A320飞机的增升研究
A321机型 1A320机型性能分析
A320系列机型性能分析目录第一章起飞概述最大起飞重量的计算（重量输入）灵活起飞（重量输入）QNH/引气修正最小速度快速参考表净起飞航道第二章着陆着陆自动刹车系统的使用第三章特殊操作液体污染的跑道无缝翼转场飞行客舱无增压飞行起落架在放下位飞行高高度操作飞越山区延程飞行发动机混合操作减小最低垂直间隔（RVSM）RNP（要求的导航性能）第四章飞行计划概述计算表巡航高度综合巡航飞行计划的快速确定备降地面距离/空中距离的转换加油第一章起飞性能. 一般介绍起飞图表用于提供起飞时的性能。
该图表有两种表现形式，温度输入（左栏中提供有温度）和重量输入（左栏中提供有重量），可由航空公司选择其中一种。
由于我公司选用的是重量输入，所以下面的性能分析以重量输入为主，温度输入形式只作简单介绍。
1.概述(1). 起飞性能根据给定的跑道及其障碍物和给定的襟翼设定，温度，风况和QNH等条件计算最佳起飞性能。
计算产生一允许的最大起飞重量（或对应于实际重量的最大起飞温度）。
最佳化的过程计算产生最大起飞重量的速度。
为做到这一点，这一过程考虑到各种起飞极限，例如TOD（起飞距离），ASD（加速停止距离），TOR（起飞滑跑），第二爬升阶段等等。
在一典型跑道上，双发飞机的性能通常受到起飞单发操作的限制。
因此，最佳V2/V S和最佳V1/VR值是唯一的。
(2). 起飞图表说明起飞图表（RTOW：调KT的起飞重量）根据指定的飞机型号及图表顶端指定的跑道计算得出，顶端还提供关于跑道的一些信息并列出计算的假定条件。
该图表给出2种外形形态对于每种形态都有五种风值的图表。
机组能够根据给定形态选择：①最大允许起飞重量，或根据给定的重量选择，②最大灵活温度。
如果不同形态图表给出相同的性能，机组应选择与最小起飞速度相对应的外形形态。
图表左栏含有重量条目。
对于每一重量条目和条件，图表提供下列信息：可用限制代码为：爬升第一阶段--1，爬升第二阶段第-阶段--2，跑道长度--3，障碍物--4，轮胎速度--5，刹车能量--6，最大计算重量级--7，最后起飞--8，VMU(最小离地速度)--9①.由于不同的起飞条件所作的修正每张起飞图表都是根据一系列图表顶端给定的条件（空调，QNH，防冰……）计算得出的。
A320飞机座舱增压系统技术分析
图1A320座舱释压失效模型
收从增压控制器来的信号，通过作动交流或直流马达调节其自身的开度以保持合适的压差或座舱高度变化率，外排活门的失效会导致不同的故障现象，如压差过大或压差不足、座舱高度保持不住，座舱高度变化率不正常等现象。
子舱通风蒙皮入口、出口活门的故障也会导致客舱释压。
3厂家可靠性分析
图2A320座舱增压系统相关故障统计
案例占21%，双空调组件失效的情况占了6%，自动增压系统故障的案例占了13%。
根据空客厂家提供的数据，这些部件的故障在造成空中释压的发生中起到了比较大的影响：
Skin air valve malfunction/蒙皮活门失效；OFV malfunction/外流活门失效；Excessive cabin air leakage/客舱漏气；
CPC malfunction/客舱压力控制器故障；
Air conditioning pack ducts damage/空调组件管道障导致释压情况出现的可能性。
装升级信息，对可能对部件可靠性提升有益的改装第一时间执行。
由于A320机队在运营中出现过电子舱蒙皮活门的故障，而根据局方2017年的
故障有可能造成飞机空中释压，
格按照维修方案的间隔对其进行返厂维修外，
类部件的送修皆应送OEM厂家进行维修。
6.2飞机外部渗漏及空调管道损伤。
ATA_27_操纵系统
ATA27 操纵系统飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。
A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。
所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、主操纵系统组成a)计算机（图27-2）用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。
b)其他接口（图27-3、27-4）ELAC 及SEC 并不是直接向EIS 提供数据用于显示，他们是通过FCDC 向EIS 提供数据，而FAC 则直接向EIS 提供数据去显示。
c) 系统控制及ECAM 页面显示图27-5液力系统图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。
侧操纵杆向ELAC发送指令。
图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。
若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。
在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。
FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
系统在ECAM 系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）d)系统部件安装位置侧操纵杆图27-12；两个侧操纵杆具有相同的操作优先权，舵面偏转动作为两个机组人员指令的代数和。
A320—214飞机增压系统的排故过程与分析
A320—214飞机增压系统的排故过程与分析作者：陈少东来源：《科技资讯》2014年第20期摘要：本文针对一架A320飞机起飞和降落时增压系统的故障现象，从系统结构及工作原理出发，结合线路说明，分析了导致系统故障的原因，并提出了相应的建议和解决措施。
关键词：增压外流活门半开 CPC中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）07（b）-0072-021 系统基本原理增压控制系统通过调节外流活门（OFV）的开度来控制空气流出客舱的速率，以达到调节座舱高度的目的，使座舱保持一个压力稳定、氧气充足的环境。
1.1 系统数据接口如图1所示。
CPC输入：FMGC、ADIRU（飞行航迹数据）；EIU、LGCIU（飞机构型）；着陆标高LDG ELEV选择器（着陆机场标高）；应急冲压空气电门4HZ（半开外流活门）；DITCHING电门13HL（关闭外流活门）；外流活门组件（位置反馈）。
CPC输出：用于指示和监控（FWC、SDAC、CFDS）；用于自动控制（外流活门）。
外流活门输入：CPC控制器（自动操作）；MAN V/S CTL拨动开关（人工增压）。
1.2 客舱增压控制客舱增压控制包括有：自动操作、半自动操作、人工操作三种控制模式。
1.2.1 自动操作增压系统有两个相同独立的自动控制系统，分别由压力控制器CPC1和CPC2控制。
在自动操作下，CPCS接收来自FMGC、ADIRU、EIU、LGCIU的信号，通过相应的自动-马达1或2控制外流活门到指定位置，实现自动增压。
系统每次只有一个CPC工作，另一个热备用。
当工作的系统故障或飞机落地70秒后自动转换为备用系统。
工作的系统在下ECAM页面显示为绿色SYS 1或SYS 2。
增压系统自动模式控制飞机所有飞行阶段的压力。
（1）地面模式（GN）。
飞机起飞前和落地55秒后，工作的CPC控制外流活门在完全打开位，确保客舱无剩余压差。
（2）起飞模式（TO）。
A320机型介绍ATA27
ATA27 操纵系统飞机操纵系统用于机组对飞机的控制，系统包括主飞行操作系统及辅助操作系统。
A320飞机系列采用先进的侧操纵杆及电传操纵系统，驾驶舱的操纵杆同舵面之间并没有直接的连接，系统通过电信号控制，液力/机械完成操纵，与老式飞机有本质的区别（图27-1、）。
所以又叫电子飞行控制系统（EFCS），控制方式为：操纵杆——计算机——舵面。
一、主操纵系统组成a)计算机（图27-2）用于副翼及升降舵控制的ELAC（升降舵及副翼计算机）2台；主要用于控制扰流板的SEC（扰流板及升降舵计算机）3台；用于方向舵控制的FAC（飞行增稳计算机）2台。
b)其他接口（图27-3、27-4）ELAC及SEC并不是直接向EIS提供数据用于显示，他们是通过FCDC向EIS提供数据，而FAC则直接向EIS提供数据去显示。
c)系统控制及ECAM页面显示图27-5液力系统图27-6副翼（偏航控制）：每个副翼有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制，正常情况下一个工作另外一个随动。
图27-7升降舵（短时间的俯仰控制）：每个升降舵有两个液力作动筒，分别由ELAC1及2控制（SEC备用），正常情况下一个工作另外一个随动。
侧操纵杆向ELAC发送指令。
图27-8 全动式水平安定面THS（长时间的俯仰控制）：依然由ELAC控制，与升降舵不同的是，两台计算机同时对舵面进行控制，两个液力系统也同时完成操作，若计算机或液力有一个失效则舵面半速工作。
若电控制失效，则还可以利用纯机械控制来完成俯仰操作（指令由机组通过位于中央操纵台的THS控制手轮输入）。
在工作中具体由THS还是升降舵完成控制则由ELAC计算后发出指令。
27-9 方向舵（偏航控制）3个作动筒分别由3套液力系统提供动力，3个作动筒同时工作，由FAC1控制，FAC2备用。
FAC接受方向舵配平旋钮的指令。
系统在ECAM系统显示器的页面显示（图27-10、27-11）d)系统部件安装位置侧操纵杆图27-12；两个侧操纵杆具有相同的操作优先权，舵面偏转动作为两个机组人员指令的代数和。
飞机增升装置原理及特点
飞机增升装置原理及特点作者：汪兵兵来源：《名城绘》2019年第03期摘要：飞机飞行过程中，其升力的产生非常复杂。
本文主要介绍了飞机的增升原理，飞机升力的产生影响因素以及各种因素之间的关系。
并着重介绍了飞机实际飞行过程中常用的前缘装置与后缘装置的种类以及特点。
关键词：增升装置；前缘装置；后缘装置；襟翼1、增升原理飛机在实际飞行过程中会受到空气阻力、飞机重力、推力、升力等各种力的作用，若使飞机能够离地面有一定的高度，其飞机产生的升力必须阻力与重力之和。
飞机的升力产生主要由机翼所产生，机翼实际形状类似于流线型（图1）。
一般是上表面比较凸，下表面比较平缓，导致流过机翼上表面的空气流速比流过机翼下表面的空气流速快，根据伯努利方程（公式1-1）可知，下表面静压大于上表面的静压，由此产生飞机的升力。
飞机在实际飞行过程中升力的产生影响因素比较多，但根据实验与理论总结其主要因素有升力系数、飞机迎角、大气密度、飞行速度与机翼面积，其关系表达式如1-2所示。
飞机在正常飞行时，根据公式1-2可知，影响飞机升力的主要因素有升力系数、机翼面积与动压。
为了使飞机能够获得大的升力，通常改变机翼面积、升力系数、迎角等参数[1]，提高飞机的升力。
2、前缘装置飞机机翼结构比较复杂，为了提升飞机的升力，一般会在飞机的前缘与后缘增加增升装置。
对于前缘部分主要有前缘襟翼、克鲁格襟翼和前缘缝翼三种形式[2]：2.1前缘襟翼飞机在飞行过程中，当飞机以大攻角飞行时，会在机翼的前端产生气流的分离，并会在气流的分离表面产生旋涡并形成很大的附面层，所以会影响飞机的飞行特性。
当前缘襟翼下放下时，气流将会沿着前缘襟翼通过机翼上表面吹除旋涡与附面层（图3a），从而减少能量的损失，同时增大机翼的弯曲面积，提升升力。
2.2前缘缝翼前缘缝翼是机翼前缘上很小的一部分翼面，当飞机的迎角增大时，会在飞机机翼前缘部分开出一道缝，气流从缝急速流出，顺着机翼上表面吹除机翼上的旋涡与附面层（图3b）。
C类航空器(A320)顶升方案2.0
C类航空器（A320）顶升方案一、概述1.1 前言本方案旨在提供C类航空器—A320的顶升技术方案。
本方案制定的目标，就是要能保障A320在起落架、发动机不同程度受损，偏出跑道陷入土面区的最严重情况下，实施安全快速的顶升。
本技术方案包括以下几个主要方面:1) 情况调查与准备工作，包括定损，确认飞机的安全状态；卸载、关断系统、放油、重量重心数据等;2) 根据现场情况制定具体顶升方案;3) 稳定飞机;4) 顶升恢复航空器姿态;5) 各种设备、材料说明。
为提高效率和节省搬移时间，以上步骤可能会同步进行。
1.2 参考资料《ARM》手册2016年8月1日版本《ICAO 机场勤务手册 PART5-残损航空器搬移》二、情况调查与准备工作2.1 在人员未被批准接近事故现场之前1) 了解事故的初始情况以及A320机型的相关数据2) 准备工具设备、人员以及必要的手册3) 要求飞机承运人以最快的时间通知保险公司进行备案，并确定搬移方案，在得到飞机承运人同意或许可的条件下进行飞机搬移作业，否则会导致理赔纠纷。
2.2 在人员被批准接近事故现场之后2.2.1 了解事故现场环境a) 分析飞机所处的地形环境b) 了解天气情况(雨，风速，雷暴等)c) 土质分析(沙，粘土，砂石，沼泽地等)2.2.2 飞机定损由相关人员评估飞机受损程度、火险情况、飞机稳定等情况，并给出评估结论，以便确认能否开展后续工作，包括人员设备能否接近、能否进行相关维护工作(卸载、飞机接地、断电、拆电瓶、拆氧气瓶、放油等工作)。
2.2.3 获得当局的搬移许可2.2.4 稳定飞机2.2.5 最大可能减轻飞机重量a) 检查运货单，按需卸下货物和行李b) 放掉飞机燃油，按需放掉其他液体(水，液压油等)c) 拆下厨房和厕所中多余的部分和废弃物2.2.6 尽可能去掉飞机多余部分，以达到以下目的a) 使飞机重量更轻b) 风力对飞机的影响最小c) 符合当局或航空公司要求2.2.7 测算飞机质量及重心测算飞机重量并获得飞机的重心数据，为飞机的顶升和搬移提供技术数据。
飞机增升装置的发展和展望
飞机增升装置的发展和展望作者：孟令晗来源：《中国科技纵横》2017年第02期摘要：增升装置保障了飞机的经济、安全飞行，是现代飞机的重要组成部分。
飞机在着陆或机动飞行时，使用增升装置可以改善飞机的起降和机动飞行性能。
文章从机翼升力产生原理出发，引出了增升装置的重要性，介绍了襟缝翼、吹气增升等不同增升装置的基本原理和它们的共性，探讨了新技术增升装置的未来发展趋势。
增升装置对于飞机设计制造具有重要的意义，是研发的关键环节之一。
关键词：机翼；增升装置；升力；流动控制中图分类号：V211.41 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2017）02-0062-02随着科技技术的发展，飞机越来越快，也越来越多。
为了安全、高效地在有限的机场跑道进行起降，飞机上普遍安装了增升装置。
增升装置已经成为现代飞机的重要组成部分，不同飞机上独特的增升装置更是成为了特征。
本文尝试介绍增升装置的原理和发展，并尝试对其未来发展进行展望。
1 机翼产生升力的原理在100多年前，莱特兄弟发明了依靠自身动力飞行的飞机。
固定翼飞机飞行的过程中，气流通过机翼的上下表面，在扰动下产生压力差，进而提供托举飞机的升力。
之后，我们分析翼型，即机翼的剖面。
根据开尔文环量定理，升力源自于翼型周围的环量分布。
如果将翼型抽象成无厚度的曲线，在曲线上布置涡线，可以得到这个翼型的升力性能（对于阻力的计算就更复杂一些，在此不涉猎）。
（见图1）为了便于讨论，我们将各种数据参照来流进行无量纲处理，以避免尺寸带来的影响，如升力系数定义如下：对于一个亚音速不可压情况下的薄翼型，我们有，即所以在临界迎角前，机翼的升力系数变化率与迎角变化率的比值为。
机翼的弯曲程度将改变机翼的零升迎角和力矩，提供额外的升力（和阻力）。
2 为什么需要增升装置早期飞机多限于低速飞行，故没有装备增升装置的必要性。
在一战时期，航空业迅速发展，飞机渐渐的成为一种主要的运输工具。
发动机和材料工艺的进化，使得飞机的速度大大提升。
A320飞机顶升分析
样，y轴用于监控飞机的横向水平，x用于 监控飞机的纵向水平。
• 注：当完成一次纵向调整后，平姿态
• 首先，飞机通电，做IR的校准程序，然后进入参
数呼叫 菜单，在MCDU上：
• 在ALPHA CALL-UP输入PTCH以及ROLL，
A320飞机顶升
第一章 概述
• 1.在A320飞机的维护工作中，经常会利用飞机顶
升来完成维护工作。如：更换起落架部件，起落 架收放测试，更换减震支柱封圈，更换机轮刹车 毂等工作，都需要进行飞机的顶升。
• 2.A320飞机的顶点有三处：分别位于前机身的下
部FR8处，和两侧机翼下表面RIB9处。
• 另外在尾部的FR73和FR74之间，还有一个尾部安
• 在顶起和放下飞机的过程中要按照千
斤顶使用说明中的要求操作使用，在 到达所需高度后，千斤顶保险螺帽与 千斤顶肩要接触锁住。顶升高度度不 许超过铭牌上的规定。负载压力表指 示数应符合A320机型顶升程度的规定。 顶升飞机时，机身或机翼千斤顶不得 与轮轴千斤顶同时使用，不能用轮轴 千斤顶同时顶起两个起落架。当顶起 一个多轮起落架时，不得拆除所有机 轮。
•
PTCH——俯仰角，做纵向水平的监控，读
数为正俯仰角表明机头向上，负俯仰角表明机头
向下。
•
ROLL——横滚角，做横向水平的监控，读
数为正横滚角表示右机翼向下，负横滚角表示左
机翼向下。
•
根据角度的变化及时调整千斤顶顶升速度
以保证飞机的水平姿态。
飞机的飞行构型预防措施
• 当LGCIU1/2跳开关拔出或用千斤顶顶升飞机进行维修工作
使用位于192MB盖板内的配平指示 器监控水平姿态
空客A320
A320“空中客车”(Airbus)概况A320是欧洲空中客车工业公司研制的双发窄机身中短程客机。
该机采用最先进的设计和生产技术、新材料及先进数字式航空电子设备。
它是世界上第一种使用电传操纵的亚音速民用客机。
在A310的机翼基础上又进行了新的设计。
它比现在所有的单过道客机的客舱都宽敞，双水泡形的机身截面大大提高了货舱中装运行李和集装箱的能力。
空中客车工业公司对A320所确定的设计方针是“以新制胜”。
1979年7月宣布A320方案，当时称为SA计划，1982年2月正式编号为A320，1983年12月A320计划正式上马，并开始生产准备，1984年3月2日开始制造，1987年2月22日首次试飞，1988年2月获得型号合格证并交付使用。
截止1993年9月1日，各型A320共获得638架订货和411架意向订货，已交付415架。
A320的生产在空中客车工业公司各成员国中分工如下：法国航宇公司制造机翼前缘之前的机身、中央翼盒、发动机挂架以及最后总装；德国航宇公司制造中、后机身、襟翼、垂尾、方向舵以及舱内装修；英国航宇公司制造机翼主体、副翼和扰流片；西班牙航空制造公司制造尾翼、升降舵、主起落架舱门和后机身钣金件；比利时空中客车工业公司制造前缘缝翼。
A320有两种型别：A320-100 基本型。
为生产线上第21架之前的产品。
A320-200 远程型。
为生产线上第22架之后的产品。
它与-100型主要区别是：采用中央翼油箱，增加8034升燃油，航程增大2000公里；翼尖上装有与A310-300相似的“翼尖帆片”。
设计特点机翼悬臂式中下单翼，采用与A300/A310类似的超临界后加载翼型。
为适应平均航段较短的特点，设计巡航速度降低为M0.76～0.78。
要求机翼特性随巡航速度、高度的变化小，在整个使用范围内阻力较低。
英国航宇公司设计的D57S新翼型，相对厚度与A310的相同，但后梁之后的厚度加大30％，以便有足够空间容纳襟翼及其操纵系统。
09-A320增压正常操作
我们将学习增压系统的正常操作。
作为飞前绕机检查的一个项目，你应该目视检查外流活门有否损坏和堵塞。
作为驾驶舱浏览的一部分，你应该证实客舱增压面板上的方式选择电门在自动位，灯灭。
证实着陆标高选择器在自动方式。
着陆标高由FMGS根据着陆机场标高提供给增压系统。
证实水上迫降电门在OFF位，灯灭。
证实ECAM的客舱增压（CAB PRESS）页面上的着陆标高为自动（AUTO）。
一旦着陆机场被输入到FMGS，着陆标高就显示出来了。
注意这里没有琥珀色指示。
为了使你更好地理解增压系统如何工作，我们将通过一个正常的飞行剖面，仔细观察ECAM指示来进一步学习。
飞行前，飞机在地面，外流活门完全打开并且内外无压差。
你将在ECAM的客舱增压（CAB PRESS）页面上看到这个情况。
观察以下现象：●外流活门完全打开，●压差为零，●无升降率，●客舱高度为起飞机场的标高。
起飞在起飞滑跑期间，增压控制器给外流活门信号，指令其稍稍移向关位,以对飞机进行预增压。
这是为了避免抬轮时出现压力波动。
爬升阶段飞机离地后，增压系统开始处于爬升阶段，客舱高度将根据飞机的实际上升率以一个固定的规律变化。
外流活门将按需移动以保持所需的客舱爬升率。
在35000英尺巡航在巡航阶段，客舱高度和压差将保持稳定。
外流活门将按需移动以保持客舱高度。
在此例中，飞机在35000英尺高度巡航，注意压差和客舱高度值。
飞行过程中,我们可以从ECAM的巡航（CRUISE）页面上监控所有主要的增压系统的指示。
下降在下降阶段，压力实现最佳变化,以便在着陆之前使客舱压力与着陆机场压力一致。
注意：为了使旅客舒服，自动增压系统限制最大客舱下降率约为750ft/min.着陆接地时客舱高度应该等于机场标高并且无压差。
为了保证这一点，着陆时增压系统控制外流活门完全打开。
一旦外流活门完全打开，两套增压系统将自动转换,以便准备下次飞行。
这就保证了两套系统被平均使用。
SYS 2本单元已完成主题列表驾驶舱检查ECAM 指示飞行示例EXIT GLOSSARY AUDIO FCOM RETURN。
A320机型训练与实验
System Display
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南京航空航天大学民航学院实验指导书
1、ECAM 的控制面板
中央操纵台上，在 ECAM 显示的下面，是 ECAM 的控制面板。
① OFF/BRT(断开/亮度)旋钮 控制每部 ECAM 显示组件的接通/断开和亮度(随环境光线变化亮度的自动调整，与人工控制
③ FD(飞行指引仪)按钮 当按下时，可使 FD 杆从相关的主飞行显示器上消失。[若选择了 TRK/FPA(航迹-飞行航迹角) 为 参考则飞行航指引符号消失]。按钮灯熄灭。 再按一次，恢复 FD 指引杆（或飞行航迹指引符号）绿色按钮灯亮。
④ ILS(或着陆系统LS)按钮 当按下时，航向台和下滑道刻度会显示在主飞行显示上。若 ILS 信号有效，会显示偏离符号。 绿色按钮灯亮。
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ROSE ILS 方式
南京航空航天大学民航学院实验指导书ROSE VOR 方式
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南京航空航天大学民航学院实验指导书
ROSE NAV 方式/ARC 方式
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南京航空航天大学民航学院实验指导书
计划方式 在真北方位图上以静态方式显示飞行计划航段。 地图中心为飞行员在他的 MCDU(多功能控制显示组件)上使用滚动键选择的地图参照点。地图
EFIS
备用仪表
EFIS
ECAM
4、中央操纵台
操纵台包括的控制与其他飞机基本相同： - 无线电通讯 - 襟翼，减速板， - 发动机控制… - ECAM 控制面板， - 多功能控制显示器(MCDU)，是与飞行制导和飞行管理相联系的用于长时段管理的界面。
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南京航空航天大学民航学院实验指导书 第 5 页 共 62 页
A320-214飞机增压系统的排故过程与分析
A320-214飞机增压系统的排故过程与分析摘要:本文针对一架A320飞机起飞和降落时增压系统的故障现象,从系统结构及工作原理出发,结合线路说明,分析了导致系统故障的原因,并提出了相应的建议和解决措施。
关键词:增压外流活门半开CPC1 系统基本原理增压控制系统通过调节外流活门(OFV)的开度来控制空气流出客舱的速率,以达到调节座舱高度的目的,使座舱保持一个压力稳定、氧气充足的环境。
1.1 系统数据接口如图1所示。
CPC输入：FMGC、ADIRU(飞行航迹数据)；EIU、p1.2.1 自动操作增压系统有两个相同独立的自动控制系统,分别由压力控制器CPC1和CPC2控制。
在自动操作下,CPCS接收来自FMGC、ADIRU、EIU、LGCIU的信号,通过相应的自动-马达1或2控制外流活门到指定位置,实现自动增压。
系统每次只有一个CPC工作,另一个热备用。
当工作的系统故障或飞机落地70秒后自动转换为备用系统。
工作的系统在下ECAM页面显示为绿色SYS 1或SYS 2。
增压系统自动模式控制飞机所有飞行阶段的压力。
(1)地面模式(GN)。
飞机起飞前和落地55秒后,工作的CPC控制外流活门在完全打开位,确保客舱无剩余压差。
(2)起飞模式(TO)。
工作的CPC以-400英尺/分速率增压客舱,直至△P=0.1PSI。
(3)爬升模式(CE)。
工作的CPC根据飞机的实际爬升速率实现增压。
(4)巡航模式(CR)。
保持恒定的座舱压差。
(5)降落模式(DE)。
优化调节座舱压力至飞机落地瞬间,座舱压力等于着陆场压。
(6)中断模式(AB)。
如果飞机起飞后没有爬升,工作的CPC执行中断模式,以保持客舱p2 故障现象2012年1月12日,一架A320-214飞机反映CPC 1工作时,飞机在起飞降落过程中外流活门开度过大,导致客舱高度升降速度过大,空中切换到CPC 2后系统工作正常。
地面测试CPC系统工作正常,地面检查外流活门在半开位。
a320增压系统原理
a320增压系统原理A320 飞机在天上飞的时候，可不像咱们在地面上那么自在。
那高空的环境，又冷又缺氧，压力还低得吓人。
这时候，就得靠神奇的增压系统来给咱们创造一个舒适的环境啦！想象一下，飞机就像一个在空中飞行的大罐子。
这个罐子要是不密封好，里面的空气不就都跑光啦？所以呢，A320 的机身得严严实实的，不能有一点儿缝隙让空气溜走。
那这增压系统是怎么工作的呢？其实啊，它就像是一个超级智能的空气管家！飞机起飞的时候，它就开始忙活起来啦。
它会把外面稀薄的空气吸进来，然后经过一番处理，让空气变得温暖、湿润，压力也刚刚好，就像咱们在地面上呼吸的那样。
你可能会问，它是怎么知道要吸多少空气，又要保持多大压力的呢？这可多亏了飞机上那些聪明的传感器和计算机啦！这些小家伙们时刻监测着飞机的高度、速度，还有机舱内的压力和温度等等。
然后把这些信息告诉增压系统，让它能够做出准确的判断和调整。
比如说，飞机飞得越高，外面的压力就越低。
这时候，增压系统就得更加努力地工作，拼命往机舱里灌空气，不然咱们可就要缺氧啦！而当飞机准备降落的时候，它又得慢慢地把多余的空气排出去，不然咱们下飞机的时候，耳朵可能会被“堵”得难受。
还有哦，这个增压系统可聪明着呢！如果万一出现了什么故障，它还有备用的方案，保证咱们的安全。
就好像它给自己留了一手，随时准备应对突发情况。
你看，咱们坐在飞机里，舒舒服服地享受着旅程，可全靠这个默默工作的增压系统呀！它就像一个看不见的小天使，一直在守护着我们，让我们在高空中也能感受到像家一样的舒适。
所以啊，下次你再坐飞机的时候，别忘了在心里感谢一下这个勤劳的增压系统哦！它可是为了咱们的舒适飞行付出了不少努力呢！怎么样，是不是觉得这个小小的增压系统特别厉害？。
A320飞机的增升研究
图 14 W eybridge后掠端板模型
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雷晓明 : A320飞机的增升研究
3. 3 高雷诺数研究模型 为了开发 RAE 5m 风洞中更长期限的高雷诺
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民用飞机设计与研究 2009年第 2期
( z / c) sw ept = ( z / c) 2D cos<1
1 理论方法
1. 1 二维方法 新增升装置的设计起点通常运用奇点面的二维
理论研究 。虽然这种较简单的非粘性奇点面方法还 提供很好的初始设计 ,比如赫斯和史密斯技术 ,但是 如果没有非粘性 - 粘性的反复迭代理论 , CLmax (最 大升力系数 ) 和阻力的预测也是不可能的 。
在 BAe W eybridge,由 RAE (英国皇家航空航天 研究院 )研发的二维粘性理论正逐渐用于研究与开 发新的增升装置 。该理论以 MAV IS (多段翼型粘性 迭代求解 )著称 ,以实体模型为基础 ,附面层和附面 层尾流互相作用如图 1 所示 。BAe Woodford (伍德
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图 5 带有墙面吸气的二维模型
图 4 准三维理论方法
2 二维实验技术
尽管理论方法在增升设计中变得越来越重要 , 但是风洞试验仍然必不可少 。增升装置的最终选择
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2. 2 准二维模型 为了减少试验的时间和成本 ,只要把二维模型
图 7 二维模型增升试验布局
图 8所示 ,单值 K给出了非常好的虚升力 曲线 。
当考虑端板支架阻力时 ,其对应的阻力曲线也 完全一致 。
图 10 由 BAe W eybridge试验的后缘装置 (在英国 NHLP)
BAe W eybridge正在不断添加数据库为新飞机
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论述了 A320客机的前缘增升装置和后缘增升 装置的三维选择及后来的设计和研制情况以及对它 们的 最 优 化 。给 出 了 把 前 缘 装 置 由 固 定 弯 度 的 Kruger (克鲁格 )襟翼转换为低阻全翼展的前缘缝翼 的理由 ,并描述了决定改变原有的二元襟翼到单开 缝襟翼的工程和气动背景 。对一些重要的三维设计 特点 ,比如前缘缝翼外挂梁连接问题的解决和襟翼 导轨支撑系统的选择进行了论述 。
图 11是普通全翼展前缘缝翼与开缝变弯度克 鲁格前缘缝翼 (能收回到翼型里 )的结果比较 。由 于较大的前伸量和较好的前缘外形 ,变弯度克鲁格 前缘缝翼具有一个较大的最大升力 ,对于给定的最 大升力增量 ,其翼型阻力则较小 。该空气动力的优 势可以抵消变弯度克鲁格前缘缝翼较大的机械复 杂性 。
最大升力系数位置和最小阻力位置的不同也有很大 意义 。
图 12 起飞状态中前缘缝翼 对应的最大升力等值线 (δs = 20)
图 11 全翼前缘缝翼与开缝克鲁格前缘缝翼的比较
3 三维实验
虽然进行增升装置的初步设计和选择可以使用 二维理论和试验 ,但最后的最优化和研制目前只能 在高雷诺数下真实飞机形状上通过三维试验进行 。 3. 1 高雷诺数测试
虽然初期的三维研制是在具有大量大气风洞的 低雷诺数下进行的 ,比如 W eybridge的 4m 风洞 ,但 是英国宇航公司正在考虑使用在英国皇家航空航天 研究院 5m 风洞中加压到 3 bar(1 bar = 0. 1M Pa)获 得更高雷诺数 。
图 4中用图解法表示的是平分翼展处的前缘缝 翼和襟翼缝以便简化面元法计算 。该程序的优势是 在二维粘性理论中提出的优点都可以使用 ,避免了 非常复杂的三维粘性多翼型方法 。在 RAE翼型上 已经做过这类计算 ,结果表明对于相同剖面和厚度 的中等展弦比的机翼 ,在翼展方向上非均匀突发流 相对较少 。
和优化以及其沿翼展的分段情况要求在尽可能大的 雷诺数下进行剖面试验 。
数 , BAe正在设计和生产两种增升研究模型用于该 风洞中的高雷诺数工作 。第一个模型 AGC - 1是一 个很大的半模型 ,它给出的雷诺数为 10 ×106 并大 量装备了测压接头和边界层测量来用于基础研究 。 另一个模型 AGC - 2是一个全模型 ,也装有压力表 接头 ,用于更多常规增升研究 ;它适合于做 TPS (涡 轮动力模拟器 )以反映发动机带动力的影响 。
引言
本文论述了在 BAe W eybridge (韦布里奇英国 宇航公司 )运用空气动力研究和开发程序为空中客 车工业公司 A320客机选择和设计增升系统 。讨论 了在二维空间里 ,从简单的非粘性奇点面到完全相 互作用的粘性方法 ;在三维研究中 ,采用二维粘性理 论与非粘性三维面元法为基础组合的准三维法 。回 顾试验技术 ,特别是关于 BAe (英国宇航公司 )研制 的作为英国国家增升计划的一部分的大型二维和准 二维模型 ,论述了三维实验研究 ,重点是高雷诺数试 验的必要性 ,并以图解说明 。
福德英国宇航公司 )已经研制出了该方法的改型 , 附面层通过发散的形式表现出来 。
图 1 在 MAV IS理论中使用的粘性理论模型
该方法的精度如图 2 所示 ,可以注意到对 BAe (英国宇航公司 )设计的带有前缘缝翼和单缝襟翼 的翼型的压力分布与实验相吻合 。
图 2 粘性理论和试验
1. 2 三维方法
把设计过程延伸到三维机翼 ,一种三维理论显
然是必要的 。对于梯形翼 , Woodford使用简单的标
准程序已经证明 ,中间翼展的压力分布等于对应的
二维剖面上的压力分布 。
如果增升装置的剖面几何图形对应也是如此 ,
此处的
Φ 1
就是当地
( local)后掠角 ,而
2D 指的就是
二维条件 。
( x / c) sw ept = ( x / c) 2D
图 14 W eybridge后掠端板模型
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雷晓明 : A320飞机的增升研究
3. 3 高雷诺数研究模型 为了开发 RAE 5m 风洞中更长期限的高雷诺
在早期阶段的 A320模型上所做的一些研制工 作表明了在高雷诺数下进行测试的必要性 。
图 12说明当前缘缝翼的搭接和裂缝形状在高 雷诺数下发生变化时得到的最大 CLmax的位置与 低雷诺数下获得的不同 。图 13所示 ,在不同雷诺数 时对应的阻力等值线完全不同 ;只有在高雷诺数阻 力优化试验中才能显示出一个清晰明确的最小阻力 位置 ,这个位置距离固定翼前缘外形有一定的距离 。
响 。在相同的有效迎角下比较 ,粘性附面层测量也 完全一致 。
图 6 二维模型及端板模型上的中心线压力
2. 3 端板数据的修正
在相同的有效迎角下 ,弦向压力分布完全一致 ,
这表明简单平均诱导产生的迎角的修正可以把端板
数据转换成二维值 。
假定 :
A ssum eα i = tan- 1 KCL
(3)
则:
×106 和固定马赫数为 0. 18时完成试验 。 2. 1 二维模型
在 BAe W eybrid的 4m 低速风洞中 ,运用 A irbus A300型的基本翼型做了试验 ,为了除去固有的风洞 壁附面层 ,使用了墙壁吸气 ,以保证气流充分地成为 二维流动 ,如图 5 所示 。试验了许多基础的增升构 型 ,研究了大量的前缘缝翼 、襟翼的重叠量和搭接量 形状 ,最终通过压力积分得到升力 ,再通过尾流中横 向测量得到阻力 。
二十世纪七十年代 ,英国着手一项重要的增升 研究计划 ,称作“国家增升项目 ”(NHLP) 。作为该 项目的一部分 , BAe W eybridge在一个稳定环境中 , 专心于该项目的设计并对各式各样传统的和先进的 增升装置进行测试 。通过研制大型的二维模型和直 接相关的准二维端板模型以及在固定雷诺数为 3. 5
图 9和 10给出了一组已试验的前缘和后缘装 置 。除测试大量的偏转角以外 ,调整大多数装置的 搭接量和缝隙几何形状以优化升力和阻力布局 。内 容包括不同弦长和主翼弦长的单缝襟翼和双缝襟 翼 ,以及三缝襟翼和普通的前缘缝翼及克鲁格前缘 缝翼 。为了提出更先进的多段翼型 ,基本翼型也作 了修改 。
图 9 由 BAeW eybridge试验的前缘装置
1 理论方法
1. 1 二维方法 新增升装置的设计起点通常运用奇点面的二维
理论研究 。虽然这种较简单的非粘性奇点面方法还 提供很好的初始设计 ,比如赫斯和史密斯技术 ,但是 如果没有非粘性 - 粘性的反复迭代理论 , CLmax (最 大升力系数 ) 和阻力的预测也是不可能的 。
在 BAe W eybridge,由 RAE (英国皇家航空航天 研究院 )研发的二维粘性理论正逐渐用于研究与开 发新的增升装置 。该理论以 MAV IS (多段翼型粘性 迭代求解 )著称 ,以实体模型为基础 ,附面层和附面 层尾流互相作用如图 1 所示 。BAe Woodford (伍德
民用飞机设计与研究 2009年第 2期
项目选择和研制先进的增升装置提供宝贵的基础 数据 。 2. 5 增升装置比较
从上述提到的数据库中 ,可以进行对不同增升 装置的准确比较 ,并在未来项目的使用上对新装置 进行评估 。在新飞机设计的初期阶段也可以按空气 动力学评估由工程设计部门提出的不同机械系统 。
的翼展从 2. 8m 减少到 2. 3m 并安装合适的大型的 端板模型就能获得准二维模型 。在中心线及接近一 侧端板剖面的压力分布非常一致 ,从而证实流经端 板模型的气流在本质上是一个二维流动 。
在平面和端板两种模型上测量了中心线压力分 布 ,在 CN 值相同 ,即有效迎角值相似时进行比较 , 两个模型上的压力分布几乎相同 ,如图 osα i + CD ( EP) sinα i
(4)
CD 2 = CD ( EP) cosα i - CL ( EP) sinα i
(5)
这里的 EP 指的是在端板模型上测量的力 ,而
下标 2指的是二维结果或环境 。
对于许多不同的增升构型 ,如果 K值等于 3保
持恒定 ,那么简单修正方法就可以操作 。在二维模
民用飞机设计与研究 C ivil A ircraft D esign and Research
经验介绍
A320飞机的增升研究
雷晓明
(上海飞机设计研究所情报档案室 ,上海 200232)
摘要 :描述了韦布里奇英国宇航公司在空客 A320型号增升装置系统的研发过程 ,回顾了在英国国家增升项目中 ,使用理论和实验获得的大量 关于增升装置的数据 。论述了在全三维模型上对 A320飞机前缘增升装置和后缘增升装置的选择 、开发背景及其最优化 。 关键字 : A320飞机 ;增升装置 ;前缘缝翼 ;后缘襟翼 ;二维模型