飞机发动机-刚版

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1、1、大气温度，湿度，密度和飞行速度对发动机推力的影响？大气温度，大气压力，大气湿度及飞行高度对推力的影响？发动机涵道比和推力的关系？ 涵道比越大，推力值越大涵道比与发动机转速和速度的关系？ 转速增长 涵道比减小速度增长涵道比增大大多都是靠影响进入发动机进气道空气流量来影响发动机推力的，当空气密度减小时，发动机的推力减小。 温度增长，压力增长，空气密度减小，发动机的推力减小； 大气湿度上升，空气密度下降，空气流量下降，发动机推力将下降，但对涡轮发动机来说，仅1/4空气用来燃烧， 故对推力影响不大，而对活塞发动机影响大；飞行高度增长，空气压力减小，空气温度减小，外界空气压力的减小比温度下降的快，发

2、动机的实际推力随高度的增长而减小；飞行速度对推力影响比较特殊：当油门一定期，仅考虑速度变化，速度增长，推力是减小的；但是由于冲压的影响，使空气流量增大，增大推力。涡喷的速度特性，可以懂得，综合影响后，发动机的推力是减小的。当进气速度等于排气速度时，推力就为零了。涡扇的速度特性： 多了 涵道比 的影响。如图：涵道比越大，随着飞行速度的增长，推力下降的越快，SFC上升越快。2临界压力比是什么意思呀？临界压力比定义：在气动装置中当气流达到音速流动时上游绝对压力与下游绝对压力的比值。喷管处在亚临界状态，喷管出口气流马赫数不不小于1喷管处在临界状态，喷管出口气流马赫数等于1喷管处在超临界状态，喷管出口气

3、流马赫数不小于13燃油消耗率是什么？燃油消耗率和发动机效率的关系？4燃油消耗率和推力的关系SFC的变化取决于如何变化推力，即是变化T3*（燃烧室出口，涡轮进口）还是n。总结一下就是1.T3*减小，n=c，F减小。则根据共同工作曲线SFC上升；2.T3*=C, n减小，F减小，则SFC下降；3，T3*与n同步减小，则SFC介于1和2之间。5、涡喷发动机燃油消耗率随空气密度变化？（都是在一定条件下说的. 燃油消耗率增长 就是说 供油增长了。）当飞行高度升高时，由于大气密度减少，进入发动机的空气流量减少，这时若供油量保持不变，引起涡轮前燃气总温会升高，使涡轮功率增大，涡轮功率将不小于压气机功率，发动

4、机转速会增大，为了保持转速不变，随着飞行高度的增高，应合适地减少供油量来控制涡轮前总温，使涡轮功率等于压气机功率，即减少了SFC。（高度特性）而这块又说大气温度上升，空气密度下降，在同样的转速下，流过发动机的空气流量减小，压气机增压比下降，使发动机的推力减小、燃油消耗率增长。（第一种:空气密度小,如果供油量不变的化,则会导致富油.富油就会导致涡轮前燃气总温会升高,为了保证不富油,就得减少供油的.自然油耗少了。第二个:空气流量少了(相似体积的空气密度减小),自然空气的质量也就少了(此时空气的速度不变).推力相对也会减小啊.为了保证推力不变就得使进气量增长,怎么增长啊.固然是使转速增大了.转速增大

5、的代价就是多供油啊.多供油油耗不就多了嘛.因此并不是矛盾的.）6、第四章有 大气条件对SFC影响？大气温度上升，空气密度下降，在同样的转速下，流过发动机的空气流量减小，压气机增压比下降，使发动机的推力减小（为了保持推力不变，就得增长供油）、燃油消耗率增长。 大气压力上升，使总压上升，导致流量和各截面的总压增长，推力增长，但燃油消耗率不受影响。 大气湿度上升，空气密度下降，空气流量下降，发动机推力将下降，但对涡轮发动机来说，仅1/4空气用来燃烧， 故对推力影响不大，而对活塞发动机影响大。7、为什么可以用燃油消耗量和排气温度EGT裕度判断压气机性能的状况压气机性能衰退，如压气机脏，叶片的叶形变化，

6、导致压气机流通面积减小，或者压气机效率低，导致空气的质量流量下降，从推力公式可以看出，如果为获得相似推力，相比于正常的发动机则需要以消耗燃油作为代价，使得转速提高，获得相似的空气流量。这时燃油消耗量增长是必然的，涡轮前总温也增长导致EGT裕度减小，发动机性能有衰退的趋势。8、发动机升高，燃油消耗率上升，下降，是什么故障？一是发动机本体的性能衰退；二是附件驱动系统有问题；三有也许是空气系统有问题；四尚有其他的某些问题。具体是何问题：那要对发动机试车并结合QAR(迅速存取记录器)发动机状态监控曲线进行具体的分析来排除故障。9、表征发动机推力的参数和影响涡扇发动机推力的因素为什么是不同的？说的是涡扇

7、表征发动机推力的两个重要参数：EPR和电扇转速N1影响涡扇发动机推力因素：内涵流量 单位推力 和涵道比解释：N1是低压转子转速，也就是电扇的转速，涡扇发动机推力80%是由外涵道产生的，也是要通过电扇，因此N1可以表征推力。发动机推力=发动机进出口压差乘以发动机横截面+流体的动量变化量。其中EPR就是进出口压差，因此它也可以表征推力。 而内涵流量，只是表征质量流量，没有表征速度，不能全面的体现出推力的大小，因此只能作为影响因素。同理 单位推力和涵道比不能直接表征推力的大小，只能算作因素。（内涵流量 只是影响因素，只是进气流量，流量是有诸多损失的。持续损失是发动机冷却，控制涡轮机匣间隙，高压涡轮空

8、心冷却，冷却转子轴（滑油喷淋，油气混合），滑油风冷机等等。剩余的才是流入燃烧室。涵道比，是原始设计，越高涵道比，内涵越小（越省油），外涵越大（推力越大），指外涵空气流量，外涵又提供推力绝大部分。涵道比越高，推力才越大。因此，涵道比肯定是最重要的影响因素。）10、N1和EPR表征推力的优缺陷，v2500 和CFM的表征推力区别 为什么?V2500用EPR表征推力，当任一台发动机的EPR表征推力不可用时，需要手动将两台发动机都切换至N1表征状态，CFM是用N1， V2500是混合排气，也就是内涵外涵的气流是在尾喷处一起排出的，因此用EPR能更精确的表征推力， CFM的是短外涵，也就是内涵和外涵的气

9、体是分别排出，而大概80%的推力是外涵产生的，因此在CFM上用N1能更精确的表征推力。N1是代表电扇的转速。11、区别：涡扇与涡喷发动机的推力和SFC的各自影响因素 都是增长了 涵道比 的影响SFC的影响因素： 产生单位推力在一小时内所消耗的燃油质量称为燃油消耗率。 影响燃油消耗率的因素有： 单位推力和 燃烧室出口与进口总温的差值。 单位推力：发动机的推力与流过发动机空气的质量流量的比值，称为单位推力。影响涡扇发动机sfc燃油消耗率的因素：油气比、单位推力、涵道比影响涡扇发动机推力的因素： 内涵流量，单位推力和 涵道比。 内涵流量增大，推力增大； 单位推力增大，推力增大； 涵道比增大，推力增大

10、。 12、涵道比是10，空气流量是1080，求燃油流量！涵道比是外涵道的空气质量流量和内涵道的空气质量流量的比值，比值为10，阐明流进内涵道的空气为1080/11,然后根据进入燃烧室的空气分为两部分，25%用来和燃油混合燃烧，再根据油气比 这样可以算出需要的燃油量理解燃烧特性：航空煤油只能在或接近于15 : 1的空气/燃油比例下有效地燃烧。因此，燃油必须只和进入燃烧室的一部分空气在所谓的主燃烧区中燃烧。由压气机来的空气提成两股进入燃烧室: 第一股由燃烧室的头部通过旋流器进入， 约25%左右， 与燃油混合， 构成余气系数稍不不小于1的混合气进行燃烧。1、滑油系统油路：737-800飞机的：属于冷

11、油箱（热互换器安装在回油路上），干油箱（有独立的滑油箱）。根据理解此图，回答 滑油系统的构成？ 防漏活门：是当拆防漏活门和润滑组件之间管路时，避免滑油箱漏油。 润滑组件：集成了 供油泵、供油滤、回油泵和磁屑探测器。回油滤组件：在润滑组件和 散热器 之间。供油泵、回油泵连接在AGB上，因此滑油的压力与发动机的工作状态（即转速）有关。2滑油通风系统的作用，以及如何设计通气系统？AGB集油槽通过水平传动轴壳体连通到TGB；TGB集油槽通过径向传动轴壳体连通到发动机的前集油槽；前集油槽通过电扇机匣3点钟处的支板内管子连通到滑油箱顶部；发动机前后集油槽通过空气油气分离器连通到中央通气管，然后由中央通气管

12、后端的火焰消除器通到外界大气。至于如何设计通气系统，我还没在书上看到过类似的回答，个人随便分析一下：1、每个滑油大量汇集的地方都需要通气，因此要设计通气管路，像前后集油槽、AGB、滑油箱等地方，以保证她们之间不会由于存在蒸汽而影响滑油压力和流动。2、各个通气管路设计时应保证在一种位置使用油气分离器。3、通气管路设计应多运用已有构造的壳体，尽量减少管路的复杂性以便于维护。3、滑油温度高的修理措施滑油的功能就是减少摩擦，减少磨损，冷却，清洁，防腐等。温度升高，不外乎部件摩擦磨损增大，内漏严重，散热器散热不良，油滤堵塞，滑油传感器故障等，修理措施就环绕这些展开吧。其实可以借鉴液压油温度升高说某些，毕

13、竟是有某些共性的东西。 总结：检查滑油量、检查油滤（堵塞）、散热器与否损坏；线路批示与否正常。应当从发热和散热的部件来分析。重要还是按着手册工作。1、燃油系统油路？HMU内的高压切断活门，应当类似于 最小压力活门。使达到一定压力的燃油采用通过，使燃油良好雾化。无压力时，切断供油。供油泵连接在AGB上，因此只有发动机N2转速达到一定值时，燃油才干建立压力。1、高压压气机 低压压气机 高压涡轮 低压涡轮分别有多少级，有多少个叶片？压气机，只要阐明不同级，叶片数量不同。高压级叶片数量要比低压级的多，叶片也较小。气流流过动子叶片 旋转的叶片使空气加速，将其推向背面的相邻静子叶片。因此有能量使压力升高，

14、温度也升高。气流流过静止叶片由于扩散型通道速度减少，动能转为压力能，压力增长。由于轴流式压气机流通通道是缩小的因此叶片是变短的叶片短了 因此截面积就小了叶片数目(我在哪里有看到过，但不记得了，个人理解） 要看叶片上与否有叶冠，有叶冠的由于要减少重量因此叶片做的小而数量多（类似CFM56,)没有叶冠的可以做的大一点 数量少（类似V2500)2、压气机喘振如何判断？如何给出控制信号？维护中应当注意什么？通过感受压气机出口压力的下降率可自动探测到。纠正措施有： 1自动打开所有放气活门。2提供高能到两个点火电嘴，以避免燃烧室熄火。3瞬时减少向发动机供油，待恢复后按正常的供油量供油。维护过程中：1. 避

15、免压气机叶片被外来物打伤或腐蚀。2. 保证防喘系统正常工作，避免由于防喘机构发生故障而引起喘振。3. 航前，航后和定检工作完毕后，注意清点工具等物，严禁进气道或发动机舱内遗留工具或杂物。4. 在发动机进行试车前，除应检查进气道有无遗留杂物外，还应检查停机坪周边，避免发动机工作时，将外物吸入发动机。1什么是进气道的冲压恢复？什么是进气道总压恢复系数?涡轮发动机进气道有几种功用，一是尽量多的恢复自由气流的总压并输送该压力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复。另一种功能就是提供均匀的气流到压气机使压气机有效地工作。冲压恢复就是尽量恢复气流的总压到压气机，它的大小与飞行速度，进气道构型，有关。 冲压压缩

16、：进气道做成扩张型的，气流流过后，压力和温度升高，速度减少。1 扭矩测量使构造件两个相距很近的截面发生相对转动错开的变形叫扭转变形，对抗扭转变形的内力叫扭矩。1、EEC辨认销串件如何解决？是跟着发动机走，换发后来，序列号也要在CDU重新输入。一般更换EEC只需要直接拆装，把辨认销，装到新的EEC就行，做个EEC TEST。EEC不仅有控制发动机的功能，它尚有辨认发动机构型的功能，但是这其中必须要用到辨认塞，它是运用辨认塞里面的程序销钉来判断的，这些程序销钉我们可以根据发动机给出的构型来从新编。由于发动机是不同批次出场的，每一种批次均有不同的构型，有cfm56-7b22b1,cfm56-7b22

17、b2等，例如燃烧室的构型，有无加装BSV的，推力级别等。就是说一台EEC通过辨认塞可以控制多种构型的发动机2、EEC的拆装措施和注意事项波音737的EEC拆装1按照工卡规定，拔出相应跳开关2依次使用插头钳拆下插头3拆下冷却管4拆下固定螺钉5电插头注意做好封堵 装的时候， 注意安装插头的顺序，以及安装好后的检查原则。固定螺钉磅力矩到手册规定 装完后，按照工卡，完毕有关测试。电插头的插钉一定要保护好，堵盖第一时间装上，记得把辨认插塞也卸下来，安装时EEC冷却管的螺栓不要用太大力拧，容易坏，此外建议你完整的看一遍工卡，把工卡的caution和WARNING都记下来，拆装之后的测试也不要漏。（辨认插塞

18、 不涉及发动机的序列号， 需要在CDU重新输入）再补充一点就是功率堵盖3、有关EEC和ECU的供电方式发动机：的是EEC 工作的时候是专用发电机，飞机转换汇流条的电源作为备用电源及地面实验电源。APU：的是ECU。由热电瓶汇流条的28v的直流电 供电。4、 几种概念的辨别：在监控型控制系统中EEC应当是PMC，以示辨别FADEC中的EEC监控型电子控制是作为从液压机械式控制向数字电子控制过渡浮现的。这是在原有的液压机械式控制器基本上， 再增长一种功率管理计算机( PMC ) ， 两者共同实行对发动机的控制。监控控制由液压机械式控制器完毕重要功能，PMC 起监控、限制作用， 具有有限功能，即对推

19、力( 功率) 作有限的控制。PMC 通过力矩马达与液压机械控制器联系， 实现电/液转换。PMC 计算成果以电信号输出给力矩马达， 再转换成液压信号控制燃油流量。ECU/EEC是FADEC的核心部件，是对发动机所有工作状态的全权限控制，FMU/HMU仅仅是控制计算机的执行机构，不具有计算功能。EECECU区别737NG中，发动机的称为EEC, APU的称ECU。她们供电方式不同，功能相似。5.、EEC与fadec系统有什么区别监控型的EEC（PMC）协助MEC实现对N1转速的精确控制，同步监控发动机重要参数不超限；全权限的EEC（ECU）全程参与对发动机所有工作状态、所有工作参数的控制，HMU（

20、FMU）仅仅是EEC的执行机构，没有计算功能，仅有计量功能；FADEC就是EEC、HMU、多种传感器的总称。空客飞机上ECU和FMU配套使用，波音飞机上EEC和HMU配套使用。2 FADEC 的两个功能？ 3、压气机工作原理？ 参数变化：压力上升；速度是在转子内上升，静子内扩散减速，出口处与进口差不多；4、启动机活门故障形式？哪种危害大？有哪些警告形式？提示出从卡滞在全开位和全关位，并分别说出危害，固然是卡在全开位危害更大了。警告提示，我只说出了驾驶舱头顶面板有警告灯亮。5、功率调节钉功率调节钉，需要调节发动机的低转速功率，部分功率，最大功率，尚有加速性。调节的目的是为了操纵油门杆给出的信号与发动机各个阶段的功率一一匹配。例如，目前油门杆在慢车位置，发动机就应当在慢车功率