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防爆控制箱17、簡述系統根基工作原理。 　　答：防爆控制箱EICAS計較機從發動機和飛機系統傳感器領受約450個模擬和離散信號，還通過數字數據通道與相關的12個計較機系統互換16個數字數據信號。防爆控制箱正常時，左EICAS計較機為主用，右EICAS計較機為熱期待狀態。即兩臺計較機都同樣領受輸入數據，進行模/數轉換、比較、字符發生、圖示生成，但只有在EICAS計較機輸出信號驅動兩個顯示器進行顯示，一旦在EICAS計較機失效，自動轉換為右EICAS計較機驅動顯示。 　　16.4飛機交換電源系統的控制對象主要有以下幾 　　（1）發動機勵磁控制繼電器GCR（2）發動機電路斷路器GCB（3）匯流條聯接斷路器BTB 　　（4）外電源接觸器EPCU 　　49，防爆控制箱交輸供油系統如何實現油量平衡調度的？P167駕駛員打開交輸活門封閉油量較少的油箱內的燃油增壓泵，此時，兩臺發動機均由燃油較多的油箱內的燃油泵供油，不雅觀察油量指示，當兩側油箱恢復平衡后啟動封閉油泵當油泵低壓指示小時后將交輸活門封閉完成油量不服衡的調劑！ 　　14.1、飛電機源系統的組成部分有哪些？P111 　　答：Δ（飛電機源系統一般由主電源、輔助電源、應急電源、二次電源及地面電源插座等組成。） 　　主電源是指由飛機發動機直接或間接傳動的發電系統，它是機上全部用電設備的能量來源。飛機在地面時，主電源不工作，機上用電設備由輔助電源或機場地面電源通過機上的地面電源插座供電，輔助電源有航空蓄電池和輔助動力裝置（APU）傳動的發電機兩種，小型飛機經常使用蓄電池，大型飛機多用輔助動力裝置。 　　飛翔中若主電源全部失效，則電應急電源供電，經常使用的應急電源有航空蓄電池和沖壓空氣渦輪發動機，一般應急電源容量很小，只能向飛機上的重要的用電設備供電，從而包管飛機告急著陸或返航。 　　二次電源是將主電源的電能轉變成另一種形式或規格的電能，以滿足分歧用電設備的需要，加旋轉變流機，變壓整流機等，前者可以將直流電變換成交換電，后者可以將交換電變換成直流電。 　　16.1、簡述直流發電機并聯時負載是如何平衡的？？P122 　　答：依照所采取調壓器的分歧，可以采納分歧的平衡法子。配合炭片調壓器可以在調壓器可以在調壓器工作鐵心上附加平衡線圈，在發動機負極性端接入電阻R，稱為負極電阻。通過發電機負極性端A、B兩點的點位凹凸，即可以反應兩臺發電機的負載是否平衡。當負載不服衡時，A、B兩點的電位不相等，平衡回路中有電流流過。炭片調壓器隨之動作，調度兩臺發動機的勵磁電流，使承擔當載多的發電機的勵磁電流減小，承擔當載少的發電機的勵磁電流增大，即通過改變空載電壓的大小，使負載趨于平衡。 　　50，機機翼的主要作用是什么？ 　　P1 P主要使提供升力。飛機上一些飛翔操面飛翔把持面和 　　功能部件的安裝根本，某情情況下貯存況下貯存航空燃油， 　　16.2、簡述交換發電機并聯時有功負載與無功負載是如何實現平衡的？？P126 　　答：若要改變同步發電機輸出的無功功率，必須調度發電機的勵磁電流，無功平衡 環節首先要取出無功偏差信號，將該信號疊加到發電機調機調壓器檢測電路上。調壓器對勵磁電流進行調度，應使承擔無功負載少的發電機勵磁電流增大，使分擔無功負載多的發電機勵磁電流減小。這樣即可使各臺發電機所承擔的無功負載趨于平衡。要改變發電機輸出的有功功率必須改變其功率角的大小，也就是改變同步發電機轉子的轉速。在飛電機源系統中可以通過恒速傳動裝置中的調線圈來實現。有功平衡環節首先應感觸感染到有功電流差的大小和極性，并把該信號加到恒速傳動裝置的電調線圈上，使有功輸出大的發電機轉子減速，有功輸出小的發動機轉子加快，從而使并聯發電機的有功負載趨于平衡。 　　16.3、防爆控制箱隨著電子手藝的成長，防爆控制箱飛機上普遍采取了體積小、重量輕、調壓精度高的晶體管調壓器。它是以大功率晶體管作為開關元件，通過改變晶體管的導通比來調度發電機的勵磁電流，從而達到自動調壓的目的。改變晶體管的導通比，即可以控制勵磁機勵磁電流Ijj的大小，從而達到調度電壓的目的。 　　13.1簡述變壓器原理 P85 　　答：依照電磁感應定律，變壓器原邊在電源U1的作用下，繞組將有電流流入。此電流在變壓器鐵芯中將成立起交變的磁通Φ，它將穿過變壓器的兩個繞組，從而使兩個繞組均發生感應電動勢，他們的大小為： 　　e1=-W1dΦ/dt,e2=-W2dΦ/dt式中：W1、W2——原、副邊繞組的匝數。若疏忽變壓器組件內部壓降不計，則變壓器原副邊電壓之比可寫成：U1/U2≈e1/e2=W1/W2，既變壓器原副電壓之比等于繞組匝數比。因此，只要適當地調度變壓器原副邊匝數比，即可以把原邊的交換系統轉釀成分歧電壓的副邊交換系統。 　　33、動順漿系統的功用？  　　（1）自動順槳。在起飛或飛翔中，如發動機失去功率而停車，利用感觸感染發動機扭矩實現自動順槳，使漿角達到900 　　（2）飛轉順槳。當發動機轉速跨越正常值15100rpm，而達到17200rpm的飛轉轉速時，自動順漿。 　　（3）人工順槳。當自動順槳電路或發動機失火時，可利用人工按鈕進行順槳。 　　（4）消除限動。正常飛翔時，槳葉角不克不及太大，以免失去拉力，所以限定葉角不克不及小于某一角度（安-2飛機為190） 　　飛機著陸后，利用改變槳距的法子，使槳葉角變得最小，從而使發動機發生負拉力，增大阻力，減小滑跑距離。 　　（5）部分順槳。在檢查時使用。檢查時不斷車，只是短時間使發動機轉速下降1-2%，不允許全部順槳。這時，順槳泵溫柔槳工作指示燈亮，其他都不工作。 　　（6）回槳。槳葉退回順槳位置，叫做順槳 　　（7）地面檢查順槳系統。可檢查扭矩自動順漿，人工順槳和部分順槳的工作情況 　　外壓式進氣道的三種工作狀態及其判斷體例。 　　答：”三斜一正“、波系的外壓式進氣道；等熵壓縮外壓式進氣道；多波系外壓式進氣道。 　　試畫圖并分析亞音速進氣道在超音速飛翔時的三種情況。 　　答：1）.唇口前或通道中有正激波，可能使總壓恢復系數急劇下降，必須要斟酌激波的損失。2）進入進氣道的氣流流管截面積Ao=Ai。3）進氣道外殼有激波，氣流顛末激波壓力升高，發生激波阻力Xp。 　　進氣道的性能參數：總壓恢復系數α1、進氣道的阻力系數Cxi，進氣道的出口流場畸變指標。 　　防爆控制箱氣流流過進氣道的流動損失分析。 　　答：防爆控制箱氣流在進氣道內流動，防爆控制箱總存在著流動損失。它可分為唇口損失和通道內部損失兩種。唇口損失是由于氣流在唇口突然改變流動標的目的和撞擊殼體而引起的；通道內部損失由摩擦損失和分手損失。摩擦損失是由進氣道內壁面與氣流之間的摩擦力引起的。分手損失時由氣流附面層離體而發生的，當通道內擴張度過大時就易于發生。 　　進氣道分類：超音速進氣道和亞音速進氣道。 　　進氣道的根基任務：就是在分歧的飛翔條件下，將外部氣流順利的引入發動機，使發動機取得所需的空氣流量，并提高氣流的壓力。 　　根基要求：1）空氣流量充沛，總壓損失小；2）出口流場平均；3）穩定工作；4）阻力小；5）結構簡單，重量輕，設計和調度簡單。 　　總效率與熱效率、推進效率的關系。  　　發動機的推進效率計較，分析為什么推進效率小于1？ 　　答：由上式可以看出，推進效率僅決定于發動機的排氣速度和飛機速度的比值。這個比值愈大，推進效率愈小。當 時， 。但這時發動機推力效率為0。當 時， 。因此，在飛機中，只要發動機的推力不為0，推力效率總是為小于1。 　　熱機：把燃料釋放的化學能轉化為機械能的裝置 　　2、航空發動機裝置采取的推進裝置類型？P活塞發動機+螺旋漿2燃氣渦輪發動機3、組合發電機 　　3、活塞發動機+螺旋槳的推進裝置缺點 　　當速度增大到音速四周時，飛機的阻力急劇增大，要求發動機能提供的拉力必須增大，可是，活塞式發動機的功率歲飛翔速度的增大而略為減小，它所能發生的拉力隨飛翔速度的增大而迅速減小。在接近音速時，螺旋槳效率急劇下降，使動力裝置實際發生的拉力下降，同時，活塞式發動機的功率隨飛翔高度的增高也將迅速減小，因此，也不克不及滿足提高飛翔高度的要求，另外活塞式發動機和螺旋槳的迎面大，這樣會使裝有這種發動機的飛機阻力大大增大，因此裝有活塞式發動機飛機速度不克不及提高到接近音速。 　　4：燃氣渦輪發動機的主要類型？渦輪電扇發動機、渦輪軸發動機、渦輪噴氣發動機、渦輪螺旋槳發動機 　　5：防爆控制箱噴氣發動機的定義，P高速噴發氣的氣流對發動機的反作用力推進物體運動的一種熱機。 　　6：燃氣渦輪發動機的主要部件？P進氣道 、壓氣機、 燃燒室、 渦輪 、尾噴管 　　7渦輪電扇發動機和渦輪噴氣發動機的主要區別？ 　　渦輪電扇發動機主要多了一個外函道和外函道中的電扇以及帶動它的電扇渦輪。 　　8、發動機推力的推導和計較。 　　9、推理計較公式的分析。F=mgce-mac0+(Pe-P0)Ae 　　10：發動機的性能參數P推力 、單位推力 、推重比 、單位面積的迎面推力 、單位燃油耗油率 　　15：進氣道分為亞音速和超音速進？ 　　亞音速進氣道Ma1.3,超音速進氣道Ma〉1.3 　　20：尾噴管的根基類型？P亞音速尾噴管（固定式 可調式 ）、超音速尾噴管（收斂擴張型 ）、帶中心體的噴管 、氣動引射噴管。 　　27：葉片機和壓氣機的概念？葉片機繞軸旋轉歷程中，葉片機與氣體力作用力能量互換，同時流體工質和分歧的能量互換。壓氣機壓縮空氣，提高氣體壓力的裝置。 　　30;輪緣功的定義及計較？在葉輪機械中機械功的輸入和輸出通過裝在輪緣上葉片完成，習慣上稱輪緣16：進氣道氣流參數轉變趨勢，P即便不斟酌進氣口流動的轉變，當飛翔的參數改變進氣道的流譜轉變很大，如果斟酌了M0和Mi的轉變，流譜的轉變很大，因此一定幾何形狀的進氣道。只能在一定飛翔條件發動機個工作裝態下而在其他條件下就為原流損失增大或阻力增大。18、進氣道的性能參數；1、總壓恢復系數2、進氣道的阻力系數Cx23進氣道的出口流暢的畸變指標 　　25可用膨脹比的和實際膨脹比的尾噴管中氣流狀態關系？P可用膨脹比只有飛翔條件下和發動機的工作狀態有關，它只暗示在尾噴管中可能膨脹的能力，噴管的實際膨脹比除與發動機狀態有關外，還取決于噴管的類型 尺寸，