飛機結(jié)構(gòu)與工藝及歷史發(fā)展淺述

飛機結(jié)構(gòu)及工藝及歷史發(fā)展淺述機翼1.機翼的基本結(jié)構(gòu)元件及受力

機翼的基本結(jié)構(gòu)元件是由縱向骨架、橫向骨架以及蒙皮和接頭等組成，現(xiàn)將各個結(jié)構(gòu)元件的作用及受力分述如下：

1.縱向骨架——沿翼展方向安置的構(gòu)件，包括梁、縱檣和桁條。

（1）梁——最強有力的縱向構(gòu)件。它承受著全部或大部分的彎矩和剪力。梁的椽條承受由彎矩而產(chǎn)生的正應(yīng)力；腹板承受剪力。梁的數(shù)量一般為一根或兩根，也有兩根以上的。機翼結(jié)構(gòu)只有一根梁者稱為單梁機翼；有兩根者稱為雙梁機翼；兩根以上者稱為多梁機翼；沒有翼梁稱為單塊式機翼。

翼梁的位置：在雙翼及有支撐的機翼上，依據(jù)統(tǒng)計，前梁在12～18%翼弦處；后梁在55～70%翼弦處。在懸臂式單翼機上，單梁機翼的梁位于25～40%翼弦處。雙梁機翼的前梁在20～30%翼弦處；后梁在50～70%翼弦處。

（2）縱檣——承受由彎矩和扭轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的剪力。及梁的區(qū)分是椽條較弱，椽條不及機身相連。其長度及翼展相等或僅為翼展的一部分。縱檣通常放置在機翼的前緣或后緣，及機翼上下蒙皮相連，形成一封閉的盒段以承受扭矩。

（3）桁條——承受局部空氣力載荷；支持和加強蒙皮；并將翼肋相互連系起來。而且還可以承受由彎曲而產(chǎn)生的正應(yīng)力。有的機翼為了更加強蒙皮，桁條須要很密，因而導(dǎo)致運用水紋板來代替桁條，或者把桁條及蒙皮作成一體，形成整體壁鈑。

2.橫向骨架——沿翼弦方向安置的構(gòu)件。主要包括一般翼肋和加強翼肋。

（1）一般翼肋——將縱向骨架和蒙皮連成一個整體；把由蒙皮傳來的空氣動力載荷傳給翼梁；并保證翼剖面之形態(tài)。參及一部分機翼結(jié)構(gòu)的受力。

（2）加強翼肋——除了起一般翼肋作用外，還承受集中載荷。

3.蒙皮——它固定在橫向和縱向骨架上而形成光滑的表面。

布質(zhì)蒙皮主要是承受局部空氣動力載荷，并把它傳給骨架。硬質(zhì)蒙皮除了上述作用外，還參及結(jié)構(gòu)整體受力。視詳細結(jié)構(gòu)的不同，蒙皮可能承受剪應(yīng)力，也可能還承受正應(yīng)力。

4.接頭——把載荷從一個構(gòu)件傳到另一個構(gòu)件上去的構(gòu)件。如機翼及機身的連接、副翼及機翼連接等，均需用接頭。機翼接頭的形式許多，常見的有耳片式接頭，套管式接頭、對孔式接頭，墊板式和角條式接頭等多種。機翼構(gòu)造的發(fā)展在機翼構(gòu)造的發(fā)展過程中，最主要的變更就是維形件和受力件的漸漸合并。在飛機發(fā)展的初期，為了減小重量，完全依據(jù)受力件和維形件分開，并且分段地承受載荷的原理來支配機翼的構(gòu)造。這種構(gòu)造形式的受力骨架是一個由翼梁、張線及橫支柱（或翼肋）所組成的空間桁架系統(tǒng)。它承受全部的彎矩、扭矩和剪力。機翼的表面和機翼的形態(tài)是用亞麻的蒙皮和翼肋形成的。所以這種機翼可以叫作構(gòu)架式機翼。

隨著飛機速度的增大，翼載荷的增大，出現(xiàn)了蒙皮承受剪力和部分正應(yīng)力的梁式機翼。這種機翼構(gòu)造型式的特點是有強有力的梁，以及光滑的硬質(zhì)蒙皮，這種機翼的蒙皮是金屬鉚接結(jié)構(gòu)，為現(xiàn)在飛機所廣泛采納。它的翼梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板組成的盒段承受扭矩，蒙皮也參及翼梁椽條的承受彎矩的作用。但是梁式機翼的蒙皮較薄，桁條也較少，有的機翼的桁條還是分段斷開的，有的甚至沒有桁條。因此梁式機翼蒙皮承受由彎矩引起的拉壓作用不大。

飛機場速度進一步增大，為保持機翼有足夠的局部剛度和抗扭剛度，須要加厚蒙皮和增多桁條。這樣，由厚蒙皮和桁條組成的壁鈑已經(jīng)能夠擔(dān)當(dāng)大部分彎矩，因而梁的椽條可以減弱，直至變?yōu)榭v檣，于是就發(fā)展成為單塊式機翼。

它的特點是全部彎矩主要由桁條所加強的蒙皮壁鈑來承受。結(jié)構(gòu)中的梁變成了縱檣，主要只承受剪力。其椽條部分很弱，只用來固定蒙皮。圖5.4是一種高速飛機的單塊式機翼的構(gòu)造。上下壁鈑分開制造，裝配時先將蒙皮放在托架上，然后將骨架鉚在蒙皮上，因而能得到更精確的外形。在單塊式機翼內(nèi)，維形件和受力件已經(jīng)完全合并了。

至于三角機翼，由于展弦比很小而機翼根部的弦長很大，因此不僅機翼本身的縱向和橫向構(gòu)件布置比較困難，而且機翼及機身的連接接頭也許多。圖5.5是我國殲擊7型飛機的三角機翼構(gòu)造圖。增升原理及裝置

高速飛機機翼的構(gòu)造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點來設(shè)計的。這種機翼在高速飛行時，即使迎角很小，但由于速度大，仍舊可產(chǎn)生足夠的升力來維持水平飛行。但在低速時，特殊是起飛和著陸時，由于速度大大降低，雖然增大迎角，升力仍舊很小，不能維持飛機的平飛。為此，須要在機翼上采納增升裝置。

增升裝置的增升原理不外乎下列四種。

1.增大機翼剖面的彎度

2.增大機翼面積

3.限制機翼上附面層，使氣流不致過早分別。

4.在機翼上引入發(fā)動機噴氣流，變更空氣在機翼上的流淌狀態(tài)。

不同的增升原理，其增升效果不盡相同。圖5.6表示在不同的增升原理下—α曲線的變更狀況。

依據(jù)這四項原理，在機翼上采納不同的增升裝置，其中包括：前緣縫翼、襟翼、附面層限制和噴氣襟翼等。

（一）前緣縫翼

前緣縫翼是裝在機翼前緣的一個小翼面。打開時，就及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，消退了這里的大量旋渦。因而延緩了氣流分別，避開了大迎角下的失速，從而使提高。前緣縫翼的作用相當(dāng)于附面層限制，因此它在提高的同時也使機翼的臨界迎角加大。前緣縫翼在大迎角下，特殊是接近或超過臨界迎角時才運用。

從構(gòu)造上看，前緣縫翼有固定式和自動式兩種，目前，應(yīng)用最多的是自動式前緣縫翼。這種前緣縫翼用滑動機構(gòu)及機翼相連，依靠空氣動力的壓力和吸力來閉合或打開。當(dāng)飛機在小迎角下飛行時，空氣動力將它壓在機翼上處于閉合狀態(tài)。假如迎角增大，則前緣的空氣動力變或吸力把它吸開。

（二）襟翼

襟翼的種類許多，常用的有：分裂襟翼、簡潔襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等。

全部襟翼的共同特點是，它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)。襟翼放下既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于著陸。這時襟翼放下到最大角度（約50到60度）。有時也用于起飛，但放下角度較?。s15到20度），以減小阻力，避開影響飛機起飛滑跑時的加速。

1.分裂襟翼——這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后邊緣并形成機翼的一部分，運用時放下，在后緣及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的壓強差，即增大了升力。此外，襟翼放下后增大了翼型的彎度，同樣可提高升力。分裂襟翼一般可把最大升力系數(shù)提高75～85％。但臨界迎角稍有減小。

2.簡潔襟翼——簡潔襟翼的構(gòu)造比較簡潔，其形態(tài)及副翼相像，平常閉合，形成機翼后緣的一部分，用時可放下。它主要靠增大翼型彎度來增大升力。由于它只有一種增升原理，所以增升效果不高。當(dāng)它著陸偏轉(zhuǎn)50到60度時，大約只能使增大65～75％。

3.開縫襟翼——它是在簡潔襟翼的基礎(chǔ)上改進的。其特點是，當(dāng)它放下時，一方面能增大機翼翼型的彎度，另一方面它的前緣及機翼之間形成一個縫隙。下翼面的高壓氣流通過它，以高速流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分別，達到增升目的。所以它的增升效果也較好，一般可增大值約85～95％。

4.后退襟翼——后退襟翼有兩種型式，一種叫“ЦＡΓИ襟翼”（ЦＡΓИ是前蘇聯(lián)中心流體動力探討院的縮寫），它的后退量不太多，機翼面積增大得不很大。另一種叫“富勒（）襟翼”，其后退量和面積增大量都比前者為多。增升效果更好。

后退襟翼工作時，襟翼沿滑軌向后滑出增加機翼面積，同時向下偏轉(zhuǎn)肯定的角度增大翼型彎度，并且在襟翼及機翼之間形成縫隙，具有及開縫襟翼類似的作用。因此后退襟翼的增升效果是很好的。ЦΑΓИ襟翼一般可使翼型的最大升力系數(shù)值增大110～115％，而富勒襟翼可使值增大110～140％。（三）前緣襟翼和“克魯格”襟翼

把襟翼的位置移到前緣，就成了前緣襟翼，當(dāng)飛機在大迎角狀況下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，既可減小前緣及相對氣流之間的角度，使氣流能夠平滑地沿上翼面流過，避開發(fā)生局部氣流分別產(chǎn)生旋渦，同時也可增大翼型的彎度。前緣襟翼和襟翼協(xié)作運用可以進一步提高增升效果。

及前緣襟翼作用相同的還有一種“克魯格”（）襟翼。它一般位于機翼根部的前緣，象一塊板。它靠作動筒收放。打開時突出于機翼前緣，即可增大機翼面積，又可增大翼剖面彎度，所以具有很好的增升效果。

（四）附面層限制

以上幾種增升裝置，使飛機的最大升力得到很大提高，從而使起落性能得到很大的改進。然而由于翼剖面相對厚度的減小使跟著減小，此外，大后掠角小展弦比也都會減弱增升裝置作用，因此，起先出現(xiàn)附面層限制系統(tǒng)來改善飛機的起落性能。附面層限制可大大提高一般增升裝置的增升作用，能獲得很大的值和臨界迎角，同時又可降低飛機的翼型阻力。

附面層限制系統(tǒng)的增升作用主要是用氣流吹除或用泵吸取機翼上的附面層。以防止氣流分別。這種增升裝置的增升作用，比一般的增升裝置要大得多，前緣縫翼和后緣襟翼可獲得的值一般為1.8到2?？墒遣杉{附面層限制系統(tǒng)，則值可增大到超過4。

圖5.13所示為英國高亞音速度強擊機“海盜”的附面層吹除裝置。它既從機翼前緣吹氣，也從后緣襟翼上吹氣。此外，在著陸時，機身尾部的阻力板打開，因此可大大提高起落性能，縮短起飛和著陸距離。飛機的水平尾翼前緣吹氣是為了提高升降舵的操縱效率。因為在運用了附面層吹除裝置后，飛機的起飛和著陸速度減小，加上機翼值的增大，使機翼下洗流增加，從而降低了平尾的效率。另外在副翼前也裝設(shè)了附面層吹除裝置。這是為了副翼下偏時，不出現(xiàn)氣流分別，提高副翼的操縱效率。

（五）噴氣襟翼

這是目前正在探討中的一種增升裝置。它的基本原理是：利用從渦輪噴氣發(fā)動機引出的壓縮空氣或燃氣流，通過機翼后緣的縫隙沿整個翼展向后下方以高速噴出形成一片噴氣“幕”，從而起襟翼的增升作用。噴氣襟翼一方面變更了機翼四周的流場，增加了上下壓力差，另一方面噴氣的反作用力垂直方向上的分力也使機翼升力大大增加。所以噴氣襟翼的增升效果極大。據(jù)試驗，值可增大到12.4，約為一般附面層限制系統(tǒng)增升效果的2到3倍。

在空氣動力學(xué)中有一種叫顫振的現(xiàn)象，它是機翼在飛行中的有害振動。飛機飛得太快時，這種顫振往往會造成翼折人亡的事故。但自然界中的生物在千百萬年的進化過程中，翅痣早就發(fā)展了一種對抗顫振的措施。在蜻蜓翅膀末端前緣有發(fā)暗的色素斑—翅痣。假如把它們切除，蜻蜓飛起來就會蕩來蕩去。翅痣就是蜻蜓對抗顫振的裝置?，F(xiàn)代飛機在機翼翼尖的前緣常常裝有配重，這是用來消退顫振的措施。假如人們能早一點弄清蜻蜓翅痣的功用，就可以避開長期的探究和犧牲了。

機身應(yīng)當(dāng)有足夠的內(nèi)部空間來支配各種設(shè)備和裝置，在結(jié)構(gòu)上應(yīng)滿足運用維護的要求，同時又必需保證強度和剛度。

機身構(gòu)造型式的發(fā)展及機翼構(gòu)造型式的發(fā)展類似，也隨著飛行速度的提高，主要受力件及協(xié)助受力件漸漸合并，維形件漸漸參與受力。由空間桁架蒙布式機身演化為金屬蒙皮的梁式機身。早期的構(gòu)架式機身，一般由水平和垂直平面內(nèi)的直桿和斜桿以及張線組成空間桁架，飛機的其它部件都連接在它的節(jié)點上。桁架外圍用木質(zhì)成形架和布質(zhì)蒙皮構(gòu)成外形。

由于構(gòu)架式機身不能滿足不斷提高的空氣動力要求，并且飛機內(nèi)部設(shè)備日益增加，而構(gòu)架式機身中的橫向構(gòu)件使內(nèi)部容積不能充分利用。因此隨著飛機速度的增大，逐步發(fā)展了梁式薄壁結(jié)構(gòu)。現(xiàn)代一般梁式薄壁結(jié)構(gòu)機身是由縱向骨架桁梁和桁條，橫向骨架框以及蒙皮組成的空間薄壁梁。桁梁或桁條承受彎曲所產(chǎn)生的正應(yīng)力。維持機身外形，參及機身總體受力和承受氣動力載荷的框稱為一般框，假如還受集中載荷的框稱為加強框。蒙皮用來維持外形，承受剪力和扭矩。由于飛行速度提高，對總體和局部剛度的要求使得蒙皮不斷加厚，參與承受彎曲的作用也漸漸增大，直到蒙皮成為抗彎的主要構(gòu)件。

梁式薄壁結(jié)構(gòu)中桁梁式機身的特點是有強有力的桁梁作為抗彎的主要構(gòu)件，較弱的桁條和蒙皮只承受剪力和部分承受彎曲，因此蒙皮未能充分利用，使結(jié)構(gòu)重量較大，但在開口旁邊及接頭處比較簡潔加強，這是它的優(yōu)點。因此，桁梁式機身廣泛地用于小型飛機和大開口較多的飛機上。

加厚桁梁式機身的蒙皮，加多桁條，減弱桁梁使其成為一般的桁條即演化成為桁條式機身。彎曲由桁條和蒙皮承受，而在局部載荷較大的地方則加強桁條，這種機身的重量較輕，生存力較好，但不便于大開口。它廣泛地應(yīng)用在旅客機等大型飛機上。

蒙皮的進一步加厚，以至完全代替了桁梁或桁條，整個結(jié)構(gòu)由蒙皮和隔框構(gòu)成。這就是所謂硬殼式機身。有時人們也把桁梁式和桁條式機身稱為半硬殼式機身。硬殼式機身不便于開口，因此飛機上用得較少。

現(xiàn)代飛機機身的構(gòu)造受力型式主要是桁梁式和桁條式，但是事實上又常常是這兩種結(jié)構(gòu)的混合形式。象殲擊7型飛機的前機身屬于桁梁式，而后機身卻是桁條式的。內(nèi)部機身機身內(nèi)部布置的合理及否將干脆影響飛機內(nèi)部容積的利用及飛機的運用性能。首先，座艙的支配是機身內(nèi)部布置的重要內(nèi)容，不僅因為座艙占據(jù)了機身內(nèi)部的較大容積，更重要的是它乘載了對飛機起主導(dǎo)作用的空勤人員。對于殲擊機來說，良好的視界是很重要的，因此座艙一般布置在機身的前部，且突出于機身之外，這樣就破壞了機身的氣動力外形，因此要采納和機身平滑連接的座艙罩來減小阻力。

座艙罩一般由三部分組成。

（1）風(fēng)檔——固定在機身上座艙罩的前部，前面有較厚的（50～70毫米）防彈玻璃。采納雷達瞄準(zhǔn)具的超音速飛機上為了減小波阻，采納帶尖棱的中心支架而將風(fēng)檔玻璃放在兩側(cè)。

（2）座艙蓋——有四種型式：

1）前后滑動式，2）向側(cè)向打開式，3）向后上方打開式，4）向前上方打開式。

（3）后罩——固定在機身上的整流部分。

一般單座殲擊機座艙的內(nèi)部尺寸在操縱臺之間寬>550毫米，高>1100毫米，長>1200毫米。駕駛員兩側(cè)為左右操縱臺，左操縱臺上固定有發(fā)動機、襟翼、起落架收放等操縱手柄，右操縱臺上固定有起動裝置，無線電設(shè)備的操縱手柄等。武器系統(tǒng)的進彈、總電門等，放在儀表板的下部。為了便于工作，各系統(tǒng)涂有不同顏色：燃料系統(tǒng)操縱手柄涂黃色；滑油系統(tǒng)——棕色；液壓系統(tǒng)——綠色；氧氣設(shè)備——藍色；冷氣系統(tǒng)——黑色；應(yīng)急手柄——紅色。

儀表板置于駕駛員的前方，為了便于視察，儀表板涂上暗黑色，下半部并傾斜25°角。儀表板一般有減震和非減震兩種：非減震儀表板固定在機身框上；減震儀表板通過減震器和機身相連。各種儀表借助于一種特制的環(huán)固定在儀表板上，儀表的位置支配有肯定的標(biāo)準(zhǔn)型式，一般是高度表，空速表、時鐘、羅盤等固定在減震儀表上，而無線電羅盤指示儀、轉(zhuǎn)速表、噴口溫度表，煤油壓力表等固定在非減震儀表上，圖5.21是我國強5型飛機儀表板布置圖。

座椅的構(gòu)造除須使乘員有舒適的環(huán)境條件外，還應(yīng)保證其工作的要求。例如：為保證駕駛員有良好的視界，其座椅做成可調(diào)整式；而領(lǐng)航員及無線電員為了工作便利其座椅做成可旋轉(zhuǎn)式；軍用飛機上，為了保證空勤人員能在緊急的狀況下脫離飛機而采納了彈射座椅。

對旅客來說客艙是機身的最主要部分，占機身的大部分容積。

客艙布置必需滿足平安和舒適兩大要求。

現(xiàn)代高空高速客機要求客艙具有及低空或地面相同的良好生活條件。因此，要求有良好的密封、完善的空氣增壓及調(diào)整系統(tǒng)，以保證肯定的空氣壓力、溫度和溫度。窗戶玻璃往往制成雙層的，萬一有一層損壞仍能保持客艙的密封。另外還有極簡潔打開的緊急窗門。為了防火，客艙內(nèi)的裝飾都是用不易燃燒的材料制成。在舒適方面：客艙要求有寬敞的容積，舒適的座位；長途飛行還要有臥鋪，一般的座椅也常常是可以調(diào)整的，使旅客可以半躺休息，一般短途客機每一旅客約占1.5～2.0立方米的容積，而長途旅客則占3.0～3.5立方米?？团撘凶銐蚋叨取⑦^道寬敞；座椅附有小桌，單獨的送風(fēng)器、照明設(shè)備等?？团摰纳{(diào)應(yīng)選擇適當(dāng)，以得到寧靜而開心的感覺。

炸彈艙是轟炸機機身的重要組成部分，由于炸彈是特殊的消耗性載荷，在投彈前后的載重有突然的變更，因此要求布置在飛機重心旁邊，以免投彈時造成飛機抬頭和俯沖現(xiàn)象，一般轟炸機是依據(jù)不同的目標(biāo)來裝置不同的炸彈，因此要求炸彈艙具有通用性?？梢詰覓靻蝹€或少量的大型炸彈，也可以懸掛大量的小型炸彈。為了保證投彈時不發(fā)生碰撞，炸彈之間留有空隙，炸彈艙門要能快速打開。炸彈艙要求機身大開口，因此在構(gòu)造上彈艙的前后都有加強隔框，開口處有加強桁梁，中間有框和側(cè)壁等。尾翼和操縱面重量平衡及氣動平衡為了防止機翼和尾翼由于操縱面而發(fā)生顫振，保證飛行的平安，有效的方法是在操縱面的轉(zhuǎn)軸前安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或及轉(zhuǎn)軸軸線重合。

重量平衡主要有兩種構(gòu)造型式。一是集中式配重，配重用支撐構(gòu)件固定在操縱面之前。這樣可有效地把操縱面重心前移，但是它突出在氣流中，會增加阻力。另一種是分散式配重，即把配重分散置于操縱面的前部。這種形式配重在翼剖面內(nèi)部不增加阻力，但由于離轉(zhuǎn)軸較近，所以重量較大。

“氣動平衡”的作用是在長時間穩(wěn)定飛行時，消退駕駛桿或腳蹬上的力，以解除駕駛員長時間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲憊。另外，也用以消退飛機本身由制造誤差而產(chǎn)生的不平衡力矩。

主要的氣動平衡有配平調(diào)整片，固定調(diào)整片和調(diào)整水平安定面安裝角等措施。

配平調(diào)整片見圖5.33中左側(cè)其次圖。當(dāng)飛機須要平衡時，駕駛員不干脆操縱舵面，通過獨立的轉(zhuǎn)盤或手柄操縱配平調(diào)整片。假如須要使舵面對下，就使配平調(diào)整片向上。調(diào)整片上產(chǎn)生的空氣動務(wù)向下使舵向下偏轉(zhuǎn)。于是舵面產(chǎn)生向上的空氣動力來平衡飛機的力矩。這時調(diào)整片和舵面產(chǎn)生的繞舵面轉(zhuǎn)軸的力矩剛好抵消，駕駛桿上的力為零，但舵面產(chǎn)生的氣動力遠大于調(diào)整片。

固定調(diào)整片見圖5.33中左側(cè)第一圖。它依據(jù)試飛結(jié)果，偏轉(zhuǎn)肯定角度后固定在舵面后緣的小翼面。用以消退飛機制造誤差引起的氣動力平衡。在飛行時是不能操縱的。

氣動平衡也采納變更水平安定面的安裝角來達到，但這種方法機構(gòu)困難，只用于大型客機上。氣動補償

氣動補償是為了使駕駛員操縱飛機時省力。主要有軸式補償、角式補償、內(nèi)補償和補償片，軸式補償是將操縱面的轉(zhuǎn)軸從前緣向后移到某一位置，角式補償是在操縱面的端部向轉(zhuǎn)軸前伸出一部分“角”形面積，一般這部分面積占操縱面的百分之六到十二。這兩種補償?shù)脑矶际亲尣倏v面上位于轉(zhuǎn)軸前方的空氣動力對轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩抵消一部分轉(zhuǎn)軸后方的空氣動力對轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩，使整個舵面對轉(zhuǎn)軸的力矩減小，因此也減小了駕駛桿力。

內(nèi)補償是由軸式補償發(fā)展而來，一般多用于副翼上。它的補償面位于機翼后緣的空腔內(nèi)，這一空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。副翼偏轉(zhuǎn)時，空腔內(nèi)形成上下壓力差作用在補償面上。補償面形成的力矩幫助駕駛員克服鉸鏈力矩，補償面的面積一般為副翼面積的百分之五十。

圖5.33中右側(cè)兩圖和左側(cè)最下圖都是補償片。右側(cè)上圖稱為隨動補償片，當(dāng)舵面偏轉(zhuǎn)時由于連桿的帶動使補償片向反方向偏轉(zhuǎn)，補償片上產(chǎn)生的氣動力抵消了一部分舵面的鉸鏈力矩以減輕駕駛桿力。它是隨著舵面的偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)的，故稱為隨動補償片。右側(cè)下圖的補償片是在操縱力超過肯定值之后才起作

用的。操縱搖臂通過扭力桿及舵面相連，當(dāng)操縱力小于肯定值時扭力不發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形，搖臂干脆帶動舵面偏轉(zhuǎn)，補償片不起作用。在操縱力達到肯定值后超過了扭力桿的反抗力，扭力桿發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形，使補償片隨舵面的偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)，形成及隨動補償片類似的補償力矩。而左側(cè)最下圖是駕駛員不干脆操縱舵面而只操縱補償片，用補償片產(chǎn)生的氣動力矩來使舵面偏轉(zhuǎn)。因此駕駛員所克服的力矩只是補償片對其轉(zhuǎn)軸的力矩，這個力矩是很小的。操縱系統(tǒng)操縱系統(tǒng)的型式及分類

現(xiàn)代飛機上須要操縱的部分是許多的，如前面講座過的增升裝置、操縱面以及起落裝置和動力裝置等。使這些部件或裝置依據(jù)飛行員的意志進行動作的機構(gòu)或系統(tǒng)“操縱系統(tǒng)”。

在這些部件和裝置中有的是常常要操縱的如副翼、方向舵、升降舵（全動水平尾翼），用來操縱這些部件的機構(gòu)稱“主操縱系統(tǒng)”。而其他部件則不是常常要操縱的，它們的操縱機構(gòu)稱“協(xié)助操縱系統(tǒng)”。

依據(jù)人的生理反應(yīng)，駕駛力的大小，舵面偏轉(zhuǎn)精確度的要求不同，主操縱又可分為兩個完全獨立的系統(tǒng)：手操縱和腳操縱。手操縱是操縱升降舵和副翼，腳操縱是操縱方向舵。

在早期的飛機上，操縱系統(tǒng)的能源為人力，目前亞音速及跨音速飛機上，人力仍為主操縱系統(tǒng)的主要能源，也就是通過駕駛員的力氣來操縱飛機，所以無論是手操縱或腳操縱都應(yīng)當(dāng)使手和腳的運動方向及人的本能運動相一樣，例如駕駛員向后拉桿，飛機就應(yīng)當(dāng)抬頭向上，假如向右壓桿，飛機就應(yīng)當(dāng)向右后偏斜，假如左腳前蹬，飛機就該向左轉(zhuǎn)彎等等。

在低速飛機上，多運用軟式操縱系統(tǒng)，它的傳動系統(tǒng)主要是由鋼索及滑輪組成的，這種傳動系統(tǒng)可以很便利地變更走一直避開飛機上其他構(gòu)件或設(shè)備，可以很便利地布置在最平安的地方。構(gòu)造較輕也較簡潔。由于鋼索在外力的作用下簡潔伸長，所以在裝配時都要加預(yù)張力，但操縱時仍會產(chǎn)生彈性變形，因而駕駛桿上有“彈性間隙”的感覺。這就使舵面的偏轉(zhuǎn)滯后于駕駛桿的動作，降低了操縱面的跟隨性，并且在運用過程中仍會伸長，因而要常常調(diào)整。

當(dāng)飛機的速度不斷增大，對操縱面的跟隨性要求漸漸提高，并且鉸鏈力矩也不斷增大，因此發(fā)展了用拉桿、搖臂代替鋼索、滑輪的硬式操縱系統(tǒng)。由于拉桿不會伸長。在連接處裝有滾珠軸承，所以摩擦力較小，沒有彈性，因而也不發(fā)生彈性間隙現(xiàn)象，使操縱面的跟隨性大大地提高。并且生存力也較高。所以雖然重量增大，并且制造困難，不易在飛機內(nèi)布置，但還是廣泛地用于一般殲擊機和高速飛機上。液壓助力器

飛機速度的提高以及飛機尺寸的加大，都會引起駕駛桿力的加大。為了減小操縱力，在操縱系統(tǒng)中出現(xiàn)了液壓助力裝置。

液壓助力器實質(zhì)上是一個液壓隨動機構(gòu)，駕駛員通過傳動系統(tǒng)限制助力器的分油活門，從而限制助力器的液壓作動筒的伸縮來操作舵面。因此舵面上鉸鏈力矩由液壓助力器承受而不傳給駕駛員，而駕駛同要克服的分油活門的摩擦力是很小的。假如駕駛員推動駕駛桿使連接在駕駛桿上的分油活門通過搖臂向前移動，則高壓來油將通過活塞桿中下方的通道流入作動筒的左室，同時右室的液壓油通過上方通道經(jīng)過分油活門中間的通道從回油管流回液壓系統(tǒng)的液壓油箱。這樣，活塞左邊的壓力大于右邊就推動活塞桿向右移動。因為作動筒體是連接在飛機上的，所以及舵面連接的活塞桿上的力不傳給駕駛員而干脆由飛機機體擔(dān)當(dāng)。假如駕駛桿的移動方向相反，則通過分油活門高壓來油將進入作動筒右室，而左室的油經(jīng)回油管流回油箱。于是作動筒活塞桿也同駕駛桿一樣向相反方向運動。

采納助力器的操縱系統(tǒng)有兩種；有回力液壓助力系統(tǒng)和無回力液壓助力系統(tǒng)。兩者的區(qū)分僅在于操縱系統(tǒng)的傳動系統(tǒng)及舵面和助力器的連接方式不同。

在有回力助力系統(tǒng)中，當(dāng)駕駛員通過傳動桿將力加在杠桿的下端時就拉動分油活門使液壓油路及作動筒接通，高壓油進入作動筒迫使活塞移動，在活塞移動的同時，把油液作用在活塞上的力加在杠桿的上端。而杠桿的支點是固定在舵面搖臂上的，因此支點上克服舵面鉸鏈力矩所需的操縱力由駕駛員所施加的力和液壓助力器所施加的力組成。駕駛員操縱舵面的力只是總操縱力的一部分，因而部分操縱力可以為駕駛員供應(yīng)操縱感覺。

無回力助力系統(tǒng)及有回力助力系統(tǒng)的不同之處，在于取消了杠桿，而使傳動桿干脆及分油活門相連，并使液壓作動筒的活塞桿干脆及舵面搖臂相連，這樣，克服舵面鉸鏈力矩的只有液壓作動筒的力，而駕駛員施加的力只用來帶動分油活門。為了使駕駛員在操縱駕駛桿時仍舊能有力的感覺，在無回力助力系統(tǒng)中采納了感覺模擬裝置（載荷機構(gòu)）。它能使駕駛桿力隨舵面偏轉(zhuǎn)角、飛機速度、高度等變更，給駕駛員以應(yīng)有的操縱感覺。操縱系統(tǒng)的主要組成方式

下面以殲六飛機的全動水平尾翼無回力液壓助力操縱系統(tǒng)為例，說明操縱系統(tǒng)的主要組成方式。系統(tǒng)的布置主要考慮以下三個問題：

首先是駕駛桿力的模擬，系統(tǒng)中采納載荷機構(gòu)用彈簧模擬駕駛桿力，但是載荷機構(gòu)所給出的駕駛桿力完全由駕駛桿的位移所確定，及飛機速度、飛行高度無關(guān)。因此，它不行能使駕駛員精確地操縱飛機。為此在傳動系統(tǒng)中設(shè)置了力臂調(diào)整器。它在C點及機體鉸接，A、B、D三點分別及載荷機構(gòu)、助力器及駕駛桿的拉桿相連。當(dāng)飛行速度增加時，皮托管感受的動壓增加，帶動平衡電橋的電刷，電橋失去平衡而對馬達供電，馬達帶動力臂調(diào)整器內(nèi)的蝸輪，使蝸桿下移，力臂減小，而力臂增大，從而使在同樣的駕駛桿位移下，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角減小，而駕駛桿力增加。速度減小時，其作用相反。

其次是在超音速飛機上，調(diào)整片的偏轉(zhuǎn)不能顯著地變更操縱面上的壓力分布，因此在全動式尾翼上不采納調(diào)整片。但駕駛桿力的平衡仍舊須要，因此在系統(tǒng)中布置了調(diào)整片效應(yīng)機構(gòu)，其外殼固定在機體上，本身是一個電動舵機，外伸的蝸桿通過搖臂及載荷機構(gòu)的活塞桿相連。駕駛員要松駕駛桿時，可按動駕駛桿上的按鈕，使舵機的電路接通，外伸蝸桿移動，從而操縱了載荷機構(gòu)中的活塞桿，使處于壓縮狀態(tài)的彈簧松馳，從而消退了駕駛桿力，而駕駛桿和水平尾翼仍舊保持原有的位置。

最終是系統(tǒng)平安牢靠的問題。在超音速飛機上，駕駛桿力很大，即使在短時的緊急狀況下，駕駛員也很難干脆操縱飛機，因此保證系統(tǒng)平安牢靠就更加重要。為此在系統(tǒng)中采納了四套獨立的裝置。

第一套是正常的助力液壓系統(tǒng)。

其次套是主液壓系統(tǒng)，平常它是用作協(xié)助操縱系統(tǒng)的動力源。當(dāng)助力液壓系統(tǒng)損壞時，即通過分流轉(zhuǎn)換裝置動用主液壓系統(tǒng)作為助力器的動力源。

第三套是應(yīng)急電動機構(gòu)，當(dāng)以上兩個液壓系統(tǒng)皆損壞時，轉(zhuǎn)換活門右邊的壓力降低，活塞在彈簧的作用下向右移動，而使H點接通了繼電器J，使電動馬達轉(zhuǎn)動而偏轉(zhuǎn)水平尾翼。第四套是應(yīng)急按鈕操縱，在以上兩三套全部損壞時，即可操縱駕駛桿上的按鈕，利用調(diào)整片效應(yīng)機構(gòu)在壓縮載荷機構(gòu)中的彈簧的同時，使整個載荷機構(gòu)移動，而帶動水平尾翼和駕駛桿偏轉(zhuǎn)。然而應(yīng)急按鈕操縱量是很小的。起落裝置組成、作用及分布型式

現(xiàn)代飛機的起落架——機輪、掣動裝置、減震系統(tǒng)、支柱和相應(yīng)的收放機構(gòu)——是飛機的主要組成部分之一。它大約占飛機總重量的3.5～5.0%，占飛機結(jié)構(gòu)重量的15～20%。起落架是飛機上受力較大的部件，它的工作性能的好壞，干脆影響著飛機的起飛、著陸性能和平安。

起落架的功用是保證飛機起飛前和著陸后在地面滑行，以及使飛機在機場上移動和停放。它承受起飛著陸及滑行和停放時地面給飛機的反作用載荷，緩和飛機著陸及在不平地面上運動時的撞擊。現(xiàn)代飛機上大都采納可收放的的起落架。起落架的類型確定于飛機在地面上支持點的數(shù)目及其在飛機上的位置。常見的有前三點式、后三點式及自行車式三大類。

后三點式起落架曾經(jīng)是活塞式飛機的基本型式，因為這種起落架的結(jié)構(gòu)簡潔、重量較輕，比較簡潔布置。但是隨著飛機陸速度的增長，為保證著陸平安性，導(dǎo)致現(xiàn)代飛機廣泛應(yīng)用前三點式起落架。其緣由是：

1.前三點起落架避開了后三點起落架的“倒立”和“飄起”的危急。后三點起落架在大速度滑行遇到前方撞擊或猛烈掣動時，由于慣性力和撞擊力（或地面摩擦力）所形成的力矩簡潔使飛機向前倒立。當(dāng)后三點起落架只以主輪著陸時地面撞擊力使飛機迎角增加，結(jié)果飛機升力增加向上飄起。

2.前三點起落架不簡潔“倒立”，因此可以猛烈掣動，從而獲得較短的著陸滑跑距離。

3.前三點起落架的方向穩(wěn)定性比后三點好。飛機在地面滑行時假如由于某種外部緣由產(chǎn)生使飛機偏離直線運動的力矩M，那么飛機上除了有機輪摩擦力的合力T作用外，還產(chǎn)生作用在重心的慣性力J。對于前三點起落架，摩擦力和慣性力組成的力矩M1使飛機復(fù)原原來運動狀態(tài)，而后三點起落架所產(chǎn)生的力矩M2使飛機進一步偏離原來運動方向。因此為了改善后三點式飛機的地面運

動方向穩(wěn)定性，在滑跑時必需將尾輪鎖住，使其不能偏轉(zhuǎn)。

在有些大型上單翼飛機以及機翼結(jié)構(gòu)高度較小的飛機上，起落架在機翼上連接和保藏都很困難，于是便運用自行車式起落架。自行車式起落架的兩個主輪都及機身連接，排列在飛機重心前后。為防止飛機在停機和滑行時機翼向一邊傾側(cè)，采納翼下協(xié)助機輪，協(xié)助機輪的尺寸和重量比主輪小得多，保藏比較簡潔。起落架的構(gòu)造型式

在早期固定式起落架的飛機上，由于當(dāng)時桁架的廣泛運用及重量比較輕，采納了構(gòu)架式起落架。當(dāng)飛行速度增加到肯定程度。要求起落架做成可以收放的，這時構(gòu)架式起落架已不合適，因此出現(xiàn)了常見的懸臂式和支撐式起落架。

懸臂式起落架如同一端固定的懸臂梁，作用在機輪上的外載荷全部通過固定端傳遞。在實際構(gòu)造上，懸臂式起落架固定在圓柱鉸鏈上（收放旋轉(zhuǎn)軸），放下后有強有力的鎖來防止自行收起。由于沒有撐桿，當(dāng)起落架較長時固定端的彎矩很大，在重量上是不利的。同時減震器的密封系統(tǒng)也簡潔磨損。但是它構(gòu)造簡潔，保藏簡潔，因此主要用于支柱較短的輕型飛機起落架上。

支撐式起落架以旋轉(zhuǎn)軸及飛機相連外，不通過連接在支柱下端的撐桿和飛機相連接。這種起落架的支柱相當(dāng)于一根雙支點外伸梁，由于斜撐桿的支持作用，支柱所承受的彎矩可大大減小。在能夠收放的起落架上，撐桿往往還作為起落架的收放連桿，或者撐桿本身就是收放作動筒。支撐式起落架及懸臂式起落架相比，由于結(jié)構(gòu)重量較輕，在現(xiàn)代飛機上獲得廣泛應(yīng)用。另外，從減震器和受力支柱之間的構(gòu)造關(guān)系來看，起落架又有套筒梁柱式和搖臂式之分。

套筒梁式起落架即一般稱為支柱式起落架。它的特點是支柱本身就構(gòu)成了減震器，-機輪固定在支柱下部的活動桿上。由于減震支柱的活塞桿及套筒之間不能干脆傳遞來自機輪的扭矩，因此在活塞桿及套筒之間用扭力臂連接。

搖臂式起落架的特點是機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂及減震器活動桿相連。這種起落架由于減震器基本上不受彎曲，故密封性能良好、尺寸小、減震性能也比套筒梁柱式起落架優(yōu)越。

搖臂式起落架中又有兩種不同的形式。圖5.49是我國強五飛機的前起落架和主起茫架。主起落架是受力支柱及減震器分開的搖臂式起落架而前起落架是受力支柱及減震器做成一體的。減震器系統(tǒng)起落架減震器系統(tǒng)由輪胎和減震器兩部分組成。它的功用是：減小飛機在著陸接地時和地面運動時所受的撞擊。并減弱飛機因撞擊而引起的顛簸跳動。隨著飛機的不斷發(fā)展，減震器也有很大發(fā)展，曾經(jīng)運用過和目前正在運用的減震器有：

1.橡皮減震器；

2.彈簧減震器；

3.空氣式減震器；

4.油液空氣式減震器；

5.全油液式減震器。

其中油液空氣式減震器（簡稱油氣式減震器）是目前應(yīng)用最廣泛的一種。它的主要組成部分有：外筒、活塞、活塞桿、掣動活門、密封裝置等。當(dāng)飛機著陸及地面發(fā)生撞擊時，撞擊載荷使活塞桿向上滑動，減震器內(nèi)的油液被迫沖開掣動活門以高速流過幾小孔。油液及小孔發(fā)生猛烈摩擦產(chǎn)生熱量經(jīng)過活塞桿和外筒而消散。同時外筒中的油液壓縮而上升，使空氣的體積縮小，壓力增大，汲取了撞擊動能。當(dāng)空氣被壓縮到最小體積，活塞上升到頂點時，空氣作為一個彈性體而起先膨脹，推動活塞桿向下滑動。這時活塞中的油液將掣動活門關(guān)閉，使小孔數(shù)目削減，油液以更高速度通過小孔發(fā)生摩擦，消散了更多的動能，這樣便汲取并消耗一部分動能并打算進行下一個工作循環(huán)，經(jīng)過幾個循環(huán)就可將全部撞擊動能逐步轉(zhuǎn)化為熱能而消散，緩和了飛機的著陸沖擊。液壓、冷氣系統(tǒng)典型飛機液壓系統(tǒng)

在現(xiàn)代飛機上液壓冷氣系統(tǒng)得到了廣泛的應(yīng)用，如收放起落架、襟翼、副翼和減速板；變更水平安定面的安裝角；開閉起落架整流板及彈艙門；操縱散熱器風(fēng)門和航空發(fā)動機機罩的魚鱗片；供機輪剎車及機炮上彈等方面的運用。有時液壓傳動裝置亦可作為工作機構(gòu)應(yīng)用于飛機自動系統(tǒng)及半自動系統(tǒng)中，如渦噴氣發(fā)動機轉(zhuǎn)速自動調(diào)整裝置，螺旋槳自動變距調(diào)整裝置以及自動駕駛儀系統(tǒng)中常用的液壓傳動。

為了使讀者對飛機液壓系統(tǒng)的全貌有一初步了解，首先介紹一個典型的飛機液壓系統(tǒng)。

該系統(tǒng)主要是用來操縱起落架的收放，襟翼的收放以及機輪剎車。

系統(tǒng)由下列主要附件組成：高壓油箱1，單向活門4，齒輪油泵17，油濾（圖中未示出），卸荷活門3，安排開關(guān)8和9，平安活門7，剎車操縱活門10，手搖泵11，蓄壓器5，作動筒14和16等。

該系統(tǒng)的工作原理如下：齒輪式液壓泵17從油箱1吸取液壓油，經(jīng)過卸荷活門3，通向蓄壓器5然后再通至起落架及襟翼的安排開關(guān)9及8中，安排開關(guān)依據(jù)要求收放的位置將液壓油引向作動筒16及14的上腔或下腔，而從作動筒非工作腔排出的液壓油則經(jīng)安排活門的另一通道回到油箱，這樣便完成了起落架和襟翼的收放動作。從蓄壓器引出的部分油液通向剎車操縱活門10，從而引至剎車機構(gòu)中去，當(dāng)松開剎車時，可操縱開關(guān)，使液壓油放回油箱。

當(dāng)蓄壓器內(nèi)壓力達到額定值后，卸荷活門便將液壓泵工作腔的壓力油引至油箱從而使油泵空轉(zhuǎn)。當(dāng)蓄壓器內(nèi)壓力低于額定值時卸荷活門便將通至油箱的通路關(guān)閉，因而油泵重新向蓄壓器充壓。系統(tǒng)中平安活門7的作用是當(dāng)卸荷活門的工作發(fā)生故障時，能保證系統(tǒng)的平安，其壓力調(diào)整得較卸荷活門為高。平安活門13用來防止襟翼放下時的氣動載荷超過允許值。

系統(tǒng)中尚裝有遮斷活門2，其作用是避開拆卸時油液的流出。

手搖泵11是作應(yīng)急用，在運用時將手搖泵開關(guān)12打開，從手搖泵引出的液體便通過卸荷活門，注入蓄壓器，并流入系統(tǒng)中去。液壓泵目前在飛機上液壓系統(tǒng)中一般采納下列三種液壓泵，即齒輪式液壓泵，活塞式液壓泵及旋板式液壓泵。

1.齒輪式液壓泵：

齒輪式液壓泵應(yīng)用最廣，其特點為制造簡潔，尺寸小，重量輕，運用便利，工作牢靠。其有效效率約為0.6～0.65。工作壓力可達到980～1170。齒輪泵由一對相互嚙合的齒輪及容納該齒輪的外殼所組成，在外殼上，位于齒輪進入嚙合及退出嚙合處裝有進出油嘴。當(dāng)齒輪沿著箭頭方向旋轉(zhuǎn)時，由進油嘴輸來的液體依次地注入齒間容積從而被帶到增壓腔由油嘴排出。

2.徑向活塞泵：

徑向活塞泵在現(xiàn)代飛機上的應(yīng)用較為廣泛，特殊是在重型飛機上。徑向活塞泵的效率一般比齒輪式為高，容積效率最高可達99%。其缺點就是構(gòu)造較困難。

徑向活塞泵由下列部件組成：轉(zhuǎn)子上沿徑向分布有5～9個油缸，缸內(nèi)有直徑為10～12毫米的活塞；鼓輪即定子圈，其內(nèi)圓表面及活塞之頂部接觸；安排軸頸上有兩個槽：一為吸入槽，一為壓出槽。

當(dāng)馬達帶動轉(zhuǎn)子圍繞安排軸頸轉(zhuǎn)動時，則活塞將在油缸內(nèi)作往復(fù)運動，當(dāng)其中活塞對轉(zhuǎn)子作離心方向運動時，則液壓油便經(jīng)過安排軸頸的吸入槽進入油缸，此即為吸油過程。而當(dāng)活塞對轉(zhuǎn)子作向心運動時，則油缸內(nèi)的液壓油，便通過安排軸頸的壓出槽而壓出，此即為壓送過程，每一個油缸內(nèi)的活塞，在轉(zhuǎn)子不斷地轉(zhuǎn)動下，依次反復(fù)地完成上述過程，構(gòu)成了整個油泵的連續(xù)供油工作。

3.旋板式液壓泵：

此類液壓泵構(gòu)造極為簡潔。但由于壓力較低，通常不超過20個大氣壓，因此只能在飛機的汽油系統(tǒng)及滑油系統(tǒng)中應(yīng)用。

旋板式液壓泵由一轉(zhuǎn)子及一外殼構(gòu)成，轉(zhuǎn)子裝有旋板，而旋板始終及外殼保持接觸。轉(zhuǎn)子中心及外殼中心有偏心距，當(dāng)油泵按圖示箭頭方向旋轉(zhuǎn)時，則液體便由左方管道吸入而從右方管道壓出。

雙旋板式液壓泵的供油脈動很大，為了消退這種流量的不勻稱性，通常采納多旋板的液壓泵，一般采納的旋板數(shù)為4～12。冷氣系統(tǒng)高速輕型殲擊機上還常常應(yīng)用冷氣系統(tǒng)。冷氣系統(tǒng)常用于機輪剎車，氣密座艙的密封。飛機上還有用冷氣系統(tǒng)來作應(yīng)急放下起落架和襟翼之用。圖5.55是某輕型殲擊機的冷氣系統(tǒng)原理圖。這時包括主氣壓系統(tǒng)，應(yīng)急氣壓系統(tǒng)。圖中亦畫出了及液壓系統(tǒng)相交的管道。

主氣壓系統(tǒng)供壓部分中有貯藏高壓氣體的貯氣瓶。起飛前用地面氣瓶進行充注。充氣時高壓氣體由地面充氣嘴充注。經(jīng)過氣濾30，通過單向活門6，并經(jīng)予先旋開的氣壓總開關(guān)24而注入兩個主貯氣瓶19，同時，座艙內(nèi)的主貯氣瓶壓力表23指示其壓力。主貯氣瓶子壓力充至110公斤/厘米2為止。單向活門6的功用是當(dāng)取掉地面充氣瓶時，氣壓總開關(guān)未關(guān)閉或發(fā)生漏氣時阻擋氣體從充氣接頭處跑出。氣壓總開關(guān)只有在充注時打開。

主貯氣瓶氣體通過減壓器—50即圖中28（降低壓力至50公斤/厘米2）后作機炮裝彈用；又經(jīng)另一單向活門6供剎車用，并經(jīng)過開關(guān)5充注起落架應(yīng)急貯氣瓶（在起落架支柱內(nèi)）和襟翼應(yīng)急貯氣瓶之用。再有一路通過減壓器即圖中32（降低壓力至3公斤/厘米2）供座艙密封用。

剎車系統(tǒng)由剎車氣門ΠУ—7（圖中之22）和剎車安排器ΠУ—8（圖中之20），雙針壓力表27及導(dǎo)管等組成。

當(dāng)壓緊ΠУ—7時，氣壓即經(jīng)ΠУ—8剎車安排器，或同時通到兩個主輪，或通至一個主輪。當(dāng)松開ΠУ—7時，主輪剎車膠囊通過ΠУ—8和ΠУ—7及大氣相通而松開剎車。若主氣壓系統(tǒng)發(fā)生故障，則著陸時就可用應(yīng)急貯氣瓶的氣體進行剎車。應(yīng)急剎車時，必需打開應(yīng)急系統(tǒng)充氣開關(guān)5。應(yīng)急系統(tǒng)充氣開關(guān)及—50減壓器之間的單向活門6是防止應(yīng)急系統(tǒng)的氣體經(jīng)損壞的主氣壓系統(tǒng)漏走。

應(yīng)急氣壓系統(tǒng)包括起落架應(yīng)急貯氣瓶15，襟翼貯氣瓶11和應(yīng)急開關(guān)2，4及殘油分別活門7，壓力表等。

地面充氣時，打開應(yīng)急系統(tǒng)充氣開關(guān)5就可對三個應(yīng)急貯氣瓶充氣，然后關(guān)閉5，就可使應(yīng)急系統(tǒng)獨立于主系統(tǒng)之外。

為使應(yīng)急系統(tǒng)更加牢靠，使應(yīng)急放下起落架系統(tǒng)和應(yīng)急放下襟翼系統(tǒng)彼此分開，這靠在起落架應(yīng)急開關(guān)和襟翼應(yīng)急開關(guān)之間的單向活門6來實現(xiàn)。假如起落架應(yīng)急貯氣瓶破壞的話，襟翼應(yīng)急放下系統(tǒng)內(nèi)壓力不致下降，這樣保證了襟翼應(yīng)急放下更加牢靠。需應(yīng)急放下襟翼時，擰開開關(guān)4，于是應(yīng)急襟翼貯氣瓶內(nèi)空氣便經(jīng)殘油分別活門7通過襟翼開鎖作動筒18和帶應(yīng)急活門的襟翼液壓鎖，而后放下襟翼。殘油分別活門的功用在于正常運用液壓系統(tǒng)時，難免有些油液從液壓系統(tǒng)（17、18、9等處）漏至及應(yīng)急氣壓系統(tǒng)相交連的管道中去。殘油分別活門可使這些殘油不至漏入冷氣系統(tǒng)而引回油箱。同時又可保證在運用應(yīng)急氣壓系統(tǒng)時，不至讓空氣沖到油箱中去。飛機的設(shè)計及制造過程總體設(shè)計

飛機的設(shè)計及制造是一項困難而工作量極大的工程。據(jù)國外資料統(tǒng)計，三十年頭設(shè)計一架戰(zhàn)斗機約需四萬個工時，而目前設(shè)計一架超音速戰(zhàn)斗機所需的工時約為四百萬，大致等于過去的一百倍。制造一架高速殲擊機，工人的干脆勞動時間一般約為一萬到二萬小時。其中鉚接裝配約占總工時的百分之35，焊接裝配約占百分之7；儀表及設(shè)備的安裝約占百分之12，另外機械加工約占百分之28，鈑金加工約占百分之13。

飛機設(shè)計起先于對飛機提出要求。對新飛機的設(shè)計要求分為兩類——“

技術(shù)要求”和“運用技術(shù)要求”。前者是由國防機構(gòu)對軍用機提的，后者是民航部門對民用機提的要求。

例如，對戰(zhàn)術(shù)轟炸機提的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求包括：一、任務(wù)，二、乘員組，三、動力裝置，四、主要性能：1）速度2）升限3）巡航高度4）活動半徑5）起飛著陸距離6）輪胎壓力，五、載彈量，六、設(shè)備要求，七、防衛(wèi)武器。

對攔截殲擊機提的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求包括：一、任務(wù)，二乘員，三動力裝置，四、主要性能：1）最大爬升率2）升限3）最大平飛馬赫數(shù)4）著陸速度5）續(xù)航時間，五、軍械設(shè)備，六、其它要求。

再如對大型渦輪螺旋槳客機的運用