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1、11上海交通职业技术学院毕业论文课题名称A300的增升装置的结构分析和鼓障维护 专 业 航空机务 班 级0351B 学 号28 作 者 张思聪 指导老师 华丹宏 完成日期2006年6月 A300的增升装置的结构分析和故障维护上海交通职业技术学院毕业设计（论文） 第31页 摘要本文主要讲述了飞机飞行操纵系统中的增升装置。在阐述了飞行操纵系统的重要性后，介绍了增升装置的设计思路及设计原则。然后介绍了增升装置的种类，及各自的结构原理。并对空客公司生产的A300机型的增升装置进行了深入介绍，并对A300上增生装置的部分故障进行分析和维护。关键词：飞行操纵系统、增升装置、缝翼、襟翼AbstractThi

2、s paper mainly illustrates the lift-increasing apparatus of the flight control system. First, it introduces the importance of the flight control system. Then it explains the design and theory of the lift-increasing apparatus. Additionally, it introduces the kinds and the configuration of the lift-in

3、creasing apparatus. Finally, it particularly describes the lift-increasing apparatus of A300s, their maintenance and repairing. Keywords：lift-increasing apparatus, flight control system, flap, slat目录 绪论（04） 论文正文（05）l 概述（05）l 结构原理（06）l A300的增升装置（10）l A300增升装置故障维护（25） 总结（30） 致谢（31） 参考文献（32）绪论 飞机飞行操纵系统

4、是飞机上用来传递操纵指令。它是飞机的重要组成部分之一。本文主要介绍了飞行操纵系统中的增升装置。对增升装置的结构及重要性进行了较少。并且针对空客公司的A300机型上的增升装置进行分析，以及列举了A300上增升装置的部分故障及其维护方式。论文正文1概述飞机飞行操纵系统是飞机上用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总和，用于飞机飞行姿态、气动外形、乘坐品质的控制。驾驶员通过操纵飞机的各舵面和调整片实现飞机绕纵轴、横轴和立轴旋转，以完成对飞机的飞行状态控制。飞行操纵系统是飞机的重要组成部分之一，它的工作性能是否良好正常，直接影响着飞机性能能否正常发挥，并关系到飞机的飞行安全。因此，飞机操纵系

5、统除了应满足强度、刚度足够和重量轻等一般要求外，还要在工作中安全可靠，操纵轻便、灵敏、准确。 高速飞机机翼的构造和外形，主要是从有利于作高速飞行的观点来设计和制造的。这种机翼在高速飞行时，即使攻角很小，但由于飞行速度较大，仍可产生足够的升力来维持水平飞行；同时，它还有足够的强度和刚度来承受巨大的载荷。但在低速飞行时，特别是在飞机起飞和着陆时，由于飞行速度较小，虽然增大攻角，但升力仍然很小，不足以维持飞机的平飞。同时，机翼攻角的增加是有一定限度的。如果机翼攻角太大，会造成气流分离，从而导致飞机失速。因此，高速飞机在低速飞行时的性能较差。这主要表现在：起飞和着陆时由于速度太大，起降不安全；降低飞机

6、的使用机动性；延长起飞和着陆滑跑距离，从而增加建造机场的费用等。要克服上述缺点，在飞机上可根据下列四项原则来增加升力，这就是：（1） 改变机翼的截面形状，把它做得更弯拱一些，即大翼型中线的弧度。（2） 增大机翼面积，有时它和上一原则结合使用，增升效果更好。（3） 控制机翼上的附面层，使气流分离不致过早发生。（4） 在环绕机翼的气流中，增加一股发动机的喷气气流。依据以上不同的增升原理，机翼便有了不同的“增升装置”。其中包括：前缘缝翼、各式襟翼、附面层控制等。这些增升装置使飞机在尽可能小的速度下，产生足够大的升力，保持飞机的平飞，从而大大减小起飞和着陆速度，缩短滑跑距离。2结构原理21增升装置的分

7、类211前缘缝翼前缘缝翼是一个小的翼面，总是装在机翼前缘。当前缘缝翼打开时，它就与机翼表面形成一道缝隙。下翼面压强较大的气流通过这道缝隙，得到加速而流向上翼面，增大了机翼上表面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的大量漩涡。因而恢复了上下翼面的压强差，延缓了气流分离，避免大攻角下的失速。前缘缝翼的主要作用是：（1） 延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。（2） 增大最大升力系数。前缘缝翼在大攻角下，特别是在攻角接近或超过临界攻角时才使用。因为只有在这时，才会发生气流分离。它的主要作用是提高临界攻角。而增大最大升力系数是次要的。从构造上来看，前缘

8、缝翼分为固定式和可动式两种。（）固定式前缘缝翼固定式前缘缝翼固定在机翼前缘上，与机翼本体之间构成一条固定的狭缝，不能随着攻角的改变而开闭。它的优点是构造简单，但在速度较大时，阻力也急剧增大，所以目前应用不多，只有个别的低速飞机才使用。（）可动式前缘襟翼可动式前缘襟翼同滑动机构（也有其它方式）与机翼本体相连，依靠空气动力的压力和吸力来闭合或打开。当飞机在小攻角下飞行时，空气动力将它压在机翼上，而处于闭合状态。如果攻角增大，则机翼前缘的空气动力把它吸开。这是因为在小攻角下机翼前缘为压力，而在大攻角下则变为吸力了。可动式前缘缝翼可以充分发挥大攻角下提高升力系数的作用，而不会在小攻角和大攻角速度情况下

9、造成很大的阻力，所以广泛应用于现代飞机。现代大型飞机的可动式前缘缝翼是由液压作动筒来操纵的。212前缘襟翼安装在机翼前缘的襟翼称为前缘襟翼。这种襟翼广泛应用于超音速飞机上。由于超音速飞机一般采用前缘尖削、翼截面很薄的机翼，因此当飞机着陆或以大攻角、甚至以小攻角作低速飞行时，机翼前缘也会发生气流分离，产生大量漩涡，使得最大升力系数大大降低。在大攻角情况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘与相对气流之间的角度，消除了漩涡，使气流能够平滑地沿机翼上翼面流过；同时也可增大翼截面的弯度。从而达到延缓气流分离、提高最大升力系数和临界攻角的目的。前缘襟翼的结构比前缘缝翼简单，重量也轻，但是防止气流分离的效果没

10、有前缘缝翼好。一般与吹起式附面层控制系统配合使用。一般的后缘襟翼有一个缺点，即当它向下偏转时，虽然能增大上翼面气流的流速，从而增大最大升力系数，但同时也使机翼前缘处气流的局部攻角跟着增大。这样，当飞机以大攻角着陆时，即使后缘襟翼的偏转角度不大，在机翼前缘上表面也会产生局部的气流分离。对飞机的飞行性能产生不利的影响。这时如果采用前缘襟翼或前缘缝翼，可以带来双重利益。它们不但可以消除机翼前缘上表面的局部气流分离，改进后缘襟翼的增升效果；而且本身也有增升的作用。213克鲁格襟翼实际上，克鲁格襟翼是前缘襟翼的一种。它一般位于机翼根部的前缘，靠作动筒收放，打开时象一块板。在闭合位置时为机翼前缘的组成部分

11、，打开时向前下方翻转，开度常大于110。它既可增大机翼的面积，又可增大翼截面的弯度，所以具有很好的增升效果。同时，它的构造也比较简单。克鲁格襟翼的结构因受空间的限制，一般采用整体结构，常用材料为镁合金和铝合金，有时也采用复合材料。214后缘襟翼后缘襟翼的种类很多，较常用的有：分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼等。所有这些襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼旁，所以又称为后缘襟翼。襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角度。但有时也用于起飞，但放下的角度较小，以减少阻力，避免影响飞机

12、起飞滑跑时的加速。（1） 分裂式襟翼这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后缘并形成机翼的一部分，用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下表面的压强差，即增大了升力；同时还延缓了气流分离。这是它能够增升的原因之一。另一个原因是，襟翼放下后，机翼截面变得更弯拱，也就是增大了翼截面的弯拱程度。这样可提高机翼上表面的流速，增大了上下表面的压强差，也就是增大了升力。由于这两个原因，它的增升效果相当好，一般可把最大升力系数增大约75到85。（2） 简单襟翼它主要靠增大翼截面的弯拱程度来增大升力。当放下时，翼截面变得更弯，增大了上翼面气流的流速，

13、从而增大了升力，但同时阻力也随之增大。并且，阻力增大的百分比一般要比升力增大的百分比高。因此，总的来说，放下襟翼时，升阻比是下降的。简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合形成机翼后缘的一部分；用时可打开放下。由于它只有一种增升作用，所以它的增升效果比高。一般情况下，当它的着陆偏转角约为5060时，它大约只能使最大升力系数增大6575。高速飞机上很少单独使用简单襟翼，因为高速飞机的机翼大多数有很大的后掠角，而这种襟翼的增升效果随机翼后掠角的增大而急剧减小。（3） 开缝式襟翼开缝式襟翼是对简单襟翼的改进。其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼截面的弯度；另一方面它的前缘与机翼后缘之间形

14、成一个缝隙。下翼面的高压气流通过这个缝隙，以较高的速度流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气流分离，达到增升的目的。由此可见，开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增升效果也较好，一般可增大最大升力系数约8595。（4） 后退式襟翼后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。其一是增加翼截面的弯度；其二是增大机翼面积。这种襟翼可沿滑轨向后滑动，因此能起到这两种作用。它的增升效果也很好，一般可最大最大升力系数8595。（5） 后退开缝式襟翼后退开缝式襟翼又称为“富勒”襟翼。位于机翼后缘的下表面，打开时向后滑动一段距离，同时又向下偏转，并与机翼后缘形成一条缝隙。后退开缝式襟翼

15、主要靠增大机翼面积及增加机翼截面的弯度来增加机翼的升力系数。缝隙与开缝式襟翼相同，可以防止附面层内的气流分离。这种襟翼一般在起飞和着陆时，分别采用不同的后退量和偏转角度。在起飞状态，采用较小的偏转角，因而阻力增加较小，升阻比较大，有利于起飞加速，减小滑跑距离。对于高性能飞机，翼截面厚度又不允许采用双缝、多缝襟翼，多采用这种襟翼。目前，在大、中型喷气飞机上使用较多。（6） 双缝襟翼、三缝襟翼和多缝襟翼双缝襟翼的构造与开缝式襟翼相似，只是有两条缝隙。在襟翼之前还有一块小翼面，因此襟翼放下时与机翼后缘构成两道缝隙。开缝式襟翼利用气流通过缝隙来延缓气流的分离，有一定的限度。当偏转角增大到某一程度时，气

16、流仍会发生分离，而襟翼还可能发生振动。这时如果采用双缝襟翼可以消除这些缺点。当开缝式襟翼偏转到3540时，机翼后缘又出现气流分离和大量漩涡。增升效果减小。如果采用双缝襟翼，则有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙，流到上翼面后缘，便可消除这里的漩涡，使气流仍贴着弯曲的翼面流动。这样襟翼的偏转角可增大5060，还不至于发生气流分离。因而增升效果得到提高。同样，如果采用三缝襟翼或多缝襟翼，增升效果会更好。3A300的增升装置（图1）31襟翼311作用与特性襟翼提供增大升力作用连同:- 缝翼和克鲁格和缺口襟翼- 而且当选择缝翼作动时,全速副翼大约下垂10。通过两个相同的SFCC(SFCC1 和 SFC

17、C2)控制的1 个液压机械系统驱动襟翼系统。SFCC提供,此外,监视和测试设备。监控中包含襟翼解除功能,在该功能中襟翼按来自SFCC 的指令自动从完全伸出位置收起。对于给定的襟翼状态,当飞机空速超出指定速度,命令襟翼卸荷。312 系统描述A. 襟翼系统每侧机翼上,襟翼系统含有3 个片的富勒襟翼。通过在滑轨上运行的托架支撑它们。每个襟翼两个滑轨上运动。每个舵面通过两个球螺帽螺旋千斤顶驱动（图1）B. 襟翼驱动系统襟翼传动系统含有两个相同的流体力学系统, 包括二个液压马达,一个差动齿轮和压力刹车, 含在一个动力控制组件(PCU)（图2）和一个横向拧紧传动轴系统驾驶球形螺钉插孔内。静态和动态的系统不

18、可逆性通过在螺旋千斤顶 2,4,5 和 6 内的无返摩擦刹车提供。螺旋涡杆 3在襟翼伸出载荷张力期间操作。螺旋涡杆1 不使用无返磨擦刹车。（图2）C. 驱动系统控制器（图3）传动系统通过两个相同的SFCC 控制和监控。每个控制要经过一个活门组和在PCU 内的一个液压马达。位置反馈通过两个连接到 PCU 齿轮箱上的位置传感器组件(PPU)中的一个提供。第二PPU 提供系统位置到缝翼/襟翼位置指示器。扭矩轴每一端的双同步的PPU 用于襟翼舵面不对称的探测及系统监控。（图3）D. 系统液压（图4）（图4）通过飞机液压系统来给PCU供压。液压由GREEN 系统供给给马达，或从YELLOW 系统供给。如

19、有一单个系统故障,马达将驱动系统在半速下运行。E. 监视和故障警告 (1) SFCC 提供襟翼系统连续监控。那些需要飞行员采取措施或者让机组人员意识到的故障会产生故障警告。故障储存在SFCC 中,包含纯粹地维护数据。警告被单一显示或组合显示:- 在头顶板上的襟翼系统 1 故障或者襟翼系统 2 故障通告灯(17CV)- 在维护面板 471VU FLIGHT CONTROL 段上的BITE DISPLAY/SFCC1 或 SFCC2信号器(52CV, 53CV)- 缝翼/襟翼位置指示器信号器- 左电子中央飞机监控器ECAM 显示- 在襟缝翼控制计算机前面板上的故障代码指示器。如有故障储存在计算机中

20、, 当电门标牌通告灯设在读位置时,设定自检通告灯开时,将指示系统中有故障。故障也以代码的格式显示在SFCC故障指示器上。关闭故障码指示器并可以使用SFCC 上的重置按钮重置。BITE DISPLAY 可以通过维护面板 471VU 上的 MFA RESET 按钮电门复位。通常的代码表在SFCC 前面板上,能够让维护人员对照故障代码。(2) 当系统接通, SFCC 拆卸的警告继电器91CV 系统1(93CV 系统2)接收直流电源,同时通过在SFCC 内的内部连杆接通。如SFCC被拆除,继电器将断电并系统故障通告灯亮。F. 自测自检测设备提供给:- 探测并指示在余度和备用环路的故障- 找出出现故障的

21、LRU。从驾驶舱维护面板或通过使用SFCC 前面板上的BITE 电门,能够开始自检测。G. 电源通过跳开关 1CV, 2CV, 4CV, 5CV, 6CV 和10CV 提供28VDC 和26VAC 电源。供给到1 号襟翼系统的电源由着陆恢复继电器(31XC)打断。当由于断电故障或是烟雾探测引起载荷减少时,这个继电器能提供多余的电源。接通着陆恢复继电器提供应急电源到1 号襟翼系统,用于最终进近和着陆。襟翼2 号系统电源电路不同于1 号系统之处是没有辅助电源方面。313 操作A. 机械和电气控制(1) 通过缝翼、襟翼控制手柄的操作来完成襟翼的机械控制。控制手柄的运动传送到指令传感组件(CSU),转

22、换手柄位置到电气位置要求信号。(2) 电气位置需要信号被传到SFCC 1 和SFCC 2,用于比较通过反馈 PPU 和 PCU活门组提供的反馈信号。(3) SFCC 发生适当的驱动指令信号,传送到 PCU 活门组。活门组开始液压动作。(4) 电气控制包含使用SFCC自检环路的连续和间断的测试设备。使用维护面板 471VU 飞行操纵装置段的旋转选择器开始例行的中断测试。系统状态指示通过下列:- ECAM 系统(警告 CRT)- 襟翼系统 1 故障和系统 2 故障通告灯- 襟、缝翼位置指示器- SFCC 前面板BITE 显示。(5) 当系统接通, SFCC 拆卸的警告继电器91CV,系统1,(93

23、CV，系统2)接收直流电源,同时通过在SFCC 内的内部连杆接通。如襟、缝翼控制计算机被拆除,继电器断电和适当的系统故障灯亮。B. 液压作动和动力传送(1) 液压动作通过两个安装在 PCU 上的液压马达完成。每个液压马达通过一套特别的液压系统(黄或绿系统)供压。活门组控制液压马达的速度和方向,通过调节供给的液压油。(2) 2个液压马达通过差动齿轮箱驱动传动系统,引起襟翼操纵面移动到所选择的位置。(3) 万一单一液压故障,或者一个SFCC故障,传动系统将工作在大约一半正常速度下。C. 位置指示(1) 通过显示在襟、缝翼位置指示器上的襟翼垂直条,将襟翼位置指示给飞行机组。通过使用仪表指示 PPU

24、的输入反映显示,该仪器同样向其它系统提供襟翼位置信息。(2) 通过襟、缝翼控制计算机提供襟翼位置离散信号和数字数据用于其他的系统。D. 不对称和电源传送监视(1) 不对称和反馈 PPU 使SFCC 能够监视传动系统的不对称和失控状况。(2) 如探测到不对称或者失控条件, 就抑制 PCU 操作, 防止传动系统的进一步运动。E. 襟翼卸荷当襟翼完全放出或选择了 40时, 如果计算空速(CAS)超过40襟翼的VFE, 襟翼卸荷功能作动, 为襟翼卸载。314 SFCC 接合面襟翼传动系统与下列系统的接合面:A. 维护指示器重置读取和重置功能与缝翼、襟翼维护指示器有接口。B. 方向舵人工感觉感觉和限制计

25、算机(FLC1 和FLC2)从SFCC1 和SFCC2 都接收到襟翼17和缝翼17信号。FLC1也从 SFCC1 接收襟翼30信号，而FLC2 从 SFCC2接收襟翼30信号。C. 近地警告系统近地警告系统从缝翼、襟翼控制计算机接收襟翼32 度和缝翼22度信号。D. 扰流板和减速板襟翼BITE 控制和指示器与扰流板测试环路共享。E. 横滚控制功能当飞机是在着陆状态(40.DEG),为了改变横滚控制功能,从SFCC 1 和SFCC 2 来的襟翼位置离散信号被用于电子飞行控制组件(EFCU)。F. 速度姿态修正飞行增稳计算机 1 和 2 从SFCC 1 和SFCC 2 接收缝翼和襟翼位置数据。G.

26、 飞机电子中央监控飞行警告计算机 1 和 2 从SFCC接收状态和位置信息,控制电门和仪表指示 PPU。H. 地面/飞行慢车自动转换从SFCC 1 和SFCC 2提供缝翼、襟翼控制手柄位置的离散信号。当缝翼、襟翼控制杆处于位置 1 外的任何位置时,该离散信号反馈到超控推力控制计算机(TCC)并自动转换到“最小慢车”。J. 俯仰感觉感觉和限制计算机(FLC1 和FLC2)从SFCC1 和SFCC2 都接收到襟翼8信号。K. 燃油加热系统燃油加热继电器 23EE 接收来自两个SFCC1 和SFCC2 的襟翼15 度信号。32 缝翼（图5）（图5）321 概述在每侧机翼上完成升力增大通过- 三个前缘

27、缝翼- Krueger（克鲁格） 襟翼和襟翼槽口并连同- 后缘襟翼- 全速副翼通过由两个相同的缝翼、襟翼控制器计算机(SFCC1 和 SFCC2)控制的液压机械系统带动缝翼系统。2个SFCC同样提供连续的系统监控,测试设备连同1 个由大气数据计算机(ADC)输入的经校正的迎角(CAOA)一起引进迎角锁定功能。如CAOA 大于7.5 度,迎角锁定功能将防止缝翼收回到 15 度之下。322 描述A. 缝翼系统在每个机翼上有3个缝翼,分别为内侧、中央和外侧缝翼。它们被安装在弯曲的支架滑轨上。内侧缝翼有3个滑轨,中央和外侧分别有4个。当缝翼伸出时,每个内部缝翼的折叠前缘使其折叠来让过发动机吊架。通过每

28、个舵面两个球形螺旋千斤顶作动缝翼,。机翼传送系统的每端一个有一个摩擦刹车, 它提供系统的不可逆性。位置传感器组件(PPU)连接到每个摩擦刹车上,用于不对称和系统监控。B. 克鲁格襟翼和缺口襟翼当缝翼伸出时,克鲁格襟翼和缺口襟翼提供完整的机翼前缘翼形剖面。通过单独的液压作动筒操作克鲁格襟翼和缺口襟翼。当缝翼伸出或者收回时,都通过SFCC 控制,并移动到伸出和收进位置。注: 当在没有液压时, 克鲁格襟翼处于收起位置, 克鲁格襟翼作动筒是机械锁定。如没有液压时, 克鲁格襟翼从收起位置下垂,在下次飞行前更换作动筒。C. 副翼下垂副翼下垂和克鲁格襟翼系统一起操作。当液压系统供压到克鲁格作动筒时,它也提供

29、到全速副翼(ASA)下垂信号作动筒且全速副翼下垂9.2 度。D. 缝翼驱动系统缝翼驱动系统包含动力控制组件(PCU),1个横向扭力轴系统和螺旋千斤顶。在 PCU两个独立的液压马达中,一个受蓝系统活门组控制和一个受绿系统活门组控制,驱动一个合计齿轮,输出通过扭力轴到T 形齿轮箱,它将马达驱动方向转动 90。每个马达和合计齿轮之间有一个压力关断刹车,当缝翼系统静止时压力关断刹车将传动系统锁定。2个横向输出经过扭矩限制器来驱动球螺旋千斤顶、一系列扭力轴、支撑轴承和齿轮箱。在每个翼尖上安装1个单向的摩擦刹车,以便提供系统在压缩螺旋千斤顶负载下的不可逆性。左机翼组件和右机翼组件在刹车方向上不同。E. 驱

30、动系统控制器传动系统通过SFCC1 和 SFCC2控制和监控。SFCC1 控制PCU 蓝活门区, SFCC2 控制绿活门区。位置反馈通过两个连接到 PCU 上的PPU 中的一个提供。其他PPU 提供系统位置信息到襟、缝翼位置指示器。F. 系统液压（图6）（图6）通过飞机液压系统提供PCU 液压供给。1 号缝翼系统通过蓝系统供压,2 号缝翼系统是通过绿系统供压。如有单一系统故障,系统将仍然操作,但在半速状态。G. 监视和故障警告SFCC 提供缝翼系统和克鲁格和缺口襟翼位置的连续监控。产生那些需要飞行员采取措施或者让机组人员意识到的故障警告。故障储存在SFCC 中,包含纯粹地维护数据。警告被显示在

31、下列的一处或多处:- 顶部板SLATS SYS 1 FAULT 或 SLATS SYS 2 FAULT 信号器(19CV)。- 在面板 471VU 飞行操纵装置段上的BITE DISPLAY/SFCC1 或 SFCC2 信号器(52CV和53CV)- 左电子中央飞机监控器(ECAM)- 在SFCC前面板上的故障指示器。H. 自测自检测设备提供给:- 探测并指示在余度和备用环路的故障- 找出故障的航线可更换件(LRU)能够从驾驶舱维护面板或使用BITE 按钮电门在SFCC 前面板开进行自检测试。I. 电源经由跳开关 3CV, 4CV, 7CV, 8CV 和 9CV 提供28 V 直流和26 VV

32、 交流电。供给到2 号缝翼系统的电源由一个着陆恢复继电器(31XC)打断。当由于断电故障或是烟雾探测引起载荷减少时,这个继电器提供多余的电源。接通着陆恢复继电器提供应急电源到2 号襟翼系统,用于最终近进和着陆。缝翼系统2号电源电路与1号不同点仅在它没有辅助电源。323 操作A. 机械和电气控制(1) 通过缝翼襟翼控制手柄的操作来完成缝翼的机械控制。控制手柄的运动传送到CSU,转换手柄位置到电气位置需要信号。(2) 电气位置需要信号被传到SFCC 1 和SFCC 2,用于比较通过反馈 PPU 和 PCU活门组提供的反馈信号。(3) SFCC 产生适当的驱动指令信号,传送到 PCU 活门组。活门组

33、开始液压动作。(4) 电气控制包含使用襟缝翼控制计算机自检环路的连续的和间断的测试设备。使用维护面板 471VU 飞行操纵装置段的旋转选择器开始例行的中断测试。系统状态指示通过下列:- ECAM 系统(警告 CRT)- 顶部板(428VU)SLATS SYS 1 FAULT 和 SYS 2 FAULT 信号器(19CV)- 襟缝翼位置指示器- SFCC 前面板- 襟翼、缝翼位置指示器上的克鲁格通告灯。(5) 当系统接通, SFCC 拆卸的警告继电器90CV,系统1(92CV 系统2)接收直流电源,同时通过在SFCC 内的内部连杆接通。如SFCC被拆除、继电器断电和适当的系统故障通告灯亮。(6)

34、 如果飞机校正的迎角超出7.5,接通迎角锁定功能并且防止缝翼自伸出位置收回到15以下。克鲁格和缺口襟翼也仍旧伸出。在缝翼襟翼的位置指示器上的ALPHA-LOCK 通告灯闪烁,表明已接通迎角锁定功能。如校正的迎角减少低于6.5 度,复位迎角锁定功能,因为低于60 knots 的校正迎角是0度,当飞机在地面时,将抑制迎角锁定功能。B. 液压作动和动力传送(1) 液压动作通过两个安装在 PCU 上的液压马达完成。每个液压马达通过一个特别的液压系统(蓝或绿系统)供压。活门组控制液压马达的速度和方向,通过控制方向和调节供给的液压油。(2) 2 个液压马达通过差动齿轮箱驱动传动系统,引起缝翼操纵面移动到所

35、选择的位置。(3) 万一单一液压故障,或者一个SFCC故障,传动系统将工作在大约一半正常速度下。C. 位置指示(1) 通过显示在缝翼、襟翼位置指示器上的缝翼垂直条给飞行机组指示缝翼位置。通过使用仪表指示 PPU 的输入反映显示,也提供独立襟翼位置信息用于其他系统。(2) 通过SFCC 提供缝翼位置离散和数字数据用于其他的系统。D. 不对称和电源传送监视.)(1) 不对称PPU 使SFCC 能够监视传动系统的不对称和失控状况。(2) 如一个不对称或者失控条件被探测到, 将抑制PCU 操作,防止传动系统的进一步运动。E. 克鲁格襟翼,缺口襟翼当缝翼伸出时,SFCC1 和SFCC2 发送1个伸出离散

36、信号到克鲁格选择器电磁活门,活门有1个放出和收进电磁线圈。当接通伸出电磁线圈时,传递液压压力到克鲁格和缺口襟翼作动筒和到全速副翼系统。克鲁格和缺口襟翼伸出。电磁线圈依然接通。当收起缝翼并通过15 度位置时,接通收缩螺线形电导管,切断伸出螺线形电导管电源并收起克鲁格和槽口襟翼。注: 克鲁格或缺口襟翼由于飞机停放造成液压压力低,可从收上位置下垂。这被认为是“正常”状况,不需要维护动作。F. 与副翼系统的接口当克鲁格选择器电磁活门将压力提供给克鲁格和缺口襟翼时,也提供给在全速副翼系统上的下垂作动筒。当克鲁格和缺口襟翼伸出时,副翼下垂9.2 度,在收上时副翼返回到它们的正常位置。G. 克鲁格襟翼位置指

37、示(1) 通过在缝翼、襟翼位置指示器上的克鲁格警告灯,克鲁格襟翼驱动状态被指示给飞行机组。(2) 通过SFCC 1 和SFCC 2 生成有关克鲁格襟翼警告灯和飞行警告计算机(FWC 2)状态的离散信号，来监视“伸出”或“收上”位置电门。324 接合面增升装置系统与下列系统接口:A. 维护指示器重置读取和重置功能与缝翼、襟翼维护指示器有接口。B. 方向舵人工感觉两个感觉和限制计算机(FLC1 和FLC2)从SFCC1 和SFCC2 都接收到缝翼17和襟翼17信号。FLC1 也从 SFCC1 接收襟翼30信号，而FLC2 从 SFCC2 接收襟翼30信号。C. 大气数据系统数字式大气数据计算机(D

38、ADC 1 和DADC 2)以ARINC429 格式传送计算空速(CAS)和更正的迎角(CAOA),来用于两部SFCC 的襟翼卸荷和迎角锁定计算。D. 扰流板和减速板分享缝翼BITE 控制和指示器以扰流板测试环路。E. 横滚控制电飞行控制组件(EFCU 1 和 EFCU 2)从SFCC接收缝翼收起和缝翼有效信号。F. 速度姿态修正飞行增稳计算机(FAC 1 和 FAC 2)从SFCC 1 和SFCC 2接收缝翼和襟翼位置数据。G. 飞机电子中央监控(ECAM)飞行警告计算机 1 和 2 从SFCC 和仪表指示 PPU 接收状态和位置信息。信号数据模拟转换器(SDAC)从 SFCC1 和 SFC

39、C2 接收缝翼收起信号。H. 标识照明标志灯电路接收从 SFCC1 和 SFCC 2 来的缝翼17 度信号。I. 地面飞行慢车自动转换从SFCC1 和SFCC2 提供一个缝翼、襟翼控制手柄位置离散。当缝翼、襟翼控制杆处于位置 1 外的任何位置时,该离散信号反映到超控推力控制计算机(TCC)来用于自动转换到最小慢车。J. 副翼下垂当克鲁格选择器电磁活门将压力提供给克鲁格和缺口襟翼时,也提供给副翼下垂作动筒。当克鲁格和缺口襟翼伸出时,副翼下垂 9.2 度。当克鲁格和缺口襟翼收起时,副翼返回到正常位置。K. 俯仰感觉两个感觉和限制计算机(FLC 1 和FLC 2)从SFCC1 和SFCC2 都接收到

40、襟翼8的信号。4. A300增升装置故障维护41缝翼蜗杆间隙测量4.1.1目的检测缝翼蜗杆凹槽与传动轮凸轮之间间隙。4.1.2准备工作及使用工具（1）将缝翼放在放出位（放出角度根据不同蜗杆而不同）。1号蜗杆测量时，襟翼应放于15位置；26号蜗杆测量时，襟翼放于30位置。（2）使用合适接近架或升降车，接近蜗杆。（3）准备百分表（带大力钳）。4.1.3工作程序（1）接近蜗杆后，将百分表（带大力钳），固定于蜗杆上，百分表上指针顶住球形螺母。（2）将百分表归零后，使用合适力分别推拉缝翼，并记录下推时和拉时百分表分别的读数，将两者的读数进行相加，得到蜗杆间隙的数值。（3）收回使用工具，并对工作区域进行清

41、洁。（4）将读数与维护手册中的限制值进行比较，如果读数小于限制值，表明蜗杆间隙正；如果读数大于限制值，则表明蜗杆间隙过大，需要进行调试、校正。14号缝翼蜗杆：（图7）（图7）56号缝翼蜗杆：（图8）（图8）42缝翼蜗杆注油4.2.1目的对蜗杆(左右大翼各6个)（图9）进行润滑，防止蜗杆工作时摩擦过大二造成蜗杆磨损及缝翼收放不到位。4.2.2准备工作及使用工具（1）放下缝翼至放出位。（2）使用接近架或升降车接近缝翼蜗杆。（3）准备压力加油枪，滑油，保险丝，套筒，定力磅表，测油口螺栓封圈，加油口螺栓封圈。（图9）4.2.3工作程序（图10）（1）剪去测油口螺栓（下图中件号40）上保险丝，用套筒将螺

42、栓取下。（2）观察是否有油液从螺栓口处流出。（3）如果流出，则表明蜗杆不需要再进行加油润滑；如果没有流出，则表示蜗杆需要进行加油润滑。（4）如需加油，则将加油口螺栓（下图中件号60）保险丝剪去后，取下螺栓。再使用油枪进行注油，直至测油口流出油来。（5）更换好封圈后，将加油口和测油口螺栓带回。（注意事项：带回时，先用手臂力量将螺栓拧回但不带紧。然后使用定力磅表，在120寸磅定力下带紧螺栓。）（6）将螺栓重新打好保险。（7）清洁工作区域，整点工具。（图10）4.3襟翼滑轨千斤螺栓检查4.3.1目的对千斤螺栓（图11中框内的螺栓）进行目视检查，察看是否有腐蚀、损坏迹象，并对不合格的螺栓进行更换。（图

43、11）4.3.2工作准备及使用工具（1）将襟翼放至45放下位。（2）将左右机翼各5个整流罩拆下。（3）使用合适的接近架或升降车接近滑轨。（4）准备套筒，手电灯，密封胶（RB1422-A2），塑料铲刀。4.3.3工作程序（1）拆下固定架前方的襟翼传动齿轮变速箱。（2）用塑料铲刀将螺栓上原有的封胶铲去。（3）将千斤螺栓取下，用灯进行目视检查。（注意事项：每根滑轨与机翼有4颗千斤螺栓相连，千斤螺栓承受巨大拉力，为使滑轨不因为将螺栓取下而从新校正襟翼，所以每次只允许取下一枚螺栓，且只有在一枚螺栓完全复原后才能对第二枚螺栓进行工作）（4）如果螺栓损坏，及时进行更换。如果没有损坏，在螺栓的光杆上均匀涂抹上

44、密封胶（RB1422-A2），然后将螺栓带回。带回后进行第一次磅力（每枚螺栓需要进行两次磅力）（2号滑轨磅力为390寸磅，36号滑轨磅力为290寸磅）。（5）等48小时后，对螺栓进行第二次磅力。（6）然后进行第二枚千斤螺栓的工作（7）待4枚千斤螺栓全部完工后，将齿轮变速箱装回。（8）进行工作区域清理及清点工具。小结飞行控制系统是飞机的重要组成部分。它直接影响到飞行的安全，飞机性能的正常发挥和飞行的乘坐品质。而飞行控制系统中的增生装置在飞机起飞和着陆过程中起到了重要作用。它能增加升力和适当的阻力，在起飞和着陆时飞机处于慢速状态下保障足够的升力。而对于飞行控制系统中增升装置的维护，主要是防止系统摩

45、擦力过大、防止系统间隙过大、保持钢索张力正常和操纵系统的调整等四个问题。本文对A300的增生装置进行了详细的介绍。列举了其的组成部分有前缘缝翼、克鲁格襟翼、后缘襟翼。然后对A300的缝翼和襟翼的具体规格、构造、运行方式、相关系统等方面进行讲述。在对A300的增升装置的维护上，应着重对襟、缝翼的传动机构进行维护。做到在其收放过程中，各襟翼、缝翼同步、到位。使增生装置能正常的工作，产生升力来辅助起飞及着陆。本文列举了几处故障维护事例，对这些维护进行了详细的说明，指出了它们的目的、工作准备、注意事项和工作流程。希望通过这篇文章能使读者对飞机飞行操纵系统中的增升装置能有一定的认知，尤其是Airbus公司生产的