C919飞机试飞机组机务培训 动力装置课件.ppt

C919飞机试飞机组机务培训 动力装置系统,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 71 动力装置,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-30发动机短舱封严,ATA 71-70发动机排液,动力装置概述,1,2,3,4,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-30发动机短舱封严,ATA 71-70发动机排液,动力装置概述,1,2,3,4,动力装置系统的组成,LEAP-1C发动机及短舱油门台（TCQ）发动机接口控制单元（EICU）,动力装置系统概述,LEAP-1C发动机,LEAP-1C发动机功能?,LEAP-1C发动机功能是为C919飞机提供正、反推力满足飞机的引气和功率提取（包括液压源和电源）要求。,LEAP-1C发动机为涵道比约为10.9 双转子涡轮风扇发动机，外形如下图所示。,发动机本体概述,6,动力装置系统概述,LEAP-1C短舱结构包括进气道风扇罩反推装置尾喷口（喷管）,LEAP-1C短舱（ATA54）,7,动力装置系统概述,LEAP-1C短舱,LEAP-1C发动机进气道NACA进气口防冰系统维护口盖防冰系统排气口LEAP-1C发动机风扇罩组成左右风扇罩体铰链梁组件滑油箱口盖锁扣装置,8,LEAP-1C短舱,动力装置系统概述,（O-duct）反推外罩,LEAP-1C发动机反推装置（ 详见ATA 78-30 ）O-duct反推外罩核心罩,核心罩,9,LEAP-1C短舱特点（详见ATA78）,动力装置系统概述,LEAP-1C发动机喷管组成尾喷管前中心体后中心体,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-30发动机短舱封严,ATA 71-70发动机排液,动力装置概述,1,2,3,4,11,LEAP-1C发动机安装节组成,LEAP-1C发动机安装节组成(连接在后风扇机匣上的) 前安装节(连接在风扇核心机匣上的) 推力杆(连接在后涡轮机匣上)后安装节,ATA 71-20 发动机安装节,LEAP-1C发动机安装节功能,发动机推力传递(在各种使用环境和飞行状态下，把发动机推力传递到飞机结构，承受各种载荷及热膨胀，确保发动机的安装位置牢固可靠以及动力装置系统能正常工作)隔离有害振动(在各种使用环境和飞行状态下，隔离发动机结构和飞机间有害的振动传递),LEAP-1C发动机安装节机械接口,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-30发动机短舱封严,ATA 71-70发动机排液,动力装置概述,1,2,3,4,风扇罩封严,ATA 71-30 发动机短舱封严,功能概述,主要用于将火区与非火区进行隔离，防止火区高温气体或发生着火时对非火区造成危害。火区：风扇舱核心舱,核心机封严,ATA 71-20 发动机安装节,ATA 71-30发动机短舱封严,ATA 71-70发动机排液,动力装置概述,1,2,3,4,ATA 71-70 发动机排液,功能概述,排液系统用于收集短舱、发动机及其附件在工作和维护中产生的废液和漏油，以及失效状态下的漏液，并将其全部安全地排至动力装置短舱以外,避免可燃液体在舱内的危险量积聚（单个部位积液量不得大于1.5盎司），降低舱内着火风险，以此保障动力装置的正常运行及其各项系统功能的正常实施。,部件组成,C919飞机动力装置排液系统主要分为发动机（LEAP-1C）排液系统和短舱排液系统两部分。,1) 风扇区排液系统 ：风扇区的漏液主要来源于附件齿轮箱（AGB）中变频发电机（VFG）、发动机驱动泵（EDP）、燃油泵、以及滑油箱等接头密封处，排液导管汇聚于位于风扇舱底部的排液口后排至舱外。,ATA 71-70 发动机排液,简述,发动机排液系统构成：排液导管集液槽排液杆,2) 核心区排液系统 ：核心区的废液和漏液主要来源于前收油池、各作动筒、涡轮中框架主排液管和辅助排液管、涡轮后框架收油池和管路渗漏、以及吊挂等处，排液导管汇聚于位于核心舱底部的集液槽（drain box）后再经排液杆（drain mast）排至舱外。,1) 风扇舱排液系统 ：风扇舱排液系统主要由风扇罩和位于风扇罩底部后锁扣后部的两个直径约为3/8in的排液孔以及5点钟位置（由后往前看）的通风排气口组成。,ATA 71-70 发动机排液,短舱排液系统用于排放失效时或维护时漏废液。包括风扇舱排液系统和核心舱排液系统，组成如下：排液孔排液嘴,2)核心舱排液系统 ：核心舱排液系统主要由反推内罩和位于反推内罩底部的排液杆组成。,C919飞机试飞机组机务培 ATA 72发动机本体及附件,发动机附件系统,发动机本体部段,1,2,3,发动机孔探,发动机气动站位、收油池、轴承,4,发动机本体结构发动机本体分为风扇及增压级部段、核心机部段和低压涡轮部段。,发动机本体部段,风扇和增压级 LEAP-1C发动机风扇和增压级模块包括风扇转子、增压级、前受油池、风扇框架。风扇直径78in，18片宽弦扫掠风扇叶片采用先进气动降噪设计，风扇机匣内壁进行降噪处理。高压压气机 LEAP-1C发动机10级高压压气机增压比22。进口导叶（IGV）和前4级静子叶片可调，前4级转子为整体叶盘式结构，前机匣均分为两半，后机匣为360整体式双层结构，出口导叶（OGV）和扩散段以及燃烧室机匣是一体化设计。转子叶片采用前掠设计，静子叶片为弓形。,发动机本体部段-压气机段,LEAP-1C发动机采用第二代双环预混旋流（TAPS II）燃烧室，具体结构如下图所示。燃烧室沿周向均匀布置19个TAPS燃油喷嘴，每个燃油喷嘴包含两级燃油喷口。,发动机本体部段-燃烧室段,发动机本体部段-涡轮段,高压涡轮 LEAP-1C发动机高压涡轮为两级无叶冠涡轮。低压涡轮 LEAP-1C发动机7级低压涡轮，包括低压涡轮转子、静子、低压涡轮轴和涡轮后机匣，如下图所示。低压涡轮前6级转子叶片采用金属材料，第7级转子采用Ti-Al合金，涡轮盘材料采用Inco718高温合金。静子叶片采用了传统的合金静子叶片和蜂窝机匣。低压轴采用了高硬度的不锈钢材料制造。,发动机附件系统,LEAP-1C发动机附件齿轮箱（AGB）安装于发动机风扇机匣的8点钟位置（顺航向观察），如下图所示。,附件齿轮箱前表面安装（FADEC专用发电机（FADEC PMA）、空气涡轮起动机、120KVA变频发电机（VFG）和液压泵（EDP），后表面安装有滑油泵、飞控专用发电机（FCS PMG）、传动齿轮箱、主燃油泵。,发动机气动站位,发动机气动站位、收油池、轴承,收油池和轴承6个轴承3个收油池低压轴支撑1号轴承和2号轴承位于A收油池，C收油池中的5号轴承共同为低压轴提供支撑。高压轴支撑A收油池3号轴承（球、瓦各一）B收油池中的4号轴承,发动机气动站位、收油池、轴承,收油池和轴承低压轴支撑1号轴承（滚子轴承）2号轴承（球轴承）5号轴承（滚子轴承）高压轴支撑3号轴承（球轴承+滚子轴承）4号轴承（球轴承）,发动机气动站位、收油池、轴承,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 73-10 发动机燃油系统,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,发动机燃油系统的组成?,发动机燃油系统的功能?,向发动机燃烧室提供燃油。向发动机伺服作动系统提供燃油作为液压油使用驱动作动装置。,发动机燃油系统包括：主燃油泵、燃油滤网、主燃油滤、燃油计量单元FMU、燃油辅助控制单元SCU、集油装置、燃油喷嘴、燃油管路、燃油系统传感器。,发动机燃油系统概述,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,来自飞机的燃油首先进入主燃油泵的低压离心泵进行增压，随后进入燃油计量单元FMU，在FMU的旁通阀门中与燃油计量阀FMV的回油进行混合，经过燃油滤网（粗滤）过滤后流出FMU随后在主燃油/滑油热交换器中与热滑油进行热交换再次进入燃油泵的高压齿轮泵增压，增压后经主油滤（细滤）过滤分为两路： 一路燃油继续进入冲刷油滤得到进一步过滤，随后进入伺服燃/滑油热交换器进一步加热，由核心舱中的燃油辅助控制单元SCU，完成向发动机伺服控制作动系统的分配。另一路燃油直接输送至FMU中的FMV进行计量，再流经切断阀和燃油流量计部件，进入SCU中的值班燃油计量阀PMV将供应燃烧室的燃油通过燃油总管分配至富油值班油路、非富油值班油路和主油路三路，供应TAPS II燃烧室的19个燃油喷嘴。,发动机燃油系统原理,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,EICAS显示与操作,发动机燃油流量信息将在驾驶舱的EICAS上实时显示，显示单位PPH。,EICAS显示与操作,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,OMS信息显示与操作,发动机燃油系统系统原理,EICAS显示与操作,重要功能与限制,发动机燃油系统概述,1,2,3,4,5,OMS信息显示与操作,重要功能与限制,压力限制 发动机燃油系统进口的最小燃油压力，在正常状态，应高于TVP+5psig；在吸力供油状态，应 高于TVP+3.8psig（同时V/L0.45）。 发动机燃油系统进口的最大燃油压力，在持续工作状态，不超过50psig；在瞬态工作状态，不 超过75psig。温度限制 正常状态下，发动机燃油系统进口的燃油温度，应限制于-47F130F之间。 系统内部 燃油最大温度限制用于保证燃油作为滑油冷却介质的品质可靠，稳态状态最大温 度限制302F，瞬态最大温度限制320F。 发动机冷天起动状态下，发动机燃油系统进口的燃油温度，应高于-40F。 伺服燃/滑油热交换出口最小温度限制，用于保证供应伺服作动系统的燃油品质可靠，稳态状 态最小温度限制41F，瞬态最小温度限制32F。,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 73-20 发动机控制系统,发动机控制系统原理,重要功能与操作,发动机控制系统概述,1,2,3,发动机控制系统原理,重要功能与操作,发动机控制系统概述,1,2,3,发动机控制系统的组成?,发动机控制系统概述,发动机控制系统概述,发动机控制系统运行描述,C919EEC 上电后，和飞机航电网络进行通讯，接收飞机的油门台正反推力杆信号、开关信号以及总线上传输的各个系统的信号，根据设定的控制规律，控制：发动机的起动点火停车正反推力设备供电控制发动机参数采集指示发动机状态监控发动机机载维护发动机起动自测试,发动机控制系统概述,发动机控制系统的特性?,FADEC具有双冗余控制通道其中一个为主控通道，提供正常工作状态下发动机所有的控制输出信号，另一通道为备份通道，在正常工作状态下除了超速保护的驱动以及提供一些发动机重要的控制输出信号与主控通道具有同等地位之外，备份通道只处理所有输入信号。具有系统最大故障容错功能备份通道也会通过两个通道之间的数据总线CCDL共享原始数据或者选择后的传感器输入信号、飞机指令信号。在两个通道都健康的条件下，每一次成功的发动机起动都会使主备份控制通道交替一次。,发动机控制系统原理,重要功能与操作,发动机控制系统概述,1,2,3,发动机控制系统主要通过以下9个子系统对发动机进行控制： 燃油控制系统； 变几何控制系统；主动间隙控制系统；发动机起动和点火控制系统；反推控制系统；短舱防冰控制系统；振动和健康监控系统。,发动机控制系统原理,重要功能与操作,1、发动机起动/点火开关 LEAP-1C 起动/点火开关为三相开关，位于中央操纵台上，有START、NORM、CON三个开关位置，如图所示。START 位置 拨动到该位置用于命令发动机起动CON位置 用于连续点火NORM 位置 在通常状态时以及风车起动时起动/点火开关的驻留位置,发动机起动点火开关,重要功能与操作,起动/点火开关的操作如下： START位置开关拨到START位置后，开关可保持在START位置当以下情况发生时:发动机完成起动热起动反常起动情况悬挂起动等反常起动情况Note：FADEC会发出“Start Switch Release Command”命令通过航电网络送给电源系统控制器RPDU(Remote Power Distribution Unit)，RPDU收到FADEC的信号10毫秒确认后发出一个“unlatch”信号给起动/点火开关内的电磁阀，电磁阀上电，开关自动从START位置跳回到NORM位置。在发动机达到起动机脱开转速以前，飞行员也可以通过将开关从START位手动拨回到NORM位中止发动机起动。 NORM位置起动/点火开关在正常状态以及风车起动时驻留的位置。,CON位置用于在空中飞行时遇到大雨、冰雹、雨加雪、火山灰、湍流等特殊情况时，或者地面起动高度大于8000ft，飞行员手动拨动到CON 位置，保持两个点火器连续点火，防止发动机熄火，当飞行员认为情况恢复正常时，手动拨回到NORM 位。,重要功能与操作,2、燃油控制开关燃油控制开关是2位开关，有ON和OFF两个开关位置。 燃油控制开关打到ON位时，HPSOV被打开，允许燃油进入燃烧室；在OFF位时，HPSOV被闭合，切断燃油进入燃烧室，并且同时FADEC会关闭FMV和切断点火电路。,Note在FADEC上电时，如果起动点火开关和燃油控制开关逻辑相互矛盾，FADEC会发出“X ENG SHORT DISPATCH”的告警信息给飞行员，在其他时候，则会发出“X ENG LONG DISPATCH”的告警信息。,note: 在任何一个飞行条件下，燃油控制开关信号如果全部丢失，则默认值为ON位;此时，飞行员可以通过防火手柄切断燃油。,重要功能与操作,2、燃油控制开关-切断程序,正常关车FADEC 切断程序除了EOS和TCMA的非正常关车程序，FADEC在以下情况下会指令切断燃油： 飞行员将燃油控制开关拨到OFF位； 飞行员在发动机达到慢车以前将起动点火开关从START位拨到NORM位中止起动。非正常关车FADEC 切断程序EOS的功能测试关闭发动机当飞机着陆以后正常地面关车，燃油会被指令关闭，FADEC会通过EOS的功能测试关闭发动机； 在着陆以后的非正常地面关车,FADEC会命令FMV完全关闭并且激活EOS的EHSV影响HPSOV的关闭； 在发动机非正常的起动条件下，燃油会被FMV暂时切断，但是LPSOV和HPSOV不会被关闭；如果出现地面起动异常情况，FADEC会命令FMV完全关闭并且激活EOS的EHSV命令HPSOV的关闭；TCMA关闭发动机FADEC可以TCMA指令控制HPSOV关闭发动机; note :EOS和TCMA通过用一个EHSV硬件关闭HPSOV，但是触发软件是不一样的。,note: EOS的EHSV能够直接被完全独立的EOS控制，被激活以后关闭HPSOV达到关车目的,note:在非正常操作条件下，FMV和HPSOV都可以切断燃油，飞机的LPSOV也可以切断燃油，作为冗余手段,发动机控制系统原理,重要功能与操作,发动机控制系统概述,1,2,3,总结与问题,关于发动机的EICAS和MFD的指示描述在ATA77的培训材料中有详细描述，不在此重复。,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 74 发动机点火系统,发动机点火系统原理,EICAS显示与操作,发动机点火系统概述,1,2,3,目 录,发动机点火系统原理,EICAS显示与操作,发动机点火系统概述,1,2,3,发动机点火系统的组成?,发动机点火系统概述,燃油控制开关,起动/点火开关,NOTE：2个点火激励器安装在核心舱机匣的5点钟位置 2个点火器安装在核心舱机匣的6点钟位置,LEAP-1C发动机起动点火开关,驾驶舱面板与操作,起动点火开关通过硬线与FADEC相连，实现发动机起动点火控制。上图为发动机起动点火开关。起动点火开关为三相开关，有START、NORM、CON三个开关位置。START 位置 拨动到该位置用于命令发动机起动CON位置 用于连续点火NORM 位置 在通常状态时以及风车起动时起动/点火开关的驻留位置,发动机点火系统原理,EICAS显示与操作,总结与问题,发动机点火系统概述,1,2,3,4,目 录,发动机点火系统概述,发动机点火系统工作原理,飞机提供的115V的交流电压在点火激励器中转化为高能电压，通过导线传递至安装于燃烧室头部的点火器，产生高能电火花，供燃烧室点火使用。,发动机点火系统逻辑,LEAP-1C发动机有2套完全独立的点火激励器和点火器 FADEC的每个通道可通过SVO开关控制任一个点火激励器 在正常工作模式下，FADEC和点火器按照A1/B1/A2/B2或者A1/B2/A2/B1的次序，2个通道轮流控制2个点火器，工作4次之后完成一次全构型工作 如果FADEC只有一个通道可以正常工作，那么点火器按照1212轮流交替点火 2个点火激励器分别由飞机重要汇流条提供115V单相和3相交流电源，在主发电机失效下，依然可由冲压涡轮发电机（RAT）给点火系统供电。,发动机点火系统原理,EICAS显示与操作,发动机点火系统概述,1,2,3,目 录,EICAS显示与操作,发动机点火系统在接收驾驶舱传输的点火命令后，FADEC会自动执行点火程序，此时在发动机指示屏上会出现绿色的“IGN”图标，左右发各一个，通告给飞行员发动机正在执行点火程序的过程中 如果点火程序执行完毕，绿色的“IGN”图标会消失,动力装置点火系统共有2条机组告警信息，显示在驾驶舱的中央显示屏上,EICAS显示与操作,机组人员开启起动/点火START开关后，起动点火命令发送至FADEC，FADEC根据从飞机获得的输入信号和发动机当前状态自动执行点火程序（note：当高压转子转速达到15%N2时自动点火，一直点到50%N2停止点火）CON位置是用于在空中飞行时遇到大雨、冰雹、雨加雪、火山灰、湍流等特殊情况时，或者地面起动高度大于8000ft，飞行员手动拨动到CON位置，保持两个点火器连续点火，防止发动机熄火，当飞行员认为情况恢复正常时，手动拨回到NORM位。,发动机起动点火开关电气原理图,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 75 发动机引气系统,发动机引气系统原理,驾驶舱面板与操作,重要功能与限制,发动机引气系统概述,1,2,3,4,发动机引气系统原理,驾驶舱面板与操作,重要功能与限制,发动机引气系统概述,1,2,3,4,LEAP-1C发动机空气系统组成,引气系统 短舱防冰供气系统 发动机二次空气系统,发动机引气系统概述,空气系统共计16个回路，其中回路11为短舱防冰供气，回路12为引气系统，其余回路均属于发动机二次空气系统。,发动机引气系统概述,LEAP-1C发动机引气系统功能,发动机引气系统的主要功能为飞机气源系统提供发动机压气机引气，引气经过气源系统温度和压力调节后，提供下游用气系统（包括空气调节系统、机翼防冰系统、发动机起动系统、燃油箱惰化系统和水箱增压系统）使用。,发动机引气系统组成部件表,发动机引气系统原理,LEAP-1C发动机引气系统运行描述,LEAP-1C发动机在第4级高压压气机和第10级高压压气机处提供引气口，分别称之为中压级引气口和高压级引气口。两个引气口的作用是为气源系统提供发动机高压引气。由于高压引气温度过高，因此需经预冷器冷却后再供给气源系统。预冷器的冷却气流来自于发动机外涵气流。,引气系统在驾驶舱顶部板按钮如下图所示,驾驶舱面板与操作,引气系统CAS及操作程序请参照气源系统机组培训材料,重要功能与限制,发动机二次空气系统,发动机引气系统概述,回路 1起点为增压级出口，经管路至A轴承腔1号轴承实现压力封严。回路 2起点为高压压气机入口，部分气流经气路至A轴承腔2号轴承和3号轴承实现压力封严，部分气流进入高压压气机盆腔对高压压气机1至7级轮盘进行冷却，然后引导至B轴承腔实现压力封严并经气路进入低压涡轮流道，另有部分气流被引导至C轴承腔实现压力封严然后经通气管排出。回路3起点为高压压气机4级引气口，经管路引导至高压涡轮出口支架和低压涡轮进行部件冷却，随后排入发动机低压涡轮流道。回路4起点为高压压气机出口，气流用于第1级高压涡轮叶片冷却。回路5起点为高压压气机出口，气流用于高压涡轮进口冷却。回路6起点为高压压气机7级引气口，部分经管路引导至第2级高压涡轮叶片用于部件冷却，部分气流先用于8-10级高压压气机冷却，然后引导至高压涡轮出口实现冷却作用。,回路7起点为风扇外涵，用于实现高压涡轮主动间隙控制，气流排入核心舱。回路8起点为风扇外涵，用于实现低压涡轮主动间隙控制，气流排入核心舱。回路9起点为高压压气机第7级引气口，用于增压级分流环防冰，气流排入核心舱。回路10起点为高压压气机第7级引气口，气流经管路引导至瞬态放气活门，用于发动机运行特性调节。回路13起点为外涵流道，气流用于核心舱冷却，经核心舱通风喷管排出。回路14起点为高压压气机第7级引气口，经管路引导至起动放气活门，用于保证发动机起动运行稳定性。回路15起点为高压压气机第7级引气口，经管路引导至涡轮腔后腔，用于涡轮后腔增压。回路16起点为外部环境，气流用于风扇舱冷却。,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 76 油门台,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,油门台概述,1,2,3,4,5,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,油门台概述,1,2,3,4,5,油门台的组成?,油门台安装在中央控制台上，通过给FADEC提供推力杆位置信号来控制发动机的正反推力。 C919飞机油门台是随动式油门台,由以下部件组成：,油门台概述,两个正推力杆组件，左右发各一套；两个反推力杆组件，左右发各一套；具备随动功能的自动油门装置（内置） ；两个燃油控制开关，左右发各一个；两个自动油门断开按钮，左右发各一个；两个起飞/复飞按钮，左右发各一个；一体化导光板;微动开关，左右发各四个（内置）。,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,总结与问题,油门台概述,1,2,3,4,5,6,油门台原理,81,油门台的工作原理?,C919飞机油门台由左右2套推力杆组件组成，两套推力杆组件都是相同且相互独立的。每一套推力杆组件含正推力杆（FTL）和反推力杆（RTL）。正推力杆用于控制对应的发动机正推力，安装在正推力杆上的反推力杆（背负杆型小杆）可提起以控制反推力。正推力杆可手动操纵也可用自动油门模式控制。手动模式时，左右发的油门台正推力杆都由飞行员手动控制；当激活自动油门模式时 ，正推力杆根据从自动飞行系统获取的自动油门速度指令独立随动。油门台内部集成有自动油门控制单元，可在自动油门模式时控制正推力杆移动。自动油门模式仅可用于正推力控制，不能控制反推力杆。,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,总结与问题,油门台概述,1,2,3,4,5,6,油门台的功能?,提供正反推力控制指令；提供正反推力杆位置离散信号；设置反推力杆/正推力杆机械互锁使得正推力杆仅在反推力杆收起后才能动并使得反推杆力仅在正推力杆到达慢车位时能提起；按飞机提供的指令提供燃油控制开关的导光板照明指示和发动机火警提示灯指示；提供反推慢车位的软卡位提供恒定的人工感觉摩擦力；提供反推电子锁作为防止左右发反推力不平衡的措施；提供左右发各1个起飞/复飞按钮的离散信号；提供左右发各1个自动油门切断按钮的离散信号；提供左右发各1个燃油控制开关供控制发动机用；提供自动油门台功能控制正推力杆运动、将正推力杆反馈送回自动飞行系统或进行超控；油门台设置推力杆位置的角度解析器输出位置信号；,油门台功能,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,油门台概述,1,2,3,4,5,与飞控自动飞行接口,2个复飞开关信号；2个自动油门断开开关信号；正推力杆的自动油门反驱控制。,油门台接口,与动力FADEC接口,2对油门杆位置信号；2个发动机燃油控制信号；反推电子锁信号。,油门台原理,油门台的功能,油门台的接口,限制与维护,油门台概述,1,2,3,4,5,限制与维护,油门台的使用限制油门台无硬性规定的使用限制，油门台的维护其 MTBF 13680FH ，可据此制定维护方案。油门台和导光板是航线可更换件，更换时间低于20分钟；在安装、拆除、正常维护时，不需要特殊的工具；油门台设计成不需要定期维护的设备，仅在基于安全性和经济性的原因要求维修时，进行比如检查或者功能测试等维护工作；油门台的自检测具有快速测试系统、接口和传感器的功能，可将结果反馈给自动飞行系统；油门台的采用防差错接头可防止替换时出错。,限制与维护,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 77 发动机指示和告警系统,参数和状态指示,告警信息,组成与工作原理,1,2,3,组成工作原理,指示和告警系统组成与工作原理,发动机指示和告警系统功能是向机组人员提供动力装置系统运行的参数和状态的指示以及向机组人员提供动力装置系统的告警信息。,发动机指示和告警系统由发动机传感器、EEC、飞机航电网络和飞机EICAS 系统显示屏和告警灯共同工作实现的。发动机传感器包括:发动机低压轴转速传感器N1、高压轴转速传感器N2、风扇进气口温度传感器T12、高压压气机进气口温度传感器T25、高压压气机出口温度传感器T3、高压涡轮出口排气温度EGT、振动传感器、外界温度压力P0、风扇进口压力PS12、高压压气机10 级引气压力P3B高压压气机出口压力PS3。工作原理,运行描述,发动机指示和告警系统组成与工作原理,C919 飞机驾驶舱共有5 个综合显示器PFD为主飞行显示器，为飞行机组提供关键的飞行数据，如空速、姿态、高度、空速、航向等。EICAS为机组提供发动机参数指示、襟缝翼位置信息、告警信息等信息显示。MFW 为多功能窗口，机组可以通过飞行阶段及任务分工，在MFW 上选择FMS、简图页、导航页面、电子检查单。与发动机的指示和告警功能相关的页面包括EICAS 屏和简图页。EICAS 屏上包括了发动机的参数指示、状态信息以及告警信息简图页包含了部分发动机的参数指示,工作原理,发动机参数和状态指示,发动机参数和状态指示,发动机参数限制飞机正常工作时，当EEC 上电后，会自动采集发动机的传感器、作动器信息，将其转化为 数字信号，通过ARINC664 总线和飞机的EICAS 系统交联，将相关的发动机参数、状态和告警 信息发送到EICAS 系统的设备上进行显示。EICAS 指示EICAS 上显示的发动机的参数和状态信息，包括左右发动机的10 个参数：N1 转速、EGT温度、N2 转速、燃油流量、滑油温度、滑油压力、N1 振动值N2 振动值、推力等级、灵活温度和发动机工作状态。简图页指示简图页上显示，包括左右发动机的5 个参数:滑油压力、滑油温度、滑油量、N1 振动值N2 振动值,在正常状态下显示数值为白色，参数超出黄线值时数值显示为黄色，参数超出红线值时数值显示为红色，当数据不可用时显示虚线。,在正常状态下显示数值为白色（White）参数超出黄线值时数值显示为黄色（Yellow）参数超出红线值时数值显示为红色（Red）当数据不可用时显示虚线。,发动机参数和状态指示-EICAS,发动机参数和状态指示,N1EICAS 上显示发动机低压轴N1 转速，单位是百分比，为表盘加数字式指示。如图所示，N1 指示包括如下几个部分：N1 指针：当N1 数值上升时，N1 指针顺时针转动，当N1 数值下降时，N1指针逆时针转动。当发动机N1 正常运行，指针为白色，当N1 数值超过红线时，指针为红色。(实际值)N1 表盘：当发动机N1 正常运行时，表盘为灰色（Grey），当N1 数值超过红线时，表盘为红色。N1 红线：在N1 表盘上显示，为红色，表示N1 的红线限制N1 推力参考值（Thrust Reference）图标（Bug ）：在N1 表盘上显示。当推力参考值为计算值时，显示值为紫红色（Magenta），当推力参考值为人工输入时，显示值为青色。当数据不可用时显示虚线。N1 指令指针（Cursor ）：N1 指令指针为黑色背景加白色边框。当机组增加推力时，指令指针顺时针扫略，当机组减小推力时，指令指针逆时针扫略。( 即油门台指令)N1 数字指示：单位是百分比当N1 超过红线时，数值显示为红色。起飞/最大爬升图标（Tickmark）：当发动机从起动开始直到爬升结束，如果没有使用灵活温度起飞，则在N1 表盘上显示白色的起飞/最大爬升图标。,发动机参数和状态指示,发动机参数和状态指示,b. EGTEICAS 上显示发动机排气温度EGT，单位是摄氏度，为表盘加数字式指示，N1 指示包括如下几个部分：EGT 指针：当EGT 数值上升时，EGT 指针顺时针转动；当EGT 数值下降时，EGT 指针逆时针转动。当发动机EGT 正常运行时，指针为白色，当EGT 数值超过黄线时，指针为黄色；当EGT 数值超过红线时，指针为红色。EGT 黄线和红线：分别为黄色和红色，表示EGT 的黄线限制和红线限制EGT 数字式指示：单位是摄氏度，当EGT 超过红线时，数值显示为红色EGT 表盘：当发动机EGT 正常运行时，表盘为灰色（Grey）；当EGT 数值超过黄线时，表盘为黄色；当EGT 数值超过红线时，表盘为红色。,发动机参数和状态指示,发动机参数和状态指示,c. N2EICAS 上显示左右发动机的高压轴转速，单位是百分比，为数字式指示，当N2 超过红线时，数值显示为红色。d. 燃油流量EICAS 上显示左右发动机的燃油流量，单位是PPH，为数字式指示。e. 滑油温度EICAS 上显示左右发动机的滑油温度，单位是摄氏度，为数字式指示，显示三位有效数值。f. 滑油压力EICAS 上显示左右发动机的滑油压力，单位是PSID，为数字式指示。g. N1 振动如图139 所示，EICAS 上显示左右发动机的N1 振动值，单位是标准化后的飞机单位（CockpitUnit），为数字式指示。当N1 出现振动值超过黄线时，在N1 转速指示的表盘上会显示矩形框内包含VIB 字样的图标。h. N2 振动EICAS 上显示左右发动机的N2 振动值，单位是标准化后的飞机单位（CockpitUnit），为数字式指示N2 振动值的限制见表48。当N2 出现振动值超过黄线时，在N2 转速指示处会显示矩形框内包含VIB 字样的图标。,发动机参数和状态指示,发动机参数和状态指示,j. 发动机工作状态反推显示动力装置的反推工作时,N1 转速指示的表盘上会显示矩形框内包含REV 字样的图标。当反推在打开过程中，REV 显示为白色，当反推全部展开后，REV 显示为绿色（Green）。当反推没有执行展开命令时，REV 显示为黄色。REV 矩形框的优先级高于VIB 矩形框。点火显示当左右发动机的点火系统正常工作时，在发动机参数指示页面的中间部分，会分别显示左右发动机的绿色IGN 图标，当点火系统没有工作时，图标消失。其他状态显示发动机的一些状态显示在EICAS 页面上方的左右角，分别表示左右发动机的状态，这些状态共用一个位置：当发动机出现着火时，FIRE 字样图标会显示，此项功能由飞机防火系统和EICAS 交联实现。当发动机处于起动过程时，绿色矩形框内包含绿色的START 字样的图标会显示。当发动机自动点火时，会显示RELIGHT 字样图标。当发动机空中起动时，会显示青色的ATS 字样图标如果在风车起动包线范围内，会显示青色的WINDMILL字样图标。,发动机告警信息设计,发动机告警信息设计,简图页指示N2 振动值滑油压力简图页上显示左右发动机的滑油压力，单位是PSID，为数字式指示。滑油温度简图页上显示左右发动机的滑油温度，单位是摄氏度，为数字式指示，显示三位有效数值。滑油量简图页上显示左右发动机的滑油量，单位是Qt，为数字式指示。N1 振动值简图页上显示左右发动机的N1 振动值，单位是标准化后的飞机单位(CockpitUnit)，为数字式指示。 N2 振动值简图页上显示左右发动机的N2 振动值，单位是标准化后的飞机单位（CockpitUnit）为数字式指示。,在正常状态下显示数值为白色，参数超出黄线值时数值显示为黄色，参数超出红线值时数值显示为红色，当数据不可用时显示虚线。,发动机告警信息,动力装置系统在工作异常或发生故障时，通过EEC 触发告警逻辑，通过ARINC664 数据总线送给航电系统，在EICAS 上显示CAS 信息向飞行机组告警，机组通过告警信息对飞机采取一定的动作，确保飞行安全。发动机告警信息显示在EICAS 上。发动机告警信息包括发动机本体、控制系统、空气系统、起动系统、点火系统、反推力系统、燃油系统和滑油系统的共40 条（TBC）告警信息。动力装置的CAS 告警信息可分为四个等级按优先次序：A 警告信息(Warning)要求机组人员立即知晓并立即采取纠正或补偿行动，红色显示；B 警戒信息(Caution)要求机组人员立即知晓并随后采取纠正或补偿行动，琥珀色显示；C 提示信息(Advisory)能力降低，随后可能需要采取纠正或补偿行动，蓝绿色显示；D 状态信息(Status)机组人员需知道非正常的系统配置，不需采取纠正行动，白色显示。,C919飞机试飞机组机务培训 ATA 78 排气系统,1,2,ATA 78-30 反推力装置,ATA 78-10 喷管,1,2,ATA 78-30 反推力装置,ATA 78-10 喷管,发动机喷管的主要功能:排出发动机内外涵气流产生推力排出通风冷却空气提供完整的气动型面以保持外部气流的均匀流动。,ATA 78-10 喷管,功能概述,主要由尾喷管、前中心体和后中心体组成尾喷管和中心体形成了内涵气流的流动通道,部件组成,1,2,ATA 78-30 反推力装置,ATA 78-10 喷管,104,LEAP-1C反推装置概述,反推力装置,（O-duct）反推外罩,LEAP-1C发动机反推装置O-duct反推外罩核心罩,核心罩,105,反推力装置,LEAP-1C维护时（O-duck）反推装置拆卸,LEAP-1C （O-duck）反推装置核心罩（前核心罩和后移动罩）拆卸,LEAP-1C反推装置拆卸示意,反推力系统的功能?,反推力系统主要功能是在飞机着陆和中断起飞时产生反推力，用于支持动力装置提供飞机设定的反推力功能（C919飞机反推设计仅在地面使用；C919飞机反推不能用于倒车）飞机着陆后，反推力装置打开，反推滑动罩向后滑动，带动阻气门沿铰链转动，遮挡外涵道气流通道，迫使外涵气流通过反推叶栅逆航向喷出，为飞机提供反推阻力。,反推力系统,不使用反推时，在飞行过程中反推力装置作为短舱的气动整流罩和 外涵排气喷管使用,107,LEAP-1C反推工作原理,O-duct反推外罩，电反推作动的原理:反推罩向后滑动打开阻气门堵住外涵气流,使之偏转,反推结构,108,LEAP-1C反推力系统构型：,反推力系统构型,反推力结构“O-Duct”反推外罩（外固定结构、阻气门和滑动罩）反推内罩（即内固定结构）反推控制系统 电反推作动系统供电设备发动机接口控制单元（EICU）线缆快卸面板,109,LEAP-1C反推力结构,反推结构,反推 “O-Duct”结构（外固定结构、阻气门和滑动罩）和反推内罩（即内固定结构）,反推力控制系统设计特点?,逻辑特点为了防止空中意外展开反推，系统架构包含5把相互独立的机械锁，5把机械锁的解锁和锁定由控制系统三道独立的指令控制：2个PLS(主锁)；1个TLS（第三锁）；2个吊挂锁；PLS的解锁和锁定以及PDU的功率输出均由TRCU控制（条款要求）左下、右下方向的作动筒上分别安装有主锁系统（PLS）作动特点电驱动的作动方式（机械作动筒由PDU驱动）反推滑动罩由4个机械作动筒驱动 柔性连杆连接4个作动筒保证其作动的同步性,反推控制系统,反推控制系统的组成?,电反推作动及控制系统由反推力装置控制单元（ TRCU）、功率驱动单元（PDU）第三锁（TLS）主锁（PLS）吊挂锁作动筒柔性连杆组成供电设备由三相电接触器、单相电继电器和手动抑制断路器组成发动机接口控