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[27飞行操纵] ATA 27 飞行操纵

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见习机务员

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发表于 2018-4-24 17:42:42 | 显示全部楼层 |阅读模式
这次上传的是27章飞行操纵系统的概述 以及增升装置的部分。

以后再上传会增加些自己理解的内容,限于自己水平,可能会有不少不太正确的地方,希望师傅兄弟们指正。

飞行操纵系统
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北宋末年,郭靖借风筝飞入金国城内,大破敌军,一战成名。
直到20 世纪,莱特兄弟才发明了飞机,第一次完成了12 秒的飞行。
同样作为重于空气的飞行器,对于我们机务来讲,飞机这个“娇气的小宝贝”可是把我们折腾的不要不要的。要是人人都好好修习轻功,撑着风筝出行,多好!!!
感慨呀,抛弃传统的后果就只能是师夷长技,好好学习飞机知识了。
那么,我们开始吧。

首先,第一个问题:飞机为什么能飞?
莱特兄弟当然是没能够像郭大侠功夫盖世,但坊间都流传也是得到真传------伯努利定理。18 世纪伯努利通过对气体和液体运动研究,建立伯努利定理,即在一个流体系统,流速越快,流体产生的压力越小。这为飞机在空气中运动奠定了理论基础。
我们且看飞机机翼形状:
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额......好像有点问题哈,且按下问题,不表。

我们可以看到,机翼上表面比下表面弯度大,这意味着气体同时间流过机翼,下方走的距离短,速度小,因而其静压力大(高气压),这个力是飞机升力的主要部分。飞机的受力包括升力,重力,阻力,推力等,要实现飞机的可操纵飞行,则需要各种飞机舵面的配合。

第二个问题,操纵飞行是如何实现的?
这里以空客A320s 为例,简单介绍下飞机的飞行操纵。
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不同于汽车,飞机在空中飞行需要考虑到3 个轴上的运动,即俯仰轴,横滚轴,偏航轴。

俯仰操纵由两个升降舵和THS(可配平水平安定面)来完成。THS 用于长时间控制,升降舵则在短时间调整飞机姿态。

横滚操纵由副翼和机翼上的扰流板(从翼根至翼尖编号2、3、4、5 号)来完成。

方向舵实现偏航控制。当遇到横风得时候或者发动机故障导致推力不对的情况下,方向舵也用来补偿。

发动机转动产生巨大推力,使飞机和空气产生相对运动,产生升力。飞机有一套增加升力的舵面:缝翼、襟翼、下沉副翼。在飞机起飞,进近和着陆时调整状态来改变升力,当然其原理还是通过改变机翼上下表面的空气流速,形成压力差变化。

所有的飞行舵面是电动控制,液压作动的。有一套备用的机械系统:可配平水平安定面THS(作用于俯仰轴),方向舵(作用于偏航轴)。

下面我们具体看看每个操纵舵面发挥的作用:
副翼,安装在大翼外侧后缘,通过上下偏转,来实现飞机的横滚操作。左右副翼是联动的,当左边副翼上翻时,右边副翼下翻。

襟翼,机务小伙伴都知道飞机在起飞和着陆时都要打开襟翼,但是两者是有区别的。起飞时,要求增大升力同时减小阻力,襟翼打开15°左右。着陆时升力和阻力都要求尽量大,此时襟翼最大达到25 °。

缝翼,在机翼前缘。不同于其他复合材料的翼面,缝翼材质是铝合金。在飞机有较大迎角时,缝翼向前伸出,和机翼前部形成一道缝隙。翼面下方的气流通过缝隙流向上翼面,加速了上方空气流速,因而缝翼伸出得以增加升力。上方的加速气流也消除了机翼后部分的气流涡旋,一定程度上增大了飞机的最大迎角。

扰流板,铰接在翼面上,只能向上打开。两侧扰流板打开用来增加阻力同时减少升力。一侧扰流板打开时,能使飞机横滚。因此扰流板在飞机减速,侧倾,着陆时依据不同的情况开启不同的构型,有刹车板,滚转扰流板,地面扰流板的说法。

水平尾翼,包括水平安定面和升降舵。其功能我们可以感性的理解到,水平安定面用来保持飞机在俯仰轴上的稳定性,升降舵的上下翻转控制机头下压或者抬头。

垂直尾翼,这个类似于渔船的方向舵。垂直安定面保证了飞机在偏航轴上的稳定性,方向舵左右转动控制飞机航向。

第三个问题,飞机各舵面系统如何工作?

具体的,大家查看下面的《ATA 27 飞行操纵总结》吧。
ATA 27 飞行操纵总结

飞行操纵计算机:
一些计算机一直控制和监视飞行操纵舵面,也记录和存储故障。
2 台ELAC(升降舵副翼计算机),3 台SEC(扰流片升降舵计算机),用于俯仰和倾斜控制。
2 台FAC(飞行增稳计算机),用于偏航控制,
ELAC、SEC、FAC 产生飞行控制法则,包括优化飞控的飞行包线保护。

2 台SFCC(襟翼副翼控制计算机),控制副翼和襟翼,
2 台FMGC(飞行管理指引计算机),用于向EFCS(电传式飞行操纵系统)提供自动驾驶仪命令,
2 台FCDC(飞行控制数据集中器),用于指示和维护测试,是飞控计算机(ELEC、SEC)和飞机系统间的接口。

人工模式下的计算机:
在两台ELEC 都故障时,SEC 直接从两个侧杆接收信号。
人工模式下,一台ELEC 或一台SEC 可以控制飞机的倾斜和俯仰(若有故障时)。
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飞行操纵组成:
舵面:所有的飞行控制舵面都是作动器从计算机接收电气信号,进行液压操纵的。方向舵和THS 也可由机械控制。

作动器:除了方向舵配平作动器,方向舵行程限制作动器和THS 伺服马达是电气驱动的;所有的作动器都是由三个液压系统中的一个来供压的。

计算机:作动器和计算机间的联系指示在下图中。如,升降舵作动器是和两台计算机关联的,即ELAC 和SEC。

工作伺服控制:每个副翼,每个升降舵和每个偏航阻尼功能都有两个伺服控制(即两个液压作动器)。在正常构型下,一个伺服控制操纵舵面,它被称为主动伺服控制。第二个是随动舵面的偏转,处于阻尼模式。

当仅有人工俯仰配平可用时,对升降舵提供定中模式,液压作动器保持在中立位置。

重新配置优先权:
在正常构型下,相应的计算机确保伺服控制器的正常工作。
下图中箭头表示在计算机故障或液压回路失效的情况下,重新配置驱动的优先级(此时原来处于阻尼模式的伺服控制和相应的计算机被复位为工作模式)。
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EFCS(电传式飞行操纵系统)控制接口:
驾驶员指令如侧杆、减速杆、地面扰流板或油门杆位置信号发送给ELAC 和SEC。
根据这些输入和它们的控制法则,计算机计算升降舵、副翼、扰流板、可配平水平安定面和方向舵的偏转。
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飞行控制面板:
安装在上顶板上(飞行控制板)的按钮可用于连接/断开或者复位相应的计算机软件。


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液压:
液压状态送给ELAC 和SEC以激活或断开相应的伺服控制和法则。液压状态也送到FACs,至少作于黄和绿的偏航阻尼作动器。


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方向舵脚蹬位置:
方向舵脚蹬位置信号发送给ELAC 用于转弯协调计算。位置信号发送给FAC 执行偏航动作。


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FMGC(飞行管理和指引计算机):
如果自动驾驶仪处于活动状态,飞行管理和制导计算机(FMGC)计算的俯仰,滚转和偏航指令将发送到ELAC 和FAC,后者控制和监视表面偏转。


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FAC(飞行增稳计算机):
FAC 接收ELAC 或者FMGC 计算的方向舵偏转信息用于荷兰滚横滚阻尼,发动机故障补偿和转弯协调。


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ADIRS(大气数据惯性基准系统):
ADIRS 发送大气数据和惯性基准数据给ELAC和SEC 用于飞行包线保护计算。


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LGCIU(起落架控制接口组件):
LGCIU 发送起落架位置信号给ELAC和SEC。


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SFCC(襟缝翼控制计算机):
SFCC 发送襟缝翼舵面位置给ELAC 和SEC 用于法则计算。


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RA(无线电高度表):
RA 发送高度信息给ELAC 用于平飘法则激活。


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BSCU(刹车转弯控制组件):
BSCU 从ELAC 接收信息用于前轮转弯系统,从SEC 接收信息用于自动刹车功能。


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车轮转速计:
每个主起落架机轮速度由机轮转速计发送给SEC 用于地面扰流板的伸出。


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速度计:
垂直加速度计安装在前货舱,发送飞机的垂直加速度给ELAC 和SEC。
垂直加速度计也用于俯仰配平功能和负载因素(即负载的功率因素,表征负载性质和大小的一个参数,用来调整电路负载,提高效率)功能的计算。

EFCS(电传飞行控制系统)监控接口:
FWC/ECAM:飞行控制系统故障由FCDC(飞行控制数据集中器)发送给FWC,FWC 产生故障信息在EWD 上显示。FCDC 的控制数据也发送给FWC,用于ECAM 上的指示。

CFDIU/MCDU:数据在FCDC 和CFDS 之间交换,有两种模式:
正常模式:FCDC 发送飞行控制系统故障给CFDS;CFDS 在故障信息上加上一般数据(时间、ATA 章节、飞行阶段、航段),以便在MCDU 上显示。
交互模式(CFDS 发送给FCDC):对每台计算机内的BITE 的咨询请求;维护测试要求。
CFDIU 从FCDC 接收故障LRU 数据,此数据显示在MCDU 上用于排故和测试。
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控制法则介绍:
正常法则:在正常状态,正常法则用于计算舵面偏转指令。正常法则提供一个完全的飞行包线保护。(闭环保护)
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有三个基本控制模式:地面模式;飞行模式,平漂模式。
地面模式,在侧杆、升降舵和倾斜控制舵面间存在着直接联系;同时,方向舵由脚蹬机械控制,偏航阻尼功能有效。主起落架的减震支柱被压缩,俯仰姿态确定,地面模式在平漂模式之后被激活。

飞行模式:该模式下的正常法则是: Z N 法则用于俯仰控制,包括负载因素保护;横向正常法则用于横向控制(偏航和倾斜),包括倾斜角保护;最大使用空速(VMO);失速(迎角)保护。当起落架减震支柱伸出,俯仰姿态确定,飞行模式在地面模式后被激活。

平漂模式:该模式下的正常法则是,平漂法则用于俯仰控制,允许常规的平漂;横向正常法则;失速(迎角)保护。低于某一特定高度,平漂模式在飞行模式后激活。
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法则重新配置:在俯仰轴和倾斜轴可重新配置控制法则。
控制法则重新配置分为两部分:备用;直接。单个故障正常法则不会丢失。从正常法则到备用法则的转换是自动进行的。取决于故障的数量和种类(特性)。
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备用法则:正常法则一旦丢失,备用法则自动有效。备用法则提供给俯仰轴:负载因素限制;高速和低速稳定性(备用高速保护和备用的大迎角保护)。
倾斜轴使用直接法则。
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有些情况下,备用法则丢失高速和低速稳定性保护,仅提供负载因素限制。
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直接法则:在地面直接法则自动激活。在飞行中,正常法则和备用法则失去时,则激活故障直接法则。
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直接法则使用侧杆和舵面间的直接联系,所有的保护都丢失。(开环控制)
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机械备用模式:在电源或飞行控制计算机完全丢失时,使用机械备用模式控制飞机。使用配平手轮进行俯仰控制,升降舵保持在0°偏转。脚蹬进行偏航控制。
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飞行操纵警告:
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增升装置:
缝翼、襟翼、下沉副翼在飞机起飞,进近和着陆时随时增加升力。每边大翼上有两块襟翼和五块缝翼,由翼根到翼尖编号。A321 装配双槽襟翼。缝翼和襟翼是电气控制液压作动的。两个SFCC 监视和控制缝翼和襟翼位置。每个计算机有一个缝翼通道一个襟翼通道。缝翼和襟翼通道是相似的。

PCU(动力控制组件)通过两个液压马达连接到差速齿轮箱来驱动每个系统。扭矩轴和齿轮箱传递机械力给作动器来驱动舵面。每个马达由一个不同的液压系统供能,有自己的活门组件和POB(无压力刹车)。活门组件控制着相关的PCU 输出轴的转动方向和速度。当缝翼和襟翼表面到达选定位置或液压动力失效时,POB 锁定传动装置。

在检测到重大故障时,WTB(翼尖刹车)用来制动和锁定系统。WTB 是液压启动的,只能在地面上重置。

PPU(位置拾取组件)发送缝翼和襟翼的位置反馈给SFCC 和ECAM。安装在内侧和外侧襟翼之间的襟翼传感器在检测到襟翼连接故障时会阻止进一步的襟翼操作。信号经过LGCIU 发送给SFCC。为防止飞机失速,缝翼无法在高迎角或低速时完全收回[迎角(Alpha)/速度锁定功能]。
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缝翼/襟翼控制操作:
增升系统包括在每个机翼上的两个襟翼和五个缝翼。(舵面数字从翼根到翼尖编号。)舵面的位置从控制手柄选择,手柄的指令信号通过指令传感器组件(CSU)发送给SFCC。

SFCC 是相同的,保证襟缝翼系统的控制和监视。根据手柄指令,SFCC 发信号给PCU(动力控制组件)来给组件活门供能。每个动力控制组件内有两个液压马达提供液压作动。每个液压马达由不同的液压系统提供动力,并有自己的活门组件和无液压刹车。

活门组件控制马达转动的方向和他们相应PCU 输出轴的转速。
液压马达通过一个差动齿轮传动,然后扭矩轴和齿轮箱传送机械动力给作动器以驱动舵面。

检查到特定类型的故障时,提供翼尖刹车以便停止并锁定系统。位置获取组件发送反馈信号给计算机,用来控制和监视系统。

FPPU(反馈位置传感组件)提供关于PCU 输出位置的信号,即舵面的真实位置。

缝翼/襟翼手柄:襟缝翼位置是利用中央操纵台上的一个单独的控制手柄同步选择的。
移动手柄,可转动指令传感器的输入轴,传感组件将机械指令变成电气信号给SFCC。
缝翼/襟翼控制计算机:两个SFCC 控制和监视系统。计算机在大迎角或低速时抑制缝翼收回(迎角锁定功能)。一个SFCC 故障时,两个襟缝翼系统以半速操作。

PCU / SFCC 说明:
缝翼和襟翼控制是相同的,这里只显示襟翼系统,通过正常的伸出程序显示PCU(电源控制组件)和SFCC 的详细操作。每个活门组包括三个电磁活门。其中两个为方向活门控制着控制轴活门收回或伸出,ENABLE 电磁活门控制着POB(无压力刹车)。

移动缝翼襟翼手柄可旋转CSU(指令传感器组件),该组件向每个SFCC 发出一个新的位置指令信号。该信号在襟翼通道1 和2 中进行处理。在SFCC 襟翼通道中比较要求的位置和来自FPPU(反馈位置传感组件)的实际位置。如果要求的和实际的位置不同,则每个通道生成指令信号。比较两个通道的指令信号,如果指令信号一致,则会生成驱动命令,启动PCU 活门组件,作动襟翼。每个SFCC 控制其相关的电磁活门。
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电磁活门:当伸出线圈通电时,控制轴活门从中立位向全转位移动。轴活门移动的方向控制电机的旋转方向。活门移动的程度控制着电机的转速。

控制活门轴活门的位置由安装在活门组件一端的LVDT(线性可变差动传感器)监控。ENABLE电磁活门通电以释放POB,襟翼开始向下偏转。在控制活门轴活门完全偏转的情况下,最大可用液压流量被引导至马达,使其全速运转以便放下襟翼。当襟翼接近要求的位置时,收回线圈通电,从而允许控制轴活门移回到中立位。控制轴活门移动减少了液压流量,从而降低了电机转速。
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POB:当襟翼到达要求的位置时,所有的电磁活门都断电并施加POB。马达停止转动,
POB 锁定襟翼,直到要求襟翼重新作动。
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缝翼/襟翼异常锁定操作:
不对称,失控,超速和非指令移动是由APPU(不对称位置获取组件)和FPPU(反馈位置获取组件)信号的交叉比较检测到的。如果SFCC 检测到这些故障中的任何一个,第二台SFCC 证实故障,则实施WTB(翼尖刹车)。

注意:如果SFCC 不工作,另一个SFCC 自动接收一个WTB 待命信号。如果第二台SFCC检查到故障,每个WTB 上的电磁线圈活门衔接。
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不对称:不对称是由左侧和右侧APPU 之间的位置差异确定的。通常不对称是由两个APPU 之间的断开的轴造成的。两个APPU 之间有大于5°的同步位置差异时,则为不对称。

失去控制:失控是由两个APPU 和FPPU 之间的位置差异给定的。当扭矩轴的部件驱动左右翼刹车(共用),使得缝翼系统脱离PCU 的POB,会引起缝翼失控。这会导致空气负载(空气动力) 试图使舵面收回。仅当PCU 齿轮箱破损时,襟翼可能失控。破损的位置决定空气负载是使得襟翼试图收回或者伸出。

超速:当在PPU 上测量的扭转轴转速太大时检测为超速。
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非指令移动:当移动的距离超出选定的位置阈值一定值时,确定为非指令移动。
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故障监控:PCU 在工作,伸出电磁线圈活门和POB 电磁线圈活门衔接(闭合的),襟翼伸出。PPU 组件信息用于系统监控。不对称由SFCC1 检测,一旦SFCC 检测到不对称,它相应的活门组件就会断开衔接。一个”WTB arm”信号发送给SFCC2 襟翼通道检查是否确定不对称。如果SFCC2 确定了不对称,一个”WTB arm”信号送给WTB 电磁线圈,PCU 断电且锁定软件,只能通过CFDS 在地面上进行复位。如果SFCC2 没有确定不对称,则认为第一个系统出现故障。
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襟缝翼非正常操作(半速):
这里介绍一个引起系统在半速工作的非正常操作的例子,由于襟缝翼操作是相同的,所以只显示襟翼。当检查到半速时,1 级警告产生,ECAM 上显示一条故障信息。
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SFCC 故障:这个例子,SFCC2 的襟翼通道不可操作,SFCC1 工作正常。SFCC1 的每个襟翼通道产生指令信号,由PCU 控制输入级产生的驱动指令,控制在襟翼PCU 中相应的电磁线圈的活门。仅有相应的绿液压马达工作。

由于黄液压活门组件未通电,POB 锁定黄液压马达的输出轴。由于差速齿轮箱的作用,工作马达以半速提供全部输出扭矩。
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液压故障:每个SFCC 通道监视相关的PCU 马达的液压。从LVDT(线性可变差异传感器)来的信号用于比较控制活门的位置和驱动指令的目标位置。

本例中,SFCC1 检测出绿液压低。一旦液压低被检测到,PCU 活门组件电磁线圈就断电,POB 锁定绿液压马达输出轴。仅有黄液压活门组件通电,所以黄液压马达工作。由于差速齿轮箱的作用,工作马达以半速提供全部输出扭矩给齿轮箱输出轴。因为绿液压系统也提供一个缝翼PCU 马达,缝翼系统也受影响。
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控制轴活门卡阻:本例中,绿控制轴活门卡阻卡阻,引起襟翼移动速度低于双马达工作的最低速度。每个SFCC 襟翼通道都监控传动系统的半速运行。当全速构型下(半速监控)选择了两个控制轴活门时,才能检测到轴活门卡阻。半速监控系统检查卡阻的轴活门,然后电磁线圈活门断电。由于差速齿轮箱的作用,余下的工作马达以半速提供完全的差速齿轮箱输出扭矩。当飞机在地面时半速监控被抑制。
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缝翼机械:
PCU 通过扭矩轴和齿轮箱驱动作动器来操作缝翼。
PCU:PCU 包含两个液压马达,每个马达由电信号活门组件控制。缝翼PCU 通过一个单输出轴驱动缝翼传动系统。

扭矩轴:扭矩轴的转动以相同的速度同时驱动所有齿轮箱和转动作动器输入轴。安装在结构上的固定轴承,提供校准时微小角度变化的扭矩轴。

齿轮箱:6 个齿轮箱用于缝翼传动系统,在那里产生扭矩轴校准的变化:
- 1 个19°倾斜齿轮箱(A)改变在机翼中央箱下的校准。
- 在每个机翼上,1 个T 齿轮箱(B)通过90°来改变校准。
- 2 个63.5°倾斜齿轮箱(C)将从每个机翼下的来的驱动传送到机翼前缘。
作动器:作动器提供必要的扭矩和速度减小,用于以需要的速率驱动缝翼。每个作动器通过作动器输出轴驱动的小齿轮驱动相应的缝翼轨道。
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轨道:缝翼和轨道前端相连,轨道在一个指引滚轴上移动。缝翼1 由4 个轨道支撑,但只有T2 和T3 被驱动,T1 和T4 防止连接故障时缝翼丢失。其余缝翼的吊架(还有襟翼的外缘)由两个受控轨道支撑。

扭矩限制:每个作动器都包含了一个双向扭矩限制器,来防止结构过载。
WTB:如果SFCC 检测到非正常操作如不对称和失控,WTB(翼尖刹车)停止缝翼传动并将其锁定。一旦应用,翼尖刹车只能在地面通过CFDU 以机械操作复位。
APPU:APPU(不对称位置获取组件)使得SFCC 能够监视系统的不对称和失控状态。每个机翼的轨道12 外侧安装着一个APPU。它向SFCC 提供缝翼的真实位置。
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襟翼机械驱动:
PCU(动力控制组件):动力控制组件包含两个液压马达,每个马达都由电控活门组件控制。襟翼PCU 驱动襟翼传动输出轴。

扭矩轴:扭矩轴的旋转,以相同的速度同时驱动所有的齿轮箱和转动作动器的输入轴。固定轴承和结构相连,在有小的角度变化时提供扭矩轴。

齿轮箱:三种类型的一比一比率的齿轮箱用在襟翼传动,这里存在扭矩轴校准的大的变化。直角齿轮箱通过90°,改变轨道1 补偿齿轮箱输入的校准。线性齿轮箱沿着后部假翼梁的后面板传递驱动。19°倾斜齿轮将驱动和后翼梁对齐。

作动器:每一个轨道上有一个作动器操作襟翼机械。它提供必要的扭矩和速度减小,用于以需要的速率驱动缝翼。每一个作动器由一个补偿齿轮箱驱动,齿轮箱将动力从扭矩轴传送给插入旋转作动器。

扭矩限制器:每个作动器包含一个双向扭矩限制器,防止结构过载。
WTB:如果SFCC 检测到非正常操作如不对称,失控,超速和非指令移动,WTB(翼尖刹车)停止缝翼传动并将其锁定。一旦应用,翼尖刹车只能在地面通过CFDU 以机械操作复位。
APPU:APPU(不对称位置获取组件)使得SFCC 能够监视系统的不对称和失控状态。每个机翼的轨道4 上的补偿齿轮箱安装着一个APPU。它向SFCC 提供襟翼的真实位置。
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襟翼驱动位置:
轨道:襟翼被支撑在直线轨道上支架上。在每个轨道的外侧有一个连接臂,传递来自作动器的驱动给襟翼。轨道2、3、4 是相同的。轨道1 和机身相连,使用不同的构型。每个襟翼被支架支撑,支架在从机翼后梁延伸出去的轨道上。每一个支架有一个牵制设备,在发生故障时使得襟翼能够保持在支架上。一个铰链机械将调整片操纵面的前缘与襟翼的主操纵面相连。
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襟翼驱动:在轨道2、3、4 上,六个垂直和四个侧向负载滚轴保持每个支架在它的轨道上。在轨道1 上,仅有四个垂直垂直负载和两个侧向负载滚轴保持支架。如果有一个支架的结构故障,一个故障-安全挂钩将襟翼保持在轨道上。支架和襟翼用螺栓连接。螺栓有一个偏心轮用于襟翼索。
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襟翼和轨道整流罩:襟翼连臂,在每个轨道位置的紧邻外侧,与襟翼底部表面相连。连臂将从旋转作动器来的移动传递到襟翼表面。在轨道2、3、4 上,连接着襟翼底部的是连臂,连臂在襟翼移动时操纵可移动的轨道整流罩。
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典型调整片:内侧调整片在轨道2 上与襟翼的后梁相连,铰接于1A 和1B。外侧调整片在轨道3、4 上与襟翼的后梁相连,铰接于3A、3B 和3C。

当襟翼移动时,调整片被以下连杆操作:从支索盒附件到铰链1A 调整片附件;从轨道2、3 和4 的滚轴支架到调整片附件支架。
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襟翼连接故障检测:
传感器:在每个机翼上的内外襟翼之间,两个襟翼断开传感器安装在互连支架上。缝翼断开传感器是接近传感器,探测任何的襟翼断开。

LGCIU:每个LGCIU 接收来自两个传感器的信号,然后传送这个数据给相关的SFCC。LGCIU 处理来自接近传感器的信号。

SFCC:SFCC 监控襟翼连接间故障检测传感器,以发现连接故障。如果SFCC 接收到一个缝翼断开信号,然后PCU 的活门组件线圈断电,POB 锁定两个液压马达,SFCC 发出一个caution,ECAM 显示组件显示一个故障信息。只有在地面系统才可以被重置。如果SFCC从一个机翼上的两个传感器收到不同的信号或一个传感器发送错误数据,ECAM 显示组件显示一个故障信息。
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缝翼/襟翼警告:在缝翼或者襟翼故障时,MASTER CAUT 灯亮,音响警告出现。在EWD上部S 或F(取决于相关的舵面)指示变为琥珀色。故障信息显示在EWD 上。

本例中,还未能达到选定的缝翼位置2:位置数值和三角(襟翼位置选择符号)保持深红色,绿线和F 指示变成琥珀色。
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缝翼/襟翼锁定:当襟缝翼锁定时,MASTER CAUT 灯亮,音响警告出现,S-LOCKED 或F-LOCKED(取决于相关的舵面)显示在EWD 上部的S 指示上方。故障信息琥珀色显示在EWD 上。

在本例中,还未能到达选定的缝翼位置3:位置数值和三角(缝翼位置选择符号)保持深红色。绿线变成琥珀色, S-LOCKED 信息出现在S 指示的上方。
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SFCC 控制接口:
CSU(指令传感器组件):CSN 传送两个离散信号给每个通道,用于一个新的缝翼/襟翼位置指令。

左和右APPU(Asymmetry Position Pick Off Units):APPU 向每个通道发送同步信号,用于不对称检测和系统监视。

FPPU(Feedback Position Pick-off Unit):FPPU 测量FCU 输出轴的位置,并发送给计算机用于系统控制和监视。

左和右WTB(Wing Tip Brakes):从计算机来的离散输出送给WTB 用于电磁线圈活门控制。

PCU(动力控制组件):来自计算机的离散输出被发送给PCU,用于电磁线圈控制。LVDTs (Linear Variable Differential Transducers)发送模拟信号来监视和控制PCU 的轴活门。

ADIRU(大气数据/惯性基准系统):ADIRUs 1 and 2 发送修正的迎角和计算空速数据,用于ALPHA LOCK(迎角锁定)计算。

LGCIU:LGCIU(起落架控制和接口组件)发送襟翼断开数据用于襟翼连接故障探测的控制。

CFDIU:CFDIU(集中故障和显示接口组件)发送故障环境和指令符号用于BITE 测试。
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SFCC 接口:
FWC:IPPU(仪表位置获取组件)提供缝翼/襟翼位置数据给FWC,用来产生警告。
SDAC:SDAC 接收数据来产生适当的ECAM 显示。从SFCC 接收来的信息可在飞行后应要求显示。由襟翼系统故障引起的2 级caution,在SDAC 中处理,并在EWD 上显示。缝翼通道接口是相同的。

ELAC 和SEC:来自SFCC 的位置数据用于电气飞行控制法则选择。
FAC:发送给FAC 的位置数据被用来进行飞行包线保护计算。
GPWC:近地警告计算机(Ground Proximity Warning Computer)通过控制面板21VU 接收襟翼位置数据用于进近和着陆。SFCC 缝翼通道不送出缝翼信息。
CFDIU:CFDIU 接收来自SFCC 的故障数据和指令字符用于自测试(BITE),从SFCC接收的信息可在飞行后应要求显示。当CFDIU 无效或者未安装时,测试插座可用于排故。缝翼通道接口是相同的。
ADIRU:襟翼位置数据被ADIRU 用于迎角和静压源修正。襟翼大于9° 和34°数据用于迎角修正。襟翼大于19° 用于静压源修正。没有到ADIRU 的缝翼通道接口。
CIDS:CIDS(客舱内部通讯数据系统)接收襟缝翼位置离散信号用于客舱旅客信号的自动照明。
EIU:EIU(发动机接口组件)接收缝翼襟翼手柄收回位置离散信号用于最小慢车。缝翼通道都是相同的。

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ATA 27 飞行操纵(1) .pdf

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见习机务员

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发表于 2018-4-30 16:02:04 | 显示全部楼层
这位同学,请加薇信cea320,期待您的加入。
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见习机务员

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发表于 2018-5-31 16:15:43 | 显示全部楼层
学习了,很不错的
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见习机务员

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发表于 2018-6-1 12:27:53 | 显示全部楼层
厉害                        
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机务学徒工

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发表于 2018-6-3 18:30:33 | 显示全部楼层
学习到了 。。。。
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试用期机务

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发表于 2018-10-16 07:55:58 | 显示全部楼层
谢谢楼主,学习了
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试用期机务

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发表于 2018-10-17 17:10:20 | 显示全部楼层
下载,收藏,谢谢楼主
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机务正式工-无执照

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南航在线王

发表于 2018-11-24 23:48:30 | 显示全部楼层
楼主厉害,学习学习
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我写的真没到五十字节啊
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