上海交通職業(yè)技術學院

1、11上海交通職業(yè)技術學院畢業(yè)論文課題名稱A300的增升裝置的結構分析和鼓障維護 專 業(yè) 航空機務 班 級0351B 學 號28 作 者 張思聰 指導老師 華丹宏 完成日期2006年6月 A300的增升裝置的結構分析和故障維護上海交通職業(yè)技術學院畢業(yè)設計（論文） 第32頁 摘要本文主要講述了飛機飛行操縱系統(tǒng)中的增升裝置。在闡述了飛行操縱系統(tǒng)的重要性后，介紹了增升裝置的設計思路及設計原則。然后介紹了增升裝置的種類，及各自的結構原理。并對空客公司生產(chǎn)的A300機型的增升裝置進行了深入介紹，并對A300上增生裝置的部分故障進行分析和維護。關鍵詞：飛行操縱系統(tǒng)、增升裝置、縫翼、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目錄Ø 緒論（04）Ø 論文正文（05）l 概述（05）l 結構原理（06）l A300的增升裝置（10）l A300增升裝置故障維護（25）Ø 總結（30）Ø 致謝

4、（31）Ø 參考文獻（32）緒論 飛機飛行操縱系統(tǒng)是飛機上用來傳遞操縱指令。它是飛機的重要組成部分之一。本文主要介紹了飛行操縱系統(tǒng)中的增升裝置。對增升裝置的結構及重要性進行了較少。并且針對空客公司的A300機型上的增升裝置進行分析，以及列舉了A300上增升裝置的部分故障及其維護方式。論文正文1概述飛機飛行操縱系統(tǒng)是飛機上用來傳遞操縱指令，驅動舵面運動的所有部件和裝置的總和，用于飛機飛行姿態(tài)、氣動外形、乘坐品質的控制。駕駛員通過操縱飛機的各舵面和調整片實現(xiàn)飛機繞縱軸、橫軸和立軸旋轉，以完成對飛機的飛行狀態(tài)控制。飛行操縱系統(tǒng)是飛機的重要組成部分之一，它的工作性能是否良好正常，直接影響著飛

5、機性能能否正常發(fā)揮，并關系到飛機的飛行安全。因此，飛機操縱系統(tǒng)除了應滿足強度、剛度足夠和重量輕等一般要求外，還要在工作中安全可靠，操縱輕便、靈敏、準確。 高速飛機機翼的構造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點來設計和制造的。這種機翼在高速飛行時，即使攻角很小，但由于飛行速度較大，仍可產(chǎn)生足夠的升力來維持水平飛行；同時，它還有足夠的強度和剛度來承受巨大的載荷。但在低速飛行時，特別是在飛機起飛和著陸時，由于飛行速度較小，雖然增大攻角，但升力仍然很小，不足以維持飛機的平飛。同時，機翼攻角的增加是有一定限度的。如果機翼攻角太大，會造成氣流分離，從而導致飛機失速。因此，高速飛機在低速飛行時的性能較差。

6、這主要表現(xiàn)在：起飛和著陸時由于速度太大，起降不安全；降低飛機的使用機動性；延長起飛和著陸滑跑距離，從而增加建造機場的費用等。要克服上述缺點，在飛機上可根據(jù)下列四項原則來增加升力，這就是：（1） 改變機翼的截面形狀，把它做得更彎拱一些，即大翼型中線的弧度。（2） 增大機翼面積，有時它和上一原則結合使用，增升效果更好。（3） 控制機翼上的附面層，使氣流分離不致過早發(fā)生。（4） 在環(huán)繞機翼的氣流中，增加一股發(fā)動機的噴氣氣流。依據(jù)以上不同的增升原理，機翼便有了不同的“增升裝置”。其中包括：前緣縫翼、各式襟翼、附面層控制等。這些增升裝置使飛機在盡可能小的速度下，產(chǎn)生足夠大的升力，保持飛機的平飛，從而大大

7、減小起飛和著陸速度，縮短滑跑距離。2結構原理21增升裝置的分類211前緣縫翼前緣縫翼是一個小的翼面，總是裝在機翼前緣。當前緣縫翼打開時，它就與機翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強較大的氣流通過這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機翼上表面附面層中氣流的速度，降低了壓強，消除了這里的大量漩渦。因而恢復了上下翼面的壓強差，延緩了氣流分離，避免大攻角下的失速。前緣縫翼的主要作用是：（1） 延緩機翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”，使得機翼在更大的攻角下才會發(fā)生失速。（2） 增大最大升力系數(shù)。前緣縫翼在大攻角下，特別是在攻角接近或超過臨界攻角時才使用。因為只有在這時，才會發(fā)生氣流分離。它的主要作用是

8、提高臨界攻角。而增大最大升力系數(shù)是次要的。從構造上來看，前緣縫翼分為固定式和可動式兩種。（）固定式前緣縫翼固定式前緣縫翼固定在機翼前緣上，與機翼本體之間構成一條固定的狹縫，不能隨著攻角的改變而開閉。它的優(yōu)點是構造簡單，但在速度較大時，阻力也急劇增大，所以目前應用不多，只有個別的低速飛機才使用。（）可動式前緣襟翼可動式前緣襟翼同滑動機構（也有其它方式）與機翼本體相連，依靠空氣動力的壓力和吸力來閉合或打開。當飛機在小攻角下飛行時，空氣動力將它壓在機翼上，而處于閉合狀態(tài)。如果攻角增大，則機翼前緣的空氣動力把它吸開。這是因為在小攻角下機翼前緣為壓力，而在大攻角下則變?yōu)槲α?。可動式前緣縫翼可以充分發(fā)揮

9、大攻角下提高升力系數(shù)的作用，而不會在小攻角和大攻角速度情況下造成很大的阻力，所以廣泛應用于現(xiàn)代飛機?，F(xiàn)代大型飛機的可動式前緣縫翼是由液壓作動筒來操縱的。212前緣襟翼安裝在機翼前緣的襟翼稱為前緣襟翼。這種襟翼廣泛應用于超音速飛機上。由于超音速飛機一般采用前緣尖削、翼截面很薄的機翼，因此當飛機著陸或以大攻角、甚至以小攻角作低速飛行時，機翼前緣也會發(fā)生氣流分離，產(chǎn)生大量漩渦，使得最大升力系數(shù)大大降低。在大攻角情況下，前緣襟翼向下偏轉，既可減小前緣與相對氣流之間的角度，消除了漩渦，使氣流能夠平滑地沿機翼上翼面流過；同時也可增大翼截面的彎度。從而達到延緩氣流分離、提高最大升力系數(shù)和臨界攻角的目的。前緣

10、襟翼的結構比前緣縫翼簡單，重量也輕，但是防止氣流分離的效果沒有前緣縫翼好。一般與吹起式附面層控制系統(tǒng)配合使用。一般的后緣襟翼有一個缺點，即當它向下偏轉時，雖然能增大上翼面氣流的流速，從而增大最大升力系數(shù)，但同時也使機翼前緣處氣流的局部攻角跟著增大。這樣，當飛機以大攻角著陸時，即使后緣襟翼的偏轉角度不大，在機翼前緣上表面也會產(chǎn)生局部的氣流分離。對飛機的飛行性能產(chǎn)生不利的影響。這時如果采用前緣襟翼或前緣縫翼，可以帶來雙重利益。它們不但可以消除機翼前緣上表面的局部氣流分離，改進后緣襟翼的增升效果；而且本身也有增升的作用。213克魯格襟翼實際上，克魯格襟翼是前緣襟翼的一種。它一般位于機翼根部的前緣，靠

11、作動筒收放，打開時象一塊板。在閉合位置時為機翼前緣的組成部分，打開時向前下方翻轉，開度常大于110°。它既可增大機翼的面積，又可增大翼截面的彎度，所以具有很好的增升效果。同時，它的構造也比較簡單。克魯格襟翼的結構因受空間的限制，一般采用整體結構，常用材料為鎂合金和鋁合金，有時也采用復合材料。214后緣襟翼后緣襟翼的種類很多，較常用的有：分裂式襟翼、簡單襟翼、開縫式襟翼、后退襟翼、后退開縫式襟翼和雙縫襟翼、三縫襟翼、多縫襟翼等。所有這些襟翼的共同特點是，它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼旁，所以又稱為后緣襟翼。襟翼放下時既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于飛機著陸。這時襟翼放下

12、到最大角度。但有時也用于起飛，但放下的角度較小，以減少阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。（1） 分裂式襟翼這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后緣并形成機翼的一部分，用時放下，在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機翼上下表面的壓強差，即增大了升力；同時還延緩了氣流分離。這是它能夠增升的原因之一。另一個原因是，襟翼放下后，機翼截面變得更彎拱，也就是增大了翼截面的彎拱程度。這樣可提高機翼上表面的流速，增大了上下表面的壓強差，也就是增大了升力。由于這兩個原因，它的增升效果相當好，一般可把最大升力系數(shù)增大約75到85。（2） 簡單襟翼它主要靠增大翼截面

13、的彎拱程度來增大升力。當放下時，翼截面變得更彎，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時阻力也隨之增大。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，總的來說，放下襟翼時，升阻比是下降的。簡單襟翼的構造比較簡單，其形狀與副翼相似，平時閉合形成機翼后緣的一部分；用時可打開放下。由于它只有一種增升作用，所以它的增升效果比高。一般情況下，當它的著陸偏轉角約為50°60°時，它大約只能使最大升力系數(shù)增大6575。高速飛機上很少單獨使用簡單襟翼，因為高速飛機的機翼大多數(shù)有很大的后掠角，而這種襟翼的增升效果隨機翼后掠角的增大而急劇減小。（3） 開縫式襟翼開縫式襟翼是對簡

14、單襟翼的改進。其特點是，當它放下時，一方面能增大機翼截面的彎度；另一方面它的前緣與機翼后緣之間形成一個縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個縫隙，以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達到增升的目的。由此可見，開縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大最大升力系數(shù)約8595。（4） 后退式襟翼后退式襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。其一是增加翼截面的彎度；其二是增大機翼面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動，因此能起到這兩種作用。它的增升效果也很好，一般可最大最大升力系數(shù)8595。（5） 后退開縫式襟翼后退開縫式襟翼又稱為“富勒”襟翼。位于機

15、翼后緣的下表面，打開時向后滑動一段距離，同時又向下偏轉，并與機翼后緣形成一條縫隙。后退開縫式襟翼主要靠增大機翼面積及增加機翼截面的彎度來增加機翼的升力系數(shù)。縫隙與開縫式襟翼相同，可以防止附面層內的氣流分離。這種襟翼一般在起飛和著陸時，分別采用不同的后退量和偏轉角度。在起飛狀態(tài)，采用較小的偏轉角，因而阻力增加較小，升阻比較大，有利于起飛加速，減小滑跑距離。對于高性能飛機，翼截面厚度又不允許采用雙縫、多縫襟翼，多采用這種襟翼。目前，在大、中型噴氣飛機上使用較多。（6） 雙縫襟翼、三縫襟翼和多縫襟翼雙縫襟翼的構造與開縫式襟翼相似，只是有兩條縫隙。在襟翼之前還有一塊小翼面，因此襟翼放下時與機翼后緣構成

16、兩道縫隙。開縫式襟翼利用氣流通過縫隙來延緩氣流的分離，有一定的限度。當偏轉角增大到某一程度時，氣流仍會發(fā)生分離，而襟翼還可能發(fā)生振動。這時如果采用雙縫襟翼可以消除這些缺點。當開縫式襟翼偏轉到35°40°時，機翼后緣又出現(xiàn)氣流分離和大量漩渦。增升效果減小。如果采用雙縫襟翼，則有更多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙，流到上翼面后緣，便可消除這里的漩渦，使氣流仍貼著彎曲的翼面流動。這樣襟翼的偏轉角可增大50°60°，還不至于發(fā)生氣流分離。因而增升效果得到提高。同樣，如果采用三縫襟翼或多縫襟翼，增升效果會更好。3A300的增升裝置（圖1）31襟翼311作用與特性襟

17、翼提供增大升力作用連同:- 縫翼和克魯格和缺口襟翼- 而且當選擇縫翼作動時,全速副翼大約下垂10°。通過兩個相同的SFCC(SFCC1 和 SFCC2)控制的1 個液壓機械系統(tǒng)驅動襟翼系統(tǒng)。SFCC提供,此外,監(jiān)視和測試設備。監(jiān)控中包含襟翼解除功能,在該功能中襟翼按來自SFCC 的指令自動從完全伸出位置收起。對于給定的襟翼狀態(tài),當飛機空速超出指定速度,命令襟翼卸荷。312 系統(tǒng)描述A. 襟翼系統(tǒng)每側機翼上,襟翼系統(tǒng)含有3 個片的富勒襟翼。通過在滑軌上運行的托架支撐它們。每個襟翼兩個滑軌上運動。每個舵面通過兩個球螺帽螺旋千斤頂驅動（圖1）B. 襟翼驅動系統(tǒng)襟翼傳動系統(tǒng)含有兩個相同的流體

18、力學系統(tǒng), 包括二個液壓馬達,一個差動齒輪和壓力剎車, 含在一個動力控制組件(PCU)（圖2）和一個橫向擰緊傳動軸系統(tǒng)駕駛球形螺釘插孔內。靜態(tài)和動態(tài)的系統(tǒng)不可逆性通過在螺旋千斤頂 2,4,5 和 6 內的無返摩擦剎車提供。螺旋渦桿 3在襟翼伸出載荷張力期間操作。螺旋渦桿1 不使用無返磨擦剎車。（圖2）C. 驅動系統(tǒng)控制器（圖3）傳動系統(tǒng)通過兩個相同的SFCC 控制和監(jiān)控。每個控制要經(jīng)過一個活門組和在PCU 內的一個液壓馬達。位置反饋通過兩個連接到 PCU 齒輪箱上的位置傳感器組件(PPU)中的一個提供。第二PPU 提供系統(tǒng)位置到縫翼/襟翼位置指示器。扭矩軸每一端的雙同步的PPU 用于襟翼舵面不

19、對稱的探測及系統(tǒng)監(jiān)控。（圖3）D. 系統(tǒng)液壓（圖4）（圖4）通過飛機液壓系統(tǒng)來給PCU供壓。液壓由GREEN 系統(tǒng)供給給馬達，或從YELLOW 系統(tǒng)供給。如有一單個系統(tǒng)故障,馬達將驅動系統(tǒng)在半速下運行。E. 監(jiān)視和故障警告 (1) SFCC 提供襟翼系統(tǒng)連續(xù)監(jiān)控。那些需要飛行員采取措施或者讓機組人員意識到的故障會產(chǎn)生故障警告。故障儲存在SFCC 中,包含純粹地維護數(shù)據(jù)。警告被單一顯示或組合顯示:- 在頭頂板上的襟翼系統(tǒng) 1 故障或者襟翼系統(tǒng) 2 故障通告燈(17CV)- 在維護面板 471VU FLIGHT CONTROL 段上的BITE DISPLAY/SFCC1 或 SFCC2信號器(52

20、CV, 53CV)- 縫翼/襟翼位置指示器信號器- 左電子中央飛機監(jiān)控器ECAM 顯示- 在襟縫翼控制計算機前面板上的故障代碼指示器。如有故障儲存在計算機中, 當電門標牌通告燈設在讀位置時,設定自檢通告燈開時,將指示系統(tǒng)中有故障。故障也以代碼的格式顯示在SFCC故障指示器上。關閉故障碼指示器并可以使用SFCC 上的重置按鈕重置。BITE DISPLAY 可以通過維護面板 471VU 上的 MFA RESET 按鈕電門復位。通常的代碼表在SFCC 前面板上,能夠讓維護人員對照故障代碼。(2) 當系統(tǒng)接通, SFCC 拆卸的警告繼電器91CV 系統(tǒng)1(93CV 系統(tǒng)2)接收直流電源,同時通過在SF

21、CC 內的內部連桿接通。如SFCC被拆除,繼電器將斷電并系統(tǒng)故障通告燈亮。F. 自測自檢測設備提供給:- 探測并指示在余度和備用環(huán)路的故障- 找出出現(xiàn)故障的LRU。從駕駛艙維護面板或通過使用SFCC 前面板上的BITE 電門,能夠開始自檢測。G. 電源通過跳開關 1CV, 2CV, 4CV, 5CV, 6CV 和10CV 提供28VDC 和26VAC 電源。供給到1 號襟翼系統(tǒng)的電源由著陸恢復繼電器(31XC)打斷。當由于斷電故障或是煙霧探測引起載荷減少時,這個繼電器能提供多余的電源。接通著陸恢復繼電器提供應急電源到1 號襟翼系統(tǒng),用于最終進近和著陸。襟翼2 號系統(tǒng)電源電路不同于1 號系統(tǒng)之處

22、是沒有輔助電源方面。313 操作A. 機械和電氣控制(1) 通過縫翼、襟翼控制手柄的操作來完成襟翼的機械控制?？刂剖直倪\動傳送到指令傳感組件(CSU),轉換手柄位置到電氣位置要求信號。(2) 電氣位置需要信號被傳到SFCC 1 和SFCC 2,用于比較通過反饋 PPU 和 PCU活門組提供的反饋信號。(3) SFCC 發(fā)生適當?shù)尿寗又噶钚盘?傳送到 PCU 活門組?；铋T組開始液壓動作。(4) 電氣控制包含使用SFCC自檢環(huán)路的連續(xù)和間斷的測試設備。使用維護面板 471VU 飛行操縱裝置段的旋轉選擇器開始例行的中斷測試。系統(tǒng)狀態(tài)指示通過下列:- ECAM 系統(tǒng)(警告 CRT)- 襟翼系統(tǒng) 1

23、故障和系統(tǒng) 2 故障通告燈- 襟、縫翼位置指示器- SFCC 前面板BITE 顯示。(5) 當系統(tǒng)接通, SFCC 拆卸的警告繼電器91CV,系統(tǒng)1,(93CV，系統(tǒng)2)接收直流電源,同時通過在SFCC 內的內部連桿接通。如襟、縫翼控制計算機被拆除,繼電器斷電和適當?shù)南到y(tǒng)故障燈亮。B. 液壓作動和動力傳送(1) 液壓動作通過兩個安裝在 PCU 上的液壓馬達完成。每個液壓馬達通過一套特別的液壓系統(tǒng)(黃或綠系統(tǒng))供壓?；铋T組控制液壓馬達的速度和方向,通過調節(jié)供給的液壓油。(2) 2個液壓馬達通過差動齒輪箱驅動傳動系統(tǒng),引起襟翼操縱面移動到所選擇的位置。(3) 萬一單一液壓故障,或者一個SFCC故障

24、,傳動系統(tǒng)將工作在大約一半正常速度下。C. 位置指示(1) 通過顯示在襟、縫翼位置指示器上的襟翼垂直條,將襟翼位置指示給飛行機組。通過使用儀表指示 PPU 的輸入反映顯示,該儀器同樣向其它系統(tǒng)提供襟翼位置信息。(2) 通過襟、縫翼控制計算機提供襟翼位置離散信號和數(shù)字數(shù)據(jù)用于其他的系統(tǒng)。D. 不對稱和電源傳送監(jiān)視(1) 不對稱和反饋 PPU 使SFCC 能夠監(jiān)視傳動系統(tǒng)的不對稱和失控狀況。(2) 如探測到不對稱或者失控條件, 就抑制 PCU 操作, 防止傳動系統(tǒng)的進一步運動。E. 襟翼卸荷當襟翼完全放出或選擇了 40°時, 如果計算空速(CAS)超過40°襟翼的VFE, 襟翼

25、卸荷功能作動, 為襟翼卸載。314 SFCC 接合面襟翼傳動系統(tǒng)與下列系統(tǒng)的接合面:A. 維護指示器重置讀取和重置功能與縫翼、襟翼維護指示器有接口。B. 方向舵人工感覺感覺和限制計算機(FLC1 和FLC2)從SFCC1 和SFCC2 都接收到襟翼17°和縫翼17°信號。FLC1也從 SFCC1 接收襟翼30°信號，而FLC2 從 SFCC2接收襟翼30°信號。C. 近地警告系統(tǒng)近地警告系統(tǒng)從縫翼、襟翼控制計算機接收襟翼32 度和縫翼22度信號。D. 擾流板和減速板襟翼BITE 控制和指示器與擾流板測試環(huán)路共享。E. 橫滾控制功能當飛機是在著陸狀態(tài)(40

26、.DEG),為了改變橫滾控制功能,從SFCC 1 和SFCC 2 來的襟翼位置離散信號被用于電子飛行控制組件(EFCU)。F. 速度姿態(tài)修正飛行增穩(wěn)計算機 1 和 2 從SFCC 1 和SFCC 2 接收縫翼和襟翼位置數(shù)據(jù)。G. 飛機電子中央監(jiān)控飛行警告計算機 1 和 2 從SFCC接收狀態(tài)和位置信息,控制電門和儀表指示 PPU。H. 地面/飛行慢車自動轉換從SFCC 1 和SFCC 2提供縫翼、襟翼控制手柄位置的離散信號。當縫翼、襟翼控制桿處于位置 1 外的任何位置時,該離散信號反饋到超控推力控制計算機(TCC)并自動轉換到“最小慢車”。J. 俯仰感覺感覺和限制計算機(FLC1 和FLC2)

27、從SFCC1 和SFCC2 都接收到襟翼8°信號。K. 燃油加熱系統(tǒng)燃油加熱繼電器 23EE 接收來自兩個SFCC1 和SFCC2 的襟翼15 度信號。32 縫翼（圖5）（圖5）321 概述在每側機翼上完成升力增大通過- 三個前緣縫翼- Krueger（克魯格） 襟翼和襟翼槽口并連同- 后緣襟翼- 全速副翼通過由兩個相同的縫翼、襟翼控制器計算機(SFCC1 和 SFCC2)控制的液壓機械系統(tǒng)帶動縫翼系統(tǒng)。2個SFCC同樣提供連續(xù)的系統(tǒng)監(jiān)控,測試設備連同1 個由大氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)輸入的經(jīng)校正的迎角(CAOA)一起引進迎角鎖定功能。如CAOA 大于7.5 度,迎角鎖定功能將防止縫翼

28、收回到 15 度之下。322 描述A. 縫翼系統(tǒng)在每個機翼上有3個縫翼,分別為內側、中央和外側縫翼。它們被安裝在彎曲的支架滑軌上。內側縫翼有3個滑軌,中央和外側分別有4個。當縫翼伸出時,每個內部縫翼的折疊前緣使其折疊來讓過發(fā)動機吊架。通過每個舵面兩個球形螺旋千斤頂作動縫翼,。機翼傳送系統(tǒng)的每端一個有一個摩擦剎車, 它提供系統(tǒng)的不可逆性。位置傳感器組件(PPU)連接到每個摩擦剎車上,用于不對稱和系統(tǒng)監(jiān)控。B. 克魯格襟翼和缺口襟翼當縫翼伸出時,克魯格襟翼和缺口襟翼提供完整的機翼前緣翼形剖面。通過單獨的液壓作動筒操作克魯格襟翼和缺口襟翼。當縫翼伸出或者收回時,都通過SFCC 控制,并移動到伸出和收

29、進位置。注: 當在沒有液壓時, 克魯格襟翼處于收起位置, 克魯格襟翼作動筒是機械鎖定。如沒有液壓時, 克魯格襟翼從收起位置下垂,在下次飛行前更換作動筒。C. 副翼下垂副翼下垂和克魯格襟翼系統(tǒng)一起操作。當液壓系統(tǒng)供壓到克魯格作動筒時,它也提供到全速副翼(ASA)下垂信號作動筒且全速副翼下垂9.2 度。D. 縫翼驅動系統(tǒng)縫翼驅動系統(tǒng)包含動力控制組件(PCU),1個橫向扭力軸系統(tǒng)和螺旋千斤頂。在 PCU兩個獨立的液壓馬達中,一個受藍系統(tǒng)活門組控制和一個受綠系統(tǒng)活門組控制,驅動一個合計齒輪,輸出通過扭力軸到T 形齒輪箱,它將馬達驅動方向轉動 90°。每個馬達和合計齒輪之間有一個壓力關斷剎車,

30、當縫翼系統(tǒng)靜止時壓力關斷剎車將傳動系統(tǒng)鎖定。2個橫向輸出經(jīng)過扭矩限制器來驅動球螺旋千斤頂、一系列扭力軸、支撐軸承和齒輪箱。在每個翼尖上安裝1個單向的摩擦剎車,以便提供系統(tǒng)在壓縮螺旋千斤頂負載下的不可逆性。左機翼組件和右機翼組件在剎車方向上不同。E. 驅動系統(tǒng)控制器傳動系統(tǒng)通過SFCC1 和 SFCC2控制和監(jiān)控。SFCC1 控制PCU 藍活門區(qū), SFCC2 控制綠活門區(qū)。位置反饋通過兩個連接到 PCU 上的PPU 中的一個提供。其他PPU 提供系統(tǒng)位置信息到襟、縫翼位置指示器。F. 系統(tǒng)液壓（圖6）（圖6）通過飛機液壓系統(tǒng)提供PCU 液壓供給。1 號縫翼系統(tǒng)通過藍系統(tǒng)供壓,2 號縫翼系統(tǒng)是通

31、過綠系統(tǒng)供壓。如有單一系統(tǒng)故障,系統(tǒng)將仍然操作,但在半速狀態(tài)。G. 監(jiān)視和故障警告SFCC 提供縫翼系統(tǒng)和克魯格和缺口襟翼位置的連續(xù)監(jiān)控。產(chǎn)生那些需要飛行員采取措施或者讓機組人員意識到的故障警告。故障儲存在SFCC 中,包含純粹地維護數(shù)據(jù)。警告被顯示在下列的一處或多處:- 頂部板SLATS SYS 1 FAULT 或 SLATS SYS 2 FAULT 信號器(19CV)。- 在面板 471VU 飛行操縱裝置段上的BITE DISPLAY/SFCC1 或 SFCC2 信號器(52CV和53CV)- 左電子中央飛機監(jiān)控器(ECAM)- 在SFCC前面板上的故障指示器。H. 自測自檢測設備提供給:

32、- 探測并指示在余度和備用環(huán)路的故障- 找出故障的航線可更換件(LRU)能夠從駕駛艙維護面板或使用BITE 按鈕電門在SFCC 前面板開進行自檢測試。I. 電源經(jīng)由跳開關 3CV, 4CV, 7CV, 8CV 和 9CV 提供28 V 直流和26 VV 交流電。供給到2 號縫翼系統(tǒng)的電源由一個著陸恢復繼電器(31XC)打斷。當由于斷電故障或是煙霧探測引起載荷減少時,這個繼電器提供多余的電源。接通著陸恢復繼電器提供應急電源到2 號襟翼系統(tǒng),用于最終近進和著陸。縫翼系統(tǒng)2號電源電路與1號不同點僅在它沒有輔助電源。323 操作A. 機械和電氣控制(1) 通過縫翼襟翼控制手柄的操作來完成縫翼的機械控制

33、。控制手柄的運動傳送到CSU,轉換手柄位置到電氣位置需要信號。(2) 電氣位置需要信號被傳到SFCC 1 和SFCC 2,用于比較通過反饋 PPU 和 PCU活門組提供的反饋信號。(3) SFCC 產(chǎn)生適當?shù)尿寗又噶钚盘?傳送到 PCU 活門組?；铋T組開始液壓動作。(4) 電氣控制包含使用襟縫翼控制計算機自檢環(huán)路的連續(xù)的和間斷的測試設備。使用維護面板 471VU 飛行操縱裝置段的旋轉選擇器開始例行的中斷測試。系統(tǒng)狀態(tài)指示通過下列:- ECAM 系統(tǒng)(警告 CRT)- 頂部板(428VU)SLATS SYS 1 FAULT 和 SYS 2 FAULT 信號器(19CV)- 襟縫翼位置指示器- S

34、FCC 前面板- 襟翼、縫翼位置指示器上的克魯格通告燈。(5) 當系統(tǒng)接通, SFCC 拆卸的警告繼電器90CV,系統(tǒng)1(92CV 系統(tǒng)2)接收直流電源,同時通過在SFCC 內的內部連桿接通。如SFCC被拆除、繼電器斷電和適當?shù)南到y(tǒng)故障通告燈亮。(6) 如果飛機校正的迎角超出7.5°,接通迎角鎖定功能并且防止縫翼自伸出位置收回到15°以下。克魯格和缺口襟翼也仍舊伸出。在縫翼襟翼的位置指示器上的ALPHA-LOCK 通告燈閃爍,表明已接通迎角鎖定功能。如校正的迎角減少低于6.5 度,復位迎角鎖定功能,因為低于60 knots 的校正迎角是0'度,當飛機在地面時,將抑制

35、迎角鎖定功能。B. 液壓作動和動力傳送(1) 液壓動作通過兩個安裝在 PCU 上的液壓馬達完成。每個液壓馬達通過一個特別的液壓系統(tǒng)(藍或綠系統(tǒng))供壓?；铋T組控制液壓馬達的速度和方向,通過控制方向和調節(jié)供給的液壓油。(2) 2 個液壓馬達通過差動齒輪箱驅動傳動系統(tǒng),引起縫翼操縱面移動到所選擇的位置。(3) 萬一單一液壓故障,或者一個SFCC故障,傳動系統(tǒng)將工作在大約一半正常速度下。C. 位置指示(1) 通過顯示在縫翼、襟翼位置指示器上的縫翼垂直條給飛行機組指示縫翼位置。通過使用儀表指示 PPU 的輸入反映顯示,也提供獨立襟翼位置信息用于其他系統(tǒng)。(2) 通過SFCC 提供縫翼位置離散和數(shù)字數(shù)據(jù)用

36、于其他的系統(tǒng)。D. 不對稱和電源傳送監(jiān)視.)(1) 不對稱PPU 使SFCC 能夠監(jiān)視傳動系統(tǒng)的不對稱和失控狀況。(2) 如一個不對稱或者失控條件被探測到, 將抑制PCU 操作,防止傳動系統(tǒng)的進一步運動。E. 克魯格襟翼,缺口襟翼當縫翼伸出時,SFCC1 和SFCC2 發(fā)送1個伸出離散信號到克魯格選擇器電磁活門,活門有1個放出和收進電磁線圈。當接通伸出電磁線圈時,傳遞液壓壓力到克魯格和缺口襟翼作動筒和到全速副翼系統(tǒng)。克魯格和缺口襟翼伸出。電磁線圈依然接通。當收起縫翼并通過15 度位置時,接通收縮螺線形電導管,切斷伸出螺線形電導管電源并收起克魯格和槽口襟翼。注: 克魯格或缺口襟翼由于飛機停放造成

37、液壓壓力低,可從收上位置下垂。這被認為是“正?！睜顩r,不需要維護動作。F. 與副翼系統(tǒng)的接口當克魯格選擇器電磁活門將壓力提供給克魯格和缺口襟翼時,也提供給在全速副翼系統(tǒng)上的下垂作動筒。當克魯格和缺口襟翼伸出時,副翼下垂9.2 度,在收上時副翼返回到它們的正常位置。G. 克魯格襟翼位置指示(1) 通過在縫翼、襟翼位置指示器上的克魯格警告燈,克魯格襟翼驅動狀態(tài)被指示給飛行機組。(2) 通過SFCC 1 和SFCC 2 生成有關克魯格襟翼警告燈和飛行警告計算機(FWC 2)狀態(tài)的離散信號，來監(jiān)視“伸出”或“收上”位置電門。324 接合面增升裝置系統(tǒng)與下列系統(tǒng)接口:A. 維護指示器重置讀取和重置功能與

38、縫翼、襟翼維護指示器有接口。B. 方向舵人工感覺兩個感覺和限制計算機(FLC1 和FLC2)從SFCC1 和SFCC2 都接收到縫翼17°和襟翼17°信號。FLC1 也從 SFCC1 接收襟翼30°信號，而FLC2 從 SFCC2 接收襟翼30°信號。C. 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機(DADC 1 和DADC 2)以ARINC429 格式傳送計算空速(CAS)和更正的迎角(CAOA),來用于兩部SFCC 的襟翼卸荷和迎角鎖定計算。D. 擾流板和減速板分享縫翼BITE 控制和指示器以擾流板測試環(huán)路。E. 橫滾控制電飛行控制組件(EFCU 1 和 EF

39、CU 2)從SFCC接收縫翼收起和縫翼有效信號。F. 速度姿態(tài)修正飛行增穩(wěn)計算機(FAC 1 和 FAC 2)從SFCC 1 和SFCC 2接收縫翼和襟翼位置數(shù)據(jù)。G. 飛機電子中央監(jiān)控(ECAM)飛行警告計算機 1 和 2 從SFCC 和儀表指示 PPU 接收狀態(tài)和位置信息。信號數(shù)據(jù)模擬轉換器(SDAC)從 SFCC1 和 SFCC2 接收縫翼收起信號。H. 標識照明標志燈電路接收從 SFCC1 和 SFCC 2 來的縫翼17 度信號。I. 地面飛行慢車自動轉換從SFCC1 和SFCC2 提供一個縫翼、襟翼控制手柄位置離散。當縫翼、襟翼控制桿處于位置 1 外的任何位置時,該離散信號反映到超控

40、推力控制計算機(TCC)來用于自動轉換到"最小慢車"。J. 副翼下垂當克魯格選擇器電磁活門將壓力提供給克魯格和缺口襟翼時,也提供給副翼下垂作動筒。當克魯格和缺口襟翼伸出時,副翼下垂 9.2 度。當克魯格和缺口襟翼收起時,副翼返回到正常位置。K. 俯仰感覺兩個感覺和限制計算機(FLC 1 和FLC 2)從SFCC1 和SFCC2 都接收到襟翼8°的信號。4. A300增升裝置故障維護41縫翼蝸桿間隙測量4.1.1目的檢測縫翼蝸桿凹槽與傳動輪凸輪之間間隙。4.1.2準備工作及使用工具（1）將縫翼放在放出位（放出角度根據(jù)不同蝸桿而不同）。1號蝸桿測量時，襟翼應放于15&

41、#176;位置；26號蝸桿測量時，襟翼放于30°位置。（2）使用合適接近架或升降車，接近蝸桿。（3）準備百分表（帶大力鉗）。4.1.3工作程序（1）接近蝸桿后，將百分表（帶大力鉗），固定于蝸桿上，百分表上指針頂住球形螺母。（2）將百分表歸零后，使用合適力分別推拉縫翼，并記錄下推時和拉時百分表分別的讀數(shù)，將兩者的讀數(shù)進行相加，得到蝸桿間隙的數(shù)值。（3）收回使用工具，并對工作區(qū)域進行清潔。（4）將讀數(shù)與維護手冊中的限制值進行比較，如果讀數(shù)小于限制值，表明蝸桿間隙正；如果讀數(shù)大于限制值，則表明蝸桿間隙過大，需要進行調試、校正。14號縫翼蝸桿：（圖7）（圖7）56號縫翼蝸桿：（圖8）（圖8）42縫翼蝸桿注油4.2.1目的對蝸桿(左右大翼各6個)（圖9）進行潤滑，防止蝸桿工作時摩擦過大二造成蝸桿磨損及縫翼收放不到位。4.2.2準備工作及使用工具（1）放下縫翼至放出位。（2）使用接近架或升降車接近縫翼蝸桿。（3）準備壓力加油槍，滑油，保險絲，套筒，定力磅表，測油口螺栓封圈，加油口螺栓封圈。（圖9）4.2.3工作程序（圖10）（1）剪去測油口螺栓（下圖中件號40）上保險絲，用套筒將螺栓取下。（2）觀察是否有油液從螺栓口處流出。（3）如果流出，則表明蝸桿不需要再進行加油潤滑；如果沒有流出，則表示蝸桿需要進