飞机动力装置：第三章 航空活塞式发动机工作系统

第三章航空活塞式发动机工作系统3.1活塞式发动机的燃油系统3.1.1

概述1.燃料系统的作用燃料系统的作用，是向发动机供给适量的燃料，并促使燃料雾化、汽化，以便与空气均匀地混合，组成混合比适当的混合气，满足发动机在各种工作情况下的需要。分类：燃料系统有两种：一种叫汽化器式燃料系统，另一种叫直接喷射式燃料系统。第三章航空活塞式发动机工作系统2.汽化器式燃料系统(1).组成油箱：用来储存汽油。其容量大小，数目和在直升机上的安装位置随直升机型别和机体结构情况而定。

油滤：过滤汽油，以保证输送的汽油是清洁的。油泵：将汽油箱内的汽油输送到汽化器，由发动机曲轴带动。起动油泵：起动时起动油泵输送汽油。汽化器：根据发动机在各种情况下的进气量，喷出适量的汽油，与空气混合，组成混合比适当的混合气，然后经进气管分配到每个气缸里去。指示：汽油输送情况是否正常，根据汽油压力表的指示来判断第三章航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统3.直接喷射式燃料系统组成：汽油箱、汽油滤、汽油泵、起动油泵、高压汽油泵、喷油嘴和混合比调节器等附件。高压汽油泵、喷油嘴和混合比调节器三个附件，总称为直接喷射装置。航空活塞式发动机工作系统工作：汽油泵和高压汽油泵都由发动机曲轴带动。发动机工作时，汽油泵将汽油箱内的汽油输送到高压汽油泵。高压汽油泵则将汽油的压力提高至160～300公斤/厘米2（发动机在额定工作状态时），然后经每个喷油嘴直接喷入气缸。喷油量的多少，由混合比调节器根据发动机各种工作情况下的进气量自动进行调节。空气则从进气管进入气缸，在气缸内与汽油混合，组成混合比适当的混合气。其余附件的作用与汽化器式燃料系统中相应附件的作用相同。航空活塞式发动机工作系统从以上两种燃料系统的组成看来，系统的附件大致可归并为两大部分：一部分附件担负燃料的储存、输送和过滤等任务，包括汽油箱、汽油泵、起动油泵和汽油滤等；一部分附件则担负使燃料与空气混合，组成混合比适当的混合气的任务，如汽化器和直接喷射装置。两种燃料系统各有不同的特点：汽化器式燃料系统的特点是，燃料在气缸外与空气组成混合气，然后进入气缸；直接喷射式燃料系统的特点是，燃料直接喷入气缸，在气缸内与空气组成混合气。航空活塞式发动机工作系统3.1.2汽化器的工作原理作用：将燃料喷入进气通道中，并促使燃料在气流中雾化和汽化，以便与空气组成均匀的余气系数适当的混合气。汽化器可分为浮子式、薄膜式和喷射式三种。航空活塞式发动机工作系统1.简单浮子式汽化器组成：

浮子室、浮子机构浮子、杠杆油针、喷油嘴、文氏管节气门等。航空活塞式发动机工作系统浮子室：浮子室内安装有浮子机构，并有通气孔与外界大气相通。浮子机构：浮子机构用来调节汽化器的进油量，促进油量随时等于喷油量，以保持浮子室内的油面高度一定。浮子机构由浮子、杠杆和油针等组成。杠杆一端连浮子，一端接油针，浮子则浮在油面上随油面升降。喷油量大于进油量时，油面下降，浮子也随之下降，油针因杠杆作用被提起，开大进油孔，使进油量相应增加；反之，喷油量小于进油量时，油面上升，浮子也随之上升，油针则下降，关小进油孔，使进油量相应减少。由于浮子机构能使进油量等于喷油量，故浮子室内的油面高度保持不变。航空活塞式发动机工作系统喷油嘴：喷油嘴安置在文氏管内。喷油嘴不喷油时，根据物理学中的连通管原理，浮子室内的油面和喷油嘴内的油面在同一高度上。为了防止停车时燃料溢出喷油嘴，喷油嘴出口应高于浮子室的油面1～3毫米。

进气通道一端通气缸，一端通外界大气。节气门：位置：在文氏管后装有节气门。功用：改变节气门开度的大小，调节进入气缸的空气量。节气门的开度减小，进入气缸的空气量随之减少；节气门的开度增大，进入气缸的空气量则增多。航空活塞式发动机工作系统文氏管

形状：先收缩后扩张形的管道。功用：空气流过文氏管时，速度增加，压力下降，同时温度也降低。在最小截面处，速度达到最大，压力最低。航空活塞式发动机工作系统2.简单浮子式汽化器的工作情形

发动机工作时，活塞在进气行程向下死点时，气缸内的气体压力降低，外界大气经汽化器流入气缸。空气流经汽化器的文氏管时，通道变窄，流速增大，压力减小，以致低于浮子室的空气压力（此处的空气压力等于大气压力）。这样，在浮子室与文氏管喉部的空气之间便产生了压力差（简称浮子室与文氏管喉部的压力差）。浮子室内的燃料便在这个压力差的作用下，从喷油嘴喷出。燃料从喷油嘴喷出以后，在空气动力的作用下雾化为极细微的油珠，并吸取空气的热量，逐渐汽化，然后与空气均匀地混合，组成混合气。航空活塞式发动机工作系统喷油量：影响因素：浮子室与文氏管喉部的压力差和定油孔的直径的大小。浮子室与文氏管喉部的压力差和定油孔的直径越大，喷油嘴喷出的燃料越多；反之，喷出的燃料越少。对于简单浮子式汽化器来说，浮子室与文氏管喉部的压力差和定油孔前后的压力差是相等的。这是因为定油孔后的压力即为文氏管喉部空气的压力，定油孔前的压力也等于浮子室空气压力（在喷油嘴内油面高度等于浮子室内的油面高度的情况下）。所以又可以说，喷油嘴喷出燃料的多少，取决于定油孔前后的压力差和定油孔的直径的大小。航空活塞式发动机工作系统喷油量与节气门开度：已制成的汽化器，定油孔的直径是固定不变的。而浮子室与文氏管喉部的压力差则是随节气门开度的变化而变化的。开大节气门，文氏管喉部的空气流速增大，压力减小，因而浮子室与文氏管喉部的压力差增大，定油孔前后的压力差随之增大，喷油量随之增多；关小节气门，浮子室与文氏管喉部的压力差减小，定油孔前后的压力差随之减小，喷油量也随之减小。操纵节气门的开度，不仅可以改变空气量；同时，还能借助于压力差的变化改变喷油量。即，操纵节气门可以改变进入气缸的混合气量，从而改变发动机的转速和功率。航空活塞式发动机工作系统推油门杆过快会出现什么问题？推油门杆过快，节气门迅速开大，空气流量迅速增加，而燃料流量增加较少。所以，迅速开大节气门这一瞬间，混合气变贫油。这不仅使发动机转速增加缓慢，在混合气贫油程度严重的时候，甚至会引起“回火”或造成发动机熄火停车。航空活塞式发动机工作系统3.余气系数定义：单位时间内（一般为1秒内）流过文氏管的实际空气量与同一时间内喷出的燃料所需要的理论空气量之比值来表示。式中：为单位时间流过文氏管的实际空气量；为单位时间喷出的燃料量；实际空气流量是随下列四个因素的变化而变化的：即空气流量系数、文氏管喉部横截面积、浮子室与文氏管喉部的压力差和大气密度。大气密度和文氏管喉部横截面积为定值时，空气流量只随浮子室与文氏管喉部的压力差和空气流量系数而变。燃料流量是随下列四个因素的变化而变化的：即定油孔截面积、浮子室与文氏管喉部的压力差、燃料密度和燃料流量系数。当燃料密度和定油孔截面积为定值时，燃料流量仅随浮子室与文氏管喉部的压力差和燃料流量系数而变。航空活塞式发动机工作系统影理论空气量、(与燃料有关)响空气流量系数、(取决于压力差)余燃料流量系数、(取决于压力差)气文氏管喉部横截面积、(确定不变)系定油孔截面积、(确定不变)数大气温度的大气密度:

大气压力因飞行高度素燃料密度:(与燃料种类及温度有关)航空活塞式发动机工作系统理论空气量是由燃料性质决定的，当使用的燃料种类一定时，则理论空气量也一定；定型的浮子式汽化器，文氏管喉部横截面积和定油孔截面积是不变的。余气系数只随空气流量系数和燃料流量系数、大气密度和燃料密度的变化而变化。空气流量系数和燃料流量系数主要取决于压力差，而大气密度和燃料密度则主要随大气状态变化。故简单浮子式汽化器所形成的混合气的余气系数，实际上只受浮子室与文氏管喉部的压力差和大气状态变化的影响。航空活塞式发动机工作系统混合气的余气系数随浮子室与文氏管喉部的压力差的增大而减小。压力差是随转速的增大而增大的，故混合气的余气系数也随转速的增大而减小。转速越大，混合气越富油。发动机所需要的混合气的余气系数随转速变化的规律：在慢车转速工作时，需要比较富油的混合气，其余气系数约为0.7-0.8；在中转速工作时，需要稍为富油的混合气，其余气系数约为0.9-1.0；在大转速工作时，又需要比较富油的混合气，其余气系数约为0.85；各种转速时所需要的混合气的余气系数和简单浮子式汽化器所形成的混合气的余气系数，画在同一图上可以看出，只是在一个转速上（两条曲线相交），混合气的余气系数恰好与发动机需要的混合气的余气系数相等；小转速时，简单浮子式汽化器所形成的混合气比实际需要的偏于贫油，不能保证发动机稳定工作；中转速以上时，所形成的混合气又比实际需要的偏于富油，不能保证发动机具有良好的经济性。

航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统余气系数随大气状态的变化规律

在大气温度保持不变的条件下，大气压力增大时，空气流量系数、燃料流量系数和燃料密度基本上不变，喷油量也基本上不变，而大气密度增大，空气流量增大。因此，大气压力增大时，混合气变贫油；反之，混合气变富油。在大气压力保持不变的条件下，大气温度升高，则大气密度减小，空气流量减小。混合气变富油；反之，混合气变贫油。燃料流量随大气温度升高而略有增加。因此，大气温度升高时，混合气变富油；反之，混合气变贫油。飞行高度升高时，将越来越富油。余气系数超过富油极限，引起发动机熄火停车。综上所述，简单浮子式汽化器仅能在某一转速、某一大气状态和飞行高度时，供应余气系数适当的混合气。当发动机在不同转速下工作时、加速时、或者大气状态和飞行高度变化时，简单浮子式汽化器均不能供应余气系数适当的混合气来满足发动机工作的需要。航空活塞式发动机工作系统4.浮子式汽化器校正设备：简单浮子式汽化器形成的混合气，随转速的增加越来越富油。针对这种情况，为了使发动机用中转速工作时，能获得余气系数适当（余气系数约为0.9～1.0）的混合气，在汽化器上装有校正设备。浮子式汽化器常用的校正设备为渗气装置。分类：主喷油嘴渗气装置;补偿喷油嘴渗气装置两种。主喷油嘴渗气装置：功用：使发动机在中转速工作时，能获得余气系数适当（余气系数约为0.9～1.0）的混合气。组成：导流室和渗气孔。航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统工作：在发动机不工作时，导流室的油面高度与浮子室的油面高度相同。发动机工作时，在浮子室与文氏管喉部的压力差的作用下，导流室内的燃料即开始从喷油嘴喷出，室内的油面高度随之降低（见图3-9a）。此时，浮子室内的燃料则经主定油孔流入导流室，进行补充。转速增大，浮子室与文氏管喉部的压力差增大，喷油量增加。由于主定油孔的限流作用，从浮子室流入导流室的燃料量少于导流室流出的燃料量，故导流室中的油面高度就一直下降。当发动机达到某一转速时，导流室中的燃料全部流尽，从渗气孔流入的空气便与主定油孔流来的燃料混合在一起，经主喷油嘴喷出，如图3-9b所示。在主定油孔后渗入了空气，主定油孔后的压力增大，从而使主定油孔前后的压力差小于浮子室与文氏管喉部的压力差，喷油量也就比无渗气装置时的少。这就可以改变简单浮子式汽化器形成的混合气随着转速的增大越来越富油的状况，使燃料与空气混合成稍为富油的混合气，满足发动机在中转速时工作的需要。

航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统⑵补偿喷油嘴渗气装置装有补偿喷油嘴渗气装置的浮子式汽化器，如图3-7所示。它设有专门的补偿喷油嘴、导流室、渗气孔和补偿定油孔。导流室的渗气孔很大，单独由补偿喷油嘴喷出的燃料只能与空气混合成很贫油的混合气，而且随转速的增大越来越贫油，主喷油嘴的喷油量用主定油孔来限制，单独由主喷油嘴喷出的燃料也只能与空气形成很贫油的混合气。发动机工作时，主喷油嘴和补偿喷油嘴同时喷油。只要选择截面积适当的主定油孔与补偿定油孔，就能使燃料与空气组成适当余气系数的混合气。渗气装置是利用渗气作用降低定油孔前后的压力差，使喷油量随转速的增加缓慢地增加，使混合气不至于过份富油，从而保证中转速的余气系数适当。航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统5.浮子式汽化器辅助装置在简单浮子式汽化器上增设校正设备以后，发动机中转速工作时，汽化器即能供应余气系数适当的混合气，保证发动机工作的经济性。但是，当发动机用小转速和大转速工作、加速、或者大气状态飞行高度变化时，汽化器供应的混合气的余气系数，仍不能适应发动机工作需要。为此，在汽化器上除增设了校正设备外，还增设了许多辅助装置：如慢车装置、经济装置、加速装置和高空调节装置等。

航空活塞式发动机工作系统⑴

慢车装置功用在起动和慢车转速工作时，保证供给发动机所需要的燃油。组成慢车喷油嘴、慢车油道（通往节气门附近）慢车调节螺钉等。原理它是利用增设辅助喷油嘴的方法来调节余气系数的。航空活塞式发动机工作系统工作

当发动机起动或慢车转速工作时，汽化器的节气门开得很小，节气门与管壁之间形成了很小的缝隙。空气流经缝隙时，因通道突然变窄，速度增大，压力降低，因而在浮子室与节气门缝隙处空气之间产生很大的压力差，部分燃料在这个压力差的作用下，便经慢车喷油嘴喷入气流中，使混合气变为比较富油的混合气。当节气门开大后，缝隙即不再存在，慢车喷油嘴喷孔处的空气流速减小，压力增大，慢车喷油嘴就停止喷油。慢车调节螺钉用来调整慢车喷油嘴的喷油量。当螺钉往里拧时，渗气孔减小，渗气量减少，慢车定油孔前后的压力差增大，喷油量增多；往外拧时，则渗气孔开大，渗气量增多，慢车定油孔前后的压力差减小，喷油量减少。在维护使用发动机中，可根据发动机慢车转速是否稳定，在地面适当地调整螺钉的位置。有的浮子式汽化器上，慢车喷油嘴的喷油孔有两个或三个，当节气门逐渐开大时，使汽化器逐渐增加喷油量，以便更好地与空气流量的增大相适应，使发动机的转速从慢车转速均匀柔和地上升。航空活塞式发动机工作系统⑵经济装置功用：在大转速时，额外增加喷油量，保证向发动机供给所需的富油混合气，而又不影响发动机在中转速工作时的经济性。组成：经济活门、经济定油孔、弹簧杠杆等。

原理：它是利用增加定油孔的方法，来额外增加喷油量，以形成比较富油的混合气。

航空活塞式发动机工作系统工作：当发动机在中转速工作时，节气门开度不大，杠杆未压住经济活门，经济活门由于弹簧的作用处在关闭位置，燃料仅从主定油孔流到主喷油嘴喷入，使混合气不致过分富油，保证发动机工作的经济性。当发动机使用大转速时，节气门开度大，杠杆下压弹簧，将经济活门打开，一部分燃料经过经济定油孔从主喷油嘴喷出，使喷油额外喷出一部分燃料，与空气组成比较富油的混合气。航空活塞式发动机工作系统⑶加速装置功用：是在迅速开大节气门时，增加喷油量，防止混合气贫油，使发动机从小转速迅速而平稳地过渡到大转速，保证发动机具有良好的加速性。组成：加速油井、活塞、活门和加速喷油嘴等。原理：它是利用增加辅助喷油嘴的方法来调节余气系数的。航空活塞式发动机工作系统工作：当节气门缓慢地开大时，活塞也缓慢运动，活门因本身重量停在活塞杆的末端，燃料可经活塞上的小孔自由流动，此时活塞运动对加速油井中的燃料没有压力的作用，并不增加喷油量；当节气门迅速开大时，活塞也随之迅速下压，此时活门在惯性和燃料反压力的作用下，紧贴于活塞，把小孔关闭，燃料即在活塞的推挤下，顶开单向活门从加速喷油嘴喷出。当节气门不再开大时，活塞的运动随之停止。活门便在自身重量的作用下而下落，离开活塞，燃料又可通过小孔自由流动，加速装置也就停止工作。航空活塞式发动机工作系统⑷高空调节装置功用：是当飞行高度或大气状态变化时调节余气系数，以保证汽化器能向发动机供应余气系数适当的混合气。分类:高空调节装置，常用的形式有两种：一种是自动式，另一种是手操纵式。原理：是采用降低浮子室的空气压力，以改变定油孔前后的压力差来调节余气系数。组成：由膜盒、高空调节针等。

航空活塞式发动机工作系统①自动式高空调节装置工作：当发动机在地面或低空工作时，大气压力较大，膜盒被压缩，杠杆将高空调节针提起，使浮子室的进气孔开度较大，此时，空气流过进气孔时的流动损失较小，浮子室内的空气压力较大，浮子室与文氏管喉部的压力差也较大，喷油量较多。当飞行高度升高时，大气压力减小，膜盒膨胀，杠杆使高空调节针下移，进气孔关小，空气流过进气孔时的流动损失增大，浮子室内的空气压力减小，浮子室与文氏管喉部的压力差降低，喷油量随之减少。因此，这种高空调节装置，能随着飞行高度变化，自动调节喷油量，保证混合气的余气系数适当。航空活塞式发动机工作系统这种调节装置，还能在高度不变时，根据大气状态的变化，自动地调节喷油量。如大气温度不变，大气压力增大时，膜盒被压缩，进气孔开大，浮子室内的空气压力增大，浮子室与文氏管喉部压力差随之增大，喷油量增加，从而防止混合气贫油。如大气压力不变，大气温度升高时，膜盒膨胀，进气孔关小，浮子室与文氏管喉部的压力差随之减小，喷油量减少，从而防止混合气富油。航空活塞式发动机工作系统②手操纵式高空调节装置某种手操纵式高空调节装置由高空调节开关和操纵臂等组成。它与自动式高空调节装置不同的地方，只是没有自动操纵的机件。手操纵式高空调节装置的构造虽然比较简单，但需要人工操纵，使用不便；同时，飞行员凭发动机是否出现贫油或富油现象进行调节，不如自动式高空调节装置的调节来得及时和准确。航空活塞式发动机工作系统3.1.3直接喷射装置的工作原理组成高压汽油泵、喷油嘴、余气系数调节器等三个附件。航空活塞式发动机工作系统1.高压汽油泵的工作原理功用：是以很高的压力将发动机工作时所需要的燃料送至喷油嘴，直接喷入气缸；根据发动机在各种工作情况下的需要，适时地改变注油量。组成：每一种高压汽油泵都有与发动机气缸数目相同的注油机构，用来分别向每个气缸注油。每一套注油机构，由柱塞筒、柱塞、输油活门、推筒、弹簧、调节齿轮和油管接头等组成。

航空活塞式发动机工作系统混合比调节器具有两个基本组成部分——感应部分和传动部分。图为某发动机采用的混合比调节器组成图。

感应部分的作用是感受压力和温度的变化。图上感应部分共有四个膜盒。最上面一个膜盒与大气相通，感受大气压力的变化。下面三个膜盒是密封的，内装干燥氮气，用来感受进气压力和进气温度的变化。膜盒装在绝热的外壳内，目的是使壳内的增压空气不受壳外温度的影响。航空活塞式发动机工作系统3.余气系数调节器的工作原理余气系数调节器的作用，是当发动机工作情况改变时，依据充填量的变化自动地改变高压汽油泵的注油量，保证发动机得到所需要的余气系数的混合气。⑴余气系数调节器调节的依据充填量主要取决于进气压力、进气温度和排进压力比，而排气压力是由大气压力决定的，大气压力变化时，就会影响到排进压力比发生变化。可是，要保证发动机得到所需要的余气系数的混合气，必须根据进气压力，进气温度和大气压力的变化，相应地改变高压汽油泵柱塞的有效行程。当进气压力、进气温度和大气压力变化，使进入气缸的空气密度和充填系数发生变化时，必须相应地改变柱塞的有效行程才能使余气系数符合需要。

航空活塞式发动机工作系统3.2润滑系统

3.2.1摩擦与润滑

1.摩擦相互接触机件相对运动的基本形式有滑动和滚动两种，所以通常把摩擦分为滑动摩擦和滚动摩擦两类。⑴滑动摩擦相互接触的物体作相对滑动时产生的摩擦，叫做滑动摩擦。航空活塞式发动机上相互接触的机件，相对运动的形式大部分为滑动，因而机件之间的摩擦大部分为滑动摩擦，例如活塞同气缸壁的摩擦，连杆头同曲颈的摩擦等。根据摩擦面之间有无滑油层滑动摩擦分为干面摩擦和液面摩擦。①干面摩擦如果在两个物体的接触面之间没有任何润滑物质，则物体作相对滑动时产生的摩擦，叫做干面滑动摩擦，简称干面摩擦。

航空活塞式发动机工作系统②液面摩擦摩擦面之间保持了足够厚的滑油层以后，物体之间的摩擦，不再发生在它们的接触面，而是发生在滑油的内部，这种摩擦，叫做液面摩擦。滑油粘度越大，滑油越不容易流动，因而阻止机件滑动的液面摩擦力也越大。反之，滑油粘度越小，液面摩擦力也越小。应该指出，为了保持液面摩擦，滑油层必须有一定的厚度。为维护物体液面摩擦所允许的最小的滑油层的厚度，叫做滑油层的临界厚度，为了使物体保持液面摩擦，滑油层的最小厚度必须大于临界厚度。例如，滑动轴承中滑油层的最小厚度值，一般为临界厚度值的两倍以上。液体间的摩擦比固体间的摩擦要小得多，因而液面摩擦力比干面摩擦力小得多。在液面摩擦的情况下，摩擦面并不直接接触，只要采用纯净的滑油，机件表面就不会磨损。此外，摩擦面之间的滑油不停息地流动，还可带走机件的热量，使机件得到冷却。航空活塞式发动机工作系统⑵滚动摩擦一个物体在另一个物体上滚动时产生的摩擦，叫做滚动摩擦。航空活塞式发动机上有些机件的支承处或连接处，如发动机曲轴在机匣上的支承处，以及某些附件（如发电机）的转动轴的支承处等，都装有滚珠轴承或滚棒轴承，这些轴承的滚珠、滚棒沿内环和外环滚动时所产生的摩擦，都是滚动摩擦。

与滑动摩擦相比，滚动摩擦要小得多，滚动摩擦所引起的机件的磨损以及所产生的热量也较小。航空活塞式发动机工作系统2.润滑⑴滑动机件的润滑滑动机件润滑分为两类，一类是滑动轴承的润滑，一类是往复直线运动的机件的润滑。①滑动轴承的润滑轴承内的滑油层，是借轴旋转带动滑油，使滑油相互挤压产生足够大的压力而形成的。发动机不工作时，轴直接由轴承支持，轴与轴承的接触面之间仅隔一层极薄的油膜。发动机从静止转入工作状态，轴开始旋转，滑油也从专设的油孔进入，充填轴承与轴之间的空隙，并被轴带着沿轴旋转的方向流动。滑油被轴带动，从空隙较大的地方流向狭窄的地方（如图3-35所示，即从上方流向右下方）时，受到挤压，压力逐渐增大。增大了压力的滑油，就要将轴抬起。航空活塞式发动机工作系统当作用在轴上的滑油压力的合力增大到超过轴承的负荷时，轴便被滑油抬起，并向侧方偏移，如图所示。在轴被抬起的过程中，轴与轴承间的下部间隙逐渐增大,滑油压力逐渐减小，当作用在轴上的滑油压力的合力，减小至等于轴承的负荷时，轴就在轴承内某一位置稳定下来，不再移动。此时，轴周围的空隙内充满了滑油，轴与轴承不再直接接触。滑动轴承能否得到良好的润滑，决定于轴与轴承间最小间隙处的滑油层能否保持足够的厚度。在轴承内滑油量足够的情况下，滑油层厚度与轴承内的滑油压力及轴承的负荷有关，而轴承内的滑油压力又受轴的转速和滑油粘度的影响。因此，影响滑油层最小厚度的因素有三个，即：轴的转速、滑油粘度和轴承的负荷。航空活塞式发动机工作系统轴的转速：轴承内的滑油层，是由于轴旋转而形成的，滑油层的厚度与轴的转速有密切关系。在轴承的负荷保持不变的条件下，轴的转速增大时，滑油受到的挤压加剧，压力增大，滑油压力的合力超过了轴承的负荷，使轴向上移动，因而滑油层最小厚度增大。反之，轴的转速减小时，滑油层最小厚度减小。当转速减小到一定程度以后，轴承内滑油层的最小厚度就会小于临界厚度，而使轴承的润滑遭到破坏。发动机起动和停车时，滑动轴承润滑不良的情况往往是难免的，因此，滑动轴承的表面都衬有一层减磨合金，用来减小轴与轴承的磨损，弥补暂时的润滑不良的缺陷。滑油粘度：滑油粘度减小时，滑油受挤压的程度减小，压力降低，而且，滑油也容易从轴承两端流出，因此，在轴承的负荷保持不变的情况下，轴将向下移动，滑油层的最小厚度减小。滑油粘度过小时，滑油层的最小厚度就会小于临界厚度，而使滑动轴承的润滑遭到破坏。滑油粘度增大，液面摩擦力增大，摩擦功率也随之增大。而且粘度过大时，由于滑油不易流动，发动机工作时，流入轴承内的滑油量不足，轴承的润滑情况反而又将恶化。因此，发动机工作时，滑油温度必须保持在一定的范围内，以保证滑油的粘度适当。轴承的负荷：轴承的负荷增大时，轴向下移动，它与轴承之间的下部间隙减小，因此，滑油受到的挤压加剧，压力增大当作用在轴上的滑油压力的合力等于作用在轴承上的负荷时，轴便稳定下来。此时，滑油层厚度减小。若负荷过大，就有可能使滑油层的厚度小于临界厚度，从而破坏滑动轴承的正常润滑。航空活塞式发动机工作系统②活塞与气缸壁的润滑

活塞作往复运动时，它的侧壁同气缸发生滑动摩擦，需要输入滑油进行润滑。活塞侧壁分为活塞裙和密封带两部分。润滑活塞裙与气缸壁的滑油，是由转动着的曲轴泼溅在气缸壁的下部，并通过挡油涨圈和刮油涨圈的作用而保持在活塞裙与气缸壁之间的间隙内的。航空活塞式发动机工作系统挡油涨圈和刮油涨圈通常有2～4道，分别安装在活塞裙的上部和下部。涨圈借本身的弹力张开，紧压在气缸壁上。活塞向下死点移动时，下面的刮油涨圈在滑油的挤压作用下,向涨圈槽内收拢，滑油即通过涨圈与气缸壁之间的缝隙流入活塞裙与气缸壁之间的间隙,上面的挡油涨圈则向下刮滑油，这样，在活塞裙与气缸壁之间就充满了滑油，从而保证良好的润滑；多余的滑油，则从活塞侧壁上的油孔流入机匣。活塞向上死点移动时，下面的刮油涨圈向上刮滑油，使活塞裙与气缸壁的间隙内具有一定数量的滑油，这样也保证了良好的润滑。航空活塞式发动机工作系统活塞与气缸壁之间的润滑是否良好，与活塞的运动速度、活塞作用在气缸壁上的压力和活塞的温度有关。如果活塞的运动速度小，活塞作用在气缸壁上的压力大和活塞的温度高（引起滑油粘度降低），活塞与气缸壁之间就难以保持液面摩擦。活塞裙由于作用在气缸壁上的压力较大，温度较高，因而经常处于半液面摩擦状态，而在靠近活塞顶面的一道涨圈，则多处于半干面摩擦状态。航空活塞式发动机工作系统③滚动轴承的润滑轴承分为滑动轴承、滚动轴承两种，而滚动轴承分为滚珠轴承和滚棒轴承两种。他们的工作原理是将滑动摩擦变为滚动摩擦，以减小摩擦力和摩擦损失。他起着支承和传力的作用。这些轴承由内环、外环、滚动体（滚珠或滚棒）和保持架组成。滚珠、滚棒沿内环和外环滚动时所产生的摩擦都是滚动摩擦。与滑动摩擦相比，滚动摩擦要小得多，滚动摩擦所引起的机件的磨损以及所产生的热量也较小。但是需要指出，由于滑动轴承的接触面积较大，单位面积上承受的负荷较小，并且有较厚的滑油层可起减震作用，而滚动轴承内滚珠（或滚棒）同轴承内外环的接触面积很小，

航空活塞式发动机工作系统滚动轴承一般安装在某些功率较小的发动机（如直列型活塞式发动机）的曲颈与连杆连接处，以及某些附件转动轴的支承处。至于功率较大的发动机的曲颈与连杆连接处等。对于冲击负荷较大，多采用滑动轴承。直列型发动机的曲轴较长，安装滚动轴承很不方便，所以也都采用滑动轴承。滚动轴承通常利用泼溅滑油的方法进行润滑。其目的是为了防止轴承的磨损、锈蚀和使轴承得到适当的冷却，而不是为了减小滚动摩擦力矩。恰恰相反，滚动轴承内注入滑油以后，滚动时，滑油受到挤压，阻碍轴承的滚动，滚动摩擦力矩反而略有增大；滑油粘度越大，滚动摩擦力矩也越大。航空活塞式发动机工作系统3.2.2润滑系统工作原理

1.润滑系统的功用

润滑系统的主要功用是把数量足够和粘度适当的滑油循环不息地输送至各摩擦面上，使机件得到良好的润滑和冷却，以减小发动机的摩擦功率、减轻机件的磨损和避免机件过热，从而提高发动机的有效功率，增长发动机的寿命以及保证发动机工作正常。输送至各活动机件的滑油，能够防止这些机件锈蚀。

粘附在涨圈与气缸上的滑油，还能提高涨圈与气缸壁之间的气密性。润滑系统还将加压后的滑油输送到某些调节装置和其它设备去，以带动有关的部件。例如推动进气压力调节器的传动活塞以操纵节气门的开度，推动混合比调节器的传动活塞，以转动高压汽油泵的调节齿轮。以及推动旋翼的变距活塞，改变旋翼的桨叶角等。有的发动机还利用热滑油来加温汽化器。航空活塞式发动机工作系统2.润滑方法发动机机件的润滑方法有三种:即泼溅润滑、压力润滑和压力－泼溅润滑。⑴泼溅润滑

借转速较大的旋转机件（例如曲轴等），将滑油泼溅到摩擦面上去的润滑方法，叫做泼溅润滑。在发动机机匣内装有一定数量的滑油，曲柄转至机匣下部，即浸入滑油内。发动机工作时，借助于曲轴的转动，不断地将附着于曲柄与连杆头上的滑油向四周甩出，使滑油在机匣内部泼溅成细小的油滴。油滴进入活塞、气缸、连杆和曲轴等机件的摩擦面，使这些机件得到润滑。润滑后的滑油从摩擦面间隙流出，直接落入机匣。航空活塞式发动机工作系统采用泼溅润滑的方法，只需要在机匣内储存一定数量的滑油，所以这种润滑系统（叫做泼溅润滑系统）比较简单。但因泼溅的滑油压力太小，很难进入那些间隙较小的机件之间。而且对机匣外部的机件和附件，也无法进行润滑。此外，由于无法使滑油过滤，滑油容易变脏；滑油的温度也不能进行调节。因此，这种方法对机件润滑和冷却的效果都比较差。所以泼溅润滑系统只能在一些构造简单的小型发动机上采用。航空活塞式发动机工作系统⑵压力润滑

滑油经油泵加压后，沿专门的油路流至各摩擦面上去的润滑方法，叫做压力润滑。为了使滑油在发动机内循环流动，润滑机件后的滑油用油泵抽回，经过过滤和冷却后，再次送往各摩擦面。采用这种润滑方法，由于滑油压力较高，滑油能被输送到所有的无法应用泼溅润滑的地方去，即便是那些间隙小的摩擦面，也能得到良好的润滑。同时，还可在油路上安装油滤和散热器，前者用来滤出滑油中的污物和金属屑等，保持滑油洁净，后者用来调节滑油温度，保持滑油粘度适当。因此，这种润滑方法对机件润滑和冷却的效果，比泼溅润滑的要好得多。压力润滑的优点虽然很多，也还存在一些缺点，主要是：对于某些无法从专门的油路获得滑油的机件（例如气缸壁）不能进行润滑，另外，这种润滑系统（叫做压力润滑系统）也比较复杂。航空活塞式发动机工作系统⑶压力－泼溅润滑发动机单独采用泼溅润滑的方法，不能保证所有的摩擦面都得到良好的润滑和冷却；而单独采用压力润滑的方法，对于某些无法从专门的油路获得滑油的机件也不能进行润滑。为了使所有的机件都能得到良好的润滑和冷却，现代的航空活塞式发动机一般都采用以压力润滑为主、泼溅润滑为辅的混合润滑系统。混合润滑系统中的泼溅润滑，并非利用积存在机匣底部的滑油，而是利用从某些接受压力润滑的机件的间隙处流出的或从专门的油孔喷出来的滑油，借助于曲轴等旋转较快的机件将滑油泼溅到摩擦面上进行润滑的。航空活塞式发动机工作系统3.润滑系统的组成和工作航空活塞式发动机的润滑系统，一般由滑油箱、进油泵、油滤、收油池、泡沫消除器、滑油散热器和检查滑油系统工作情况的仪表等组成。有些润滑系统还装有油雾凝聚器。发动机工作时，滑油箱内的滑油被进油泵抽出，在油泵内加压并经油滤过滤后，送入发动机。在发动机内部，滑油通过专门的油路进入曲轴、连杆、凸轮盘（或凸轮轴）和齿轮等滑动轴承内进行润滑；其他不与油路相通的机件，如活塞与气缸壁、滚动轴承及齿轮等，则利用从滑动轴承流出的滑油和从曲轴或机匣上专设的喷油孔喷出的滑油，直接进行润滑，或借曲轴等转动较快的机件将喷出的滑油泼溅至摩擦面上进行润滑。航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统润滑后的滑油，由于受到机件的搅动，同机匣内的气体（空气、滑油蒸汽和废气等）混合而产生大量的泡沫，其中还混有从活塞与气缸内壁脱落下来的积炭屑、各机件摩擦面上掉下来的金属屑以及其他杂质等，并且温度很高。这些工作后的滑油，从各处汇流到机匣下部的收油池内。由一个或几个回油泵抽出，先后经过泡沫消除器和滑油散热器，消除了泡沫和降低了温度，并经过一些附件内的油滤的初步过滤，然后流回滑油箱。在润滑系统的油路上装有滑油压力表和滑油温度表的受感部。滑油压力表受感部位于进油泵出口以后的油路上，用来测量经油泵增压后的滑油压力；滑油温度表受感部装在进油泵进口前的油路上，或者装在回油路上，前者用来测量滑油进油温度，后者用来测量滑油回油温度，有的发动机为了同时测量出滑油进油温度和回油温度，在进油泵进口前的油路上和回油路上都装有滑油温度表受感部。这些受感部把感受的压力和温度变成信号，传到装在座舱内的仪表，仪表就可以指示出滑油压力的大小和滑油温度的高低。根据滑油压力和温度的数值，可以判断系统工作是否正常。航空活塞式发动机工作系统为了保证润滑系统工作正常，机匣上都设有通气管，使机匣内部与外界大气相通。滑油在发动机内循环流动时所产生的滑油蒸汽，以及从活塞周围漏进机匣的混合气和废气，都可经通气管排出，这样就可防止机匣内的滑油因气体太多而产生大量泡沫；也可避免因机匣内压力过大而引起机匣接合处和密封处漏油。有些发动机，从机匣或滑油箱排入大气的气体，先流经油雾凝聚器，使气体中的滑油分离出来，以减少滑油的消耗。航空活塞式发动机工作系统3.2.3润滑系统的主要附件

1.滑油泵

滑油增压泵和回油泵统称为滑油泵，它是用来促使滑油循环流动的部件。航空活塞式发动机的滑油泵多是齿轮式的。⑴齿轮泵的组成和工作

齿轮泵由一对互相啮合的齿轮和壳体两个基本部分组成。油泵中由曲轴通过传动齿轮带动主动齿轮；主动齿轮带动从动齿轮。油泵进口处齿轮与壳体间形成的空间，叫做吸油室；出口处齿轮与壳体间形成的空间，叫做增压室。在发动机转速保持不变的条件下，油泵转速也不改变。航空活塞式发动机工作系统在发动机转速保持不变的条件下，油泵转速也不改变，飞行高度升高时，滑油箱内压力降低，滑油泵吸油室内的压力也相应地降低，滑油蒸汽和从滑油中逸出的空气量都增多，泡沫所占的容积增大，因此，滑油泵的供油量随飞行高度的升高而减小。由于油泵的供油量随飞行高度的升高而减小，为了保证发动机在不同的飞行高度都能获得所需要的滑油量，在设计发动机时，都使滑油增压泵的供油量等于地面额定工作状态时滑油循环量的2～2.5倍。滑油回油泵的能力比增压泵的还要大一些。这是因为，滑油在发动机内进行润滑后，产生了许多泡沫，容积增大，为了把带有大量泡沫的滑油抽回油箱，回油泵的回油量必须大一些。滑油回油泵的回油量约为滑油增压泵供油量的2.0倍。航空活塞式发动机工作系统⑵齿轮泵的压力调节滑油增压泵上装有调压活门，以保持滑油压力不变。调压活门由活门和弹簧组成。活门控制着一条从增压泵出口通往进口的油路，活门的左边承受增压泵出口处的滑油压力，右边承受弹簧压力。如果供油量超过了发动机所需的滑油量，滑油压力过大，滑油就克服弹簧力量，顶开活门，多余的滑油通过活门回到增压泵进口，滑油压力就能保持不变。航空活塞式发动机工作系统2.滑油滤常用的滑油滤有网状滤油和篦式油滤。⑴网状油滤油滤一般由壳体、滤网或滤片和旁通活门等组成。滑油从壳体上的进油口流入，过滤后，从壳体上的出油口流出。为了防止过滤部分严重堵塞，影响机件的润滑和冷却，在滑油滤内装有旁通活门。当过滤部分堵塞以致内外压力差大于一定数值时，旁通活门被滑油顶开，滑油就直接从壳体进口流向出口，以保证需要润滑的机件得到滑油。航空活塞式发动机工作系统⑵篦式油滤篦式油滤的过滤部分是由一组滤片和垫片（间隙片）组成的。垫片夹在滤片之间，并且同滤片一起安装在一根可以转动的轴上，从而形成许多环形缝隙。每个环形缝隙之间都嵌有一片刮片，它们装在一根固定轴上，转动滤片与垫片的轴时，刮片就象篦子一样从环形缝隙中把积存的污物刮下，篦式油滤也就是由此得名。这种油滤的强度较大，一般都装在油压较大的油路中。

航空活塞式发动机工作系统3.2.4滑油的冲淡在冬季低温下起动发动机时，滑油粘度很大，往往超出正常范围。为了保证起动时滑油的粘度符合要求，可以采用汽油冲淡滑油的方法，适当地减小滑油粘度。

滑油粘度过大，会引起一系列不良的后果。首先，滑油粘度过大，不能保证发动机各机件得到可靠的润滑。其次，滑油粘度过大，会增大起动时转动曲轴所需的力矩，给发动机的起动造成困难。再次，即使发动机已经起动起来，由于滑油粘度过大，机件润滑不良，不得不增长发动机的暖机时间，增长了直升机的起飞准备时间。

滑油被汽油冲淡后，粘度减小，因而发动机易于起动；起动时机件的磨损可以减轻；发动机的暖机时间也可以缩短。航空活塞式发动机工作系统为了便于冲淡滑油，发动机上通常将润滑系统与燃料系统连通。连接两个系统的油路上装有滑油冲淡开关和混合器（通常把这些附件和导管一起叫做滑油冲淡系统）。需要冲淡滑油时，只要打开滑油冲淡开关，燃料系统中的汽油便流入润滑系统，在混合器内与滑油混合。

航空活塞式发动机工作系统3.3散热系统3.3.1散热系统（又称冷却系统）的功用

是使气缸温度保持在规定的范围内，保证发动机正常工作。发动机工作时，气缸内混合气燃烧后的温度很高（最高温度可达2500～3000℃），与高温燃气相接触的机件或零件，例如气缸头、气门、电嘴和活塞获得燃气的热量，温度也升得相当高。如果不对发动机进行冷却，气缸温度就会过高，从而使发动机发生一系列不正常的现象。

气缸温度过高，材料强度显著减弱，气缸以及气缸紧密相连的机件在动力负荷和热负荷的作用下很容易损坏，例如气缸头翘皱、裂纹，活塞顶烧穿，气门变形，裂纹等；同时，活塞与气缸壁之间的间隙、涨圈与涨圈之间的间隙、气门杆与气门杆套之间的间隙变化还会引起活塞涨圈内的滑油分解和氧化，形成胶状物质，粘住涨圈，影响气缸壁面的润滑，甚至因此磨伤和烧坏活塞。此外，气缸温度过高，还会使充填量减小，发动机功率降低，并可能产生早燃和爆震等现象。因此，为了保证发动机工作可靠和能够发出应有的功率，必须对发动机进行冷却。航空活塞式发动机工作系统对发动机进行冷却，自然也要恰如其分地掌握好散热程度的界限。如果发动机冷却过度，温度过低，反而会带来很多不良的后果：发动机散走的热量过多，会使发动机功率减小，经济性变差：同时，在气缸温度过低的情况下，燃料不容易汽化，混合气也就不能正常地燃烧；另外，气缸壁上的滑油粘度变大，还会使活塞的摩擦损失增大。由此可见，对发动机进行冷却，必须把气缸温度保持在一个适当的范围内，既不能过高，也不能过低。航空活塞式发动机工作系统根据冷却介质的不同，冷却系统可分为气冷式和液冷式两种。3.3.2气冷式冷却系统气冷式冷却系统利用迎面吹来的气流，吸收并带走气缸外壁的一部分热量，以保持气缸温度的数值在一定的范围内。气冷式发动机，都以气缸头温度来标志气缸的受热程度，如某发动机的气缸头温度正常数值规定为180～215℃，最高不超过250℃，最低不低于140℃。气冷式冷却系统由散热片、导风板、整流罩和散热风门等组成。

航空活塞式发动机工作系统1.散热片

发动机工作时，为了保证机件温度正常，必须散走大量的热量。例如，发动机在额定状态工作，应该向外散走的热量，约占燃料理论放热量的14～16%。但是，由于气缸外壁向外传热的传热系数较小，空气流过气缸外壁面时，不足以带走全部应散去的热量。解决这一矛盾的办法，是在气缸头和气缸身的周围安装散热片，增大空气和气缸外壁的接触面积。

当空气流过气缸周围时，热量经散热片随气流散走，散走的热量，与散热片根部到顶端的高度、散热片的间距和散热片的截面形状有关。航空活塞式发动机工作系统增大散热片的高度，可以增大散热片面积，从而使散热量增多。但是增大高度有一定的限度。因为散热片的高度越高，其顶端的温度就越低，与冷却空气之间的温度差越小，增大散热量的作用也就越小；同时，散热片高度增大后，气缸的重量和面迎阻力反而会增加。所以，散热片的高度通常不超过55～65毫米。相邻散热片的间距也应当有一个适当的数值。一般约为4～5毫米。如果间距增大，就会减少散热片的数目，使散热量减少。如果间距减少，则不仅增加加工的困难，而且冷却空气流过散热片时，流动阻力增加，流动速度减小，冷却空气温度升高，同样会使散热量减少。航空活塞式发动机工作系统发动机工作时，气缸各部分受热的情形是不同的，因此各部分的温度高低也不相同，会使气缸产生热应力。为了减小气缸的热应力，以免气缸翘皱和裂纹，应尽可能地使气缸各部分的温度大致相等。基于这种原因，气缸各部分所配置的散热片，其面积的大小不应该完全相同。气缸头经常与高温气体接触，大部分热量（约占总散热量的60～70%）须经气缸头散走，所以气缸头的散热片的总面积比气缸身的要大得多。就气缸头而言，排气门附近受热的程度比进气门附近厉害得多，所以排气门附近的散热片的面积比进气门附近的大。航空活塞式发动机工作系统2.导风板当空气流过发动机时，气缸前部壁面直接与空气相接触，散热情况较好；而气缸后部壁面背着气流，散热不良。为了保证气缸前后壁面散热比较均匀，在气缸周围，装有如图所示导风板。冷却空气在发动机导风板与气缸外壁之间的流动情形，如图所示。气缸周围装了导风板以后，迎面冷却空气便沿着导风板和气缸外壁之间的空隙流过气缸两侧和后部壁面，使整个气缸散热比较均匀；同时，导风板还可以减少气缸后面的涡流，从而减小发动机的迎面阻力。为了使气缸壁保持正常的温度，必须保证气缸散热片中的空气具有一定的流速。为此，导风板和散热片之间的间隙应该适当。例如某发动机的导风板和散热片之间的间隙规定为2～3毫米。间隙太小，由于发动机的振动，会使散热片与导风板发生碰撞而磨损；间隙太大，将使冷却空气的流速降低，导致气缸散热不良。

航空活塞式发动机工作系统有些飞机在整流罩的出口处，装有控制空气流通的风门，这个风门叫做鱼鳞板。有些飞机，在整流罩的进口处还装有控制空气流通的另一个风门，这个风门叫做百叶窗。鱼鳞板和百叶窗统称为散热风门，都可在座舱内操纵。

散热风门用来控制冷却发动机的空气流量，以调节气缸的温度。鱼鳞板开大时，空气流量增加，散热量增多，气缸温度下降；反之，鱼鳞板关小时，气缸温度上升。百叶窗由若干金属片组成，打开百叶窗时，这些金属片都收缩到螺旋桨整流罩的后面，空气不受阻挡地流向发动机空气流量增大；关小百叶窗，金属片伸出来使进口面积减小，空气流量减小。航空活塞式发动机工作系统在鱼鳞板打开的条件下，关小百叶窗会增大飞机的飞行阻力，因此，在通常情况下，百叶窗应该在完全打开的位置。只有在鱼鳞板完全关闭以后，气缸温度仍然过低的情况下，才关小百叶窗。在增大冷却空气流量时，应该事先将百叶窗完全打开，然后再打开鱼鳞板。综上所述，气冷式冷却系统是利用迎面吹来的空气，把气缸外壁的热量带走，以降低气缸温度。空气从整流罩前面进入后，流经气缸壁和散热片，最后从整流罩后面流到机外。气缸温度的高低由散热风门来调节。某些功率较大的气冷式发动机，当发动机的飞行速度较小时，迎面吹来的空气量较小，冷却比较困难，为了提供足够的冷空气，在发动机上装有一个专门的冷却风扇。风扇的位置，紧靠螺旋桨的后面，当螺旋桨轴转动时，经过传动齿轮带动风扇高速旋转，以增多冷空气流量。如直升机上，飞机的飞行速度较小，常采用这种方法冷却发动机。航空活塞式发动机工作系统3.3.3液冷式冷却系统液冷式冷却系统利用冷却液流过气缸壁，吸收并带走气缸壁的一部分热量，以保持气缸的温度在一定的范围内。

1.组成和工作液冷式冷却系统由散热套，冷却液散热器，冷却液泵和膨胀箱等部分组成。发动机工作时曲轴经过传动齿轮带动冷却液泵工作，把冷却液打入散热套，冷却液流过气缸周围，使气缸冷却。温度升高的冷却液，流过冷却液散热器，散去从气缸壁带来的热量，最后再回到冷却液泵的进口。

散热套内的冷却液，受热膨胀时，可以排出一部分到膨胀箱里去；相反，如果管路内的冷却液有损耗时，膨胀箱内储存的冷却液则会流入管道内予以补充。为了测量冷却液的温度，装有两个冷却液温度传感器，分别位于散热套的出口和冷却液泵的进口。前者测量冷却液在流出发动机时的温度，后者测量冷却液在进入发动机时的温度。各种液冷式发动机，对于冷却液的温度都有规定的数值。例如，某发动机，冷却液流出发动机时的温度规定不得超过120℃，冷却液流进发动机时的温度不得低于60℃，此外，某些发动机上还装有蒸汽分离器，冷却液在其中利用惯性离心力将蒸汽和空气泡分离出来，以改善冷却系统的工作。航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统2.散热套散热套装在气缸外面，如图所示。在气缸头、气缸身和散热套之间充满了冷却液，冷却液在散热套内流动，通过对流换热吸收并带走从气缸外壁传递的热量。这种冷却方法，能使整个气缸的外壁浸在冷却液里面，气缸各部分得到较均匀的冷却。但由于气缸各部分受热程度不同，因而各处的温度仍然是不相等的。图3-61表示液冷式发动机气缸头、气缸身和活塞的温度的分布情形。航空活塞式发动机工作系统3.冷却液散热器

冷却液散热器是用来降低冷却液温度的装置。以便使冷却液循环使用。冷却液散热器的构造和滑油散热器的基本相同，也是一种蜂巢式散热器，蜂巢管用导热性良好的红铜、黄铜或其他铜合金制成。冷却液在蜂巢管的间隙中流动。迎面吹来的冷却介质-空气在蜂巢管内流动。冷却液从散热管间的间隙内流过，把热量传给散热器，散热管再把这些热量传给在管内流动的空气。这样就降低了冷却液的温度。为了增长冷却液在散热器中的流动路径，使冷却液得到充分冷却，冷却液散热器内部同滑油散热器一样，也装有若干块带孔的隔板。散热器装在呈流线型的风罩内，以减小飞行所产生的阻力。航空活塞式发动机工作系统风罩的后面（或前面），一般还装有可调节的风门，用来控制流过散热器的空气量，调节冷却液的温度，以达到调节气缸温度的目的。当风门开大时，流过散热器的空气量增多，冷却液散走的热量增加，冷却液的温度和气缸温度就可以降低得多一些；反之，当风门关小时，冷却液的温度和气缸温度就降低得少一些。此外，某些发动机上还装有蒸汽分离器，冷却液在其中利用惯性离心力将蒸汽和空气泡分离出来，以进一步改善冷却系统的工作。航空活塞式发动机工作系统4.冷却液泵冷却液泵（水泵）的作用，是保证冷却液能循环在冷却系统内流动。冷却液泵通常是离心式的，由转轴、叶轮和壳体等部分组成。

冷却液泵的叶轮由曲轴带动旋转。冷却液经壳体上的进口流入叶轮，被叶轮带动旋转，在惯性离心力的作用下，向叶轮四周甩出，经出口流向散热套。冷却液甩出后，在叶轮中心处，冷却液的数量减少，压力降低，于是，冷却液源源不断地从散热器被吸入叶轮，因此冷却液泵就连续不断地把冷却液供至散热套。冷却液泵的输送量（即冷却液泵出口流量）取决于冷却液泵的尺寸、叶轮的转速和冷却系统内的流动阻力。叶轮的尺寸和转速越大，冷却液泵的输送量也越大；冷却液流动阻力越大，则冷却液泵的输送量越小。航空活塞式发动机工作系统5.膨胀箱冷却液吸收了气缸的热量以后，温度升高。体积膨胀，如果冷却系统中没有一定的空间让冷却液膨胀，则冷却液受到管壁的限制，压力升高，会使导管破裂。因此，在系统中需要装设一个膨胀箱。膨胀箱的另一个作用是储存冷却液。当系统内的冷却液由于漏失或蒸发而有所损耗时，膨胀箱内的冷却液即进行补充。膨胀箱通常安装在冷却系统的最上方。膨胀箱内约有三分之二的容积储存冷却液，其余三分之一的容积作为冷却液受热膨胀的空间。航空活塞式发动机工作系统膨胀箱直接与大气相通的冷却系统叫做开式冷却系统。在飞行高度升高时，冷却液的沸点也随着降低。如果冷却液的温度接近沸点，就会产生许多汽泡附着在气缸壁上。由于气体的导热性比液体的差,所以在汽泡附着的地方，往往会出现局部过热。这是开式冷却系统一个很大的缺点。克服此缺点的办法，是在膨胀箱上方装一个安全活门，经常保持系统内的气压比外界大气压力大0.4～1╳105帕斯卡。装有安全活门的冷却系统叫做闭式冷却系统。航空活塞式发动机工作系统安全活门由两个单向活门组成，如图3-65所示。其中的一个叫放气活门，它的作用是保证膨胀箱内的气压比大气压力大0.4～1╳105帕斯卡。如果膨胀箱内的气压与外界大气压力的差值大于这个数值时，单向活门便被顶开，把一部分气体放到大气中去。另一个叫进气活门，它的作用是保证膨胀箱内的气压与大气压力的差值不小于0.08～0.10╳105帕斯卡。如果外界大气压力与膨胀箱内气压的差值大于这个数值，进气活门就被顶开，使一部分气体进入膨胀箱。这样，就可以防止飞行高度急剧降低时，外界大气压力迅速增大，而系统内的气压仍保持为高空的气压，出现膨胀箱在内外压力差的作用下被压扁的现象。目前，液冷式发动机多采用闭式冷却系统，以提高冷却液的沸点。这样，不仅可以减少冷却液在高空飞行时产生汽泡的现象，而且还可以提高冷却液的最高允许平均温度，增大冷却液与空气之间的温度差，使散热器的散热面积减小。

航空活塞式发动机工作系统3.3.4影响气缸温度的因素

气缸温度的高低，取决于气缸内燃气传给气缸壁的热量和冷却介质所能带走的热量。在单位时间内，如果燃气传给气缸壁的热量多余冷却介质所能带走的热量，气缸温度就会升高；反之，在单位时间内冷却介质所能带走的热量多于燃气传给气缸壁的热量，气缸温度就会降低。影响燃气传给气缸壁的热量的因素是：进气压力、转速、混合气余气系数、提前点火角和压缩比等因素。影响冷却介质所能带走的热量的因素是：，冷却空气的温度和流量等。航空活塞式发动机工作系统1.进气压力当进气压力增大时，气体的密度增大，引起传热系数增大，单位时间内燃气传给气缸壁的热量增多，因此气缸温度升高。2.转速转速增大时，起初，气缸温度上升较快，以后，上升较为缓慢。3.混合气余气系数

混合气余气系数略小于1时，气缸头温度最高，余气系数偏离这个数值时，气缸头温度都会降低。4.提前点火角气缸头温度和排气门温度随提前点火角的减小而降低。5.压缩比压缩比增大时，压缩后的气体温度升高，燃气温度随之升高，单位时间内气体传给气缸头的热量增多，所以气缸头温度升高。膨胀过程结束时废气的温度则由于膨胀比增大反而降低。单位时间内废气传给排气门的热量减少，所以排气门温度降低。

航空活塞式发动机工作系统6.冷却空气的温度和流量冷却空气是指流过气冷式发动机的空气或流过液冷式发动机散热器的空气。对液冷式发动机来说，如果冷却空气的温度低、流量大，则单位时间内冷却液传给冷却空气的热量较多，因而冷却液温度较低。在此情况下，冷却液与气缸之间的温度差较大，单位时间内气缸传给冷却液的热量较多，所以气缸温度较低。在以上这些影响气缸温度的因素中，对定型的发动机来说,压缩比是一个不变的因素，提前点火角和混合气余气系数两个因素,在常用的转速范围内,变化较小，因此，影响气缸温度的主要因素是转速、进气压力、冷却空气的温度和流量。航空活塞式发动机工作系统3.4起动系统航空活塞式发动机是由起动机带动起动起来的。功率较低的发动机是靠扳动螺旋桨一个角度来起动的。在气温很低的情况下，滑油黏度很大，起动发动机很困难。此外，转速很低时，磁电机点火系统只能提供微弱的起动电火花，为此，常用起动线圈、振动器等辅助点火装置来提供强烈的电火花，以补偿起动电火花强度的不足。航空活塞式发动机工作系统3.4.1活塞式发动机的起动系统

大多数活塞式发动机的起动机属于直接起动式电动起动机。少数比较老式的发动机仍采用惯性起动机。

1.惯性起动机

高速旋转的飞轮贮蓄了使曲轴转动的动能，各种惯性起动机皆靠此动能进行工作。在惯性起动机中，能量是由一个手摇曲柄或一个小电动机慢慢积蓄的。手摇、电动复合式惯性起动机的飞轮和传动齿轮如图所示。

航空活塞式发动机工作系统在起动机贮能过程中，其所有可动部件，包括飞轮等均处于运动状态。起动机获得足够的能量后，由一根拉钢索或一个通电的衔接电磁线圈将其与发动机曲轴接合。衔接啮合好后，飞轮的能量就通过减速器和扭矩安全离合器传递到发动机。

航空活塞式发动机工作系统2.直接起动式电动起动机直接起动式电动起动机由电动机、减速器、扭矩安全离合器和自动衔接和脱开机构组成。一旦起动电磁线圈接通，发动机曲轴便立即转动。

航空活塞式发动机工作系统3.4.3大型活塞式发动机的电力直接起动系统在典型的大功率活塞式发动机的起动系统中使用的直接起动式电动机由两个基本部分组成：电动机组件和齿轮传动部分。用螺栓将齿轮传动部分固定在电动机的输出端便形成一个完整的组件。电动机组件由电枢、电动机传动部件、轴端架部件和电动机外罩组成。电动机外罩也为形成磁场结构起着磁轭的作用。起动电机是一个不反转式、串激式电极电动机，其转速随着所加电压的增大而增大，随着负载的增大而减小。起动机齿轮传动部分，如图3-75所示，包括带有固定安装凸缘的外罩，行星齿轮减速装置、太阳轮与环行齿轮的组合件、转矩限制离合器以及接合爪和锥形架。如果起动机电路闭合，起动机电动转矩就通过减速齿轮系把电机的高转速低转矩转换成起动发动机所需要的低转速高转矩。航空活塞式发动机工作系统在起动机齿轮传动部分中，电机轴齿轮与中间轴齿轮啮合。中间轴齿轮与环行齿轮啮合。环行齿轮是太阳轮组件中的主要部分，并与太阳轮轴一体。太阳轮带动三个行星齿轮，而这三个行星齿轮只是行星齿轮组件中的一部分。各行星齿轮轴由行星齿轮支承架支撑，其圆柱形部分如图3-75所示。基于下述几点，支承架将转矩从行星齿轮传送到起动机接合爪：（1）在支承架圆柱形部分内表面刻有轴向键槽。（2）在起动机接合爪圆柱形部分外表面刻有配合花键槽（3）接合爪在支承架内部前后滑动而与发动机衔接或脱开。三个行星齿轮还与环绕在它们外面的转矩限制离合器的六个钢摩擦片上的内齿相啮合（图3-55）。这些摩擦片与带有外花键槽的青铜摩擦片相间排列，青铜器摩擦片与外壳相连接，因而它们不能转动。由离合器弹簧保持器在离合器相互接触的摩擦片的摩擦面上保持适当的压力。航空活塞式发动机工作系统3.4.4小型活塞式发动机的电力直接起动系统许多小型活塞式发动机采用直接起动式电动起动系统。有些这样的起动系统是自动接合的，而有些则是依靠人工才能接合的。自动接合的起动系统采用安装在发动机接合座上的电动起动机。起动机电磁线圈由仪表盘上的一个按钮或点火电门来操纵。如果电磁线圈通电，其触点闭合，电能激励起动机电机，起动机电机的最初转动是通过起动机接合座内的超速离合器带动起动机的，而起动机接合座内也装有蜗杆减速装置。许多小型飞机上使用的人工接合起动系统采用人工控制超速离合器传动齿轮从电动起动机电机向曲轴起动机传动齿轮传送动力（见图3-56）。仪表板上的按钮或手柄是通过一个挠性的操纵机构连接到起动臂上的，该起动臂驱使起动机起动齿轮处于啮合位置，按起动机按钮或操纵手柄时使起动机电门闭合。这个起动臂与一个复位弹簧相连，弹簧使该起动臂及起动机操纵杆回到“关”的位置。如果发动机起动，离合器的超速转动对起动机传动齿轮起保护作用，直到起动臂被驱动到使齿轮脱开的位置为止。航空活塞式发动机工作系统3.5点火系统3.5.1点火系统的主要组成部分航空活塞式发动机的点火系统由磁电机、电嘴和起动感应线圈（简称起动线圈）等三个主要部件组成。这三个主要部件用来解决两个问题，一个是适时地产生高压电，另一个是在已有高压电的条件下保证产生电火花。

磁电机是发动机工作时用来产生高压电的部件。它利用电磁感应原理，在发动机工作时产生高压电，并按发动机的点火次序将高压电输送至各气缸，以产生电火花。

电嘴是产生电火花的部件。它安装在气缸头上，一端伸入气缸。磁电机和起动线圈产生的高压电，经高压导线输送到电嘴，在电嘴的两极间产生电火花，点燃混合气。

起动线圈是起动时用来产生高压电的部件。由于发动机在起动时，转速很小，磁电机产出的电压较低，而这时所需的击穿电压却较高，因此，需要用起动线圈代替磁电机产生高压电，以供电嘴点火。起动线圈用蓄电池作电源，并且把蓄电池送来的低压电变为高压电。航空活塞式发动机工作系统航空活塞式发动机工作系统为了缩短燃烧时间以提高发动机的功率和经济性、保证发动机工作可靠，航空活塞式发动机上一般都安装两个磁电机，每个气缸安装两个电嘴。每一个磁电机（或起动线圈）所产生的高压电只供每个气缸的一个电嘴点火；两个磁电机各自独立地工作，互不影响。发动机工作时，同一个气缸上的两个电嘴同时产生电火花。一旦某一个磁电机发生故障，不能产出高压电时，另一个磁电机仍能保证一个电嘴产生电火花，使发动机继续工作。但在这种情况下，发动机功率会有一定程度的减小。航空活塞式发动机工作系统1.磁电机工作原理磁电机是发动机工作时点火系统的高压电源。磁电机产生高压电，如同普通发电机发电一样，是运用电磁感应原理来实现的，就是说，是用增减穿过线圈的磁通（磁力线的数目）从而使线圈产生感应电动势的办法来实现的。但由于磁电机需要产生的是高压电，如果象普通发电机那样，只靠线圈和磁铁的相对运动使穿过线圈的磁通发生变化，磁通的变化将很缓慢，产生的感应电动势不够高，不能满足电嘴点火的需要。因此，磁电机只利用上述方法产生低压电流，然后，再用断开低压电路的方法，使线圈的低压电流和伴随低压电流而产生的电磁场迅速消失，从而使穿过线圈的磁通发生剧烈的变化，产生足够高的感应电动势

航空活塞式发动机工作系统基于磁电机工作的这个特点，磁电机都由下列三个部分组成（见图3-79）：

磁路：包括磁铁转子、软铁架和软铁心。用以产生变化的基本磁场，形成线圈中变化的基本磁通。

低压电路：包括一级线圈、断电器和电容器。用以产生低压感应电流（即低压电流）；并在适当时机将低压电路断开，使低压电流的电磁场迅速消失。

高压电路：包括二级线圈和分电器，用以在低压电路断开时，产生高压感应电流（即高压电）；并将高压电按发动机的点火次序输送至各气缸的电嘴。航空活塞式发动机工作系统⑴低压电的产生①基本磁场的形成磁铁转子是一个可以转动的永久磁铁；软铁架和软铁心是用许多互相绝缘矽钢片铆成的，具有良好的导磁性，用来引导磁铁转子的磁力线，在软铁心中形成磁场，如图3-80所示。磁铁转子的磁力线在软铁心中形成的磁场叫做基本磁场，其磁通（即通过软铁心的磁力线数）叫做基本磁通，用表示。发动机工作时，磁铁转子由曲轴经传动齿轮带动旋转。由于磁铁转子与软铁架的相对位置不断地改变，基本磁通也不断地发生变化。

航空活塞式发动机工作系统基本磁通随磁铁转子与软铁架的相对位置变化的情形如图3-81上的曲线所示。磁铁转子与软铁架的相对位置用磁铁转子的转角来表示。从图3-81上基本磁通的变化曲线可以看出，具有四个磁极的磁铁转子每旋转，基本磁通有两次达到零值，并两次改变方向（先从正值变为负值，然后又从负值变为正值）。由此可以推想出来，四极磁铁转子旋转一周（即），基本磁通将有四次达到零值并四次改变方向。航空活塞式发动机工作系统在磁铁转子转速保持不变和一级线圈圈数为定值的条件下，感应电动势的大小，只取决于基本磁通随磁铁转子转角的变化率，而基本磁通随磁铁转子转角的变化率又是随磁铁转子转角的变化而变化的，因此感应电动势也将随着磁铁转子转角的变化而改变，其变化情形如图3-82上的实线所示。为了便于说明问题，图上还用虚线画出了基本磁通的变化曲线。由于基本磁通的变化，不但一级线圈产生感应电动势，而且二级线圈也同时产生感应电动势。一级线圈感应电动势的最大值约为30～35伏特；二级线圈的约为2,400～2,800伏特，都比电嘴所需要的击穿电压值（8,000～10,000伏特）要小得多。显然，这样产生的感应电动势是不足以使电嘴产生电火花的。

航空活塞式发动机工作系统③低压电流的产生基本磁通的变化，使一级线圈产生感应电动势。如果把低压电路接通，就会有低压电流通过。低压电流也将随着一级线圈感应电动势的变化而变化，如图3-83所示。图上的实线表示低压电流，虚线表示一级线圈感应电动势。从图3-83可以看出，低压电流变化的情形与一级线圈感应电动势变化的情形，并不完全相似，主要表现在低压电流达到最大值的时刻，落后于感应电动势达到最大值的时刻。这是一级线圈产生自感应电动势的结果。航空活塞式发动机工作系统④总磁场低压电路接通时，软铁心中同时存在着基本磁场和低压电流产生的电磁场。这两个磁场合起来，就组成了铁心中的总磁场，其磁通叫做总磁通，用表示。铁心中基本磁通和电磁通的方向有时相同，有时相反。所以总磁通等于基本磁通与电磁通两者的代数和总磁通的方向由总磁通是正值或是负值来确定。正值表示总磁通的磁力线自左向右；负值表示总磁通的磁力线由向左。如图3-84所示。

航空活塞式发动机工作系统概括以上四段的叙述，即：曲轴带动磁铁转子旋转后，磁铁转子与软铁架的相对位置不断地改变，在软铁心中形成了变化的基本磁场；由于基本磁通随时变化，一级线圈就产生了大小和方向都随时变化的感应电动势；当低压电路接通时，低压电路中产生低压电流和随之而来的电磁场；基本磁场和电磁场合起来，就是软铁心中的总磁场。

航空活塞式发动机工作系统2、高压电的产生⑴如何断电以产生高压电由于软铁心中磁通的变化速度很小，二级线圈的感应电动势不高，不足以使电嘴产生电火花，因此需要用断开低压电路（简称断电）的方法，使低压电流及电磁场在瞬间消失，以加大磁通的变化速度，从而在二级线圈上感应出高压电来。断电的任务是由断电器来完成的。断电器由凸轮、接触钉、杠杆及弹簧片等组成（见图3-85）。接触钉包括两个接触点，其中一个搭铁，另一个经过杠杆和弹簧片与一级线圈相连。两个接触点借弹簧片的弹力的作用密切接触。当接触点接触时，低压电路连通。航空活塞式发动机工作系统磁电机工作时，磁铁转子转轴经传动齿轮带动凸轮旋转。当凸轮的凸起顶动杠杆的凸起时，就克服弹簧片的弹力而使接触点分开，于是低压电路断开，低压电流立即中断。这时电磁场便立即消失，为了得到最大的磁通变化率，断点应在电磁通最大时，即总磁通为零时。这时，软铁心中的磁通也就立即从总磁通变为基本磁通