大翼环路原理及其排故方法
提高A320S飞机大翼环路故障排故效率
105
104
125指该探测 线长度 125INCH
54
116
63
36
67
125
104 1 1 2
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79
150
46
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107
由于探测元件这种特性，我们可以把环路上的探测元件等效为 长度已知且固定的特性线；
环路断路原理
正常从BMC处插钉 测量环路阻值小于 15欧 如果阻值在15－75 欧姆之间，环路受 污染
46
79
150
46
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Z4B对地阻抗值为 36.5K欧
根据改进的算法 ：LOC =(Z4B/Z3B+Z4B)*L总（以3B作 为起点） 探测线总长度： • L总 =54+116+63+136+67+125+104+112+107+79+46+150+ 79+46=1284INCH • Loc=(Z4B/Z3B+Z4B)*1284INCH 就是从3B往4B数的实 际断路位置 • 那么LOC=36.5/(33.8+36.5)*1284(从3B为起始)=667那 么应该是90HF或者是73HF
新算法应用-新旧算法对比
如果用传统的“二分法”分段测 量，最好的的结果就是拆1块盖 板，最坏的结果要拆掉3块,
而用我们新的大翼环路开路的位 置精确定位法只需要拆一块盖板
新算法应用-新旧算法对比
平均 8 小时 人次
传统“二 分法”所 需投入人 力
平均2小 时人次
使用新 算法后 的人力
• 通过新算法在实际排故中的应用，针对 A320S飞机大翼探测环路故障，从以往的 “二分法”，转变到了新的探测元件计算 方法，极大地提高了排故效率，节省了大 量的人力和物力。
飞机维护手册AMM手册查询
飞机维护手册第一节维护手册的概述和结构3．1．1维护手册的概述飞机维护手册是外场维护中使用最频繁的一本手册，是飞机工作人员的工作指南，这本手册的内容丰富、充实、多样。
而且，在维修文件历史的传承中，出现了很多维护手册内容的分支,在不同时代出现了不同内容的维护手册，新旧不同版本的维护手册的内容也不尽相同。
最新版本(波音737—600/700/800/900飞机）的维护手册在工作的分类上，将通用性、原理性的信息另成一册称为系统描述部分（Systems Description Section， SDS），继承了原来(波音737—300/400/500飞机）在01—99页部分的概述内容，由于这部分内容不涉及工作内容，波音公司可以免责其中的错误。
而原有的第五章定时性检修的数据，都写在维修计划数据MPD中，这部分不再写在AMM中，现在第五章的内容只包含非定时性的维修检查。
而原来停场封存数据专门成册的出版物，现在写在AMM手册11章中。
本书的第二章第一节简要介绍了AMM手册，AMM手册实际上是工作程序的集合，针对航线可更换件LRU进行的维护步骤和程序的集合。
它是由飞机制造厂商发布的，依据各种组件、系统、APU、发动机的供货商提供的数据和制造厂商的技术数据综合编写而成，手册基本上都是严格按照ATAl00格式进行编排的，所以，掌握ATA100内容对手册的查阅是非常重要的。
下面以波音737—300飞机为例介绍AMM手册。
学会查阅AMM的工作步骤，是机务维护人员的必修课程，是以维护手册为标准进行施工的必要前提。
3．1．2维护手册AMM的结构维护手册的结构图已经出现在第二章第三节的内容中，维修手册依据ATAl00的章节形式“＊＊——**--＊＊"进行划分。
除此之外维护手册根据自身的性质,按照工作的不同内容，将页码分成不同的区段。
从表3—1中不难看出，页码的第一位是功能位，代表该页码段的工作内容和性质。
而后面两位是顺序的页码，表明的是每页的排序，由于AMM手册的基本单位是页，因此页码对AMM手册的查询是一个关键点。
A320引气系统常见故障排故浅谈——机务经验交流
A320引气系统常见故障排故浅谈A320引气系统故障是夏季故障发生机率较高的系统之一，由于这一系统出现的故障对航班的正点率影响很大，因此有必要对这一系统发生的故障进行一下探讨。
引气系统主要分两部分。
1．压力调节系统。
2．引气预冷系统。
压力调节系统的故障主要有四类：1．压力低。
2．压力摆动。
3．PRV活门打不开。
4．PRV活门关不死。
调节系统的前三类一般PFR会有PRESS REG-V 4001HA1 OR SOL 10HA1 OR SENSE LINE或PRESS REG-V 4001HA2 OR SOL 10HA2 OR SENSE LINE信息。
按相应的排故程序一般都能排除故障，但为了少走弯路，有一定的规律可循。
对压力低，优先考虑更换10HA，其次PRV，还有是8HA。
对压力摆动，优先考虑更换PRV，其次10HA，然后是8HA。
对PRV活门打不开，如果慢车时就打不开，PRV活门可能卡死，应更换PRV；如果大车时关闭，10HA很可能故障。
8HA故障也可能引起PRV活门打不开。
1但是要注意，在换件之前，必须先检查相应的引气管路是否有渗漏。
为何如此排故，可从原理上简单分析一下：PRV活门是一个完全的气动工作部件，调节引气压力到44PSI左右。
当出现下列5种情况之一时，活门保护性自动关闭：引气超温（引气预冷器下游温度超过257±3ºC时）、引气超压（PRV下游压力超过57±3psi时）、吊架\机翼\机身引气管路漏气、APU引气活门未关、对应的发动机启动活门未关。
有两种人工关闭方式：发动机防火按钮、引气开关按钮。
控制电磁阀10HA 由恒温器体部件、电磁阀部件、反流保护部件组成，有三个功用：1. 温度限制：引气预冷器下游温度过高达到235ºC时，恒温器体部件的INVAR（不涨钢）杆因膨胀度差异使杆阀门部分打开，使连接到PRV调节腔体的传感管路通大气，调节PRV趋向关闭以减小引气量来降低温度；引气预冷器下游温度过高达到245ºC时，杆阀门完全打开，PRV继续趋向关闭直到PRV出口引气压力减小到17.5psi为止。
A320襟缝翼系统原理及排故措施
A320襟缝翼系统原理及排故措施-工程论文A320襟缝翼系统原理及排故措施蒋双奇JIANG Shuang-qi（国航重庆维修基地航线二车间，重庆401120）（Route 2 Workshop of Chongqing Maintenance Base of Air China，Chongqing 401120，China）摘要：本文主要介绍A320飞机襟缝翼系统的各组成部件以及系统工作原理，同时总结襟缝翼系统常见故障现象和信息，以及常见排故处理措施，便于把握襟缝翼系统的关键点，为今后其它类似的襟缝翼系统故障排除积累经验。
Abstract: This paper mainly introduces the all the components and working principle of the system of slots flaps system of A320 airplane. At the same time, it sums up the phenomena and information of the common failures of slots flaps system and the common troubleshooting measures to grasp the important points of slots flaps system to accumulate experience of the related troubleshooting of slots flaps system in the future.关键词：CSU（指令传感组件）；PCU（动力控制组件）；IPPU（仪表位置探测组件）；FPPU（反馈位置探测组件）；APPU（不对称位置探测组件）；SFCC （襟缝翼控制计算机）；WTB（翼尖刹车）；VB（活门块）Key words: CSU（command sense unit）；PCU（power control unit）；IPPU（instrument position plumbing unit）；FPPU（feedback position plumbing unit）；APPU（asymmetry position plumbing unit）；SFCC（slots flaps control computer）；WTB（wing tip brake）；VB（valve block）中图分类号：V267 文献标识码：A文章编号：1006-4311（2015）02-0045-020 引言A320襟缝翼系统设计原理基本相同，所以这里仅例举襟翼系统来阐述。
航线量线技巧
飞机电器线路测量技巧量线的话，一般而言就是测量该段线路的导通性和绝缘性。
就目前应用的办法较多的采用测量该段线路的电阻。
针对一些探测元件或者传感器的内阻，方法雷同。
根据简单的物理知识得知，如果一段线是连续的，则该段线路必定有电阻，而且电阻值是欧姆级别的；如果一段线是绝缘的，则该段线路与飞机结构或者“地”是开路的，则实际用欧姆表测量出为“OL”或者兆欧级别的。
类型一：利用飞机地。
由于飞机上设备的局限性，有时我们往往利用飞机这个“地”来测量导通性和绝缘性。
6349飞机曾出现过飞机14HK信息，根据TSM排故后，疑为线路故障导致，参考下图：实际施工测导通性时：我们没办法用万用表一头ZC,一头14HK后部，这时我们可以借助飞机这个“地”来进行测量，可以把ZC后部的4B用保险丝接地，然后到14HK后部需要测量地方，连接万用表，这时就可以形成环路来测量8HK-AB/4B钉对14HK-AB/A钉之间线路；隔离性就容易了，只要ZC这头“地”断开，直接测量14HK后部和地之间的电阻，“OL”就是绝缘的。
重要提醒：建议在施工之前要对AWM进行查询，以确定该段线路内无其他设备或者隔离掉这些相关设备，防止测量不准确。
这一例子如8HK到14HK之间有多个设备，如213VT,227VC,281VC,1939VC等。
当时测量，8HK-AB/4B钉对14HK-AB/A钉之间线路导通和隔离性异常；进一步测量发现1939VC-A/20钉对14HK-AB/A钉之间线路的导通性电阻值较大，而且处于变化；另外绝缘性也非常差。
随后对该段区域的线路进行详细检查，发现在一扎带捆绑的线束中线号为2163-6045断裂。
修复之后，该故障未再出现。
类型二：摇线法。
发动机区域经常出现间歇性的故障，更换部件后仍出现故障，这时就要考虑线路问题，因发动机处于高震动区域，线路问题的可能性大增，参考下图。
6328右发LOOP B 火警，该故障一直是间歇性的，航后测量线路也无法判断。
A320系列飞机(CFM56-B发动机)气源系统常见故障分析
图 ， ＦＶ 门 由 恒 温 控 制 器 （ Ｃ ） 控 制 开 度 使 预 冷 器 下 游 温 度 稳 定 在 Ａ活 ＴＴ ２ ０／ １ 。Ｃ 当 预冷 器 出 口温 度 超 过 ２５ｃ ，ＰＶ 向关 闭 以减 小 引气 ０＋ 一 ５ 。 ３。时 Ｒ趋 量 来 降低 温度 。如 果 引气 预冷 器 下游 温 度超 过２ ７ 。 时 ，会 引发 超温 关 ５ ±３ ｃ
闭Ｐ Ｖ Ｒ ，从而造 成 发动 机 引气 失效 ，并 生产 上述 警告 和故 障信 息 。
ｓ ｓｅ ｓ ｙ ｔｍ
试设 备来 确定Ｆ Ｖ Ａ 的工 作情 况 。
２Ｃ Ｄ 障信 息 Ｆ 故
Ｐ Ｅ Ｓ Ｒ Ｇ Ｖ ４ ０ Ｈ １Ｏ Ｏ Ｏ Ａ Ｒ Ｓ Ｎ Ｅ Ｌ Ｎ 遇 到 这种 情 况 ， Ｒ Ｓ Ｅ — ０ １ Ａ Ｒ Ｓ Ｌ Ｉ Ｈ １Ｏ Ｅ Ｓ ＩＥ
有完 成好 ，造 成 气滤 发 生堵 塞 ，从 而 引发 该警 告 ，因此 当 发现 该 故 障情 况 时 ，建议 最 先查 看近 期 是 否有 定检 进 行过 相 关项 目，从而 有 利于 故 障 的排
除 。 第 二 个 可 能 的 原 因 而 是 本 体 的 热 电偶 失 效 ，这 样 ， 可 以直 接 更 换
我 们通 过Ｍ Ｄ进 行 状态 页面 的读取 ，并 于标 准状 态表 进 行 比对 。如 果 ＣＵ
图１
状 态 显示 ＶＬ Ｅｘ ＢＥ Ｄ （Ｈ ）意外 开 启 ，那么 我 们先 人 工把 其 关 闭 ，然 Ａ Ｖ — ＬＥ ６Ｖ
【 技术应用 】 ｊ 黧一
后 拆 下 其 中 一 台Ｂ Ｃ Ｍ ，再 次 进 行 状态 读 取 ， 如 果 结果 正 常 ，那 么 可 以确 认
开 ，继续 测 量 ，直至 确 认 故障 原件 为 止 。很 多 同仁 也许 认 为此种 方 法较 随
基于统计分析的波音737NG飞机翼身过热灯亮排故经验
基于统计分析的波音737NG飞机翼身过热灯亮排故经验作者：孙园园来源：《科技风》2017年第17期摘要：波音737NG飞机翼身过热灯亮故障时有发生，需要的排故时间比较长，放行条件也比较苛刻，较难满足，经常会造成航班延误，一直是航空公司比较头疼的一类故障。
本文结合本人在这方面的维修经验，对我公司737NG飞机大翼机身过热系统的历史典型故障进行了统计分析，研究出一套排除此类故障的通用方法，供737NG飞机机务维护人员参考。
关键词：机务维护；737NG；翼身过热；维修经验；统计分析一、翼身过热探测系统简介翼身过热探测系统用于探测机翼机身内引气管路附近区域的过热情况，如果有引气管路发生泄漏，管路附近区域就会过热，一旦探测系统探测到过热情况，便会通过驾驶舱面板向机组发出警告。
过热探测元件外部壳体为密封的inconel（铬镍铁合金）管，中心为镍金属丝导线，中间填充介质为共晶盐，共晶盐的电阻能够随着温度升高而降低。
当共晶盐温度达到警报值时，在探测元件外部壳体和中心导体之间即形成传导通路。
当共晶盐温度降至警报值以下时，探测元件会自动复位。
二、翼身过热探测系统探测环路的特点翼身过热探测共有5个探测环路，每个环路上连接有2个到7个不等的探测元件，5个探测环路有以下3个特点：1）环路之间相互独立；2）每个环路上的所有探测元件中心导线是串联连接；3）如果将共晶盐看成一个电阻，每个环路上的探测元件的壳体和中心导线之间是并联连接。
三、翼身过热灯亮故障原因的隔离方法在地面，当翼身过热灯亮时，首先应关断相应侧的空调组件，若过热灯不灭，再关掉APU引气，若灯长时间不灭，则是探测系统本身故障；如果关断相应侧的空调组件后过热灯灭则可能是漏气，或探测线芯对地阻值过小，或者探测线与引气管道间隙太小。
至于具体原因，需要到舱体过热探测控制器上读取代码，再根据相应代码代表的区域一步一步排查。
如果初步判断是漏气引起的过热报警，应该按照相应过热警告代码在环路探测区域检查漏气。
A320机队常见故障和处理方法
A320机队常见故障和处理方法< xmlnamespace prefix ="o" ns="urn:schemas-microsoft-com:office:office" />21章1：电子舱通风故障：1）如只有电子舱通风的故障警告，须检查蒙皮进气活门和出气活门，确认开度正常，进出气量正常，进气口无外来物。
复位计算机跳开关（MONG），一般信息会消失，等一分钟左右后做测试，如立即测试可能会出现虚假的测试正常信息。
如果过一会信息再次出现，可能性最大的是气滤，其次是计算机。
2）如出现鼓风扇或排气扇信息，检查是否有相关跳开关跳出。
检查蒙皮进气口，如有杂物堵塞，会出现鼓风扇信息。
否则出现此类信息，一般复位是无效的，只能按MEL保留或排故。
3）注意：鼓风扇故障可能会导致同时出现排气扇信息。
如果电源电压，频率偏离较大也可能会导致多个电子舱通风跳开关跳出，信息出现。
2：空调系统：1）温度不可调节，可考虑区域温度控制器。
但如果是温度高，降不下来，则控制器的可能性很小，一般是组件性能问题，短停不处理，但要打印环境报告给技术部门。
2）单组件故障，可按要求保留。
3：座舱压力系统：1）A319飞机有时在报告中有CPC1+2故障警告。
这一般是由于有时机组在执行高原航班时会选择人工控制模式造成的，在地面正常就不用处理。
4：后货舱通风或加温故障：复位不好则保留。
不允许防活物。
22章1：与FMGC相关的：1）通电后FD不能自动接通：说明FMGC自检或数据对比没有通过，哪边的不能接通，在其ND下方会提示选择与另一部ND相同的距离范围，一般复位相应的FMGC后会正常。
2）校准惯导后某部FD或AP接不通，先复位跳开关，如无效，对老320飞机的FMGC可进行拔卡复位，拔出跳开关，拔出A13卡，闭合跳开关，一分钟后再拔出跳开关，插入卡，闭合跳开关。
一分钟后信息消失。
如还不行，MEL保留(该方法在第一种情况下也适用)。
大翼环路排故总结
大翼环路排故总结（张金荣）引气泄漏会造成飞机整个引气系统工作品质的降低甚至失效，引气管路附近的结构部件也可能因引气泄漏造成局部压力过大而发生爆炸。
系统工作原理：引气渗漏探测系统依靠安装在热引气管路附近的探测环路检测出的引气泄露。
环路由一些超温敏感探测元件（环路线）和一些导线串联组成，超温敏感探测元件的的结构如下：超温敏感探测元件的中间是一根实心的镍芯，周围包裹着多孔的铝氧化物组成的陶瓷绝缘层，最外层是镍铬合金组成的管子将镍芯和铝氧化物包围在其中，在这三者之间的空间里填满了易溶的盐，在管子的两端将它们密封其中。
当有引气泄露时，在引气管路周围的温度会迅速升高，升高到超温敏感探测元件的触发信号的温度时，易溶盐融化，镍芯与最外层的管子间的电阻会迅速下降，使镍芯接地，于是给BMC一个信号，使得触发出一系列的警告和与之相应的动作。
引气泄露探测系统被引气交输活门分成左右两个独立运行的子系统。
探测环路有大翼/机身环路、APU环路、吊架环路几个部分组成。
大翼环路有一系列超温敏感探测元件串联安装于左右大翼前桁条的前面及机身中部的引气管路附近，机身环路有一系列超温敏感探测元件串联安装在交错的引气管附近一直到APU 的check valve，大翼/机身环路由A、B两个环路组成，它们之间“与”的逻辑关系可以帮助我们识别假信息，即当A、B环路同时被触发时，才是真的引气泄露发生。
大翼环路的触发信号的温度为T>124±7deg.C;APU环路同样也是由一系列超温敏感探测元件串联安装在APU的check valve和APU部件之间。
它仅有一个环路。
它们的触发信号温度为T>124±7deg.C。
吊架环路也是单环路，仅有一根超温敏感探测元件安装在吊架的引气管路附近。
它的触发信号温度为T>204±12deg.C.排故思路：现在以B-2202飞机的CFDS信息R WING LOOP B 为例来分析排故思路。
大翼环路原理及其排故方法汇总
2020/6/22
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2、测量整个环路的阻值抗值 A、 进入前电子舱，将BMC1和BMC2拆下放好； B、 将环路探测器的搭地线接地，并将接有公销钉线路绝缘， 然后将带有母销钉的一端与BMC设备架上个环路相对应的销钉 相连： 对于 LOOP A LH WING:将母销钉与BMC 1 PIN AA/3B或AA/4B相连； 对于 LOOP B LH WING:将母销钉与BMC 2 PIN AA/4D或AA/5D相连； 对于 LOOP A RH WING:将母销钉与BMC 1 PIN AA/4D或AA/5D相连； 对于 LOOP B RH WING:将母销钉与BMC 2 PIN AA/3B或AA/4B相连。 C、 在确认线路连接无误后，将探测器打开，选择旋钮放到“ISOL” 位并读数，临界值是3000欧姆。
2020/6/22
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二、渗漏探测环路的排故
简要流程图：以左大翼环路A为例
2020/6/22
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第一步：借工具
1、所用工具：环路探测器或摇表、1/4片扳、3/8片扳、 7/16片扳、1/2片扳、5/16套筒、1/4套筒、3/8套筒、 电气剪钳、长柄一字刀、短柄一字刀、保险丝、软加 长杆、卡拉、电枪、警告牌、1/4套筒、快卸、摇把、 斜十字头。
1、由于所需工具比较多，要严格执行工具“三清点”制度以免工具 的丢失；
2、有些工作要在机翼上表面完成，有时候还要收放襟缝翼，工作者 要注意安全。
2020/6/22
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A320飞机夏季运行出现L(R)WINGLEAK的排故小结
A320飞机夏季运行出现L（R）WINGLEAK的排故小结作者：施凯丰来源：《中国新技术新产品》2015年第22期摘要：在夏季，高温记录迭创新高，气温高、持续时间长，对公司的旺季保障带来了不小的挑战。
某司多架A321飞机在地面阶段出现R（L） WING LEAK故障信息，短停处置时大多数飞机通过重置BMC的方法消除警告，但仍有因飞机处于流控及滑行阶段，造成三起不正常事件。
后续经过对执管机队的普查，发现空调舱漏气是造成R（L）WING LEAK警告的主要原因，部分原因系管路漏气，部分原因因部件不合格。
关键词：漏气；高温；传感器中图分类号：V267 文献标识码：A一、系统简述在飞机设计时，考虑到当飞机结构周围温度过高时，会对飞机的结构及周边设备产生损害，并影响他们的可靠性，因此采用了环路过热探测系统用来探测温度的升高。
它覆盖了可能发生渗漏的地方，例如引气管路。
过热传感元件持续地监控周围区域是否过热。
它们是以串联方式连接并能够探测沿元件长度的任何点处的过热情况。
如果发生引气渗漏，只要渗漏的引气将环路周围的气体温度加热到足够高，只要当传感元件中的任何几英寸长的某段的温度达到预设温度时，就会引起警告的发生，当发生这种情况时，引气供给自动关断。
对于机翼环路，触发过热探测系统警告的门限在117℃～131℃。
二、原理分析为增加过热探测系统的可靠性，飞机的机翼渗漏探测系统使用了双环路（A和B）。
这样可以形成一个与门逻辑，从而消除出现假警告的可能。
如果一个环路不工作（环路A或者B），则剩余的环路接替工作。
如果热空气从引气管道溢出并加热了能够正常工作的环路的某个元件，则会生成信号。
过热探测系统主要部件包括探测环路、BMC。
过热传感元件（探测环路）有一个固体镍中心导体，它嵌入在多孔的氧化铝陶瓷隔热层内。
一根因康镍合金管容纳了这些部件且两端密封。
在导管、陶瓷隔热层和中心导体之间的空间之间填充有低熔共晶盐。
此混合物达到警告温度时，中心导体与导管之间的阻抗突然减少，中心导体与导管之间形成通路，相当于中心导体接地，该接地信号给探测电路一个报警信号。
737-800飞机翼梁活门系统典型故障分析及排故方法总结
飞机翼梁活门系统典型故障分析及排故方法总结翼梁活门系统的组成燃油系统翼梁活门是发动机供油系统的组成部件。
它位于发动机吊架外侧的大翼前梁上，主要控制供油总管到发动机供油管路的燃油供应。
翼梁活门主要由活门本体、安装接头及作动轴和作动器三部分构成。
活门本体位于发动机供油总管和其他供油管路之间，由一个作动轴和一个蝶形活门组成。
安装接头和做动轴位于前梁和操纵轴之间，包括一个安装底盘和作动器安装底座。
作动器安装底座由调节螺钉连接到安装底盘上。
活门作动器是一个28Vdc马达，它有一个超控手柄在断电的情况下可以人工操纵活门，通过操控手柄到OPEN和CLOSE位可以操控活门打开关闭。
在作动器上有一个控制电门，它把活门的位置数据传送到P5-2面板上。
活门本体和作动器由安装接头及轴组件连接到一起组成活门系统。
翼梁活门系统的常见故障现象分析翼梁活门系统的故障一般通过活门关闭灯来指示，灯的不同亮度指示出活门的不同状态。
正常情况下，发动机启动手柄控制燃油翼梁活门。
当将启动手柄放置到慢车或关断位时，28V直流电通过电门组件作动作动器，作动器控制翼梁活门移动到正确位置。
当燃油翼梁活门关闭时，活门关闭灯暗亮。
当翼梁活门位置和发动机启动手柄位置不一致时，活门关闭灯明亮（指示故障）。
当翼梁活门打开时，活门关闭灯熄灭。
当发动机产生火警时，灭火手柄被作动，翼梁活门关闭，供油管路被切断，翼梁活门关闭灯暗亮。
如果系统产生故障，那么活门关闭灯也会随之产生异常指示来提示工作人员系统异常。
一般情况下，针对活门关闭灯的异常指示，系统故障的原因主要包括以下几种∶（1）翼梁活门做动器故障；（2）翼梁活门本体故障；（3）发动机启动手柄故障；（4）发动机灭火手柄故障；（5）SPAR VALVE OPEN指示灯故障；（6）P5-2面板线路或逻辑故障；（7）从作动器到灭火手柄、启动电门和P5-2面板组件之间的线路故障。
故障的初女合评估：由于系统中包括多个部件，而每个部件都有可能是故障源，所以在找到真正的故障源之前，需要锁定故障产生时系统的状态。
大型飞机翅膀的结构和原理，满满的全都是知识
大型飞机翅膀的结构和原理，满满的全都是知识飞机的外观最凸显的部分就是机翼，机翼的作用就是为飞机提供升力、控制水平翻转、储油和悬挂发动机等。
但是经常坐飞机的朋友一定会注意到飞机的机翼上有很多特别的设计，虽然每次都能看到，但是不一定了解这些部分的作用和名字。
这篇文章就是要给大家解答疑问，在下次乘坐飞机的时候，可以对看到的部件有一定的认知，顺便可以吹嘘一下。
这里主要为大家进行民航客机机翼结构作用和设计原理的科普，如果想要看到各种设计公式、设计原理实质、包含的知识点等等具体深入化的内容，请大家自行购买空气动力学和飞机结构设计的书籍，或者报名学习飞机制造。
打赌你都见过揭秘飞机机翼的神秘结构● 为什么机翼不是薄薄的一片？我们都玩过纸飞机，纸飞机就是薄薄的一片机翼，那么为什么民航客机的机翼不是薄薄的一片呢？首先，纸飞机的机翼不能够产生升力，只是保证纸飞机自身向前滑翔而已，跟滑翔伞是一样的。
战斗机的机翼非常薄，但也不是薄薄的一片，只是相对客机来说很薄，这是因为战斗机飞行的速度会几倍于音速，所以所涵盖的设计原理与民航客机不太一样，这里我们不讨论了。
民航客机的飞行速度是亚音速，也就是接近于音速，因此我们可以看到飞机的机翼都是我们见到的这种形状：飞机机翼的横切面造型飞机机翼的横切面造型我们日常常见的民航客机，包括一些常见的商务型客机的飞机机翼几乎都是这两种形状设计。
飞机的机翼为什么要设计成这种形状和厚度呢？主要目的就是为了让机翼在空中飞行的时候，将气流切割成上下两个部分，并且让两个部分产生差异。
接着我们用一张图来给大家简单的演示一下机翼是如何产生升力的：升力原理图这个原理主要利用的就是压力差，并不是原力或者龟派气功。
机翼上下表面形状是不对称的，空气沿机翼上表面运动的距离更长，自然流速更快，根据伯努利定理，速度越快，气压越小，上下表面的压力差就提供了升力。
在低速的时候，飞机的升力原理源自伯努利定律，但是随着速度（马赫数）的增加，这个定律就不再适合了，因此战斗机的机翼设计不是这个样子。
A320飞机大翼过热探测环路原理及[1]
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二、系统原理
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三、排故方法
1，部附件故障或探测元件性能衰退造成的故障
从上述原理我们知道当PFR多次出现此故障信息时，而BMC测试 是正常的，不能检测出故障，很有可能就是由于环路的某个探测 元件性能下降而引起的，我们应该根据TSM程序进行故障隔离， 找出性能下降的探测元件。 根据TSM程序，我们用件号为 程序， 根据 程序 我们用件号为9240SI的专用环路测试仪采用 的专用环路测试仪采用 二分法来找出此故障元件（ 二分法来找出此故障元件（由于探测元件是负温度系数的热敏感 元件， 元件，所以为了准确快速的找到故障件建议飞机落地后马上测 ）。根据相关 根据相关TSM在BMC计算机的插座上测量线路，如果阻 计算机的插座上测量线路， 量）。根据相关 在 计算机的插座上测量线路 抗小于10k欧姆，先计算整根探测元件的长度，然后从中间断 抗小于 欧姆，先计算整根探测元件的长度， 欧姆 开分成阻抗差不多相等的两部分，最后再分别测量线路， 开分成阻抗差不多相等的两部分，最后再分别测量线路，那么阻 抗相对小的那部分探测环路可能有故障。 抗相对小的那部分探测环路可能有故障。然后再断开可能有故障 的这部分环路的中间段，分别测量两边的阻抗，下面以此类推， 的这部分环路的中间段，分别测量两边的阻抗，下面以此类推， 直至找到故障元件。 直至找到故障元件。 在实际情况中，我们还应考虑接近探测元件盖板拆装的难易程度， 总结容易故障的探测元件，来决定环路的断开点，从而减少工作 量。 当然，这个方法也适用于BMC测试不能通过的同类故障。
Your site于单个的过热探测元件，它的内芯为固体镍，中间的介 质为多孔的氧化铝陶瓷，孔间填充的是熔点较低的共晶盐 （EUTECTIC SALT），外层用金属密封。每条环路的总 阻抗由多个探测元件的阻抗并联而成，由计算并联阻抗的 计算公式可知BMC测量的总阻抗必定小于任何一个探测元 件的阻抗。整条探测环路的阻抗为负温度系数，元件周围 的温度上升时它的阻抗值会降低，当温度上升到临界温度 时（大翼及机身的探测元件的临界温度为124±7℃，吊舱 为204±12℃），元件的阻抗值会急剧降低，当总阻抗值 降低到3k欧以下时BMC会给出信息“L（R）WING LOOP A（B）”。 另外我们需要注意的是，整个环路的连续性阻抗常温时是 小于15欧姆的，当环路连续性阻抗大于75欧姆时，BMC 会给出维护信息：AIR BLEED.
飞机副翼操纵系统原理
资料范本本资料为word版本，可以直接编辑和打印，感谢您的下载飞机副翼操纵系统原理地点：__________________时间：__________________说明：本资料适用于约定双方经过谈判，协商而共同承认，共同遵守的责任与义务，仅供参考，文档可直接下载或修改，不需要的部分可直接删除，使用时请详细阅读内容张家界航空工业职业技术学院毕业设计题目：飞机副翼操纵系统分析系别：数控工程系专业：航空机电设备维修姓名：学号：指导老师：摘要本论文主要阐述了关于飞机副翼的组成，个组成部件的工作原理，调整及日常维护方法。
飞机的操纵性又可以称为飞机的操纵品质，是指飞机对操纵的反应特性。
操纵则是飞行员通过驾驶机构改变飞机的飞行状态。
改变飞机纵向运动(如俯仰)的操纵称为纵向操纵，主要通过推、拉驾驶杆，使飞机的升降舵或全动平尾向下或向上偏转，产生俯仰力矩，使飞机作俯仰运动。
使飞机绕机体纵轴旋转的操纵称为横向操纵，主要由偏转飞机的副翼来实现。
关键词：驾驶杆传动杆传动机构载荷感觉器AbstractThe main thesis expounded aileron plane about the composition of component parts of the working principle, adjustment and routine maintenance methods. Manipulate the plane of the plane can be referred to as the quality of the manipulation means to manipulate the plane's response characteristics. Manipulation is to change the pilot institutions have passed the driving plane flight status. Vertical plane to change the sport (such as pitch) of manipulation known as vertical manipulation, mainly through the push, pull stick, so that the elevator or the whole plane Hirao moving downward or upward deflection, resulting in pitching moment, so that plane forpitch sports. Plane around the longitudinal axis so that rotation of the body known as the lateral manipulation manipulation, mainly by the plane's aileron deflection to achieve.Key word: Stick load transmission rod drive mechanism sensilla 目录TOC \o "1-3" \h \z \u HYPERLINK \l "_Toc293490176" 摘要 PAGEREF _Toc293490176 \h 1HYPERLINK \l "_Toc293490177" Abstract PAGEREF_Toc293490177 \h 2HYPERLINK \l "_Toc293490178" 目录 PAGEREF_Toc293490178 \h 3HYPERLINK \l "_Toc293490179" 第1章副翼的结构 PAGEREF _Toc293490179 \h 1HYPERLINK \l "_Toc293490180" 1.1 概述 PAGEREF_Toc293490180 \h 1HYPERLINK \l "_Toc293490181" 1.2 副翼的功用及结构 PAGEREF _Toc293490181 \h 1HYPERLINK \l "_Toc293490182" 1.3 副翼与机翼的连接 PAGEREF _Toc293490182 \h 2HYPERLINK \l "_Toc293490183" 1.4 作用在副翼上的外载荷PAGEREF _Toc293490183 \h 3HYPERLINK \l "_Toc293490184" 1.5 副翼结构中力的传递 PAGEREF _Toc293490184 \h 4HYPERLINK \l "_Toc293490185" 第2章副翼组成和传动 PAGEREF _Toc293490185 \h 5HYPERLINK \l "_Toc293490186" 第3章载荷感觉器 PAGEREF _Toc293490186 \h 7HYPERLINK \l "_Toc293490187" 第4章液压助力器 PAGEREF _Toc293490187 \h 10HYPERLINK \l "_Toc293490188" 4.1 基本工作原理 PAGEREF_Toc293490188 \h 10HYPERLINK \l "_Toc293490189" 4.2 ZL-5液压助力器分析 PAGEREF _Toc293490189 \h 12HYPERLINK \l "_Toc293490190" 第5章副翼反效 PAGEREF_Toc293490190 \h 17HYPERLINK \l "_Toc293490191" 第6章副翼操纵系统的维修PAGEREF _Toc293490191 \h 18HYPERLINK \l "_Toc293490192" 6.1 副翼的更换 PAGEREF_Toc293490192 \h 18HYPERLINK \l "_Toc293490193" 6.2 副翼调整片拆装 PAGEREF _Toc293490193 \h 19HYPERLINK \l "_Toc293490194" 6.3 副翼系统的调整 PAGEREF _Toc293490194 \h 20HYPERLINK \l "_Toc293490195" 6.4 副翼故障分析 PAGEREF_Toc293490195 \h 20HYPERLINK \l "_Toc293490196" 全文总结 PAGEREF_Toc293490196 \h 22HYPERLINK \l "_Toc293490197" 致谢 PAGEREF_Toc293490197 \h 23HYPERLINK \l "_Toc293490198" 参考文献 PAGEREF_Toc293490198 \h 24第1章副翼的结构1.1 概述飞机操纵品质的好坏是一个与飞行员有关的带一定主观色彩的问题，但是仍然有一些基本的标准来衡量飞机的操纵品质。
A320襟缝翼系统原理及排故措施
A320襟缝翼系统原理及排故措施-工程论文A320襟缝翼系统原理及排故措施蒋双奇JIANG Shuang-qi（国航重庆维修基地航线二车间，重庆401120）（Route 2 Workshop of Chongqing Maintenance Base of Air China，Chongqing 401120，China）摘要：本文主要介绍A320飞机襟缝翼系统的各组成部件以及系统工作原理，同时总结襟缝翼系统常见故障现象和信息，以及常见排故处理措施，便于把握襟缝翼系统的关键点，为今后其它类似的襟缝翼系统故障排除积累经验。
Abstract: This paper mainly introduces the all the components and working principle of the system of slots flaps system of A320 airplane. At the same time, it sums up the phenomena and information of the common failures of slots flaps system and the common troubleshooting measures to grasp the important points of slots flaps system to accumulate experience of the related troubleshooting of slots flaps system in the future.关键词：CSU（指令传感组件）；PCU（动力控制组件）；IPPU（仪表位置探测组件）；FPPU（反馈位置探测组件）；APPU（不对称位置探测组件）；SFCC （襟缝翼控制计算机）；WTB（翼尖刹车）；VB（活门块）Key words: CSU（command sense unit）；PCU（power control unit）；IPPU（instrument position plumbing unit）；FPPU（feedback position plumbing unit）；APPU（asymmetry position plumbing unit）；SFCC（slots flaps control computer）；WTB（wing tip brake）；VB（valve block）中图分类号：V267 文献标识码：A文章编号：1006-4311（2015）02-0045-020 引言A320襟缝翼系统设计原理基本相同，所以这里仅例举襟翼系统来阐述。
探讨A320襟缝翼系统原理及排故措施
ห้องสมุดไป่ตู้
科技创新导报 2019 NO.23
Science and Technology Innovation Herald
探讨A320襟缝翼系统原理及排故措施①
沈一鸣 (东方航空技术有限公司浦东基地定检维修部 上海 200120)
4.1.6 W122的运行不受影响 保证W122航线与扇区边界由10km以上的间隔，基本保 证W122航空器不影响到03扇区运行。 4.2 扇区调整缺点
在传动端头位置设置两个不对称的位置探测组件，其 主要功能包括：（1）WTB翼尖刹车。该组件的主要功能是： 在 襟 缝 翼出现 故障 情况下，动力控制组件 停止 工作，但 是 此 时的动力控制组件的 液 压锁 定作用难以直 接 锁 死 在 启 动状态下的襟翼系统。（2）襟缝翼系统可以通过计算机实 现 控制，并且 控制指令由电控 液 压动 作，每 一 个襟 翼计 算 机之间均设置一个襟翼通道与缝翼通道，两者之间的控制 系统都是相同的。其中襟翼系统依靠一个PCU并在两个液 压马达的驱动下实现控制，此时两个液压马达所使用的液 压源也是不同的，均有各自的POS，这样在系统控制阶段，
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航空航天科学技术
科技创新导报 2019 NO.23
Science and Technology Innovation Herald
表1 系统主要功能模块的划分
系统功能组件
功能介绍
能够直接采集系统的位置信息，并将位置信息直接发送到FWS上，显示襟翼位置参数，并且这个过 仪表位置探测组件
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二、渗漏探测环路的排故
简要流程图：以左大翼环路A为例
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第一步：借工具
1、所用工具：环路探测器或摇表、1/4片扳、3/8片扳、 7/16片扳、1/2片扳、5/16套筒、1/4套筒、3/8套筒、 电气剪钳、长柄一字刀、短柄一字刀、保险丝、软加 长杆、卡拉、电枪、警告牌、1/4套筒、快卸、摇把、 斜十字头。 2、注意事项： a、正常情况下不要用摇表，因为精确度不高； b、为了提高工作效率，打盖板和拆换线路的工具 可多借1至2套。
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第二步：量线
1、拔跳开关并挂警告牌： A 49VU AIR BLEED /ENG1/CTL D12 B 49VU AIR BLEED /ENG1/MONG D11 C 122VU AIR BLEED /ENG2/CTL Z23 D 122VU AIR BLEED /ENG2/MONG Z22 * 如果要放襟缝翼，在完全到位以后将下列跳开关拔出并挂警告牌: A 49VU FLIGHT CONTROLS/SLT/CTL AND MONG/SYS1 B06 B 121VU FLIGHT CONTROLS/SLT/SYS2 R21
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小结：
在排除大翼环路故障时，因为排故耗时比较长、工作量比较大，而且 有些探测线的更换具有一定的难度，所以需要特设和机械两个专业的工作 者密切配合。为了确保排故工作的顺利完成，在排故过程中要特别注意以 下两点： 1、由于所需工具比较多，要严格执行工具“三清点”制度以免工具 的丢失； 2、有些工作要在机翼上表面完成，有时候还要收放襟缝翼，工作者 要注意安全。
LOOP B:70HF—71HF 65HF—66HF
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LOOP A LOOP A LOOP B LOOP B
192FB LH WING：31-32HF RH WING：45-74HF、 47-48HF LH WING：58-59HF RH WING：72-79HF、75-76HF
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3、用二分法量线并隔离出故障的探测线：所谓二分法就是选择合适的连 接点将整个环路拆分为两段，测量出阻抗值并隔离出故障探测线位于 哪一段，然后选择合适的连接点再将故障的那一段环路拆分为两段， 测量出阻抗值并进行隔离，直到将故障的探测线找到。
A、 用环路探测器量线时,探测器的接地端与探测线的外壳相连,用探 测器余下的两根导线中的一根与探测线的镍芯相连,并让剩下的那根导 线绝缘，确认线路连接无误后，打开探测器并把旋钮放到 “ISOL”位， 测量出阻抗值后进行故障隔离，临界值是3000欧姆。
引气渗漏探测环路原理及其排故
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前言
渗漏探测环路故障是一个比较常见的故障，它常发生在雨 季，特别是大翼渗漏探测环路故障一般都出现在下雨或空气比较 潮湿的时候。
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一、环路组成及原理简析
1、系统组成：由两个BMC计算机，以及与之相连的7个 探测环路组成（左大翼A环路和B环路，右大翼A环路 和B环路，左右发吊架环路以及APU环路）。BMC1控 制两个A环路、APU环路以及左发的吊架环路，BMC2 两个B环路和右发的吊架环路。
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2、探测线的结构：外壳是因科镍合金，芯是一条纯镍的导线，外壳和芯之间 是由一种多孔的陶瓷填充，其成分是一种铝的氧化物,剩余的空隙都由一种共 晶盐填充。
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3、探测原理：
大翼环路和APU环路探测线触发警告的临界温度是124上下7 摄氏度，吊架的是204上下12摄氏度。当探测线周围的温度超过 临界温度时，填充在探测线内的低温可熔共晶盐导通性增强，从 而导致镍芯和外壳之间的阻抗显著下降，使得镍芯和外壳短路接 地同时给BMC一个警告信号，相应的引气将被自动关断，最终达 到保护热空气管路附近的飞机结构和设备的目的。
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第四步：通电测试
1、测量整个环路的阻抗，确保环路正常； 2、在CFDS里做BMC测试，确保无故障信息出现。
第五步：恢复飞机构型
环路探测线安全完毕，通电测试确保工作正常后，确认工作 区域内清洁并清点工具，再开始安装盖板，盖板安装好后再收 襟缝翼，封飞机工作结束。
2、机身下部左侧排气窗 LOOP A LH WING: 34－35HF LOOP B LH WING: 61－62HF
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第三步：更换故障的探测线：
隔离出故障的探测线后，按飞机维护手册拆装程序来更换；安装时要 注意 1、新件表面没有损伤，安装时不能弯曲过度，以免损坏； 2、更换时，先将新件与旧件连接好，然后再把旧件从安装位置抽出，这 样在抽出旧件的同时将新件也置入了安装位置。 3、安装满足如下图示的要求。特别要注意的是探测线不要太靠近管路 （12.7mm左右），需要弯曲时弯曲半径不要过小（至少25.4mm）。
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2、测量整个环路的阻值抗值 A、 进入前电子舱，将BMC1和BMC2拆下放好； B、 将环路探测器的搭地线接地，并将接有公销钉线路绝缘， 然后将带有母销钉的一端与BMC设备架上个环路相对应的销钉 相连： 对于 LOOP A LH WING:将母销钉与BMC 1 PIN AA/3B或AA/4B相连； 对于 LOOP B LH WING:将母销钉与BMC 2 PIN AA/4D或AA/5D相连； 对于 LOOP A RH WING:将母销钉与BMC 1 PIN AA/4D或AA/5D相连； 对于 LOOP B RH WING:将母销钉与BMC 2 PIN AA/3B或AA/4B相连。 C、 在确认线路连接无误后，将探测器打开，选择旋钮放到“ISOL” 位并读数，临界值是3000欧姆。
B、在排除大翼环路故障的时候，选择合适的探测线连接点来测量阻 抗值也是很重要的，因为这样能少开盖板，能少拆几个探测线接头， 就能节约时间提高工作效率。下面是我们在实际的排故工作中总结出 来的一些比较合适的接点的位置以及要开的盖板：
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A、左大翼： 1、左大翼根 521AB LOOP A:28HF—29HF 81HF—22HF LOOP B:55HF—56HF 77HF—83HF 2、左发吊架外侧（第一块） 522AB LOOP A:26HF—27HF 23HF—24HF LOOP B:50HF—51HF 53HF—54HF 3、左大翼外侧（吊架外数第四块） 522FB LOOP A:25HF—26HF LOOP B:52HF—53HF 4、左发吊架正上方 521RT LOOP A:27HF—28HF 23HF—24HF
LOOP B:49HF—50HF
54HF—55HF
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B、右大翼： 1、右大翼根（与机身紧挨处） 621AB LOOP A:38HF—80HF 44HF—45HF LOOP B:71HF—72HF 65HF—82HF 2、右发吊架外侧（第一块） 622AB LOOP A:39HF—40HF 42HF—43HF LOOP B:69HF—70HF 66HF—67HF 3、右大翼外侧（吊架外数第四块） 622FB LOOP A:41HF—42HF LOOP B:68HF—69HF 4、右发吊架正上方 621RT LOOP A:38HF—39HF 43HF—44HF