航空发动机综合课程设计全本.docx

航空发动机综合课程设计全本.docx

《航空发动机综合课程设计全本.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机综合课程设计全本.docx（61页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

航空发动机综合课程设计全本

航空工程学院

航空发动机综合课程设计

题目

在发动机防冰打开时，发动机进近慢车转速低

EngineIdleSpeed,ApproachIdleSpeedLow,EngineAnti-IceisON

作者姓名

专业名称

飞行器动力工程

指导教师

李平教授

提交日期

答辩日期

第一章CFM56-7发动机概述

CFM56-7是装载于波音737-600，-700，-800,-900，-BBJ，-COMBI,-C40A飞机上的高涵道比、双转子、轴流式的涡轮风扇发动机。

是由美国通用电器公司（GE）和法国国营航空发动机研制公司斯奈克玛（SNECMA）组成的国际公司（CFMI）研制生产的，推力为8684～11730daN图1-1，图1-2。

图1-1CFM56-7B发动机叶片图

该发动机包括4级整体的风扇和低压压气机（增压器）（1级风扇，1级风扇出口导向叶片，3级增压级转子，4级增压级静子），由4级低压涡轮驱动；9级高压压气机（9级转子，1级可调进口导向叶片，3级可调静子叶片，5级固定静子叶片），由1级高压涡轮驱动；环形燃烧室。

进气口：

环形，无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板。

风扇：

单机轴流式。

CFM56-7B有22片叶片，盘与叶片材料为钛合金，盘后与增压级鼓筒相连，风扇由两个轴承支承。

风扇机匣由不锈钢的3个圆环和12根支柱焊接而成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板。

低压压气机：

3级轴流式。

3级转子为整体钛合金锻造制成，出口处沿圆周均布12个可调放气活门，用于低功率状态将部分空气放入风扇通道。

图1-2CFM56-7B发动机

高压压气机：

9级轴流。

进口导流叶片和前3级静子叶片为可调，静子机匣为对开式，6~9级机匣为双层结构，外层机匣上面设有5级空气引出口,内侧机匣为低膨胀合金制成并在5级引出空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。

所有转子叶片可以单独更换，各级均设孔探仪检查口。

燃烧室：

短环形。

火焰筒内外壁均有分段气膜冷却，火焰筒头部有20个高压空气雾化喷嘴，并采用了降低污染的双环腔设计。

高压涡轮：

单级轴流式。

导向叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后两个轴承支撑，在所有系列中，其中最大转速允许达到，由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。

低压涡轮：

4级轴流式，涡轮机匣引气风扇后空气进行间隙控制，涡轮后机匣为12个支板结构，中心支撑低压转子后支点，低压涡轮轴上4号中介轴承支撑高压转子。

尾喷管：

固定面积收敛喷管，风扇流道内设置反推装置。

控制系统：

全权限数字式发动机控制。

启动系统：

空气起动机装在附件齿轮机匣上[3]。

第二章发动机防冰系统介绍

2.1发动机防冰系统

发动机结冰多发生在巡航时，因为在巡航高度时存在温度低于0度但仍未冻结的液态水-过冷水滴。

过冷水滴是不稳定的，当其受到发动机前缘的撞击扰动时便会迅速冻结从而形成冰。

发动机容易结冰的部件主要有：

发动机进气道前缘及内壁、发动机整流罩、整流锥等。

当发动机发生结冰时，它不仅直接导致进气道气动外型的破坏，降低发动机推力，增大飞行负载，还可能会造成压气机的机械损伤，严重时甚至导致整台发动机的破坏，直接引发飞行事故。

因此，为了保证飞行安全，发动机防冰十分重要。

每一台发动机都有一套进气整流罩防冰系统，这套系统可以在飞行中以及地面进行操作，在飞行驾驶舱前上部的P5控制面板上面的开关可以控制每一套防冰系统，如图2-1控制开关位置,图2-2防冰控制开关。

当系统打开时，进气整流罩热防冰活门打开，来自发动机级间管道引气的热空气通过活门进气整流罩空心部分，热空气使进气整流罩温度升高，最后热空气通过整流罩末端的小孔排出。

每一台发动机都是他自己进气整流罩热空气防冰的空气源，热防冰空气来自发动机引气的级间管道，由上游的压力调节器和关断活门控制。

每一个进气整流罩热防冰压力开关都会感受下游进气整流罩防冰活门管道的压力，如图2-3发动机防冰结构图。

图2-1控制开关位置

图2-2防冰控制开关

图2-3发动机防冰结构图

2.2发动机防冰部件

发动机进气整流罩热防冰活门：

两个，每台发动机各一个，位于区间410，420（如图2-4）。

进气整流罩热防冰活门是一个电子控制的，气动操作的蝶形活门，他是由弹簧固定在一个最近的位置（如图2-5）。

当控制信号接通活门的电磁线圈时，电磁线圈会使上游管道的压力进入活门调节器。

调节器控制压力并将压力传递给作动筒。

作动筒抵抗弹簧压力将活门打开，下游活门的传感线路也取决于调节器。

调压器通过调节蝶形活门来限制下游压力最大不超过50psi。

图2-4防冰活门

进气整流罩热防冰压力开关：

两个，每台发动机各一个，（如图2-5）。

这个开关是一个膜盒开关。

当感应口的压力超过65psi时，开关关闭。

位于前上部面板P5上的指示灯亮起。

图2-5防冰压力开关

2.3发动机防冰原理

当系统工作时，进气道防冰活门打开，从发动机引气系统传来的热空气沿着防冰管

路，经防冰活门流入进气道前缘整流罩的空腔内，对进气道进行加温。

然后经进气道前

缘底部的排气活门排出机外。

整个过程中，进气道防冰压力电门对防冰活门下游的热空

气压力进行监控，并视情况做出响应以提醒驾驶舱内人员采取合理的处置措施。

当你将发动机防冰开关置于ON位时，开关将会：

a.发送一个28V直流电给导通的进气整流罩热防冰活门中的电磁线圈。

b.发送一个断开不连续的离散信号给发动机电子控制（为了发动机慢车控

制）

c.发送一个不连续的信号给飞行管理计算机（为了引气负荷所带来的燃油计

差）

控制面板的逻辑电路和一个发光二极管控制着蓝色的整流罩活门打开灯：

a.灯关-----开关处于关闭位，活门是关闭的

b.灯光暗亮-----开关处于打开为，活门打开

c.灯光明亮-----开关和活门的位置不一致或者是活门处于移动阶段

以下这些控制着在防冰面板上整流罩活门打开灯的亮暗功能

a.系统开关和活门位置反馈

b.控制面板的固态开关电路

c.二极管击穿的电压降（暗模式下）

开关的开关位置给了活门的位置数据；关闭位置开关处于关闭位，当活门几乎关闭时；打开位置开关处于打开位，当活门打开超过15度。

如图2-6发动机防冰系统。

图2-6发动机防冰系统

2.4发动机防冰结构框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图2-7发动机防冰结构框图

图2-7发动机防冰结构框图

2.4发动机防冰功能框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图2-7发动机防冰功能框图

图2-7发动机进气道热防冰功能框图

第三章发动机EEC和DEU介绍

3.1发动机电子控制器（EEC）

3.1.1发动机电子控制器（EEC）概述

发动机电子控制器是发动机主控制器，发动机电子控制器从发动机以下传感器接

收一个模拟信号的输入：

a.N1转速传感器

b.N2转速传感器

c.EGT传感器

发动机电子控制器将模拟信号转换成数字信号，发动机电子控制器将数字信号通过

429通信数据线，发送给显示电子组件。

3.1.2发动机电子控制器（EEC）接头

发动机电子控制器电子接头：

发动机电子控制器上面有电子接头，发动机电子制器用

这些接头接受并发送数据给飞机和发动机，这些接头是J1和J10。

发动机有个可辨别的连

接P11。

这个可辨别的插头给发动机的发动机电子控制器提供形态数据，图

3-1EEC接头。

发动机电子控制器空气接头：

发动机电子控制器也有空气接头，这些空气接头在发动机的不同位置获取空气压力。

这些传感器将空气压力转换成发动机电子控制器的一部分数字信号。

这些空气压力信号如下：

a.P0（外部空气静压）

b.PS13（风扇出口静压）

c.P25（高压压气机进口压力）

d.PS3（高压压气机放气）

图3-1EEC接头

发动机电子控制器通过P0从大气数据惯性基准组件获取压力，并将P0压力在发动机电子控制器转换，每个发动机电子控制器通道都有P0转换器。

当发动机电子控制器在正常模式时，P0用于计算飞机速度与发动机推力管理之间的关系。

当发动机电子控制器在备用模式时，发动机电子控制器用P0去评估PT或者去发现假定的PT。

每一条发动机电子控制器通道有一个PS3转换器。

发动机电子控制器用PS3来高压压气机或震动，来确保引气压力在允许的最小值之上。

当引气压力低于最小值时，发动机电子控制器会增加慢车转速。

如果压气机是关闭失速或震动，发动机电子控制器控制可调静子叶片，可调放气活门，瞬态放气活门来保护压气机。

3.1.3发动机电子控制器冷却

冲压空气口提供空气保持发动机电子控制器冷却，冲压空气口在进气整流罩的外面，在1:

00的站位位置。

3.1.4发动机电子控制器功能描述

每一个发动机电子控制器有两台计算机，每一个计算机都可以控制发动机。

一台计算机在控制的同时，另一台是在备用。

这些计算机被称之为通道，一台计算机被叫做通道A，另一台就叫做通道B。

这两个管道的连接是通过一个交输数据线。

每一个发动机电子控制器通道有驱动线路，驱动线路是将数字指令信号转换成为模拟信号发送给发动机和飞机，并且一个发动机电子控制器通道不能控制另一个驱动线路。

每一个发动机电子控制器有传感线路，传感线路从发动机和飞机各个部分的传感器读取信号，主通道通过通道A或者通道B或者交输通道读取数据，然后主通道选取最好的信号或者平均信号去控制发动机。

如果主通道失效，备用通道变为主通道，如果一台发动机电子控制器通道失效，这个发动机电子控制器保持双通道，双通道下，主通道使用两条来自发动机控制的传感线路。

如果一条通道失效，这个错误会存储在自检存储中。

发动机电子控制器经常在双通道模式，只有当动机电子控制器交流发电机给一条通道供电时，动机电子控制器才会处于单通道。

有动机电子控制器交流发电机供电的动机电子控制器通道将变为主通道，其他的将变为备用通道，备用通道通常通过转换汇流条供能。

当两条动机电子控制器通道不能连接时，动机电子控制器也会在单通道模式，此时的主通道仅仅通过自己的传感线路来控制发动机。

当两条通道都正常工作时，通道A和B在每次发动机启动时会交替成为主通道和备用通道。

这个控制改变发生在：

如果N1超过先前发动机转速百分之76和新的主通道没有错误或者比新的备用通道错误更少时[1]。

下面是发动机电子控制器的主要功能：

a.对输入信号的确认和处理

b.发动机启动、关车、点火控制

c.发动机的动能管理

d.反推控制

e.发动机核心机控制

f.高压涡轮主动间隙控制和低压涡轮主动间隙控制

g.自检

h.飞行舱指示

3.1.5发动机识别插头

发动机识别插头向发动机电子控制器提供发动机状态数据。

这些是发动机识别插头提供的数据：

a.发动机类型（7B）

b.N1配平

c.推力等级

e.发动机状态监控

f.发动机燃烧室状态

发动机电子控制器位于发动机风扇机匣的右侧，识别插头连接发动机电子控制器下面的P11连接头。

打开右侧风扇整流罩就可以看到发动机电子控制器和识别插头，图3-2发动机识别插头结构图。

图3-2发动机识别插头结构图

3.1.6发动机电子控制器交流发电机

发动机电子控制器交流发电机通常给发动机电子控制器供电，发动机电子控制器交流发电机是发动机电子控制器的主要能源。

其中转换汇流条1、2分别给发动机1、2的发动机电子控制器作为另外的能源，当发动机电子控制器交流发电机不工作时，为发动机电子控制器提供能量。

发动机电子控制器交流发电机位于附件齿轮箱的前上部，打开左侧风扇整流罩就可以看到，图3-3EEC交流发电机结构图[4]。

图3-3EEC交流发电机结构图

发动机电子控制器交流发电机提供电能给发动机电子控制器通道A、B提供电能，如果发动机电子控制器交流发电机无法提供电能，飞机的电能系统可以给发动机电子控制器提供电能。

如果N2转速超过百分之15和交流发电机无法提供好的能量给发动机电子控制器通道时，这个信息会被存储在自检存储中，这种情况也会引起发动机电子控制器采用单通道操作。

3.1.7发动机电子控制器（EEC）供电

发动机电子控制器交流为发电机为电子控制器运行提供主要的交流电能，飞机的交流转换汇流条也可以给发动机电子控制器供电。

在发动机电子控制器上的两个继电器让汇流条给发动机电子控制器供电，一个继电器给通道A供电，另一个继电器给通道B供电。

发动机1的备用供电继电器在J22连接盒，这个继电器被显示电子组件控制，这个继电器有两个连接点，一个为通道A，另一个为通道B。

在紧急情况下，备用供电继电器通过内部发动机电子控制器继电器给动机电子控制器提供飞机汇流条的电能，图3-4发动机防冰原理图。

下面的任何一种情况都会引起显示电子组件给紧急备用继电器供电：

a.发动机启动手柄处于慢车位

b.发动机启动开关设置在地面位

c.发动机启动开关设置在持续位

d.控制显示组件设置在发动机维护界面

图3-4EEC供电原理图

3.1.8EEC结构框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图3-5EEC结构框图：

图3-5EEC结构框图

3.1.9EEC功能框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图3-6EEC功能框图：

图3-6EEC功能框图

3.2显示电子组件（DEU）

显示电子组件利用从电子控制器发送的数字信号，将如下发动机的参数显示在通用显示系统中：

a.N1

b.N2

c.EGT

显示电子组件可以利用他们来模拟N1和N2的信号作为备用输入，当电子控制器没有电时。

而发动机排气温度EGT只有在电子控制器通电时才能显示。

通过发动机和控制在电子控制器能量系统可以获得更多的信息，如机构图3-7。

图3-7DEU结构图

3.3DEU结构框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图3-8DEU功能框图

图3-8DEU结构框图

3.3DEU功能框图

根据AMM、FIM及相关资料画得图3-9DEU功能框图

图3-9DEU功能框图

第四章故障分析

4.1故障原因概述

研究的故障:

在发动机防冰打开时，发动机进近慢车转速低，（EngineIdleSpeed,ApproachIdleSpeedLow,EngineAnti-IceisON）。

故障的原因是：

a.发动机两个防冰控制开关S1S2出现故障；

b.发动机防冰控制开关和显示电子组件之间的线路和连接器出现故障；

c.显示电子组件DEU出现故障；

d.发动机电子控制器EEC出现故障。

4.2故障原因分析

4.2.1发动机防冰控制开关故障

控制开关本身出现故障，由于飞机长期处于振动状态，这样就导致了控制开关的损坏，在发动机防冰打开时，发动机控制开关无法向EEC发送信号，在发动机防冰引气，即发动机正常工作气流减少过程中，EEC没有控制发动机增加供油量来维持正常转速，最终导致发动机进近慢车转速低。

4.2.2发动机防冰控制开关与DEU之间线路和连接器故障

导线被氧化腐蚀导致线路短路或者接地，使得线路不通；连接器连接松动，插针折断，也会导致线路不通，DEU接收不到控制开关发送的信号，导致DEU无法显示发动机防冰打开，使得飞行员没有发现防冰打开，在进近着陆时推力手柄没有选择合适的位置，而发动机防冰引气，使发动机存在引气损伤，正常工作气流减少，导致发动机进近慢车转速降低[2]。

4.2.3DEU故障

DEU故障，无法显示发动机防冰打开，飞行员没有发现防冰打开，而发动机防冰引气存在，使得发动机存在引气损失，正常工作气流减少，而飞行员没有选择合适的推力杆位置，发动机功率不足，使得发动机进近慢车转速降低。

4.2.4EEC故障

EEC接头故障，无法接收发动机防冰打开的输入信号，或者EEC内部故障，对发动机防冰打开的输入信号无法处理，即在发动机防冰打开时，发动机存在引气损失，正常工作气流减少，EEC无法控制发动机增加发动机供油量来弥补发动机防冰的引气损失，从而导致发动机进近慢车转速低。

4.3排故过程

（1）首先检查EEC，对EEC进行自检，如果发现问题则对相关的内部EEC和DEU进行

维护，如果正常则对CDS进行检查；

（2）对CDS进行自检，如果发现问题，则对相关的内部EEC数据和DEU数据进行维护，如果没有问题，怎进行下一步；

（3）将DEU拆下：

　　　（a）检查DEU连接器与相应发动机防冰控制开关之间的导线（表4-1）：

表4-1连接器检查

连接器

开关位置

插钉

预测结果

1号发动机D3973B

D3975B

OFF位

PINA11接地

连续

ON位

PINA11接地

断开

2号发动机D3973E

D3975E

OFF位

PINA11接地

连续

ON位

PINA11接地

断开

　　　（b）如果电子检查有问题，则检查发动机防冰开关，

　　　　　　1）如果防冰开关存在问题，则更换开关

　　　　　　2）如果开关没有问题，就检查并维修DEU与防冰开关之间的线路。

　如果电子检查没有问题；

（4）更换EEC[2]。

4.4故障危害

发动机防冰控制开关故障，导致发动机防冰信号无法发送给DEU,FMC等；DEU与发动机防冰控制开关之间线路故障，使得控制开关无法发送信号给DEU,而显示在DEU中；DEU故障使得发动机等重要参数无法显示；DEU故障会使得发动机控制出现问题，而这些故障导致的发动机进近慢车转速低，会使得发动机在进近过程中推力不足，影响飞机进近着陆，降低飞机的安全性能。

4.5故障树

根据FIM、AMM及相关资料画得故障树图4-1：

图4-1故障树

4.6排故流程图

根据FIM手册及相关资料画得排故流程图4-2：

图4-2排故流程

参考文献：

[1]AMMAircraftMaintenanceManual

[2]FIMfaultisolationmanual

[3]AeroengineStructure发动机构造双语讲义（中国民航飞行学院发动机教研室

编）

[4]航空发动机控制讲义中国民航飞行学院

附录：

工卡

A/CREG

机号

REV.DATE

修正日期

TITLE标题

故障分析

CARDNO卡号

CFM56-7

2015-11-4

Item

工序

JobDescription

工作单内容

MECH

工作者

INSP

检查者

FIM73-07TASK803

EngineIdleSpeed,ApproachIdleSpeedLow,Engine

Anti-IceisON-FaultIsolation

在发动机防冰打开时，发动机进近慢车转速低。

1.PossibleCauses

可能的原因

（1）ENGINEANTI-ICECONTROLSwitch,S1（Eng1）orS2

（Eng2）

发动机两个防冰控制开关S1S2故障

（2）WiresandconnectorsbetweentheENGINEANTI-ICE

CONTROLSwitchandtheDEU’s.

发动机防冰控制开关和显示电子组件之间的线路和连接

器故障

（3）DEU,M1808（DEU1）orM1809（DEU2）

显示电子组件故障

（4）EEC,M1818

发动机电子控制器故障

2.JobSet-upInformation

工卡信息的建立

A.ReferencedInformation

------------------------------------------------

REFERENCEDESIGNATION

参考名称

------------------------------------------------

FIM73-00TASK801EECBITEProcedure

EEC自检

FIM31-62TASK801CDSBITEProcedure

CDS自检

AMM31-62-21-000-801DisplayElectronicUnit

Removal

拆卸DEU

AMM31-62-21-400-801DisplayElectronicUnit

Installation

DEU安装

AMM73-21-60-000-801-F00EECRemovalEEC拆卸

AMM73-21-60-400-801-F00EECInstallation

EEC安装

3.FaultIsolationProcedure

排故步骤

（1）Dothistask:

EECBITEProcedure,73-00TASK801.

任务：

发动机电子控制器自检步骤任务号：

73-00

TASK801

（a）DothecorrectiveactionforrelatedINTERNALEEC

andDEUmaintenancemessagesthatyoufindfirst.

对发现的相关内部的EEC和DEU维修信息进行修正

1）DotheRepairConfirmationattheendofthis

task.

在任务最后进行维修确认

（b）Ifyoudonotfindthemaintenancemessagesorthe

problemcontinues,thencontinue.

如果没有发现维修信息或者后续问题，继续下一步

（2）Dothistask:

CDSBITEProcedure,31-62TASK801.

（a）DothecorrectiveactionforrelatedEECdataand

DEUdatamaintenancemessagesthatyoufind

first.

修正发现的相关EEC数据和DEU数据的维修数据

1）DotheRepairConfirmationattheendofthis

task.

在任务最后进行维修确认

（b）Ifyoudonotfindthemaintenancemessagesorthe

problemcontinues,thencontinue.

如果没有发现维修信息或者后续问题，继续下一步

（3）RemovethetwoDEU’s,dothistask:

Display

ElectronicUnitRemoval,AMMTASK31-