的供气量温度、压力、压力变化率以及座舱余压，另外还有空气的湿度、清洁度等等，对它们的要求主要是基于满足人体生理卫生要求出发的，应能为乘客和空勤人员提供安全而舒适的生活和工作环境。1、对座舱温度的要求根据航空医学要求，最舒适的座舱温度为20～22℃，正常保持在15～26℃的舒适区范围内。另外，座舱内温度场应均匀，无论是垂直方向还是水平方向，与规定座舱温度值的偏差，一般不得超过±3℃。座舱壁、地板和顶部的内壁温度，基本上应保持与舱内温度一致，否则由于热辐射和对流的影响会使乘员感到不舒适。同时，各内壁的温度应高于露点，使其不致蒙上水汽。2、座舱压力的要求对座舱压力有两个方面的要求，一个是使用升限时座舱空气压力的绝对值，另一个是座舱压力变化速率的要求。常用到的与座舱压力有关的参数有以下几个：（1）座舱空气压力pC使用升限时座舱空气的绝对压力，应保证舱内有足够的氧分压，以使在整个飞行过程中，旅客不需要使用氧气设备。根据生理研究，对于一般乘客只要保证吸入空气的压力不小于570mmHg就不会产生缺氧症状（2）座舱高度HC座舱压力也可以用座舱高度（HC）表示。座舱高度是指座舱内空气的绝对压力值所对应的标准气压高度，单位为m。对应于座舱空气压力上限值565mmHg，它大约相当于2,400m高度上的大气压力，即称此时的座舱高度为2,400m。座舱压力降低，相应的座舱高度升高。现代一些大中型飞机上，当座舱高度达到10,000ft（相当于3,050m）时，通常设有座舱高度警告信号，向机组成员发出警告，它表示座舱压力不能再低，此时必须采取措施。（3）座舱余压Δpc座舱内部空气的绝对压力pc与外部大气压力pH之差就是座舱空气的剩余压力，简称余压，即Δpc=pcpH。正常情况下，余压值为正，但在某些特殊情况下，也可能会出现负余压。某一飞机所能承受的最大余压值取决于其座舱的结构强度，并与爆炸减压对人体的影响有关。飞行中飞机所承受的余压值与飞行高度有关。国际航空运输协会的医学手册规定，亚音速喷气式客机的最大压差范围约在400～440mmHg（7.7～8.5psi）；超音速运输机为490mmHg（9.5psi）。随着客机使用升限的提高和对舒适性要求的提高，客机的Δpc有增大的趋势，如波音747-400和MD-11飞机的最大余压值达9.1psi。3、供气量满足座舱通风换气要求，通风换气次数不能少于25-30次/小时五动力系统涡扇，英文Turbofan，是指有管道的高速风扇，由燃气涡轮驱动。和所有燃气涡轮机一样，动力都是来自由空气压气机压缩，再与油料一起燃烧后的高能气体，用涡轮把高温高压的气体中部份的动能化为机械能，再用这机械能驱动前端的压气机继续吸入空气,燃气涡轮机的操作过程基本就是这样循环着。同时涡轮也驱动着高速风扇带来更多的推动力。现代涡扇，通常风扇都在发动机的最前端。民航机或任何亚音速的飞机通常只有一级风扇。风扇后接着是低压气机，然后是高压气机。无论是高压还是低压，压气机的级数因个别设计而异。低压从小型涡轮的一级到大型民航机的九级不等。高压从小型的一级离心式到大型的17级不等的轴向式。新式的涡扇多是三轴的，一轴从另一轴间穿过。由不同级的涡轮以不同的速度驱动。现代涡扇发动机的压比大的可达40以上（GE90系列，Trent900，1000）。压比越大效率越高越省油六燃油系统飞机燃油系统是飞机上众多系统中的一个子系统，它的功用是储存燃油，并保证在规定的任何状态（如各种飞行高度、飞行姿态）下，均能按发动机所要求的压力和流量向发动机持续不间断地供油。此外，燃油系统还可以完成冷却飞机上其他系统、平衡飞机、保持飞机重心于规定的范围内等附加功能。民用飞机燃油系统一般包括燃油箱系统、加放油系统、供输油系统、油箱通气增压系统、燃油测量系统、信号指示系统和热负载系统。七导航系统导航方法导航的关键在于确定飞机的瞬时位置。确定飞机位置有目视定位、航位推算和几何定位三种方法。目视定位是由驾驶员观察地面标志来判定飞机位置；航位推算是根据已知的前一时刻的位置和测得的导航参数来推算当前飞机的位置；几何定位是以某些位置完全确定的导航点为基准，测量出飞机相对于这些导航点的几何关系，最后定出飞机的绝对位置。飞机导航系统按工作原理可以分为：①仪表导航系统。利用飞机上的仪表所提供的数据计算出飞机的各种导航参数。②无线电导航系统。利用地面无线电导航台或空间的导航卫星和飞机上的无线电导航设备对飞机进行定位和引导。③惯性导航系统。利用安装在惯性平台上的3个加速度计的测量结果连续地给出飞机的空间位置和速度。如果把加速度计直接装在飞机机体上，并与航向系统和姿态系统结合起来进行导航便构成捷联式惯性导航系统。④天文导航系统。以天体为基准，利用星体跟踪器测得星体高度角来确定飞机的位置。⑤组合导航系统。将以上几种导航系统组合构成的性能更为完善的导航系统。随着电子技术的发展和战术要求的不断变化，机载雷达在作用距离、目标分辨力和识别能力、抗干扰能力和可靠性等方面将进一步发展。搜索、跟踪多个目标和具有多种功能的机载相控阵雷达将获得较为广泛的应用。机载雷达的小型化、自动化程度和自适应能力也将进一步提高。航行雷达属于机载雷达的一种，用于观测载机前方的气象状况、空中目标和地形地物，保障飞机准确航行和飞行安全。有一类专门用来保障飞机低空、超低空飞行安全的航行雷达，叫地形跟随雷达和地物回避雷达，通常装在执行低空突防任务的飞机上。地形跟随雷达与计算机和飞行控制系统配合，控制飞行高度随地形起伏变化，使飞机始终保持一定的安全高度。地物回避雷达为飞行员显示选定高度上地面障碍物的分布情况，提供回避信号，使飞机绕过障碍物，保证飞行安全。利用工作转换开关，上述两种雷达可以交替使用。还有一种专门用于测定载机的偏流角和地速的航行雷达，称为多普勒导航雷达，可提供导航和轰炸所需数据，通常装在轰炸机和运输机上。八防冻防雨系统飞机在大气中飞行时，只要遇到高湿度（或低温）两个条件，就可能结冰，结霜，起雾等。结冰对飞机性能，效率及安全的影响是多方面的。如结冰会增大阻力并减小升力，导致有害震动；会使大气压力仪表不能正常工作；使操纵舵面活动卡滞；危及无线电信号的接收与发射等。此外冰或雨水积聚在风挡玻璃上会影响驾驶人员的视线。顾防冰防雨系统对保证飞机的安全飞行是至关重要的。防冰和除冰主要是指在飞行中给飞机的机翼、尾翼、发动机进气道、螺旋桨、风挡玻璃、大气数据探头、供水排水管等部件防冰。而在寒冷的天气条件下，很多情况下在飞机起飞之前，也需要给飞机的机翼和发动机进气道等关键部件除冰，以保证飞机安全起飞。飞行中的防冰和除冰与地面除冰有着本质上的区别，前者通过飞机的防冰系统实现，后者则由地面机务人员按照规定的程序完成。目前大型民航客机上主要的防冰防雨系统有热气防冰，电热防冰，化学溶液防冰，机械防冰以及一些主要的防雨装置九刹车系统飞机刹车系统是飞机重要的机载设备，它是飞机上功能相对独立的一个子系统，其作用是承受飞机的静态重量、动态冲击载荷以及在飞机着陆阶段、滑跑阶段吸收飞机的滑跑动能，使飞机快速降低速度，达到缩短滑跑距离的目的，以及确保飞机在起飞、着陆、滑行、转弯过程中有效的制动和控制，对飞机的起飞安全着陆起着重要的作用。所有飞机刹车系统的工作机理都大致一样：飞机在地面滑跑的过程中，充分利用飞机轮胎与地面之间产生的结合力，借助于动、静刹车组件之间的相互作用产生摩擦，将飞机的动能转化为其他形势的能量(主要是热能)，尽快并安全的把飞机的速度降为