飞机动力装置范文（精选9篇）

飞机动力装置 第1篇

1 辅助动力装置安装系统静强度设计的适航要求

民用飞机为了能够得到适航当局的适航证并可以出售,就必须要遵守相关适航条例、标准。其中,民用飞机的辅助动力装置安装系统设计就需要符合FAR(《美国联邦适航规章》)25部[1]、CS(《欧洲适航规章》)25部[2]以及CCAR(《中国民用航空规章》)25部《运输类飞机适航标准》[3]]中的相关条款中的安全系数达标、结构是否符合相关条款的标准、发动机和辅助动力装置支架的侧向载荷等条款,才能够进行出售以及合法的航行。

2 辅助动力装置安装系统静强度设计载荷

辅助动力装置安装系统静强度设计所需要的载荷主要包括飞行载荷、地面载荷和动载荷(统称为飞机设计载荷)陀螺载荷、侧向载荷等等。

2.1 飞机设计载荷

当前,我国民用飞机在制造以及设计方面都有飞速的发展,同时,载荷包线也随之有更多的改变和更新。包线即飞机在航行过程中的各个坐标轴以及方向的阈值。在民用飞机的设计过程中,计算飞机载荷的专业人员会将飞机的飞行、地面和飞行过程中的载荷包线进行计算。

2.2 应急着陆载荷

根据条款要求,轻度撞损应急着陆过程中依据上文中提到的条款中的要求,辅助动力装置系统受周围结构的影响而产生惯性载荷系数时,或是飞机因发生了轻度的撞击损坏而被迫着陆时,这些情况都应能够被安装系统所固定:(1)向上:3.0;(2)向前:9.0;(3)侧向:3.0;(4)向下:6.0;(5)向后:1.5。

2.3 发动机扭矩

依据条款,辅助动力装置和辅助动力装置架的支撑结构要承担以下所说的载荷:(1)飞机故障或损坏导致辅助动力装置发动机停止运转致使发动机限制扭矩载荷;(2)辅助动力装置加速过大导致发动机限制扭矩载荷。

2.4 侧向载荷

依据条款要求,辅助动力装置的支架和结构需横向的制约载荷系数,这个系数要相当于偏航情况得到的最大载荷系数,但是不能低于1.33。

2.5 陀螺载荷

根据FAR/CS/CCAR25.371[1—3]的条款要求,辅助动力装置的支撑结构考虑到飞机在飞行过程中、或遭遇暴风和剧烈的风喘时以及飞机着陆之后等情况下所产生的载荷进行全面的设计,并且,辅助动力装置系统必须具有与之相应的最大转速。所谓的陀螺效应,即物体在高速旋转时的自转轴不是自发性地在空中转变方向,这时就会产生陀螺力矩,因而出现了陀螺效应。依据条款,辅助动力装置支撑结构需要根据飞行机动、着陆等情况载荷进行设计,并且辅助动力装置必须要保持最大转速。假设陀螺以角速度ω绕其自转轴Oz转动(该运动称为自转),同时其自转轴Oz又以角速度Ω绕固定轴Oξ转动(该运动称为进动),设陀螺绕其自转轴的转动惯量为Iz,则陀螺作用于其施力体上的陀螺力矩[4]为:

动着陆的过程当中,辅助动力装置会随之产生螺旋力矩,导致飞机在俯仰运动过程中的辅助动力装置中心位置产生横向轴呈现的速度,沿着飞机辅助动力装置引擎旋转轴,其旋转速度提出了飞机航向轴,周围产生的陀螺力矩的辅助动力装置安装支架的轨道平面垂直轴转矩,计算公式是:

2.6 MEFBO载荷

MEFBO即主发动机风扇叶片负荷,主发动机风扇叶片飞机负载时脱落。主发动机叶片损失将有一个短期负荷振动,发动机的振动与机身接口辅助动力装置重心处。在主引擎的风机叶片脱落后,发动机将会停止运行,这个时候如果受到气流的影响导致发动机风扇的叶片的旋转,则会在机身连接处生成一个振动负荷,振动载荷将传递给辅助动力装置重心。通过辅助动力装置中心MEFBO载荷和风载荷下,辅助动力装置安装系统应该能够承受辅助动力装置,防止其流失。

3 辅助动力装置安装系统的静强度校核及试验验证

辅助动力装置安装系统通常设计为杆系结构,可分为两种:一种是由6根拉杆组合起来的静定结构,这种系统中,只要其中一根拉杆有损坏,那么安装系统都会失去其稳定性,导致无法将辅助动力装置有效地固定。另外一种为6根以上的拉杆组装成的超静定结构,这种超静定系统相对第一种更加稳定,其中一根拉杆有所损坏,也不会造成辅助动力装置无法固定在安装位置上面,但是,这种结构的设计形式会增加重量以及安装的难度。因此,辅助动力装置安装系统需要设计成哪种结构,还需要考虑到多种因素的影响,这些都需要在设计的初期通过对比进行决定。辅助动力装置安装系统静强度校核的主要校核对象和校核要点如表1所示。

图1为某种型号的飞机辅助动力装置安装系统。图中属于超静定系统,由7根拉杆组成,这7根拉杆的位置都在辅助动力装置的一侧。包括拉杆、接头以及隔振器等多个部件。

辅助动力装置的有限元模型如图2所示。ROD为单元模拟拉杆,拉杆连接机身的关节是由壳单元来进行模拟的,BUSH的减震器的刚性单元模拟,使用大刚度的辅助动力装置荷载传递梁单元模拟拉杆系统的重心。关节连接的飞机机身框架建立当地的分析框架,以及机身的框架关节、它们所对应的节点,受3个方向的平动位移所约束。在各种不同情况下的飞机载荷会被分散在辅助动力装置的对应节点上,通过准确地计算,可得到内作用力对于安装系统每一个零件的精确校对,从而得到计算工况下的最大以及最小安全裕度(安全裕度=许用值/(安全系数×设计值),对于零件本体,安全系数取1.0;对于紧固件连接处,安全系数取1.15[1—3]。

4 结语

该文通过某型号民用机的辅助装置安装系统静强度的校核作为示例,简单描述了民用机安装系统的静强度设计。某民用飞机辅助动力装置系统对于拉杆的实际应力以及理论性的应力进行分析比较,计算出的数据表明这种设计是可以满足静强度要求的,并且符合了相关的适航条款。

参考文献

[1]Federal Aviation Administraion.FAR25.Airworthiness Standards:Transport Category Airplanes[S].2008.

[2]European Aviation Safety Agency.CS25.Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes[S].2011.

[3]中国民航总局.CCAR25—R3,中国民用航空规章第25部-运输类飞机适航标准[S].2001.

[4]和兴锁,支希哲,刘小洋.理论力学[M].西安:西北工业大学出版社,2001.

动力飞机说课稿 第2篇

各位领导，老师：大家好！

我说课的内容是小学五年级《橡筋动力模型飞机制作》一课（课件），下面，我着重从教材背景分析、教学学法、教学过程、板书设计四个方面来谈谈我对本课的教学设计。（课件）

一、教材背景分析（课件）

首先我根据《科学实践课程标准》所确立的阶段目标，确定《橡筋动力模型飞机制作》一课属于科学探究学习领域。

本节课要面对的教学对象是小学五年级的学生，处于这个阶段 的学生，好奇心强，喜欢探索新事物，具有一定的动手操作能力；同时，他们也具备了一定的知识基础。而航模活动的最大魅力在于能向充满求知创造欲望的青少年，提供把美好想象从无到有实现的实践机会。从中养成学科学、爱科学、用科学的习惯。我确定本课三维目标如下：（课件）

认知目标：橡筋动力模型飞机的结构，原理和制作过程；了解 机翼的形状对飞机飞行的意义。

技能目标：培养学生爱劳动、爱科学、既能动脑又能动手和克服困难勇于进取的品质。

情感目标：通过本活动，激发学生对科学知识及动手制作的兴趣。重点：飞行的原理和完成成品的工艺过程。难点：航模的调试。

二、教学学法

在教学过程中，为了更好的突出重点、突破难点，体现课程 设计注重热爱科学，侧重学生的实践过程。我遵循“教为主导，学为主体”的教学思想，通过情景创设，引导学生主动探究，体验学习过程，培养自主学习主动探究的意识。根据模型的飞行状态，发现问题、抓住关键、找到调整的最佳方案，动手调整模型，再通过实践使模型达到较好的飞行效果。

三、教学过程（课件）

1、创设情境：我首先设计了“创设情境——欣赏航空模型运动 的简史和发展前景”这一环节，因为兴趣是最好的老师，所以在教学 一开始，就播放了精美的图片，把学生带入了航模的世界中，让学生 欣赏造型各异、风格独特的航模，为后面设计航模做好铺垫，体会航 模发展的速度与发展前景。引出本课课题《橡筋动力模型飞机制作》。

2、活动步骤：（课件）

A：介绍飞机各部件名称及作用：螺旋桨、机身、机翼和尾翼。飞机螺旋桨在橡筋驱动下高速旋转,从而产生拉力,牵拉飞机向前飞行。螺旋桨运作好坏直接影响拉力大小，而拉力大小又关系到飞机的飞行性能。

机身的主要作用是装载乘员，旅客、货物、武器和各种设备；将 飞机的各个部件连接成一个整体。

机翼的主要功能是产生升力，以支持飞机在空中飞行；也起一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有付翼和襟翼。操纵付翼可使飞机滚转；放下襟翼能使机翼升力增大。另外，机翼上还可安装发动

机、起落架和油箱等。机翼有各种形状，数目也有不同。历史上指曾出现过双翼机，甚至还出现过多翼机。但现代飞机一般都是单翼机。

尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平定面和可动的升降舵组成。垂直尾翼则包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功用是用来操纵飞机俯仰和偏转，并保证飞机能平稳地飞行。

B:装饰飞机：用画笔在机身、机翼和尾翼上装饰精美的图案，这 架世上唯一的飞机就属于你的！

C：读图（学会阅读图纸）部件制作与组装试飞与调整：（1）定型主翼

贴纸压痕处固定机翼，定型片上贴双面胶，用定型片将机翼上反 角定位，加强力胶带。

（2）安装主翼

在机身6厘米处安装翼台，粘接主翼，固定橡筋与塑料片。（3）安装尾翼

尾钩安装机身，尾翼翼座与水平尾翼粘接（中心），粘接垂直尾 翼，最后机身粘接翼座。

（4）机身头部安装螺旋桨。

（5）橡筋缠绕4圈，橡筋结置于尾钩处。D：检查模型

（1）检视模型：从模型头部直视，安装完后的模型应无扭曲，并且左右对称。

（2）调整模型，手掷试飞：调整模型时在无风或微风条件下将 模型轻轻掷出，根据模型飞行姿态调整翼台前后距离，头轻是将翼台后移，头重时将翼台向前移。

（3）调整模型，动力飞行：将螺旋桨顺时针绕70-100圈，然后 右手持飞机左手扶桨，迎风轻轻推出。观察飞机轨迹，缓慢盘旋上升姿态为最佳。

3、展示欣赏：

在学生制作基本完成时，我让学生采用自评为主，互评与教 师简评为辅的方法进行评价，从而学生参与到教学中，培养学生的自信心，体验成功的喜悦。

A：自评：让学生自己的作品放在展示台上展示，说说自己的作 品名称，觉得自己的作品什么地方制作的棒？最想把航模应用到哪个领域？

B：互评：学生之间相互谈谈自己的看法，让他们在共同的参与 过程中产生思想的交流与碰撞。

C:教师评价：结合学生作品的不同特点，肯定孩子们的各种表现，保护他们的积极态度和创新意识。是他们摆脱自卑心理，相信“我能行”。这样全体学生都能成为“学习的主人”。

四、板书设计：（课件）

根据教学活动的安排，板书设计分三部分：课题《橡筋动力模 型飞机制作》、基本特征示意图和作品展示区。

五、活动反思：

由于时间和空间的限制，我们只能通过初级橡筋动力模型飞机 的制作让学生对航模运动和航模制作有个切身的感性认识，懂得此类 实践活动对自身发展的实际意义和社会价值。这意义和价值体现在： 无论是知识、动手能力还是解决实际问题的能力方面，对学生都是一 种挑战。这种体验是该活动赋予学生的无价财富。当然，要充分发挥 该活动对学生自身发展的价值，还有待老师更深度地去开发和挖掘。

《橡筋动力模型飞机制作》

——说课稿

飞机动力装置 第3篇

本文通过学习和研究ATA MSG-3[2007.01]《运营人/制造厂家预定维修大纲制订文件》, 基本了解飞机维修大纲制订的基本程序。本文对运用MSG-3方法制订系统/动力装置维修大纲做了有益的探索。

2概述

MSG-3维修分析方法用于确定飞机的预定维修要求, 其主要工作内容如下:重要维修项目的确定;分析故障模式及其影响;利用逻辑决断分析图确定预定维修任务;预定维修工作间隔的确定。

3系统/动力装置分析程序

系统/动力装置分析步骤:对飞机功能系统进行划分, 确定MSI项目, 描述MSI的各种工程数据, 对MSI进行功能、故障、影响和原因分析, 运用MSG-3对MSI进行上层分析, 运用MSG-3对MSI进行下层分析, 合并工作, 讨论并提出分析建议, 审查分析报告, MSI的GVI工作转移到区域部分。

4确定重要维修项目

对于大型复杂飞机, 其零部件的数量很大, 没必要全部都进行详细的分析。对飞机的使用来说其后果可以容忍的故障, 可以不做预定维修工作, 待产品发展到故障后再作处理。因此只有严重故障后果的重要维修项目才作详细的维修分析。确定重要维修项目要剔除那些明显的不需做预定维修工作的产品。

5系统/动力装置分析说明

(1) 应选择合理层次上的重要项目进行维修分析。一般情况下将最低层次重要项目的上一层确定为维修分析项目; (2) 逻辑分析解释。用来确定修大纲的程序分为两层逻辑图。上层分析需要用功能故障评价来确定故障影响的类别。以上层分析为基础, 为了确定使用哪种预定维修工作, 下层分析必须将故障影响、故障原因以及对每项工作的适用性和有效性都考虑进来而成的。判断一个工作是否必要, 就必须按照逻辑图分析每个故障的影响和故障原因。如果一个工作是必要的, 其该项工作的间隔期是根据拥有的数据或信息确定的; (3) 上层逻辑分析。上层分析主要考虑功能故障和它们的后果以确定故障影响的类别。按照流程图回答“是”或“否”来确定分析流程。第一个问题是确定明显的或/和隐蔽的功能故障。如果故障是明显的, 那么下一个问题就要确定故障或由其引起的二次损伤对安全性有没有直接的有害影响。如果故障是明显的, 且没有安全性影响。再由下一个问题来确定故障对任务性或者经济性有没有影响。如果故障是隐蔽的, 那么为了防止相关系统出现其他问题, 就要根据该故障对使用安全性有无有害影响来确定; (4) 下层分析。下层分析是评价维修工作对上层分析得出的安全性、任务性或经济性的适用性和有效性。为了确定工作, 需要将故障原因和功能故障结合起来考虑。在分析中有6种可供选择的工作:1、润滑/保养;2、操作/目视检查;3、检查/功能检查;4、恢复;5、报废;6、综合; (5) 故障影响类型说明。故障影响的类型有5种:1、安全性的影响;2、任务性的影响;3、经济性的影响;4、隐蔽功能的安全性影响;5、隐蔽功能的非安全性影响。

6确定工作间隔

6.1周期的选择

首先要根据项目的固有特点确定最合适的使用参数 (飞行小时/飞行循环或日历时间) , 周期可以用多个参数来表示。对已选定的参数进行标准分析来确定工作的间隔。

6.2确定工作周期的标准

(1) 润滑/保养 (故障的预防) :应该依据消耗性材料的消耗率、消耗材料的使用量和退化特性; (2) 操作/目视检查 (故障的发现) :a) 当隐蔽功能发生故障, 就要考虑其故障暴露时间的长短以及产生的后果;b) 相关的多重故障可以通过工作间隔来减少甚至到达一个相应水平;c) 确定预防工作类型和工作间隔的过程中, 一定要将该项工作的隐蔽功能可能故障的状态考虑进去; (3) 检查/功能检查 (发现潜在故障) :a) 工作间隔应低于潜在故障从可探测的到演变成功能故障的最短间隔期;b) 该项工作可以在间隔期内完成;c) 从发现潜在故障开始到故障发生的这个时间应该很长, 是为了用合适的措施来避免、消除或将故障的有害影响最小化; (4) 恢复和报废 (避免故障) :a) 间隔应基于“可确定的寿命”, 此时项目开始严重退化, 故障率明显增加;b) 参考承制商推荐类似部件的服役经验;c) 绝大多数故障发生在此寿命期之后, 这样可使初始故障降低到一个可接受的水平。

7工作合并

通过分析得出任务后, 同一ATA章节内, 把同一或相邻区域, 工作类型和检查间隔相同的工作进行适当合并, 形成一个MRB工作。

8审定维修要求 (CMR)

审定维修要求是一种必不可少的周期性工作, 是作为型号审定的一个使用性限制而制订的。

通常是通过正式的计算分析或安全性分析或计算给出, 飞机故障的灾难性和危险性就是通过这些计算分析得到的。审定维修要求的目的就是为了发现严重潜在故障, 当这些潜在故障与其他故障结合就会造成非常严重的后果。

9分析应注意的问题

(1) 重要维修项目选择的层次; (2) 分析故障模式及其影响; (3) 区分清楚隐蔽功能故障与明显故障; (4) 明显功能故障安全性影响的确定; (5) 检查/功能检查工作的适用性; (6) 防止分析中出现主观唯心主义。

根据MSG-3来制定飞机整体情况的维修工作任务, 比传统方法更具有实用性、科学性和经济性。运用MSG-3逻辑分析法可以制定出更合理的飞机维修大纲, 这样不仅可以提高飞机的维护效率, 还能节省高昂的维修成本, 大大节省巨额的人力、物力和财力。

摘要：本文通过学习和研究ATA MSG-3[2007.01]《运营人/制造厂家预定维修大纲制订文件》, 基本了解飞机维修大纲制订的基本程序, 其主要包括与程序相关的分析方法、分析步骤和注释说明。

关键词：维修大纲,分析方法,维修间隔

参考文献

[1]马绍明主编.综合保障工程[M].北京:国防工业出版社, 1993.83-106.

飞机壁板结构战伤的动力有限元仿真 第4篇

飞机壁板结构战伤的动力有限元仿真

根据已有实验方案分别建立了离散杆和射弹高速冲击飞机壁板结构的有限元模型,利用显式动力有限元计算程序进行了冲击损伤仿真.仿真得到的壁板损伤模式及尺寸结果与相应实验结果比较吻合,验证了仿真选用的.Johnson-cook材料本构模型和Gruneison状态方程参数以及侵蚀接触算法的可靠性.

作 者：侯满义 李曙林 孙旭 李春旺 刘加丛 HOU Man-yi LI Shu-lin SUN Xu LI Chun-wang LIU Jia-cong  作者单位：侯满义,李曙林,李春旺,刘加丛,HOU Man-yi,LI Shu-lin,LI Chun-wang,LIU Jia-cong(空军工程大学,工程学院,陕西,西安,710038)

孙旭,SUN Xu(空军装备部科研订货部,北京,100081)

刊 名：空军工程大学学报（自然科学版）  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF AIR FORCE ENGINEERING UNIVERSITY(NATURAL SCIENCE EDITION) 年，卷(期)：2007 8(1) 分类号：V214.4 关键词：飞机壁板   战伤   冲击响应   动力有限元仿真  

宝马——飞机引擎的动力 第5篇

宝马轿车的标志选用了内外双圆圈, 在双圆圈环的上方标有“BMW”字样, 这是公司全称3个词的首位字母缩写。

宝马标志中间的蓝白相间图案, 代表蓝天, 白云和旋转不停的螺旋浆, 喻示宝马公司渊源悠久的历史, 象征该公司过去在航空发动机技术方面的领先地位, 又象征公司一贯宗旨和目标:在广阔的时空中, 以先进的精湛技术、最新的观念, 满足顾客的最大愿望, 反映了公司蓬勃向上的气势和日新月异的新面貌。

宝马公司创建于1916年, 航空业先驱Karl Rapp和Gustav Otto在慕尼黑的第一机场Oberwiesenfeld周围建造起飞机制造厂。这些生产厂日后成为了BMW (Bayerische Motoren Werke) 公司的核心。宝马也被译为“巴依尔”。宝马公司的全称是“Bayerische Motoren Werhe AG (德文巴伐利亚汽车工厂) ”, BMW就是这三个单词的首位字母缩写。

在初创阶段, 宝马公司主要致力于飞机发动机的研发和生产, 并于1923年开始生产摩托车。1928年, 收购埃森那赫汽车厂, 开始了宝马成为杰出汽车制造商之路。

80多年来, 它由最初的一家飞机引擎生产厂发展成为今天以高级轿车为主导, 并生产享誉全球的飞机引擎、越野车和摩托车的企业集团, 名列世界汽车公司前20名。

●BMW 507梦幻赛车

BMW 507是一款非常罕见高级的运动型汽车, 该车由Albrecht Goertz在一年之内设计完成, 一共生产了252辆。每辆车都是手工制作为主, 为了满足每个一位顾客的特定需求。其恒久的美观, 时髦的轮廓, 流线的造型和延展的发动机罩盖保证了这款车直到今天仍然被视为梦幻赛车的化身。

●BMW 501新起点的标志

宽敞的四门汽车, 迎合每个人的不同期待, 流线造型, 身量优美, 这款BMW 501汽车在当时赢得了“巴洛克天使”的美名。当时Eisenach工厂还处在苏联的控制之下, 这是完全产自慕尼黑的地地道道的BMW汽车。自从1954年以后, 该系列又新添了BMW 502, 一部首先拥有V8轻合金发动机的BMW汽车。

●BMW 315 PS从迪昔 (Dixi) 到第一辆BMW汽车

BMW成功收购了Eisenach汽车制造厂, 也就是成功的生产Austin Seven的“迪昔 (Dixi) 3/15 PS”汽车的制造厂。这款车经过改进, 于1929年作为“BMW 315 PS DA 2”品牌出售。该品牌的汽车包括不同的外型。汽车虽小, 魅力无穷。BMW汽车帮助BMW在经济大萧条时期度过难关。

●BMW 328传奇赛车

1936年6月14日全新的BMW 328在Nurburgring赛道上的首次公开亮相又一次引起了轰动, 它改进了315-1型跑车的设计, 装配具有高性能铝制汽缸头的宝马2公升发动机, 可以选装比赛专用变速箱和快拆式车轮, 328型车的最高时速接近150公里。在30年代的余下几年中, 宝马328成了跑车设计中的一个标志产品。这款赛车在1940年之前参加了172场国内和国际比赛, 取得了141场胜利。

●BMW Iseetta和“经济奇迹”

B747飞机空气动力特性研究 第6篇

关键词：B747飞机,空气动力,特性

1 B747飞机的设计特点及参数

1.1 设计特点

波音747的机翼悬臂式下单翼, 外翼相对厚度为8%, 翼根部相对厚度为13.44%, 1/4弦线后掠角为37.5°。机翼的内侧是高速副翼, 外侧是低速副翼。采用三缝后退式襟翼, 每侧机翼上表面有扰流片, 每侧机翼前缘有前缘襟翼, 尾翼为全动水平尾翼。

1.2 部分设计参数

B747飞机部分设计参数 (表1) 。

2 B747飞机空气动力特性分析

2.1 有限翼展的空气动力特性

(1) 有限翼展的升力特性。取一段丝线, 一端系上一个小棉球, 将其放在处于风洞实验段正迎角机翼的翼尖处。气流流过机翼时, 小球将旋转起来, 连同丝线形成一个旋转椎体。从机翼后面往前看, 左翼尖小球顺时针旋转, 右翼尖小球逆时针旋转, 该现象说明了翼尖漩涡的出现。机翼左右翼尖后缘出现的漩涡叫做翼尖涡。

分析翼尖涡形成的原因, 当机翼处于正迎角, 产生升力时, 翼面的下表面压力高于上表面, 在压差的作用下, 下表面气流绕过翼尖流向上表面, 从而使下翼面流线从将机翼对称面向翼尖倾斜, 上翼面的则相反, 由于上下翼气流在后缘处具有不同流向、空气的粘性作用以及漩涡的相互作用, 漩涡面在翼后不远处卷成两个大涡索, 从而形成漩涡, 并且在机翼后面形成了一个涡流面, 并很快卷成两束翼尖涡向后延伸出去。

由于翼尖涡的作用, 机翼范围内诱导出了一个向下的速度为下洗速度 (W) , 如图1所示, 流过机翼的空气沿下洗速度和相对气流速度 (V) 合速度方向流动, 且向下倾斜, 这种气流称为下洗流 (V′) , 倾斜角为下洗角 (ε) 。

综上所示, 有限翼展在中小迎角下的升力特性可归纳为:

1) 同一迎角下展弦比越小的机翼, 它的升力系数值也越小。这是因为展弦比越小, 下洗越强, 所以有效迎角和升力系数值也就越小。

2) 有限翼展的升力系数曲线斜率随展弦比的减小而降低。有限翼展机翼的下洗角并非恒定, 其随着迎角 (升力系数) 的增加而成比例增大, 机翼迎角每增加一度, 有效迎角增加不到一度。展弦比越小下洗影响越大。有效迎角增加越少升力系数曲线斜率越低。

(2) 有限翼展机翼的失速特性。B747飞机采用的是后掠梯形翼, 至于梯形机翼, 翼梢下洗角小, 有效迎角大, 首先会在翼梢附近发生气流分离, 因机翼失速总是从某个局部开始, 然后蔓延到全翼, 所以当局部剖面的气流已严重分离, 其余大部分剖面并未失速, 机翼升力系数还能随迎角增加而增大, 不过机翼的升力系数曲线斜率下降了。我们将局部出现严重气流分离、升力系数曲线斜率显著下降时的迎角称为抖动迎角。迎角从抖动迎角增加到另一更大迎角时, 机翼表面分离区进一步扩大, 整个机翼升力系数达到最大值, 此时迎角为机翼临界迎角, 升力系数为机翼的最大升力系数, 此时在增大迎角, 机翼的升力系数开始急速下降, 机翼开始失速。

2.2 后掠翼的空气动力特性

由于B747飞机机采用1/4弦线后掠角为37.5°的后掠翼, 其主要起减阻的作用, 下面将详细讨论后掠翼的空气动力特性。

(1) 后掠翼的低速空气动力特性。经实验发现, 空气流过后掠翼时, 从平面看流线将左右倾斜成S形, 原因如下:

气流流过后掠翼, 其流速方向与机翼前缘既不平行也不垂直, 可分解为两个分速:一个是平行分速 (Vt) , 在空气流过机翼表面的过程中, 平行分速基本不变;另一个垂直分速 (Vn) , 同空气以垂直分速流过一个平直翼一样, 垂直分速不断发生变化。平行分速和垂直分速与前缘后掠角的关系是Vn=Vcosχ, Vt=Vsinχ。

设有一个无限长的平直翼, 空气以流速Vn流过机翼, 若此时机翼以Vt向右运动, 平行于翼展的相对气流不会使机翼的气动特性发生变化。这种情况同空气以流速V流过无限翼展斜置翼一样, 这样, 后掠角为χ的无限翼展后掠翼的升阻力特性, 就可以利用无限长直机翼的升阻力特性来求得。经推导, 后掠翼升阻力特性 (用Cyχ, Cxχ, Cαyχ表达) 与对应直机翼的升阻力特性 (用Cy, Cx, Cyα表达) 之间表达式为

由以上三个公式可以看出, 如果无限翼展后掠翼与无限翼展平直翼的法向迎角、垂直分速、法向弦长、翼型均相同, 那么后掠翼的升力系数、阻力系数、升力系数斜率都将小于平直翼。因此, 后掠翼的低速空气动力特性不如平直翼好。而有限翼展后掠翼与无限翼, 除翼根和翼尖部分有较大差别外其余部分均十分接近。

(2) 后掠翼的亚声速空气动力特性。在亚声速阶段, 后掠翼的升力系数斜率同翼型一样, 随飞行马赫数的增加而增大。根据理论计算, 在亚声速阶段, 后掠翼的升力系数斜率由下式可以得到

在此阶段, 由于空气压缩性的影响, 随着飞行马赫数的增加, 机翼表面产生吸力的地方吸力更大, 产生压力的地方压力更大, 使得机翼上下表面的压差增大, 升力系数斜率增大。另外, 在亚声速阶段, 升力系数斜率还随展弦比λ的增大而增大, 随后掠角χ的增大而减小。

2.3 B747飞机部分增升与减升、增 (减) 阻装置介绍

B747飞机采用的增升减阻装置主要有后退三开缝襟翼、克鲁格襟翼、扰流板等。下面将将具体介绍其中一部分的原理与作用。

(1) 后退三开缝襟翼。开缝式襟翼是由简单襟翼不断改进而来。开缝式襟翼放下后, 不仅会增大翼型相对弯度, 还会令机翼的前缘与后缘之间形成间隙, 这样空气就可以从机翼的下表面通过缝隙流向上表面。高速气流通过缝隙流到上翼面后, 可增加附面层能量, 推迟气流分离。后退式机翼的特点是襟翼放下的同时可向后滑动, 在增大翼型相对弯度的同时, 还增大了机翼的面积, 这种襟翼增升显著, 降低了临界迎角。

后退式开缝襟翼则是将上面两种机翼结合起来。其特点是, 能够在襟翼向下偏转增大相对弯度的同时, 还能通过襟翼的向后滑动增大机翼面积, 因此增升效率比两者单独都高。

(2) 前缘襟翼 (克鲁格襟翼) 。前缘襟翼设置在机翼前缘, 常用于高速飞机。因为高速飞机一般采用前缘半径较小的薄机翼, 这种机翼在大迎角下容易在前缘就开始气流分离, 放下前缘襟翼, 既能增加机翼剖面的相对弯度, 又能减小前缘相对于气流的角度, 使气流平顺的流过, 可以延迟气流分离的产生, 提高临界迎角和最大升力系数。

B747飞机中使用的一种前缘襟翼, 叫克鲁格襟翼。它装在机翼前缘根部, 打开时向前下方翻转, 不仅能增大机翼面积, 还能够增大翼型弯度。所以有较好增升效果。

(3) 飞机扰流板。扰流板 (卸升板) 是为了在飞机全收状态 (主要指增升装置和起落架全收起的状态) 紧急下降中增加下降率、飞机下降速度低于极限速度、同时缩短着陆和中断起飞距离而安装的, 具体作用如下:

1) 副翼一侧机翼的扰流板按规定角度打开, 一侧不动可提高副翼在大迎角时的性能。

2) 两边同时打开, 可增加飞机的下降率。

3) 两边扰流板随过载的变化快速收放从而降低飞机的突风载荷。

4) 两边同时打开并上偏到最大角度, 这样在着陆接地后或中断起飞地面滑跑时打开地面扰流板, 从而破坏机翼上表面的平顺流动, 使升力迅速减小, 增大机轮与地面的摩擦阻力, 同时增加空气阻力, 可使飞机迅速减速。

3 小结

飞机起落架安全缓冲装置研究 第7篇

飞机自身的重量给飞机降落着陆工作带来一定的难度,在陆地跑道上的运行会产生巨大的荷载,为了减小这种荷载,现代飞机设计的时候都会采用一定的安全缓冲装置。一方面可以分解飞机降落过程中地面对其造成的冲击力,另一方面可以提高飞机服务品质、保障飞行安全。我国不少大型机械搜索设备都安装了大量的缓冲装置,例如工程机械、冶金设备、城市地铁等,都通过缓冲装置提高延长机械的使用寿命和工作质量。飞机起落架的缓冲结构是为了减少外界对飞机的破坏,保护机身结构。现在飞机设计中,主要有橡胶缓冲器、聚氨醋缓冲器、弹簧缓冲器、弹性胶泥缓冲器、液压缓冲器和液气缓冲器六种缓冲器。

1 飞机起落架弹黃缓冲器

弹簧缓冲器是常见的缓冲装置,具有结构制造简单的优点,并且对工作温度的环境要求也比较低。弹簧缓冲器主要是将飞机遭受的冲击能量转化为弹簧的弹性势能,借助弹簧原件进行存储。但是对飞机的运行速度要求比较严格,一般不能超过2米每秒,因此在大型的飞机安全缓冲装置中就不适合。

2 飞机起落家聚氨酯缓冲器

飞机起落架聚氨酯缓冲器采用的是新型的邮寄高分子材料,具备重量轻、安装简单、无需维修、缓冲效果好的优点,具备耐冲击、抗压性能好的特点,同时在缓冲工作中不会产生噪音和火花,具有很强的防爆性能,可以保障飞机运行的安全可靠、保持高度的平稳。因此这种缓冲器也被广泛的运用于其他的领域,也能解决大型机械的缓冲问题。聚氨酯缓冲器内部的聚氨酯发泡塑料是主要缓冲原件,当地面对飞机产生冲击的时候,会直接作用在发泡塑料上,发泡塑料就会发生形变,根据作用力的大小会产生相应的组抗力,达到减小冲击物力的运动速度,将冲击的能量转换为弹性变形能保存在缓冲装置中,从而减小对飞机结构的破坏,延长飞机起落架的使用周期。另外弹性体聚氨酯发泡塑料的制造过程不同于其他材料,并且材质很轻巧,价格也很便宜。聚氨酯缓冲器具有高效工作的特点,能够吸收外界冲击量的40%以上,并且产生的反弹很小,这种材质的缓冲器具备很强的回弹能力,例如当压缩比例达到40%的时候,四分钟之后可以恢复到95%以上。聚氨酯发泡塑料材料是采用微孔结构,利用微孔充气对冲击力形成阻力,充气量的多少可以根据冲击力大小自动调节,最大程度的保障飞机起落架不受到冲击力的破坏,延长起落架的使用寿命。

3 飞机起落架橡胶缓冲器

飞机起落架橡胶缓冲器是利用橡胶材料在变形的过程中对冲击力产生的阻力,对飞机起落架进行保护的原理,其材料具有很强的塑性形变能力,当冲击力的速度越快,产生的阻抗力就越大。橡胶缓冲器的结构比较简单,制造过程方便,并且价格也不是很高,是一种比较经济的缓冲器。在进行缓冲工作的时候,可以将30%到50%的冲击力通过消耗和摩擦转化为内能,只产生很小的反弹。但是橡胶缓冲器有一个缺点,就是不能在高频率、高速度、高温度的环境下工作,因此受到外界影响因素比较多,在飞机起落架缓冲器选择的时候,要充分考虑这些限制因素,经过试验能够承受飞机降落之时能够起到保护作用,才能作为飞机起落架的缓冲材料。研究人员要经过反复试验,确保飞机起落装置的安全性和可靠性,为乘客和工作人员创造安全的出行环境。

4 飞机起落架弹性胶泥缓冲器

飞机起落架弹性胶泥缓冲器是一种由多种成分组成的混合缓冲器,弹性胶泥的材料包括聚硅氧烷、增塑剂、抗压剂等,其中聚硅氧烷的比例决定了弹性胶泥的缓冲性能,增塑剂决定了弹性胶泥的粘度和阻尼值,抗压剂决定了弹性胶泥的抗压性能,即抗压剂可以直接增强弹性胶泥的抗压能力。弹性胶泥缓冲器具有体积小、结构简单、容量大、质量轻、对冲击力阻隔能力强的优点,能够对飞机起落架起到很好的保护作用。当飞机即将着陆的时候,飞行员会将起落架置于放下的状态,收放系统接收到信号之后,会通过活塞的运动对地面冲击力产生阻隔,当缓冲器完成缓冲工作的时候,活塞又会恢复到最原始的位置,等待执行下一次任务,如此形成循环的工作系统。

5 飞机起落架液压缓冲器

飞机起落架液压缓冲器主要是由冲击头、活塞杆、移动活塞、缸体和缸套组合而成,当飞机受到地面冲击力的时候,缓冲器也会受到撞击,液压油就会通过阻尼孔进入油腔,油腔的间隙和阻尼孔会同时产生阻尼作用,将冲击动能转化为内能。液压缓冲器具有很强的缓冲能力,并且没有反弹的现象,但是在利用液压缓冲器的时候,注意飞机滑跑时地面产生的冲击速度和飞机滑跑行程。液压缓冲器是一种技术性比较强的缓冲器,结构比较复杂,对环境的密封性要求比较高,在维护这种缓冲器的时候,需要飞机养护人员根据其特性进行科学的保养。

6 飞机起落架液气缓冲器

飞机起落架液气缓冲器也是比较常见的缓冲装置,它的结构和液压缓冲器比较相似,但是传统的液压缓冲器受到弹簧寿命的限制,不能保证长久的使用寿命。而液气缓冲装置的出现可以解决寿命短的问题,因为液气缓冲器在工作的过程中不会产生磨损,就可以保证元件的使用周期的稳定性。另外液气缓冲器能够对飞机起落架产生很好的保护效果,保障飞机安全降落。

7 小结

飞机起落架安全缓冲装置是保证飞机安全起落的关键,也是保证乘客享受高品质服务的前提。我国将致力于大型飞机起落架安全缓冲装置的深度研发,可能会涉及到更多的技术和条件限制,因此在如此艰难的环境中,研发人员应该提高专业意识,为我国民航事业的发展奠定坚实的基础。

参考文献

[1]傅莉,刘涛,王东政,胡为.基于磁流变的飞机起落架缓冲控制及仿真分析[J].计算机仿真,2014(12):41-44.

[2]顾宏斌,刘晖,吴东苏.现代起落架缓冲系统的发展[J].航空科学技术,2008(02):36-41.

飞机动力装置 第8篇

流量校准装置是环境控制试验室必不可少的工艺设备, 其主要作用是对流量计的测量误差进行判定, 以保证流量计的精确性和可靠性。流量计的测量精度、可靠性直接关系到试验结果的精度和准确度, 因此需要通过流量校准装置来标定流量计的精度。

在开展环控系统试验室试验时, 需要使用到大量的流量计来测量气体流量。试验中的气体流量计需要经常拆卸, 但是很多流量计重新安装后, 由于安装角度的变化, 其测量精度可能将会发生变化, 为了判定安装在管路上的流量计的测量正确性, 需要通过流量校准装置对流量计的测量误差进行判定, 以保证流量计的正确性。

此外, 飞机上的流量测量装置由于受限于直管段不足的限制, 往往不能按照理论公式进行流量计算, 需要通过流量校准装置对飞机上的流量测量部件和前后管路一起进行流量标定, 计算出系统的流量计算公式, 作为飞机设计的依据。

环控系统试验室试验中使用到的流量计种类多、流量大, 在试验中, 拆卸一次流量计就进行一次计量标定是不现实的。所以需要在试验室中建设流量校准装置, 以方便试验工作的快速开展。

1 技术要求

1.1 可检测流量范围

根据环境控制试验室单根供气管路的最大流量 (10000kg/h) 以及后续型号发展的需要, 确定流量校准装置的最大检测流量为12000kg/h。最小检测流量为50kg/h, 主要用于低压供气管路的流量计校准。流量校准装置的可检测流量范围为:50kg/h-12000kg/h。

1.2 可检测管路口径

校准装置采用换管式实现不同管路的切换, 根据试验室的检测流量范围, 拟定流量校准装置配置的常用检测管路口径为:DN50、DN100、DN150、DN200四种, 若试验室需要校准其他口径的流量计, 可通过转接头实现被试件的连接。

1.3 被检测介质要求

根据环控试验需求, 流量计测量的气体温度范围为-60℃~+550℃。若要满足此要求, 流量校准装置需设置加热装置和制冷装置、所有部件需采用耐高温及耐低温材料等, 将导致价格严重超出预算。所以拟采用常温校准方式, 即被检测介质温度为-10℃~+50℃的干空气;介质压力低于0.8MPa以下, 对于不在该范围内工作的流量计, 校准装置需能自动进行温压补偿, 以降低因为温度压力不同导致的误差。

1.4 装置不确定度

根据流量计的量值传递, 要满足试验室流量计的精度需求, 流量校准装置的不确定度需优于0.5%。

1.5 现有资源

环控试验室已有总流量达20000kg/h的低压干燥压缩空气, 气源储气罐出口压力范围为0.8MPa~0.9MPa (表压) 。

2 技术方案

通过调研国内相关厂家, 流量校准装置大多采用音速文丘利喷嘴作为计量传递的关键设备。这主要是因为音速喷嘴重复性好、工作特性稳定、结构简单、准确度高、无可动部件、维护方便、检定周期长 (五年) 等优点。所以环境控制试验室也将采用音速喷嘴法设计该校准装置。

2.1 装置组成及原理

音速喷嘴法气体流量校准装置分为正压和负压两种方式。负压法是在音速喷嘴下游通过真空泵产生喷嘴上下游压差, 使得喷嘴喉部达到临界流条件来获得流经喷嘴的流量恒定, 被测件位于喷嘴的上游。正压法是在音速喷嘴上游通过压缩空气产生喷嘴上下游压差, 使得喷嘴喉部达到临界流条件来获得流经喷嘴的流量恒定, 被测件一般位于喷嘴的下游。具体采用哪种方式, 取决于建设单位已有的配套设施, 如果已有满足校准装置使用的气源系统, 则采用正压法可以降低投资。由于环控试验室已有大容量气源系统, 故该建设项目选用正压音速喷嘴法构建气体流量校准装置。

正压法音速喷嘴法气体流量校准装置的组成部件包括控制系统、气源系统、调节阀组、被检流量计及其夹具、被检流量计温度计和压力计、滞止容器、湿度传感器、温度传感器、压力传感器、音速喷嘴、出口容器、消音器以及阀门等, 结构示意图如图1所示。

装置工作时, 经稳压系统稳压后的空气通过检定管段和被检流量计, 进入滞止容器, 流经临界流文丘里喷嘴组、出口容器、最后排放到大气中。根据检定压力及流量的大小, 稳压系统输出一定压力的气体, 系统自动控制选择阀门进行不同的喷嘴组合, 确定所需的检定流量。这一压力能保证流经喷嘴的气体达到临界状态。装置所复现的气体流量标准值为:

式中:

qm———装置所复现的气体质量流量标准值;

qmi———通过第i个临界流喷嘴的气体质量流量;

i———所选择喷嘴的个数。

在稳定的工况下, 流经临界流喷嘴和被检流量计的气体质量流量是相同的。检定过程中, 微机系统自动采集和处理临界流喷嘴前的气体滞止压力和滞止温度, 计算出标准的气体质量流量或累积流量, 并按相关的检定规程, 将它与采集到的被检流量计的指示值进行比较和计算, 即可得到被检流量计在不同流量点的基本误差和重复性误差, 从而实现对气体流量计的检定。

2.2 装置检定管线

直管段采用转盘式换管器装夹被检流量计, 可换管口径为DN50、DN100、DN150、DN200, 前直管段≥20D, 后直管段≥10D。夹表器安装于检定管线入口端, 检定管段出口端引到室外, 出口端向上方排放气体, 出口处安装管道复合式消音器以降低噪声污染。

由于小流量用的喷嘴喉径只有几毫米, 为防止压缩空气中的油、水成份和尘屑而造成的淤塞, 在装置的上游进气端须配置过滤器, 滤除来自储气罐的颗粒物, 过滤精度满足流量校准装置的使用, 以保证输出洁净的空气气源。

2.3 校准装置测控系统

为了方便流量校准装置使用, 测控系统采用上、下位机形式。下位机实现现场信号测量及部件控制。上位机采用工业控制计算机, 主要完成数据处理、文件管理、数据记录打印。上位机与下位机之间通过总线通讯传输数据。微机检定软件能将检定的各个数据清晰有序的显示在操作界面上。如喷嘴背压比实时监视喷嘴是否处于临界流状态, 确保检定数据真实、可靠;被检流量计信号的显示可以实时显示流量计的工作情况。通过它可以判断流量计的接线是否正确、流量是否稳定、工作是否正常。提高检定的效率, 减少不必要的能耗成本。所有阀门的控制, 即可以通过现场的控制装置实现, 也可以通过远程的工控机远程实现。

校准装置的所有控制阀门包括开关阀和调节阀均采用电动调节阀。

3 结语

由于音速喷嘴具有重复性好、工作特性稳定、结构简单、准确度高、无可动部件、维护方便、检定周期长等诸多优点, 使得音速喷嘴法气体流量校准装置得到越来越广的应用。本文结合民用飞机环境控制试验室实际情况, 建立了一套适用于环境控制试验室的音速喷嘴法气体流量校准装置。

参考文献

[1]王池, 王自和, 张宝珠, 孙淮清.流量测量技术全书[M].北京:化学工业出版社, 2012, 6.

飞机动力装置 第9篇

备用动力系统提供普通28V直流电和单相115V交流电给电源汇流条以保证飞行安全。备用动力控制组件位于驾驶舱副驾驶背后, 并且提供控制功能和选择备用/直流分配系统。普通运行模式:当交流电源有电并且备用动力控制组件从TRU3, 1号直流汇流条, 1号转换汇流条和电瓶收到电力。备用运行模式:当所有的交流电无效且备用动力控制组件从电瓶和静变流机得到电力。

二、备用动力控制组件介绍

(一) 功用。

备用动力控制组件 (SPCU) 提供对于电瓶和备用汇流条的手动和自动动力来源选择的控制。备用动力控制组件提供直流电系统失效的数据到相关的电子仪表、电瓶和厨房动力组件。备用动力控制组件同时也对电气系统内的一些动力分配继电器进行控制。

(二) 位置。

备用动力控制组件位于P6面板上, P6面板位于驾驶舱副驾驶座椅的背后。

(三) 构成。

备用动力控制组件监控电瓶和备用动力的开关。同时监控交流、直流和电瓶汇流条及这些正确动力源的连接。 (1) 电瓶汇流条; (2) 选择热电瓶汇流条; (3) 交流备用汇流条; (4) 直流备用汇流条。

(四) 电源分配。

备用动力控制组件控制通过继电器控制电源分配: (1) 电瓶汇流条备用继电器 (K1) ; (2) 电瓶汇流条正常继电器 (K2) ; (3) 备用直流电的备用继电器 (K3) ; (4) 备用正常继电器 (K5) ; (5) 选择热电瓶汇流条继电器 (K8) 。

(五) 数据收集。

备用动力控制组件监控并发送下列备用动力系统控制和继电器失效时的数据到相关数据搜集组件: (1) 备用动力控制组件 (SPCU) 失效 (动力供应无效或者继电器不在正确位置) ; (2) 电瓶充电器不运行。

(六) 动力分配。

备用动力控制组件 (SPCU) 通过下列继电器控制动力分配: (1) TRU 3转换继电器 (R622) 。 (2) 汇流条继电器 (R9) 。

三、备用动力控制组件的逻辑关系

(一) 备用动力。

电瓶电门处于ON位并且备用动力电门处于AUTO或者BAT位时, 交流备用汇流条一直拥有动力。交流备用汇流条的正常动力来源于1号交流转换汇流条。它的备用动力来自于热电瓶汇流条和静变流机。电瓶提供24伏直流电通过静变流机转换成115伏400赫兹单相交流电。直流备用汇流条的正常动力来源是1号直流汇流条。备用动力来源从热电瓶汇流条直到K3继电器。备用动力系统通过如下控制:一是电瓶电门。二是备用动力电门。三是备用动力控制组件 (SPCU) 。备用动力系统通过如下部件和继电器为交流和直流备用汇流条提供动力:一是静变流机。二是远程控制断路器 (RCCB) 。三是K5备用正常继电器。四是K3备用可替换继电器。

(二) 备用动力逻辑关系。

当你关闭电瓶电门并且备用动力电门AUTO位。电瓶电门发送信号给备用动力控制组件 (SPCU) 闭合远程控制断路器 (RCCB) 来给静变流机提供动力。然后静变流机将动力提供给交流备用汇流条。备用动力控制组件 (SPCU) 逻辑上供给动力给交流和直流备用汇流条。1号转换汇流条和1号直流汇流条都有动力供给备用汇流条时K5继电器激励。

如果1号转换汇流条或者1号直流汇流条无动力, 则K5继电器断开。在这种情况下, 静变流机为交流备用汇流条供电。当K3继电器激励时热电瓶汇流条给直流备用汇流条供电。

当下列条件符合时K3继电器激励:一是电瓶电门在ON位。二是备用动力电门在AUTO位。三是1号交流转换汇流条和1号直流汇流条同时没有供电或者其中一个没有供电。当备用动力电门在BAT位, K3继电器也激励。无论电瓶电门在哪一个位置K3继电器都会激励。备用动力电门在OFF位使交流和直流备用汇流条断电。远程控制断路器 (RCCB) 、K3备用可替换继电器和K5备用正常继电器对备用汇流条无供电无信号发送。

备用动力控制组件 (SPCU) 有如下继电器控制直流电: (1) 电瓶汇流条正常继电器 (K2) 。 (2) 电瓶汇流条备用继电器 (K1) 。 (3) 选择热电瓶汇流条继电器 (K8) 。

四、备用动力控制组件失效故障隔离

备用动力控制组件探测到故障则显示信息。

(一) 可能的因素。

(1) 备用动力控制组件, M1720。 (2) 线路

(二) 故障隔离步骤。

(1) 更换备用动力控制组件, M1720。 (2) 试着清除信息, 如果不再显示那说明只是假信息。 (3) 拆除备用动力控制组件。 (4) 怀疑线路是否有问题, 对线路进行检查, 并进行修复。 (5) 更换电瓶厨房动力组件。

五、备用动力控制组件继电器

目前备用动力控制组件K1和K8继电器的故障发生率较高, 并在公司内做了一番调查。

(一) 调查结果。

通过2年的调查回馈的分析涵盖了所有的307个备用动力控制组件。发生故障如下:55%一个继电器故障、34%未知故障、7%本体损坏、2%工作失效、2%随机部件故障。

(二) 调查总结。

继电器故障:102次K1有故障、32次K8故障、16次K10故障、5次K2故障、3次K3故障、3次K11故障、3次K12故障。

通过继电器的更换以及设备的替换、更新未知故障从34% (2001～2003) 降到12% (2006～2007) 。

1. 调查结果。

K1和K8继电器的故障。继电器故障分析:连续测试 (1) 触点A1和触点A2间开路。 (2) B1和B2间短路。 (3) C1和C2间开路。

2. 解决方法。

(1) 研究确认K1流入电流可超出最大值规定50安培值多达19安培。 (2) 对于K1和K8 (P/N KD-D4N) 的故障分析确认了触点的损坏是由于长时间处于高电流。 (3) 新方案在K1和K8位置上添加更高额定继电器的备用动力控制组件。 (4) 已经发布并且表明了装有新的、更高额定、K1和K8继电器的备用动力控制组件。 (5) 备用动力控制组件仅改进了K1/K8。 (6) 新的K1/K8故障模式与旧的故障模式很相似。 (7) 主要的故障是电瓶汇流条备用继电器K1触点烧蚀。 (8) 选择热电瓶汇流条继电器 (K8) 也会出现触点烧蚀。 (9) 调查取决于根本原因和进一步的计划。