C919飞机试飞机组机务培训-动力装置课件.ppt

1、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1234ATA 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1234 动力装置系统的组成lLEAP-1C发动机及短舱l油门台（TCQ）l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?lLEAP-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。l LEA

2、P-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lLEAP-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nLEAP-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nLEAP-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nLEAP-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

3、ATA78） 动力装置系统概述lLEAP-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123411 LEAP-1C发动机安装节组成lLEAP-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l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)l隔离有害振

4、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1234风扇罩封严 ATA 71-30 发动机短舱封严 功能概述l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。l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1234类别名称数量发动机排液系统风扇区部件排液导管4风扇区排液嘴1核心区部件

5、排液导管6核心区排液收集盒1反推内罩排液嘴1短舱排液系统风扇罩1风扇罩排液孔1反推内罩1反推内罩排液嘴1 ATA 71-70 发动机排液 功能概述l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lC919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（V

6、FG）、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l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

7、。 ATA 71-70 发动机排液l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123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。 发动机本体部段发动机本体双转子、大涵道比分开排气涡轮风扇发动机，基本构型为1级风扇、3级增压级、10级高压压气机、TAPS II燃烧室、2级高压涡轮和7级低压涡轮。 风扇

8、直径：78in（1981.2mm） 发动机最大长度： 3284.6（mm） 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（T

9、APS 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

10、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l6个轴承3个收油池l低压轴支撑u1号轴承和2号轴承位于A收油池，uC收油池中的5号轴承共同为低压轴提供支撑。l高压轴支撑uA收油池3号轴承（球、瓦各一）uB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l低压轴支撑u1号轴承（滚子轴承）u2号轴承（球轴承）u5号轴承（滚子轴承）

11、l高压轴支撑u3号轴承（球轴承+滚子轴承）u4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12345OMS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12345OMS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?l向发动机燃烧室提供燃油。l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。l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

12、、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12345OMS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：l 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

13、。l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12345OMS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显示与操作序号告警信息信息解释告警级别抑制阶段（TBD）机组操作（TBD）1L(R) ENG FUEL FILTER APP BYPASS左

14、(右)发动机燃油滤达到迫近旁通状态提示Advisory起飞、降落飞行员知晓该信息，无具体操作。2L(R) ENG FUEL STRAINER BYPASS左(右)发动机燃油滤网旁通提示Advisory起飞、降落飞行员知晓该信息，无具体操作。3x ENG FUEL HPSOV FAULT左(右)发动机高压燃油切断阀失效提示Advisory起飞、降落飞行员知晓该信息，无具体操作。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12345OMS信息显示与操作OMS信息显示与操作信息描述触发条件地勤维护L(R) ENG FUEL FILTER APP BYPASS左(右)发动

15、机燃油滤达到迫近旁通状态左(右)发动机的燃油滤出现堵塞，即将达到旁通。飞机在下一次派遣前，地勤人员完成燃油滤滤芯的更换。L(R) ENG FUEL STRAINER BYPASS左(右)发动机燃油滤网旁通左(右)发动机的燃油滤网堵塞，旁通阀门打开，旁通油路开始流通。飞机在下一次派遣前，地勤人员完成燃油滤网的清洗和更换，并对下游燃油滤进行检查。x ENG FUEL FILTER SENSOR FAIL左(右)发动机燃油滤传感器失效左(右)发动机的燃油滤压差开关故障。飞机在下一次派遣前，地勤人员完成燃油滤压差开关的更换。x ENG FUEL STRAINER SENSOR FAIL左(右)发动机燃

16、油滤网传感器失效左(右)发动机的燃油滤网压差开关故障。飞机在下一次派遣前，地勤机务完成燃油滤网压差开关的更换。x ENG FUEL HPSOV FAULT左(右)发动机高压燃油切断阀失效左(右)发动机高压燃油切断阀未在指令位置，或传感器故障飞机在下一次派遣前，地勤人员确认故障原因，完成FMU或高压燃油切断阀传感器的更换。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12345OMS信息显示与操作重要功能与限制压力限制l 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/L）：在N1 表盘上

17、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。lN1 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)lN1 数字指示：单位是百分比当N1 超过红线时，数值显示为红色。l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，

18、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：lEGT 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。lEGT 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lEGT 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lEGT 表盘：n当发动机EGT 正常运行时，表盘为灰色（Grey）；n当EGT 数值超过黄线时，表盘为黄色；n当EGT 数值超过红线时，表盘为红色。 发动机参数和状态指

19、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

20、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u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VI

21、B 矩形框。u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。u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：p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。p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。p当发动机自动点火时，会显示RELIGHT 字样图标。p当发动机空中起动时，会显示青色的ATS 字样图标p如果在风车起动包线范围内，会显示青色的WINDM

22、ILL字样图标。 发动机告警信息设计发动机告警信息设计l简图页指示n 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。n 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。n 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。n 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。n 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

23、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n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。n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。n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；

24、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12ATA 78-30 反推力装置ATA 78-10 喷管12ATA 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。序号部件名称数量（单发）1前中心体12后中心体13尾喷管1

25、ATA 78-10 喷管 功能概述l主要由尾喷管、前中心体和后中心体组成l尾喷管和中心体形成了内涵气流的流动通道 部件组成12ATA 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nLEAP-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?l 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

26、（C919飞机反推设计仅在地面使用；C919飞机反推不能用于倒车）l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l 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lO-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l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）l反推控制系统

27、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l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?l逻辑特点u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；uPLS的解锁和锁定以及PDU的功率输出均由TRCU控制（条款要求）u左下、右下方向的作动筒上分别安装有主锁系统（PLS）l作动特点u电驱动的作动方式（机械作动筒由PDU驱动）u反推滑动罩由4个机械作

28、动筒驱动u 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?l 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l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l发动机接口控制单元（EICU）l线缆快卸面板反推控制系统 反推控制系统部件位置？l 电反推系统的主要部件均安装于短舱内，其中TRCU和线缆快卸面板安装于风扇机匣，作动筒顶端和柔性连杆均位于风扇舱 反推控制系统反推控制系统 重要系统部件简介lTRCU（反推力装置控制单元）TRCU用于控制ETRAS的展开和关闭作动过程，

29、安装于风扇机匣位置。TRCU的主要功能： 作为飞机电源系统接口（包括28VDC电源接口和115VAC三相电实现TRCU的控制供电和作动供电）； 驱动控制（提供扭矩和速度命令用于反推作动筒作动的控制）； 制动功能控制（在反推展开和关闭过程中TRCU将通过PMDU“功率驱动单元装置”控制作动筒的制动和减速）； PLS解锁控制（向PLS提供电源解锁）； 系统管理（通过ARINC 429数据总线与FADEC交联，实现系统的控制和管理）。反推控制系统 重要系统部件描述lPDU（功率驱动单元）将飞机电源系统提供的三相交流电转换为反推作动筒所需的机械能，驱动作动筒进行展开或收起的作动，并集成有制动模块。PD

30、U支持手动模式（在地面维护时，可借助专用工具手动操作PDU，实现作动筒的展开或收起作动）反推控制系统 重要系统部件描述l电驱动机械作动筒作动筒采用滚珠丝杠结构实现作动，从而带动反推滑动罩体的运动。左下、右下方向的主锁作动筒上安装有电磁阀式的PLS，PLS同时集成了双通道的传感器用于向FADEC反馈PLS的状态。上部两个反馈作动筒安装有RVDT传感器，用于向FADEC反馈作动筒的位置信息。反推力控制系统 重要系统部件描述l柔性连杆柔性连杆将四个作动筒与驱动单元PMDU连接起来，用于传递PMDU的扭矩至作动筒，保持作动筒运动的同步性。反推控制系统 重要系统部件描述l线缆快卸面板线缆快卸面板安装于风

31、扇机匣，主用功能是连接TRCU和FADEC与反推各组件之间的线缆，在维护时实现快速拆卸。反推控制系统 重要系统部件描述lTLS（第三锁）TLS为由电磁阀控制的机械锁，安装于短舱六点位置。主要功能为在作动筒PLS失效的情况下锁死反推滑动罩，防止其非指令展开。TLS上安装有双通道传感器，用于向FADEC反馈TLS的打开和关闭状态。在收到反推展开命令后，TLS由115VAC单相电触发打开后允许反推作动筒的展开运动；在收到关闭命令后，当反推作动筒收起至完全关闭位置时，TLS将自动锁死。在地面维护时，可借助专用设备手动打开TLS。反推控制系统 重要系统部件描述l吊挂锁两个吊挂锁分别安装在吊挂后部两侧，主

32、要功能是在发动机转子爆破碎片损坏PLS和TLS的情况下将反推罩锁紧在收起位置，防止其非指令展开。吊挂锁的电气特性与TLS完全相同，机械特性相仿。反推控制系统 其他重要系统部件描述l三相电接触器反推作动供电(在接到反推展开指令3的条件下，三相电接触器将导通115VAC三相电至TRCU，用于反推作动供电。三相电接触器内包含四个触点，其中三个触点用于传递三相电，另外一个触点的闭合状态由航电系统RDIU采集并反馈至FADEC，用于监控接触器的工作状态。)l单相电继电器用于给解开TLS和吊挂锁供电(在接到反推展开指令2的条件下，单相电接触器将导通三路115VAC单相电至TLS和两个吊挂锁，用于解锁TLS

33、和吊挂锁。单相电继电器内包含四个触点，其中三个触点用于传递电源，另一触点的闭合状态将由航电系统RDIU采集并反馈至FADEC，用于监控继电器的工作状态。)l手动抑制断路器反推抑制开关位于飞机驾驶舱，当通过手动方式将反推抑制开关置于断开位置时，将通过切断TRCU控制反推展开所需的115VAC三相电源，从而实现反推力装置功能的抑制。lEICU（电气专业部件）1) 发动机TRCU的28V直流供电控制；2) 发动机反推吊挂锁、反推第三锁的115V单相交流供电控制；3) 发动机反推作动器的115V三相交流供电控制。反推控制系统 反推控制逻辑图 反推力控制系统 轮载信号发动机正常运转或维修中 FADEC开

34、油门台电子锁 反推罩打开80% 油门台反推力杆提起信号反推力装置的正常工作范围：140KCAS60KCAS当飞行员需要使用反推力装置时，确认正推力杆在慢车位，将反推力杆向上提起移至反推慢车位置（51.81度，设有软卡位及电子锁），反推打开，等待2.6秒；该步骤期间：油门台微动开关1 控制EICU通过Relay发出Command 2指令 ，用于控制第3道锁 3 、左吊挂锁4、右吊挂锁5打开。油门台的微动开关2 和EEC共同控制EICU来发出Command 3指令 ，用于控制TRCU给反推作动供电。EEC基于WOW信号和油门台反推力杆TLA和锁3、4、5打开指令，发出Command 1指令 ，用于

35、控制左主锁1 、右主锁2打开。当FADEC完成解开电子锁工作，飞行员可提起反推力杆继续向上提起移至最大反推位置（90度），反推达到最大反推；FADEC开电子锁逻辑：反推力装置完全展开后，如需关闭反推，飞行员将反推力杆向下收到反推收起位置，反推系统收起。 反推操纵步骤反推控制系统 反推力的操纵-油门台的反推操纵原理 电反推力系统的展开和收起操作由飞行员通过操纵油门台完成的。 C919飞机油门台采用独立于正推力操纵杆的反推力操纵杆控制反推。 油门台设计正反推力杆机械互锁，只有当正推力杆处于正慢车位置时，才允许飞行员操纵反推力杆进入反推慢车行程，闭合微动开关一和微动开关二 ，从而触发反推展开指令2和

36、指令3。 C919飞机油门台由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组件和反推力杆组件。 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。 反推力杆只能手动操纵。反推控制系统 油门台的反推操纵对应的反推做动过程 当飞行员移动反推操纵杆依次进入微动开关1和微动开关2闭合的角度范围后，两开关顺序闭合，触发反推展开指令2和指令3，反推控制和作动系统运行逻辑并使反推滑动罩展开。 油门台设置有反推慢车位电子锁，当反推滑动罩展开至80%时，FADEC将发指令至油门台解锁最大反推电子锁，此时，反推操纵杆允许飞行员继续操纵进入最大反推行程。 随着反推

37、滑动罩完全展开，FADEC调整发动机推力状态为最大反推。 当飞行员移动反推操纵杆退出反推行程时，依次断开微动开关2和微动开关1，反推控制和作动系统运行逻辑并使反推滑动罩收起直至完全关闭。 反推控制系统 油门台的反推操纵-油门台反推机械内锁 当使用正向推力时，正推力轮毂上的内锁杆的滚子卡在反推轮毂内锁轮廓槽的侧面小槽中反推轮毂因此与正推力轮毂连接在一起，实现了内锁。 当正向推力杆到达慢车位时，正推力轮毂上的内锁杆被凸轮顶开滑入内锁轮廓槽的主槽中，此时内锁杆上的滚子可在主槽中自由滑动，反推轮毂因此与正推力轮毂脱开，反推轮毂可自由转动，反推力杆可自由移动，实现了内锁打开 反推系统的操纵 油门台的反推

38、操纵-反推电子锁 C919飞机油门台内部设有反推电子锁，用于提供反推力杆误操作的保护。油门台的反推电子锁由电磁阀及相应的作动机械组成，油门台的每组推力杆均设有一个电子锁 反推系统的操纵 反推力杆组件-反推电子锁工作原理图14中左图为通电状态，电磁阀打开，反推轮毂可转动，反推力杆因而被提起超过反推慢车位置；右图为断电状态，电磁阀关断，反推轮毂被电子锁杆顶住，因此反推力杆不可运动从而被锁定在反推慢车以下位置。图14 油门台反推电子锁工作原理 反推系统的操纵C919飞机试飞机组机务培训 ATA 79 滑油系统滑油系统原理EICAS显示与操作简图页显示重要功能与限制滑油系统概述12345滑油系统原理E

39、ICAS显示与操作简图页显示重要功能与限制滑油系统概述12345 滑油系统的组成 滑油系统的功能动力装置滑油系统主要功能如下：a) 在规定的飞行包线、温度包线和姿态包线内，对发动机的主轴承、附件齿轮箱、传动齿轮箱中的轴承和齿轮进行润滑和冷却，保证发动机轴承和传动系统的正常工作；b) 与发动机燃油系统中的燃油进行热交换，对燃油进行加热，防止燃油结冰。 滑油系统概述动力装置滑油系统主要由以下部件组成：滑油箱、防漏阀门、滑油泵、滑油滤、主燃/滑油热交换器、伺服/燃滑油热交换器、滑油空气冷却器、滑油温度/压力传感器、滑油油量传感器、滑油滤压差传感器、磁屑探测器（磁堵）、滑油管路与接头。 滑油系统主要部

40、件安装位置描述 滑油系统概述l 滑油箱：滑油箱安装于风扇机匣右侧（顺航向观察），如下图所示。 滑油系统概述l 滑油泵：发动机滑油泵安装于发动机附件齿轮箱上。 滑油系统主要部件安装位置描述 滑油系统概述l 滑油滤：滑油滤安装于滑油泵供油路出口。 滑油系统主要部件安装位置描述 滑油系统概述l 磁屑探测器/磁堵：磁屑探测器安装于滑油箱顶部的回油路上。 滑油系统主要部件安装位置描述滑油系统概述EICAS显示与操作重要功能与限制滑油系统原理12345简图页显示 滑油系统的组成 滑油系统原理 发动机滑油从滑油箱输出，经防漏阀后进入滑油泵中由供油泵进行增压，随后经滑油滤过滤；再经伺服燃/滑油热交换器、滑油空

41、气冷却器、主燃/滑油热交换器冷却，确保正常运行条件下滑油不超温；最终输送至发动机A受油池、B受油池、C受油池、传动齿轮箱TGB、附件齿轮箱AGB中，对轴承和齿轮进行润滑和冷却。润滑和冷却工作完成后，受滑油泵中的回油泵抽吸作用，滑油经磁屑探测器探测返回至滑油箱，具体工作原理如左图所示，A、B、C受油池结构如右图所示。滑油系统概述滑油系统原理重要功能与限制简图页显示12345EICAS显示与操作 简图页显示 发动机滑油压力、滑油温度和滑油油量将在驾驶舱见图页上显示：滑油系统概述滑油系统原理重要功能与限制EICAS显示与操作12345简图页显示 EICAS显示与操作 发动机滑油温度和压力将在EICA

42、S显示面板上进行显示。滑油温度显示单位 ；滑油压力显示单位 PSI。滑油系统概述滑油系统原理简图页显示重要功能与限制12345EICAS显示与操作重要功能与限制滑油牌号使用要求滑油牌号使用要求 a)MIL-PRF-23699 Type 2 grade STD or HTS，推荐环境温度在高于-40时使用； b)SAE AS 5780 Grade SPC or HPC，使用时最小环境温度限制 -54； c） MIL-PRF-7808 “Type 1” Grade 3 or 4，推荐环境温度在-55-40时使用。最大滑油温度限制最大滑油温度限制 1) 供油路 稳态最大供油温度限制：140 C； 瞬

43、态最大供油温度限制：155 C。2) 回油路 稳态最大回油温度限制：160 C； 瞬态最大回油温度限制：175 C。最小滑油温度限制最小滑油温度限制1) 供油路 稳态最小供油温度限制：10 C（地面慢车），55 C（巡航状态）； 瞬态最小供油温度限制：10 C。2) 回油路 回油路无最小滑油温度限制。滑油压力使用限制滑油压力使用限制 正常滑油压力是发动机高压轴转速（N2）的函数，最小滑油压力限制1.2 bar。 C919飞机试飞机组机务培训 ATA 80 起动系统发动机起动系统原理驾驶舱面板与操作EICAS显示与操作发动机起动系统概述1234发动机起动系统原理驾驶舱面板与操作EICAS显示与操

44、作发动机起动系统概述1234 LEAP-1C发动机起动系统原理和构架LEAP-1C发动机起动系统采用的是使用空气涡轮起动机的气起动模式。气起动模式的构架图如下图所示，气源提供高能气体流经管路到达起动空气阀，通过空气起动阀后驱动空气涡轮起动机，空气涡轮起动机将气体内能转化为机械能驱动发动机。 发动机起动系统概述部件名称数量（单发）起动引气管1起动阀门1空气涡轮起动机1 LEAP-1C发动机起动系统组成l 起动管l 起动活门l 起动机 发动机起动系统概述 起动管起动管 起动活门起动活门 起动机起动机 LEAP-1C发动机起动管l起动管为金属管l通过多功能桥型支架安装 发动机起动系统概述 LEAP-

45、1C发动机起动活门l采用FADEC 28V供电控制l使用蝶形阀控制起动机进口流量l设置有手动超驰孔供起动活门门手动控制使用l起动机进口为法兰母头，出口为法兰公头 发动机起动系统概述 LEAP-1C发动机起动机l起动机通过V形法兰安装在AGB上l起动机与AGB共用润滑系统 发动机起动系统概述 LEAP-1C发动机起动方式l APU起动l交输起动l地面气源起动 发动机起动系统原理 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。参见ATA 74 发动机点火章节。发动机起动系统原理驾驶舱面板与操作EICAS显示与操作发动机起动系统概述1234 EICAS显示与操作EICAS信息告警级别听觉告警目视告警触发条件抑制x ENG STARTER VLV FAIL OPENCaution单谐音CAS页面显示发动机起动阀门失效在开位起飞，降落x ENG STARTER VLV FAIL CLOSEDCaution单谐音CAS页面显示发动机起动阀门失效在关位起飞，降落x ENG STARTER CUTOUTAdvisory无CAS页面显示起动按钮锁定在START位起飞，降落