Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020)

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

涡轮能提供足够的功率取代起动机的功率才脱开。

起动机有以下几种类型：

1. 空气涡轮起动机

目前，民用航空发动机上广泛采用空气涡轮起动机。空气涡轮起动机重量相对轻、扭矩

大、结构简单和使用经济。

空气涡轮起动机包括单级涡轮、减速器、离合器和传动轴等组成，如图 13-2 所示。它将

涡轮产生的功率通过减速器和离合器传递给起动机输出轴。单级涡轮：将气源压力能转换成

机械能。减速器：将涡轮输出的高转速、低扭矩转换成带转发动机转子所需要的低转速、高

扭矩。离合器：控制起动机与发动机的脱开与接合，并防止扭矩过载损伤传动部件。起动机

传动轴：传递扭矩。

空气出口

发动机驱动轴

离合器

空气进口

减速齿轮

涡轮转子

图 13-2 空气涡轮起动机

空气涡轮起动机需要有气源，它的可用气源有：地面气源，机上辅助动力装置（APU）的

引气和已经工作的发动机的引气，如图 13-3 所示。

2. 电动起动机

电动起动机使用方便，主要用在涡轮螺旋桨发动机、小型涡轮喷气发动机和辅助动力装

置上。电动起动机由直流电源、直流电动机、减速器、离合器等组成，如图 13-4 所示。电动

起动机可以由高压电或低压电供电，通过一个由继电器和电阻构成的系统，允许全部电压随

着起动机的加速逐步积累起来。它还为点火系统的工作提供功率。当发动机已良好起动或者

起动时间循环已经完成而起动机的负荷减小之后，供电自动停止。

3. 燃气涡轮起动机

燃气涡轮起动机的结构，如图 13-5 所示。燃气涡轮起动机含有一台小而紧凑的燃气涡轮

发动机，一般采用涡轮驱动的离心压气机、回流式燃烧室和一个机械上独立的自由动力涡轮。

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发动机起动和点火系统

它具有自己的燃油和点火系统、起动系统（通常是电的或液压的），以及自备的滑油系统。通

常它的转速高、成本高、操控困难，通常用于某些战斗机上。

已经工作的

吊架

发动机引气

APU 引气

地面气源

高压空气

附件齿轮箱

起动活门

排出空气

起动机

图 13-3 空气起动系统

行星齿轮

接线柱

螺杆

滑油封严件

起动机棘爪

整流器端板

滑油封严件

离合器

太阳齿轮

励磁组件

电刷

电枢组件

图 13-4 电动起动机

4. 空气冲击式起动

冲击式起动是指某些涡轮发动机不装起动机，但使用空气冲击涡轮叶片作为起动发动机

的手段，如图 13-6 所示。空气冲击起动比通常的起动系统方法简单，并可以大大节省重量。

连接外部的高压空气供给到发动机直接地冲击发动机涡轮以转动它直到自维持转速。

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发动机起动和点火系统

图 13-7 涡扇发动机的起动

根据起动过程中带转发动机转子加速的动力来源不同，起动过程可分为三个阶段：

1. 从起动机工作到燃烧室点火喷油

（起动电门接通），驱动力来自起动机，由起动机单独带动发动机转子加速。发动机转子

的转速变化为：从 0 到点火转速 n₁。当 n 等于点火转速时，（停车/起动手柄移动到起动位），

系统点火，供油燃烧，涡轮开始发出功率。

2. 从燃烧室点燃到起动机脱开

驱动力来自起动机和涡轮转子，起动机和涡轮转子共同带动发动机转子加速。发动机转

子的转速变化为：从点火转速 n₁到脱开转速 n₃。自维持转速 n₂：涡轮转子力矩等于发动机阻

力力矩时的转速叫自维持转速。

3. 从起动机脱开自行加速到慢车转速

驱动力来自涡轮转子，由涡轮转子单独带动发动机转子加速。发动机转子的转速变化为：

从脱开转速 n₃到慢车转速。这一阶段，起动机和点火电嘴都停止工作。慢车转速：发动机能

稳定工作的最低转速叫慢车转速。

13.2 点火系统

燃气涡轮发动机的点火系统，在发动机起动过程中，只工作很短一段时间。点火系统除

了在地面起动，空中再起动时工作外，在起飞，着陆以及恶劣天气时也要工作，而且当探测

到压气机喘振，为防止熄火，能自动提供高能高值的能量到两个点火电嘴。

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发动机起动和点火系统

13.2.1 点火系统的组成

燃气涡轮发动机的点火系统是双套的，由电源、点火激励器、高能导线、点火电嘴以及

相应的冷却系统组成，如图 13-8 所示。

点火电嘴

点火导线

点火激励器

图 13-8 典型发动机点火系统的组成

13.2.2 点火激励器

点火激励器分为高能和低能两种，点火能量以焦耳(J)计算，设计中可以按实际需要选择。

高能点火激励器输出能量较高(如 12J)，它能够保证发动机获得满意的再点火能力。然而，

在某些飞行条件下，譬如结冰或在大雨和雪中条件下起飞，需要点火系统连续工作，以预防

发动机燃烧室熄火，这时选择低能(如 3～6J)点火激励器较为有利，因为它可以延长点火电

嘴和点火激励器的寿命。因此，为了适应发动机所有工作条件，有的发动机上的点火激励器

使用高能、低能组合方式。

点火激励器的输入电源有直流电和交流电两种。

1. 直流点火装置

直流点火装置分为断续器式的点火装置和晶体管式点火装置。直流点火装置使用

24V~28V 的直流电源。

典型的直流断续器操作装置的工作原理，如图 13-9 所示。

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发动机起动和点火系统

电门

放电间隙

断续器

整流器

到电嘴

储能电容

分流电阻

电源

图 13-9 断续器式点火装置

它有一个感应线圈，由断续器机构操作，通过高压整流器给储能电容器充电。当电容器

中的电压等于封严放电间隙的击穿值时，能量通过点火电嘴端面释放。装置中扼流圈以延长

放电时间，还装有一个放电电阻用以保证在系统断开 1 分钟内把电容器贮存的能量释放掉。

点火装置中安全电阻使装置安全工作，即使当高压导线断开和绝缘时也能安全工作。

晶体管式点火装置，如图 13-10 所示，由晶体管取代断续器。它的优点：因为没有运动

部件，所以寿命长，尺寸减少，重量减轻。

储能电容

高压接线柱

扼流圈

放电间隙

扼流圈

晶体管

储能电容

发生器

放电间隙

整流器

高压接线柱

二极管

低压接线柱

图 13-10 晶体管式点火装置

2. 交流点火装置

高压交流点火系统，如图 13-11 所示，该系统由交流电源提供 115 伏，400 赫兹交流电，

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发动机起动和点火系统

由变压器、整流器、储能电容、放电间隙、扼流圈、放电电阻、安全电阻和点火电嘴组成。

电容器

电源变压器

输入

115AC

次级绕组

主级绕组

滤波

放电间隙

触发变压器

整流管 B

储能电容

主级绕组

次级绕组

整流管 A

分流电阻

到电嘴

图 13-11 交流点火装置

它的工作情形如下：通电→经变压器产生高压交流电→整流器整流→储能电容充电→能

击穿放电间隙→储能电容器储存的能量→向点火电嘴供电→在点火电嘴放电表面上发生强烈

的闪光放电→产生火花→点燃混合气。

13.2.3 点火导线

高能点火导线用于携带断续的高压输出从点火激励器到相应的点火电嘴。一个绝缘芯装

在软金属屏蔽内和终止在每端的弹簧作用的触点。端接头通常包括自锁连接螺帽。

有些点火导线从初始端到末端都采用同样的结构，而有些点火导线设计时被分为两段：

一段位于温度较低的区域，被称为冷段；另一段则位于环境温度相对较高的区域，被称为热

段。冷段和热段分别有不同的结构。为延长点火导线的寿命并提高点火可靠性，热段点火导

线周围通有冷却空气，用于冷却。某些发动机点火导线的冷却空气从低压压气机出口引出，

然后沿着导线内的流道流向点火电嘴，最终从点火导线与点火电嘴连接处流出，从而对点火

电嘴也进行了冷却，如图 13-12 所示。

13.2.4 点火电嘴

点火电嘴有两种基本类型：即收缩或约束空气间隙式以及分路表面放电式，如图 13-13

所示。（a）为分路表面放电式，点火电嘴有一个绝缘的端头，它由半导体雷管构成，允许自

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发动机起动和点火系统

中央的高压电极向壳体漏电，使得雷管表面电离，为储存在电容器中的电能提供一条低电阻

通路。放电采取从电极到壳体高电压跳火的形式。（b）为收缩或约束空气间隙式，其火花要

击穿电极和壳体之间间隙处的空气，所需的电压高，高的电压要求整个线路具有非常好的绝

缘。为了减少点火电嘴头部的温度，有的电嘴采用冷却空气冷却，以增加使用寿命。

冷却部分

冷却空气入口

冷却空气出口

接头

接电嘴

压气机引气

屏蔽管

弯头

非冷却部分

6 点钟支柱

点火导线

接点火激励器

图 13-12 点火导线的冷却

接触销

中央电极

绝缘

中央电极

半导体

绝缘

钨端头

（a）分路表面放电式

（b）收缩或约束空气间隙式

图 13-13 典型的点火电嘴

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发动机起动和点火系统

点火激励器

点火电嘴

点火导线

图 13-15 点火激励器、点火导线和点火电嘴

13.3.2 典型发动机起动点火系统的常见维护及安全注意事项

1. 系统维护安全注意事项

1）起动系统维护的注意事项

在对起动和维护时必须严格按照飞机维护手册相关程序来进行。在起动活门上下游没有

足够气压差的情况下禁止强行超控以避免损坏活门。在安装起动机时，要注意起动机内部的

润滑。对于与发动机采用同一润滑系统的起动机，初次安装后需在起动发动机之前向起动机

加一定量的滑油，以保证起动发动机时起动机具有良好的润滑。

在使用起动机对发动机进行多次冷转时需注意起动机的使用限制，同时还需注意啮合起

动机允许的最大发动机转速。

2）点火系统维护的注意事项

由于发动机点火系统具有较高的电压，为保证安全，对点火系统的维护需在发动机停车

一定时间之后才能进行。

在安装点火导线前，应检查导线是否有擦伤，陶瓷绝缘衬套是否有裂纹或其它损伤，同

时需检查导线上的硅胶封严避免水气进入触点导致短路。为了让电火导线与点火电嘴可靠接

触，可采用专门的工具对二者的接触部位进行打磨。

在安装点火电嘴时，必须严格按照安装程序来进行，在安装螺纹上需涂抹一定量的防咬

剂，避免下次拆卸困难。需要注意的是与点火导线相联接的螺纹上不能涂抹。在有些发动机

上安装完后还要求检查点火电嘴的安装深度，这对于保证可靠点火以及点火电嘴的寿命都是

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发动机起动和点火系统

非常重要的。点火电嘴需定期检查，有些厂家还建议定期更换点火电嘴。

2. 发动机起动的注意事项

1）起动发动机前，必须确保地面危险区域无人员和设备，以防止发动机工作时对人员造

成伤害和对设备造成损坏。飞机的机型不同，但发动机起动前的检查基本是一致的。

2）发动机的外部检查是飞机飞行前检查项目的一部分，有关发动机的检查内容有：发动

机进气道有无异物，风扇叶片有无裂纹，发动机有无任何渗油痕迹，发动机喷管内有无异物，

发动机前方区域是否清洁等。

3）驾驶舱的准备：机长和副驾驶按照规定完成驾驶舱的准备项目，完成飞机各系统的测

试及状态设置，完成好飞机的导航、通信参数设置，在机组收到塔台离场许可后，完成发动

机起动前项目，检查气源压力，打开飞机防撞灯电门，最后完成发动机起动前检查单的内容。

13.3.3 发动机的起动、关车和冷转

1. 发动机的起动和关车操纵

飞机的机型不同，发动机的起动和关车操纵会有所差别。下面以空客 A320 飞机发动机的

起动（见图 13-16）为例，说明发动机起动和关车操纵。

图 13-16 A320 飞机发动机起动

空客 A320 飞机发动机的起动可以分为自动起动和人工起动两种模式。

1）在自动起动时：

--模式选择为 IGN START 位；

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发动机起动和点火系统

--起动电门置于 ON 位，ECS 引气关断，起动活门和燃油低压活门打开，N2 值开始上升；

--当 N2 上升到 16%时，电子控制组件控制点火激励器 A 开始点火；

--当 N2 上升到 22%时，燃油计量活门和燃油高压关断活门打开，此时燃油喷嘴给燃烧室

供油；

--当 N2 上升到 50%后，起动活门关闭,点火激励器停止工作，起动完成 30 秒后，ECS 引

气接通。

2）发动机人工起动，人工起动过程的控制和自动起动过程不大相同：

--方式选择在 IGN START 位；

--人工起动按扭接通，MAN START ON,起动活门打开，N2 开始上升；

--当 N2 上升到 20%以上后，起动电门置于 ON 位，燃油低压活门和燃油高压关断活门同

时打开，点火激励器开始点火；

--N2 上升到 50%后，起动活门关闭，点火激励器停止工作，起动完成 30 秒后，ECS 引气

接通。

3）关车操纵时，将发动机起动电门置于 OFF 即可。

2. 发动机冷转

发动机冷转是指不点燃发动机内的油气混合气，由起动机带动发动机转子转动的过程。

在整个冷转过程中，点火系统被切断，燃烧室处于“冷状态”。发动机冷转有干冷转和湿冷转

两种形式。

1）干冷转是在冷转过程中不向燃烧室输送燃油。干冷转常用于排除积油、积液、冷却发

动机，以保证发动机能正常起动。

2）湿冷转是在 N2 至少达到 20%时短时间向燃烧室输送燃油。湿冷转常用于检查燃油系

统的工作，以下情况要进行湿冷转：更换燃油调节器后；排除燃油调节器的故障后；燃油系

统放气后；新的发动机启封后。

13.3.4 起动常见故障

发动机起动过程中要密切注意防止不能正常点火、热起动或起动超温、起动转速悬挂、

起动机不能自动脱开以及发动机的参数摆动、喘振、振动过大等故障。其中不能正常点火、

起动过热与起动转速悬挂是最为常见的故障。

1）不能正常点火是在向发动机燃烧室供给燃油后，油气混合气没有被正常点燃，直接表

现为发动机排气温度或者转速指示不增加，表明发动机未点燃，应该终止起动。而某些发动

机则通过冷转排出燃烧室的残留燃油后，可接通该发动机的点火电门，检查点火电嘴的点火

情况，如果点火正常，可再次起动。否则，应该排除点火故障后再起动。

2）热起动：在起动过程中，发动机排气温度 EGT 上升较快有超温的趋势。起动超温：在

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发动机起动和点火系统

起动过程中，EGT 上升很快，而且超过了规定的最大允许限制值。这时应立即停车，检查故

障原因并排故。热起动和起动超温一般是由于油气比过富而造成的。燃油调节器故障、结冰

或压气机前部有障碍物都可能造成油气比不正常。

3）起动转速悬挂是起动过程中转速停滞在某一较低转速而不能进一步加速到慢车转速。

起动悬挂分为冷悬挂和冷悬挂。大气温度较低时，大气密度较高，发动机空气流量增大，压

气机消耗功率也较大，同时大气温度低会使滑油变稠，摩擦力矩也随之增大。在起动机功率

不变的条件下，起动过程第一、二阶段的剩余功率将会减少，起动的可靠程度变差，有时会

出现在起动过程的某个转速下，剩余功率等于零而停止加速从而造成“冷悬挂”。大气温度过

高或在高原机场的情况下，空气密度低，发动机空气质量流量较小，起动过程中容易形成混

合气富油，涡轮前温度较高，可能引起压气机进入气动不稳定状态，结果出现涡轮前温度高

而转速停止增加，该现象则被称为“热悬挂”。

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发动机操纵系统

第 14 章发动机操纵系统

14.1 操纵系统概述

发动机操纵系统，用于发动机的起动操纵、前向推力和反向推力的操纵。典型发动机的

操纵系统分成三个子系统：起动操纵系统、前推力操纵系统和反推力操纵系统，如图 14-1

所示。

反推力手柄

发动机起动电门

正推力手柄

起动手柄

图 14-1 典型发动机操纵系统

起动手柄：通过电门控制发动机燃油系统、点火系统工作。正推力手柄：控制发动机慢

车到最大状态之间的推力。使用反推时，操纵反推力手柄。反推力手柄拉起，给出信号使反

推装置展开。反推力手柄推下，反推装置收起，恢复前向推力。正推力手柄和反推力手柄是

绞接在一起的，一个锁定机构防止正推力手柄和反推力手柄的同时作动。每个杆能够运动的

能力取决于另一个杆的位置。如果正推力手柄在慢车位，反推力手柄离开 OFF 位的话，推力

手柄不能向前推来增加前推力；如果反推力手柄在 OFF 位，正推力手柄离开慢车位，那么，

反推力手柄提不起来。当反推力手柄拉起时，发动机的转速将增加。

严格说来，飞机驾驶员并不直接操纵发动机，而是通过一个中介—燃油控制器实行。驾

驶舱推力手柄的位置不同，燃油控制器控制发动机产生相应的推力。燃油控制器感受一些变

量并供给足够的燃油流量到燃烧室，使发动机产生飞机所需要的推力。当然，供给的燃油流

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发动机操纵系统

量不允许超出发动机的工作限制。涡轮喷气、涡轮风扇和涡轮螺桨发动机在燃油控制器上有

控制杆（功率杆）连到飞机驾驶舱的油门杆或推力手柄。

14.2 操纵系统的类型

驾驶员起动运转发动机和停车的命令，正向推力和反推力的要求，从驾驶舱通过操纵系

统传到位于发动机附件齿轮箱上的燃油控制器。发动机的操纵可由机械式或者电子式实现。

14.2.1 机械式操纵系统

机械信号的传送：各控制杆→操纵台下的各自的鼓轮→传动钢索→钢索保险→机翼前缘

的推力控制鼓轮、起动控制鼓轮→推拉钢索→燃油控制器上相应的杆。

1. 起动操纵系统

起动操纵系统包括起动手柄组件、起动操纵鼓轮及操纵钢索、推拉钢索。在中央操纵台

上有二个起动手柄，分别用于两台发动机的起动。起动操纵系统可在发动机起动过程中接通

点火系统并打开燃油关断活门。起动手柄有两个位置：“停车”位和“慢车”位。手柄内部

有弹簧加载的定位装置，拉出起动手柄扳动到“慢车”或“停车”位，弹簧加载的定位装置

可使手柄保持在相应的位置，如图 14-2 所示。

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发动机操纵系统

起动手柄

保险钢索

燃油关断

后起动鼓轮

活门电门

前起动鼓轮

点火电门

推拉钢索

点火凸轮

点火和燃油

关断凸轮

MEC

燃油关断

前起动鼓轮

活门电门

到停车杆

S91

S90

S89

S88

点火电门

安装螺钉

图 14-2 机械式起动操纵系统

在发动机起动过程中，扳动起动手柄从“停车”位到“慢车”位，导致中央操纵台上起

动鼓轮作动起动点火电门和燃油关断活门电门，从而点火系统开始点火，大翼上的燃油关断

活门打开。起动手柄的机械信号→前起动鼓轮→钢索→后起动鼓轮→推拉钢索→发动机主控

制器 MEC（Main Engine Controller）上的“停车杆”。MEC 上的“停车杆”带动 MEC 内部

的停车活门到达“运转”位，打开增压活门，此时燃油供往发动机。

在发动机停车时，将正推力手柄收回到“慢车”位，操纵起动手柄到“停车”位，点火

系统断电，并关闭了大翼上的燃油关断活门和 MEC 内的燃油关断活门，切断了供往发动机的

燃油。

2. 推力操纵系统

前推力操纵系统包括：①正推力手柄；②推力操纵鼓轮；③推拉钢索。前推力操纵系统

通过调节发动机燃油流量以控制前推力。

反推力操纵系统包括：①反推力手柄；②推力操纵鼓轮；③推拉钢索。反推力操纵系统

通过调节发动机燃油流量以控制反推力的大小，但与前推力操纵系统不同的是，反推力操纵

系统还要操纵反推装置（移动套筒）。

推力手柄机械传动路径是：推力手柄→前推力鼓轮→1/32 英寸钢索→1/16 英寸保险钢索

→后推力鼓轮→齿轮齿条机构→推力操纵推拉钢索→齿轮齿条机构→MEC 功率杆，如图 14-3

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机操纵系统

起动控制面板

图 14-4 电子式发动机操纵系统

在使用电子控制的发动机上，驾驶员移动推力手柄的位置，首先通过位于驾驶舱地板下

面的解算器，解算器将推力手柄角度转换成电信号，送到电子控制器 EEC（Electronic Engine

Controller）。EEC 再根据驾驶员的推力要求及其他参数计算并发出控制指令，送到燃油计量

装置。通过燃油计量活门控制供给发动机的燃油流量，保证飞机需要的推力。

14.2.3 前推力和反推力的操纵

驾驶舱内有两个正推力手柄，每台发动机对应一个正推力手柄。正推力手柄位于驾驶舱

内中央操纵台上。推力手柄提供输入信号到 MEC 的功率杆，通过控制供给发动机的燃油流量，

控制发动机推力。正推力手柄可在“慢车”和“最大前推力”之间扳动。前推正推力手柄（推

油门），供往发动机的燃油流量增加，发动机转速增加；后拉正推力手柄（收油门），供往发

动机的燃油流量减小，发动机转速减小。

反推力操纵系统采用与前推力操纵系统相同的传动机构和传递路径，只有在正推力手柄

收回到“慢车”位时才能作动反推力手柄。以左发为例，推力手柄和反推力手柄的工作过程

（见图 14-5）如下：

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机操纵系统

反推手柄

推力手柄

T（1）A 钢索

T（1）B 钢索

前推力鼓轮

(a)

(b)

前

(c)

(e)

(d)

图 14-5 推力手柄

(a)从“慢车”位前推正推力手柄到“最大前推力”位。前推力鼓轮逆时针方向转动，T

（1）A 钢索被拉紧，增加前推力到“最大前推力”状态。

(b)后拉正推力手柄到“慢车”位。前推力鼓轮顺时针转动，T（1）B 钢索被拉紧，减小

前推力到“慢车”状态。

(c)正推力手柄收回到“慢车”位，反推力手柄在“收进”位，“反推移动套筒”在“收

进”位。

(d)在正推力手柄收回到“慢车”的情况下，向后提起反推力手柄到极限位置（“展开”

位）。“反推移动套筒”向后“展开”，此时发动机仍工作于“慢车”状态。

(e)当“反推移动套筒”完全“展开”后，可继续向后提起反推力手柄，到最大反推力

位置，发动机工作于“最大反推力状态”。

联锁机构（见图 14-6）可防止同时操纵前推力和反推力，确保获得可靠的前推力或反推

力。在正、反推力手柄之间的手柄联锁机构实际上是一个铆接在正推力手柄上的棘爪。

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机操纵系统

典型发动机的推力连杆、解算器、制动组件，如图 14-8 所示。

推力连杆

解算器

制动组件

图 14-8 推力连杆、解算器、制动组件

14.3.2 典型发动机操纵系统的常见维护及安全注意事项

发动机操纵系统的维护工作主要有：油门杆手柄及机械部件的校装或更换、起动手柄电

门组件的清洁或更换等。

发动机操纵系统的部件相对较少、结构简单、故障率较低。实际工作中可能会遇到的故

障是起动手柄电门组件中个别电门接触不良，国内机队也确实遇到过因该电门组件中的个别

电门接触不良导致发动机起动不成功或出现过相关的故障指示信息。原因主要是由于该部件

不易接近长期灰尘累积得不到清洁所致，通常在清洁或更换电门组件后可排除故障。另外一

个故障率较高的部件是油门杆带动的自动油门电门组件，该组件里有 9 个电门，油门杆在不

同的位置接通不同的电门给相关系统提供油门杆位置信息。由于油门杆移动频繁，电门接触

容易出问题，此故障多为间歇性故障。常见的故障现象有间歇性的反推灯亮、间歇性自动刹

车解除预位灯亮、自动减速板间歇性无法自动升起等，解决此类故障一般的方法是清洁或更

换该电门组件。

由于发动机操纵系统的部件大多安装在前设备舱顶部，该位置在驾驶舱的地板之下，空

间狭小部件密集。维护时应该小心谨慎，否则可能导致人员受伤或者损坏飞机部件。拆换部

件时，需要注意保护紧固件或工具，不能让其掉落，否则将极难寻找。

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机空气系统

第 15 章发动机空气系统

发动机内部空气系统是指对发动机推力的产生无直接影响的空气流系统。为了保证发动

机能够安全有效地工作，该系统具有几项很重要的功能。这些功能主要包括：发动机的内部

和外部部件以及附件装置的冷却，压气机防喘控制，涡轮间隙控制等。

15.1 发动机冷却系统

15.1.1 发动机内部冷却

发动机冷却系统分成内部冷却空气系统和外部冷却空气系统。内部冷却空气系统的任务

是内部封严，压力平衡和内部冷却。所有的内部空气流均取自于内涵道气流。

压气机冷却空气用于控制压气机轴和盘的温度，既可以对其冷却，也可以对其加热。这

样，就保证了温度的均匀分布，并通过控制热膨胀，其中对涡轮机匣进行冷却可以减小径向

间隙，从而减小漏气损失，改善发动机经济性。典型的冷却和封严空气流如图 15-1 所示。

可调放气活门

核心部件和涡轮间隙

控制冷却空气

空气流

高压涡轮

第 11

低压涡轮

第8级

可调静子第7级

引气

轴承腔增

叶片

压空气

空气流

高压压气机

间隙控制

图 15-1 发动机内部空气流

在燃气涡轮发动机中，涡轮前燃气温度是一个非常重要的性能指标，因此发动机设计时

尽量提高涡轮前燃气温度，但它受到涡轮叶片和导向器制造材料的限制。

在现代飞机发动机涡轮进口导向器或多级涡轮导向器和转子叶片的制造过程中采用特殊

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发动机空气系统

工艺使其内部做成空腔，而表面有很多小孔与内部空腔相通，在叶片内部的空腔中引入压气

机的空气对这些部件进行连续不断的冷却，冷却叶片后空气由叶片表面的密集小孔排出，在

叶片表面形成一层保护气膜，从而将高温燃气与叶片本身分隔开，因此可以允许推动涡轮工

作的燃气温度超过材料的熔点而不会造成叶片和导向器被烧坏。这种冷却方式被称为气膜冷

却，是目前广泛采用的冷却方式。涡轮后几级由于燃气温度已经降低到材料能够承受的温度，

为了降低制造成本通常被做成实心叶片。从涡轮叶片向涡轮盘的热传导也要求对轮盘加以冷

却。涡轮转子叶片的冷却形式发展历程，如图 15-2 所示。

图 15-2 叶片冷却形式的发展历程

在燃气涡轮发动机设计阶段的一项重要考虑是：保证发动机的某些零件以及某些附件在

特定情况下温度不会超标，从而不会危及发动机安全工作。需要空气冷却的主要区域是燃烧

室和涡轮。燃烧室和涡轮的冷却在前面章节已经介绍过，本章不再重复。

15.1.2 发动机外部及附件冷却

涡轮风扇发动机整流罩与机匣之间的区域被分为两个部分：风扇舱和核心舱（见图

15-6）。外部冷却系统确保发动机风扇整流罩与风扇机匣之间区域的通气和核心舱所有发动机

和飞机附件得到足够冷却，同时防止可燃气在发动机舱内聚集。两个舱由隔框和防火密封隔

开，每个舱分开冷却和通风。风扇舱由外部冲压空气冷却和通风，核心舱通常由风扇出口空

气冷却和通风，采用对流进行冷却（见图 15-3）。

发动机的一些附件工作时会产生大量热量，例如给飞机提供电源的整体驱动发电机；有

些附件工作时本身不产生热量，但位于发动机温度较高的部位（热端），因此这些附件常常也

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需要冷却。当用空气进行冷却时，冷却气源可以是压气机引气或者从发动机整流罩引气口处

引入的外界空气。此外，有的发动机点火导线也需要冷却，冷却气源可选用增压器(低压压气

机)出口空气，具体内容将在点火系统中介绍。

进气口

温度传感器

风扇舱

冲压空气

核心舱

进气口

排气口

图 15-3 典型发动机的外部冷却

15.2 压气机气流控制

15.2.1 目的和方法

压气机空气流量控制又称可变几何通道控制，它采用压气机放气和静子叶片可调来实现，

通过改变非设计状态下压气机速度三角形中绝对速度的轴向分量、绝对速度的切向分量和圆

周速度，从而使气流速度相对转子叶片的攻角与设计状态相近，以避免叶片失速，防止压气

机喘振，提高发动机的工作稳定性和压气机效率。

发动机喘振常出现的阶段有起动、加速、减速等过渡状态和反推展开后的工作。压气机

喘振的探测主要是依据压气机出口压力的下降率或转子的减速率来判断。一旦探测到压气机

即将或已经发生喘振，控制系统自动打开放气活门，可调静子叶片向关的方向上调节，同时

瞬时减少供油，降低涡轮前温度，增加发动机空气流量，使其从喘振状态恢复过来，同时使

发动机点火系统进行连续点火以防止燃烧室熄火。

发动机通常采用可调放气活门 VBV（Variable Bleed Valve）和可调静子叶片 VSV

（Variable Stator Vane）的方式来进行防喘控制。VBV 和 VSV 都采用闭环控制方式，整个

控制系统包括控制器、作动部件和反馈装置。控制器根据压气机的工作状态计算放气活门或

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可调静子叶片需求开度，控制器可分为液压机械式和全权限数字电子式两种。作动部件为作

动筒或液压马达，通过燃油进行操纵。反馈装置为钢索或电子式的位置传感器，如线性可变

差动传感器 LVDT（Linear Variable Differential Transducer）、旋转可变差动传感器 RVDT

（Rotary Variable Differential Transducer），它将 VSV、VBV 的实际位置信息传送至控制

器。

15.2.2 可调静子叶片

可调静子叶片（VSV）是将高压压气机的进口导向叶片和前几级静子叶片设计成角度可调

的结构，当压气机转速从其设计值往下降低时，静子叶片角度逐渐关小，以使空气以最佳攻

角流入转子叶片；当压气机转速增加时，静子叶片角度逐渐开大，同样使气流以最佳角度进

入转子叶片，从而防止压气机喘振。可调静子叶片的转角根据发动机的工作参数以及外界条

件和飞行状态进行计算，其输入参数较 VBV 的输入参数要多。在采用液压机械式控制器的发

动机上，活门位置计算依据的状态参数较少，如 B737-300 飞机上 CFM56-3 发动机的 ME（Main

Engine Controller）根据压气机工作参数（高压压气机进口温度 CIT（Compressor Inlet

Temperature）和核心发动机转速 N2）来计算 VSV 的需求位置信息。在采用全权限数字电子

控制技术的发动机上，如 B737-700 飞机的 CFM56-7B 发动机的电子控制器 EEC（Electronic

Engine Controller）根据 N1、N2、推力杆角度、对应高度上的环境压力

、大气总压 PT、

大气总温 TAT（Total Air Temperature）和高压压气机进口温度 CIT 等输入参数计算 VSV 需

求位置，其他机型可能还会包括更多信号。

控制器将计算结果与反馈回的 VSV 当前开度进行比较，若存在差异，机械液压控制器直

接输出压力燃油至作动器使其活塞移动，再通过摇臂组件、主杆、连杆等传到作动环，作动

环使连到它上面的所有叶片同时转动；采用全权限数字电子控制的发动机，控制器则输出电

信号至液压机械装置 HMU（Hydro-Mechanical Unit），通过液压放大后再输出压力燃油至作

动器。叶片实际位置则通过反馈钢索（液压机械控制）或电子式位置传感器（全权限数字电

子控制）反馈给控制器，然后与需求位置比较，控制器根据比较结果来进一步调整叶片角度。

某型发动机的可调静子叶片系统如图 15-4 所示。

由于 VSV 和 VBV 的目的均是防止压气机失速导致发动机喘振，因此发动机的可调放气活

门系统与可调静子叶片系统具有一定的关联性，可调静子叶片位置的反馈信号通常作为可调

放气活门控制系统的输入参数，参与可调放气活门需求位置的计算。VSV 与 VBV 协调工作，

其开关状态正好相反，即 VSV 往关的方向作动时（攻角减小），VBV 则向开的方向作动。例如，

CFM56-7B 发动机，推力杆在慢车位时，VSV 在关位；随着 N2 的增加，它们旋转到较大开度的

位置。当 N2 转速超过 95%时，VSV 在全开位置。

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进口导叶第 1 级第 2 级第 3 级连接臂

作动环连接器

作动环

VSV 作动筒

曲

视图 A

图 15-4 CFM56-3 发动机可调静子叶片系统

15.2.3 可调放气活门

可调放气活门（VBV）通常用来使部分低压压气机后的气流进入外涵道，它的开度随发动

机转速的变化而变化。在发动机快速减速期间，VBV 系统用于防止低压压气机发生失速喘振；

在低的发动机转速和反推力装置工作时，VBV 系统用来防止地面碎屑吸入高压压气机，以避

免损伤发动机并改善发动机的工作稳定性。放气活门的实际位置通过反馈钢索（采用液压机

械式控制的发动机上，如 CFM56-3）或电子式的位置传感器（采用全权限数字电子式控制器

的发动机上，如 CFM56-7B）传回控制器，控制器将计算结果与传回的当前实际位置信息进行

比对，若存在较大差异，则通过输送压力燃油到作动器（CFM56-7B）或燃油齿轮马达带动主

放气活门（CFM56-3），经同步软轴或作动环带动其他放气活门一起作动，将低压压气机后高

压压气机前的部分空气放入外涵道。

有的发动机可调放气系统由多个活门组成，活门之间由软轴连接（见图 15-5），这种设

计结构相对较为复杂，容易出现卡阻与磨损，主要出现在早期的发动机上（如 CFM56-3/

CFM56-5B）。有的发动机采用放气带（如 V2500）或由作动环作动的多个活门，它主要用在后

来较为先进的发动机上（如 CFM56-7B），如图 15-6 所示。这种设计结构较为简单，较软轴连

接更为可靠。CFM56-7B 可调放气活门的两个作动器在风扇框架的两侧，经由作动杆移动活门

作动环，进而控制十二个放气活门的开关状态。当作动器前推作动杆时，活门开大，部分低

压压气机出口空气被放出到风扇排气通道；当作动器拉动作动器杆向后移动时，活门开度减

小，放气量减少。放气活门可在全关和全开之间任意作动。

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发动机空气系统

视图 A

放气活门

2:30 钟位置

开度反馈杆

位置反馈

传感器

主放气活门

3:30 钟位置

主软轴

（内部）

限位结构

图 15-5 CFM56-5B 可调放气活门系统

1 号支柱

放气活门

作动筒

曲柄

作动环

图 15-6 CFM56-7B 可调放气活门系统

当发动机的工作状态离喘振边界较近时放气活门打开，一部分压气机中间级或低压压气

机后高压压气机前的空气通过放气活门放出，增加了压气机前面级的空气流量，增大了空气

流的轴向速度，从而减小了气流攻角，可以使压气机保持足够的喘振裕度。发动机在低转速

时的工作线距喘振边界较近，喘振裕度较小，这时放气活门打开；快速减速时，由于高压转

子的节流作用，低压转子的喘振裕度也偏小，此时也需要打开放气活门进行放气。一旦脱离

喘振区，放气活门关闭。活门关闭过早或过晚均不利，关闭过早则发动机没有脱离喘振范围，

仍可能喘振；关闭过晚，放掉太多空气，造成浪费。活门关闭转速还受大气温度的影响，大

气温度升高，关闭转速应增大。

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发动机空气系统

15.2.4 高压压气机放气活门

高压压气机放气活门通常位于高压压气机的中间级或靠后级，例如：V2500 发动机高压

压气机放气系统（见图 15-7）一共包括四个活门，7 级三个（7A、7B、7C），10 级一个。放

气活门有全开和全关两个位置，EEC 根据由高压压气机进口温度修正后的 N2 转速来控制各个

活门的电磁阀，电磁阀通过控制高压压气机 12 级的伺服空气（P3）的通断来控制活门的开

关。活门打开后高压压气机内涵气流通过 C 涵道内壁的开口放到外涵道气流中。所有的活门

由弹簧加载在开位以保证发动机起动时所有活门在开位。

7级

10 级

高压压气机

放气活门

7级

图 15-7 V2500 发动机高压压气机放气活门

高压压气机放气活门也有不同的名称，有的叫起动放气活门，有的叫瞬时放气活门 TBV

（Transient Bleed Valve

。起动放气活门仅在发动机起动过程中开启，起动结束后，该活

门立即关闭。起动放气活门不受发动机控制器的控制，它的开关情况取决于起动活门的状态，

例如 CFM56-3 发动机的第 5 级起动放气活门由起动活门下游的压力空气克服放气活门内的弹

簧力将其打开；起动活门关闭后，在弹簧力的作用下，第五级起动放气活门也关闭。

瞬时放气活门在发动机起动、加减速等过渡态过程中均处于开启状态，从而提高压气机

的失速裕度，防止压气机喘振，在发动机稳态工作时则处于关闭状态。瞬时放气活门由发动

机控制器进行控制，它通常安装在 FADEC（Full Authority Digital Engine Control）控制

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发动机空气系统

的发动机上（如 CFM56-7B，CFM56-5B/5A），发动机电子控制器 EEC 根据发动机的工作状态决

定活门的开关状态，在需要改变放气活门的状态时，发动机电子控制器向液压机械装置内的

TBV 电液伺服阀输出电子控制信号，电液伺服阀向放气活门作动器输出压力燃油从而改变活

门的状态。

图 15-8 瞬时放气活门（TBV）系统

15.3 涡轮间隙控制

发动机不同工作状态下，为了减小涡轮叶片叶尖和机匣之间的间隙，减少漏气损失，提

高发动机性能，需要对涡轮间隙进行控制，图 15-9 示出了涡轮间隙控制的作用。

设计与装配

强制冷却

主动间隙控制

结构间隙控制

（被动间隙控制）

减少燃油消耗

降低排气温度

延长在翼时间

提高经济效益

图 15-9 涡轮间隙控制的作用

早期主要是通过选取膨胀系数合适的材料，并由气流冷却来控制涡轮间隙，属于被动控

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发动机空气系统

制方式。被动间隙控制曾用在一些发动机的高压和低压涡轮上，它通过空气连续对涡轮机匣

进行冷却，而冷却气流的流量或温度不受任何控制，因此不能保持最佳涡轮间隙。冷却涡轮

机匣的气流可以是从高压压气机引出，也可直接采用风扇出口空气，很多发动机低压涡轮机

匣的冷却采用风扇出口空气（如 CFM56-3/-5/-7B），而高压涡轮间隙控制则采用从高压压气

机引出的气体进行部件冷却。

新型发动机上对高压涡轮乃至低压涡轮间隙实行主动控制，如图 15-10 所示。主动间隙

控制的效果使涡轮机匣的膨胀量与转子叶片的伸长量相一致，目的是使转子叶片叶尖和机匣

之间不会因出现接触而造成损伤，同时保持最小的涡轮间隙，从而使涡轮具有较高的效率。

由于高、低压涡轮的工作温度对发动机性能的影响程度不一样，因此对高压涡轮间隙和低压

涡轮间隙分别进行控制。

无主动间隙

冷却空气

控制有主动间隙

控制系统

涡轮间隙

机匣

转子

慢车起飞爬升巡航下降着陆

图 15-10 涡轮主动间隙控制的效果

高压涡轮间隙通常通过控制高压压气机不同级的引气，来改变冷却高压涡轮衬环支撑的

气流流量和温度，冷却气体的流量和温度不同，则冷却效果不同，从而实现涡轮间隙的主动

控制。图 15-11 为 CFM56-7B 发动机高压涡轮间隙的控制。

用于高压涡轮间隙控制的空气来自高压压气机第 4 级和第 9 级引气。发动机电子控制器

EEC 根据其工作状态结合安全性和经济性兼顾的原则制定高压涡轮间隙控制活门的位置计

划，高压涡轮间隙控制活门则负责选择控制空气。CFM56-7B 发动机的典型工作状态下的间隙

控制空气见表 15-1。

发动机低压涡轮间隙控制同高压涡轮间隙相比，对发动机性能影响较小，因此很多采用

机械液压式控制器的发动机，为了使控制器较为简单，低压涡轮间隙控制采用被动间隙控制，

而由 FADEC 控制的发动机大多数采用主动间隙控制。但不管是采用主动间隙控制还是被动间

隙控制，其精度都比较低。低压涡轮间隙控制通常采用的方法是利用风扇出口空气也就是外

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发动机空气系统

涵道的气体去冷却低压涡轮机匣。被动的低压涡轮机匣的间隙控制，冷却空气流量不受控制，

而主动间隙控制方式则是通过控制冷却低压涡轮机匣的空气流量来控制间隙。

阀门位置

大气压力

DEU

第 9 级引气

转速、

温度等

通道 A

通道 B

EEC

伺服燃油供油

伺服燃油回油

到高

压涡

轮护

第 4 级引气

罩进

HMU

气口

前方

图 15-11 CFM56-7B 高压涡轮间隙控制

表 15-1 高压涡轮间隙控制空气与发动机状态的关系（CFM56-7B）

发动机工作状态

高压涡轮间隙控制引气

失效安全状态

无引气

暖起动

9 级模式，以减小高压涡轮摩擦

起飞和爬升

最初全 4 级模式，然后过渡到混气模式

巡航

4 级模式，使燃油消耗最低

下降

低流量 9 级模式，防止出现摩擦

在某些早期发动机上还采用了压气机间隙控制，其控制方法与涡轮间隙控制类似，也是

通过压气机引气冷却来实现的。不同的是压气机间隙控制是通过改变转子的尺寸，从而达到

间隙控制的目的。压气机间隙控制系统总是主动间隙控制系统，从压气机引出的暖空气通过

位于风扇框架内的空气管进入转子鼓筒内部从而控制压气机转子膨胀，从而减小转子叶片与

机匣之间的间隙。空气通常取自压气机的中间级，由压气机间隙控制活门调节流量大小。

15.4 典型发动机空气系统维护介绍

15.4.1 典型发动机空气系统的部件识别

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发动机空气系统

15.4.2 典型发动机空气系统的常见维护及安全注意事项

发动机刚关车时，由于空气系统的部件是热的，需要等部件的温度降低以后，才能进行

维护工作，以免发生烫伤。

1. 目视检查 VSV 作动筒等部件

1）目视检查 VSV 作动筒与燃油管路有无燃油渗漏及损伤。

2）作动筒是否松动。

3）电气连接导线及插头是否松动，有无损伤。

4）VSV 其他作动部件是否损伤。

2. 目视检查 VBV 作动筒等部件

1）目视检查 VBV 作动筒与燃油管路有无燃油渗漏及损伤。

2）作动筒是否松动。

3）电气连接导线及插头是否松动，有无损伤。

4）VBV 其他作动部件是否损伤。

3. 目视检查放气活门

1）目视检查放气活门与燃油管路有无燃油渗漏及损伤。

2）放气活门是否松动。

3）电气连接导线及插头是否松动，有无损伤。

4）排气管道及封严是否损伤。

4. 目视检查间隙控制活门

1）目视检查间隙控制活门与燃油管路有无燃油渗漏及损伤。

2）电气连接导线及插头是否松动，有无损伤。

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发动机指示系统

第 16 章发动机指示系统

16.1 总体介绍

发动机的参数需要被测量，从而被用于控制计算和状态监视。发动机指示系统可以显示

发动机工作状态的所有参数，告知驾驶员发动机各系统的工作是否正常，并可以发出报警指

示任何可能发生的故障。驾驶员仪表板上的许多表盘式和指针式仪表可以由一个或几个阴极

射线管来取代，用来显示发动机的各种参数。这些小型显示器能够显示使发动机安全工作所

必需的所有信息。

发动机参数指示（见图 16-1）包含有性能指示，也称主要指示；系统指示，称为次要指

示；和第 3 组指示是用于发动机状态的趋势监控（这通常不在驾驶舱显示出）。性能指示用于

监视发动机性能和参数限制。系统指示用于监视发动机各系统的工作，便于迅速探测故障。

发动机趋势监控在地面进行，用于分析和探测发动机的问题，它使用由飞机状态监视系统

ACMS（Aircraft Condition Monitoring System）自动记录的发动机参数。

图 16-1 发动机的参数指示

发动机主要指示的参数有：发动机压力比 EPR（Engine Pressure Ratio）、发动机排气

温度 EGT（Exhaust Gas Temperature）、N1、N2；发动机辅助指示的参数有：燃油流量 FF（Fuel

Flow）、振动量 VIB（Vibration）和滑油系统指示参数等。振动量可以指示出发动机旋转部

件发生的任何不平衡情况。滑油系统指示参数有滑油量、滑油压力和温度等。

发动机仪表指示系统已发生许多重大的变化，直读仪表已由远距指示的电子仪表所取代，

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发动机指示系统

机械式仪表正在被数字电子式的仪表所取代。通常测量部件或传感器安装在发动机舱，而显

示仪表或指示器位于驾驶舱。模拟式仪表以指针和表盘的形式给出发动机参数的模拟值来显

示连续变化的量；数字式仪表是由传感器感受信息转换成一系列的电信号输给计算机，处理

后送给指示器，由液晶或发光二极管显示数字，即是以离散的数字，而不是以指针的位置来

指示参数。

驾驶舱指示仪表的最新发展是：电子指示系统将发动机的参数指示、系统工作的监视以

及向驾驶员告警的功能组合在仪表板安装的阴极射线管上，以刻度盘、指针、数字、文字显

示，各种颜色的标志可以使机组清楚当前状况。如波音公司的发动机指示和机组警告系统

EICAS(Engine Indication and Crew Alerting System)，空中客车公司的电子式飞机中央监

控系统 ECAM(Electronic Centralized Aircraft Monitoring)，设置多种页面，以方便进行

查看。

装有全功能数字式发动机控制 FADEC 系统的发动机，传感器首先将数据传送到 FADEC 系

统计算机，然后再由计算机发送数据到指示器或显示系统，同时由计算机控制发动机。

16.2 主要参数指示

16.2.1 推力/功率测量及指示

发动机的推力总是在指示系统最上端显示。发动机的推力在试车台上由推力计精确测量。

发动机装在飞机上时，推力需要由其他参数表征。一般常用发动机压力比 EPR 或风扇转速 N1

来表征发动机推力。

发动机压力比 EPR 是指涡轮出口总压与压气机进口总压之比，对于高涵道比涡扇发动机，

上式所定义的压力比也称为内涵 EPR。由于高涵道比涡扇发动机的推力主要由外涵风扇产生，

所以，一些发动机压力比测量的是风扇出口气体总压与风扇进口气体总压之比，也称为外涵

EPR。

发动机压力比表既可以用电机械式，也可由电子式传感器来指示（见图 16-2）。

电机械式系统采用传感器膜盒、线性可变差动变压器等，转换压力信号成电信号，放大

后作用在伺服马达的控制绕组上；电子式通过两个压力传感器，依据振动的频率，计算出发

动机压力比的电信号，输入发动机压力比表和电子式发动机控制系统。

新型发动机 EPR 计算在 FADEC 计算机进行，使用电子式压力传感器，它比电机械式传感

器更可靠和精确，它的指示过程如图 16-3 所示。

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机指示系统

斜齿轮

轴向推力

发动机滑油压力

扭矩计滑油压力

螺旋桨轴

扭矩计活塞

图 16-4 油压式扭矩测量

16.2.2 转速测量及指示

所有的发动机都有转速指示，双转子有低压转子和高压转子的转速指示，三转子发动机

不仅有高压、低压转子指示，通常还有中压转子转速指示。每个转子转速指示由 3 个主要部

分组成：转速传感器、数据传输和参数指示。现代的涡扇发动机的转速传感器有转速发电机

转速测量和变磁阻式转速测量两种方式。

1. 转速发电机转速测量

转速测量可由发动机驱动的一个小型发电机完成，此发电机也被称为 N2 转速发电机。转

速发电机发出的三相交流电经电路传给指示器（见图 16-5）。此三相交流电的频率取决于发

动机被测转子转速。发电机的输出频率控制指示器中同步马达的转速，进而转动指示器的指

针。转速指示器一般指示当前转速占最大转速的百分比。许多转速发电机发送三相交流电的

电信号到 FADEC 从而计算得到转速信号，同时它也被用作发动机电子控制器 EEC（Electronic

Engine Controller）的电源，故又被称为专用交流发电机。CFM56-3 发动机的 N2 转速传感

器就是转速发电机式的转速传感器，它给功率管理控制器 PMC 提供电源。

2. 变磁阻式转速测量

转速测量也可以采用可变磁阻式转速探头，CFM56-3 的 N1 转速传感器就是可变磁阻式的

转速传感器，它与一个音轮相对，产生感应电流，感应电流经放大后被送入指示器，测量感

应脉冲的频率，显示转子转速（见图 16-6）。

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发动机指示系统

转速发电机

三相交流电

转速指示

图 16-5 转速发电机

图 16-6 变磁阻式转速测量

转速探头位于机匣的固定器中，与被测轴上的音轮对齐，转子每转一圈音轮外缘上的齿

掠过探头一次，改变探头中线圈磁通量从而诱导出一股电流或发出脉冲，与发动机转速直接

相关。脉冲频率与发动机转速成正比。风扇叶片可用来代替音轮改变传感器磁场，也可用附

件齿轮箱的齿轮起音轮的作用（如 CFM56-7B 发动机 N2 转速传感器），无论何种情况都是利用

传感器脉冲信号计算转速。

在有些发动机中，转速信号也是发动机机械振动系统的输入信号，用于发动机振动信号

的解耦和确定振动相对信息。

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发动机指示系统

16.2.3 温度测量及指示

发动机中常见的测量温度的传感器依据测量原理的不同，可以分为热电偶式、热电阻式、

充填式温度传感器和双金属式温度补偿元件等。

1. 热电偶式

发动机排气温度通常用排气温度（EGT）指示。涡轮前燃气温度是发动机工作中的关键参

数。实际的排气温度与允许的极限值之间的差值被称为 EGT 裕度，它被用于衡量发动机性能

衰退的情况。理想情况下应该测量涡轮进口燃气温度，但是因为这里温度太高，温度场分布

不均匀，通常难以测量。由于在涡轮中燃气温度的下降趋势是按已知的方式变化的，所以测

量并限制排气温度不超限，目的是保证涡轮前燃气温度不超出允许值。当然，也可以测量并

限制涡轮中间级的燃气温度。不少机型的 EGT 是从低压涡轮中间级测量的，也被称为排气温

度。如 CFM56 系列的发动机 EGT 传感器位于低压涡轮第二级进口导向叶片处。

热电偶用于测量较高的温度，排气温度测量普遍使用热电偶的方式（见图 16-7）。

热电偶的工作原理是将两种不同的金属端点相连，位于排气流中的一端被称为热端或测

量端；而在指示器内的一端被称为冷端或基准端。在工作时，热端感受高温，于是在热电偶

中产生热电势。电路中产生热电势的数值大小与热电偶两端的温度差成正比。为使冷端补偿

到摄氏零度，在电路内装有自动温度补偿器。热电势大小还取决于回路中的电阻，该电阻在

热电偶出厂时已经调好。在热电偶安装中不能随意剪短导线，以免影响测量精度。发动机热

电偶的常用材料是镍铬-镍铝丝。在一些发动机上各个热电偶的信号汇总在主接线盒，再传递

给飞机或 FADEC 系统，FADEC 计算机是冷端节点。为了测量排气平均温度，常常将多个热电

偶并联连接，使各个探头探入气流的长度不同。最终测量结果为有效的平均温度值。

2. 热电阻式

这种方式常用于滑油和燃油温度测量。滑油和燃油温度由安装在介质中的温度测量元件

测量。温度的变化导致测量金属电阻值的变化，进而改变相应的指示器的电流。测温球的电

阻接在比值表型温度计电路中或者惠斯登电桥（见图 16-8）的一个桥臂上，指示器的指针按

照相当于温度变化的幅度偏转。这就是热电阻式温度传感器，利用纯金属的电阻值随温度增

加而增加的特性测量温度。

电阻式的温度测量元件通常被分为热电阻式和热敏电阻式。热电阻式是由金属导体制成

感温元件，其化学性能稳定，热容量小，线性度高，而且价格便宜，容易制造。常用的热电

阻材料有铂、铜、镍。热电阻的工作特点是随着温度的升高，电阻值逐渐增大。热电阻式的

测量元件常用于滑油和燃油的温度测量。热敏电阻式是由半导体制成感温元件，常用的材料

有氧化锰，氧化铜等金属氧化物。和热电阻式不同的是，在低温状态下，它近似于绝缘体，

当温度升高到一定程度后，随着温度的升高，电阻值会迅速下降。热敏电阻式的感温元件常

常被用于远距离测量和快速测量。

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Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 6