飞机系统与航空动力装置

飞机系统一、飞机飞机的定义：飞机是有动力装置的重于空气的航空器，其升力主要来自空气动力在翼面上的反作用，其翼面在特定条件下固定不变飞机-五大部分组成机身机翼尾翼起落架动力装置TheFuselageTheWingTheEmpennageTheLandingGearThePowerplant机体：机身尾翼机翼是飞机最基本的组成部分，在飞行中产生升力承受作用于飞机的全部载荷1.1.1机身按结构类型分开放构架-骨架承受载荷受力蒙皮

-硬壳式

-半硬壳式小型机-构架、半硬壳、硬壳大型机-半硬壳1.1.2机翼机翼是连接到机身两边的翼型，也是支持飞机飞行的主要升力表面。很多飞机制造商设计了多种不同的机翼样式，尺寸和外形。每一种都是为了满足特定的需要，这些需要由具体飞机的目标性能决定机翼的功用：产生升力、装载燃油、安装起落架与发动机等上中下三种单翼机的优缺点：

1.机翼与机身的干扰阻力中小，上次，下大

2.机身内部容积利用上下好

3.起落架安装下好机翼结构1.1.3尾翼

尾翼包括：整个的尾部，由固定翼面如垂直尾翼和水平尾翼组成。可活动的表面包括方向舵，升降舵，一个或者多个配平片平尾按相对于机翼的上下位置不同，大致分为:

高平尾、中平尾和低平尾三种型式全动式平尾-STABILATOR

一种尾翼的设计不需要升降舵。在中央的铰链点安装一片水平尾翼，铰链轴是水平的。这种类型的设计叫全动式水平尾翼，使用控制轮移动，就像使用升降舵一样。例如，当你向后拉控制轮时，水平尾翼转动，平尾边缘向上运动。水平尾翼还有一个沿尾部边缘的反补偿片

反补偿片ANTISERVOTAB反补偿片的运动方向和水平尾翼尾部边缘的运动方向一样。反补偿片也作为减轻控制压力的配平片，帮助维持水平尾翼在需要的位置反补偿片的运动方向和水平尾翼尾部边缘的运动方向一样。反补偿片也作为减轻控制压力的配平片，帮助维持水平尾翼在需要的位置1.1.4机体使用注意事项

(VERYIMPORTANT)1)保持机体表面的光洁，不得有划伤和机械损伤，不得被腐蚀；避免机体承受过大的载荷。2)飞行中遇到强烈突风作用后应做好飞行记录，以便于飞行后机务人员对机体结构作针对性检查。3）风挡玻璃必须用规定的清洗液或清水冲洗，然后用脱脂棉等柔软物料擦干。4）飞行员座椅安全带在经过一次强烈受力后必须更换5）飞机的做舱门在整个飞行阶段必须关好。1.2飞行载荷和过载飞机载荷：

飞机在滑行、起飞、着陆和飞行中所受的气动力、重力、推（拉）力和地面反作力。飞行载荷研究的重点是升力的变化

1.2.1.1飞机在飞行中的升力平飞载荷平飞条件平飞过程中LIFT=WEIGHTTRUST=DRAG飞机结构受力不大a）小速度大迎角：上吸、下压

b）大速度小迎角上吸下吸、前压、有可能蒙皮鼓胀前缘凹陷使气动性能变坏。应遵守最大平飞速度限制水平面内曲线飞行载荷升力垂直分量平衡重力水平分量提供向心力水平转弯时YCOSγ=G或Y=G/COSγ如坡度为60度时，Y=2G坡度越大，所需升力就越大！飞机就越容易失速或损坏突风：大小、方向变化的不稳定气流。突风载荷：飞机在飞行中遇到不稳定气流作用时产生的附加气动力。突风载荷（紊流载荷）：水平突风载荷、垂直突风载荷、侧向突风载荷遇垂直突风减小飞行速度可减小突风载荷不应过分减小飞行速度，以防超临界迎角而失速

1.2.2飞机过载LOADFACTOR飞机过载是飞机在某飞行状态下升力与重力

的比值，即飞机过载表明了机体受载的严重程度。注意：飞机过载可能，其正负取决于升力在机体坐标系上的方向。通常在过载数值后面加”g”设计过载与使用过载设计过载n设计设计、审定飞机时规定的最大过载，又称极限过载n极限。使用过载n使用正常飞行中允许使用的最大过载，是飞机结构的永久变形限制。设计过载n设计和使用过载n使用的意义表明了飞机机动性好坏表明了飞机抗强突风的能力使用限制：n

n使用<n设计各种状态的飞机过载几种典型状态下的过载平飞垂直平面内曲线飞行水平平面内曲线飞行平飞遭遇垂直突风

适当减小飞行速度可减小飞机过载和颠簸，但速度太小则容易失速。在所有可能的情况下都应避开严重颠簸区域。水平转弯只与坡度有关结论飞机在飞行中受到载荷的大小，与飞行状态或气流是否稳定有关曲线飞行中，升力可能比平飞大很多飞行中，最大载荷因数，受飞机机动能力，空气压缩性，人体忍受过载能力的影响俯卧抗过载座舱座椅向后倾斜到65°，可以使飞行员提高2～3g1.3航空器分类两种分类体系按航空器审定按飞行员审定按航空器审定正常类飞机：是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或9座以下，最大审定起飞重量为12500lb，用于非特技飞行的飞机。实用类飞机：是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或9座以下，最大审定起飞重量为12500lb，用于有限特技飞行的飞机。特技类飞机：是指座位设置（不包括驾驶员）为9座或9座以下，最大审定起飞重量为12500lb，除了所要求的飞机试验结果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飞机。通勤类飞机：飞机是指运载旅客，座位设置（不包括驾驶员）为19座或19座以下，最大审定起飞重量为19000lb，非特技飞行的螺旋桨多发飞机运输类飞机：飞机是指航线大型客机，用于定期客运或货运航班飞行。按飞行员合格审定除学生驾驶员执照外的其他驾驶员执照上签注以上相应的等级：类别级别型别仪表等级1.4动力装置动力装置包括引擎和螺旋桨。引擎的主要作用是为螺旋桨提供转动的动力。它也产生电力，为一些仪表提供真空源，在大多数单引擎飞机上，引擎为飞行员和乘客提供热量的来源。引擎用整流罩盖住，整流罩的作用是使得引擎周围的空气流动变得流线型，整流罩还将外界空气引导到气缸周围帮助冷却引擎。安装在引擎前面的螺旋桨把引擎的转动力量转化为称为拉力（thrust）的前向作用力，帮助飞机在空气中移动。

发动机整流罩发动机架

发动机架将发动机连接到防火墙上整流罩包裹住发动机以此增强冷却效果并增强飞机的空气动力性能飞行操纵系统飞行操纵系统飞行操纵系统供飞行员操纵飞机绕纵轴、横轴、立轴旋转，以保持或改变飞机的飞行状态通过操纵各舵面和调整片来实现操纵系统包括：飞机操纵面、操纵机构、传动机构操纵系统分为:主操纵系统—改变、保持飞行状态，对副翼、升降舵、方向舵操纵辅助操纵系统—改善性能、消除操纵力（配平）调整片、襟翼、缝翼、扰流板操纵助力系统—飞机的液压助力2.1飞行操纵面主操纵面—副翼、升降舵、方向舵辅助操纵面—襟翼、缝翼、扰流板副翼绕纵轴LONGAXIS

滚转ROLL

坡度BANK

方向舵绕立轴VERTICALAXIS

偏航YAW升降舵绕横轴LATAXIS

俯仰PITCH2.1.2辅助操纵面襟翼，缝翼调整片配平调整片力矩平衡原理，减轻操纵负荷随动补偿片随舵面偏转自动反向，减小负荷反补偿片增加操纵力，防止操纵过量增升装置HIGH–LIFTDEVICES通过提高机翼的升力系数（有的还同时增大机翼面积），减小起飞和着陆速度，缩短起飞着陆滑跑距离原理：增大翼型的中弧曲度增大机翼面积控制机翼附面层，延迟气流分离四种不同的襟翼简单,分裂,后退开缝,开缝简单形状与副翼相似，只能向下偏转，提高中弧曲度，来提高升力系数最大翼型升力系数提高65～75％分裂splitflap增大中弧曲度，在机翼后缘形成低压区，延迟气流分离，使翼型升力系数提高75～85％开缝slottedflap

由简单襟翼改进，流过缝隙的气流，使上表面流速增大，延迟气流分离。翼型最大升力系数提高85～95％缝翼SLAT前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼，是靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装置。

随着迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。

当飞机迎角接近或超过临界迎角，气流分离现象严重时，打开前缘缝翼，才能起到增大升力的作用调整片配平调整片TRIMTAPS调整飞机姿态平衡减小或消除杆力偏转方向与主操纵面相反随动补偿片BALANCETABS随动补偿片无需操作，随主操纵面的偏转而自动反向偏转，减少主操作力矩。反补偿片ANTI－SERVOTABS同向运动偏转角度更大增加杆力配平2.2.1飞行主操纵力主操纵力：驾驶员进行主操纵时施加在主操纵机构上的力即主操纵力。主操纵力的大小主操纵力大小：与舵面尺寸、偏转角度成正比与飞行速度的平方成正比主操纵力太小：难于准确地控制操纵量，易造成操纵过量而导致飞机姿态失控；主操纵力太大：会增加飞行员的操纵负荷，甚至不能达到操纵要求。2.2.2主操纵原理

飞行主操作是指：操纵主舵面偏转，产生附加气动力对飞机的纵轴、横轴、立轴形成气动力矩，改变/保持飞机的横侧、俯仰、航向姿态。主操纵原理－横侧操纵副翼：横侧操纵，对纵轴形成横侧滚转力矩，飞机滚转左压杆—左副翼上偏、右副翼下偏，飞机左倾斜主操纵原理－俯仰操纵升降舵：俯仰操纵，对横轴形成俯仰力矩后拉杆—升降舵上偏，机头上仰前推杆—升降舵下偏，机头下俯主操纵原理－偏航操纵方向舵：偏航操纵，对立轴形成偏航力矩。蹬左脚蹬—方向舵左偏，机头左偏蹬右脚蹬—方向舵右偏，机头右偏2.3舵面锁的使用注意事项功用：无助力系统，防风吹损坏为了防止锁住舵面起飞危及飞行安全，在设计上采取了一些安全措施：1舵面锁手柄与油门杆联锁，舵面锁没有开锁之前，发动机油门杆不能前推加大功率起飞。2有的飞机操纵机构被锁住时，发动机起动电门或磁电机钥匙孔被锁装置挡住不能起动。2.4辅助操纵面的操纵方法襟翼的操纵电传，液压起飞形态警告（喇叭断续响）：飞机起飞前，襟翼必须放下至起飞性能要求的位置，否则加油门起飞时将出现起飞形态警告辅助操纵系统

配平调整片功用：主要是对飞机实施配平操纵，以减轻或消除操纵力，减小飞行员的操纵负荷。

当主操纵的传动机构发生故障时，可通过操纵调整片对飞机进行应急操纵。由配平手轮或电门操纵调整片的操纵方向，与飞行员操纵动作的方向一致。起飞前，将升降舵调整片预调到所需性能要求的位置，以便在抬头离地时操纵杆力适当。减速板SPEEDBREAK通过增大飞机的气动阻力使飞机减速包括飞行扰流板、地面扰流板。装于后缘襟翼之前机翼上翼面，机翼两边对称布局。飞行扰流板飞行中辅助副翼横滚操纵操纵两边的飞行扰流板对称升起使飞机空中减速在地面与地面扰流板一同起卸升作用，提高刹车效率。地面扰流板：卸升、减速、刹车3.起落架系统功用：支撑飞机（停机、滑行、滑跑），保证飞机在地面灵活运动，减小飞机着陆时的撞击力和颠簸、着陆滑跑中刹车减速、转弯。起落架组成：前轮转弯机构中立机构减震装置收放机构刹车与平衡机构稳定减震器轮架翻转装置3.1起落架的配置型式按重心相对主起落架的位置而定后三点前三点自行车式后三点式tailwheellandinggear

起落架有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之后。后三点式起落架多用于低速飞机上。

后三点起落架特点可在强度较低的道面上起降用于小型、低速、单发活塞式飞机缺点：视线不好,地面运动方向稳定性差，滑行中急转弯时操纵不当可能“打地转”或侧翻；纵向稳定性差，操纵不当会倒立“拿大顶”，刹车时机不好控制。操纵：轻三点接地，抱杆压尾轮，先滑行减速后刹车减速注意：避免两点接地和粗猛刹车前三点TRICYCLE用于现代飞机方向、侧向、纵向稳定性均较好，可采用高效刹车装置；视线好；滑跑起飞阻力小；着陆两点接地好控制。现代大型客机以前三点式为基础，增加两个或一个机身主起落架（有四轮，双轮）3.1.2起落架的结构型式起落架的结构型式：构架式、支柱套筒式摇臂式构架式起落架

承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。摇臂式起落架支柱套筒式起落架

一端挂机轮，一端铰连于支柱，中部连减震器内筒受水平撞击减震效果较好结构复杂重量大，一般小型高速飞机前、主起落架采用外筒上连机体内筒下挂机轮结构简单，重量较轻受水平撞击减震效果差，客机主起落架采用，大部分前起落架也采用3.1.3机轮由轮毂、轮胎组成。轮毂：支撑轮胎，由铝镁合金制造。轮胎气压低压：245~343kpa宽度大，对地面压力小可在较软跑道起降（低速飞机）中压：343~637kpa性能介于高、低压之间高压：637~981kpa宽度小，对跑道压力大（速度较大的中小型飞机）超高压:981kpa以上宽度小，对跑道压力很大（高速大中型飞机）轮式滑行装置的型式与轮胎轮式：单轮式双轮式多轮式中、小飞机的主轮和大、中型客机的前轮多为双轮式大型客机主轮则为双轮、四轮、六轮小车式。减小对跑道单位面积的压力减轻起落架的总重量一个机轮损坏时可保证安全3.2起落架收放系统收放目的：减小阻力有利于飞机姿态控制收放方向：沿展向、弦向对收放系统的要求收放时间符合规定收放动作筒收上、放下到位可靠收放位置锁起落架的收放与舱门开关协调舱门收放及协调装置驾驶员能掌握起落架收放情况操纵控制与位置信号不能放下时能应急放下地面安全与应急放下装置起落架收放系统组成：收放动作筒（液压、气压）收放位置锁、舱门收放及协调装置（机械、液压）收放操纵机构（手柄、电门）地面安全装置（防误收）应急放下机构（打开收上锁）信号、指示装置（警告信号）起落架收放动力：电动、液压为防止误收起落架，收放系统设有：地面安全电门：目的是将手柄锁住。在地面时：安全电门断开，锁销插入锁孔，将手柄锁住。空中时：安全电门接通，接通了地线，于是接通了电磁线圈打开选择阀上的锁。保险销（地面锁）：飞机在地面时用销子插入放下撑杆锁的折叠转动部位或插入收放转动件与起落架支撑结构的定位孔，使其不能转动折叠，锁销头到一小红旗表示地面保险销插入，飞前必须取下保险销。3.2.2起落架收放信号装置电气信号：一组绿灯、一组红灯

绿灯亮：放下锁好红灯亮：收放过程中全灭：收上锁好机械信号：灯光信号失效时用来判断起落架是否放下锁好，杆、牌、红线警告信号：进近未按规定放起落架时，近地警告系统发出警告。由灯光和音响提醒驾驶员立即放下起落架。

‘TOO

LOW

GEAR’‘PULL

UP’

警告信号一般与着陆收油门或放襟翼的传动机构相连。当油门收到慢车位或襟翼放下一定角度时，起落架还在收上位时，红色警告信号灯亮，警告喇叭响。

应急放下起落架装置收上锁为液锁：操纵应急放下手柄，控制应急放下活门打开，使收上管路回油解除液压锁。应急放下装置、改变飞机姿态收上锁为机械锁：当液压传动失效时，可通过人工开锁手柄经机械传动打开收上锁，起落架在重力、气流冲压或弹簧力作用下放下。3.3前起落架前起落架滑行、滑跑方向稳定距地面转弯前轮转弯系统自动回中中立机构前轮摆振安减摆器稳定距-保证滑跑的稳定性前轮中立结构：保证飞机在飞机离地时，前轮回到中立位置，有利于收轮入舱，着陆接地前使前轮中立有利于滑跑方向控制减摆器-减小滑跑中的摆动减摆原理：在前轮左右偏转振动时，迫使油液来回流过孔道，靠油液与孔壁的摩擦阻尼耗散摆振能量，从而减弱、制止摆振3.4刹车系统着陆减速装置：增大飞机着陆滑跑过程中的减速度，以缩短滑跑距离。机轮刹车反推气动阻力3.4.1刹车减速原理滚动摩擦理论：在一定条件下，在一定限度内，滚动力矩随阻滚力矩的增大而增大打滑打滑（卡滞、脱胎）：滚转力矩小于阻滚力矩而出现机轮相对地面滑动的现象。力：摩擦力滚转力矩阻滚力矩由道面摩擦力形成主要由刹车力矩等形成结合力机轮出现打滑前时的最大摩擦力称为机轮与地面的结合力F结合。

结合力越大，刹车力矩也可增大，不仅刹车效果好，而且不会出现拖胎。F结合形成的最大滚动力矩称为结合力矩M结合F结合=μ结合PP—作用在机轮上的垂直载荷μ结合—机轮与地面的结合系数M结合—结合力提供的滚转力矩

M结合=F结合rr机轮半径结合力矩的变化规律：随滑跑速度减小而逐渐增大。3.4.2最高效率刹车安全高效：正确控制刹车压力，即使地面结合系数大而产生较大摩擦阻力，又不出现严重打滑现象。人工刹车方法

前三点：前轮接地后，随着滑跑速度减小逐渐增大刹车压力，跑道有水或结冰则应缓和加压力。后三点：着陆接地后，带杆压紧尾轮，不刹滑跑前半段，待速度减小，刹后半段，动作由轻到重莫粗猛。3.4.4停留刹车原理：封闭液压油于刹车装置功用：停放、地面工作、地面试车警示：驾驶舱内设红色（琥珀色）灯3.4.5冷气刹车注意事项不能过猛过早后三点滑跑前半断不刹，后半一刹一松由轻到重4飞机液压与气压传动系统飞机操控的基本传动形式：液压,气压,机械,电力液压传动应用：飞行主操纵系统、飞行辅助操纵系统起落架、襟翼收放系统气压传动应用：应急放系统、密封、液压油箱增压、气动除冰排雨、小飞机刹车液压系统基本工作原理：利用帕斯卡原理将液体内能转变为机械能输出做功，传动部件运动。工作介质—液压油矿物基

石油提炼，抗氧化、耐高温红色植物基

蓖麻油+酒精，早期飞机淡黄色合成基

磷酸酯基防火，低腐蚀，耐低温绿紫色液压系统工作与控制液压系统分为：单液压源系统

起落架收放，有的也用于襟翼收放多液压源系统起落架收放，主轮刹车，前轮转弯；增加安全可靠性4.2气压传动系统气压传动应用：应急放起落架、开关舱门、密封带充气、液压油箱增压、驱动液压泵、驱动发动机、驱动喷水泵翼面气动除冰、气动排雨、小飞机刹车。原理：气体被压缩储存了内能，内能即所有分子热运动的动能和分子间势能的总和。压缩气体膨胀，内能转变为机械能，传动机件做功。5飞机燃油系统飞机燃油系统分为：飞机燃油系统发动机燃油系统本章介绍飞机燃油系统，指从燃油箱到发动机驱动泵之间的供油管路系统。功用：按规定的压力输送一定流量的洁净燃油，满足发动机各工作状态的要求。作为冷源冷却滑油和液压油等。调整飞机重心及平衡燃料：石油燃料，即烃类燃料。以空气为氧化剂。活塞式发动机燃料——大都为航空汽油。喷气式发动机燃料——航空煤油。对航空汽油性能的要求：有良好的蒸发性；抗爆震；不生成沉积物和积炭；不腐蚀发动机机件；有良好的物理化学性能；不含水分和外来物质。对航空煤油的性能要求：良好的燃烧性；良好的物理化学稳定性；良好的输送性；不腐蚀有关机件；良好的着火安全性型式：单发重力供油系统双发独立与交输供油系统正常：左右系统独立地向两发动机供油单发或左右油箱不平衡时，交输活门打开，进行交输供油多发总汇流管供油系统燃油可从各油箱分别供给对应的发动机，也可将各主油箱的燃油经汇流活门先送至总汇流管，再从总汇流管分配给各发动机。油箱通气系统防止加油时油箱内产生过大的正压；在飞行中给油面提供冲压空气压力，防止因耗油产生负压，保证顺利加油和向发动机供油；排出燃油蒸气，防止形成爆炸条件。加油时注意:燃油牌号、油量单位、加油顺序、防“三地”：飞机、油车、油枪消防器材，防止静电跳火引起火灾；加油口必须清洁；加油后切记盖好并拧紧加油口盖。6飞机座舱空气调节系统高空对人的影响-高空缺氧高度3000M血液中含氧饱和度约为90%,是轻度缺氧，时间长则头疼和疲劳。高度4500M血液中含氧饱和度为81%,中度缺氧，嗜睡、头疼、嘴唇和指甲发紫、视力和判断力减弱、气促和心跳加快及情绪变化。高度6700M血液中含氧饱和度68%,严重缺氧，惊厥、丧失意识直至死亡。高度7600M血液中含氧饱和度50%~55%，5分钟失去知觉。高空对人的影响-环境温度高温：过多热量在人体内蓄积，体温升高，心率加快，机体耗氧量增加，消化功能及中枢神经系统功能失调，工作效率降低。40ºC体温调节机制失去作用.43.5ºC死亡低温：人体散热量超过产热量时，体温下降，出现寒颤，手脚僵硬，不可忍受，工作效率降低。35.5ºC为最低体温限度必须对舱内的压力，温度进行调节6.1飞机座舱空气调节基本要求

AIRCONDITIONING飞机座舱空气调节系统是座舱环境控制系统的主要组成部分其主要功能:保证高空飞行时乘员的安全与舒适实现:高空时,气密座舱+空调系统1.座舱压力(高度)

座舱压力：气密座舱空气的绝对压力。座舱高度：舱内空气绝对压力对应的海拔高度，以Hc表示。旅客机舒适的座舱高度为0～2400m安全座舱高度为3000m最大座舱高度不超过4500m2.座舱高度（压力）变化率：座舱压力变化的快慢程度。以dHc/dt表示。受座舱压力制度、飞机升降率的影响。座舱高度变化率过快：中耳产生不适感（上升较快胀耳、下降较快压耳）严重时中耳气压损伤座舱高度（压力）变化率座舱高度变化率与飞机升降率的关系：其中K为dHc/dH，为座舱高度随飞行高度的变化率，Vy为飞机爬升及下降的速度规定：上升小于等于500ft/min，约2.54米/秒。下降小于等于350ft/min，约1.778米/秒。非气密座舱：低空小型飞机采用：只调节温度夏季—空气冲压—带走热量、潮气冬季—加热装置气密座舱：运输机采用通风式气密座舱。一方面向座舱供以一定温度和压力的空气调节温度和增压；另一方面控制座舱向机外的排气量来调节座舱压力。座舱温度选择器由飞行员用旋钮控制自动人工两种正常情况选自动方式（由温度控制器自动控制供气温度）自动方式失效时选人工方式，飞行员直接控制供气温度的冷热。手动调温时打开冷热活门的时间不宜太长。空气分配：顶部、地板、个人通风口、飞行员脚部、地板、天花板温度调节系统常见故障供气管道过热：组件制冷能力下降或双温活门在热路活门打开位失效所致。应该：将温度选择按钮调向“冷”方向一边，或转为人工温度调节方式。采用人工调温方式因注意根据舱温变化适当提前停止加温或冷却操纵。组件活门自动跳开：由于压气机出口、涡轮进口或供气管道超温所致应该：将温度旋钮向“暖”方向调，以减小制冷组件负荷。空调冒烟：因发动机失火或滑油系统故障而导致引气混入烟雾引起。应该：机组人员立即带上防烟氧气面罩并建立机组内话通讯，按检查单检查并隔离烟气来源。如冒烟不止，则就近机场着陆。6.3.1座舱压力制度座舱压力调节制度：指气密座舱高度和余压随飞行高度变化的规律，也叫座舱压力调节规律。旅客机常见的压力制度有三种：1.起飞爬升至一定高度前，自由通风；从这一高度开始增压，直到余压达到一定值，随飞机爬升，余压不变2.从起飞开始，就保持座舱压力一定直到余压达到一定值，保持余压不变。座舱压力调节型式飞行员通过增压控制面板选择增压方式：自动：正常情况下使用。飞行员输入本次飞行的巡航高度和着陆机场标高，起飞、着陆阶段转换空——地电门。座舱压力即自动调节备用：自动失效时，由飞行员选择座舱高度及变化率，并进行空——地转换人工：以上两种都失效时。主排气活门开关由飞行员用电门控制交流或直流电机驱动。飞机座舱增压系统常出的故障爬升和下降中增压不正常,座舱高度变化率过大,明显的压耳感,同时伴有座舱高度警告原因:压力控制器故障、排气活门在打开位失效、引气活门因故障跳开等处置：综合判断并处置，严重时紧急下降高度、返航或就近机场着陆。另外巡航高度飞行时座舱失密，应立即用氧，建立机组通讯，选择“人工”增压方式，并将排气活门关闭。座舱高度不能保持4300m时,紧急下降高度气密座舱安全要求座舱气密性：指气密座舱的漏气程度。座舱不严密处泄漏的空气量不应超过最小的可用增压供气量；如增压系统故障紧急下降过程中，座舱应具备保持一定压力的能力。如座舱因各种原因而爆炸减压，则应立即用氧，并迅速下降到安全高度。7飞机氧气系统航空人员呼吸用氧氧气：纯度高（99.5%）、水分少（0.005mg/l)，普通氧水份太多会沉积于活门和管路，导致堵塞而影响氧气流动。气温低时会在调节器内结冰氧气源：氧气瓶：（气态氧）：机组用氧；高压氧气瓶为绿色，并用金属丝包缠抗破损；中压氧气瓶一般淡黄色

固态氧气发生器：乘客用氧

另外还有手提式氧气瓶供急救用7.2飞机氧气系统组成与工作气态氧气系统：高压氧气瓶，减压活门，关断活门，调节器，面罩固态氧气系统：固态氧气发生器，面罩

氧气瓶组成及工作原理气态：氧气瓶，不锈钢或合金钢制成，金属丝包缠抗破损，表面涂绿色，有“航空人员呼吸用氧”标记充压:12.4~12.8MPa瓶口有安全塞,当压力超过规定打开释压，同时氧气活门体内的膜片变为红色。主要用于向机组供氧。手提式氧气瓶：备用或急救，充氧压力12.4MPa压力调节器、面罩通/断活门、释压活门氧气压力表：检查氧气存量固态氧气系统固态氧气发生器：发生器内化学反应（固态氯酸盐与铁粉）加热至250ºＣ时，产生氧气，约可使用10分钟，加热方法：用启动拉绳拉动启动销，发火帽点火供氧特点分为：连续供氧

氧气瓶充有高压氧气，调节器（或减压活门）将氧气调到可用的较低压力，分配系统将氧气导向座舱内各出口，座舱氧气开/关活门控制座舱供氧.连续式氧气调节器向氧气面罩连续供氧，并能随着外界气压的降低相应增大供氧量断续供氧也由储氧瓶、调节器、分配管路组成，不同的是软管与面罩之间装有调节器，利用手柄选择供氧。飞行员吸气时供氧，呼气时停止供氧，可节省用氧量，广泛应用于飞行员个体供氧系统

。增压供氧

加压供氧调节器用于12公里以上高空飞行的军用飞机的飞行员个体供氧系统。加压供氧时的典型程序是：调节器首先向人体内供氧，随后对飞行员穿着的高空代偿服充气加压，同时人体肺内过量的气体经呼气活门迅速排出，整个程序经1.5～2秒钟完毕。加压供氧时，飞行员吸入氧气的压力大于环境气压。机组压力供氧系统充气时，由充氧接头经充氧活门、氧气滤、单项活门进入氧气瓶，氧气瓶口有关断活门。关断活门：飞行中打开关断活门，注意将旋钮慢慢转到“开”位，猛然打开可能损坏管路。管路活门：可在供氧管路漏气时关断。减压活门：将氧气瓶供给的高压氧气降低到约2.1-2.8Mpa机组供氧分别由各自的氧气调节器控制，调节器可吸入适量空气而实施稀释供氧，由稀释器手柄放“正常供氧”位而定，手柄放“100%供氧”位是供给纯氧7.3氧气系统使用注意事项飞行前检查机上氧气源能用多长时间可用时间取决于所装氧气量与总消耗率可从图表读出可用时间氧气系统使用注意事项1机身绿色膜片完好，氧气压力表压力正常2以油脂为原、料的液体或化妆品禁用按规定3有高度警告时，机组及时用氧旅客用氧（10′）4话筒转换电门扳到“面罩”位置氧气系统使用注意事项地面维护时：

(1)必须采取适当的防火措施,如灭火瓶类防火器材,防止用氧管路、氧气瓶过热（2）氧气设备就保持清洁，不得沾上滑油与油脂，因为油烃与压力氧接触时容易燃烧。（3）氧气瓶内压力下降到一定值则应充氧，为机上氧气瓶充氧时，不得上下旅客与装卸货物，不得拆卸电器与接通电源，不得放油与加油，离飞机15m半径内不得有机动车运动，机组与机务人员应彼此协调。（4）定期对氧气系统进行泄漏试验，飞前查看释放口膜片，飞行中发现氧气泄漏时，应关断氧气瓶开关。飞行中使用时：1挂出：“严禁吸烟”标牌或显示，用氧时不准吸烟，不准有明火，因为用氧时人体须发及衣服内氧气浓度较大。2用氧时避免检查电气与无线电系统。3搬动氧气瓶应小心，开关氧气活门应柔和，用过后应立即关闭。4氧气与气态、液态洗涤剂接触时易着火，以油脂为基本原料的面霜、唇膏或其他化妆品和100%的纯氧接触时可能引起严重烧伤。5氧气发生器供氧时表面温度可达120ºC，切勿触摸或搬动。8.飞机防冰与排雨系统运输机巡航飞行高度在5000~10000m左右，大气温度都在0ºC以下，通用机也常在负温度层中飞行飞机迎风部位：风挡玻璃、机尾翼前缘、螺旋桨、发动机进气道、空速管、温度传感头等遇上冰晶云——产生干结冰遇上水蒸气——产生凝华结冰（霜凇冰）遇上过冷水滴——产生滴状结冰（雨凇冰）遇上冻雨——导致严重的滴状结冰防冰系统的作用：除去积冰，防止结冰方法：机械除冰液体防冰气热防冰电热防冰空速管皮托管温度探头失速警告传感器结冰探测器采用电热防冰.风挡排雨系统主要清除玻璃上的雪、雾

8.1.1风挡防冰通常电热防冰，少数为液体防冰电热防冰工作原理：利用电阻热升温防止表面结冰或化去薄冰，是现代飞机风挡常用的防冰、除雾方式。运输机的风挡玻璃由三层压合而成每两层间夹有透明的金属导电材料和乙烯树脂胶，外层玻璃内表面的传导覆盖层可消除风挡静电风挡电热防冰产生的主要故障过热、断路、玻璃脱层、表面擦伤、褪色与发毛、产生电火花等。飞行前注意对系统工作的检查测试，地面加热时间不能过长；飞行中发现上述故障应作好记录；产生电火花主要是加热元件绝缘层破坏或玻璃表面涂层击穿所致，发生火花的地方可能出现局部过热风挡液体防冰系统一般用于小型飞机风挡螺旋桨汽化器液体：乙烯乙二醇、异丙醇、酒精等方法：喷洒8.1.2风挡排雨目的：除去风挡玻璃外表面的雨水或凇雪，保持良好透明度。排雨方式：刷掉、吹除、隔离对应的排雨装置：风挡刮水器在玻璃表面来回运动，刷掉雨水。用于小型低速飞机。电动：由电机驱动控制转速，电机变换器改变电机旋转方向使

刷子往返重复控制板上的洗涤器在地面清洗风挡玻璃时用液压驱动：速度控制活门控制液压流量，从而控制雨刷来回运动速度；控制机构（方向变换器）控制刷子动作机构左、右端的进回、油从而使刷子在液压作动下来回运动。低、高、关断位风挡刮水器地面检查时应洒上水，冬天喷洒酒精，干刷次数过多可能使玻璃发毛。8.2翼面防/除冰翼面：机翼，尾翼前缘，缝翼，襟翼等方法：小型低速飞机气动法除冰——防冰带气热法防冰8.2.1气动除冰气动法：给结冰翼面的除冰袋充以一定压力的空气，使胶带膨胀管鼓起而破碎冰层不除冰时：胶带紧贴翼面保持较好气动外形；引射泵使胶带产生真空度。除冰时：胶带充气鼓起将冰层破碎，吹除。除冰气源：由发动机压气机引气，经调压、控温后进入除冰带，定时器：控制除冰带充气顺序及时间，先外侧充气，6秒后，再其他。除冰带：有弦向排列向，有展向排列，充气时交错鼓胀。按除冰按钮一次：12秒后关闭气动除冰注意问题：

-30ºC不准进入已知结冰区；翼面积冰厚达9.5mm时，才能除冰；不允许在温度低于-40ºC时使用；飞前检查除冰带应清洁、无损坏且紧贴翼面8.2.2气热防冰即采用热空气加热而防止结冰。热空气来源：发动机引气辅助发动机APU引气废气加热器（利用发动机排出的高温废气给冷空气加热）燃烧加热器（多用于尾翼气热防冰和直升机气热防冰）气热防冰过程：热空气进入机翼、尾翼前缘防冰腔的防冰管道从小孔高速喷出形成局部低压区，将腔内冷空气吸入混合而增温，加热周围蒙皮后由翼尖排出。地面检查时：发动机推力低于起飞警告，机翼前缘温度低于一定值，接通防冰电门，指示灯亮表明系统工作正常；当发动机推力高于起飞警告，或机翼前缘温度高于一定值时，防冰电门无法接通防冰活门以防止地面过热。航线飞行中防冰使用注意事项1、无防/除冰能力，禁止进入结冰区。如进，开座舱加温，脱离2、风挡电加热，地面检查时间不宜过长3、有结冰可能，提前喷洒防冰液4、机翼气热防冰，地面检查，发动机要低功率5、地面检查刮雨器，应先洒水航线飞行中防冰使用注意事项基本措施：飞前和飞行中尽可能收集分析飞行区域与航线详尽的气象资料和简报在已知会有结冰的情况下，尽可能不要在结冰区飞行飞行中（特别是夜间）注意查看外界气温和其他情况，如风挡边角处和凸出部位有否结冰迹象在遇到可能出现的大气结冰温度与湿度时，应提前使用传感头和发动机进气道防冰有的飞机下降过程和减小动力的时候，应保证有足够的汽化器热。当平尾有结冰时，要用尽可能小角度襟翼设定着陆。熟悉掌握机上防冰设备的能力、使用、监控与特殊情况处置。在起飞前要确保机翼、尾翼升力面没有霜、雾和别的污染，机翼、尾翼升力面上积冰未彻底清除导致的起飞事故已多次发生。如果飞机开始出现严重结冰，则在使用防冰设备同时，应尽可能绕过或避开结冰区，或改变飞机高度，或适当增大飞行速度。下列情况下不要操作飞机：机场有中度到严重冻雨、严重冻毛毛雨或雨夹雪机翼、操纵面或飞机螺旋桨上粘有一层霜、雪或冰，或霜、冰粘附在机长认为严重影响飞机性能与结构的部位上。

下列情况下可以操作飞机：有轻度冻雨、轻度或中度冻毛毛雨，轻度或中度雨夹雪时飞机可以着陆。在有轻度冻雨、轻度或中度冻毛毛雨、轻度或中度雨夹雪时，只要飞机离港前使用了防冰程序并达到了机长满意的程度，飞机可以起飞。报告或怀疑存在严重结冰条件，但机长认为冰的厚度或在很低的高度上不会严重影响到爬升、下降或着陆其间的飞行安全，或结冰条件所在的高度，（或位置）可以用正确的飞行计划来避开。报告或怀疑有严重的航路结冰条件，但机长已对这种形势进行了认真分析，如结冰条件的区域很大，已计划出了备用航路或预先制定出了偏航计划，且机上有执行对飞行安全有利的这类操作程序所需的足够油量。9飞机灭火系统着火种类与相应的灭火剂A类：碳的固体可然物，木、棉、毛、麻、纸、橡胶——水和水基灭火剂B类：易然液体，油液、油漆、溶剂。

——干化学品灭火剂（二氧化碳、卤代烃）C类：电器设备——气体灭火剂（二氧化碳、卤代烃）D类：易燃金属——粉末灭火剂（干粉）灭火系统组成：火警探测、灭火瓶（固定式、手提式）、管路、控制、显示装置火警探测装置包括：探测器：温度上升率探测器、热敏感探测器、烟雾探测器、过热探测器和机上人员观察装置等。警报器：当探测器感受火警发出电信号，火警灯亮、警告喇叭响烟雾探测器：

安装在货舱、行李舱、电子设备舱、卫生间。监测货舱和行李舱是否有着火征兆的烟雾存在，并发出火警信号。烟雾探测装置主要有：一氧化碳探测器：用于驾驶舱和货舱，用于探测co浓度。当co正常时，指示器感受器为绿色，其深浅与co浓度成正比。还有一种正常时感受器为棕黄色，随co浓度增大逐渐变为深灰色与黑色。光电探测器：探测器通电时，工作灯一直亮;没烟雾时，工作灯光射不到光电管，光电管不输出电信号；当有失火烟雾发生时，进入探测器的烟雾使工作灯管折射到光电管，发出火警信号。目视烟雾探测器：少数飞机上是烟雾探测的唯一方法。主要采用烟雾吸入装置使烟雾进入指示器，当观察窗口红灯亮时，可直接看到烟雾。灭火瓶固定式：装于座舱、货舱、轮舱等部位不锈钢制成钢丝缠绕防爆破。灭火剂：氟里昂与二氧化碳4.8~6.9MPa手提式灭火瓶:主要用于座舱灭火。二氧化碳灭火瓶:只适用于纤维\纸\木材等A类火溴氯二氟甲烷灭火瓶:用于油类\电气B、C类火工作原理区域温度高——红色过热灯闪亮——温度上升率异常——火警灯亮、铃响——判断——灭火飞行前检查按下检查按钮——过热、火警灯亮航空动力装置1.1航空发动机的定义发动机是将某种能量转换成机械能的动力装置,航空发动机是将燃料的化学能转换成机械能的动力装置,属于热机范畴.热机工作由两大步骤组成：燃料燃烧释放出热能将释放出的热能转换成机械能1.2航空发动机分类航空发动机分为两大类：一类为航空活塞发动机一类为航空燃气涡轮发动机

-航空涡轮喷气发动机

-航空涡轮风扇发动机

-航空涡轮螺旋桨发动机

-航空涡轮轴发动机航空活塞发动机四行程、电嘴点火、往复式、汽油内燃机工作时，汽缸内燃料释放出的热能通过曲轴输出扭矩，带动螺旋桨转动，产生拉力依赖螺旋桨为推进器做功特点：

(1)进气量小

(2)各冲程在同一汽缸内按序完成,功率受限。优点：低速经济性好、工作稳定性好、加速性好缺点：重量功率比大、高空性能差、速度性能差主要应用在轻型低速飞机上航空燃气涡轮发动机

将燃料在燃烧室内连续燃烧释放出的热能转换成气体动能，从发动机高速喷出，产生推进力。目前占统治地位。五大基本部件-进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置优点：重量轻、推进力大、高空性能好、速度性能好缺点：经济性差低空性差加速性差2航空活塞动力装置航空活塞发动机的类型1.按混合气形成的方式划分：汽化器式，直接喷射式2.按冷却方式划分：气冷式，液冷式3.按汽缸排列方式划分：直列式，星型4.按空气进入汽缸前是否增压划分：增压式，吸气式5.按发动机转子是否带有减速器划分：直接驱动式，非直接驱动式。2.1.1主要机件汽缸活塞连杆曲轴气门机构机匣等汽缸Cylinder汽缸：是混合气进行燃烧，并转变成机械能的地方。同时引导活塞运动。承受高温、高压的作用，要求有足够强度和良好的散热性，且本身的重量要轻分汽缸头和汽缸身两部分汽缸头——铝合金（装有进气门、排气门和电嘴等）汽缸身——合金钢都装有散热片活塞Piston在汽缸内作往复直线运动完成气体能量与曲轴机械功的相互转换。连杆ConnectingRods连杆——用来连接活塞与曲轴传递机械功主要受力件材料：高强度合金钢曲轴Crankshaft曲轴——通过连杆将活塞直线往复运动转变为曲轴旋转运动带动螺旋桨和其它附件曲轴配重——用来平衡曲轴转动的惯性离心力，减轻发动机的振动，同时储备能量以利于发动机平稳工作材料：高强度合金钢曲拐机构：活塞+连杆+曲轴将活塞直线往复运动转变为曲轴旋转运动。气门机构控制进、排气门的开启与关闭，保证适时地将混合气送入汽缸和将汽缸内的废气排出。材料：特种耐热钢机匣Crankcase

是发动机的壳体，用以安装汽缸及有关附件、支承曲轴和传递螺旋桨拉力，并将发动机上所有机件连接起来，构成一个整体。材料：高强度铝合金或铝镁合金减速器发动机发出较大功率，曲轴有较大转速：2200-3500r/min但螺旋桨转速不能太大，限制在2000r/min以内，否则桨尖速度超过音速出现波阻，螺旋桨效率降低拉力减小所以螺旋桨和曲轴间加装了减速器2.1.2附件系统燃油系统滑油系统散热系统点火系统转速调节系统启动系统2.2航空活塞发动机基本工作情形四行程进气压缩燃烧膨胀排气2.2.1基本术语上死点下死点曲轴转角活塞行程燃烧室容积汽缸全容积汽缸工作容积汽缸工作容积汽缸全容积＝燃烧室容积＋汽缸工作容积压缩比＝汽缸全容积/燃烧室容积总的汽缸工作容积：各汽缸工作容积之和描述发动机工作时进气量的多少和作功能力的大小(1)进气行程(intakestroke)活塞在曲轴的带动下由上止点移至下止点,此时进气门开启，排气门关闭，曲轴转动180°。在活塞移动过程中，汽缸容积逐渐增大，气体压力逐渐降低，汽缸内形成一定的真空度，空气和汽油的混合气通过进气门被吸入汽缸，并在汽缸内进一步混合形成可燃混合气。活塞到下止点，进气门关闭，进气行程结束。进入汽缸内的可燃混合气的温度，由于进气管、汽缸壁、活塞顶、气门和燃烧室壁等高温零件的加热以及与残余废气的混合而升高到340～400K。(2)压缩行程(compressionstroke)进、排气门同时关闭，活塞从下止点向上止点运动，曲轴转动180°。活塞上移时，工作容积逐渐缩小，缸内混合气受压缩后压力和温度不断升高，到达上止点时，压缩行程结束。其压力可达800～2000kPa，温度达600～750K。

(3)做功行程(powerstroke)当活塞接近上止点时，由火花塞点燃可燃混合气，混合气燃烧释放出大量的热能，使汽缸内气体的压力和温度迅速提高。燃烧最高压力达3000～6000kPa，温度达2200～2800K。高温高压的燃气推动活塞从上止点向下止点运动，到下止点膨胀行程结束。随着活塞下移，汽缸容积增加，气体压力和温度逐渐下降，其压力降至300～500kPa，温度降至1200～1500K。在做功行程，进气门、排气门均关闭，曲轴转动180°。(4)排气行程(exhauststroke)排气行程时，排气门开启，进气门仍然关闭，活塞从下止点向上止点运动，曲轴转动180°。排气门开启时，燃烧后的废气一方面在汽缸内外压差作用下向缸外排出，另一方面通过活塞的排挤作用向缸外排气。由于排气系统的阻力作用，排气终点的压力稍高于大气压力，排气终点温度=900～1100K。活塞运动到上止点时，燃烧室中仍留有一定容积的废气无法排出，这部分废气叫残余废气。2.2.2发动机的工作循环每次循环包含四个行程工质经历进气，压缩，燃烧，膨胀，排气五个过程曲轴转两圈只膨胀行程作功2.3航空活塞发动机的进气过程进气情形:新鲜气体充填的过程叫进气过程；过程：从进气门打开开始到进气门关闭结束作用：使发动机工作时得到所需的新鲜气体。节气门与油门杆节气门与油门杆相连后拉油门杆，节气门关小，进气量减小前推油门杆，节气门开大，进气量增加功率改变2.3.2充填量的定义及影响因素在一次进气过程中，进入一个汽缸的气体重量叫充填量，用G充表示。在油气比例不变的情况下：充填量越大，发动机功率越大充填量越小，发动机功率越小是影响发动机功率的最主要的因素对于制成的发动机，影响填充量的因素：进气压力、大气温度、气体受热程度、流动损失、发动机转速等。充填量的定义及影响因素-进气压力

ManifoldAbsolutePressure指气体进入气缸前在进气管处的压力,用Ｐm表示。进气压力越高，进入汽缸的气体比重越大，充填量越大;反之,进气压力越小,充填量越小反映发动机的功率进气压力表可以反映进气压力的大小.进气压力的影响因素影响因素:节气门开度、大气压力、进气流动损失，如是增压发动机还受增压情形影响。调节发动机功率：操纵油门杆——改变节气门的开度——改变进气压力——改变填充量——改变发动机功率大气压力变化，如降低——进气压力降低——充填量减小——发动机功率减小所以相同油门位置，在高原机场，发动机功率减小充填量的影响因素-大气温度大气温度越低，气体的比重越大，充填量越大大气温度越高，气体的比重越小，充填量越小同一机场冬季比夏季发动机功率大；早晨比中午功率大充填量的影响因素-气体的受热程度气体受热：进气过程中，气体与汽缸、活塞、气门机构等灼热部件相接触吸收热量；有的气体还要为热滑油散热，也会使气体温度升高气体温度升高——气体比重减小——充填量减小——发动机功率减小所以，发动机散热不良——温度升高——充填量减小——功率减小充填量的影响因素-流动损失进气过程中，由于气流撞击、摩擦、和分离损失，产生的流体阻力。流动损失——气体压力减小——温度升高气体比重减小——充填量减小——发动机功率减小要注意保持进气管道内壁的清洁，防止进气导管受压变形充填量的影响因素-发动机转速进气压力一定，转速由小转速增加时：进气速度增加——进气损失增加——充填量减小进气过程持续时间缩短——气体受热程度减小——充填量增加转速增加使发动机状态更接近设计状态——充填量增加综合：随n增加充填量增加，接近最大转速时，充填量减小2.4航空活塞发动机排气过程2.4.1排气进行情况:废气——混合气经过燃烧、膨胀过程后，成为废气排气过程——

废气从汽缸中排出的过程废气排得越干净，剩余废气量越少，充填量越大应尽可能多地排出废气2.4.2航空活塞发动机废气热量的利用废气加温,废气涡轮发动机排出的温度在300°C以上，占燃料热能的30%~50%，在排气装置中装有热交换器，利用废气的热能加温空气注意检查排气总管上的加温系统，防止废气渗入加温管而进入驾驶舱2.5航空活塞发动机的燃烧过程2.5.1正常的燃烧过程：燃烧——物质发光发热的化学反应航空发动机的燃料：汽油煤油氧化剂：空气活塞发动机燃烧过程：压缩过程的末期利用电嘴跳出的火花点燃汽缸中的混合气并放出热量。2.5.2余气系数和油气比完全燃烧：燃料产物中再无可燃物质不完全燃烧：与上相反燃烧越完全，热能释放越彻底，热效率越高要使混合气中的燃料完全燃烧,混合气中油和气的比例必须适当描述混合气中油和气成分的参数:余气系数油气比理论空气量&实际空气量理论空气量:1kg燃料完全燃烧所需要的空气量L理航汽:15.1千克空气/千克汽油航煤:14.7千克空气/千克煤油

近似：15千克空气/千克汽油实际空气量:实际同1kg燃料混合燃烧的空气量.L实余气系数α余气系数：混合气中实际空气量与理论空气量的比值

余气系数＝实际空气量/理论空气量

α=L实/L理

油气比混合气中燃料的质量与空气的质量的比值 油气比C＝燃油质量／空气质量油气比可以直接反映混合气中燃料与空气的比例，但不能直观反映混合气的贫油、富油程度。近似地，在常规大气条件下完全燃烧1kg汽油或煤油，需要最少15kg的空气量。完全燃烧的概念1:15油气比C=0.0662（1:15.1）时，余气系数α=12.5.3混合气成分对发动机的影响对发动机功率的影响最佳功率余气系数:α=0.8~0.9（稍富油）时,火焰传播速度最大,活塞膨胀功最大,可获得最大的功率.是最佳功率状态余气系数偏离该值时,火焰传播速度减小,发动机功率也减小混合气成分对发动机的影响对燃油消耗率的影响燃油消耗率：发动机产生1马力的有效功率，在1小时内消耗的燃油重量。混合气成分对燃油消耗率的影响当余气系数α=1.05~1.10时,发动机输出功率较大,燃油消耗率最低，经济性最好．称为：最经济的余气系数，对应的发动机状态为最经济状态混合气成分对汽缸头温度的影响汽缸头温度ＣＨＴ发动机某汽缸头的温度多汽缸发动机测量温度最高的汽缸是衡量发动机是否过热，工作是否正常的重要参数之一影响CHT因素－混合气放热量、－冷却汽缸的空气流量、温度混合气成分对排气温度的影响发动机汽缸排出的废气温度EGT多缸发动机在排气管处测量温度最高的汽缸的排气温度是反映发动机实际燃烧情况的重要参数之一受混合气放热量、燃气膨胀作功情况等因素制约α=1.05~1.10时，混合气放热量较大、混合气较为贫油，火焰传播速度较小，燃气膨胀不彻底，所以排气温度最高。2.5.4不同转速下使用的余气系数大转速状态。起飞、爬升、复飞，需大功率。取最佳功率余气系数，一般为0.85既可保证输出较大功率,又可较富油防止发动机过热.不同转速下使用的余气系数中转速状态.巡航，长时间工作需稳定、安全、经济，要求SFC低，设置为：α=0.9~1.0小转速状态.下降、着陆、地面滑行油门小，充填量小，废气较多，不易稳定燃烧，应多供油。

α=0.7~0.82.5.5混合气的不正常燃烧指破坏发动机正常工作的一些燃烧现象,影响功率和经济性,损坏机件,危及安全过贫油/过富油燃烧-α大于1.1过贫油燃烧-α小于0.6过富油燃烧(α>1.3,α<0.4不能燃烧)共同的现象和危害:

发动机功率下降，经济性变差气缸头温度CHT↓，发动机振动2.5.5.1过贫油燃烧过贫油燃烧导致：——混合气放热量下降；——混合气最大压力下降；——燃气膨胀功下降；——发动机散热量增加结果：发动机功率下降，经济性变差过贫油燃烧现象及危害功率减小、经济性变差——混合气放热量下降；混合气最大压力下降；燃气膨胀功下降；发动机散热量增加汽缸头温度减小——α偏离0.97发动机振动——不同气缸不同循环贫油程度不同，燃气压力不同，曲轴受力不均，排气管发出短促而尖锐的声音——火焰传播速度小，残余燃烧时间长汽化器回火

——残余燃烧时间延长至下一个循环的进气行程汽化器回火的预防和消除低温起动发动机时汽油不易汽化，易过贫油，同时转速小，进气速度小，易回火。应多注油

一旦出现汽化器回火，应前推油门杆，使节气门开度增加，n↑，吸火焰入气缸

过富油燃烧现象及危害发动机功率下降，经济性变差原因：燃料不能完全燃烧，混合气放热量小，火焰传播速度慢，燃油气化吸热多现象：CHT↓发动机振动：各气缸火焰传播速度不同，同气缸不同循环富油程度不同－燃气压力不同－曲轴受力不匀－发动机振动过富油燃烧现象及危害汽缸内部积碳过富油燃烧时，汽油内的碳不能烧尽，积聚在活塞顶，气缸壁，电咀和气门等处排气管冒黑烟和“放炮”燃油分解为碳粒，碳粒在排气管口复燃收油门过猛，会造成富油。操纵油门动作柔和，收油门动作不能过猛2.5.5.2早燃在电嘴跳火以前，混合气已达着火温度，自行点燃。早燃后，气体压力增大过早，压缩行程消耗的功增大，燃气散热损失增加，功率减小，经济性变差。多缸发动机，某些汽缸早燃，曲拐机构受力不均匀，振动小转速早燃，曲轴转动惯性小，过大的燃气压力会使其倒转，损坏机件早燃的原因：汽缸头温度过高和汽缸内部积炭电嘴、排气门等高温机件以及炽热的碳粒，使混合气早燃所以要保持汽缸头温度正常防止内部积炭刚停车的发动机不能随意扳动螺旋桨。（汽缸中残余的混合气受压缩后可能自燃，使螺旋桨转动伤人)2.5.5.3爆震在一定的条件下，汽缸内混合气的正常燃烧遭到破坏，而在未燃混合气的局部出现具有爆炸性的燃烧现象。爆震时瞬间火焰传播速度、局部燃气压力和温度都远远超过正常值。现象和后果发动机内发生不规则的金属敲击声汽缸局部温度急剧升高，活塞、气门及电嘴等机件过热受损排气总管周期性冒黑烟发动机振动，机件易损坏发动机功率减小，经济性变差，转速下降总之爆震会严重损坏发动机，直接危及安全爆震产生的原因：过氧化物理论爆震的产生是由于汽缸内部未燃混合气在火焰前锋到达以前，局部已经形成了大量的、化学性质活泼的过氧化物，并自行燃烧，使局部压力、温度急剧升高燃料的抗爆性发动机是否爆震与使用的燃料性质有关，因为燃料有抵抗、阻止爆震的性能——抗爆性燃料的抗爆性用辛烷值（OCTANE）表示，辛烷值越大，抗爆性越好如果汽油辛烷值低，可加入少量抗爆剂来提高抗爆性。抗爆剂——铅水。含有四乙铅和溴化物燃烧时四乙铅与氧化合为氧化铅，可阻止过氧化物大量生成，提高了抗爆性。但氧化铅呈固体状态，会沉积在气门或电嘴上，使气门关不严电嘴不跳火发动机工作状态对爆震的影响发动机的工作状态:指发动机的进气压力、进气温度、汽缸头温度、发动机转速等进气压力和温度的影响：过高——混合气被压缩后压力温度也过高——燃烧较晚的混合气产生的过氧化物增加很多——易爆震故要防止之汽缸头温度的影响：过高——汽缸中混合气受热程度大——温度高——过氧化物浓度大——易爆震要防止之发动机转速的影响：进气压力一定——转速增大时——汽缸内紊流强度增强——火焰传播速度增大——燃烧时间缩短——过氧化物来不及增加很多已燃烧结束——不易爆震发动机工作状态对爆震的影响防止爆震的方法①按规定使用燃料，不要使用辛烷值低于规定的燃料②操纵时，不可使进气温度过高；同时按规定使用进气压力，使用最大进气压力的时间不超过规定③发动机在小转速工作时，不应使用大的进气压力，以免燃气压力、温度过高发生爆震如：要增加功率时——先推变距杆——后推油门杆要减小功率时——先拉油门杆——后拉变距杆④发动机温度不能过高超过规定值即发动机大功率状态工作时间不能太长，以免发动机过热⑤不要使混合气过富油避免发动机积碳机件积碳散热不良易使混合气局部过热积碳过多，燃烧室容积变小、压缩比变大，压力、温度升高，易引起爆震⑥发生爆震的处置：把变距杆前推，减轻螺旋桨负荷，加大发动机转速后拉油门杆，减小进气压力加强发动机散热2.6燃油及燃油系统功用：储存燃油并在各种飞行状态下向发动机提供航空燃油．或：储油、供油、系统工作显示供油方式：重力（用于小型上单翼）油泵（用于下单翼及大功率）2.6.1燃油系统组成和工作组成：两种汽化器式燃油系统直接喷射式燃油系统主要部件：油箱、燃油滤、燃油选择开关、油泵、燃油计量装置、系统显示仪表等直接喷射式燃油系统还多一个燃油流量分配器

汽化器式燃油系统组成对于汽化器式：燃油在汽化器中与空气混合进入气缸直接喷射式燃油系统组成燃油由燃油流量分配器平均分配后到喷油嘴喷到气缸进气门处，随空气一起进入气缸。2.6.1.1油箱放油口：在最低处，每次飞行前和加油后（15分钟后）必须放油，检查燃油的颜色（牌号），油中是否有水、沉淀物。以防供油中断油量：不可用燃油（死油）在油箱下部出口处有一竖管使部分燃油不能进入发动机使用，目的是为防止油箱中的水、杂质进入发动机供油系统。总油量＝不可用燃油＋可用油量可用油量显示：油箱加油口旁或燃油选择开关处标有可用燃油量。剩余油量显示：座舱油量表2.6.1.2燃油选择开关位置：座舱中操纵：飞行员功用：选择供油油箱开关位：四位双组油箱供油左油箱供油右油箱供油油箱关断注意：不能将一边油箱全部用完再转换到另一油箱供油，不然会左右不平衡,吸入油箱中气,造成气塞，停车.转换油箱时，应接通燃油系统的辅助油泵以保证供油稳定。油泵pumps油泵：两个主油泵：由发动机驱动将燃油从油箱中抽出加压送到发动机飞行员不能控制辅助油泵：电动发动机启动前及主油泵不工作时使用，可控，飞行关键阶段接通2.6.2直接喷射式燃油调节器的工作功用：自动或人工调节燃油量适应发动机的需要优点：进气系统结冰的可能性小各气缸燃油分配比较均匀有较精确的油气比控制，经济性较好便于寒冷天起动油门响应快，改善了加速性缺点：热发起动困难，炎热天气易气塞（用电动增压泵解决）直接喷射式燃油调节器的组成:主燃油调节器-燃油计量部件混合比调节装置-控制油气比简单浮子式汽化器的工作浮子机构功用：保持浮子室内的油平面高度不变节气门：油门控制，调节进入气缸的空气量文氏管：使空气加速，温度、压力降低喷油嘴装在文氏管内与浮子室的油平面在同一高度，后面装有节气门。空气流过文氏管喉部时，流速增加，压力降低，低于浮子室的空气压力形成压力差，燃油在这个压力差作用下从喷嘴喷出，在气动力的作用下雾化变成细小的油珠并与空气混合形成油气混合气。开大节气门——压力差增加——喷油量增加关小节气门——压力差减小——喷油量减小节气门与油门杆相连，所以油门可以改变进气量和燃油量汽化器结冰和进气滤结冰汽化器结冰：汽化器结冰部位：节气门或文氏管壁面上结冰原因：燃油喷入文氏管喉部气化时吸收热量，温度降低空气流过文氏管喉部，流速增加，温度降低

如进气温度低于21ºC空气湿度较大（超过80%)，其中的水分在节气门或文氏管壁面上凝结成冰汽化器结冰汽化器结冰的危害:使文氏管截面积减小，进气量减少，发动机功率降低。冰层把节气门卡住，无法操纵冰层脱落下来打坏进气通道内的机件小功率汽化器结冰的情况下危险性更大，因为进气压力小，不好发现，只有在增加功率时才能发现。恒速螺旋桨发动机：文氏管结冰时，进气压力降低定距螺旋桨发动机：文氏管结冰时，发动机转速降低，然后工作不稳定汽化器结冰的条件：外界温度为－７ºC～＋２１ºC之间，有可见湿气或空气湿度较大时，最有可能文氏管结冰（气象讲是低于+15ºC）在发动机处于小功率状态且空气湿度较高时易汽化器结冰。进气滤结冰指发动机进气装置前缘或进气滤网结冰危害：发动机功率损失，严重时会使发动机失效。恒速螺旋桨：进气滤结冰会使进气