第五讲动力装置先进技术-1课件

1、 1、活塞式发动机时期 早期液冷发动机居主导地位 很早以前，曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。 到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。 1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。 这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。 发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。 首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。 但它是人类历史上第一

2、次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。活塞发动机原理 轮船依靠螺旋桨的转动在水中航行，飞机是否也可以依靠螺旋桨在空气中前进呢? 在空气中或水中，螺旋桨所起的作用应该是相同的。但实际上空气的密度仅为水密度的18000， 要产生足够的推（拉）力，在空气中使用的螺旋桨必须被制作成具有很大长度，很大面积，很高转速才行。 新舟60 观察螺旋桨的横切面，发现它和机翼是相似的。 螺旋桨在与飞机前进方向垂直的平面上运动，它也会产生一个力， 这个力就是向前的推（拉）力。 螺旋桨和机翼一样也有迎角，当把空气压向后方时就能增加推力，迎角越大，产生的推力也就越大。 与机翼不同的是，机翼上各点在

3、飞机飞行时做平行运动，它们的速度是一样的，迎角也是相同的； 而螺旋桨是在做旋转运动，其根部运动速度慢，产生的推力小受力也小；而其顶部，运动速度快，产生的推力大，受力也大。这种现象很容易使螺旋桨的顶部受到损坏甚至折断。 设计师们为了避免这种现象的发生就把螺旋桨根部的角度做的大一些，由根部到顶部，迎角逐渐减小，这样就能使螺旋桨整体在长度方向上所产生的推力大致各点相等，螺旋桨就结实耐用了。 螺旋桨在形状上也就必须变成麻花状，这就是大家现在所看到的螺旋桨。 要想使螺旋桨产生更大的推力，最简单的办法就是加长桨叶。 可是桨叶越大，尖端运动的速度也越大，桨的尖端部分受的力也越大，从而带来强烈的噪声。 受材料

4、强度及控制噪声要求的限制，飞机使用了长度较短而叶片较多的螺旋桨以便尽可能的增加推力减少噪声。 小型飞机通常使用两个叶片的单个螺旋桨；大型飞机上使用多台发动机，每台装有三个叶片以上的多叶片螺旋桨。 第一次世界大战飞机装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机。 这种发动机的功率已达130220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。 这时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。活塞发动机的发展气冷式活塞发动机在两次世界大战之间，活塞式发动机发明了 1.发动机整流罩，减小

5、了飞机阻力，解决了气冷发动机的冷却困难问题。 2.两排或四排汽缸的发动机，增加了功率创造； 3.废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能； 4.变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出； 5.内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题； 6.向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一； 7.高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由23逐步增加到56，甚至89，既提高了升功率，又降低了耗油率。 从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间， 在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻

6、，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展, 并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。 双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率提高到600820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。二战时战斗机上的活塞式发动机P-51 野马 美国，最大时速788 公里/小时，“活塞式发动机飞机的速度巅峰” 20世纪40年代初期，装有活塞式发动机的螺旋桨飞机的最大平飞速度已超过700千米小时，俯冲时飞机速度接近音速，人们发现在这种情况下再增加飞行速度非常困难，出现了所谓音障现象。 活塞发动机无法克服音障带来的阻力。 涡轮喷气发动机和

7、喷气式飞机的出现，为突破音障开辟了道路。从40年代中期以后，从动力装置角度看，逐步进入涡轮喷气式发动机时代。 1934年德国人汉斯万奥海因率先试制成功世界上第一台喷气发动机。 1937年4月12日弗兰克惠特尔试制成功英国第一台喷气发动机。 第一架喷气式飞机，德国，He178（1939.8.27首飞）涡轮喷气发动机涡轮发动机结构压缩空气压缩空气燃烧空气-高压高温气体气体带动涡轮气体带动涡轮旋转旋转- -带动压气带动压气机旋转机旋转高压高温高压高温气体气体- -高高速喷出速喷出 动量守恒 M1V1+M2V2=0 M1气体质量 M2-飞机质量 V1-气体速度 V2-飞机速度 F=1/2M2V22 F

8、-推力涡轮发动机结构 喷气发动机 压气机压缩空气比例越大 燃烧室燃烧温度越高 喷口气流速度越快 推力越大 1. 离心式压气机被迎风面积小的轴流式压气机所代替；然后加力燃烧室的出现；最后可调静子压气机、可调加力及气冷涡轮的出现，使涡轮喷气发动机在50年代趋于成熟。 2. 带加力燃烧室的涡轮喷气发动机使实用的载人飞机能突破音障，进行超音速飞行。涡喷-5，离心式发动机，装备歼-5、轰-5涡喷-6，轴流式喷气发动机装备：歼-6系列 喷气发动机使用煤油为燃油。理由是煤油比汽油性能稳定，热值高。 燃烧以后的煤油变成炽热的气体迅速被排出，它的能量未被充分利用， 消耗率非常高，使用这种发动机的飞机产生的经济效

9、益相对较低。 设计者们想到活塞式飞机使用螺旋桨，燃油消耗少且效率高， 能不能在涡轮发动机上加装一个螺旋桨呢? 这种想法很容易地就实现了。因为涡轮本来就是通过旋转的轴来带动压气机的。 在其中另加上一组涡轮，用它带动安装在前方的一个螺旋桨， 这种新型的发动机就是涡轮螺旋桨发动机。 涡桨发动机原理运-8 涡桨发动机4台，是我国的中型运输机新舟60-涡桨发动机 安装有这种发动机的飞机在燃油消耗量方面大为下降，可是也因螺旋桨之故，飞行速度也下降了。这种飞机是介于纯喷气飞机和活塞式飞机之间的中间产物。 它的飞行速度为600千米/小时左右，在速度和油耗方面都居于二者之中。 涡轮螺旋发动机飞机90以上的推力来

10、自螺旋桨，只有10的推力来自发动机尾部喷气的气流。这种发动机现在被广泛应用于中小型民航客机上。 为了把涡轮发动机用在只需要轴动力的地方，如直升机或地面车辆等， 可通过增加涡轮的数量，使燃烧气流中的能量都转变成涡轮旋转的能量，只由涡轮轴输出动力。 这种发动机的喷气已经和活塞发动机排出的废气相同，不再做功。 这种发动机被命名为涡轮轴发动机，普遍被用于直升机和坦克车上。 涡轮轴发动机涡轮轴发动机直九直升机-2台 “阿赫耶”1C涡轴发动机 60年代初，美国提出了发展三军通用多用途发动机的主张。不仅要求发动机在起飞、加速和超音速飞行具有良好的推力特性，而且对降低耗油率也提出了更高要求。 美国发展成了第一

11、代加力涡轮风扇发动机TF30。英国和瑞典也发展成功“斯贝”MK202和RM8。 从此，军用飞机逐步进入涡轮风扇时代，目前，高性能战斗机，特别是第三代超音速战斗机多数采用涡轮风扇发动机。 民航客机也使用了高流量比的涡扇发动机 大推重比的加力式涡扇发动机和高流量比涡扇发动机的研制成功并投入使用，标志航空发动机发展到一个具有较高技术水平的新阶段。高流量比涡扇发动机-CFM56大推重比涡扇发动机-F404 80年代后，燃气涡轮发动机的研制工作主要集中于： 进一步提高发动机的推重比，降低耗油率； 不断提高各部件性能，提高发动机工作的可靠性和延长发动机寿命等。 涡扇发展为：分开排气涡扇发动机、混合排气加力

12、式涡扇发动机、变循环发动机等 分开排气涡扇发动机由风扇、外函机匣、外函喷管、压气机、燃烧室、涡轮和内函喷管等主要部件组成。 具有两个气流通道：内通道和外通道。内通道相当于一般的涡轮喷气发动机，外通道则为放置有风扇的环形气流通道。这两个通道称为内函和外函或内路和外路。 涡扇发动机又叫内外函涡喷发动机，或叫双路式涡喷发动机。组成 涡扇发动机工作时，空气从内外两路流入发动机， 一路空气经风扇的外函部分(风扇)压缩后流入外函道，然后从外函喷管高速喷出，产生反作用推力； 另一路空气，通过风扇的内函部分(称为低压压气机)，压缩，再经高压压气机压缩后流入燃烧室，在燃烧室内与喷入的燃料混合燃烧后形成高温、高压

13、燃气进入涡轮，在涡轮内膨胀作功，用来带动风扇和高压压气机。 从涡轮流出的燃气仍具有较高的压力和温度，在内函喷管中继续膨胀，最后以高速从内函喷管喷出，产生反作用推力。 分开排气涡扇发动机的推力是由外函推力和内函推力这两部分推力所组成的。 涡喷发动机+涡桨发动机=涡扇发动机 推力大 涡扇发动机的燃气在涡轮内的膨胀要多一些，这部分多膨胀所发出的涡轮功恰好通过风扇使外函道的空气能量增加即燃气的总能量传递给更多的空气。 涡扇发动机所获得的能量用来增压更多的空气，因此，它的推力比涡喷发动机大。优点 2.油率低 因燃气在涡轮内的膨胀比增大，其涡轮后燃气温度和压力就比涡喷发动机低，使内函的排气温度和速度比涡喷

14、发动机低，喷管排出机外的热能和动能减小，使发动机耗油率降低，改善了发动机的经济性。3.噪音小 排气速度降低，排气引起的噪音也就大大降低。 增大外函空气流量，将使涡扇发动机的优点得到充分的发挥。外函空气流量与内函空气流量的比值，称为流量比(也叫函道比)。流量比愈高，涡扇发动机外函流量愈大，涡扇发动机的优点也就发挥得愈充分。所以，流量比是涡扇发动机的一个重要性能参数。 低流量比(一般在0.51.5之间)涡扇发动机与涡喷发动机相比， 起飞时，耗油率低3040，推重比高3040； M=0.9巡航状态下，耗油率低1520。 高流量比(目前为811)的涡扇发动机耗油率更低，起飞推重比更高，在亚音速巡航状态

15、下，耗油率比低流量比发动机低2528，起飞推重比高2025。 高流量比的涡扇发动机已广泛应用于远程战略轰炸机、运输机和大型宽机身旅客机， 这类发动机有JT9D、RB211、CF6等。70年代后期又衍生出如CFM56、PW2037、RB2ll一255等， 80年代中期又发展了性能更先进的高流量比、大推力的涡扇发动机，如CF680C2、PW400和V250O等。波音767-使用JT9D发动机（美国普.惠公司）英国罗罗公司生产的RB-211发动机装RB-211发动机的-波音757美国通用动力公司的CF6-80E1发动机 装有CF6-80E1的空客A330V25001983年9月，美国普拉特惠特尼公司

16、(P&WA)、英国罗尔斯罗伊斯公司(RR)、日本航空发动机公司(JAEC)、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司(IAE)，共同研制和生产一种推力为25000lb(11100daN)级的涡扇发动机，即V2500 装有V2500发动机的空客A320 目前，低流量比的混合排气加力式涡扇发动机是格斗用的空中优势战斗机的首选动力装置。第三代超音速战斗机多采用此种发动机。 组成：它的主要部件少了一个外函喷管，但多了一个带混合器的加力燃烧室。 该发动机在不加力时，它的工作原理与分开加力燃烧室排气涡扇发动机基本相同， 只是在低压涡轮后将内外两路气流混合，然后从同一喷管喷出

17、。混合排气涡扇发动机（F119 美国 普.惠） 1.经济性好：涡轮后燃气温度和压力较低，平均排气速度较涡喷发动机低，热能损耗和动能损耗比涡喷发动机小，耗油比涡喷发动机小。 2.推力大： 空气流量增大较多，排出气体的功量增多，推力比涡喷发动机大。 接通加力后(即加力燃烧室工作)，在相同的加力温度下，加力式涡扇发动机的加力推力增量要比加力式涡喷发动机大。优点 混合排气加力式涡扇发动机的涡轮后燃气温度低，在加力燃烧室中加热到与涡喷发动机相同的加力温度，加力式涡扇发动机中燃气获得的热量多，因而用以转换为机械能的燃气总能量多，其加力推力就比涡喷发动机大。 用于战斗机 70年代初，加力式涡扇发动机取代了加

18、力式涡喷发动机而成为第三代超音速战斗机的主要动力装置。 航程远 装有加力式涡扇发动机的战斗机作巡航飞行时，由于耗油率低，因此它的航程与续航时间都优于装加力式涡喷发动机的战斗机； 加速快 推力大而接通加力后，发动机的加力推力大于加力式涡喷发动机，使战斗机的作战性能优于装涡喷发动机的战斗机。 加力式涡扇发动机已发展到第三代，目前使用的加力式涡扇发动机为第二代，它的推重比(发动机推力与发动机重量之比)约为8左右， 其代表型有美国Fl5、F16和F18上的F100、F110和F404涡扇发动机 原苏联苏27上的AJI3l和米格29上的33涡扇发动机。F-15 美国普.惠 F100-PW-100 发动机

19、单台最大推力72.5千牛(7400千克)，加力推力111.1千牛(11340千克) F110发动机装F110发动机的F15战斗机装F110发动机的F16战斗机 F110是以F101的核心机和F404的风扇与喷管等技术为基础研制的一种推重比7的涡扇发动机，1986年装F-16C/D服役。推力达129千牛，推重比为7.28，1991年10月，其验证机F110X的海平面试验推力达到162千牛，推重比接近9.5。转入工程研制阶段后，历经10年提高性能、可靠性、耐久性和减轻重量等方面的大量试验研究，取得了巨大进展，并以最大推力为151.4千牛通过定型审定，2002年投产。按美空军的建议，将推力142千牛

20、的F110-GE-129EFE命名为F110-GE-132；将推力为151.4千牛的命名为F110-GE-134。 F110系列歼十 中国 发动机AL-31 （俄罗斯（俄语代号A-31） ）加力推力12500公斤 ，推重比8）AL-31F发动机 90年代中后期，笫三代加力涡扇发动机将陆续投入使用。第三代加力涡扇发动机的特点是：推重比提高到1012，而流量比则下降到0.10.2。 第三代加力式涡扇发动机的代表机型为美国的F119和F120，法国的M88以及欧州四国联合研制的EJ200。笫三代加力式涡扇发动机结构简单，压气机、风扇的级数少，整台发动机的零件数目较少。F119 美国 普.惠单台加力推

21、力155.7千牛，发动机推重比达到10，飞机推重比达到1.1。发动机不开加力时，飞机能以M1.58作超音速巡航30分钟。 F-22装备-2台F119“斯贝”发动机（秦岭发动机）我国涡扇发动机装有斯贝发动机的歼轰七“飞豹”装有双发-飞豹“斯贝”发动机（秦岭发动机）“斯贝”发动机（秦岭发动机） 斯贝是英国著名发动机厂家罗尔斯一罗伊斯在20世纪60年代研制并生产的系列涡轮风扇发动机。 其民用型斯贝MK511用于“三叉戟”客机，我国曾批量购买，质量好。 从民用型发展的斯贝MK202军用型涡扇发动机，曾被用于换装英国购自美国的F-4“鬼怪”式战斗机。因其技术先进可靠， 斯贝MK202军用型发动机加力比大

22、，耗油率较低，使用寿命长，压气机的喘振裕度大，各种工作状态下部件的效率高，工作可靠，装有抽气系统控制襟翼，可改善飞机的起飞着陆性能。 1972年，英国同意向我方单方面出售民用”斯贝”发动机，1973年7月17日，英方又约见我驻英大使，表示已授权罗罗，谈判向我方出售军用斯贝发动机， 1975年8月，中英双方进行实质性谈判。1975年12月13日，签定了中国引进英国斯贝发动机专利的合同。 1975年12月13日，签订了中国引进英国斯贝发动机专利合同，合同金额5亿英镑。三叉戟飞机 斯贝发动机，中国型号定名为涡扇9，定点西安航空发动机厂试制生产。 西安航空发动机厂于1976年开始试制工作，此前西安生产

23、的是涡喷8，是仿制苏联的 -3的产品，用于轰6。经过3年多的努力， 1979年下半年，分两批装出了4台发动机。同年11月，由中英双方共同在中国完成了150小时持久试车考核。 1980年2月到5月，又在英国完成了高空模拟试车、零下40摄氏度条件下的起动试车，以及5大部件的循环疲劳强度试验，结果都符合技术要求。中英双方代表签署了中国制造涡扇9发动机考核成功的文件。 涡扇9发动机的初步研制成功，使中国有了一台推力适中的涡扇发动机，填补了空白，并有效提高了自行研制的水平和能力; 通过试制引进了70年代水平的新材料、新工艺、新技术，机械加工工艺比原来提高一级精度以上，工厂掌握了诸如金属喷漆、真空热处理等

24、12 项具有世界先进水平的技术和46项国内先进工艺技术。 同时，国内冶金、材料、化工、机械等工业的技术水平，也相应得到提高，从而较大幅度缩短了整个发动机制造技术与世界水平的差距。 而且，斯贝发动机的引进还为航空工业迎接新时期的改革开放，引进先进技术，开展技术合作与交流，提高发动机及配套产品的技术水平，开了个好头。 西航公司的产品 95年11月，部分国产化的涡扇9通过150小时试车，此时涡扇9的国产化率已达到70，仍有部分零件不能生产。 1999 年下半年，涡扇9发动机全面国产化工作启动，西安航空发动机厂先后攻克无余量精锻(精铸)工艺，数字式电子控制系统等一系列难关，西航集团公司仅用了20 天时

25、间就完成了发动机的装配，成功进行了两次冷运转。 2000年底一次点火成功，随即开始的150小时工艺试车于2001年圆满结束，试车检验结果表明各项性能技术指标均达到要求，涡扇9被重新命名为秦岭发动机。 2002年6月1日上午，凝聚着西航航空人无数心血和汗水的秦岭发动机首飞成功。 2003年7月该发动机通过技术鉴定。 从此，中国有了全国产的大推力涡扇发动机 国产涡扇9最大加力推力9305千克，最大军用推力5557千克，中间状态推力4692千克，最大连续推力4692千克 最大军用耗油率0.684千克时，最大加力耗油率2。0千克千克时 推重比5.85 空气流量92.5千克秒，涵道比0.62，总增压比2

26、0 涡轮前温度1167摄氏度 直径1093.32毫米，最大长度5205毫米(喷口全张开)。 太行发动机装有太行发动机的歼十一 太行的最大推力在132KN，推比7.5， 涡前温度1747K，这么高的涡前温度在三代发动机中也是少见的。 涵道比0.78，风扇是3级轴流式，可变弯度进口导叶，压比3.4。压气机采用9级轴流式高压压气机（压比12，绝热效率85），高压压气机03级静叶可调，5级后放气，燃烧室是短环形带气动雾化喷嘴，高压涡轮是1级轴流式，低压涡轮是2级轴流式，加力燃烧室是V形加径向混合型火焰稳定器，尾喷管是收敛扩张可调喷管控制系统，这是我国首次在发动机上采用这种喷管，估计很快将换装我国自己的

27、全向推力矢量喷管(AVEN)。 世纪年代中期，沈阳发动机设计研究所（606所）与合作单位一起，开始新一代大推力涡扇发动机-“太行”发动机的研制。经过18年的研制，2005年末，太行发动机终于研制成功。 在整个飞行包线内通过改变气动热力循环来达到或接近最佳工作状态的喷气发动机称为变循环发动机。 这种发动机通常是使一个或几个主要部件的几何形状、位置、尺寸等能随飞行状态而改变，以调节发动机的热力循环，使其接近最佳工作状态，故又称变几何发动机。 未来的战斗机上比较有前途的变循环发动机是变几何涡轮外函加力式涡扇发动机和连续放气式涡喷发动机。 变几何涡轮外函加力式涡扇发动机是分开排气外函加力式涡扇发动机，

28、内函不加力； 外函喷管喉道面积可调节以使其在外函加力时工作匹配。 单级高压涡轮与二级低压涡轮均采用面积变化可达40的涡轮导向器。内函喷管面积也可调，以便与在较大膨胀比范围内工作的可变涡轮相匹配。 在不同飞行条件下，改善了热力循环，使推力增加或耗油率降低，其耗油率在大多数飞行条件下约可减少48(未包括安装损失在内)，在高M数飞行条件下，最大加力推力可增加25以上。 可实现等流量的巡航推力调节方案，改善推力系统的流量匹配，增加发动机工作稳定性。 改善了发动机起动和加、减速性能，还可补偿由于制造容差造成的部件匹配不良。 在亚音速和超音速飞行时，用改变流量比来提高效率的办法是行之有效的。美国普惠公司提

29、出了一种超音速巡航性能较好，适当兼顾亚音速性能的连续放气式涡喷发动机方案。 这种发动机的流量比为0.15，外函气流仅用于冷却加力燃烧室筒体和喷管。在涡轮和加力燃烧室之间设置一个变函道引射器(又称可调扩压器)，用来调节涡轮出口面积与外函道出口截面积的比例关系。 这种方案实质上是根据发动机的功率状态随时使涡轮和压气机保持匹配，以保证在各种飞行状态下发动机处于最佳工作状态。因此，这种发动机实际上是一种最简单的变循环发动机。 矢量推力喷管采用矩形截面，故又称二元喷管。其基本原理是，通过喷管方向的改变，使发动机推力发生偏转，以提供推力的分量，来满足改变飞行姿态的要求。 典型的矢量推力控制，装有矢量推力喷

30、管的涡扇发动机。风扇及喷管各有两个分叉的喷口(共有四个来源提供推力)，喷口可以转动。可转喷口是由飞行员操纵的，它可使推力偏转角度范围很大。 1俯仰矢量推力控制。 起飞时，四个喷管同时向下偏转，产生矢量推力升力(即推力在垂直方向分力)，从而缩短起飞滑跑距离。当矢量推力升力大于飞机重量时，飞机便可垂直起飞。2反向矢量推力控制。此时四个矢量推力喷管同时反向偏转这样，可使飞机急剧减速，从而在空战中占据有利的攻击位置。着陆时使用反向矢量推力控制，则可大大缩短滑跑距离。例如，F15技术验证机，采用矢量推力控制技术后，滑跑距离比原来减小60，减速效率提高35。 3滚转矢量推力控制。若将左、右两侧的喷管作上、

31、下反向偏转，则矢量推力控制可提供飞机的滚转力矩，提高飞机的滚转速率。 目前，矢量推力控制已发展到全向轴对称矢量推力控制。此时矢量推力喷管内的每个鱼鳞扳都可以扭动，这样，它不仅可提供俯仰、反向、和滚转操纵力矩，而且可提供偏航操纵力矩。X-35垂直起降矢量喷管鹞式战斗机矢量喷管 发动机自动控制历史： 机械液压式控制系统，控制系统灵敏度低、结构复杂、调整繁琐、故障率高，也比较笨重。 现代发动机采用数字式电子控制系统。 对发动机实施自动调节和控制。 调节供油，转速，及加力等工作状态。 监控发动机温度，气流变化等 航空发动机数字式电子控制系统 主要由控制计算机及其外部设备和过程输入通道、过程输出通道等组成。 计算机控制发动机的过程是：计算机通过过程输入通道采入反映发动机工作状态的各种信息，再按照人们事先安排好的表征发动机工作规律的程序进行分析计算，最后由过程输出通道输出相应的信息，操纵执行器去控制发动机。 能不断地调定推力值，以加强飞机飞行管理系统