课程设计正文

1、航空发动机综合课程设计第1章 遄达系列发动机概述1.1 概述 遄达是罗尔斯·罗伊斯公司迄今发展的推力最大、性能最好的大涵道比民用涡扇发动机，是在RB211-524G/H的基础上改进的。与RB211-524G/H相比，遄达的风扇直径加大，增加1级中压压气机，低压涡轮增加12级并采用了一些其他新技术，其耗油率比-524G/H低4%，比早期的-524B2低17.6%。此外，遄达的单元体拆换顺序不同于其他各型RB211，它的全部单元体由后端拆下更换的方式可使整个核心机从风扇机匣拆下，因而更便于维修。图1-1为遄达700&800发动机。遄达与美国采用的双转子涡扇发动机相比，它的三个转子

2、可分别在最佳转速下工作，使转子级数、叶片数和可调叶片数减少。由于转子级数少，转子可较短，提高转子刚性，减小性能衰退率。双转子发动机的高压涡轮一般为2级，第2级处于高转速下工作，需要冷却转子叶片，而三转子的中压涡轮在较低的转速下工作，不需要冷却，减少了冷却空气要求，保使发动机耗油率降低1.5%。三转子的一个缺点是滚珠轴承安排比较复杂，但遄达采用了圆弧端齿联轴器，使发动机装配和分解都比未采用这种联轴器的双转子发动机简单。遄达的压气机寿命为4000070000h，中、高压涡轮为2500040000h，燃烧室经修理后可达40000h，盘轴为20000循环。目前遄达有两个系列：T700系列1989年4月

3、开始发展，1994年1月取得适航证并进行首飞，装T700的A330已于1995年3月投入航线。1.2结构和系统RB211-TRENT发动机是高涵道比三转子涡扇发动机。包括低压系统和燃气发生器。发动机的大部分推力是由燃气发生器作动的低压系统提供。每个系统均可分为若干子系统。1.2.1发动机参数发动机型号：RB211-TRENT768-60起飞推力(daN)：67 500；发动机型号：RB211-TRENT772-60，起飞推力(daN)：71100；转子旋转方向：从后面看为逆时针方向；增压比：37.42:1；涵道比：4.66:1；各压气机级数：1级低压，8级中压，6级高压；燃烧室：有24个燃油喷

4、嘴的环形燃烧室；各涡轮级数：1级高压，1级中压，4级低压。操作数据：发动机最大直径：低压压气机机匣前缘：约101英寸（2.56米）；发动机全长：从低压压气机整流罩前端到整流锥尾部：约221英寸（5.61米）；基本发动机重量（不含燃油）：约11260磅（5107千克）。1.2.2系统描述发动机前部安装有一级低压系统。压气机和在燃气发生器后面的4级涡轮由一个轴连接。燃气发生器包括8级中压压气机，6级高压压气机和燃烧室系统。在燃气发生器上的每级压气机都连接到不同的涡轮，并由对应的涡轮驱动。在高压压气机和高压涡轮之间，有24个燃烧小室。在低压涡轮后有一个共同喷嘴组件用于将冷气流与热燃气气流汇合。基本发

5、动机是一个由不同模块组成的主单元体。这些模块组件可以独立的更换并可详细分为如下：组件01：低压压气机转子；组件02：中压压气机；组件03：中压机匣；组件04：高压系统（包括高压压气机，燃烧室系统和高压涡轮）；组件05：中压涡轮；组件06：外部齿轮箱；组件07：低压压气机机匣；组件08：低压涡轮。 1.2.3 操作/控制和指示 发动机工作时将大量的气体引进发动机的进气道。这些空气经过低压压气机增压后被分成两股气流。大部分的气体通过外涵道（冷气流）并产生大部分的推力。其余气体流经中压和高压压气机，被进一步增压后进入燃烧室。燃油提供给燃烧室，和空气混合后形成油气混合物在燃烧室内燃烧。随后气体因温度上

6、升而膨胀并加速向后排出。高温高压气体驱动涡轮，涡轮又驱动与之对应的压气机。气体从涡轮流出然后与流过低压压气机的冷空气混合。1.3发动机故障介绍 故障：零部件或系统的不正常工作、损坏而造成提前换发（UER）、空中停车（IFSD）等危害飞行安全的事件，或虽未出现提前换发（UER）、空中停车（IFSD）但已隐含了事故的隐患，或不能保证完成预定的功能均属故障。 故障后果：故障后果分为已造成事故的和未造成事故但具有潜在危害的。较易发现的故障有滑油系统故障、振动超标、排气温度超标等故障可由飞行仪表显示。不易发现的故障有如叶片、盘和轴类零件的裂纹、烧蚀等。典型故障分析：对一些有代表性的故障进行认真全面的分析

7、，认清故障本质，总结分析方法和解决措施是具有重要意义的。通过计算和试验分析找出故障原因，排除故障，汲取经验，提高认识，为日后排故、改进、新设计积累技术储备。最终提高发动机的可靠性、耐久性和性能。由国内外航空发动机发展的经验表明，对于高科技十分集中的航空发动机故障的发生的绝对的，在研制过程中应正确对待使坏事变好事。在故障的分析和排除的过程中认真对待，实事求是，不推卸责任是解决问题的关键。 航空发动机是一个十分精密的仪器，对于飞行性、可靠性和成本起决定因素。现在发动的主要故障有发动机非包容低压涡轮转子破裂故障是由于安装于高压压气机转子内的钛合金套筒失效变形与低压涡轮轴相磨使低压涡轮轴断裂造成低压涡

8、轮飞转，在大的气动力和离心力作用下甩出。但就套筒的失效机理双方却有大的分歧；风扇盘非包容破裂故障其一是原材料的质量问题，其二因为加工中的残余应力在热处理后未能全部消除，从而降低了轮盘使用中的强度；涡轮二导叶片变形、烧蚀故障，在改型设计中涡轮前温度提高100，而二级导向器叶片结构未变；B-1B的卡环故障；F-16飞机发动机篦齿环断裂等等。这些问题的出现让飞机的性能大大降低，乘客和机组人员的安全得不到保障。所以对于机务维修人员来说，极早的发现这些问题，用快速合理的方法去排除这些故障是十分必要的。第2章 FADEC控制系统全权限数字电子控制FADEC(Full Authority Digital E

9、lectronic control)所谓权限，就是直接行动的能力，全权限数字控制是指可利用数字电子控制系统的权限能力来完成系统所规定的全部任务。由于它众多的优点和发展潜力，现已被人们所认识，在监控式电子控制成功应用的基础上，许多国家都着手研制并应用这种全功能控制器。FADEC是高性能的发动机以及一体化控制必然采取的控制形式，是发展的方向和研制的重点。由于FADEC涉及到对燃油压力信号接收传输的控制，为便于对故障的全面理解，本章将对FADEC进行介绍。2.1 概述2.1.1FADEC系统 (1)FADEC系统操纵可应用的飞机系统来控制发动机和显示发动机的状态。 （a)FADEC的首要部件是EEC

10、（Engine Electronic Controller发动机电子控制器），EEC从飞机和发动机获取数据，然后为发动机操纵做一些必要的计算，再将处理后的发动机数据输出到飞机。 （b）EEC的主要作用有： -启动和关闭发动机 -在所有环境条件下控制燃油流量和核心机气流来获得满意的稳定 状态和暂态操作。 -在前推力时控制EPR，反推时控制N1。 -控制反推操作。 -有检查和容纳故障的能力以便持续操作发动机。 (c)一个中央维修系统（CMS）记录FADEC相关的维修数据。中央维修计算机（CMC)有权使用这些数据。EEC通过CMS来控制FADEC的自检系统。2.1.2部件分布图 见图2.1 图2.1

11、 FADEC部件分布图2.1.3系统描述A. FADEC描述： （1）FADEC系统： （a）每个FADEC的首要部件是EEC，这是一个双通道的数字单元，每个通道有高集成度的计算机执行软件指令。EEC使用飞机和发动机的输入数据来控制发动机，并且在驾舱显示发动机数据。双通道保证了飞机FADEC的可靠性。 （b）EEC从一个发动机接口和振动监控组件（EIVMU）和两个大气数据惯性基准组件（ADIRU）获取飞机电子数据。然后从EEC输出一个数据到EIVMU，显示管理计算机，飞行警告计算机和飞行管理引导和包线计算机。 （c)双通道EEC可以接收三组Arinc 429总线（通过内部通道连接），输入总线包

12、括： -从EVIMU接收的2组低速Arinc 429总线 -从ADIRU接收的1组高速Arinc 429 总线 图2.2 FADEC系统 （d)每个EEC通道都有两组高速Arinc 429总线用于接收飞机的输出数据。每个总线的数据来自被控制的通道。 (2)FADEC供电系统： （a）FADEC主要靠EEC专用发电机供电，从交流发电机发出的三相电是通过PCU（power controller unit功率控制器)调节的，一相电直接供给OPU（overspeed protection unit超速保护器），如果一相电发生故障，可以用备用电源，但只能人工连接。 （b）在地面维护的发动机启动和防止发电

13、机三相电故障，使用了一个备用的独立电源。从飞机电气汇流条引出的115V AC被PCU调节为22VDC电源以提供给EEC的每个通道。 （c）EEC/PCU控制和监视以下部件使用飞机电源：-点火系统-P20T20探头-反推控制装置-HP引气活门2.1.4FADEC供电系统 图2.3 FADEC供电系统2.1.5FADEC部件简述A. EEC (1)EEC的主要作用是在地面或飞行模式还有各种环境条件控制发动机。 (2)EEC是一个微处理器控制数字单元，有两个通道提供操纵，双通道被定义为通道A和通道B，每个通道都能获取飞机和FADEC系统的输入。这样每个通道都能控制和监视发动机的操纵和传输数据给飞机。

14、 (3)一个通道是监控的那么另一个通道就是控制的。控制计算机可以接入监视计算机的输入和输出数据接口，这样相关的输入输出故障后EEC依然可以控制发动机。像控制计算机电路故障也可导致控制权交给监视计算机。 (4)EEC装在电子单元保护盒内，这个盒子保护了FADEC的电子单元。 (5)这个单元有一个内匣来支撑EEC电路。这个匣子通过屏障将匣子分为更小的部分，这些部分根据功能将EEC电路隔离出来，主屏障是用来隔离通道A和通道B的。 (6)每个EEC通道的电路都是在印刷电路板上。它们通过特殊的保持器固定在内匣上，在用的有两种印刷电路板： -处理模拟电路的离散板 -处理数字信号和表面安装部件的板 这些板子

15、都有金属部分用来散热，他们也用来加强印刷板的强度和防止湿气的积累。 (7)每个通道的印刷电路板都连接在一个主板上，这个主板提供了电路工艺，让电脑模块和连接在模块上的外部电路可更换。通道A和通道B共同连接在一个主板上，这个主板通过螺栓连接在内匣上。 (8)在内匣的前部和中央有一个压力模块,这个模块包含了压力传感器和相关的电路板以为EEC提供空气压力信号。每个传感器连接了一个放大器和一个可编程只读存储器（PROM），PROM为传感器提供一个校准值。 (9)EEC外表面覆盖了散热金属，金属上涂有高发射率的涂层，这种类型的涂层有较好的热辐射以帮助原件冷却，在外表面上的外部小块也帮助加快内匣的热传导和热

16、辐射。 (10)EEC是靠保护盒空气的传导和辐射冷却的。当低压压气机运转时，空气就从盒子里流过。 (11)EEC里有内部温度传感器，EEC持续的地监控这些传感器。如果内部温度的增加超过了比率限制，EEC会传输一个状态信息到驾舱。 (12)在外部前端面有十个电插头和六个气体接口，左边5组接口是供A通道的输入和输出，右边5组接口是供B通道的输入和输出，每组配对的电插头将EEC相关通道连接到： -PCU -飞机吊舱接口 -低压压气机的机匣，核心机和反推部件六个气体接口内部连接到压力模块，外部连接到弹性管，这些管子在保护盒前端提供了不同的空气供应连接。(13)在EEC前面的每个气体接头都有相关的空气压

17、力输入。这些输入是：-P0，测量发动机区域一的，-P20，低压压气机进口压力，-P25，中压压气机出口压力，-P30，高压压气机出口压力，-P50，低压涡轮出口压力，-P160,低压压气机出口压力。P0空气是靠连接在保护盒外部的特殊口盖供应和过滤的。其他空气压力是靠连接在保护盒外部的钢性管提供不同的空气压力。(14)在外表面左端面顶部有两个电插头，这些插头是供数据输入塞和测试设备使用，测试插头只供部件厂商使用，平常用防尘盖保护。B.PCU(1)PCU的主要功能是调节每个EEC通道的电功率，PCU从以下部件的电源每个EEC通道调节到22VDC输入：-从EEC专用发电机来的三相电，-从飞机汇流条来

18、的115VAC备用电源（在地面维护，发动机启动或发电机故障的时候）(2)PCU也监控115VAC供给的点火单元和P20T20探头的供电，同时也将飞机115VAC供给EIVMU的电源调节至20VDC供给高压引气活门。(3)PCU是双通道操纵的电子单元，双通道被定义为通道A和通道B，每个通道都通过EEC专用发电机和飞机电源供电，这些电源流经一个预调节器。每个PCU通道的输出（A或B）只能用于相关的EEC通道（A或B）。 (4)PCU装在电子单元保护盒内，这个盒子保护了FADEC的电子单元。 (5)PCU外表面覆盖了散热金属，金属上涂有高发射率的涂层，这种类型的涂层有较好的热辐射以帮助原件冷却，在外

19、表面上的外部小块也帮助加快内匣的热传导和热辐射。(6) PCU是靠保护盒空气的传导和辐射冷却的。当低压压气机运转时，空气就从盒子里流过。 (7)PCU里有内部温度传感器，EEC持续的地监控这些传感器。如果内部温度的增加超过了比率限制，EEC会传输一个状态信息到驾舱。 (8)在发动机工作的时候有一个全服务状态的发电机，给EEC提供电能的主要是这个发电机，为了保证只有这个电源被使用和调节，飞机电源预调节器和发电机预调节器是独立的，这是由PCU逻辑控制的发电机预调节器里的离散量完成的。如果一个发电机线圈发生故障，同样的离散量会操纵相关的飞机电源预调节器。 C.EEC专用发电机 (1)在发动机工作时，

20、气冷的EEC专用发电机为每个EEC通道提供三相电。每三相电中的一相是用于EEC发现N3转速的。这个发电机也提供一相独立的电源到OPU里面。在N3转速大于大约百分之六时发电机有个满意的功率输出。 (2)发电机装在外部齿轮箱模块的前端，EEC专用发电机是通过气流冷却。 (3)发电机有两个主要部分，组装在齿轮箱模块里面，这些部分叫转子和静子。 （a）转子是一个圆柱型永久磁铁，它组装在外部齿轮箱相关的输出轴上。 （b）静子有一个外覆盖层，在静子的罩子里包含了五个电线圈，静子也保护了永久连接在罩子上的外部防热层。 (4)当两个主要部件组装在齿轮箱模块上时，转子和线圈在静子罩子的一条直线上，当转子转起时，

21、线圈产生电流。 (5)在静子前端面有五条输出电缆，这些电缆装在四个电接头上，三个电接头连接在余油箱的托架的插座上面，另一个电接头连接在齿轮箱的托架的插座上面。 (6)三个电接头连接在余油箱的托架的插座的是连接： -输出至PCU通道B的三相电； -输出至OPU的一相电； -输出至OPU的备用一相电。 (7)一个电接头连接在齿轮箱的托架的插座是连接： -输出至PCU通道A的三相电； -输出来停止发动机吊舱接口的一相电； (8)当发动机高压轴运转时，带动外部齿轮箱的齿轮旋转，这样带动发电机转子转动，交流电流经静子线圈输出到电缆上，这些电压的频率是跟N3转子转速成比例的。 (9)N3转速大于6%时，发

22、电机发出的电足够EEC使用。第三章 发动机转速指示系统3.1概述发动机上有三个主压气机轴，分别是低压轴、中压轴和高压轴。这些轴的转速是可被独立测量的，并以百分数的形式显示在驾驶舱的E/WD及SD上面。系统中使用到的组件：低压轴音轮(N1)；中压轴音轮(N2)；EEC专用交流发电机(N3)；配平平衡探头；低压涡轮轴音轮(涡轮超速)。 低压轴音轮安装在低压压气机的尾部。中压轴音轮安装在中压压气机前加伸轴；EEC专用交流发电机安装在外部齿轮箱的前面；低压速度探头和配平平衡探头在前轴承箱内与支撑块相连接。探头组件上带有导线的导线管穿过前轴承支撑机匣并通过可调中压进口导向叶片与连接件相连；低压涡轮轴音轮

23、在低压涡轮的后面。组件位置如图3-1所示3.2系统说明 图3-2为转速指示系统。 转速指示系统通过使用速度探头与音轮来测量低压压气机（N1）转速和中压压气机(N2)转速。LP、IP和HP三个速度探头的输出量被送到超速保护组件（OPU）。OPU使用每个轴各两个信号传送到EEC。EEC专用交流发电机通过动力控制组件PCU提供高压轴速度到EEC。配平平衡探头与低压压气机探头一样，每当音轮转动一圈就提供一个脉冲信号。当低压压气机平衡时，配平平衡探头可用。信号由EIVMU接收。低压涡轮（N1）转速信号是通过EEC涡轮超速电路板接收的。图3-3转速指示系统原理图。发动机转速指示系统功能图如图3-7。 3.

24、3接口 N1，N2和N3转速信号是由EEC接收的，被EEC数字化处理并通过EEC传送输出量，分别到DMC（显示管理计算机）其显示在E/WD上，到FWC（飞行警告计算机）用来警告行为，到EIVMU（发动机接口和振动监控组件）用来进行振动处理。其接口示意图如图3-4。图3-6为发动机转速指示接口结构图。3.4组件说明 转速指示系统使用如下组件：低压压气机轴音轮；三个低压压气机速度探头；中压压气机轴音轮；三个中压压气机速度探头；EEC专用交流发电机；涡轮超速组件。 3.4.1 低压轴和中压轴音轮 系统使用速度探头和音轮共同测量N1、N2转速。两个音轮每个均有60个齿。每个音轮有三个速度探头，且均相似

25、。每个速度探头都有一个磁铁和一个线圈，探头产生磁场。探头是平行的，以保证在探头和音轮间只有很小的间隙。在发动机工作时，轴（音轮）转动。当音轮转动，轮齿通过探头产生的磁场，当齿通过磁场就会在探头上产生电脉冲。电脉冲的频率正比于转速，输出量被送到OPU。 3.4.2 EEC专用交流发电机 发动机齿轮箱运用一个单轴机械驱动EEC专用交流发电机，该齿轮箱是由N3（高压压气机）轴驱动的。从发动机专用交流发电机的输出量的频率正比于N3转速。 3.4.3 涡轮超速组件 尾部轴承箱包括配有读取低压涡轮转速的三个速度探头。来自探头的这些信号直接提供给EEC，EEC选择其中的两个信号应用到低压涡轮超速系统中。3.

26、5操作/控制和指示3.5.1N1指示 N1在E/WD（发动机/警告指示）上以模拟的百分比形式和数字形式显示。N1指针和N1数字指示是：在正常操作时是稳定的绿色；如果实际N1值超过了N1红线值，以稳定的红色显示；当实际N1值超过N1红线值（99%N1），变为红色显示，主警告灯亮并伴有重复谐音；如下的信息显示在E/WD显示组件上：ENG1（2）N1，OVERLIMIT。低一级的数据在直接测量N1的系统上显示；在这种情况下，EEC根据其他发动机参数计算一个理论值。最后一个N1重要数字会有伴有橙色破折号显示。N1LIMIT会在EPR指示失效时显示。当白色框框住N1LIMIT时，EPR极限显示会被特定的

27、N1极限显示取代，并且N1MODE标题将显示：发动机以N1模式控制。N1LIMIT模式是在N1LIMIT值计算出后的模式。N1LIMIT模式是EEC选择的最高级别的传送模式。有12种可供FADEC选择的模式。3.5.2N2指示 N2仅在SD上以数字百分比形式显示。通常实际N2数字显示为绿色。当实际N2转速超过N2红线值（N2值的103.3%）时：显示由绿变红；红色十字显示给飞行员提供N2超速信号。仅在发动机地面启动时才出现红色十字；主警告灯亮并伴有重复谐音；如下信息将显示在E/WD上：ENG1(2)N2OVERLIMIT；对于小数级别的N2数据，最后的重要数字将会以带有两个闪动的橙色破折号线的

28、形式显示。N2在SD上的显示效果如图3-5。3.5.3N3指示 N3指示在E/WD上以数字百分比形式显示。通常N3数字显示为绿色。当N3转速超过N3红线值（N3值100%）时：显示由绿变红；红色十字显示给机组并提供N3超速信号；发动机在仅在地面启动时才出现红色十字；主警告灯亮起并伴有重复谐音。如下信息显示在E/WD上：ENG1(2)N3OVERLIMIT；在低一级N3数据发生时，在最后的重要参数显示会带有两个橙色破折号线；在启动顺序中，数字N3指示很亮，并在特定的灰色背景框中显示。第4章 故障分析经过前几章的辅助知识，本章将对目标故障“2号发动机EEC通道B的N3速度指示失效”的原因进行分析，

29、并制定出排故流程，找出导致此事件发生的各部件的物理关系，从而对本故障有一个深入的把握。4.1故障原因概述根据目标故障代号TASK 73-21-71-810-898-A(Failure of the N3 Speed Indication to the EEC through the Channel B, on the Engine 2)找出导致此故障的可能原因: - wiring between the PCU (4070KS) and the EEC (4000KS) PCU和EEC的连接线 - PCU ( 4070KS ) - EEC ( 4000KS ) - ALTERNATOR-EEC

30、 DEDICATED ( 4044KS ) EEC专用发电机首先我们考虑电路线路问题，电线老化，电路短路，电路断路都有可能导致PCU无法接收通道B传感器的信号，其次考虑EEC和PCU不能接受从传感器传出来的信号，另一个可能就是EEC专用发电机损坏，发出的功率不足以驱动EEC和PCU。4.2故障原因详细分析 1）线路问题： 上述两个电门感测到N3转速要通过电线传到EEC上，如果电线发生短路也可能不产生信号。线路可能原因：老化破坏、短路。 2）PCU问题： PCU通过预调压器向EEC每个通道提供22VDC电源。PCU问题将导致通道功率不足。 3）EEC本身问题：EEC起着对转速信号的接收和处理，并进行向驾驶舱