Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020)

民用航空器维修基础系列教材第 5 册

辅助动力装置

APU工作时进气门打开为APU供应空气，当APU停止工作时进气门关闭，进气门的设计应能

防止外来物进入APU并减少飞行时的空气阻力。进气门作动筒打开或关闭APU进气门，APU进气

门的位置由位置电门监视，确保APU只能在进气门打开时运行。随着进气门的打开或关闭，位

于进气门前部的调节片通过一个推拉钢索偏转，其作用是增加进入进气道的冲压空气，防止

进气道的气流扰动，阻断沿着机身蒙皮流动的液体进入进气道，减少火灾的危险。APU进气道

由进口端部、管道和空气进口弯管组成，APU进气道是一个扩散通道，引导空气进入APU并增

加空气的静压，空气进口弯管内的进口导流叶片有助于改善空气的流动，进气道和飞机结构

间的弹性密封确保气流平滑地进入进气道，也用作防火密封。

19.2

APU 的工作系统

19.2.1 APU 燃油系统

APU燃油系统包括从飞机油箱到APU燃油控制组件的低压燃油系统和从燃油控制组件到燃

油喷嘴的高压燃油系统。

APU低压燃油系统的功能是将燃油从飞机油箱输送到APU燃油控制组件，通常左主油箱为

APU供应燃油，其他油箱通过燃油交输导管也可以为APU供应燃油。典型APU低压燃油系统的主

要部件包括APU燃油增压泵、燃油关断活门、供油管路和压力电门，如图19-8所示。

左大翼油箱

中央油箱

APU 燃油增压泵

APU 燃油关断活门

APU 燃油供油管

APU 主燃油系统

压力电门

图 19-8 APU 的低压燃油系统及部件

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辅助动力装置

APU低压燃油系统有一个APU燃油增压泵，位于中央油箱的后墙上或者在左侧内主油箱的

后梁上，其内部有一个单向活门，保证在拆卸燃油增压泵时油箱内的燃油不会泄露。燃油增

压泵是否工作取决于油箱增压泵是否工作和飞机的种类。APU燃油增压泵不工作时，油箱增压

泵供应燃油旁通APU燃油增压泵到APU高压燃油泵。APU燃油增压泵是电动离心泵，波音飞机通

常使用直流电动泵，由单独的APU电瓶或由正常的飞机电瓶经电瓶电门供电；空客飞机通常使

用交流电动泵，由电瓶经静变流机供电。

APU燃油关断活门通常位于APU燃油增压泵的附近，受APU控制组件的控制，连通或关断飞

机油箱到APU的供油管路。

APU燃油供油管开始于中央油箱的上壁并沿着主轮舱的舱顶，通过主轮舱后部的密封隔

框，沿着机身的左侧后货舱的侧壁衬垫后面，再穿过后密封隔框并沿着机身左侧的内侧壁进

入APU舱。

位于APU低压燃油系统出口的压力电门监测APU高压燃油系统的供油压力，当燃油压力低

于设定值时，在驾驶舱的APU系统页面上将显示低压警告。

APU高压燃油系统与主发动机的高压燃油系统是一样的，APU高压燃油系统为燃烧室供应

增压的、经计量的燃油，并且提供燃油操纵进口导流叶片作动筒和防喘控制活门，如图19-9

所示。

燃油流量分配器

前

燃油控制组件

APU燃油供应

计量过的燃油

主级燃油

次级燃油

电子控制组件

燃油总管和喷嘴

图19-9 APU的高压燃油系统

APU高压燃油系统将飞机燃油系统的燃油供往燃油控制组件FCU（Fuel Control Unit），

自动计量燃油流量，以满足转速和负荷的需求。电子控制组件ECU（Electronic Control Unit）

为APU起动和工作计算正确的燃油流量。ECU给FCU提供燃油流量的命令信号，FCU给燃油分配

器和燃油分配器电磁活门供应正确的燃油流量，并且给进气导向叶片作动器和防喘控制活门

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辅助动力装置

APU空气系统的主要作用有：提供引气到飞机气源系统；控制APU负载压气机工作；冷却

APU附件。

引气系统主要有3个主要任务：

1）当到达稳态工作点后由驾驶员操纵，经引气活门到飞机气源系统；若引气负荷过大，

将减少引气量，保证APU排气温度不超温。

2）控制进入负载压气机的空气量满足飞机气源系统引气要求。

3）防止APU压气机喘振。

1. APU 引气供应

APU引气系统给飞机的主发动机起动、空调和气动增压操作供应增压空气。

APU引气活门，如图19-11所示，通常是电磁线圈控制、气动操作的。打开引气活门有两

个条件：APU引气电门在ON位，APU起动完成（转速95%以上）。APU主电门在OFF位，正常关车，

引气活门关闭。APU控制组件时间延时器起作用，确保APU在冷却期间无负荷运转。

线圈信号

APU控制组件

APU引气电门

APU引气活门

图19-11 APU引气系统

2. 负载压气机控制

许多新型的APU，有独立的负载压气机系统，飞机不需要APU引气时，可以断开负载压气

机引气，可调进口导向叶片关闭，空气不能进入负载压气机，APU引气断开，功率部分的工作

负荷小，相应的APU排气温度低，降低了燃油消耗，提高了APU的使用寿命。

负载压气机控制系统的主要部件包括：可调进口导向叶片IGV、带有机械传动组件的IGV

作动筒和APU控制组件，如图19-12所示。APU控制组件比较指令信号和IGV的实际位置信号，

输出控制信号到IGV作动筒上的力矩马达，使作动筒移动IGV到正确的位置，控制进入负载压

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气机的空气量。

APU 控制组件

引气需求

力矩马达

APU 排气温度

IGV 作动筒

环境空气状况

进口导向叶片

图19-12 进口导向叶片控制

APU控制组件依据以下参数：飞机的引气要求、APU排气温度、环境空气状况，来选择进

口导向叶片的位置。在APU不工作和起动期间，进口导向叶片处于关闭位置。当APU到达100%

转速，进口导向叶片控制系统待命。APU引气电门置于ON位→进口导向叶片移到部分打开位→

根据气源系统要求进一步开大。主发动机起动时，进口导向叶处于片全开位。若APU排气温度

过高时，进口导向叶片将关小。当空气密度减小时，进口导向叶片将开大。

3. APU 防喘控制

当引气负载和外界空气环境参数变化时，APU压气机可能发生喘振现象，防止APU压气机

喘振的有效方法是及时放出堵塞在压气机出口的空气。

1）对于没有负载压气机的APU，压气机可能喘振时，打开防喘活门放掉空气。在飞行期

间，防喘活门正常打开来防喘，但在没有喘振时放掉空气，会耗费更多的燃油。

2）对于有负载压气机的APU，使用的防喘方法较好。喘振保护系统感受负载压气机引气

管道中空气流量的变化，当气流流量减少或停止时，则打开喘振控制活门SCV(Surge Control

Valve)，防止压气机喘振，如图19-13所示。

现代APU空气流量信号转换成电信号，送到APU控制组件。APU控制组件比较喘振控制活门

的要求位置信号和实际位置的反馈信号，输出控制信号到喘振控制活门上的力矩马达，来自

功率部分压气机的气动压力打开喘振控制活门到要求的位置，使来自负载压气机的一部分引

气通过喘振控制活门排放到APU排气管道。

因为APU总是运行在100%转速，一定的引气量对应一个IGV的位置。当飞机引气量减少时，

APU控制组件比较IGV位置和引气流量的关系，当引气流量低于IGV位置所对应的气流流量时，

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气机压力足够时，活门打开，在APU关车时，活门关闭。冷却风扇由附件齿轮箱机械传动，帮

助冷却。

19.2.3 APU 滑油系统

APU滑油系统的主要部件包括滑油箱、供油泵、滑油滤、供油管道、滑油喷嘴、回油泵、

滑油冷却器和回油管道。典型的APU滑油系统，如图19-15所示，润滑和冷却APU的轴承和齿轮

箱。

图19-15 APU的滑油系统

1. 供油

滑油箱内的滑油经供油管路，由供压泵增压后供到压力管路，经过滑油滤过滤后的清洁

滑油，对APU的轴承和齿轮箱进行润滑冷却。

2. 回油

从APU轴承腔和齿轮箱收集的滑油，经排油管路、回油泵、滑油冷却器和回油管路返回到

滑油箱。

3. 通气

APU轴承舱通常采用篦齿式空气密封，一部分空气会进入轴承舱，空气滑油混合物通过回

油和外部通风管道回到滑油箱，由APU附件齿轮箱内的齿轮驱动的油气分离器把空气从回流滑

油中分离出来，排放到APU的排气管道。

大多数现代APU发电机也使用来自滑油系统的滑油冷却，但有独立的回油系统，如图19-16

所示。其回油系统的部件包括回油泵、回油滤和回油管道。安装在APU发电机上的滑油温度传

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感器监测发电机的滑油温度，如果滑油温度过高，APU控制组件控制APU自动关车。回油滤内

设有压差电门和旁通活门，当压差电门指示回油滤堵塞后应及时更换或清洗油滤，否则随着

回油滤的逐渐堵塞，旁通活门打开，回油经过旁通活门旁通油滤直接回到滑油箱。

图19-16 滑油冷却的交流发电机

APU滑油系统功能和主要部件与燃气涡轮发动机的滑油系统基本相同，但为了改善APU的

起动过程，大多数APU中有一个除滑油活门。在正常的飞行中，APU是不工作的，APU的滑油温

度很低，滑油粘度很大。当APU需要在空中起动时，滑油流动的摩擦力很大，必然增加起动机

的起动功率，为此在齿轮箱高于滑油表面的位置设置一个除滑油活门。在APU起动的初始阶段，

APU控制组件打开除滑油活门，滑油泵从齿轮箱吸入空气，通过空气与滑油的混合稀释滑油，

减小滑油系统内的摩擦力。当APU达到起动机脱开转速时，APU控制组件关闭除滑油活门。如

果APU达到100%转速后，除滑油活门仍未关闭，则滑油压力将低于设定值，APU控制组件控制

APU自动关车。在APU关车过程中，APU控制组件再次打开除滑油活门，排空供应管道和回油管

道中的滑油，并且减少滑油喷嘴上的积炭。

19.2.4 APU 起动和点火系统

1. APU起动系统

典型APU起动系统的主要部件包括：APU控制电门、APU控制组件、APU起动机、APU起动继

电器、飞机电瓶、传递电瓶电源到APU起动马达的导线，如图19-17所示。控制开关位于驾驶

舱，用于APU的起动准备、起动和关车。控制组件通常位于飞机的尾部，接受来自控制开关的

起动信号并闭合继电器。起动继电器通常安装在飞机的电子设备舱内，控制飞机电瓶与起动

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机马达间导线的通断。起动机位于APU附件齿轮箱上，提供APU的起动动力。

起动机通常有电动起动机、起动-发电机和空气涡轮起动机等。大多数APU使用直流电动

起动机，电动起动机通常由飞机电瓶、独立的APU起动机电瓶或地面直流电源供电。起动机的

工作限制必须遵守：起动机工作时间、冷却时间和循环次数的限制，确保起动机不会过应力

和过热。

APU电门

APU控制组件

APU起动机

电瓶

APU起动继电器

图19-17 APU的起动系统

典型的APU起动机主要组成部件是直流马达和起动机离合器。起动机离合器连接起动机传

动轴到APU齿轮箱传动齿轮。小型APU通常使用安装在齿轮箱内的楔块式离合器，而大型APU

通常使用与发动机的起动机相同的棘轮型离合器，其结构位于起动机马达内。起动机马达开

始运转时离合器啮合，当APU到达设定转速时离合器自动脱开啮合。

2. APU点火系统

典型APU点火系统的主要部件包括：APU控制组件、点火激励器、点火导线和点火电嘴，

如图19-18所示。直流电瓶供直流电给点火激励器，转换成高压电供给点火电嘴。

电嘴

点火激励器

APU控

制组件

电瓶

点火导线

图19-18 APU的点火系统

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辅助动力装置

19.2.5 APU 的指示

APU指示系统监控APU发动机的工作状况。

1）对于空客飞机，以空客A320飞机为例，APU页面，主要显示如下信息：APU发动机的转

速，APU的排气温度，APU进气门的状态等，如图19-19所示。当APU的工作转速达到100%时，

APU处于可用状态，可以向飞机提供电源或气源。

图19-19 A320飞机APU的指示

2）对于波音飞机，以B737-800飞机为例，APU指示系统包括：排气温度指示器、维护灯、

低滑油压力警告灯、故障灯、超速警告灯组成，如图19-20所示。排气温度指示器和四个指示

灯位于驾驶舱P5板。

APU发动机排气温度指示器用于监控发动机排气温度。热电偶感受APU发动机排气温度，

并将温度显示在P5前板上的排气温度指示器上。

维护灯为蓝色，当滑油量过低时，维护灯亮。

低滑油压力警告灯为琥珀色，当APU达到工作转速滑油压力过低时，低滑油压力警告灯亮，

APU自动关车。

故障灯为琥珀色，当APU达到工作转速滑油温度过高时，故障灯亮，APU自动关车。

超速警告灯为琥珀色，当APU转速达到106%时，超速警告灯亮，APU自动关车。

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辅助动力装置

维护灯低滑油压力灯故障灯

超速灯

排气温度表

图19-20 B737飞机APU的指示

19.2.6 APU 的控制

APU的起动电门位于驾驶舱，对于波音飞机，是一个扳钮式电门，有OFF、ON、START三个

位置；对于空客飞机，是按键式电门，有主电门（MASTER SW）和起动电门（START）两个电

门，如图19-21所示。

图 19-21 APU 的起动电门

起动APU只能在驾驶舱进行，但APU的关车操作可以在驾驶舱进行，也可以在地面进行。

驾驶舱的紧急关车开关多为APU灭火手柄，飞机外部的紧急关车开关在地面人员容易接近的地

方，如前起落架，主轮舱，或加油勤务面板，飞机不同机型，紧急关车开关的位置不同。空

客A320的紧急关车开关，如图19-22所示。

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辅助动力装置

紧急关车开关

图 19-22 A320 的紧急关车开关

APU控制组件控制APU的所有工作状态。新型APU的控制组件采用电子控制组件ECU或电子

控制盒ECB（Electronic Control Box），如图19-22所示，可从控制显示组件查找相关数据，

进行自测试。

APU的工作主要是为飞机提供气源和电源，因此APU的控制，和发动机相比，是相对简单

的恒速控制。APU控制组件采用三种运行方式来控制APU：

1）APU的起动，从APU开始起动直到APU达到100%的转速。

2）APU的恒速控制，在工作负荷变化时，保持转速恒定工作。

3）APU的关断，监视和控制APU关车。

19.3

APU 的起动和关断

1. APU的起动

任何类型的APU起动程序都是相似的，以B737飞机APU的起动为例进行介绍。

在起动APU之前，必须按照起动检查表来进行安全检查。电瓶电门扳到ON位。当将APU电

门拨到START（起动）位置，保持2s后释放，开关将自动返回ON位。这将给APU控制组件发送

一个信号。APU控制组件打开APU燃油关断活门和APU进气门。APU控制组件还使滑油压力低灯

点亮。当进气门完全打开，位置电门闭合，发送一个门已完全打开的信号给APU控制组件。

大约在7%转速时，点火并供应燃油；大约在34%转速时，低滑油压力警告灯灭；大约60%

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辅助动力装置

转速时，点火装置断电；大约70%转速时，APU起动机断开；大约在95%转速时，为APU正常运

行的所有控制和保护电路都已经准备就绪，APU可以提供气源和电源。APU控制组件控制APU

的起动顺序，如图19-23所示，以上转速值是典型的切换点，不同型号的APU上会稍有不同。

图19-23 B737飞机APU的起动顺序

2. APU的恒速控制

在APU达到100转速后，APU控制组件控制APU在排气温度不超限的前提下保持转速恒定。

为达到恒速控制的目的，APU控制组件比较设定转速和来自转速传感器的实际转速信号，然后

改变力矩马达的信号，来改变计量燃油。

在APU正常运行期间，APU引气负载、电负载、空气进气温度和空气进气压力的变化都会

使APU的转速发生变化。引气负载和电负载的增加，都有使APU转速减小的趋势，APU控制组件

会增加计量燃油来保持转速恒定，但相应的排气温度将增加。空气进气温度过高将使排气温

度超限，空气进气压力的变化将改变空气密度，因此，APU控制组件需要根据空气进气温度和

空气进气压力的信号来控制和优化计量燃油。

3. APU的关断

APU有三种不同的关车方式：正常关车、自动关车和人工紧急关车。

1）正常关车是指当APU工作结束后，维修人员将APU的引气开关置于OFF位，在驾驶舱按

下空客飞机上的APU主电门或将波音飞机上的APU电门置于OFF位。如果维修人员直接关断APU，

则APU控制组件控制关断引气和电气负载，继续运转一段时间后关断燃油供应，APU在正常冷

却后关车。正常冷却所需要的时间由ECU控制，在0～120s之间。

2）保护性关车包括自动关车和人工紧急关车。自动关车是指当APU工作时，主要工作参

数超限或者重要部件故障，APU控制组件控制APU不经冷却而立即关车。触发自动关车的主要

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辅助动力装置

运行极限包括：APU排气温度过高、APU转速超速、滑油压力过低、滑油温度过高、压气机喘

振等。当APU自动关车后，维修人员应在驾驶舱按下空客飞机上的APU主电门或将波音飞机上

的APU电门置于OFF位，查找APU自动关车的原因。当APU着火时，维修人员或APU控制组件控制

APU紧急关车。维修人员在驾驶舱或在地面操作紧急关车开关，APU不经冷却立即关车。

19.4 典型 APU 的维护介绍

19.4.1 典型 APU 的部件识别

1）典型 APU 的滑油滤，如图 19-24 所示。

2）典型 APU 的起动发电机，如图 19-25 所示。

3）典型 APU 的滑油冷却器，如图 19-26 所示。

图 19-24 APU 的滑油滤

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发动机监控与维护

第 20 章发动机监控与维护

20. 1 发动机状态监控

发动机状态监控是指利用发动机性能趋势监控、滑油消耗量监控、孔探检查、燃油滤和

滑油滤检查、滑油磁性堵塞检查以及对滑油金属含量分析等手段对发动机的使用和维护状态

进行监控，民用航空发动机主要的监控手段如图 20-1。实施发动机状态监控工作，在一定

程度上能够预防或协助排除发动机故障，从而保障发动机机队的可靠性。

图 20-1 发动机主要的状态监控方法

20.1.1 性能趋势监控

性能趋势监控是当前普遍采用的一种发动机状态监控方法，它首先采集发动机状态参数

（发动机典型的状态参数包括转子转速 N、发动机压力比 EPR、燃油流量 FUEL FLOW、排气

温度 EGT、滑油压力和温度 OIL TEMP/PRE 以及转子振动值 VIB 等），并记录对应的发动机工

况和外部条件；接着将状态参数按相似换算法换算到标准大气海平面条件下的值，将所得到

的换算值减去该工况下的基线值，得出相对于基线的监控参数偏差值，对所得到的各个航班

的监控参数偏差值进行数据平滑处理;然后将所得到的平滑后的监控参数偏差值减去它的初

始值，得到对应于该发动机的监控参数最终偏差值;最后依据最终偏差值绘制性能监控趋势

图。维护人员依据趋势图就可以对发动机的健康状况进行分析。

根据性能趋势图，可进行以下分析：①将每个监控参数的最终偏差值与基线值比较，检

查其是否超限；②通过综合分析各监控参数的不同变化趋势，可以推断引起变化的可能原因，

为故障隔离提供重要参考，如可据此隔离部分较小系统的故障；③计算趋势的变化率，对同

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发动机监控与维护

一架飞机上的各台发动机进行趋势对比；④借助于各个监控参数的变化趋势，可以对各个参

数的未来发展变化进行趋势预测。CFM56 发动机典型的性能趋势图，如图 20-2 所示，其监

控的主要参数包括 EGT(发动机排气温度)、N1（低压转子转速）以及 FF（燃油流量）。

图 20-2 CFM 发动机参数趋势变化图

目前发动机性能状态监控方法主要有两种：（１）基于互联网技术的远程监控平台：

GE/CFM56 被称为 Remote diagnostics,简称 RD；IAE 提供的 Advanced Diagnostic & Engine

Management,简称 ADEM；罗-罗提供的远程监控平台（www.aeromanager.com）（２）采用 SAGE

(GE/CFM56)、COMPASS（罗-罗 RB211-535E4 发动机）或普惠提供的 EHM 等单机软件进行监控。

目前，很多各航空公司采用两种监控方式并存的监控模式，通常以远程监控为主，SAGE 等

作为辅助或备份监控手段。随着网络和电子技术的发展，远程监控平台将最终取代以单机软

件为基础的传统的监控方式。

20.1.2 发动机磁堵检查

各种机械装置中的运转部件，由于接触表面相互运动的摩擦作用，必然会造成机件的磨

损，并且随着运行时间的增长，磨损会不同程度的加剧，如果不能准确了解并监控机件的磨

损状态，就很可能造成轴承破损、传动轴断裂等严重缺陷，导致转子卡滞、传动失效等严重

故障的发生，甚至引发恶性事故。据统计，在一般运转机件的失效形式中，磨损失效占 80%

以上。

由于磨损发生在机械的内部，直接监视判断其状态比较困难，但对于一般的机构来说，

都采用了滑油对运转部件进行润滑和降温，当运转机件磨损时，产生的磨粒进入滑油中。滑

油所携带的磨粒是监控运转机件磨损状态的重要信息源，是揭示磨损表面的损伤机理、诊断

磨损过程和磨损类型的重要依据。对滑油本身及其所携带的磨损微粒的监测分析，可有效的

监控机械的磨损状态，预防磨损故障的发生，提高机械工作的安全可靠性；并且可对机械的

磨损故障进行诊断，确定磨损的严重程度和故障部位，从而指导制定最有效、最经济的维修

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民用航空器维修基础系列教材第 5 册

发动机监控与维护

方案。如图 20-3 是通过磁性碎屑探测器（简称磁堵）收集到的颗粒。

图 20-3 磁堵及吸附到的轴承颗粒

为了在较短的时间间隔内顺利检出滑油系统中的颗粒物，磁堵安装在每个积油槽回油管

路上，或者安装在回油泵下游的共享回油管上。因为轴承和齿轮是金属的，所以磁堵上的磁

铁能吸附这些部件的磨损颗粒（或碎屑）。磁堵吸咐的颗粒尺寸范围为 0.02~1mm。在最简单

的设计中，磁堵是一个细小的棒，伸入到滑油回油中。在规定的时间间隔内检查磁堵是维修

检查的一部分。为了便于检查，不需要额外的工具就能将磁堵拿出来。

比磁堵更复杂的是电子式磁堵，这种磁堵有两组磁铁，FADEC 的计算机监视这两组磁铁

这间的阻抗。电子式磁堵不需要检查或拿出，除非 FADEC 的计算机给出了相关的维护信息。

图 20-4 为 CFM56-7B 发动机的电子式磁堵。更为先进的发动机颗粒检测使用滑油碎屑监视器。

它采用基于诱导测量技术的传感器，能使系统根据颗粒物的尺寸和类型（磁性的或非磁性的）

检测磨损的金属颗粒物进行计数和分类，从而判定滑油中颗粒物总数的趋势。此监视器与

FADEC 计算机或者与指定这个功能的计算机相连。

图 20-4 CFM56-7B 发动机电子式磁堵

284

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发动机监控与维护

20.1.3 发动机振动监控

民用航空发动机工作环境十分恶劣，其健康状况的改变或恶化，很大程度上会影响飞行

安全及运管成本。因此加强对民用航空发动机工作状态的监控，特别是对民用航空发动机振

动的监控，是保证安全的有效手段。航空发动机振动监控主要用于监视发动机旋转机械的工

作状态。作为一种典型的高速旋转机械设备，航空发动机的振动信号(如振动信号的幅值、

频率和相位等)可直接反映其当前工作状态。通过分析获取的发动机振动信号特性，可及时

获得发动机工作状态信息。以发动机振动值为例，通过监控发动机稳定工作状态的高、低压

转子振动值变化，可分析发动机内部的旋转机械部件状态，发动机高、低压转子的动平衡情

况，进而推测发动机本体可能存在的一些机械故障，避免引起发动机更大的内部损伤和二次

损伤，并采取合理的维护措施提高发动机可靠性，降低维护成本。

目前，民用航空发动机振动监测的主要方法是在飞机上安装发动机振动监测装置，被称

为 EVMU（发动机振动监测组件）或 AVM（机载振动监测仪）。振动监测装置通过安装在发动

机上的加速度计监测发动机振动变化情况。振源具有稳定的激振力，能准确反映发动机振动

能量，测量振动的加速度计须靠近振源安装。加速度计一般安装在发动机的安装点、转子支

撑面、发动机机匣对接面等位置。以某型民用航空发动机为例，其上装有两个加速度计，分

别位于风扇机匣和轴承上，分别测量风扇机匣和轴承处的振动信息。所测信息经 EVMU 内部

的电荷放大器、滤波器、记录器、A/D 转化器、振动信号处理计算机计算后，输出给飞机显

示器，为飞机驾驶舱实时提供发动机振动值显示。典型的发动机振动监测原理图如图 20-5

所示。

图 20-5 典型的发动机振动监测原理图

发动机振动监测过程可分为振动测量、振动信号处理及故障特征提取、状态识别。根据

监测对象的特征，如结构特点，振动信号频带范围和幅值，确定测试系统的传感器和记录设

备。振动信号处理是振动监测的核心，它完成从原始振动信号中提取有用信息。状态识别是

根据信号处理结果和故障特征信息，判断监测对象的状态及其故障的发展趋势。最后，信号

处理和故障状态识别通过计算机软件实现。

振动总量反映了发动机总的振动能量状况，而振动分量则反映出是何种激振源及其激励

大小。发动机一般都规定总量限制值，如果振动总量超过限制值，表明发动机振动过大，部

件可能因此而破坏。发动机上的各振源通常有不同的激振频率，如转子质量不平衡会激起频

率为转子工作转速的振动，不对中故障会激起较大的二阶振动，而转子与静子碰摩会产生分

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发动机监控与维护

频等频率成分十分丰富的振动。振动信号处理就是要从原始振动信号中提取这此有用信息，

为状态识别提供依据。

20. 2 发动机运转与配平

20.2.1 发动机地面运转

发动机地面运转一般包括起动、地面试车和冷转等，但不管做哪种运转，都应在运转之

前做好开车的准备，以确保飞机、发动机和人员的安全。

1. 运转前的检查和准备

1）机外检查

首先确保飞机停放的方向合适。起动发动机时，最好迎风进气，避免顶风排气而造成排

气温度高或热起动问题。若是侧向风时，在飞机维护手册中都有风速大小和风向的限制，如

图 20-6 为 CFM56-5B 发动机对于风速和风向的限制。侧向风，容易引起压气机喘振。另外，

还应注意飞机的停放环境，避免吸入外来物而造成损伤；注意排气周围的环境，排气不但速

度高而且温度也高，所以注意不要对周围环境和物体造成损伤。一般机场会指定试车机坪位

置。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。

图 20-6 CFM56-5B 发动机地面运转时风速和风向的限制

2）机内检查

做好运转前的各项准备工作、飞机其他系统的准备以及必要的安全措施。一般来说，起

动发动机时，飞机厂家或航空公司都制定有检查单，规定了具体的检查内容和准备工作，如

飞机电源、点火电门的位置、油门杆的位置、燃油控制电门的位置、发动机驱动的液压泵控

制电门的位置、发动机引气控制等，都是发动机运转之前的检查内容。

3）准备工作

运转发动机之前，对相关系统做好准备，这主要包括如下的内容：

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-做好飞机起落架机轮阻挡

-熟悉驾驶舱内的各相关控制面板和显示系统，如发动机起动控制面板、燃油系统控制

面板、液压控制面板、飞行控制面板等等。

-供电、供液压

-调整驾驶舱内的灯光亮度

-操作飞机燃油系统和气源系统

-建立与地面人员的通讯

-做防火系统测试检查等

2. 发动机地面运转注意事项

1）起动机的工作时间限制。通常起动机的工作时间是有限制的。因为起动机转速高，

负荷大，所以厂家都对其工作的时间长短以及连续工作的次数都有规定，一定要按手册中的

规定操作，否则容易造成起动机的损坏。

2）注意发动机的工作限制。在维护手册中对发动机的各工作参数如排气温度、振动值、

滑油参数（压力、温度）、转子转速等都有具体的限制值。地面运转发动机时，一定要注意

这些参数的变化。尤其冬天起动发动机时对滑油低温的限制，因为温度会影响滑油的流动性。

除了起动之前注意滑油的最低温度之外，若要让发动机从慢车状态加速到高功率时，对最低

的滑油温度也有限制。

3）危险区。发动机在地面运转时，进气道进口周围和排气管周围，有如图 20-7 中所示

的危险区域。发动机工作时，人员和工具、设备等都不能进入这些区域。若进入进气危险区，

会被吸入发动机。进入排气危险区，会被吹跑，并且高温排气也会造成伤害。危险区域的范

围大小与发动机的功率状态有关，功率越大，范围就越大。不同的发动机，在其飞机维护手

册中，对这些区域都有具体的规定。在发动机外面的整流罩上也有危险区标志（红色）以及

发动机运转时，接近发动机的安全走廊标志。除此之外，发动机工作时还有噪声，噪声对人

的听觉的影响是个逐渐发展的过程，所以戴上防护耳罩是必不可少的。如图 20-8 为 CFM 发

动机工作时的噪声危险区域。

图 20-7 LEAP1A 发动机地面运转的危险区域

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图 20-8 CFM 发动机噪声危险区域

20.2.2 发动机振动与配平

在航空发动机使用中由于部件移位、变形、变脏和磨损等原因会导致其振动会随着时间

变化逐渐增大，高振动会降低发动机整机及部件的可靠性；同时也会影响发动机的性能，加

速发动机性能衰退；高振动还会在客舱中出现很大的噪音，降低飞机的舒适性，因此我们必

须将发动机振动维持在一个较低的水平。当发动机振动较大时，需事先确认不是结构损坏原

因造成的高振动后再对发动机进行配平，从而减小振动，提高发动机轴承可靠性、发动机使

用经济性，增加发动机在翼时间、降低维护和大修成本，同时以及改善发动机安全性、飞机

的乘坐舒适性等。

对于民航常见的双转子发动机而言，发动机在翼时只能对低压转子做配平，而高压转子

的配平则无法实施，若高压转子振动超限，则只能换发。配平的方法都是通过添加配重的方

式来实现。对低压转子进行配平时，可采用风扇配平或低压涡轮配平的方式，但风扇配平的

方式更为常见。风扇配平方式通常有两种方式：（1）静态配平；（2）动态配平。通常更换风

扇叶片或其它部件造成不平衡时，先进行静态配平，如有必要然后再进行动态配平。

风扇静态配平方法适用于更换风扇叶片后的静态平衡计算，其方法是通过对比更换前后

风扇叶片的动量矩来计算不平衡重量大小和方向，再根据不平衡重量的大小和方向按照飞机

维护手册选取适当的配平螺栓进行配平。为减少因更换风扇叶片而产生的不平衡重量大小，

风扇叶片通常是成对更换的，即被损坏的叶片及相反方向对应的叶片均需更换，叶片制造商

提供的备件叶片通常也是成套的，每套包含两个重量相近的叶片。在特定情况下也可单个更

换风扇叶片，但此时大多需要改变整流锥配平螺栓的大小来保证风扇处于平衡状态。如果只

更换一对风扇叶片，一般不需要进行静态配平计算；但如果要更换多对叶片则需要进行动量

矩的矢量合成计算，算出最终不平衡重量的大小和方向。静态配平的好坏直接关系到风扇动

态平衡状态以及其振动水平，在大多数飞机维护手册中均包括风扇静态配平的具体过程及实

例。

发动机风扇转子由风扇叶片、风扇轮盘、风扇轴、低压压气机叶片与轮盘、低压涡轮叶

片和轮盘及低压涡轮轴等多个部件一起构成，风扇叶片自身的平衡可通过叶片称重后重排或

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发动机监控与维护

静态配平来实现，但叶片装好后整个转子的平衡状态只有在发动机运转时才能进行检查。在

保证风扇静态平衡的情况下，如果运转后发动机振动较大，则同样需要向风扇转子安装配平

重量，寻找配平重量大小和位置的过程被称为风扇动态配平。发动机长期使用后出现风扇振

动较大或同时更换风扇叶片数超过某一规定数量后均需进行动态配平。有的发动机动态配平

只有一个配平面(如：CFM56-5B)，位于发动机前端；而有的发动机则有多个配平面(如：

CFM56-7B/CFM56-3），一个配平面位于发动机前端，而另一个则位于发动机后端。风扇配平

有 3 种不同的方法：

（1）利用机载振动监控设备（EVMU/AVM)进行配平；

（2）采用三元配平法对发动机风扇进行配平；

（3）利用专门的测试设备进行配平。

采用机载振动监控设备进行配平的方法较为简单，但早期的机载振动监控设备只能监控

发动机振动大小，不能提供风扇动态配平的解决方案。随着电子技术的发展，当今较为先进

的机载振动监控设备都具有配平计算功能，它甚至可以监控某些特殊部件的工作状态，对部

件早期损坏进行预先判断，以及时对发动机进行维护。图 20-9 为 B737NG 发动机的 AVM 自检

与配平页面。

图 20-9 B737NG 发动机 AVM 自检与配平页面

当机载振动监控设备不能有效记录发动机振动数据或机载振动监控设备是早期设备时，

通过机载振动监控设备则无法获得配平解决方案；此外，若从发动机使用中发现通过机载振

动监控设备获得的解决方案有时配平效果并不理想，这时均可采用三圆法配平。三圆法是基

于其他方法不能进行有效配平的情况下采用的方法，是对发动机实施配平的“最后一道防

线”，是解决发动机风扇振动问题的最有效方法、也是最复杂的一种方法。它综合考虑了发

动机不同部位与不同转速下的振动情况。三圆配平法需要大量绘制矢量图，绘图过程中容易

产生较大的累积误差，这会大大影响最终配平效果，更为重要的是过程太过繁琐，因此，该

方法并没有得到大量的应用。

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20. 3 典型发动机系统维护介绍

发动机维修是指在发动机的使用寿命期间，为了保证发动机能够安全、可靠和经济的使

用，对发动机所做的必要维护和修理工作。发动机的维修可分为两大类，即发动机在翼维护

和大修。在翼维护包括航线维护和定期维护，是指发动机在在翼的情况下，对发动机所做的

一系列维护和修理工作。发动机大修是指把发动机从飞机上拆下来，送回大修厂将发动机分

解而进行的一系列修理。

发动机在翼维护可分为定期维护和不定期维护。定期维护是发动机厂家为了保证发动机

安全、可靠地工作，所制定的最基本的维护工作内容。定期维护一般是按发动机的工作循环、

工作小时数或日历时间来制定定期维护的时间间隔，如 A 检、C 检等，如空客公司规定，A

检是 600 个工作小时，或 750 循环或 100 天。这些维护包括飞机过站维护和航线维护。维护

内容是根据发动机厂家制定的发动机管理大纲编制的，内容包括发动机/动力装置外部目视

检查；系列功能/工作检查；发动机孔探检查；定期检查和更换某些部件，如定期检查滑油

系统的磁堵、检查滑油量、加滑油、定期更换/清洗燃油滤和滑油滤等。不定期维护是指那

些由与时间无关的事件所引起的维护，如发动机的外来物损伤、飞机硬着陆等事故后所做的

检查和维护修理。另外，通过发动机指示系统所观察到的一些不正常现象如超转、超温等，

或发动机自检（BITE）设备给出的故障信息等，这些都需要及时采取一些必要的检查和修理。

下面是一些典型的发动机系统维护工作。

20.3.1 发动机气路清洗

发动机工作过程中，空气中的污染物、杂质颗粒就会残留在发动机内部而影响发动机性

能，增加发动机的工作温度。因为这些东西沉积在叶片和气流通道中，不但会影响压气和风

扇的效率，而且还会对核心机的流通能力造成一定影响，从而使用 EGT 裕度、压气机喘振裕

度和转子的转速裕度下降，发动机耗油率升高。轴流式压气机的发动机外场气路清洗是恢复

性能，延长发动机在翼时间，降低燃油消耗率的有效方法之一，它常被用在由于外来物在压

气机或涡轮转子和静子叶片以及机匣上的沉积累计造成性能退化的发动机上。外场清洗首先

做好必要的准备，需要拆掉一些附件设备；断开发动机部分管路并封住其开口；向滑油系统

加入适量的防止内部轴承、齿轮等部件腐蚀的防腐油等。在大多数型号的发动机进行清洗是

由起动机运转压气机（干冷转）实施的，清洗期间应关闭飞机引气系统。清洗完成后应将发

动机恢复到正常的准备运转状态，然后进行试车烘干，试车时需打开飞机引气系统运转足够

长的时间，避免随后执行航班时驾驶舱和客舱出现水雾或异味。

发动机气路清洗有两种方法：清水清洗和采用清洗剂进行清洗。如果发动机内部不是特

别脏时一般都采用清水清洗，对于清洗发动机所用的清水具有一定的要求（如水中颗粒物的

含量、大小等）。在采用清洗剂进行时，所选取的清洗剂类型取决于特定的发动机型号。发

动机清洗方法和清洗时间间隔取决于清洗的效果，不同使用环境、不同用户选取的标准可能

存在差异，一般以排气温度裕度（EGTM）恢复量来衡量清洗效果。清洗完后需及时将信息反

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发动机监控与维护

馈到发动机状态监控系统中，避免系统告警，并密切关注 EGTM 的变化情况以确定清洗效果，

如图 20-10 所示。

图 20-10 发动机气路清洗对 EGTM 和其它参数的影响

20.3.2 发动机的拆卸和安装

民航飞机的发动机位于翼下，即翼吊布局，如 Airbus 320 系列与 Boeing 737 系列。对

于翼吊布局的发动机，传播到客舱内的噪音较小，飞机稳定性高，此外还能减小飞机飞行时

机翼根部的应力，从而降低了机翼及机身的强度需求，并进一步降低飞机的自身重量。然而，

翼吊布局会增大飞机飞行时的空气阻力。为了尽量减小由此带来的空气阻力，应控制发动机

的前后位置及距离机翼的高度。除翼吊布局以外，还有常见于商务客机将发动机安装在飞机

后机身的布局，即尾吊布局，例如 Gulfstream 的 G550，以及翼下/尾吊布局，例如 Lockheed

的 Tristar。

发动机安装点连接和固定发动机到飞机吊架上，同时传递发动机推力，以及垂直、侧向

载荷和扭矩到飞机上。采用翼吊布局的民用航空发动机一般通过发动机的前后两个安装点悬

挂在飞机吊架上，而安装点则安装在承受发动机轴向载荷的框架上，这些框架包括风扇框架、

涡轮框架等。为了尽量缩短推力传递到吊架的路径，绝大部分发动机推力由前安装点传递，

因此前安装点是直接安装在风扇框架上，如图 20-11 所示为 CFM56-5B 发动机，它通过分别

位于风扇框架和涡轮框架的两个安装点连接到飞机吊架上。

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图 20-11 CFM56-5B 发动机安装点

在另一些发动机中，发动机的推力通过后安装点传递到发动机吊架上，这就需要通过两

根推力杆将风扇框架的推力传递到后安装点。采用这种方式的主要原因是在发动机的顶部没

有足够的空间来较好地设计前安装点或发动机其他结构，如图 20-12 所示，CFM56-7B 发动

机的前/后安装点分别位于风扇框架和涡轮框架的 12 点位置，间且在风扇框架后壁面与后安

装点之间还有两根推力杆。

因为发动机产生的推力都是通过安装点传递到吊挂的，所以安装点采用的是失效-安全

设计。发动机安装点或推力传力构件是不允许完全失效的，因为这将导致在飞行过程中发动

机的脱落。

图 20-12 CFM56-7B 发动机安装点

发动机换发有三种批准的方法：第 1 种采用自持系统方法，第 2 种使用吊车支持的吊索

方法，第 3 种使用升起加载器。

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从飞机上拆卸发动机前，应确认发动机停车至少 5 分钟。为保证正确的操作，项目检查

单必须完成，同时需记录发动机小时和循环数随发保存以便跟踪。飞机应进行以下准备工作：

确认飞机稳定，如果飞机被顶起，在发动机拆卸前保证飞机水平；确保安全装置在位；在必

要的位置放置警告牌；检查飞机起落架地面锁销位置正确；断开被拆卸发动机的电源供应；

断开连接到发动机的气源系统；切断被拆卸发动机的燃油供应；对液压油箱释压；罩上发动

机进气道和尾喷管。

准备起吊装置和发动机托架，注意吊车的最大安全工作负荷必须大于被吊起的发动机重

量。拆卸之前应将襟/缝翼放在合适的位置，必须断开所有电气、液压、气动、燃油和机械

接头，在断开的接头处需加上保护盖以防止灰尘和杂质进入。拆卸固定夹、支持器，最后拆

下固定发动机到飞机上的安装节螺母和推力杆接头螺栓。为防止人员受伤和设备损坏，必须

严格遵守维修手册的程序和条例、安全注意事项，所使用消耗材料需遵守厂家说明和本地安

全规范。

发动机安装程序的飞机准备工作与拆卸时基本相同，安装前应检查发动机铭牌，确信所

安装的发动机是正确的，如果不正确则可能造成运转发动机时部件甚至整机损坏，或带来更

多的其它维护工作。对于采用 FADEC 控制的发动机需确认 ECU 规格（软、硬件）和/或发动

机型号与飞机构型匹配，机械液压控制的发动机则需检查油门控制系统（如 CFM56-3 发动机

的燃油控制盒）与飞机匹配。按照制造商的要求，安装发动机时应清洁结合面，剪切或定位

销孔和紧固件孔，对安装螺栓、螺帽、保持片和垫圈进行清洁和润滑。

在将发动机吊装到飞机上提升过程中，检查确认吊架组件处于水平状态,不要处于前低

后高的姿态，吊起发动机时注意前、后钢索两侧之间的负载差。禁止先安装一个安装座的定

位销，否则可能会对安装座和吊架造成损坏。拆装托架时要小心避免损坏发动机部件。连接

螺栓按照飞机维护手册规定的扭矩拧紧。拆下起吊装置，将各个系统连接好，在连接每一个

接头前把盖帽或罩子拆下。所有螺栓、螺母按规定的扭矩拧紧，需要时，更换垫片、衬垫和

锁片。发动机滑油箱内加注批准的滑油，滑油系统和燃油系统应加满，确信所有管路都装满

油。发动机起动前检查发动机清洁，无外来物，移走进气道和尾喷管上的堵盖。

采用 FADEC 控制的发动机，发动机安装完成后，需执行 ECU 功能测试，通过飞机驾驶舱

中的 MCDU 或 CDU 读取相关发动机数据（ECU 硬件和软件版本、发动机额定推力和型号、风

扇转速调整系数等信息），并检查与实际发动机构型是否一致，必须保证发动机额定推力必

须与另一台对称的发动机一样，并与飞机型号匹配。对于某些型号的发动机还需人工向 ECU

输入发动机序号。

对于油封过的发动机要进行启封，通过冷转完成 FADEC 操作测试；检查液压和燃油管路，

确信无渗漏。测试反推系统、起动发动机、进气道热防冰的工作情况。然后对发动机进行运

转测试：完成最低慢车检查确信无渗漏，检查发动机引气系统的工作。最后完成功率验证检

查、振动检查、加速度检查，如果发动机在合格的测试台上进行过测试并通过、发动机是以

前因方便或梯次被拆下或发动机拆下进行涡轮后框更换则不需。

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20.3.3 无损检测和孔探检查

1. 无损检测

无损检测是利用物质的声、光、磁和电等特性，在不损害或不影响被检测对象使用性能

的前提下，检测被检对象中是否存在缺陷或不均匀性，给出缺陷大小，位置，性质和数量等

信息。它与破坏性检测相比，无损检测有以下特点。第一是具有非破坏性，因为它在做检测

时不会损害被检测对象的使用性能；第二具有全面性，由于检测是非破坏性，因此必要时可

对被检测对象进行 100%的全面检测，这是破坏性检测办不到的；第三具有全程性，破坏性

检测一般只适用于对原材料进行检测，如机械工程中普遍采用的拉伸、压缩、弯曲等，破坏

性检验都是针对制造用原材料进行的，对于产成品和在用品，除非不准备让其继续服役，否

则是不能进行破坏性检测的，而无损检测因不损坏被检测对象的使用性能。所以，它不仅可

对制造用原材料，各中间工艺环节、直至最终产成品进行全程检测，也可对服役中的设备进

行检测。常用的无损检测方法有目视检测、射线照相检验、超声检测、磁粉检测、涡流检测

等。

射线检测的基本原理是：利用射线(X 射线、γ射线和中子射线)在介质中传播时的衰减

特性，当将强度均匀的射线从被检件的一面注入其中时，由于缺陷与被检件基体材料对射线

的衰减特性不同，透过被检件后的射线强度将会不均匀，用胶片照相、荧光屏直接观测等方

法在其对面检测透过被检件后的射线强度，即可判断被检件表面或内部是否存在缺陷（异质

点）。

超声检测的基本原理是：利用超声波在界面（声阻抗不同的两种介质的结合面）出的反

射和折射以及超声波在介质中传播过程中的衰减，由发射探头向被检件发射超声波，由接收

探头接收从界面（缺陷或本底）处反射回来超声波（反射法）或透过被检件后的透射波（透

射法），以此检测备件部件是否存在缺陷，并对缺陷进行定位、定性与定量。

磁粉检测的基本原理是：由于缺陷与基体材料的磁特性（磁阻）不同穿过基体的磁力线

在缺陷处将产生弯曲并可能逸出基体表面，形成漏磁场。若缺陷漏磁场的强度足以吸附磁性

颗粒，则将在缺陷对应处形成尺寸比缺陷本身更大、对比度也更高的磁痕，从而指示缺陷的

存在。

涡流检测的基本原理是：将交变磁场靠近导体（被检件）时，由于电磁感应在导体中将

感生出密闭的环状电流，此即涡流。该涡流受激励磁场（电流强度、频率）、导体的电导率

和磁导率、缺陷（性质、大小、位置等）等许多因素的影响，并反作用于原激发磁场，使其

阻抗等特性参数发生改变，从而指示缺陷的存在与否。

2. 孔探检查

孔探检查（又称内窥镜检查）是常用的目视检查方法，其作用是借助工业内窥镜定期检

及非定期（特殊情况，比如鸟击等）检测发动机内部部件工作状态，及时发现损伤缺陷，以

评估发动机的整体性能和健康情况，为航空发动机的安全运行和维修工作提供可靠的技术依

据。孔探所用到的设备分为刚性内窥镜（又称直杆镜）、柔性内窥镜和视频内窥镜；直杆镜

结构简单，成像质量好，使用方便；光纤镜采用超细光纤技术能够提供高品质的图像，采用

抗磨损的金属外皮增强其适用耐久性，探头本体可弯曲，有导向功能；视频内窥镜采用先进

的全数字化光学电子处理技术，使 CCD 信号的处理及传输过程发展成纯数字化，可直接连接

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发动机监控与维护

VGA 数字显示器，图像清晰，色彩还原真实准确，具有 360 度全方位连续导向。

图 20-13 发动机的孔探检查

孔探检查是发动机日常维护和定期检查内容之一。通过孔探设备我们可以查看发动机内

部损伤情况，并根据损伤的类型、大小来判断发动机是否继续使用或继续使用多久。通常来

说，发动机热端部件（如燃烧室、涡轮等）有定期孔探检查要求，而冷端部件通常没有定期

检查规定。所谓定期检查，就是在飞机维护手册中规定的这些部件的检查时间间隔，即每隔

多久就对这些部件做一次孔探检查，以确认它们的损伤情况。时间间隔通常以发动机的工作

小时或工作循环的形式给出，如每隔 600 个循环做检查。根据定期孔探检查可得到如下的结

论：发动机可以继续使用到下次规定的孔探时间再做检查；延长或缩短孔探检查的时间间隔；

发动机可允许工作多久就需要换发；即刻换发。

在维修手册中，对不同部件以及同一部件的不同区域都规定了可能会出现的各种损伤的

限制范围。孔探检查的关键是确认这些损伤和损伤所在的区域，以及损伤的大小，这样才能

对照手册中的损伤限制做出判断。要做出判断有两点很关键。第一点是损伤的定义，因为损

伤不同，对其限制也不同。所以，孔探人员首先应确认损伤，即观察到的是什么类型的损伤，

给出损伤的名称。各种损伤的定义，在维修手册中有具体的说明，图 20-14 为发动机孔探检

查常见的损伤。第二点就是判断损伤大小。现在孔探设备都自带有测量功能，这不但为估算

损伤大小提供了方便，而且还提高了估算的准确度。若孔探设备不具备测量功能，则需要人

工对损伤大小进行评估。

除了定期孔探检查以外，当发动机出现事故后，一般也需要做孔探检查，即不定期孔探

检查，如发动机在喘振、超转、超温以及外来物进入发动机等以后，因为这些事故均有可能

造成发动机内部损伤。

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图 20-14 发动机孔探检查常见损伤

20.3.4 发动机干冷转和湿冷转

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，发动机不作为热机转动，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。干冷转是在冷转过程中不向燃烧室输送燃油；而湿冷

转是在 N2 至少达到 20%时短时间向燃烧室输送燃油。

干冷转的作用主要有：

-冷却发动机以尽快进行发动机孔探工作

-吹去燃烧室积油

-确认发动机转子能够正常地转动

-确认起动机和起动空气活门能够正常工作

-确认发动机的最大冷转转速以确保后续的发动机起动

湿冷转的作用是主要用于发动机燃油系统油封以后的解封。

干或湿冷转时可以打开风扇整流罩和反推整流罩。

在干或湿冷转后，排气尾锥中有大量的滑油污迹是正常的，原因如下：对于转子主轴承

采用篦齿封严收油池的发动机来说，比如 CFM56 系列发动机，当转子转动时，去收油池润滑

发动机主轴承的滑油需要从内涵气流引气到收油池夹层增压封严。但是干或湿冷转时转速

低，收油池夹层增压空气压力低，特别是后收油池。后收油池夹层中的增压空气压力不足以

封严滑油，滑油会从油封严泄漏到夹层中。而夹层底部有余油管路，泄漏的滑油会沿着该余

油管路流到排气尾锥中。

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20.3.5 点火测试和反推测试

发动机测试是地面检查发动机性能和工作情况的重要方法，通过发动机测试可以检查发

动机是否能够正常工作，以确保发动机维护工作的有效性。常见的测试项目包括有点火测试、

反推测试和 FADEC 测试等。对于这些测试，当前 FADEC 控制的发动机可以通过座舱中的人机

界面，如 CDU（控制和显示组件）或 MCDU（多功能控制和显示组件），向 FADEC 计算机输入

指令，然后由 FADEC 计算机自动控制下完成，并能在完成后给出相应的测试结果。

1. 点火测试

点火测试的目的是为了保证发动机点火系统能够正常点火。以 CFM56-5B 发动机为例，

点火测试的 MCDU 菜单如图 20-15。

图 20-15 点火测试

点火测试的内容包括 A 点火电嘴点火 10 秒，间隔 2 秒后，再 B 点火电嘴点火 10 秒。在

点火测试过程中，相应的页面会提醒操作人员测试正在进行当中。并且通过选择“返回”键，

可以退出点火测试。

2. 反推测试

反推测试的目的是确保反推能够正常展开和收起。同样以 CFM56-5B 发动机为例，图

20-16 为反推测试的 MCDU 菜单。

在反推测试中，首先需确认液压系统能够向反推系统提供液压。通过操纵油门杆移到反

推和正推位置，反推将在 FADEC 计算机的控制之下展开和收起。在此过程中，如果检测到反

推位置开关故障、增压和方向活门电磁阀故障、飞机抑制开关故障、增压活门位置故障等故

障，将给出相应的故障信息。

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参考文献

［1］许春生. 燃气涡轮发动机. 北京：兵器工业出版社，2006.

［2］蒋陵平. 燃气涡轮发动机（第 2 版）. 北京：清华大学出版社，2016.

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Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 8