航空发动机原理复习题

1、航空发动机原理复习题发动机原理局部进气道.进气道的功用：在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利地引入压气机；.涡轮发动机进气道功能，冲压恢复一尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀 的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫 数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力3,进气道类型：亚音进气道:扩张型、收敛型;超音速：内压式、外压式、混合式.冲压比:进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值？i=Pl*/PO*。影响 进气道冲压比的因素:流动损失、飞行速度、大气温度。.空气流量:单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。影响因素：大气密

2、度，飞行速度、压气机的转速压气机.压气机功用:对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作 时所需要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩 空气。.压气机分类及其原理、特点和应用，(1)离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮 旋转中心的方向流动.(2)轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动.(3)混合式压气机：c）发动机推力管理d）反推力控制e）发动机核心控制f）高压涡轮间隙主动控制（HPTACC）和低压涡轮间隙主动控制（LPTACC） g）自 检设备h）驾驶舱指示.例举简述（B737） EEC的输入信号和有效处理，EEC从发动机和飞机其

3、它系统获得数字的和模拟的信号。这些信号中的某些信 号对相同的数据有多于一个的来源。这就提高了发动机的可靠性。如一个的参数的所有来源都不是有效的，将使用一个偏差值安全地控制发 动机。如果EEC发现一个信号不是有效的，它将在自检设备存储器内存储一个信 息。发动机电子控制局部发动机电子控制概念.什么是稳态控制、过渡控制和安全限制，稳态控制（调节）：是指当发动机操纵指令不变时，（慢车、中间、最大状态等） 通过对燃油流量或喷口面积的调节，客服飞行环境条件变化的影响，使发动机的工 作状态和操纵指令保持一致。过渡控制（跟踪）：当发动机的操纵指令发生改变时，（起动、加减速、加力接 通、关闭过程等）通过控制系统

4、使发动机的过渡过程迅速、稳定、可靠。安全限制:保证发动机的工作安全、可靠。防止超温、超压、超转和超功率。只有被限制参数超过极限值时，限制器才参与工作。.什么是控制对象、控制装置和控制系统，a）控制对象：被控制的技术对象（物体或过程）称为控制对象，如:发动机。:控制对象以外的，为完成控制任务的机构的总合，又称为控制装置。b）控 制器C）控制系统：被控制对象和控制器的总合称为控制系统。.什么是可空变量、被控变量和干扰量，可控变量：能影响被控对象（发动机）的工作过程，用来改变被控参数大小的变 量称为可控变量。被控变量：能表征被控对象（发动机）的工作状态，又能被控制的变量称为被控 变量。如发动机的转速

5、。干扰量：作用在被控对象或控制器上，能引起被控系数发生变化的外部作用量，如大气温度，大气压力（飞行高度，飞行马赫数），大气湿度等。.什么是发动机控制方案，发动机控制方案是指，根据外界条件（飞行高度和速度）或驾驶指令来改变可控 变量，以保证发动机的被控变量不变或按预定规律变化，从而到达控制发动机推力 的目的。航空发动机基本控制方案.高涵道比涡轮风扇发动机被控参数是，大局部推力由外涵产生，外涵产生的推力只要取决于流过外涵的空气流量，而 风扇转速N1决定外涵空气流量。.影响起动过程的因素与起动控制，（1）点火能量及起动功率：起动机功率越大，那么剩余功率越大，起动过程越快。起动机功率的大小取决于对起动

6、时间的要求、发动机转子的转动惯量及压气机 需用扭矩等因素。起动机脱开转速的控制起动机脱开转子时，剩余功率?N应能使转子独立加速，涡轮前温度不超限, 且起动时间符合要求。脱开过早，那么可能因剩余功率太小而起动失败。(3)起动油量控制J (起动供油曲线).什么是发动机的超温限制和限制方法，发动机超温主要指涡轮前温度或加力温度超过最大允许值。方法:发动机转速限制、设置专门的超温限制器。.什么是发动机的超压限制和限制方法，飞行速度、大气温度及发动机转速越高，那么压气机出口压力越大。方法:一般采用减少供油量的方法，当压气机出口压力超限时，超压限制器感 受到该超压信号，去干扰燃油量控制器，是供油量减少。.

7、什么是发动机的熄火限制和防止高空熄火的方法，高空时空气流量、进气压力及供油量都较低，雾化、混合气质量都显著恶化, 从而造成燃烧室熄火。方法：燃油嘴和燃烧室结构上加以改进;通过限制燃油喷嘴前最低压力的方法来保证燃油喷嘴的雾化质量。发动机电子控制系统. CFM56-3发动机MEC的组件和被控参数有哪些，主发动机控制器MEC;风扇进口温度传感器T2;压气机进口温度传感器CIT;可变放气活门VBV系统；可调静子叶片VSV系统；. CFM56-3发动机PMC的组件和被控参数有哪些，功率管理控制器PMC;转速表发电机；风扇转速传感器；风扇进口温度传感器T12 ;风扇进口静压传感器Psl2。.简述MEC与P

8、MC的双重控制模式，PMC功率管理控制器控制发动机推力。PMC控制推力(nL转速)实际上是通过MEC调节燃油供油量来实现的。全功能数字电子控制器FADEC. FADEC系统组成模块有那些，发动机智能控制(IEC)、性能寻优控制(PSC)、稳定性寻优控制(SSC)、主动失 速/喘振控制(ASC)。. FADEC系统优点，提高发动机的性能；可以降低燃油消耗量；减轻驾驶员的负担；提高可靠性；降低本钱；易于实施发动机和飞机控制一体化。. FADEC在发动机控制方面功用，推力管理，对发动机的推力进行精确的控制，提高了推力控制的精度；燃油量的控制由EEC对发动机控制；控制放气活门的开度和可调静子叶片的角度

9、，以得到最正确的喘振裕度防止喘振 使发动机更好地工作；涡轮间隙（TCC）控制，控制发动机不同级的引气，从而保证涡轮叶尖间隙为最正确间隙，减少燃气泄漏，改善涡轮的效率，提高发动机的性能；对发动机的燃油和滑油进行控制；对发动机的起动点火和反推进行控制；安全保护，EEC使发动机的各主要参数不超限。电子控制系统可靠性及发动机状态监控69.发动机状态监测参数要求，性能诊断试图监视推进系统气路部件的性能，需要用一些特定的参数来计算压 气机和涡轮效率、流通能力、VSV位置、有效喷口面积以及工作的偏移等，对监控 参数的要求：精度:通常是非常高（优于+/-0. 25%）;重复性:通常是非常好的；采样速率:每秒1

10、次；更新速率:至少每秒1次；输出速度:每飞行小时1次；飞行航段：民用飞机为巡航或爬升（一般是最稳定或可重复的飞行航段）发动机控制系统典型故障分析及排故方案.简述EGT超温故障常见原因，1、核心机气路原因指气流通过压气机、燃烧室及涡轮时，由于个别单元或整个核心机使用时间增 加导致效率下降，从而引起EGT升高。例如：压气机的叶型损失；级间损失；叶端损失及喘振；放气门关闭不严；燃烧室的富油燃烧；外部冷却不均；涡轮冷却不良及间隙控制不好。以上各种情况都能引起气路效率下降、EGT超温。2、燃油系统的原因燃油系统故障。例如：喷嘴位置误差或积碳导致雾化不良会造成局部超温；燃油计量单元故障或EEC感受错误信息

11、使燃油量增大会导致EGT超温现象。3、故障方面的原因。例如：鸟击或外来物导致叶片损伤；起飞滑跑时发生喘振；提前关闭放气活门或不该翻开时翻开。4、人为因素致EGT升高EGT超温大多是人为因素造成的。例如：机组人员违反操作规程推动油门杆过快或操作引发的EGT超温；外界环境变化引起EGT升高高海拔低气压地区、严寒条件或空气含水分、盐分及微尘过高等，会使起动缓 慢形成富油燃烧，或使叶片腐蚀、封严损坏等致使核心机效率下降，都会使EGT升 高。.简述提高EGT裕度的主要措施，生产厂家选择新型耐高温材料制造涡轮或采用更为有效的冷却系统;也可采用 耐高温涂层或更合理的气路设计，是发动机能长时间高效率工作来改善

12、EGT裕度发动机客户主要通过降低排气温度的方法来提高EGT裕度，目前有效措施：高压涡轮主动间隙控制减功率起飞发动机冲洗风扇叶片及防磨带检查应对发动机建立故障档案，进行追踪分析，才能提出最为有效的改进和预防措施来提高EGT裕度高压涡轮主动间隙控制压气机或涡轮的动叶叶尖间隙是影响单元体效率及EGT裕度的重要因素之一。.空中停车发生起因，结构疲劳断裂、结构腐蚀、外来物损伤；喘振、不平衡振动过大；超温烧腐、超转；滑油系统故障。.阻尼台和宽叶片功用，阻尼台:对于长叶片，为了防止发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减 振凸台。宽弦叶片:大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具 有流道面积大

13、，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。.压气机喘振：是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。.喘振的表现：发动机声音由尖锐转为消沉，出现强烈机械振动.压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火.发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声.造成喘振的原因，气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生别离。燃烧室.燃烧室的功用及有几种基本类型？功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到 涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。分类:单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型.简述燃烧室的主要要求，点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温

14、度场符合要求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少.环形燃烧室的结构特点、优缺点，结构特点:火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管优点:与压气机配合获得最正确的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高， 迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点:调试时需要大型气源；采用单个燃油喷嘴，燃油一空气匹配不够好；火焰筒刚性差；.燃烧室主要由哪几局部组成及功能？扩压器、火焰筒、外壳、转子一由工作叶轮组成导向器工作叶轮.简述叶片冷却的方法，导热,冲击，对流换热，气膜冷却.叶轮间隙的原理和作用，涡轮机匣与工作叶片叶尖之间的距离叫涡轮径向间隙。涡轮间隙对涡轮效率有很大的影

15、响，据估算，涡轮间隙假设增加1mm,涡轮效率 下降. 5%,这将使发动机耗油率增加2. 5%,所以为了减少损失，提高效率，应尽可 能减小径向间隙。.涡轮叶片的特点，涡轮叶片比压气机要厚，涡轮叶片比压气机弯曲程度要大。.涡轮落压比，：*p3*涡轮进口处的总压p 3与涡轮出口处的总压p 4 之比涡轮落压比随转速的变化规律，T *p422.当涡轮导向器最小截面处处于临界或超临界状态时，涡轮的落压比为常数；.当涡轮导向器最小截面处处于临界或超临界状态，而喷管处于亚临界状态时, 随着转速下降，涡轮的落压比下降；这时涡轮落压比的变化是由最后一级涡轮落压 比的变化造成的，而其它各级涡轮的落压比不随转速而变化

16、。.当涡轮和喷管均处于亚临界状态时，随着转速减小，涡轮的落压比减小。各 级落压比都减小，而且越靠后的级落压比减小得越多。尾喷管.喷管的主要功用，使从涡轮流出的燃气膨胀,加速,将燃气的一局部热转变 为动能，提高燃气的速度，使燃气以很大的速度排出，这样可以产生很大的推力.通过反推力装置改变喷气方向，即变向后的喷气为向斜前方的喷气，产生反推 力，以迅速降低飞机落地后的滑跑速度，缩短飞机的滑跑距离.采用消音喷管降低发动机的排气噪音.通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态.喷管的分类，亚音速:收敛形的管道、超音速:先收敛后扩张形的管道:兀* 441.85.收缩喷管的3 *种工作状态,*pp当时，喷

17、管处于亚临界工作状态bppbcr p*p*Tib41.85ppbcr*4临界工作状态、P*超临界工作状态：*p*471b4 1.85 pbpcr这时喷管出口气流马赫数等于，；出口静压等于临界压力而大于反压，是不完全膨胀，实际落压比小于可用落压 比；当来流总压和总温不变时，通过喷管的质量流量不随反压的变化而变化，到达 最大值；所以我们定义：喷管出口反压小于气流的临界压力，喷管出口处气流的速度等 于音速的工作状态称为超临界工作状态。.反推的功用、原理及分类，功用：改变喷气的方向，产生反推力，使飞机在着陆后比拟快的减速，以缩短 飞机着陆后的滑跑距离。原理:是改变喷气方向，变向后的喷气为向斜前方喷气。

18、分类：折流板式反推力装置和格栅式反推力装置。.发动机的噪音源，一个是喷出的高温高速燃气与外界大气混合所产生的噪音；另一个是空气进入进气道和流过发动机时产生的噪音；第三个是发动机的振动所产生的噪音。但前者是主要的噪音源。.发动机的消音的方法，降低喷气速度、改变振动的频率，、吸音材料。.发动机的消音的部位,进气整流罩内壁面;风扇机匣内壁面;尾喷管内壁 面。轴承、封严及附件传动.转子支撑方案，转子通过支撑结构支撑于发动机机匣上，转子上承受的各种负荷由支撑结构承 受并传至发动机机匣上，最后由机匣通过安装节传至飞机构件中。发动机转子采用 几个支撑结构，安排在何处称为转子支撑方案发动机系统局部发动机空气系

19、统.发动机空气系统冷却功能分类以及冷却区域，a）用于发动机方面:发动机内部和附件装置的冷却、轴承腔封严、平衡轴承的 轴向载荷、压气机防喘振控制、控制涡轮叶片的叶尖间隙、发动机防冰、发动机启 动等。b）用于飞机方面:座舱环境控制、机翼防冰、探头加温等.发动机防喘措施，中间级放气;压气机静子叶片可调;采用多转子.简述VBV的工作原理，活门开度根据发动机工作状态参数计算后，决定开、关和开度大小。大气温度高，放气关闭时对应的发动机转速增大。活门实际位置通过反应钢索传回控制器与要求位置比拟。.简述VSV的工作原理，a)可调静子叶片(VSV)通常是将高压压气机的进口导向叶片和前几级静子叶片 做成可调的。在

20、压气机不同的工作状态及外界条件下，通过改变工作叶轮进口处 绝对速度的切向分量大小，从而改变相对速度的方向，减小攻角，防止喘振。b) 转速低时，叶片关小;转速高时，叶片开大。c)叶片实际位置通过反应钢索传回控制器与要求位置比拟，或传感器传回控 制器与要求位置比拟。. VSV中可调的是发动机中哪局部，.间隙控制的目的：保持涡轮叶片叶尖和机匣之间的间隙为最正确，减少漏气损失，提高发动机性 能。. HPTACC工作原理,高压涡轮间隙控制活门混合空气控制高压涡轮护罩支架 的热力膨胀。通常HPTACC系统保持在HPT叶尖与机匣支架之间的间隙至最小。但当 发动机内部温度不稳定时或在大功率时，HPTACC系统

21、增加涡轮间隙。HPTACC系统 增大间隙以确保高压涡轮叶尖与护罩不接触。. LPTACC工作原理，低压涡轮间隙控制系统控制低压涡轮(LPT)叶尖间隙。LPTACC增加或减少流至LPT机匣的风扇出口空气量。冷却低压涡轮机匣控制保持LPT 叶尖间隙至最小的热力膨胀。这样可提高燃油效率.发动机引气防冰的位置，发动机的进气道前缘，压气机前缘整流罩、第一级导流叶片都有可能结冰。.发动机防冰的原因以及方法，i.结冰会破坏进气道的气动外形，减小进气面积，使空气流量减少，功率下 降，性能变差，进一步引致发动机故障。ii.结冰会破坏转子的平衡，引起发动机振动过大。脱落下来的冰块还可能被 吸入发动机，打坏发动机部

22、件。防冰方法:热空气加温防冰和电加温防冰。发动机操纵系统.简述B737发动机操纵原理，飞机驾驶员并不直接操纵发动机，而是通过一个中介一燃油控制器实行。驾驶舱的推力杆不同位置，燃油控制器要发动机产生相应的推力。燃油控制器感受一些变量并供给足够的燃油流量到燃烧室，使发动机产生飞机 所需要的推力。供给的燃油流量不允许超出发动机的工作限制。油门杆通过传动钢索与燃油控制器上的功率杆相连。.正向推力和反推力的控制，正向推力和反推力的要求从驾驶舱通过操纵系统传到位于发动机的燃油控制 器。前向推力杆和反推杆是绞接在一起的，一个锁定机构防止前向推力杆和反推 杆的同时作动。每个杆能够运动的能力取决于另一个杆的位置。如果前向推力杆在慢车位，反推杆离开OFF位的话，推力杆不能向前推增加正 推力；如果反推杆在OFF位，前向推力杆离开慢车位，那么，反推杆提不起来。当反推杆拉起时，发动机的转速将增加。它们的运动由操纵系统传到燃油控制器，控制器的设计使得功率杆在慢车域的 任一方向运动，供油量都会增加。发动机排气系统.涡扇发动机的排气系统及其作用，将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气，产生推力。对泯轮喷气发动机，涡轮后排气流