飞机发动机指示系统(精选)
飞机发动机指示系统课件
监测发动机参数、显示发动机状 态、提供故障预警和告警、记录 发动机运行数据等。
工作原理
传感器监测
传感器监测发动机的各种参数，如压力、温度、转速等。
数据处理
传感器采集的数据经过处理，转换为可识别的信号。
显示与报警
处理后的数据通过指示系统显示在仪表盘上，同时根据预设阈值 进行故障预警和告警。
发展历程
显示的内容包括但不限于：发动机转速、温度、压力、油量 等参数，以及各种故障和警告信息。同时，机组人员还可以 通过操作界面进行交互，查询历史数据、设置报警阈值等。
PART 04
飞机发动机指示系统的维 护与故障排除
日常维护
日常检查
每日启动前检查发动机指示系统是否正常工作， 包括仪表盘、指示灯和警报器等。
总结词
创新设计与应用前景
详细描述
针对现有飞机发动机指示系统的不足，新型飞机发动机指示系统在设计和应用方面进行 了创新。采用了更加智能化的数据处理技术和先进的显示技术，实现了更加精准、实时 的发动机状态监测和故障预警。同时，该系统还具有良好的兼容性和可扩展性，为未来
飞机发动机技术的发展提供了有力支持。
清洁与除尘
定期清洁发动机指示系统的表面，去除灰尘和污 垢，保持其良好的工作状态。
校准与调整
根据制造商的推荐，定期对发动机指示系统进行 校准和调整，确保其准确性。
故障诊断
01
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观察法
通过观察仪表盘、指示灯和警 报器的状态，初步判断发动机
指示系统是否存在故障。
听声法
通过听发动机的声音，判断是 否存在异常响声，可能与指示
数据处理
数据处理是飞机发动机指示系统的重 要环节，主要负责对采集到的数据进 行处理、分析和计算，以得出发动机 的工作状态和性能参数。
民用飞机发动机指示系统设计考虑
民用飞机发动机指示系统设计考虑作者：梁秋明来源：《科学与财富》2011年第08期[摘要] 本文详细地描述了在设计民用飞机的发动机指示系统时需要考虑的因素，明确指出了在设计发动机指示系统时需要遵循的设计准则，并依据适航要求给出了发动机指示系统图标设计的建议，为设计民用飞机的发动机指示系统提供了基本设计思路和基础。
[关键词] 民用发动机 EI 指示图标设计0、前言在飞机的整个飞行过程中，发动机的指示系统EI（Engine Indication）是发动机工作情况的晴雨表，是飞行员知晓发动机工作状态最重要的手段。
发动机指示系统为飞行员提供了发动机工作的重要参数指示和推力指令，为飞行员控制发动机推力提供参考，并且及时、准确地通知飞行员发动机参数的异常状况，最终达到最大程度确保飞行安全的目的。
1、民机发动机指示系统概述目前，民用飞机的发动机指示系统基本采用先进的数字电子式控制，具有高可靠性、高精度、显示直观等优点，大大减轻了飞行员负担，提高了飞行的安全系数。
发动机指示系统主要依靠发动机传感器和发动机控制系统提供的数据，经由飞机航电系统的计算机处理后，将发动机参数显示在发动机指示与机组告警系统EICAS（Engine Indication and Crew Alerting System）的显示屏上。
2、民机发动机参数指示民用飞机的发动机参数分为主要发动机参数和次要发动机参数。
依据SAE APR5364《民用飞机在多功能显示器MFD（Multi-function Display）设计人为因素考虑》的设计指导，主要发动机信息应该包括能够在每一个飞行阶段正确反映发动机推力并且能够指导飞行员调节正确推力的发动机参数，或者是能够监控发动机当前运行状态并且能够确认发动机正确操作的发动机参数。
涡轮发动机推力调节依据的主要发动机参数一般是指发动机排气压力比EPR(Exhaust Pressure Ratio)、发动机扭矩或发动机低压转子转速N1。
飞机仪表第三章发动机仪表
指示 ：
通电前：机械零位。 通电后：开车前 指零；
开车后 指示被测压力。
特点 ：
双指针压力表
可靠性较高 ； TB、运七等各型机广泛应用。
交流电动式压力表
组成： 传感器：电感式变
换器，P→L 指示器：电动式电
流表
原理
1. 仪表未通电时，指针被游丝拉回零刻度以下限制柱 处。 2. 当仪表通电，被测压力为零时，电桥接近平衡，输 入活动线圈的电压很小，感应电压大于输入电压，指 针转动并稳定在零位。 3. 当P↑→L1↑L2↓→电桥失衡，I5↑→指针顺时针转
章发动机仪表
发动机仪表 测量发动机工作状态的仪表
分类： 测量压力的仪表 测量温度的仪表 测量转速的仪表 测量油量的仪表 测量流量的仪表 测量振动的仪表
活塞式发动机仪表：
燃油压力表、滑油压力表、滑油温度 表、气缸头温度表、排气温度表、转速表、 燃油油量表和燃油流量表等。
燃气涡轮发动机仪表：
燃油压力表、滑油压力表、滑油温度表、排气 温度表、转速表、扭矩表(用于涡轮螺旋桨式发动 机)、推力表(用于涡轮风扇式或涡轮喷气发动机)、 燃油油量表、燃油流量表和振动指示器等。
直流二线式压力表
组成： 传感器（膜片或膜 盒）：压力P→电阻R 指示器（两线框动铁 式电流比值表）： 指示被测压力
原理
半对角线电桥
P↑→RX↑RY↓→φA↑φC↓→UBA↓UBC ↑→IⅠ↓IⅡ↑→磁场顺转，指示增大； 反之，P↓→指示减小。 即：P→R→ IⅠ/IⅡ→α
指示 ：
通电前： 机械零位
进气压力表 (manifold pressure)
功能 ： 测量活塞式发动机进气管中的进气压力。 单位：毫米水银柱mmHg或英寸水银柱inHg
A320指示记录系统
四、EFIS的控制和显示
显示
转换
控制
EFIS显示
PFD
ND
PFD
T型布局
PFD 显示数据：
①飞行方式通告 ②空速 ③高度(气压高度及无线电高度) 及垂直速度、风切变警告信息 ④航向及航迹 ⑤飞机姿态及引导信息 ⑥无线电导航信息(ILS，DME) ⑦气压高度基准值 ⑧马赫数
①
⑤ ② ③
⑥
⑧ ④
①地平仪（三自由度陀螺）
地平仪的测量原理
地平仪
地平仪
备用姿态仪（三自由度陀螺）
②转弯侧滑仪（两自由度陀螺）
③姿态指引仪
3、导航仪表
1.磁罗盘
通过感受地磁场来测量飞机的磁航向。
2.陀螺半罗盘
三自由度陀螺仪的在惯性空间具有定轴性，将陀螺自转 轴置于水平位置，并调整到指北方向，并以它作为航向测量 基准，可以指示出飞机的航向。 由于陀螺自转轴不能自动找北，只起到半个罗盘的作用， 故称为陀螺半罗盘。
T型布局
仪表的T型布局
四、综合电子仪表系统（或EIS）
电子飞行仪表系统
Measurement & Control Technology and Instrumentation
电子集成飞机监控系统
电子仪表系统
ELECTRONIC INSTRUMENT SYSTEM
EIS
内 容
一、特点 二、分类 三、组成及原理 四、EFIS的控制和显示 五、ECAM的控制和显示
根据美国联邦航空局对飞行数据记 录器的最低要求，必须包括压力高度、 空速、磁航向、加速度及经过时间等5 项，除了上述五项，美国联邦航空局另 外再要求俯仰姿态、滚转姿态、发动机 动力及襟翼的位置。
计录器是由马达带动的8条磁道， 磁带全长约140公尺，可记录60多种数 据25小时。
ATA77 发动机指示系统【B级考试资料】
• 排气温度回到正常范围时，变回白色 • 关车EEC断电后，数值框变成红色
• 发动机关车后且N2小于10%时，EEC就会断电
• EEC断电后，数值、指针、阴影区变成空白
发动机指示系统：EGT
• 起动红线 • 地面起动时显示，起动完消失
• 故障隔离 • 查看和抹除振动数据 • 计算振动的配平方案
PRE SB 737-77-1056
POST SB 737-77-1056
发动机指示系统：转速
• 转速指示
• 转速信号
1. EEC
双通道
2. DEU
EEC 传感器
3. AVM
每个转速传感器提供两个模拟信号给EEC
拧紧N1转速传感器的两个固定螺栓前必须确 认间隙在范围内，否则会损坏N1转速传感器
减小振动
3个独立的传感元件（一个 磁极+一个电磁线圈）
受热会带来尺寸变化，弹簧确保传感器正确安装
ATA77 发动机指示系统
机务培训中心 2013年01月
纲要：ATA77 指示系统
• 77.01 总体介绍
• 系统概述 • 系统构成 • 驾驶舱指示
• 77.02 转速指示系统
• 系统概述 • 部件位置、功能、原理
• N1转速ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ感器
• 安装N1转速传感器注意事项
• N2转速传感器
纲要：ATA77 指示系统
发动机指示系统
• DEU
• 接受来自EEC和AVM的数据,并在CDS中显示
• N1 • N2 • EGT • VIB
• 接受N1、N2转速传感器的模拟信号输入
• EEC没电：模拟信号备用
737-NG_发动机指示
有效性77—00—00发动机指示 － 介绍功用发动机指示系统连续地提供发动机数据至公用显示系统（CDS ）。
发动机指示系统有这些分系统：－ 低压转子转速（N1） － 高压转子转速（N2） － 排气温度（EGT ） － 机载振动监控（AVM ）公用显示系统（CDS ）通常在两个显示装置（DU ）上显示发动机数据。
一个显示装置显示发动机主要的显示和另一个显示装置显示发动机次要的显示。
发动机主要的显示总是在上部中央显示装置（DU ）上。
发动机次要的显示总是在下部中央显示装置上。
发动机数据也能显示在内侧的显示装置（DU ） 缩语和略语 altn － 备用的 AVM － 机载振动监控 BITE － 自检设备 CAS － 校准空速 CDS － 公用显示系统 CDU — 控制显示装置 chap － 章 DEU － 显示电子装置 DU － 显示装置EEC － 发动机电子控制器 EGT － 排气温度FDAU － 飞行数据采集装置 FDR － 飞行数据记录器FFCCV － 风扇框架／压气机机匣垂直面（传感器） FMCS － 飞行管理计算机系统 FMV － 燃油计量活门 HPC － 高压压气机 HPT－ 高压涡轮HPTACC － 高压涡轮间隙主动控制 LPC － 低压压气机 LPT－ 低压涡轮LPTACC － 低压涡轮间隙主动控制 REV － 反排装置套筒位置 tach － 转速表TBV － 过渡放气活门TRA － 推力杆解算器角度 TRF － 涡轮后框架UTC － 世界时（一致的） VBV － 可调放气活门 VSV － 可调静子叶片 vib－ 振动77—00—00—000 R e v 4 10/24/2000有效性77—00—0077—00—00—000 R e v 4 07/21/1997N2转子转速发动机指示 － 介绍公用显示系统 上部中央显示装置 （发动机主要的显示）机载振动监控（AVM ）排气温度（EGT ）N1转子转速公用显示系统下部中央显示装置 （发动机次要的显示）有效性77—00—00发动机指示 － 一般说明概述发动机指示系统显示每台发动机的这些参数： － 低压转子转速（N1） － 高压转子转速（N2） － 排气温度（EGT ） － 发动机振动 发动机电子控制器发动机电子控制器（EEC ）从这些发动机传感器接收模拟的输入：－ N1转速传感器 － N2转速传感器－ EGT 探头（T49.5）EEC 把模拟的信号改变为数字的信号。
浅析发动机指示和空勤告警系统
Ｒ Ｍ中读取数据 ， Ａ 完成参数的采集任务 。
１１４ Ａ ＮＣ ４ ９接 口模 块 ．． ＲＩ 一 ２
Ａ ＩＣ ４ ９ 口模块为智能化 的 ４ ９ ＲＮ 一２ 接 ２ 总线信号
采集处理模块 ， 并有发送的功能。 ＲＮ － ２ 接 口模 Ａ ＩＣ ４ ９ 块由８ 位微处理器 、 Ｒ Ｎ 一 ２ 总线信号接 口芯片、 Ａ ＩＣ ４９ 双端 口 Ｒ Ｍ和一些辅助电路组成 ， Ａ 该模块的主要功
《 装备制造技术）０ １ ２ １ 年第 １ 期 １
浅析发动机指 示和 空勤告警 系统
姜晓莲 ， 忠春 ， 健 ， 平 蔡 辛 王
（ 空军航空大学 ， 吉林 长春 １０ ２ ） ３０ ２
摘 要 ：发动机指 示和空勤告警 系统” ＥＣ Ｓ 是新一代具有综合性 多功 能显 示的彩 色显示装置 ， “ （ＩＡ ） 具有全程监控 、 多种显 示、 存储信 息和飞机 报警等功能 ， 主要 分析 了该 系统的 结构组成 ， 并介绍 了显 示器的显示。
关信号采集处理模块 。频率 ／ 开关 量接 口模块采用 Ａ ９Ｓ ５５ Ｔ ０ ８ １ 做为控制器 ， 采用 轮循 的方式 ， 将各个通 道 的频率 ／ 开关量信号转换 为数字信号 ，经过处计算机模块 从双端 口
由 卤Ｉ 囱圆 Ｉ １
能是完成 ８ Ａ Ｉ Ｃ ４９总线信号数据 的接收和 ２ 路 ＲＮ 一２ 由图 ２可以看 出，显示处理机实 际上是一个分 路的发送 ， 对接收的数据经过处 理后 ， 存储在 双端 口 布式的专用微计算机系统 ，接 口部件如模拟量接 口 Ｒ Ｍ 中，主计算机模块从双端 口 Ｒ Ｍ中读取数据 ， Ａ Ａ 模块 、频 率 ， 开关量接 口模 块 、 ＲＮ 一 ２ 接 口模 Ａ ＩＣ ４９ 完成参数的采集任务 。 块， 均为 自带微处理器的智能采集接 口模块 ， 通过 内 １１５ 显控模 块 ．． 总线与主计算机模块连接 ， 并通过 Ｒ － ２ Ｓ ４２接 口完成 显控模块通过 Ｒ 一 ２ 总线从主计算机模块获得 Ｓ４２ 与显示处理模块的通讯 。 需要显示的数据， 对数据进行空勤告警逻辑处理， 按照 显示处理机上电 自检后 ，各接 口模块 即开始对 产生需要显示的图形和字符 ，通过 来 自飞机各设备 的模拟信号、 频率信号 、 开关信号及 显示画面的要求 ， Ｄ Ｃ总线发送给显示器 ， 完成画面的显示功能。 Ａ Ｉ Ｃ ４９信号进行采集 ，主计算机模块采用 时间 ＲＮ 一２ Ｈ Ｌ １１６ 电源 模块 ．． 片 轮 循 的方 式 ，完 成与 各 接 口模 块 的 数据 交换 和处 在电源模块 中，８ ２ Ｖ输入首先 经过 Ｅ Ｉ 波器 Ｍ滤 理； 并通过 Ｒ － ２ Ｓ４ ２通讯接 口， 完成与显示控制模块 然后 经 过 流 、 压 保 护 ， 入 到 ２个 Ｄ ／Ｃ变 过 输 ＣＤ 的通讯控制任务 ， 实现显示参数的交换 ， 显示 画面控 处 理 ， 换 器 中 ，转 换 成 ＋５ 和 ±１Ｖ 的 电 压 。 其 中 Ｖ ５ 制命令 的下达等。
737NG飞机发动机EGT指示系统超限分析
图 3 故障分类
EGT 指示系统故障可能导致虚假超温信号，是发动机 维修工作中的常见故障，往往是外场排故工作中最不容易 排除的因素。EGT 指示超限的原因有以下几种：电插头接 触不良或连接松动；EGT 热电偶故障；J9/ CJ9 或 J10/CJ10 线束故障；EEC 故障。如图 5 所示，统计最近三年来航线 故障报告中关于 EGT 指示超限问题的处理方案表明：插头 污染或接触不良占绝大多数故障比例，清洁相关电气插头 后测试恢复正常；少数原因是 T49.5 热电偶故障和 CJ9/ CJ10 线束绝缘性不好。
线路屏蔽层破损会对信号传输产生影响，也会产生虚 假 EGT 信号。通过测量插针对地绝缘电阻进行判断。
（1） 测量 J9、J10、CJ9、CJ10、T49.5 热电偶整体绝 缘电阻。如表 5 所示，比较实测值和标准阻值来判断线路 故障位置。
表 5 绝缘阻值
电插头 位置
插针
标准阻值 实测值
DP0909 S1 b-ground& u-ground 大于 20 MΩ
CFM56-7B 发动机排气温度 EGT 指示系统监测二级低 压涡轮出口的排气温度。EGT 系统具有 8 个热电偶和 4 个 T49.5 热电偶导线束组件，如图 1 所示。EGT 热电偶提供一 个与排气温度成正比例的模拟信号。在每侧涡轮机匣上有 2 个 T49.5 热电偶导线束组件。热电偶旁的接线盒通过导线 束连到 EEC。每个导线束组件有两个热电偶并把这个模拟 信号输入给 EEC，如图 2 所示。EEC 利用 EGT 信号来进行 发动机控制和指示。EEC 把 EGT 信号送到 DEUs，用来在 CDS 上显示。EGT 计算逻辑正常是 4 组热电偶输入值的平 均值以提高探测精度。当存在任一组热电偶数值和平均值 差值大于 200 ℃时，该组热电偶数值被丢弃，不计入计
空客 a320 系列飞机 cfm56-5b 发动机 egt 指示解析
技术论坛 TECHNOLOGY FORUM中国航班 CHINA FLIGHTS58空客A320系列飞机CFM56-5B 发动机EGT 指示解析文吴超 （东方航空技术有限公司西北分公司）摘要：简述选装CFM56-5B 发动机的A320系列飞机启动模式，以及EGT 热电偶电阻值异常造成指示偏低，从而导致发动机启动失败。
解析EGT 热电偶镍铬铝合金探测发动机排气温度的工作原理。
关键词：启动；EGT；热电偶针对选装CFM56-5B 发动机的空客A320系列飞机启动控制有两种模式：自动启动和人工启动。
首先简述两种启动模式的特点：在自动启动期间，ECU 打开启动活门，当高压转子转速N2达到16%时点火；22％时，开始供油，大约50%时，达到涡轮自维持转速，从而脱开起动机，切断点火系统。
在起动程序进行期间，ECU 对发动机提供全面保护，包括：高压燃油伺服失效，热启动，发动机超速，点火失败等保护模式。
而人工启动则需要人工控制发动机的主电门从而控制其点火、供油，并且人工模式下，失去ECU 对发动机的保护。
某航空公司飞机执行航班任务时，机组反映一发启动失败，主要现象：二发启动成功后，机组按照自动启动程序启动一发两次，均因为EGT（ENGINGE EXHAUST GAS TEMPERATURE 发动机排气温度）指示不上升，所以发动机的控制单元FADEC（Full Authority Digital Engine Control 全权数字式发动机控制）就认为供油之后，15秒内EGT 未上升，认为发动机点火失败，满足自动启动下的保护逻辑程序，从而自动切断燃油供给，并完成发动机冷转，去除燃烧室多余燃油，为燃烧室完成冷却降温。
在机组启动失败之后，按照程序建议机组完成人工启动，相比自动启动程序，人工启动失去部分FADEC 的参数监控，因此造成部分启动保护逻辑程序失效。
在通过人工启动完成强制供油之后，发动机的高压转子转速N2、压气机出口压力PS3、风扇转速N1以及发动机燃油流量FF（FUEL FLOW）等其它表征发动机状态的参数均正常上升，并最终达到慢车时的标准参数，但唯一不正常的参数EGT图1 CFM56-5B 发动机热电偶的组成图2 热电偶的电路连接技术论坛TECHNOLOGY FORUM指示仍旧只有27摄氏度，明显不符合AMM（Aircraft Maintenance Manual飞机维修手册）规定。
CFM56-5B发动机指示系统
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应的指示。反推具有两种模式： 展开 模 式 和 收 起 模 式。在 展 开 模式下， 标有 “ &%D” 的信息框会 显示在 >! 转 速 表 的 表 盘 内， 当 油门 处 于 反 推 位 并 且 反 推 门 没 有展开 =1E 时， “ &%D” 显示颜色 为琥 珀 色； 在反推门完全展开 后， 则变为绿色显示。在收起模 式下， 反推门收起过程中， “ &%D” 依旧 有 显 示， 收 起 后， 显示变为 琥珀色。 发动 机 突 然 或 渐 进 的 不 正 常振 动 是 发 动 机 工 作 不 正 常 的 明显 表 现。不 正 常 振 动 可 能 是 压气机或涡轮叶片损伤， 转子不 平衡 或 别 的 故 障 所 造 成 的。在 实际飞行过程中， 发动机振动和 速度信号来自于 %D)4、 27(’ 以 及 7)’ 等飞机计算机， 它们以绿 色信息的方式同时显示在 "FGBC %’() 的发动机页面和巡航页面 上。当系统内信号不可用时， 则 相关显示会被琥 珀 色 的 “H H” 替代； 振动程度达到参考值 （即 >! 振动大于 . 个单位、 >- 振动 大于 . * - 个单位） 时， 振动指示数 值闪烁， 以引起机组注意 （. 个单 位时 会 出 现 频 闪 指 示 提 示 飞 行 员， 并在 "#?5##I 上做好记录， 航后 需 对 发 动 机 进 行 动 平 衡 减 振； 若振动达到或大于 J 个单位， 系统 除 上 述 指 示 外 还 要 求 收 油 门杆， 降低发动机振动） ； 若振动 极其剧烈 （超过或大大超过参考 值） 时， 在 %’() 上 会 给 出 立 即 关车的显示。 就理论上而言， 对于低压转 子的振动 单 位 是 用 )KLM 来 衡 量 的， 而高压转子则是用 8:2 来衡 量。实际 指 示 过 程 中 为 了 避 免 提供给飞行员两种不同形式的
关于波音飞机发动机火警系统的介绍
信息网络科学大众·Popular Science2019年6月关于波音飞机发动机火警系统的介绍北京飞机维修工程有限公司 颜晓韵摘 要：防火是波音公司的飞机设计在测试和认证中考虑的重要的因素之一。
发动机的火警更是重中之重，因为发动机的飞机是重要的部件之一，如果发动机出现问题，飞机将会失去动力，从而产生极其危险的情况。
关键词：发动机火警探测；发动机火警防护；排故经验1 发动机火警探测的组成及介绍以下讨论B777飞机的火警探测和防护系统。
每个引擎都有两个火警探测环路：环路1和环路2。
系统卡柜中的火警探测卡监控环路是否有火警，过热情况和故障。
每个发动机都有一个火警探测卡。
1.1 过热检测如果火警探测回路检测到过热情况，则火警探测卡将信号发送到自动化工业管理系统（Automatic Industrial Management System，AIMS）和警告电子单元。
驾驶舱中出现以下迹象：（1）主警告灯亮起。
（2）注意警告出现。
（3）发动机过热警告信息显示。
1.2 火警探测如果发生引擎火警，火警探测卡会向AIMS和警告电子装置发送信号，并发出警告信息。
驾驶舱中出现以下迹象：（1）主警告灯亮起。
（2）火灾警告出现。
（3）发动机火警警告消息显示。
（4）发动机火警警告灯亮起。
（5）燃油控制手柄火警警告灯亮起。
1.3 发动机吊舱温度记录火警探测卡测量环路的平均温度。
该数据通过系统的ARINC 629总线传送到AIMS，并由飞机状态监测功能记录。
1.4 连续故障监测火警探测卡监控两个环路及其接线是否有缺陷。
在正常（双回路）操作中，两个回路必须具有火警或过热状况才能引起驾驶舱指示。
如果一个环路出现故障，则火警检测卡将数据发送到AIMS。
显示状态消息，系统将更改为单环路操作。
在此模式下，当一个环路出现故障则另一个环路出现1.5单/双环路操作。
火警探测卡监控环路是否有故障。
在正常（双环路）操作中，两个环路必须具有只有火警或过热状况才能引起驾驶舱指示的属性。
飞机发动机指示系统课件
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多功能集成
01
将发动机指示系统与其他飞机系统进行集成，实现数据共享和
协同工作，提高飞机整体性能和安全性。
定制化解决方案
02
根据不同航空公司的需求，提供定制化的发动机指示系统解决
方案，满足其特定的运营和维护要求。
跨领域合作
03
加强与航空产业链上下游企业的合作，共同研发更先进的发动
机指示系统，推动产业整体发展。
显示
处理后的数据通过仪表盘 或电子显示屏展示给飞行 员，使飞行员能够实时监 控发动机的工作状态。
发展历程
初期阶段
早期的飞机发动机指示系统比较 简单，仅包括油压表、转速表等
基本参数的显示。
发展阶段
随着航空技术的进步，指示系统 逐渐增加了更多的参数显示，如
排气温度、滑油压力等。
现代化阶段
现代的飞机发动机指示系统已经 高度集成化、数字化，通过电子 显示屏可以展示更加丰富、详细 的信息，同时还能够进行故障诊
飞机发动机指示系统课件
目录
• 飞机发动机指示系统概述 • 系统组成与部件 • 系统工作流程 • 系统操作与维护 • 安全注意事项 • 系统发展趋势与展望
01
飞机发动机指示系统概 述
定义与功能
定义
飞机发动机指示系统是用于监控和显示飞机发动机工作状态的设备，它能够提 供关于发动机性能、燃油流量、排气温度等关键参数的实时数据。
检查电源
定期检查电源线是否完好，确保供电 稳定。
清洁和除尘
定期对发动机指示系统的仪表和显示 屏进行清洁，去除灰尘和污垢，保持 其良好的工作状态。
校准和调整
根据维护手册的要求，定期对发动机 指示系统进行校准和调整，确保其准 确性。
飞机发动机操纵系统
1. 操纵系统
涡扇发动 机的操纵
启动操纵系统
前向推力 操纵系统
反推力 操纵系统
发动机的操纵
飞机驾驶员并不直接操纵发动机， 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 燃油控制器实行。 中介 燃油控制器实行。 驾驶舱的推力杆不同位置， 驾驶舱的推力杆不同位置，燃油控制器要发动机 产生相应的推力。 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。 到燃烧室，使发动机产生飞机所需要的推力。供 给的燃油流量不允许超出发动机的工作限制。 给的燃油流量不允许超出发动机的工作限制。 油门杆通过传动钢索与燃油控制器上的功率杆相 连。
发动机操纵部件( 2. 发动机操纵部件( B737 )
发动机 操纵部件
推力杆 推力杆解算器 正推和反推） （正推和反推）
发动机 启动手柄和电门
推力杆 联锁电磁电门
推力杆
使用推力杆提供人工输入至发动机操纵系统。 使用推力杆提供人工输入至发动机操纵系统。有两个推力杆 组件，每台发动机各一个。对每台发动机来说， 组件，每台发动机各一个。对每台发动机来说，有一根正推 推力杆和一根反推推力杆。反推推力杆在正推推力杆上。 推力杆和一根反推推力杆。反推推力杆在正推推力杆上。对 于每台发动机， 于每台发动机，推力杆通过推力杆解算器向发动机电子控制 器（EEC）提供推力指令信号。每根推力杆通过一根调节杆 ）提供推力指令信号。 机械地连接至解算器。 机械地连接至解算器。
当移动起动手柄至慢车锁住位置时： 当移动起动手柄至慢车锁住位置时：
燃油控制板接收指示逻辑电路的一个起动手柄位置的一个输入 电源打开发动机燃油翼梁活门 点火电源（ 伏交流）输至EEC 点火电源（115 伏交流）输至 两个发动机起动手柄继电器移动至慢车位置 整体传动交流发电机（ 整体传动交流发电机（IDG）人工断开电路预位 ） 飞行数据采集装置（ 飞行数据采集装置（FDAU）知道起动手柄在慢车（发动机运转）位 ）知道起动手柄在慢车（发动机运转） 置 两个公用显示系统（ 两个公用显示系统（CDS／DEU）显示电子装置知道起动手柄在慢车 ／ ） 发动机运转） （发动机运转）位置
第十一章--航空发动机数据系统PPT课件
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四、流量及传感器
质量流量 体积流量 涡轮流量传感器：前后直管段长度应大于15倍和5倍 磁电式转换器：磁阻式、感应式、霍尔元件、光电元件变
换器等；
涡轮流量传感器特点：精度高、线性特性、测量范围宽、 反应灵敏、压力损失小等。
五、振动及传感器
(P390,表11.2)位置：风扇轴承、压气机、中介机匣、涡轮 传感器：速度式、加速度式 1、速度式测振原理 2、加速度式振动传感器原理
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六、位移测量 差动变压器式位移传感器 形式：1）II型；2）螺旋管型；3）“山”字型 特点：结构简单、灵敏度高、线性度好、测量范围宽。
温度测量：热电偶—400~12000C
电阻温度计—-60~4000C
压力测量：晶体振荡式传感器—可靠性高、稳定性好
转速传感器：齿轮式
•26.03.2024
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位移和转角测量：可变差动变压器（LVDT和RVDT）
一、转速及传感器
直接式：r/min(活塞式发动机) 相对转速：x%nmax 磁电感应式传感器（PW400、RB211、V2500、A320） EEC发电机（N2转速信号源）
第二节 典型的机载测试与显示系统
一、概述
FADEC系统将传感器采集、数字信号传给EEC（ECU），经 计算判断，发出指令控制发动机。
显示系统：EICAS或ECAM
二、boeing747-400飞机的机载显示系统
发动机指示及机组警告系统（EICAS） 1、驾驶舱EICAS系统：主发、辅发、警告、警戒、忠告、
A320第一章(指示记录系统)
第一张指示记录系统1.1 电子仪表系统1.1.1 电子仪表系统描述1）介绍电子仪表系统由以下组成：- 电子飞行仪表系统- 飞行电子中央监控系统六块显示器是一样的并且可以互换2）电子飞行仪表系统电子飞行仪表系统显示所有主要飞行参数用于飞行操控；导航显示器显示航行和雷达数据。
电子飞行仪表系统显示器分别是：主飞行显示器；导航显示器。
3）飞行电子中央监控系统发动机和警告显示器显示发动机参数，燃油量，和襟翼缝翼位置；下面的显示器显示天气界面或者地形界面。
飞行电子中央监控系统显示器分别是：发动机和警告显示器；系统或状态显示器。
4）警醒系统警告信息是伴随着控制警告或控制警示中的一个以及语音警告。
听觉警告是由两个扬声器发出。
5）电子飞行仪表系统控制电子飞行仪表系统显示器是由两个电子飞行仪表系统控制板控制。
主飞行显示器和导航显示器的转换按钮在每个控制板的边上。
6）飞行电子中央监控系统控制飞行电子中央监控系统显示器是由一个飞行电子中央监控系统控制板控制。
飞行电子中央监控系统控制板和各开关被固定在中央基座上。
7）重组构建如果发现了系统错误显示可以自动转换。
这种功能当然也可以手动来实现。
1.1.2电子仪表系统构架1）电子飞行仪表系统和飞行电子中央监控系统电子飞行仪表系统显示在一个统一显示单元上。
电子飞行仪表显示系统显示单元是通过电子飞行仪表系统控制板控制。
飞行电子中央监控系统页面显示在一个统一显示单元上。
飞行电子中央监控系统显示单元是通过飞行电子中央监控系统控制板控制。
2）图像管理计算机图像管理计算机处理信息处理信息用于生成命令代码和图像代码并将这些代码输送给显示器。
特别要注意的是3号图像管理计算机可以替换1号和2号图像管理计算机中的任何一个。
图像管理计算机处理后的信息显示在以下显示器中：主飞行显示器，导航显示器以及上部和下部飞行电子中央监控显示器。
3）飞行警告计算机飞行警告计算机监视飞行系统。
这三个计算机是飞行电子中央监控系统的核心。
飞机发动机指示系统
➢ BITE 显示卡
➢ BITE 有下列功能： ➢ 在非易失存储器中贮存故障数据 ➢ 给每个SCCC提供信号，开始实时测试进行故障隔离 ➢ 给飞行管理计算机提供和接收故障数据用于故障隔离
3.滑油指示
➢ 发动机滑油指示系统提供滑油系统信息至显示电子 设备（DEU）在P2 中央仪表板上的主和辅助发动 机显示器显示这些信息：
➢滑油量指示系统
➢ 在辅助发动机显示器上显示滑油量数据。滑油量指示 系统使用一个滑油量传感器测量在滑油箱内的滑油量。 滑油量传感器直接发送滑油数据至DEU。
➢ 滑油量传感器是一个电阻式传感器。它使用一个浮筒 式磁铁和簧片电门给出滑油信息。滑油量传感器有一 个传递信息至DEU的电接头。
➢ 显示电子装置（DEU）供给一个激励信号至滑油量 传感器的传感电路。在浮筒式磁铁随油面升高或降低 移动时，簧片电门断开或闭合不同电阻的电路。一个 与滑油面高度成比例的传感器输出信号传送至DEU。 DEU在辅助发动机显示器上显示滑油量。
➢ 当滑油压力是小于红标线极限时，琥珀色 的滑油压力低信息 闪亮10秒钟，然后连续地点亮。DEU起飞和着陆期间抑制闪 亮方式。
➢ 在起动过程中，EEC防止仪表和指针改变为琥珀色 或红色。
再见
1.5 流量
➢ 流量测量对发动机只要是燃油质量测量。目前广泛应 用的一种新型传感器，它包括涡旋发生器、转子、涡 轮、壳体等。
➢ 燃油流量指示（由FADEC系统计算完成）：
➢ 发动机喷嘴的实际燃油量; ➢ 用过的燃油总量； ➢ 每台发动机的燃油流量；
2. 燃油指示
➢ 燃油量处理器： ➢ 燃油量处理组件有下列功能：
➢ EEC在ARINC 429数据总线上发送EGT 数据至DEU。（DEU 是公用显示系统（CDS）的组成部分。DEU通常在上部中央 显示装置上显示EGT。EGT 也能在下部中央显示装置和内侧 显示装置上显示）
发动机构造第十五章 指示系统
第十五章指示系统15-1 参数指示和传感器发动机的所有参数都要监视，仪表读数用来告之驾驶员关于各个发动机系统的正确功能，以及报警任何可能发生的故障。
驾驶员仪表板上的许多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。
这些小型视屏能够显示使发动机安全工作所必须的所有信息。
发动机仪表指示系统也发生许多重大的变化。
直读仪表已由远距指示的电的仪表取代。
测量部分或传感器在发动机舱，显示仪表或指示器在驾驶舱。
机械系统仪表正由数字电子系统取代。
以指针和表盘形式给出发动机参数的模拟值显示连续变化的量是模拟式仪表；由传感器感受信息转换成一序列电信号输给计算机，处理后送给指示器，由液晶或发光二极管显示是数字式仪表，即以离散的数字而不是指针的位置显示。
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。
如波音公司的EICAS系统，空中客车公司的ECAM系统。
发动机推力发动机的推力在试车台上由推力计测量。
发动机装在飞机上推力需要由其他参数表征。
对于轴流式压气机，发动机压力比（EPR）即低压涡轮出口总压与压气机进口总压之比代表发动机推力。
对于高涵道比涡扇发动机，风扇转速（N1）能很好表征发动机的推力。
发动机压力比表既可以由电机械式，也可由电子式传感器来指示。
传感器输入压气机进口、风扇出口或低压涡轮出口的压力。
电机械式系统采用传感器膜盒，线形可变差动变压器等，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。
发动机扭矩发动机扭矩用以指示涡轮螺桨和涡轮轴发动机发出的功率，该指示器称为扭矩计。
发动机扭矩和马力成正比，经由减速器传递出来。
扭矩测量可由测扭泵压力或测轴扭转变形指示。