飞机襟翼控制系统
A320系列飞机襟翼深度调节方法的探讨
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航空维修与工程 2010/5
AVIATION MAINTENANCE & ENGINEERING
型的位置。 如图2所示，襟翼驱动系统包括一
个动力控制组件（PCU），滑轨由一个 旋转作动器与多段扭力管等部件组成。
Z570 Z670
1号襟翼摇臂
2，3，4号襟翼
1号滑轨 后通过扭 力管将旋转力矩传递给各个滑轨上的旋 转作动器，旋转作动器利用旋转力矩驱 动作动器臂，在作动器臂的驱动下，襟 翼可以在滑轨上自由运动。
前需将襟翼放置到全收上位置，记 录下APPU、FPPU数据，这样可以 保证襟翼手柄位置与PCU输出位置 一致，同时为后面的安装调节提供 一个基准，然后才断开襟翼。
在安装调节襟翼过程中，首 先保证驱动系统的调节正确，然后 连接好各扭力管，通过人工方式将 旋转作动器摇臂摇到合适的位置， 连接好襟翼，此时才能开始襟翼翼 型的调节。翼型调节完成后，再 次人工收上襟翼到“0”位，此时 安装APPU，并调节APPU到“0” 位，最后将内侧扭力管与PCU连 接好，然后安装内外襟翼互联支 柱。安装互联支柱之前需完成预调 节，大致与原来长度一致，互联支 柱安装好后，用电动泵将襟翼放 到“1”单位，对互联支柱完成最 终调节。最后用电动泵收放3~4次 后，将襟翼完全收回，再次检查翼 型、驱动系统、控制系统，都正确 无误后，一套状态良好的襟翼系统 即调节完成。
A320系列飞机襟翼深度调节方法的探讨
Adjustment of the Flap Rigged Position for A320 Family
■ 沈岷/国航股份工程技术分公司成都维修基地
襟翼系统的调节是空客飞机大修中的核心维修技术，是制约非 制造厂商开发深度维修的瓶颈，本文结合实际维护经验和科学分 析，从襟翼系统工作原理出发，详细论述整体襟翼系统及其各子系 统的调节过程，对襟翼调节进行了深入浅出的总结。
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统的组成
飞机操纵系统由主操纵系统和辅助操纵系统组成。
主操纵系统主要用于控制飞机的升降舵、副翼和方向舵，而辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等，用于控制飞机的运动状态。
主操纵系统通过驾驶杆和脚蹬来控制飞机的升降舵、副翼和方向舵的操纵机构，以控制飞机的飞行轨迹和姿态。
中央操纵机构由驾驶杆和脚蹬组成，通过传动装置直接偏转舵面，传递操纵信号。
辅助操纵系统则包括调整片、襟翼、减速板、可调安定面和机翼变后掠角操纵机构等。
这些机构仅靠驾驶员选择相应开关、手柄位置，通过电信号接通电动机或液压作动筒来完成操作。
此外，机械操纵系统还包括驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面的部分。
这种系统由两部分组成：位于驾驶舱内的中央操纵机构和构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。
飞机操纵系统的组成因飞机类型和设计而异，但上述部分是常见于现代飞机的操纵系统的重要组成部分。
随着技术的发展，一些新型的飞机还采用了电传操纵系统和主动控制技术等更先进的技术。
Cessna172R襟翼系统故障分析
Cessna172R襟翼系统故障分析Cessna172R飞机襟翼系统是典型的机电合一系统，是飞机操纵系统中故障率最高的部分，襟翼系统出现故障，在飞行训练中将可能出现飞机滑出跑道的事故征候甚至等级事故，因此，襟翼收放系统是用于飞机飞行控制的重要系统之一，如出故障则直接危及飞行安全。
其中襟翼电门包括控制微动电门和极限电门故障率最高，其次是襟翼电机。
文章对襟翼系统故障进行分析，查明原因并采取一系列可靠性控制措施，规范维修方式，使故障得到了有效控制，取得了较好的效果，提高了飞机的安全可靠性。
标签：襟翼系统；故障；控制措施Abstract：The Cessna172R aircraft flap system is a typical electromechanical system，which has the highest failure rate in the aircraft control system. Flap retractive system is one of the important systems used in flight control of aircraft. If failure occurs，it will directly endanger flight safety. The flap valve includes the control fretting gate and the limit gate，and the flap motor is the next. This paper analyzes the fault of flap system，finds out the cause and takes a series of reliability control measures to standardize the maintenance mode，so that the fault is effectively controlled，and good results are obtained，and the safety and reliability of aircraft are improved.Keywords：flap system；failure；control measures1 工作原理及作用在飞机起飞时，把襟翼放到19°～23°的角度，增大起飞升力。
探究塞斯纳172飞机襟翼控制系统原理及维护
探究塞斯纳172飞机襟翼控制系统原理及维护摘要：随着航空技术的发展，塞斯纳172型飞机，是应用比较广泛的小型通用飞机，也是生产量最多的小型飞机，是美国的塞斯纳公司研制的，采用的是单发四座活塞模式，当前这种飞机作为初教飞机使用，已经在许多飞行学校服役了，受到了广泛的认可。
通过对这些飞机的襟翼控制，以及系统原理进行分析，可以总结出具体的维护方法，从而全面地降低故障率。
关键词：塞斯纳172；襟翼控制；系统原理；维护襟翼是比较常用装置，主要是用于飞机的增升，在之间操作过程中，通过改变机翼横截面的形状，还有弧线弯曲度，能够提高机翼的升力系数，使飞机在低速运行下得到较大升力，这样不仅降低了起飞和着陆速度，也缩短了起飞，还有滑跑距离，改善了起飞和着陆性能，有效地提高了起飞和着陆安全。
襟翼的控制系统，主要的作用就是控制襟翼，能够到达指定角度，从而使得襟翼角度更加地适合飞行状态，同时也要考虑机场的跑道条件，以及需要的升力情况，才能有效地缩短起飞距离，降低飞机的滑跑距离。
1系统的构成和原理1.1基本构成在系统当中，需要有以下几个方面构成。
第一，是襟翼的电动机。
第二，是放下的微动控制电门。
第三，是收上的微动控制电门。
第四，是放下的极限电门。
第五，是收上的极限电门。
第六，是襟翼的操作手柄。
第七，是位置指示器。
第八，是襟翼的控制系统和电路。
1.2基本原理襟翼的电动机，主要受到电源控制，而电源会受到襟翼的操作手柄，还有凸轮和微动控制电门进行控制。
当襟翼额手柄被扳动时，到达看期望的位置时，襟翼手柄会产生同步运动，而凸轮会触动其中一个微动电门，这时电路就会接通。
当电流流过襟翼当中的电动机时，襟翼电动机就会出现一些动作，然后再通过蜗杆进行传动，再经过部件来使襟翼制动。
在襟翼运动时，襟翼的钢索会拖动微动电门，使托架进行运动，当襟翼到达期望的位置时，凸轮也会释放微动电门，这时电路就会断开，电动机就会停止继续工作。
要想电动机反向动作，凸轮就要控制微动电门，如果此时电路正好断开了，电动机就会立即停止工作。
大型水陆两栖飞机铁鸟襟翼系统综合试验简述
大型水陆两栖飞机铁鸟襟翼系统综合试验简述摘要：襟翼是现代飞机上必不可少的部分，在飞机的起飞和降落过程中起着至关重要的作用。
充分的地面襟翼模拟试验能够提前暴露前期设计中存在的缺陷，为下一阶段的空中试验奠定结实的基础。
目前，已成功应用于某大型水陆两栖飞机3代机的研制工作中，对后续的试飞工作具有重要的参考价值。
0引言襟翼是现在飞机上飞行控制系统中不可或缺的分系统之一，良好的襟翼控制系统能够大幅度提升飞机的起飞和着陆能力，对飞机的机动性和安全性都有着重要的影响。
目前，国内大型民用飞机在设计阶段都会对飞机的进行充分的地面模拟试验，其中最重要的就是飞行控制系统的相关性能测试，而飞行控制系统测试中襟翼控制系统的试验也占有很大的比重。
充分的襟翼系统地面试验是飞机首飞前的必要条件，能够验证机上信号的传输是否正确，控制逻辑功能是否正常，在正常或加载的情况下是否能够正确工作等多方面的功能和性能，是型号研制，适航取证的必经之路。
1平台简介1.1测试平台某大型水陆两栖飞机的铁鸟试验台具有目前国内现有的第一个大型水陆两栖飞机飞行控制系统测试平台。
该铁鸟试验台按照1：1的比列搭建了某大型水陆两栖飞机各试验件和设备，配有试验管理系统，测试采集系统，信号仿真系统，飞行仿真系统，主飞行控制系统，襟翼控制系统，自动飞行控制系统等多个相关系统，集成度高，能够最大程度的支撑地面试验的开展。
其中，该试验平台示意图如图1中所示。
图1 试验平台示意图1.2襟翼控制系统试验器襟翼控制系统试验器是襟翼控制系统实施的载体，能够完成襟翼控制计算机与其他机载设备之间的互联，实现开关量信号、直流模拟量信号、交流模拟量信号、总线信号的传输。
在进行铁鸟地面试验时，如果出现航电、主飞控等系统的机载设备不具备或部分具备试验条件的情况，可以采用信号切换设备将襟翼控制系统的对外接口切换至信号仿真接口，利用试验器模拟其内、外部信号环境，通过试验器输入/输出信号的旁路输出、断连测试、故障注入等方式，以及试验器的数据采集设备实现对机载信号的采集、存储、分析，从而完成对襟翼控制系统的试验验证工作。
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。
襟翼 工作原理
襟翼工作原理
襟翼是一种常见的飞行器控制设备，常用于飞机、无人机等载具上。
其工作原理基于气动的力学原理，通过控制襟翼的位置和角度，可以调整飞行器的升力和阻力，从而实现飞行器的姿态调整和运动控制。
襟翼一般由可伸缩的板状构件组成，安装在飞行器的机翼后缘，与机翼表面紧密相连。
当飞行器需要改变升力和阻力时，操纵系统会控制襟翼的位置和角度，将其迅速伸出或收回，或者调整其倾斜角度。
当襟翼伸出时，它会改变飞行器机翼的几何形状，增加机翼的曲率，从而增加升力。
这使得飞行器的升力增加，可以在相同的速度下产生更大的升力，或者在相同的升力下以较低的速度飞行。
襟翼伸出还会增加机翼的阻力，从而使飞行器能够以更慢的速度飞行或者在下滑状态下降低下降率。
当襟翼收回时，机翼的几何形状恢复正常，升力和阻力减小，飞行器的速度可以加快。
襟翼收回还可以减少飞行器的阻力，提高其燃油效率。
总而言之，襟翼通过调整飞行器机翼的形状来改变升力和阻力，从而控制其姿态和运动。
这种控制方式可以使飞行器在不同飞行阶段和状况下实现更好的操纵性能和效率。
襟翼 工作原理
襟翼工作原理
襟翼是一种用于调节飞机机翼形状的装置，能够增加或减小机翼的有效面积，进而改变飞机的升力和阻力。
襟翼通常安装在飞机机翼的后缘处，与机翼表面平行。
通过控制襟翼的展开和收起，可以改变机翼的形状。
当襟翼完全收起时，机翼的面积最小，升力和阻力也较小；当襟翼完全展开时，机翼的面积最大，升力和阻力也较大。
具体而言，襟翼的工作原理主要通过改变机翼的几何形状来实现。
襟翼通常由一个或多个翼片组成，这些翼片与机翼后缘相连，并可以沿机翼后缘展开或收起。
当襟翼收起时，翼片会被纳入机翼内部，与机翼表面形成一个平整的整体。
此时，机翼表面的几何形状相对光滑，空气流动较为顺畅，减小了升力和阻力。
这种情况适用于高速飞行和巡航阶段。
当需要增加升力时，襟翼会被展开。
翼片从机翼内部伸出，形成向下弯折的形状，增加了机翼的有效面积。
这样，在飞机起飞、着陆或低速飞行时，襟翼的展开可以增加机翼产生的升力，帮助飞机保持稳定和较低的着陆速度。
襟翼的展开与收起通常由飞机上的液压或电动系统控制。
飞行员可以根据飞行阶段和需要，选择合适的襟翼展开程度，以达到所需的升力和阻力。
总之，襟翼通过改变机翼的几何形状来调节飞机的升力和阻力。
它是飞机性能和安全的重要组成部分，可以在不同的飞行阶段提供适当的升力和阻力支持。
A320襟缝翼系统原理论文
A320襟缝翼系统原理论文摘要：本文所述的A320飞机襟缝翼系统原理以及排故措施，重点在于襟缝翼系统故障时的处理措施以及对于可能出现故障部件的判断方法，通过对襟缝翼系统故障的分析总结，让维修人员熟悉系统工作原理，提高排除这类故障的工作效率。
0 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。
A320系列飞机共有4块后缘襟翼，10块前缘缝翼，在起飞和着陆时用来提供升力。
A321配备双开缝式襟翼。
1 襟翼系统的组成以及工作原理驾驶舱上的襟缝翼操作杆;操作杆下有一个CSU（指令传感组件）;系统的核心大脑两台SFCC（襟缝翼控制计算机）;轮舱有个PCU（动力控制组件）这个是整个襟翼系统的核心动力;PCU上面有两个位置传感器：IPPU（仪表位置探测组件）和FPPU （反馈位置探测组件）;VB（活门块），它是位于PCU部件上，有两块;作动筒和滑轨、传动轴（这个类似于汽车的驱动轴，是利用自身的旋转来传输动力）;各类齿轮箱（直角，斜角，线性）因为传动轴是不可弯曲的传动，齿轮箱的作用就是根据飞机的刨面需要改变传动的方向;分别位于传动端头的两个APPU（不对称位置探测组件）;WTB翼尖刹车（这里可以理解为：当襟翼故障时PCU停止工作，但PCU的液压锁定作用不足以锁死在气动影响下的整个襟翼系统，WTB就是这种应急情况下的最主要制动元件。
）襟缝翼均是由两部SFCC计算机控制，来实现电控液压作动。
每部SFCC有一个缝翼通道和一个襟翼通道，襟缝翼控制原理基本相同。
襟翼是靠一个PCU通过内部的两个液压马达来驱动的，并且两个液压马达所用液压源也不同，每个液压马达还有各自的POB。
当襟翼位置到达指令选择位置或者液压失效时，POB用来锁住襟翼的动力传输。
PCU内部的VB，用来控制PCU输出轴的转动方向以及速度。
左右大翼各有一个WTB，当SFCC探测到故障时，WTB工作锁死襟翼系统。
注意：WTB只能在地面通过CFDS复位。
关于A350飞机襟翼差动系统分析
关于 A350飞机襟翼差动系统分析一、事件背景我公司A350飞机自运行以来，陆续出现“F/CTL FLAP ADGB/ADGB BRK/DIFF FLAP SETTING”放行信息，并伴随左/右机翼ADGB相关故障信息，如图1所示，“F/CTL FLAP ADGB”、“F/CTL FLAP ADGB BRK”可参考MEL放行，“F/CTL FLAP DIFF FLAP SETTING”则为“NOGO”项。
针对此故障，空客发布TFU进行提示，如果同一侧ADGB信息在30FC内重复出现超过4次，则需进行排故工作。
7月16日对该飞机排故，更换左侧POB进行测试时，内侧襟翼不能单独放出，飞机停场排故，导致航班取消。
图1二、系统原理与A320/A330飞机不同，A350飞机的襟翼系统除了在起飞降落关键阶段提供额外升力以外，还可通过襟翼差动功能调节飞机重心、卸载机翼载荷。
该功能不受飞行员控制，是一套完全自动的系统，差动指令由PFCS（主飞行控制计算机）进行计算并将其传送给SFCC（襟缝翼控制计算机），再由SFCC来完成差动控制，如图2所示。
图2A350飞机必须通过ADGB来实现内/外襟翼差动，ADGB安装在左右大翼内、外侧襟翼之间，包括以下部件：MCE、POB、电动马达、差动齿轮箱及相关线缆。
外侧襟翼单独放出时，由SFCC2计算机控制RCCB为MCE供电，MCE控制各自的POB解锁，同时两部SFCC控制两侧WTB解锁，由电动马达驱动差动齿轮箱单独操作外侧襟翼，从而实现外襟翼差动功能，如图3所示。
图3如需单独实现内襟翼差动，则由MCE控制对应的POB解锁，SFCC控制两侧WTB锁定（目的是为了锁住外侧襟翼），由襟翼PCU通过液压动力作动内侧襟翼，如图4所示。
图4三、故障分析触发该故障信息的原因主要有以下几点：（一）POB故障内外侧襟翼能否单独作动的关键在于POB是否解锁，POB供电时解锁，断电时锁定，因此POB故障状态不能解锁导致整套差动系统无法实现其功能，进而触发ADGB放行信息。
飞机异常抖动故障分析
飞机异常抖动故障分析【内容摘要】襟翼操纵系统的正常工作可以实现缩短起飞、着陆阶段的滑跑距离。
本文针对某机型襟翼操纵系统，从系统组成及工作原理两部分进行了阐述，并针对故障进行分析，提出故障的排查及验证方法。
关键词：襟翼操纵系统抖动故障排查引言襟翼是安装在机翼后缘的可以活动的翼面。
在非工作状态时，襟翼和机翼在同一个面上；飞机起飞时，在作动筒的作用下向下偏转25°以增加飞机的的升力，缩短起飞时的滑跑距离；飞机着陆时，在作动筒的作用下向下偏转35°以增加飞机的阻力，缩短着陆时的滑跑距离。
1襟翼系统的组成及工作原理1.1襟翼系统的组成襟翼操纵系统由电气控制系统和液压收放系统组成。
电气控制系统由襟翼控制盒和襟翼终点电门机构组成；液压收放系统由单向活门、液压电磁阀、等量分配器、节流接头、液压油锁、作动筒等组成，见图1。
图1 襟翼系统的组成1.2襟翼系统的工作原理按下襟翼控制盒上的“起飞”按钮，液压电磁阀放下位置电磁铁通电，液压电磁阀滑阀由中位切换到放下位，接通主系统与襟翼收放系统之间的液压管路，高压油经过液压电磁阀进入襟翼收放系统的放下管路，分成两路，其中一路高压油打开收上管路的液压油锁，使作动筒的收上腔与收上管路接通，另一路高压油经过放下管路的液压油锁和节流接头进入作动筒的放下腔，高压油推动作动筒活塞杆伸长进而推动襟翼向下偏转，作动筒收上腔的油液经节流接头、打开的液压油锁、等量分配器、液压电磁阀和单向活门后回到主系统的回油管路，当襟翼偏转至25°位置时触发25°终点电门，使液压电磁阀断电，液压电磁阀滑阀由放下位回到中位，切断主系统与襟翼收放系统之间的管路。
液压电磁阀断电后，放下管路里没有了高压油，放下和收上管路的液压油锁关闭，在关闭的液压油锁的作用下，襟翼被锁定在25°位置。
按下襟翼控制盒上的“着陆”按钮，襟翼放下至35°的工作流程和起飞襟翼放25°相同。
浅析塞斯纳172飞机襟翼控制系统原理及维护
浅析塞斯纳172飞机襟翼控制系统原理及维护摘要：随着我国科技水平的不断提高，我国的民航业也在不断发展，而随着我国经济水平的发展，人们的出行工具也得到了明显的提升，民航运输更是被越来越多的人接受，并且运输规模也在逐年剧增，这也意味着我国民航业的普及，以及日益增加的飞行人员需求量。
本文阐述了塞斯纳172的基本信息，并针对塞斯纳172的襟翼控制系统进行重点分析，重点探讨塞斯纳172飞机襟翼控制系统原理和维护。
关键词：塞斯纳172；飞机襟翼；控制系统；原理；维护一、引言在现代航空器中，大多数都采用计算机管理控制，各个系统之间都能够进行交互和联系，例如SFCC周期自检工作被打断时会出现FLAP SYS FAULT警告，工作者极易会根据经验直接更换SFCC计算机导致维修成本增加，对于塞斯纳172，我们需要从各个系统之间的信号与接口以及大系统与子系统之间的控制关系和逻辑关系进行分析和判断，了解塞斯纳172的襟翼控制系统原理，打破无脑式维修方式，从理论知识思考，从而总结维修与故障排除的经验，进行更有效的维护。
二、塞斯纳172基本信息塞斯纳172，也叫天鹰，它是由美国塞斯纳飞机公司制造的，这家公司最早成立于1927年，总部位于美国的堪萨斯州的威奇塔市，生产的主要飞机还是以通用类的民航飞机为主，尤其是单发飞机，其中比较主要的飞机型号就有C162、C172、C182、C350、C400等，而今天我们要说的塞斯纳172是其中赛斯纳飞机公司生产的经典机型。
赛斯纳172这块机型的飞机在全球的销售量更是高达43000架，这个销量是很惊人的，可以说是独一无二，这也能够看出塞斯纳172在全世界的受欢迎程度和全球对于塞斯纳172的认可。
塞斯纳172的机身结构为全金属半硬壳式，金属主材是2024铝合金，是一款实用类的机型。
并且它有很多的优点，比如操纵十分的简单，同时安全性也比较高，最重要的一点是维修方便，价格适中。
而这些优点决定了它的受众比较多，并且非常的适合首次接触的飞行学员。
737-NG前缘襟翼和缝翼控制系统
27—81—00—004 Rev 0 12/16/1996
有效性
YE201
27—81—00
前缘襟翼和缝翼控制活门
有效性
YE201
27—81—00
前缘襟翼和缝翼控制系统－概况介绍
前缘备用关断活门给前缘襟翼和缝翼作动筒提供液压动力，打开前缘 襟翼和缝翼。来自前缘备用关断活门的液压动力优先于来自前缘襟翼 和缝翼控制活门的液压动力。
在备用操纵期间，前缘襟翼和缝翼不能收回。
27—81—00—002 Rev 3 01/16/1999
主轮舱（向后）
前缘备用关断活门 前缘巡航释压活门
向前
前缘备用保险 流量 限制活门
有效性 YE201
主轮舱龙骨架
向前
前缘打开保险 前缘收上保险
前缘襟翼和缝翼控制系统－部件位置 2
27—81—00
27—81—00—004 Rev 0 12/16/1996
前缘襟翼和缝翼控制系统－部件位置 3
右机翼－机体整流罩内部件
在正常操纵和备用操纵期间，驾驶舱中有所有前缘装置的位置 指示。
在正常操纵期间，如果飞机接近失速状态，自动缝翼功能完全 打开前缘装置，这可以防止失速的发生。
ADIRU alt BITE catl depress DFDAU EMDP ext FCC FSEU gnd GPM inbd ind LE MLG PDU prox PSEU
27—81—00—018 Rev 3 01/16/1999
有效性
YE201
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以前的控制系统是机械式的，这样就需要利用各种机械部件讲操作力从驾驶室操作装置传递到控制面上，这种操作系统的话不用考虑动特性，只需要考虑它的摩擦，间隙加以控制就好了。这样的话就可以获得不错的效果。不过随着飞行技术的不停成长，飞行器速度变得越来越快。这个时候飞行员的体力就不足以适应空气动力载荷。这对飞行员的力气有了很大的的考验。然后就出现了直到今天还在用的电传式控制系统的情况下用电信号来驱动，这样是不需要飞行员去用力操作的。飞行员只需要安心的驾驶飞机。这样的话飞行安全也会大大的提升。不过随着技术的发展航空器性能在不断提高但是他的尺寸慢慢变大。这个时候飞机操纵系统就变的不但重，而且复杂程度也大幅度增加。这样的话就很大程度制约了航空器的进步。这个时候就就有了数字电传式，它是由数字计算机来处理信号，这样可以精确的去操纵飞机。直到现在先进的电驱式系统。电驱式节省了重量，拥有更高的集成性。还有就是因为电驱式的维护成本大大的降低，使得电驱式操作系统称为目前的主流。从航空器发展的角度来说，控制系统的改善对于飞机的安全和经济性有了极大的改善，能避免航空器被危险的操纵。飞机操纵系统中根据指令的不同又分为人工指令和自动控制的指令。他们分别由人工操作和自动控制系统的操作。而人工操作系统又分为主要的操作系统和辅助操作系统。主操作系统主要是操作升降和方向舵，副翼也它的控制范围内。这样就可以实俯仰等飞机操纵姿态的一个变换。它主要是驾驶员直接操控的中央部分和传动系统构成，中央系统在驾驶室一般是手和脚来控制。手主要控制的是副翼和升降舵，它们两个互不干扰，因为都是相互独立的。它通常采用方向盘和转向柱的形式。驾驶杆的话是前后控制然后让升降舵进行一个活动，左右操作控制副翼。另一种形式的话升降控制是一样的，不同之处在于左右转动是副翼。传动系统把飞行员的手和脚传出的力传递到飞机的控制面上，让舵面的转角和速率与控制量相对应。所以很大程度上安全性都依赖于传动系统。传动部分是传动杆，滑轮等组成的。他们又分为很多，软式或者硬式。
随着现代科技的不断发展，飞机的先进程度也在一定方面体现了国家航空水平的先进程度，现在发达国家在襟翼的的研究上面已经成熟。飞机若要飞起，必须机翼的升力必须要比重力高。那么应当如何提高升力。其中一个办法是提高飞机的速度，但是跑道长度的限制只能采取另外的办法。那就是把机翼的曲率进行一个变化，所以今天的飞机上配置了叫做襟翼的装置，这样你就可以通过使机翼的曲率变换来获得充足的升力。襟翼是用于产生高升力装置的的板条和襟翼。襟翼是飞机机翼后缘内侧的气翼型材料。指的是现代飞机机翼边缘上的一种机翼形状可移动装置。它们一般位于飞机翅膀的前后，可以向下转动或向后边滑动。它们由液压或马达驱动来操作，以伸展或收缩。襟翼主要的作用就是在飞行中增加升力当襟翼降低大约12度时，机翼翼型的外倾角增加，导致起飞过程中产生高升力。当襟翼下降30度的时候，这个时候会产生高阻力和高升力。这对飞机平稳的降落以及减少着路距离有很大的帮助。襟翼有各种不同的类型。襟翼操控系统又称为增升系统他主要受众类型有开槽襟翼，富勒襟翼，平板襟翼，分瓣等。他们的用处也各不相同。简单襟翼是最早出现的襟翼，它是由英国发明的，他可以提供大约30%的升力。在其出现不久后又有了开裂式，它不仅能让翼变弯还可以配合其他的部分形成一个低压区使提升系数大大的提升。然后出现了开缝襟翼具有革命意义的，当襟翼展开时，机翼下方的高压气流加快通过该间隙并往上翼流动，从而增加了上边界层气流的速度和能量。实现了减小边际层薄厚、延迟分离和消弭涡流的作用。受到前缘襟翼的开导后缘式的被开发了出来，当它降低时，一个是增加了机翼的曲率，另一个，分离被延迟，增加了失速角的动能。 富勒式的它处于在下半飞机翅膀的活动面。当用的时候，襟翼沿着安设在下翼上的滑轨向后，然后向下偏转。富勒襟翼不仅可以提高曲率，而且可以最高程度的提高机翼的有用面积，因此升力效应更加显著。随着技术的不断发展，襟翼也在不断地更新，比如最新式的喷气式襟翼。但是有部分的飞机不需要这么复杂的功能，这个时候为了满足需求，使用传统的襟翼便可。在飞机襟翼在使用过程中是离不开飞机襟翼控制系统的操纵的。
控制系统指的是通过驾驶员给定的指令来配合其他的控制部分控制飞机的姿态，根据操作指令的发出者，又分为人工操作和自动操作。而襟翼主要是靠辅助操作系统来控制，所以一个控制系统是否完善决定了安全程度。有些飞机由于系统设计和执行不足而处于危险之中，所以系统的是极其重要的。操纵系统的完善程度随着飞机技术的不断完善和需求，先后出现了机械式控制系统，液压式，电传式，模拟电传式和数字电传式、电驱式以及处在实验阶段的智能式。
飞机由于起飞和降落的时候速度很低，或者有时候飞机需要把速度降的很低，这个时候飞机的升力就会下降。飞机就有坠落的危险，为了解决这种问题，就有了襟翼出现，襟翼作为增升装置的一部分被飞机控制系统所控制。
1.1课题研究背景
近百年以来，由于飞机的发明使我们的生活便利了许多。飞机不但大大的缩短了交通时间，而且一个国家的飞机制造业和航空业的发达程度决定了一个国家的国际地位。飞机由于起飞和降落的时候速度很低，或者有时候飞机需要把速度降的很低，这个时候飞机的升力就会下降。飞机就有坠落的危险，为了解决这种问题，科学家们就发明了飞机襟翼这种设计。
近百年以来，由于飞机的发明使我们的生活便利了许多。飞机不但大大的缩短了交通时间，而且一个国家的飞机制造业和航空业的发达程度决定了一个国家的国际地位。飞机襟翼的设计主要是为了协调飞机高，低速性能的矛盾。襟翼一般被用作增升装置，不同的需求选择不同的襟翼。本文设计了飞机襟翼控制系统的软件和硬件。本设计中的控制器它采用了STC89C5RC来作为主控芯片，并且采用了双电机的模式，主要的是为了当出现意外险情，其中一个故障时，另一个还可以继续让飞机保持一个正常的运行。提高了系统的可靠性，当四位开关触发时，通过双H桥来驱动电即正反转以便来控制襟翼的度数的改变。然后通过从丝杠上取信号来把位置反馈到主控芯片内然后通过DAC0832以电压的形式反馈到驾驶室中。1 绪论