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
02
03
04
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