Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020)

民用航空器维修基础系列教材第 5 册

螺旋桨

图 11-28 双向变距

图11-29 转速增大时变大距工作情形

驾驶舱内的变距杆固定在某一位置，即调速器弹簧力一定时，调速器自动保持某一相应

的发动机转速。这时离心力与弹簧力平衡，分油活门处于中立位置，螺旋桨桨叶角不发生变

化。如果由于某种原因引起发动机转速增大，例如飞行高度上升，造成阻力矩变小，或者飞

机在下降高度过程阻力矩变小等等，则离心飞重抬起分油活门的力量增大，分油活门上移。

从滑油泵来的滑油进入大距油路，流入变距活塞左边的A室，变距活塞右移，螺旋桨变大距。

同时，变距活塞右边B室的滑油顺着小距油路回油。随着螺旋桨桨叶角的增大，螺旋桨的阻力

力矩增加，发动机转速减小。随着转速的减小，离心飞重抬起分油活门的力量也随之减小，

分油活门又向下移，直到转速减小到原来的数值，分油活门回到中立位置，堵住变距油路，

螺旋桨桨叶角不再变大，转速不再减小，调速器保持原来的转速不变(图11-29)。

转速减小时调速器的工作与转速增大时的相反(图11-30)。

前推变距杆，调速器弹簧力增大，发动机转速增大；后拉变距杆，发动机转速减小。

2. 反向变距

用液体压力变大距，用螺旋桨桨叶旋转时所产生的离心力变小距叫反向变距（图11-31）。

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图11-32 正向变距工作原理

4. 电动调速器

有的机型上用的是电动式调速器，主要由离心飞重、弹簧、双向电动机、接触装置和继

电器组成(图11-33)。

图11-33 电动式调速器工作原理

驾驶舱变距杆固定在某一位置时，调速器弹簧力不变，自动保证发动机在某一转速工作。

接触装置的中间接触点恰好停留在中间位置，与上、下接触点均不接触。电动机不转动，螺

旋桨桨叶角不发生变化。如果由于某种原因引起发动机转速增大，则离心飞重向上抬起中间

触点的力量也增大，中间触点上移，与上面的接触点接触，电动机随即转动，使螺旋桨变大

距，发动机转速减小，直到转速回到原来的数值为止。中间接触点又回到中间位置，电路断

开，电动机停止转动，桨叶角不再增大，发动机又回到原来的转速。发动机转速减小，调速

器的工作情形与上面所述完全相反。如果需要改变发动机转速，应通过操纵变距杆来实现。

飞行速度、高度改变会引起发动机转速的变化，适当地改变桨叶角，使阻力力矩始终等

于旋转力矩，转速就可以保持不变。例如，飞行速度增大时，桨叶迎角α减小，螺旋桨变"

轻"，发动机转速会因阻力力矩减小而增大。这种情况下，如果增大桨叶角φ，发动机转速

就不会随飞行速度增大而增大（图11-34）。发动机起动时螺旋桨应在低桨叶角位置，因为此

时螺旋桨的阻力矩最小。

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图11-34 飞行速度变化时桨叶角的调节

11.5 顺桨、反桨和回桨装置及其原理

顺桨是指将螺旋桨变大距到最大桨叶角位置。如果发动机发生故障，驾驶员选择顺桨位

置，或者发动机在自动顺桨系统的控制下顺桨。这时每个桨叶前缘直着对向风，桨叶角接近

90°，顺桨位置可消除大部分阻力（图 11-35）。对双发及以上的飞机，当在空中出现一台发动

机停车时，机组应迅速对停车发动机实施顺桨，将螺旋桨桨叶角变到最大桨叶角位置（例如，

西门诺尔（PA44-180）飞机顺桨角度为 80°±1°），从而使螺旋桨飞行阻力最小，确保飞机的操

纵性及飞行安全。顺桨操作的方法是将变距杆拉至最后，越过低转速限制区进入顺桨位。现

代不少飞机设计有自动顺桨装置，在单发失效时可以及时顺桨以减少飞机航向无法操控的风

险。

图 11-35 顺桨

图 11-36 反桨

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在装有可反桨螺旋桨的飞机上，螺旋桨的桨叶角能够转到负值，产生负拉力（图 11-36）。

这可减短着陆滑跑距离和改善地面机动能力。反桨的一般的操纵方式为：在变距杆位于最前

端时将油门杆跨过慢车位后进入β范围，经过地面滑行操纵区再向后拉就到达反桨操纵区间，

此时燃油调节装置会通过一个特殊联动装置（例如 C90Gti 飞机中称为凸轮箱）将使用油门杆

控制螺旋桨增加反桨角度的同时增加供油量。

回桨是指对已顺桨的发动机螺旋桨变小距，使之退出顺桨位置，便于发动机空中起动。

回桨时由于发动机已经停车，该动作必须消耗发动机以外的能量。例如，西门诺尔（PA44-180）

飞机回桨操作时将变距杆推到最前，释放回桨储压器中的高压氮气进入桨毂，完成回桨动作。

11.6 同步系统及防冰系统

螺旋桨辅助系统能改进螺旋桨性能和增强飞机全天候飞行能力。例如飞机降低螺旋桨同

步系统用于减小噪音与振动，防冰系统可用于螺旋桨桨叶除冰，同步系统和防冰系统保障安

全性以及提高螺旋桨性能。

11.6.1 同步系统功能、构成和工作原理

多发螺旋桨飞机上可能存在过大的振动和噪声。造成这个问题的原因是由于各个螺旋桨

之间转速不一致，噪声相互干扰与叠加。基于这点，减少产生噪声和振动值的方法是匹配或

同步发动机给定转速。现在通常的有三种同步系统用在多发飞机上：主马达同步系统；一发

主控制系统；相位同步系统。同步系统通过将所有螺旋桨精确控制在同一转速工作，减少振

动。

主马达同步，它用在早期型号飞机上。主同步器装置包括马达，它机械地驱动4个接触器

装置，接触器装置电连接到发电机上。发电机由发动机的附件传动。因此，发电机产生电压

的频率直接同发动机转速成正比。当系统工作时，要求的发动机转速由手动调节转速控制杆

进行，直到仪表板上主转速表指示要求的转速。要求的转速给定后，发动机和主马达之间的

任何转速差将引起相应的接触器装置操作螺旋桨变距机构，直到发动机转速匹配。

一发主控制系统。典型的同步系统包括有比较电路的控制盒、左发上专门的主调节器、

右发上从动调节器和在右发动机舱的作动器。两个调节器包括频率发生器，产生与发动机转

速成比例的频率（图11-37）。

用这种系统，控制盒的比较电路比较从动发动机和主动发动机的转速信号，如果存在转

速差，控制盒送出相应的信号到作动器以调节从动调节器，直到发动机转速匹配(图11-38)。

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图11-37 双螺旋桨同步系统

图11-38 螺旋桨同步系统部件位置

在大多数安装中比较电路有有限的工作范围，因此，为进行同步，从动发动机转速必须

与主发动机转速差大约在100RPM(转/分)之内。

相位同步。螺旋桨相位同步系统允许驾驶员控制螺旋桨桨叶之间旋转面的角度差(见图

11-38)。该角度差称为相角，由驾驶员调节相角达到最低的噪音和振动值。例如某型号飞机

的螺旋桨相位同步系统可使发动机的噪音降低3～6分贝。

典型的相位同步系统在每个发动机装有脉冲发生器。用于比较目的，每个发动机的脉冲

发生器键入各自螺旋桨的指定桨叶。随着每个螺旋桨指定的桨叶通过脉冲发生器，电信号送

到相位控制电路。例如，双发飞机脉冲发生器键入l号桨叶，基于从每个脉冲发生器的电脉冲，

相位控制装置决定每个螺旋桨1号桨叶的相对位置。驾驶舱中螺旋桨手动相位控制允许驾驶员

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手动选择产生最低振动和噪音的相角。向每个发动机产生的脉冲做比较，如果存在差值，相

位控制组件将驱动从动调节器在螺旋桨之间建立选择的相位角(图11-40)。

图11-39 相位同步

图11-40 相位同步控制板

11.6.2 防冰系统功能、构成和工作原理

螺旋桨对结冰敏感，必须装有除冰系统。如果存在结冰现象，会改变螺旋桨桨叶翼型形

状引起螺旋桨效率和拉力的损失。螺旋桨桨叶上形成的冰由于分布不均匀，会造成螺旋桨不

平衡和破坏性的振动。螺旋桨容易结冰的部位有桨叶前缘和桨毂（桨帽）。螺旋桨可使用防

冰或除冰系统。两者之间差别在于防冰系统的作用是阻止冰的形成，除冰系统是在冰形成后

除掉冰。

液体防冰。典型的流体防冰系统包括控制组件、防冰液箱和输送流体到螺旋桨和喷嘴的

泵。控制组件可以调节泵的输出。防冰液从防冰箱经泵送到装在发动机前机匣上的螺旋桨后

面的喷嘴。随着流体通过喷嘴，进入称为甩液环的U形通道，离心力将防冰液通过输送管送到

每个叶柄（图11-41）。

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图11-41 螺旋桨流体防冰系统

最通常使用的防冰液是异丙基酒精。因为它容易买到，而且成本低。其他一些防冰液体

是用磷酸盐化合物制成的，在防冰性能上同异丙基酒精相当。用磷酸盐化合物制成的防冰液

还具有可燃性低的优点，但价格相对比较贵。

电除冰。螺旋桨电除冰系统包括电源、电源继电器、电阻加热元件、系统控制和定时器。

电阻加热元件可装在每个螺旋桨桨叶内部或外部。外部安装的加热元件是除冰靴，并用批准

的粘结剂连到每个桨叶。系统控制包括通/断电门、负载表和保护元件，如电流限制器或电路

断电器。负载表是电流表，允许监视个别电路电流和目视证实定时器是否正常工作(图11-42)。

图11-42 电除冰系统

飞机电源通过电刷和滑环供给桨毂。电刷装在发动机机匣螺旋桨的后面，滑环装在螺旋

桨桨毂组件的背面。桨毂上柔性接头通过滑环将电输送到每个加热元件。通过触摸螺旋桨电

热防冰套的方法可以检验其是否被加热。电除冰系统通常设计成断续供电到加热元件，除掉

积冰。如果冰积得过多，除冰有效性则减少。正确地控制加热间隔是关键。这需要使用定时

电路，按预定程序循环供电加热元件。循环定时器供电加热元件周期是15~30s，整个循环时

间2分钟。

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11.7 螺旋桨检查和维护

11.7.1 轨迹检查

检查螺旋桨桨叶轨迹指的是检查每个桨叶叶尖随着它通过旋转弧时的轨迹，通过检查螺

旋桨的轨迹，比较桨叶叶尖彼此的相对位置。该程序是在查找振动问题或作为螺旋桨平衡和

再安装的最后检查。在轻型飞机上，金属螺旋桨直到6ft（英尺）直径其叶片相互轨迹在1/16in

（英寸）之内。木制螺旋桨轨迹不应大于1/8in（英寸）。螺旋桨做轨迹检查之前，飞机必须

锁定在静止位置，一般情况下是通过在各机轮放置轮挡防止飞机移动的。在地面放置固定的

基准，离螺旋桨弧1/4in（英寸）之内。转动螺旋桨桨叶，标记每个叶片的轨迹，所有叶片轨

迹最大差值不应超过上述限制值（图11-43）。检查轨迹也可在飞机前缘上安装一根粗的金属

丝或较细的杆子，稍微接触螺旋桨桨叶尖部，用手转动螺旋桨，观察下一片桨叶，测量杆子

和桨叶之间的距离。继续这一过程，直到检查所有桨叶。

图 11-43 螺旋桨轨迹检查

11.7.2 桨叶损坏、腐蚀、疲劳裂纹检查

目视检查整个桨叶是否有凹坑、磕伤、材料松动、腐蚀、裂纹或脱胶；复合材料桨叶的

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适航类损伤限度；目视检查桨叶是否受过雷击；预定检查期间发现的缺陷或损伤，以确定继

续飞行前是否需要修理；检查整流罩和可见的桨叶固定件是否有损伤或裂纹，根据实际情况

修理或更换这些部件；检查紧固件是否松动/缺失，必要时重新拧紧或重新安装；检查有无油

脂和滑油渗漏，并确定渗漏源头；检查桨叶的径向间隙或叶尖移动（里外或前后）；检查除

冰套（如果已安装）是否损伤；利用飞机的“飞行员操作手册”（POH）规定的程序，检查螺

旋桨转速控制以及从反桨距或低桨距到高桨距的操作。

目视检查复合材料桨叶有无裂纹。检查桨毂，特别注意每个桨叶根部上有无裂纹；使用

涡流设备检查桨毂，因为裂纹通常都不明显。

11.7.3 超转和冲击损坏评估

螺旋桨超转是指螺旋桨转速超过最大转速限制。螺旋桨超转时，桨叶根部承受很大的离

心力，而且若是桨叶尖部的速度超过或接近音速时，会产生激波阻力，使螺旋桨的效率急剧

下降。此外，螺旋桨超转还会引起发动机的曲轴超转，使发动机的活塞、连杆和曲轴等机件

受力增加,极易损坏。

引起螺旋桨超转的原因，一是调速器没有调整好，二是调速器的分油活门卡阻在下位，

使螺旋桨始终处于最小距的工作状态。在这种情况下，随着飞行速度的增加,桨叶迎角迅速减

小,而螺旋桨又不能变大距,因而造成超转。冬季飞行时，特别是在长时间下降的过程中，如果

螺旋桨长期未变距，变距缸筒内的滑油冻结，也可能造成超转。

飞行中，如果出现超转，应该迅速收油门减小进气压力。如果是由于滑油冻结导致的超

速，螺旋桨转速会随之减小，此时应活动几下变距杆，促使分油活门恢复正常工作，并使变

距缸筒内的滑油循环加温。如果转速不变，说明滑油没有冻结，则应适度后收变距杆减小螺

旋桨转速。如果以上措施不能恢复正常转速,则应就近着陆。此外，飞行中若出现转速不稳或

转速下降，可能是变距机构出现故障或是分油活门卡阻在中立位置或中立以上位置，此时应

适当调整油门控制转速，同时活动几下变距使转速恢复正常；若无效则应就近着陆。

11.7.4 螺旋桨的安装和桨叶角检查

1.螺旋桨的安装

将螺旋桨连接到发动机曲轴上的方法因曲轴的类型不同而不尽相同。现代有3种类型飞

机发动机曲轴：带安装边的轴、锥形轴和套尺轴。安装螺旋桨应考虑定心、传扭和固定，以

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螺旋桨

使螺旋桨工作可靠和不产生振动。

带安装边的轴有定位销孔，用螺栓和螺帽将螺旋桨固定在轴上。定位销孔让螺旋桨安装

在一个位置。有的是预先将带螺纹的圈压入螺栓孔，不再需要螺帽（图11-44）。安装螺旋桨

前,，先要检查凸缘有无锈蚀、缺口、毛刺和其它表面缺陷，带螺栓的孔和带螺纹的圈必须清

洁并处于良好的状态；将螺旋桨安装到已准备好的发动机曲轴上，定位销应准确地落入定位

孔内；安装螺栓、垫圈和螺帽，先轻轻地上紧所有的螺帽；用工具按规定的交错次序扭转螺

帽到所要求的扭矩值；安装整流罩；进行轨迹调整；加上保险装置。

图 11-44 带安装边的轴

(a)带有定位销孔的安装边； (b)有螺套的安装边

安装螺旋桨时，遵守螺旋桨制造厂建议的紧周次序是重要的，以避免在螺旋桨桨毂中导

致应力（图11-45），多轮次按照规定顺序，交叉按力矩要求值拧紧螺栓后必须再依次检验各

螺栓力矩值。

图11-45 紧固顺序

在某些低马力发动机上，曲轴是锥形的，螺旋桨安装端带螺纹。为防止螺旋桨在轴上转

动，在轴上装有一个大键槽，键保持螺旋桨在位(图11-46)。在安装螺旋桨之前，注意检查锥

形轴上有无锈蚀、裂纹和磨损等缺陷。要特别注意对键槽的检查，因为裂纹可以从键槽的拐

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角处发展开来，结果会造成轴的破坏，可以用染色渗透法检查键槽部位有无缺陷。检查桨毂

部件和安装部件有无磨损、裂纹、锈蚀和翘曲，用染色渗透法或磁粉法检查桨毂和螺栓，并

纠正所发现的缺陷。安装前需要进行试装配，将带有染色的液体，如普鲁士兰的液体涂到锥

形轴上，装上键，再装上桨毂并将固定螺帽拧紧到规定的扭矩；拆下桨毂，观察染料从曲轴

移到桨毂上的数量，要求染料接触转移的面积，最小应达到70％；如果接触面积低于70％，

必须检查桨毂和曲轴表面的不平整度，如污物、磨损和锈蚀等，可以用研磨的方法修整表面，

使其配合的更好，直到满足要求为止。最后将桨毂和锥形轴表面上的染料和研磨剂清洗掉。

图11-46 锥形轴

图11-47 套尺轴

大多数发动机采用套尺轴，其中一个两倍宽度的主键保证桨毂仅装在一个位置上（图

11-47）。

用过规/不过规检查花键磨损，它的尺寸比花键间允许最大尺寸大0.002in（英寸）。量

规在两个键槽之间测量，如有超过20%的键槽插不进去，则说明轴和键均可使用，如有20%以

上键槽能插进去，说明曲轴已有过量磨损，必须更换。为确保螺旋桨桨毂在曲轴的中心，前

锥和后锥应装在螺旋桨毂的每一侧（图11-48）。另外，可使用普鲁士蓝检查前、后锥的安装

是否正确。方法是初装扭紧后拆下，前、后锥转移到毂上的普鲁士蓝面积不小于70%。

图11-48 前锥和后锥

(a) 前锥（示出序列号）； (b)后锥

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一旦螺旋桨正确地扭紧，还必须打保险。由于安装的方法不同，保险的方法也不同。例

如，如果用螺栓将螺旋桨固定在带安装边的轮毂上，每对螺栓的保险丝必须在拉紧的方向(图

11-49)。如果安装螺旋桨使用的是槽顶螺母，则用开口销保险（图11-50）。

一旦恒速螺旋桨已装好并保险后，应进行全面工作复查。必须遵守该型飞机地面运转程

序和保证飞机处于安全状态。所有变距螺旋桨飞机的安装、操纵要求均相同，即螺旋桨变距

杆必须校装，使得变距杆前移，转速增加，变距杆后移转速减少。发动机油门必须设置成前

移增加拉力，油门后移减少拉力。发动机暖机和试验新安装的液压螺旋桨时，由调速器运动

它经过整个行程几次。地面检查和调整成功完成后，进行飞行试验。飞行试验后，检查滑油

是否泄漏和部件的牢固性。

图11-49 螺栓保险

图11-50 螺帽保险

2. 桨叶角的检测

检测指定的桨叶站位检查桨叶角需要使用螺旋桨通用分度仪（图11-51）。测量螺旋桨

桨叶角之前，分度仪必须归零，或者调整到基准位置，通用的基准是螺旋桨桨毂（图11-52）。

测量桨叶角时，将分度仪靠住叶面，转动圆盘调节器直到气泡位于水准仪中心(图11-53)；转

动螺旋桨，直到要检查的第一片桨叶，使桨叶的前缘处于水平位置；找出桨叶叶面的基准标

记位置，将分度仪的边放在桨叶面的基准位置上；转动圆盘调整钮，直到中心酒精水平仪水

平为止；以圆上的零线为标志，从游标尺上零刻度所对应的数值便是桨叶角的度数。

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螺旋桨

11.7.5 不同类型螺旋桨存放和检查要求

1. 木质螺旋桨的存放和检查要求

木制螺旋桨通常发现的缺陷包括分层、表面上压坑和伤痕。其他可能的损伤包括叶背或

叶面裂纹或伤疤、断裂、扭曲、中心孔和螺栓孔磨损或尺寸过大。当对木制螺旋桨修理之后，

必须再施加保护涂层。然而，保护涂层的恢复改变了桨叶的平衡。因此，桨叶检修后必须检

查螺旋桨的平衡。木制螺旋桨存放时应水平放置，保持湿气均匀分布。此外，存放处应该保

持冷、暗、干燥和通风良好。

2. 铝合金螺旋桨的存放和检查要求

铝合金螺旋桨耐用和维护相对便宜，但是抗击外来物损伤能力一般，外形损伤就会引起

桨叶失效和振动，因此，铝合金螺旋桨必须定期仔细检查。年检和 100h（小时）检查要求包

括：是否有裂纹、压坑，螺栓扭矩是否正确。一旦清洗之后，检查铝合金桨叶上是否有点蚀、

压坑、刻痕、裂纹和腐蚀。损坏敏感的区域包括前缘和叶面。为帮助检查，可用 4 倍的放大

镜。怀疑有裂纹应做着色渗透检查。铝合金桨叶表面缺陷的修理必须在平行于长度进行。螺

旋桨边缘典型修理最大允许的尺寸深度为 1/8in（英寸），长度不大于 1.5in（英寸

（图 11-55）。

如果一个桨叶叶尖修短，则其余桨叶必须修短到一样尺寸。叶背和叶面修理后用非常细的砂

纸抛光，表面施加阿罗丁、漆和其他批准的保护涂层。

所有可调桨距螺旋桨系统都要在一定间隔时间内进行检查和勤务工作。在很多情况下，

润滑是勤务工作之一。用于润滑螺旋桨的油脂必须有正确的防磨和塑性。换句话说，批准的

油脂减少运动零件的摩擦阻力和在压力下容易成任何形状。存放螺旋桨桨叶时要对其防锈处

理，腊纸包装，定期检查。

A－最大原始半径； B－再加工轮廓到最大厚度点；C－半径太大；D－轮廓太钝

图 11-55 桨叶修理尺寸限制

3. 复合材料螺旋桨的存放和检查要求

随着科学技术水平的进步，由于复合材料螺旋桨在重量、结构阻尼性、破损安全和维修

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螺旋桨

性上具有一定的优势，目前已经出现了许多的基于复合材料的螺旋桨。由于复合材料螺旋桨

使用多种类型材料并且加工工艺也有一定的差别，检查、修理和存放要求可能会有比较大的

差别，具体要求应参考原始部件厂家的有效维修资料。

钻石 DA42NG 飞机装配的变距螺旋桨产自德国 MT 公司，其型号为

MTV-6-R-C-F/CF187-129，其桨叶材料为木质基体外包玻璃纤维增强塑料（GFRP）最后外部使

用丙烯酸清漆，桨叶前缘使用金属包边以增强抗撞击能力，其翻修间隔为 2400 飞行小时，

平时维护时随定检完成相应检查即可，在存放时也没有特别的要求，只要按普通航材包装保

管即可。

新舟 60/600 飞机装配的变距螺旋桨产自美国 Hamilton 公司，其型号为 247F-3，其桨叶

材料为全复合材料，包括石墨纤维梁、卡维龙增强复材外壳和聚氨脂发泡轻质充填物，而桨

叶梁和结构与钢件结合，前缘有一层镍质金属保护套，桨叶表面涂一层聚氨基甲酸漆。在桨

壳设计中还考虑了防闪电、雷击的保护。由于复合材料优异的性能，该螺旋桨使用寿命高达

31500 飞行小时，平时维护时随定检完成相应检查即可，在存放时也没有特别的要求，只要

按普通航材包装保管即可。

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发动机燃油和控制系统

第 12 章发动机燃油和控制系统

12.1 燃油分配系统

12.1.1 发动机燃油系统的功用

发动机燃油系统的功用是：在各工作状态下，将清洁的、无蒸汽的、增压的、计量好的

燃油供给发动机，同时向发动机附件系统提供伺服压力燃油来操纵发动机附件。飞机的不同

飞行阶段，需要不同的推力，对应着发动机不同的工作状态，也就是供给发动机不同的燃油

量。发动机控制应避免发动机在工作中出现超温、超转、喘振、熄火和超扭。

发动机燃油的供油过程，一般如图 12-1 所示。飞机燃油系统将燃油供到发动机的燃油泵

开始，中间经过燃油加温器、燃油滤、燃油控制器、燃油流量计、燃油总管，一直到燃油从

燃油喷嘴喷向燃烧室为止。

图 12-1 发动机燃油的供油过程

12.1.2 发动机燃油系统的主要部件

1. 燃油泵

燃油泵的主要功用是：供油和增压。送到发动机燃油系统的燃油压力取决于飞机燃油系

统，一般来说，如果飞机的增压泵有故障，发动机的燃油系统应该能照常工作，所以，一般

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发动机燃油和控制系统

发动机燃油系统串联有两个油泵，即低压泵和高压泵。低压泵，又叫增压级，其主要作用是

给高压泵进口提供所需流量和压力的燃油，防止高压泵出现气蚀。高压泵，又叫主级，其主

要作用是在各种工作状态和发动机的转速下，保证向发动机的燃油系统提供所需的最终压力

的燃油。低压泵和高压泵通常组装在一个壳体内，通过一根传动轴传动，燃油从进口先进入

低压离心泵，然后进入高压齿轮泵；当泵后压力达到设定值后，释压活门打开，用来防止泵

后压力过高，损坏下游部件和造成漏油。图 12-2 为某型发动机燃油泵组件。

图 12-2 燃油泵组件

油泵是一种将机械能转变为压力能的机械。根据供油增压原理，油泵可以分为两大类：

容积式泵和叶轮式泵（非容积式泵）。

容积式泵：依靠泵的抽吸元件作相对运动，交替改变元件间的自由容积进行吸油、排油

的。供油量取决于元件一次循环运动中自由容积变化的大小。在一定的供油量下，泵根据出

口处的液体流动阻力来建立压力。这类泵在航空发动机上应用较广，如齿轮泵、柱塞泵和旋

板泵（叶片泵）。

叶轮式泵，也叫非容积式泵，它依靠叶轮作旋转运动，使经过叶轮的液体增加动能和压

力能，在叶轮后的扩压器中再将液体的动能部分滞止，转化为压力能。这类泵有离心泵、汽

心泵等。

目前民航发动机上用得最多的是渐开线直齿外啮合齿轮泵、轴向倾斜式变量柱塞泵、旋

板泵和离心泵。

齿轮泵的基本组成：一对尺寸相同的外啮合齿轮、壳体、端盖和传动轴等。如图 12-3

所示，齿轮泵的工作原理如下所述：吸油过程：轮齿脱开啮合→容积变大→压力下降→实现

吸油；排油过程：轮齿进入啮合→容积变小→压力上升→实现排油。

齿轮泵是定量泵，流量和转速有一一对应关系。当转速不变时，供油量通过旁通回油调

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发动机燃油和控制系统

节，即齿轮泵的供油量始终高于需油量，超出需要的油量返回油泵进口。

出口

进口

图 12-3 齿轮泵

柱塞泵的基本组成为：1-柱塞；2-斜盘；3-转子；4-分油盘，如图 12-4 所示。转子内沿

周向均匀分布有若干个柱塞孔腔，柱塞就安装在这些腔内，柱塞靠弹簧和油压始终顶紧在斜

盘的工作面上，转轴带动转子旋转，而转子的小端面始终与分油盘贴合在一起。

转子

分油盘

斜盘

柱塞

图 12-4 柱塞泵

柱塞泵可以做成变量泵，柱塞泵的供油量不仅取决于转速还取决于斜盘角度，转速不变

时，供油量通过改变斜盘角度调节。柱塞泵的工作原理如下所述：吸油过程：柱塞伸出→容

积变大→压力下降→实现吸油；排油过程：柱塞缩回→容积变小→压力上升→实现排油。

2. 燃油滤

燃油滤的主要功用是：过滤燃油，保持燃油的清洁。

燃油滤通常有粗油滤和细油滤之分。粗油滤一般在燃油进入喷嘴之前，主要过滤主燃油，

165

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发动机燃油和控制系统

防止喷嘴堵塞，起保护作用；细油滤一般是一次性油滤，在油滤堵塞后进行更换。通常用微

米或者目，来表示油滤的过滤度。目是指每平方英寸过滤面积上的孔数。

燃油滤组件一般由滤芯和旁通活门组成，如图 12-5 所示。

图 12-5 燃油滤

当油滤堵塞后，旁通活门打开，保证在供油的过程中，燃油不会中断。某些油滤还包括

堵塞指示器或压差电门，向维修人员或驾驶舱提供油滤是否堵塞的警告指示信息。

3. 燃油加温器

燃油加温器的主要功用是：加温燃油，防止结冰堵塞油路。加温的方法可以用发动机热

滑油或者从压气机引气。

燃油/滑油热交换器，如图 12-6 所示。

166

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发动机燃油和控制系统

滑油进口

滑油出口

燃油旁通活门

燃油出口

燃油进口

图 12-6 燃油/滑油热交换器

在热交换器内，有两种不同的油液流动，燃油和滑油。热交换器内有 7 根铝合金燃油管

（U 型）和 7 块隔板。燃油在铝合金管内流动；而滑油围绕着 7 根燃油管的外部流动，7 块隔

板形成了滑油在热交换器内的迂回流动路径。如果燃油管路进出口压力差达到一定值时，燃

油管路旁通活门打开，燃油不进行热交换，直接流出热交换器。

4. 其他燃油部件

燃油控制器的主要功用是：负责计量燃油，并供应动力油控制一些作动器和活门，将在

下一节中具体介绍。

经过高压泵增压后的燃油进入燃油控制器，计量好的燃油离开燃油控制器到燃油流量传

感器，它测量实际供给喷嘴的燃油质量流量。

目前测量燃油流量最常采用的装置是涡轮流量传感器（如图 12-7），这种流量传感器是

通过测量传感器中涡轮转速来间接测量流体流量。

167

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发动机燃油和控制系统

叶轮信号感应线圈

鼓筒信号感应线圈

传感器壳体

磁铁(叶轮上)

磁铁(鼓筒上)

燃油

叶轮

涡轮

鼓筒

旁通活门

导线叶片

弹簧

导线叶片

图 12-7 燃油流量传感器

当燃油流过传感器时，驱动传感器中的涡轮，涡轮通过传动轴直接驱动一个鼓筒，传感

器中的叶轮则通过弹簧与传动轴相连。在鼓筒与叶轮上均安装有磁铁，在传感器壳体上则安

装有感应线圈。当磁铁转至感应线圈处时则会在线圈中产生电脉冲信号，由于弹簧的延迟效

应，叶轮上的磁铁晚于鼓筒上的磁铁转到线圈处，因此两个感应线圈产生的电脉冲存在相位

差，该相位差的大小与涡轮转速成正比，而涡轮转速又与燃油得质量流量成正比，所以通过

测量脉冲电信号的相位差则可测量燃油流量。

燃油流到燃油分配活门，经燃油总管将计量好的燃油分送到各个燃油喷嘴。燃油喷嘴是

发动机燃油系统的终点。为保证各流量下喷嘴都有良好的雾化，有的发动机在低流量下，仅

部分喷嘴工作；在高流量下所有喷嘴全部喷油。

燃油喷嘴可分为雾化型和汽化型。燃油喷嘴的基本功能是使燃油雾化或汽化，以保证燃

油快速燃烧。燃油喷嘴的另一种空气喷雾原理，使用高速的空气取代高速的燃油来进行雾化，

它可以在低的燃油流量下使燃油雾化。

雾化型喷嘴已发展成 5 个不同的品种，即单油路喷嘴，可调进口喷嘴，双油路喷嘴，溢

流式和空气雾化式喷嘴。

单油路喷嘴，首先在早期喷气发动机上使用，如图 12-8 所示。单油路喷嘴有一个内腔，

使燃油产生漩涡，还有一个固定面积的雾化孔。这种燃油喷嘴，在较高的燃油流量，即在较

高的燃油压力时，能提供良好的雾化质量。但是，在低的发动机转速和在高空，要求的油压

较低，这种喷嘴就不适合了。

168

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发动机燃油和控制系统

防止积碳的空气流

切向孔

油滤

漩涡室

图 12-8 单油路喷嘴

双油路喷嘴，如图 12-9 所示，有初级和主燃油总管和有两个独立的孔，一个孔比另一个

孔小很多。较小的孔处理较低燃油流量，较大的孔随着燃油压力的增加供应较高的燃油流量。

这种类型喷嘴采用增压活门将燃油分配到不同的总管。随燃油流量和压力增加，增压活门移

动，逐渐使燃油进入主燃油总管和主油孔。这给出组合的两个总管供油。与单油路相比，在

相同的最大燃油压力下，双油路喷嘴能够在较宽的流量范围内实现有效雾化。而且在高空条

件下如果要求低燃油流量时，也可获得有效的雾化。

空气雾化喷嘴，如图 12-10 所示。空气雾化喷嘴喷出的是油气混合气，它的优点是：油

气混合得比较均匀，避免了局部富油，减少了积碳的形成，减少了排气冒烟，不要求很高的

供油压力，可以在较宽的工作转速范围内，使燃烧室出口温度分布比较均匀。它的缺点是：

在发动机起动时，气流速度较低，压力较小，造成雾化不良。

蒸发管式喷嘴是指燃油在蒸发管内汽化并与空气混合，燃烧稳定，如图 12-11 所示，但

是使用蒸发管喷嘴，在发动机起动时仍然需要雾化喷嘴。

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发动机燃油和控制系统

图 12-11 蒸发管式喷嘴

此外，还包括一些传感部件提供燃油流量的自动控制响应发动机要求。为防止停车后，

燃油在重力作用下从喷嘴滴出并形成积炭，在喷嘴内通常有单向活门，在停车关断燃油后，

总管压力降低，单向活门关闭。

12.2 燃油控制系统

12.2.1 发动机控制的基本方面

发动机控制按照控制功能可以分为：稳态控制、过渡控制和安全限制。

稳态控制：是指在人工指令不变的情况下，对外界干扰引起的发动机状态变化，能消除

干扰的影响，保持既定的发动机稳定工作点不变的控制功能，如恒速控制。

过渡控制：是指在人工指令改变的情况下，控制发动机从原有工作状态，平稳、快速、

准确地过渡到所选定的新的工作状态，如加速控制。

安全限制：是指在各种工作状态和全部的飞行条件下，保证发动机主要参数不超出安全

范围，如燃油控制器确保发动机转速改变期间没有超温、超转、压气机失速、燃烧室熄火等。

发动机在工作过程中，向燃烧室供油量的多少要满足当时进入发动机的空气量和气流速

度，否则发动机将不能正常工作。供油太多，燃烧后的温度太高容易烧坏涡轮，或者出现富

油熄火；而供油太少，又会出现贫油熄火。从早期的发动机到现代先进的发动机，发动机燃

油控制系统的发展经历了三个阶段，传统的液压机械式控制，监控型电子控制，现代的全功

能数字式发动机控制 FADEC（Full Authority Digital Engine Control

。

171

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发动机燃油和控制系统

12.2.2 液压机械式控制

液压机械式控制器(见图 12-12)曾是航空发动机上使用最多的控制器，它有良好的使用

经验和较高的可靠性。液压机械式燃油控制器的主要功用：感受各种参数，按照驾驶员的要

求，向燃烧室供应足够的燃油，使发动机产生需要的推力。它除了控制供往燃烧室的燃油外，

还操纵控制发动机的可变几何形状，例如可调静子叶片、可调放气活门等，保证发动机稳定

工作和提高发动机的性能。液压机械式控制器，计算是由凸轮、杠杆、滚轮、弹簧、活门等

机械元件组合实现的，用压力油作为伺服介质。气动机械式控制器，计算则是由薄膜、膜盒、

连杆等气动、机械元件组合进行的，用压气机空气作为伺服介质。

图12-12 液压机械式控制器

液压机械式控制器主要由计算系统和计量系统两个部分组成。计算系统的主要功用：感

受各种参数，在发动机所有工作阶段控制计量部分的输出；计量系统的主要功用：按照驾驶

员要求的推力，根据发动机的工作状态和飞机的飞行状态，在发动机的工作限制之内，依据

计算系统计算的流量向燃烧室供应燃油。

燃油流量取决于计量活门的节流面积和前后压差。燃油流量与面积成正比，与压差的平

方根成正比。用压力调节活门感受计量活门进出口的压力，保持压差不变，使得供油量只与

计量活门的流通面积有关(见图 12-13)。在压力调节活门中，通常使用双金属式的温度敏感

172

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发动机燃油和控制系统

元件，作为温度补偿器，补偿燃油温度变化对供油量的影响。

计量活门

燃油泵

最小压力和

关断活门

压力调节活门

斜盘

图 12-13 燃油计量原理

民航发动机常用燃油控制器的共同特点如下：

1）同燃油控制器联用的燃油泵通常有齿轮泵（包括增压级和主级）、柱塞泵和叶片泵。

柱塞泵可按需油量向燃烧室供油；齿轮泵、叶片泵则要求燃油控制器将超出需要的燃油返回

油泵进口；

2）控制器一般分为计算部分和计量部分。计算部分感受各种参数，在发动机的所有工作

阶段控制计量部分的输出。计量部分按照驾驶员要求的推力，在发动机工作限制之内，依据

计算系统计划的燃油流量供往发动机喷嘴；

3）改变燃油流量一般通过改变计量活门的流通面积和计量活门前、后压差实现(见图

12-14)。相当多的燃油控制器，利用压力调节活门（压差活门）保持计量活门前、后压差不

变，通过改变计量活门的通油面积来改变供油量。为了补偿燃油温度的影响，常在压力调节

活门内装有温度补偿器；

4）转速调节器通常实施闭环转速控制；

5）一些燃油控制器采用三维凸轮作为计算元件，由凸轮型面给出加速的供油计划。三维

凸轮感受一个参数移动，感受另一个参数转动。凸轮型面上每一点即代表该组参数下，不发

生喘振、超温、熄火的允许值；

6）最小压力和关断活门(见图 12-14)：发动机工作时，起增压活门作用，即控制离开控

制器的最低计量燃油压力，使喷嘴雾化模型良好并保证控制器内伺服机构正常工作所需的最

低压力；发动机停车时，活门关闭，切断供油；

7）风车旁路活门及油泵卸荷活门：发动机工作时，风车旁路活门关闭（不卸荷），油泵

后燃油压力上升，打开最小压力活门向燃油总管供油；在发动机停车时，该活门打开，使油

泵卸荷活门处于卸荷状态，给处于风转状态下的发动机所驱动的油泵卸荷；

173

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发动机燃油和控制系统

8）进入燃油控制器的高压油，先经燃油滤过滤。粗油滤过滤后的燃油作为主燃油；另一

部分再经细油滤过滤后作为伺服油。

12.2.3 监控型电子控制

随着飞机、发动机的发展，对发动机控制也提出了更高的要求。需要监视和控制的参数

越来越多，控制回路不断增加。为了提高飞机、发动机的性能，对发动机控制的精度要求也

越来越高。而且，随着发动机控制和飞机系统之间联系的增加以及状态监视、故障诊断等功

能的扩充，飞机和发动机一体化控制的水平要求不断提高。而传统的液压机械式控制器所采

用的各种计算元件，所能综合计算的参数是很有限的，如果要增加控制参数，势必带来控制

器的重量、体积、成本等的增加，并且还难以实现。因此，在现代燃气涡轮发动机控制中，

传统的控制器的发展受到了限制，而采用电子控制的要求愈加迫切。现代飞机的发动机电子

控制系统大体可分为监控型控制和全功能数字电子控制，从研制试验到实际应用，已经取得

了巨大的成功，在民用飞机、军用飞机、直升机等控制领域都得到了广泛的应用和发展。

监控型电子控制器：液压机械式控制器再增加一个发动机电子控制器 EEC（Electronic

Engine Controller），两者共同实施对发动机的控制。例如，用于 B737-300 型飞机上的

CFM56-3 发动机，发动机主控制器 ME（Main Engine Controller）和功率管理控制器 PM（Power

Management Controller）共同工作；用于 B757 飞机上的 RB211-535 发动机，燃油流量调节

器 FFG（Fuel Flow Governor）与发动机电子控制器 EEC 共同工作。

在这种类型的发动机控制中，液压机械式控制器作为主控制器，负责发动机的完全控制，

包括起动、加速、减速控制，转速控制。发动机电子控制器具有监督能力，对推力进行精确

控制，并对发动机重要工作参数进行安全限制。由于电子控制便于同飞机接口，易于推力管

理，状态监视，以及信号显示和数据储存。

监控型电子控制器的特点如下：

1）液压机械式燃油控制器是主控制器，电子控制器是辅助控制器；

2）如果发现 EEC 有故障，可以冻结调准在当时位置，同时通知驾驶员。驾驶员可以使

EEC 退出工作，即回到不能下调位置，由液压机械式控制器恢复全部控制；

3）EEC 通过力矩马达与液压机械控制器联系，实现电/液转换；

4）在该型控制中，多数的液压机械控制器的供油计划高于 EEC 的供油计划，EEC 通过减

少液压机械控制器的供油达到目标值，即称下调；

5）EEC 参与工作时，对于外界条件的变化，它可以精确保证选定的目标值。EEC 可以精

确保证 EPR 或 N1 的实际值等于要求值；

6）EEC 有自检功能，可检测故障，为飞行人员和地面维护人员提供方便；

7）EEC 一般装在风扇机匣外侧，这里是发动机上环境相对较好的地方，安装有减震座，

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发动机燃油和控制系统

采用环境空气冷却；

8）EEC 由专用发电机供电，飞机电源也供给 EEC 作为备用电源及地面试验电源。

12.2.4 全功能数字式发动机控制

FADEC 全称为：Full Authority Digital Engine Control，是全功能数字式发动机控制。

目前，国际上新型的民用航空发动机大多采用 FADEC 系统。

1. FADEC 的组成及作用

FADEC 系统，如图 12-14 所示，是管理发动机控制的所有控制装置的总称。发动机电子

控制器 EEC 是它的核心，所有控制计算由计算机进行，通过电液伺服机构输出控制液压机械

装置及各个活门、作动器等，因此液压机械装置 HMU（Hydro-Mechanical Unit）是它的执行

机构。

图 12-14 FADEC 系统的组成

在 FADEC 系统中，液压机械装置 HMU 已不再具有计算功能，控制计算全部由中央处理机

进行，但燃油计量功能以及操纵可变几何形状作动器以及活门的伺服油、动力油仍由它提供，

即成为 EEC 的执行机构。HMU 也有称为燃油计量装置 FMU（Fuel Metering Unit），保留了除

计算功能以外的原有功能。典型 HMU 的具体功能：计量燃油流量；限制最大、最小供油量；

保证最低燃油压力；停车时切断燃油；发动机风转状态下给油泵卸荷；发动机超转保护；提

供高压油、伺服油到发动机控制附件等。

在数据通信方面，EEC 可以把输入的模拟信号转换为数字信号，同时 EEC 也可以把数字

信号转换为模拟信号操纵电动液压伺服机构、电磁活门以及供给驾驶舱显示。FADEC 系统大

多采用 ARINC429 数据总线或 ARINC629 数据总线经发动机数据接口组件 EDIU（Engine Data

Interface Unit）将飞机数据传输给 EEC。发动机控制数据、状态、故障信息亦由数据总线

传输给飞机。

175

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发动机燃油和控制系统

1）发动机电子控制器 EEC

EEC 是整个 FADEC 控制系统的核心，如图 12-15 所示。它是一台双通道计算机，封装在

一个铝制外壳内，通常固定在风扇机匣右侧 2 点钟位置（从后向前看）。

为保证正常工作，EEC 需要冷却以保持内部温度在允许的极限范围内。一个冲压空气进

气口可以提供冷却空气，对 EEC 进行冷却。外界环境空气从风扇进口整流罩右侧的进气斗进

入。冷却空气流过 EEC 内部腔室，然后从冷却空气出口排出。

冷却空气

前

图 12-15 典型发动机的 EEC

2）液压机械装置 HMU

液压机械装置 HMU 是 FADEC 系统中另一个非常重要的部件，它用于把 EEC 输出的电信号

转换成液压信号并对其进行液压放大。HMU 由于型号不同，配置的发动机不同，安装位置也

略有不同。HMU 执行 EEC 命令计量供给发动机的燃油流量，执行驾驶员指令供应燃油和切断

供油，并向发动机相关部件提供伺服油。

以 CFM56-7B 发动机的 HMU(见图 12-16)为例，EEC 发送控制数据到 HMU，EEC 控制 HMU 中

的力矩马达以决定 FMV 位置。FMV 解算器将 FMV 位置信号返回到 EEC，燃油流过打开的 FMV

使得 HPSOV 打开。FMV 控制到发动机的燃油流量，多余的燃油通过旁通活门返回到热交换器

的进口。

EEC 发送控制信号到 HMU 中的伺服系统，伺服燃油用于以下部件的作动：

—燃油计量活门 FMV（Fuel Metering Valve）；

—瞬时放气活门 TBV(Transient Bleed Valve)；

—高压涡轮主动间隙控制活门HPTACCV (High Pressure Turbine Active Clearance

Control Valve)；

—低压涡轮主动间隙控制活门 LPTACCV(Low Pressure Turbine Active Clearance

Control Valve)；

—可调放气活门 VBV；

176

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发动机燃油和控制系统

—可调静子叶片 VSV。

图 12-16 典型发动机 HMU 的功能

当将起动手柄移动到停车位置时，控制电磁活门导通，伺服燃油压力关闭 HPSOV。灭火

手柄电门也能接通控制电磁活门。HPSOV 关闭时，燃油停止流向燃油喷嘴。

2. FADEC 的工作特点

FADEC 是容错系统，余度控制。对于不重要的故障，它仍可继续工作。

EEC 都是双通道设计，一个被称为通道 A，另一个为通道 B。通道之间可以相互通信，如

图 12-17 所示。

图 12-17 FADEC 的系统设计

两个通道完全相同并持久工作的，但两个通道之间相互独立。两个通道持续接收输入信

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发动机燃油和控制系统

号并对其进行处理，但只有一个通道处于控制状态。为了增加系统工作可靠性，到一个通道

的所有输入经过跨通道数据链 CCDL（Cross Channel Data Link），可给另外一个通道使用。

这使得其中的一个通道的一些重要输入信号有故障，两个通道仍然保持正常工作；跨通道数

据链也可以使 EEC 比较输入信号，平均误差。

当处于控制状态的计算机系统出现故障后，控制器自动切换到备用系统；当控制器两套

系统都不能控制发动机某一系统时，该系统的控制自动转换为失效—安全模式，从而保证飞

机或发动机处于最安全状态。

EEC 通常实施闭环控制，EEC 同 HMU 接口使用力矩马达或电磁活门，如图 12-18 所示。HMU

中的电液伺服活门 EHSV(Electro-Hydraulic Servo Valve)将依据输入信号改变挡板活门开

度，然后通过改变计量活门一个油腔或两个油腔的油压控制计量活门开度。一些 HMU 采用压

力调节活门保持计量活门前、后压差恒定，通过改变计量活门的流通面积从而改变发动机的

供油量。

图 12-18 EEC 的闭环控制

3. FADEC 的优点

FADEC 提高了发动机性能；降低了燃油消耗；减轻了驾驶员负担；提高了可靠性；改善

了维护性；为发动机控制的进一步发展提供很大的潜力。由于感受的参数不受限制，可以进

行复杂的计算，它能够实现各个部件的最佳控制。

12.2.5 减推力起飞

额定起飞推力是指发动机在不超过型号审定中的工作限制条件下，批准的起飞推力。减

额定起飞推力是把起飞推力额定比最大起飞推力低的级别，它是该发动机减额定后，起飞时

所能产生的最大推力。减起飞推力是指起飞推力低于减额定起飞推力的推力。

针对减额定起飞推力，在飞行手册中有规定的起飞限制和性能数据；而减起飞推力的设

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发动机燃油和控制系统

置是通过批准的方法来设定比起飞推力或减额定起飞推力低的推力。飞机在以减起飞推力起

飞的过程中，飞行员可以随时取消减推力而选择起飞推力。

现代大型民用航空发动机的设计起飞推力都很大，通常一个型号的发动机可以满足不同

飞机对起飞推力的需求，当把它装在不同飞机上时，是通过把该发动机的起飞推力额定到对

应机型的起飞推力值来适应相应的飞机。额定起飞推力的具体值是通过发动机识别塞输给

EEC 的，EEC 即按照该额定值来控制发动机的最大起飞推力。

在飞机实际起飞时，若飞机是非全载起飞，且跑道长度合适，则飞机可以以低于额定起

飞推力的推力起飞，飞机上减起飞推力的使用有两种方式：第一种就是定减推力，即发动机

控制系统已经规定好了减推力的多少，只需操作人员根据需要来选择。第二种方式是通过输

入假想温度的方法来选择起飞推力，即基于额定起飞推力和环境温度，通过给发动机控制系

统输入一个假想的、比实际大气温度高且高于拐点温度的温度来选择发动机起飞推力的方法。

不同的飞机，假想温度的输入方式不同，比如在空客 A320 系列飞机上通过多功能控制显示组

件 MCDU（Multifunction Control Display Unit）来输入假想温度，从而得到所希望的减推

力，在空客飞机上又叫做灵活起飞推力。假想温度输入后，当控制系统按照额定平功率控制

曲线控制发动机起飞推力时，就只能得到如图 12-19 所示的减起飞推力，此推力比额定起飞

推力低。当控制系统按照此推力控制发动机供油时，由于实际大气温度没有这样高，相应的

排气温度就会下降。

额定起飞推力

减起飞推力

拐点温度

外界大气温度

图 12-19 额定起飞推力和减起飞推力

飞机减推力起飞，这样发动机就可以在相对较低的转速和排气温度下运转，从而降低发

动机的工作温度和负载，延缓发动机部件的性能衰退，延长发动机部件尤其是热端部件的在

翼寿命。减推力起飞的使用可以带来两个好处：一是延缓发动机性能衰退和延长热端部件的

在翼寿命，从而降低发动机的维修成本；二是节约燃油。当然，减推力的大小是有限制的，

最多减少推力到额定推力的 75%，以确保飞行安全。另外，适航部门要求应定期检查发动机

的全功率起飞能力，以保证飞机在需要时能全功率起飞。

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发动机燃油和控制系统

12.3 典型发动机燃油及控制系统维护介绍

12.3.1 典型发动机燃油及控制系统的部件识别

1）典型发动机的电子控制器，如图 12-20 所示。

2）典型发动机的燃油计量组件，如图 12-21 所示。

3）典型发动机的燃油泵组件和液压机械装置，如图 12-22 所示。

4）典型发动机的燃油滤，如图 12-23 所示。

5）典型发动机的燃油流量传感器，如图 12-24 所示。

6）典型发动机的燃油喷嘴，如图 12-25 所示。

图 12-20 电子控制器

图 12-21 燃油计量组件

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发动机燃油和控制系统

图 12-25 燃油喷嘴

12.3.2 典型发动机燃油及控制系统的常见维护及安全注意事项

发动机燃油系统的维护工作主要有：燃油渗漏检查、燃油部件的更换、定期更换燃油滤

滤芯等。一般在发动机运转时执行发动机燃油系统渗漏检查工作，有时还需要在发动机运转

时打开发动机风扇整流罩检查来判断具体渗漏的部位，所以要严格遵守发动机安全通道及打

开发动机风扇整流罩的限制，以免造成人员受伤或设备损坏。发动机燃油具有毒性，不慎燃

油溅入眼睛立即用大量清水冲洗并视情就医，拆换燃油系统部件时应带橡胶手套，皮肤长时

间直接接触燃油可能会造成皮肤伤害。发动机运转时燃油温度很高，进行燃油部件拆换时应

等待发动机关车后冷却下来，以免造成人员烫伤。

1. 燃油渗漏检查

发动机燃油系统部件和安装接口比较多，燃油经燃油泵增压后压力大，所以燃油渗漏是

常见的故障。当发现发动机燃油系统渗漏时，首先要判断渗漏部位，然后测量单位时间内的

渗漏量。不同机型的发动机，其燃油渗漏放行标准不同，但一般会存在一个门槛值，不超过

门槛值时可以放行。需要注意的是燃油系统安装时会用到橡胶密封圈，橡胶密封圈受温度影

响较大。寒冷天气里或长时间停场后，发动机起动时可能会有渗漏发生，这是由于温度低导

致橡胶封圈收缩或硬化，一般可以让发动机慢车 5 分钟以上，燃油温度上升，橡胶封圈受热

膨胀后再观察渗漏情况，如果渗漏停止，则可正常放行发动机。

2. 燃油部件更换

因故障或其他原因更换发动机燃油系统部件时，需严格按照手册程序和紧固件的规定力

182

民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机燃油和控制系统

矩值安装。国内机队已出现多起在拆换燃油计量组件和燃油/滑油热交换器的过程中，因操作

不当而造成空中燃油大量泄漏的事件，为此各民航地区管理局和航空公司都颁发过加强发动

机燃油系统部件拆换维护工作的通知或维护提示。安装结束后，一般需要进行慢车测试或更

高功率测试渗漏情况。

3. 定期更换燃油滤滤芯

发动机燃油系统主燃油滤滤芯一般需要定期更换，但是当驾驶舱的燃油面板或相关位置

出现燃油滤旁通指示时，也要检查燃油滤是否真被污染物堵塞。在更换燃油滤滤芯时，必须

严格按照飞机维护手册相关程序来进行。以下是某型发动机燃油滤滤芯拆卸的一般步骤：

1）将一个 5 加仑的容器放于燃油滤组件下方。

2）拆下燃油滤排放堵头的保险。

3）将燃油滤盖上的堵头拆下，并使燃油排放至容器中。

4）为堵头更换一个新的封圈。

5）拆下油滤盖上的 5 个螺母和垫片，并检查损伤情况。

6）拆下螺栓和垫片，并检查损伤情况。

7）从燃油滤壳体上拆下杯盖。

8）拆下并报废盖子上的封圈。

9）从盖子上拆下燃油滤滤芯。

183

民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机起动和点火系统

第 13 章发动机起动和点火系统

起动系统的主要功用是以外部动力设备（起动机）带转发动机转子从静止状态加速，使

进入燃烧室的气流达到一定流量；帮助点火后的发动机迅速加速到自加速状态。点火系统的

主要功用是产生火花，点燃混合气。燃气涡轮发动机装备有起动系统和点火系统，这两套系

统是相互协调工作的，确保发动机顺利起动。

13.1 起动系统

典型发动机的起动系统主要由以下部件组成：起动机、起动电门或起动手柄、起动操纵

及控制装置等，如图 13-1 所示。

起动电门

起动活门

起动机

起动手柄

图 13-1 典型发动机起动系统的部件

13.1.1 常见起动方法

发动机的起动程序基本相同，但实施的方法可以使各式各样的。根据飞机和发动机的不

同要求，起动机的种类和功率来源也不同。起动机必须产生高扭矩并传递给发动机转子，以

提供一种平缓的方式从静止状态加速转子，供应足够的空气到燃烧室和燃油混合燃烧，直到

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Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 5