民用飞机冲压空气涡轮门设计
军用飞机上的冲压空气涡轮
军用飞机上的冲压空气涡轮作者：潘文林来源：《航空世界》2016年第03期一天，一架单发教练机照例进行飞行训练。
正当教官和学员对此次飞行感到满意之际，发动机突然停车。
虽经多次努力，依然无法起动。
教官明白，发动机一旦空中停车将导致飞机失去电力，起落架无法正常放下。
就在这危急时刻，在飞机背部很快伸出一个微小的颇像风车一样的东西，迎着气流高速旋转……读到这里，读者或许已经联想到风力发电装置那几片硕大的桨叶。
大家对风力发电都不陌生，知道这是将风能转化为电能的一种有效方式。
其实，在某些军用飞机及其部分外挂特种设备上也有类似发电风车的那种装置，它就是本文的主角——冲压空气涡轮。
在某些时候，这种看似渺小、不足为奇的小东西，却可以起到四两拨千斤的作用。
电力对于任何一部现代化的机械或电子设备都是至关重要的，飞机也不例外。
在当代，人类已经越来越多地依赖液压能和电力来操纵飞机。
液压系统依然是主、副飞行控制系统，起落架，刹车和防滑系统的最为有效的动力源。
没有电力，飞行员不仅无法读取有关飞行数据，也无法驾驶飞机。
因为用于保障飞行安全或与操纵飞机直接相关的液压系统、电子设备、起落架的收放，以及发动机的控制等均需要有一定的电源。
飞机的电源系统，是飞机上用于产生和变换电能的系统。
飞机的电源系统要求可靠性高，必须采用多种措施来满足这个要求，如采用余度技术和应急措施等。
任何一架飞机，无论其多么先进，都存在发动机空中停车的可能性。
在一般情况下，由于是发动机带动电动机，发动机一旦停车，飞机将失去动力和主要电力来源。
因此，飞机上的电源系统除了地面电源外，一般由主电源、辅助电源、备份电源、应急电源等组成。
主电源是由航空发动机直接或间接带动的发电机及其控制系统，在发动机工作期间负责将机械能转换成符合一定要求的电能。
正是出于安全上的需要，在飞机上一般都会设第二动力系统，也就是独立于主发动机，为机载设备提供辅助与急需功率，并能起动主发动机的整套装置。
关于737飞机空调系统冲压空气入口堵塞的质量提示
参考
Reference
标题(title)：
AIR FLOW
空气流
调节板
折流门
AIR FLOW 空气流
冲压空气 入口
如上图所示，737-800飞机冲压空气入口组件包括2部分：冲压空气入口折流门、冲压空气入口调节板。
作用：控制进入冲压空气系统的空气流量给空调热交换器冷却。
地面空调打开时，空气循环机（ACM）叶轮风扇（737-300/700依靠涡轮风扇）工作形成一个低压区，抽入外界空气，通过冲压空气入口、热交换器、集散器，最终由冲压空气出口排出到机外。
冲压空气入口折流门：地面在伸出位置，主要用于起飞、着陆滑跑时保护冲压空气入口不进入冰、石块等异物。
冲压空气入口调节板：由冲压空气作动筒带动，调节进入冲压空气系统的空气量大小，地面全开，方便热交换器得到最大的冷却空气流量，地面空调工作时，此处有较强的吸入空气流进入空调系统。
提示：
1、维修人员严格执行过站、航后工卡项目，检查冲压空气入口折流门在位，无外来物损伤、无堵塞，建议对堵塞后的处理进行专项培训。
2、建议机坪工作人员了解上述工作原理，工作时避开冲压空气入口，防止外来物吸入造成空调系统故障。
民用飞机静压孔气动布局设计
民用飞机静压孔气动布局设计杨慧;杨士普;黄頔;孙一峰【摘要】民用飞机根据静压、总压等基本测量参数,通过大气数据计算机解算得到飞机飞行的高度、速度等,因此静压测量的精确度对飞机安全性至关重要,而静压孔的气动布局直接关系到静压测量精度.对于亚声速民机,机身表面静压孔测量静压主要受飞机马赫数、迎角和构型的影响.根据CFD计算结果,采用均方差方法,确定飞机机身表面静压随马赫数和迎角变化不敏感的区域,结合飞机实际机体结构或其他设备布置的限制,确定了静压孔布局位置.采用风洞试验方法,验证静压孔测量特性,试验测量襟缝翼、扰流板、起落架以及地面效应对静压孔测量的影响量,为飞机静压修正提供重要输入.%Civil aircraft obtains the flight height, speed, etc.by the air data computer with the measured static pressure, total pressure and other basic parameters as input.Therefore, the flight safety strongly depends on the accuracy of the static pressure measurement which is related to the aerodynamic layout of the static ports.For subsonic civil aircrafts, the pressures measured by static ports are mainly affected by the Mach number, angle of attack(AOA) and the configuration of the aircraft.Based on CFD results, the positions of static ports are determined by the mean square deviation method.The measurement characteristics of static ports and the disturbances on measurement due to the flap/slat, spoiler, landing gear and ground effect which are essential inputs for the static source error correction (SSEC) were obtained by wind tunnel tests.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2017(031)004【总页数】6页(P34-38,58)【关键词】民用飞机;静压孔;气动布局;马赫数;迎角;CFD;风洞试验【作者】杨慧;杨士普;黄頔;孙一峰【作者单位】上海飞机设计研究院总体气动部, 上海 201210;上海飞机设计研究院总体气动部, 上海 201210;上海飞机设计研究院总体气动部, 上海 201210;上海飞机设计研究院总体气动部, 上海 201210【正文语种】中文【中图分类】V221+.3飞机通过测量自身与大气之间的作用力及飞机所在位置的大气数据参数(如静压和温度等)，通过大气数据计算机[1]处理得到飞机飞行参数，如飞行速度、高度、马赫数和升降速度等。
参考资料 - 发动机进排气系统及其设计
以涡扇发动机排气系统为例：
⚫ 内外涵两股排气：低温的外涵空气流和高温的内涵燃气流。
⚫ 排气方式： 混合排气：常用在低涵道比发动机上，长外涵，两股气流
由内部混合器充分混合后排出。有利于降低噪音。 分开排气：用于高涵道比发动机上，短外涵，两股气流排
出后于大气中混合。 见下图：
发动机排气系统分类：
发动机排气系统
乘波飞行理论：对于一个尖楔体，以高速飞机上常见 的尖劈翼型为例，当它超音速飞行时，必然在机翼下方产 生一道从前缘开始的斜激波，气流在经过斜激波后会形成 一个压力均匀的高压区，且此翼下高压区不受翼上低压区 的影响（而常规机翼由于绕翼型环流的存在翼上下搞低压 区相沟通），因此将会产生很高的升力，整个飞行器好像 乘在激波上，乘波飞行由此得名。
由于“启动”问题的限制，即使进气道前的脱体激波 移动至喉部下游稳定位置，阻碍了其实际的运用。
◆ 外压式进气道
由外罩和中心体组成，如下图2-2所示，利用中心体 产生的一道或多道斜激波再加上唇口处一道正激波使超音 速气流变为亚音速气流而减速增压。
结构简单，工作稳定性好，飞行马赫数在2.5以下的飞 机多采用此类型进气道。
➢ 将涡轮排出的燃气以一定的速度和要求的方向排入大气， 产生推力。
➢ 对涡喷发动机，涡轮后排气流产生全部推力；对涡扇发动 机，风扇排气产生主要推力，涡轮排气产生部分推力；对 涡桨发动机，排气流产生的推力更少，主要是靠螺旋桨产 生拉力。
➢ 从涡轮出来的排气流，因有高速旋流，为了降低摩檫损失， 通常将排气锥和外壁之间的通道设计为扩散的，气流流速 降低、压力升高。涡轮后部支板对气流进入喷管之前整流， 避免旋涡损失。
◼ 内部流动损失
➢ 粘性摩擦损失
由于进气道内壁面与气流之间的摩擦力所引起的，因 此内壁面应做得尽可能的光滑, 以减小摩擦损失。
民用飞机燃油通气冲压口设计
３ ３ 计算 ．
３ ３ １ 计 算 进 气 Ｉ处 气 流 的 雷 诺 数 ．． ： １
Ｒｅ：
Ｒ Ｐｏ Ｘ／ ＝ Ｖｏ
２ 通气 口布 置位 置及 型式
燃 油 通 气 口的 选 型 是 根 据 燃 油 箱 和 通 气 系统 的 设计 要求 进行 的 。通 气 口的 设计 必 须要保 证 飞机 在各 种飞 行状 态和地 面 工作 条 件 下 ，能 够 向油箱 内导 人符 合要 求的 压力 和 流量 的 气流 ，并在 通 气进 气 口处 的 气流总 压 力一 般 不应超 过燃 油箱 的 最大允 许压 力 。通 气 Ｆ的 内外形 设计 要尽 量 光滑流 畅 ，尽量 减 Ｉ 少 其对 飞机 气动 力性能 的影 响 。同时 ，它也 要 使进 入通 气 Ｉ的气流 能 量的 损失 降低到 最 Ｚ ｌ 小。 通 过 对 国外 现 代 民 用 飞 机 和 军 用 运 输 机 的调 查和 研究 ，对 于大 多数 飞机 ，在 机翼 翼 尖 附 近 设 置通 气油 箱 ，并 通 过 其 下 翼 面 设 置潜 伏 式 冲 压 通 气 Ｆ （ Ｉ ＮＡＣ 口）与 大 Ａ 气 相 通 ，飞 行 时 向油 箱 提 供 具 有 一 定 正 压 的 冲压 空 气 。此通 气 口是ＮＡＣ （ ｔ ｎ ｌ Ａ Ｎａｉ ａ ｏ Ａｄ ｉ ｒ ｏ ｖ ｓ ｙ Ｃ ｍｍｉ ｅ ｏ ｅ ｏ ａ ｔ ｓ ｏ ｔ ｅ ｆ ｒ Ａ ｒ ｎ ｕ ｉ ）在 ｔ ｃ １４年 优化 而成 并推 荐使 用通 气 Ｖ型式 。 图 ９５ Ｉ １ 波音 系列 飞机 上 通 气 油箱 下 翼面 安 装 的 为 ＮＡＣ Ａ口 ， 国内 ＡＲＪ １ 支 线 飞 机 已 经 采 ２新 用 了该 种通 气 １。此类 型通 气 １具 有合 理 的 ３ ３ 气动外 形 ，连续 光滑 的 冲压表 面 ，冲压 气流
涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别以及涡喷.冲压原理
涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别以及涡喷.冲压原理涡轮风扇喷气发动机的诞生二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。
尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。
涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。
因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。
40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。
但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。
因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。
50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。
55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。
GE 在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。
但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。
实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。
60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。
此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
波音707的军用型号之一，KC-135加油机。
不加力式涡扇发动机实际上较为容易辨认，其外部有一直径很大的风扇外壳。
慕课航空燃气涡轮发动机结构设计课后
慕课航空燃气涡轮发动机结构设计课后总结本课程主要介绍了航空燃气涡轮发动机的结构设计，包括发动机的基本组成部分、工作原理、主要零部件、材料选择等方面。
通过学习，我们可以了解到航空燃气涡轮发动机的复杂性和重要性，以及相关技术和制造工艺的发展历程。
一、航空燃气涡轮发动机概述1.1 航空燃气涡轮发动机的定义和分类1.2 航空燃气涡轮发动机的工作原理1.3 航空燃气涡轮发动机的优点和缺点1.4 航空燃气涡轮发动机在航空运输中的应用二、航空燃气涡轮发动机基本组成部分2.1 压气机2.2 燃烧室2.3 高压涡轮2.4 低压涡轮2.5 推力装置三、航空燃气涡轮发动机主要零部件3.1 叶片和叶盘3.2 涡轮盘和转子盘3.3 齿轮箱和传动系统3.4 燃烧室和喷嘴3.5 油系统和润滑系统四、航空燃气涡轮发动机材料选择4.1 叶片材料4.2 转子盘材料4.3 涡轮盘材料4.4 燃烧室材料4.5 推力装置材料五、航空燃气涡轮发动机的制造工艺5.1 铸造工艺5.2 焊接工艺5.3 加工工艺5.4 表面处理工艺六、航空燃气涡轮发动机的维护与保养6.1 发动机检修周期和标准6.2 发动机故障诊断和排除方法6.3 发动机保养方法和注意事项七、航空燃气涡轮发动机的发展趋势与前景7.1 航空燃气涡轮发动机技术的新进展7.2 航空燃气涡轮发动机的节能环保特点7.3 航空燃气涡轮发动机在未来的应用前景结语航空燃气涡轮发动机是现代航空运输的关键技术之一，其结构设计和制造工艺的优化和改进对于提高飞行安全和经济效益具有重要意义。
通过本课程的学习，我们可以更好地了解航空燃气涡轮发动机的基本知识和发展趋势，为未来从事相关领域的工作打下坚实的基础。
民用飞机短舱进气道结构设计
浅谈民用飞机短舱进气道结构设计摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。
关键词：进气道结构设计消声设计中图分类号：v1 文献标识码：a 文章编号：1007-0745（2013）06-0081-010.概述高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。
作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。
1.进气道设计要求进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。
进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合far-36部适航标准的要求。
短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。
进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。
2.进气道结构设计进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。
进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。
进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。
进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。
腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。
腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。
进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。
进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。
进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。
腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收fbo 工况时风扇打出能量。
腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。
进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。
客机冲压空气涡轮系统选型研究
［ 关键词 ］ 客机 冲压 空气涡轮
１ 、 引 言
应急 能源
混合模式 冲压空气涡轮系统见 图４ 。
根 据适 航条 例 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． ６ ７ １ （ ｄ ） ， 飞 机必须 设计 成在所 有发 动机都 失效 的情况 下仍可操纵ｎ 。为 了满足该要求 ， 客机通常设置冲压空气 涡 轮 系统 （ Ｒ Ａ Ｍ Ａ ｉ ｒ Ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ ， 简称 Ｒ Ａ Ｔ ） 。冲压 空气涡轮 系统能 够提供满 足 飞机 基本操纵所需 的能源 。冲压 空气涡轮系统是飞机在极端情况 下 的应 急系统 ， 它的选型合理与否直接关系到飞机的安全性和性能 。 ２ 、 冲压空气涡轮 系统 的工作原理和 能源转换模式 ２ ． １冲压空气涡轮系统的工作原理 冲压空气 涡轮平时 收起于飞 机的冲压空气 涡轮舱 内 ， 当所有发 动 机失效 时 ， 飞行员可 以通过驾驶舱 的冲压 空气 涡轮释放 手柄将涡轮 叶 片从 舱 内伸出至机 体外 。此时 飞机在惯性作 用下仍有一 定速度 ， 机外 高速气流将驱动涡轮 叶片旋 转 ， 产生机械能 ， 冲压空气涡轮 系统上 的能 源转换装置 ， 如发 电机 、 液压泵等将机械能转换为操纵 飞机所 需要 的电 能和液压能 。冲压空气涡轮系统 的工作原理见 图 １ 。
ｒ ．
图４混合模式冲压空气涡轮系统 ３ 、 选型 需要考虑 的问题 ３ ． １ 能 源 转换 效 率
圈
一
～
、
一
： ｊ 位
弹 簧
’ …
：
收 曰 状 奢
一
图 １冲压空气涡轮系统的工作原理 ２ ． ２冲压空气 涡轮 系统 的能源转换模式 根据 冲压空气涡轮系统上 的能源转换装 置类型 ， 分为液压模式 、 电 气模式 和混合模式 三种能源转换模 式。 液 压模式 冲压空气涡 轮系统的能 源转换装置 为液压泵 ， 输出 的能 源为液 压能源 ， 液压能源一部分直接提供 给主飞控作动器 ， 驱动舵 面并 控制 飞机姿态 。另一部 分液压能源 驱动液压 马达 ， 液压马 达再驱动发 电机 ， 发电给飞机操 控所必须 的用户 提供电源 。Ａ ３ ２ ０ 采用 的就是该模 式 。液压模式 冲压空气涡轮系统见图 ２ 。
飞机涡轮发动机的设计与制造
飞机涡轮发动机的设计与制造飞机涡轮发动机是现代民用航空的核心技术之一，是实现飞行的最重要部件之一。
它是一种通过高速旋转的轴和叶片，将压缩空气喷射到燃烧室以燃烧燃料，产生高温高压气体驱动飞机前进的机械装置。
本文将从涡轮发动机的结构、原理、设计和制造等方面进行探讨。
一、涡轮发动机的结构与原理涡轮发动机主要由压气机、燃烧室、涡轮和喷射口四部分组成。
压气机是涡轮发动机的前部，它将外界大气压缩成高压气体，然后送入燃烧室。
压气机通常由多个旋转叶片和固定叶片组成，使气体以非常高的速度经过叶片，从而产生压力。
燃烧室是压气机后面的部分，主要是燃烧燃料并与压缩空气混合，形成高温高压气体。
燃烧室通常由若干个圆筒形部件组成，燃烧室内的高温气体被喷向涡轮。
涡轮是涡轮发动机的核心组件，它由高速旋转的轴和叶片组成。
当高温气体通过涡轮时，涡轮的叶片被气体推动，将旋转动能转换成压缩空气的机械能，同时也带动轴旋转。
喷射口是涡轮发动机的尾部，它是将压缩空气通过涡轮传递的机械能转化为喷射力的部分。
喷射口由喷筒、修正器和尾喷供气组成。
修正器和喷筒的形状和尾部形态都对喷射口的性能影响很大。
二、涡轮发动机的设计与制造涡轮发动机的设计与制造是非常复杂的过程。
从初期的概念设计到最终产品的运营，需要经过多个环节的研发和验证。
1. 概念设计在概念设计阶段，需要考虑涡轮发动机的整体结构、性能指标、动力性能、机械强度、燃料消耗量、噪声与环保等因素。
设计师需要依据研究成果和市场需求，确定合适的飞机类型，并优化设计方案。
2. 详细设计在详细设计阶段，需要进行严格的工程计算、流体力学仿真和领先的建模技术等，来确保推力、质量、燃油效率和钢材使用等方面的优化。
3. 制造工艺涡轮发动机的精密部件需要高质量的材料和精准的加工工艺。
如涡轮叶片需要使用钛合金材料，采用曲率修正热和表面锯齿磨削技术制造，进行精细的增强处理和调整。
此外，涡轮发动机的组装与检验也需要高精度的工作。
大功率喷气发动机涡轮进气口性能研究
大功率喷气发动机涡轮进气口性能研究大功率喷气发动机的涡轮进气口，是保证飞机正常运行的重要组成部分。
它不仅影响着发动机的性能和燃烧效率，还直接影响了飞机的起飞、爬升、巡航和降落等关键飞行阶段。
因此，对大功率喷气发动机涡轮进气口的性能研究具有重要意义。
要研究大功率喷气发动机涡轮进气口的性能，首先需要了解其工作原理。
涡轮进气口主要由进气道、进气导流罩、舌片和马蹄形进气口组成。
进气道起到导流气流、增压和降温的作用；进气导流罩主要用来调节气流的动态特性；舌片则通过控制进气流动状态来提高进气效果；而马蹄形进气口则能够将气流平稳地引入涡轮机组。
在设计涡轮进气口时，需要考虑多个因素。
首先是航空器的飞行速度和高度。
由于飞行速度和高度的不同，空气密度和压力也不同，因此进气口需要根据不同的飞行条件来进行设计。
其次是进气口的特性要与发动机的性能要求相匹配，以提高进气效率和减小发动机的阻力。
另外，进气口的设计还需要考虑到减少噪声和抗冰的功能。
随着科技的不断进步，对大功率喷气发动机涡轮进气口的性能要求也在不断提高。
一方面，要求进气口的气动特性更加稳定，以减小空气湍流对发动机的影响。
另一方面，要求进气口在高速飞行时能够自动调整进口面积，以适应不同的飞行速度和高度要求。
此外，为了提高发动机的燃烧效率，进气口还需要具备较好的压缩效果，以确保燃烧过程中的氧气供应充足。
为了研究大功率喷气发动机涡轮进气口的性能，可以采用多种方法。
首先是实验研究方法，通过在实验室中搭建模型、进行流场测试等方式，来分析和验证不同设计参数对进气口性能的影响。
其次是数值模拟方法，通过建立计算模型，使用计算流体力学（CFD）软件进行仿真计算，评估不同设计方案的效果。
此外，还可以借助现代辅助设计工具，如人工神经网络、遗传算法等，进行优化设计，以进一步提高进气口的性能。
虽然大功率喷气发动机涡轮进气口的性能研究在航空工程领域具有重要意义，但是要取得实质性的突破，仍然面临一些挑战。
737-NG冲压空气系统简述
冲压空气系统的主要作用：控制由冲压空气管道进入初级、次级热交换器的冷却空气量，为来自发动机或者APU的引气提供冷却。
系统主要组成部件：冲压空气进气折流门（ram air inlet deflector door）、冲压空气进气调节板（ram air inlet modulation panel）、冲压空气进气管道、冲压空气控制温度传感器（ram air control temperature sensor）、冲压空气控制器（ram air controller）、冲压空气进气门作动器（ram air inlet actuator）。
冲压空气进气折流门作用：防止FOD进入冲压空气管道，阻塞管道。
冲压空气进气折流门是一块弹簧加载的平板。
冲压空气作动器通过连杆、轴与折流门连接，进而控制门的开、关。
冲压空气进气调节板作用：调节进入冲压空气系统的冷却空气量。
调节板是由两块铰接到一起FWD PANEL 和AFT PANEL 组成，冲压空气作动器通过轴组件作动调节板。
冲压空气进气调节板和折流门是机械连接的。
冲压空气进气管道组成：冲压空气进气管道、冲压空气排气管道。
作用：为流经热交换器的冷却空气提供一个进入和排出的通道。
这部分主要就是在排气管道与热交换器PLENUM连接的部位处有两块盖板，主要为初级和次级热交换器提供检查和清洁作用的，在清洁热交换器时通过特殊工具装于该处。
在进气管道的后部分还有一块接近盖板，作用是为检查热交换器的初级和次级进气口提供方便。
管道图示：冲压空气控制温度传感器位置：位于ACM中压气机到次级热交换器的管道中。
该传感器是一个球形热敏电阻式的温度传感器，它的电阻随着空气温度的升高而变小。
它为冲压空气控制器提供一个温度（110C/230F）的温度信号。
冲压空气控制器位置：在空调舱靠近水分离器。
作用：利用冲压空气温度传感器送来的温度信号实现对冲压空气进气调节板位置的改变，从而实现冷却空气进气量的调节。
737NG飞机冲压空气系统原理与故障分析
737NG飞机冲压空气系统原理与故障分析【摘要】737NG飞机冲压空气系统为空调系统提供冷却气流，保证空调系统正常稳定的工作。
冲压空气系统控制通过主和次级热交换器的冷却气流。
冲压空气系统有三个控制模式：地面、空中（襟翼没有收上）、空中（襟翼收上）。
空调附件装置继电器控制到冲压空气控制器和冲压空气作动筒的电源。
对于左和右冲压空气系统有各自的控制电路。
本文结合各航空公司737NG飞机冲压空气系统的维护经验，介绍了排除737NG飞机冲压空气系统故障的一些体会。
【关键词】737NG飞机地面模式空中模式涡轮风扇作动筒1 工作原理737NG飞机冲压空气调节系统包括以下部件：冲压空气进口调节板、一个阻流板门、冲压空气排气口、一个冲压空气作动器、一个冲压空气进口调节板的钢索系统、一个冲压空气控制器及一个冲压温度传感器。
冲压空气系统在飞行期间自动调节通过冲压管道的空气流量，为热交换器提供冷却媒介；在地面操作及飞行中襟翼在收上以外任何位置期间，利用一个涡轮风扇以增加流过同一管道的空气流量以满足冷却组件的温度要求。
因此，在正常情况下，飞机在巡航过程中，冲压空气调节系统调节调节板位置在正常开与关位之间调节，在起飞和落地过程中，调节板位置被调节至正常开位，所以飞机在起飞巡航下降过程中冲压门全开灯都不应该亮，除非发生故障；飞机只有在地面或接地时，冲压空气调节系统才调节调节板的位置至全开位。
737NG飞机冲压空气系统有三个控制模式如下：1.1 地面模式当飞机在地面时，空/地传感系统提供一个离散信号（接地）来接通K10左地面空气继电器和K5左冲压模式控制继电器。
K16冲压空气作动筒继电器被激励，使得左区域控制器和冲压空气作动筒脱开。
115伏交流电通过这些继电器的触点，为左冲压空气作动筒提供收上信号。
当作动筒在全收上位置时，S1开关打开，脱开马达的电源。
在S1和S2开关位置中间时，折流门在伸出位置。
冲压空气作动筒里的S3开关接地到空调/引气控制面板。
A319飞机顶板不常用电门简介
6.释放按钮开关 6.释放按钮开关 • 人工按压按钮引爆灭火瓶爆炸帽从而向相应的货舱释放灭火剂(前或 人工按压按钮引爆灭火瓶爆炸帽从而向相应的货舱释放灭火剂( 后) 7.水上迫降护盖按钮开关 7.水上迫降护盖按钮开关 • 正常：正常系统工作。 • ON(开)：工作的系统送关闭信号至：排气活门，应急冲压空气入口， ON(开 电子设备通风进气及排气活门及组件流量控制活门。 • 注：如处于人工控制下，排气活门不会自动关闭。 8.皮托管/风挡加温电门 8.皮托管 皮托管/ • AUTO(自动)：探头/风挡自动加温在飞行中或在地面一台发动机运转 AUTO(自动)：探头/ [全温(TAT)探头除外] 全温(TAT)探头除外] • ON(接通)灯：蓝色接通(ON)灯亮，探头/风挡持久加温 ON(接通)灯：蓝色接通(ON)灯亮，探头/
蓝色接通onon灯亮探头灯亮探头风挡持久加温风挡持久加温空客系列飞机红色警告牌使用空客系列飞机红色警告牌使用对于空客系列飞机顶板上电门设计大多采用按压对于空客系列飞机顶板上电门设计大多采用按压式的电门我司配备的悬挂式红色警告牌排无法式的电门我司配备的悬挂式红色警告牌排无法在按压式电门处悬挂在日常维护中可用双面胶在按压式电门处悬挂在日常维护中可用双面胶或者通明胶布把警告牌粘贴在相关电门上使用或者通明胶布把警告牌粘贴在相关电门上使用后按需清洁面板
1冲压空气
涡轮人工放 出(RAT MAN ON)按钮 ON)按钮
2冲压空气
涡轮人工放 出(RAT MAN ON)按钮 ON)按钮 1/2号综合驱动发电机(IDG)开关 号综合驱动发电机(IDG)开关( 51/2号综合释放
氧气面罩按 钮
4应急呼叫
按钮电门( 按钮电门(有 盖)
4.EMER 按钮电门(有盖) 4.EMER 按钮电门(有盖) • ON：在所有区域呼叫板上的粉红色灯闪亮“EMERGENCY CALL”(紧急 ON：在所有区域呼叫板上的粉红色灯闪亮“EMERGENCY CALL” 呼叫)的字样出现在乘务指示板上所有扬声器响起高/低谐音(重复3 呼叫)的字样出现在乘务指示板上所有扬声器响起高/低谐音(重复3 次) • ON 灯：在驾驶舱紧急呼叫时闪白色 • CALL 灯：在驾驶舱紧急呼叫时闪琥珀色 5.1/2号综合驱动发电机(IDG)开关(有保护盖) 5.1/2号综合驱动发电机(IDG)开关(有保护盖) 1/2号综合驱动发电机(IDG)开关 • 1) 如果按下开关超过3秒种可能会损坏断开装置 如果按下开关超过3 • 2) 在发动机不工作(或不在风车状态)时，不要脱开IDG，因为在发动 在发动机不工作(或不在风车状态)时，不要脱开IDG，因为在发动 机起动时会损坏IDG。 机起动时会损坏IDG。 • R 综合驱动发电机开关正常时由弹簧保持在断开位 • R 按下以后，IDG将从其传动轴上脱开；这种情况下只能由维修人员重 按下以后，IDG将从其传动轴上脱开；这种情况下只能由维修人员重 接。
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民用飞机冲压空气涡轮门设计
作者：袁修起
来源：《科技视界》2017年第02期
【摘要】民用飞机冲压空气涡轮门位于冲压空气涡轮舱外部，是一个功能较多的舱门。
不仅要满足飞机正常使用时机身气动外形面一致，承受飞行载荷并维持飞机结构的完整性，还要满足应急情况下冲压空气涡轮正常释放，供飞机应急用电使用。
随着适航要求的日趋严格，冲压空气涡轮门设计也将更为复杂。
【关键词】民用飞机；冲压空气涡轮门；应急
0 引言
民用飞机冲压空气涡轮门结构形式随机型不同而不同。
BOEING公司舱门主要选用碳纤维复合材料面板加蜂窝芯的单扇舱门形式，AIRBUS公司A320机型采用碳纤维复合材料面板加蜂窝芯的双扇对开式舱门形式，A340机型采用碳纤维复合材料面板加蜂窝芯的单扇门形式。
1 冲压空气涡轮门总体布置
冲压空气涡轮门为非气密舱门，位于机头右下方。
舱门理论开口尺寸见表1，在机头上的位置见图1。
2 冲压空气涡轮门设计
舱门设计采用双扇门形式，左右两扇门可细分为结构和机构两部分。
舱门通过左、右运动机构与冲压空气涡轮连接。
舱门的关闭和开启受冲压空气涡轮系统控制：冲压空气涡轮收起时舱门关闭，冲压空气涡轮释放时舱门开启，释放到最终位置时舱门完全打开。
舱门关闭状态见图2，舱门完全打开状态见图3。
2.1 冲压空气涡轮门结构设计
冲压空气涡轮门结构主要组成部分为：内外蒙皮、蜂窝夹层、鹅颈接头、止动块、密封件等结构。
见图4。
舱门的结构件能保证舱门安装到机身上，但要实现舱门打开、关闭运动，还需要运动机构实现。
结构不仅保证舱门的关闭状态，同时还能为机构安装和运动提供支撑和空间。
2.2 冲压空气涡轮门机构设计
冲压空气涡轮门机构主要组成部分为：U型接头、连杆、销钉。
舱门机构连接舱门和冲压空气涡轮，当冲压空气涡轮收起时将舱门拉回到关闭位置，能够阻止舱门打开；而当冲压空气涡轮释放时舱门机构推动舱门打开并保持在一定位置。
舱门机构组成如图5所示。
3 结论
冲压空气涡轮门作为中型、大型民机常用的舱门，经历了由金属到复材的发展。
由于适航要求日趋严格，冲压空气涡轮门后续也会适应新的适航要求，向更安全、更可靠发展。
【参考文献】
[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机结构设计手册10[G].航空工业出版社，1985：264-289.
[2]中国民航局.CCAR25-R3.中国民用航空规章第25 部-运输类飞机适航标准[S].北京：中国民用航空局，2001，5.
[责任编辑：朱丽娜]。