飛機系統一、飛機飛機的定義：飛機是有動力裝置的重于空氣的航空器，其升力主要來自空氣動力在翼面上的反作用，其翼面在特定條件下固定不變飛機-五大部分組成機身機翼尾翼起落架動力裝置TheFuselageTheWingTheEmpennageTheLandingGearThePowerplant機體：機身尾翼機翼是飛機最基本的組成部分，在飛行中產生升力承受作用于飛機的全部載荷1.1.1機身按結構類型分開放構架-骨架承受載荷受力蒙皮

-硬殼式

-半硬殼式小型機-構架、半硬殼、硬殼大型機-半硬殼1.1.2機翼機翼是連接到機身兩邊的翼型，也是支持飛機飛行的主要升力表面。很多飛機制造商設計了多種不同的機翼樣式，尺寸和外形。每一種都是為了滿足特定的需要，這些需要由具體飛機的目標性能決定機翼的功用：產生升力、裝載燃油、安裝起落架與發動機等上中下三種單翼機的優缺點：

1.機翼與機身的干擾阻力中小，上次，下大

2.機身內部容積利用上下好

3.起落架安裝下好機翼結構1.1.3尾翼

尾翼包括：整個的尾部，由固定翼面如垂直尾翼和水平尾翼組成。可活動的表面包括方向舵，升降舵，一個或者多個配平片平尾按相對于機翼的上下位置不同，大致分為:

高平尾、中平尾和低平尾三種型式全動式平尾-STABILATOR

一種尾翼的設計不需要升降舵。在中央的鉸鏈點安裝一片水平尾翼，鉸鏈軸是水平的。這種類型的設計叫全動式水平尾翼，使用控制輪移動，就像使用升降舵一樣。例如，當你向后拉控制輪時，水平尾翼轉動，平尾邊緣向上運動。水平尾翼還有一個沿尾部邊緣的反補償片

反補償片ANTISERVOTAB反補償片的運動方向和水平尾翼尾部邊緣的運動方向一樣。反補償片也作為減輕控制壓力的配平片，幫助維持水平尾翼在需要的位置反補償片的運動方向和水平尾翼尾部邊緣的運動方向一樣。反補償片也作為減輕控制壓力的配平片，幫助維持水平尾翼在需要的位置1.1.4機體使用注意事項

(VERYIMPORTANT)1)保持機體表面的光潔，不得有劃傷和機械損傷，不得被腐蝕；避免機體承受過大的載荷。2)飛行中遇到強烈突風作用后應做好飛行記錄，以便于飛行后機務人員對機體結構作針對性檢查。3）風擋玻璃必須用規定的清洗液或清水沖洗，然后用脫脂棉等柔軟物料擦干。4）飛行員座椅安全帶在經過一次強烈受力后必須更換5）飛機的做艙門在整個飛行階段必須關好。1.2飛行載荷和過載飛機載荷：

飛機在滑行、起飛、著陸和飛行中所受的氣動力、重力、推（拉）力和地面反作力。飛行載荷研究的重點是升力的變化

1.2.1.1飛機在飛行中的升力平飛載荷平飛條件平飛過程中LIFT=WEIGHTTRUST=DRAG飛機結構受力不大a）小速度大迎角：上吸、下壓

b）大速度小迎角上吸下吸、前壓、有可能蒙皮鼓脹前緣凹陷使氣動性能變壞。應遵守最大平飛速度限制水平面內曲線飛行載荷升力垂直分量平衡重力水平分量提供向心力水平轉彎時YCOSγ=G或Y=G/COSγ如坡度為60度時，Y=2G坡度越大，所需升力就越大！飛機就越容易失速或損壞突風：大小、方向變化的不穩定氣流。突風載荷：飛機在飛行中遇到不穩定氣流作用時產生的附加氣動力。突風載荷（紊流載荷）：水平突風載荷、垂直突風載荷、側向突風載荷遇垂直突風減小飛行速度可減小突風載荷不應過分減小飛行速度，以防超臨界迎角而失速

1.2.2飛機過載LOADFACTOR飛機過載是飛機在某飛行狀態下升力與重力

的比值，即飛機過載表明了機體受載的嚴重程度。注意：飛機過載可能，其正負取決于升力在機體坐標系上的方向。通常在過載數值后面加”g”設計過載與使用過載設計過載n設計設計、審定飛機時規定的最大過載，又稱極限過載n極限。使用過載n使用正常飛行中允許使用的最大過載，是飛機結構的永久變形限制。設計過載n設計和使用過載n使用的意義表明了飛機機動性好壞表明了飛機抗強突風的能力使用限制：n

n使用<n設計各種狀態的飛機過載幾種典型狀態下的過載平飛垂直平面內曲線飛行水平平面內曲線飛行平飛遭遇垂直突風

適當減小飛行速度可減小飛機過載和顛簸，但速度太小則容易失速。在所有可能的情況下都應避開嚴重顛簸區域。水平轉彎只與坡度有關結論飛機在飛行中受到載荷的大小，與飛行狀態或氣流是否穩定有關曲線飛行中，升力可能比平飛大很多飛行中，最大載荷因數，受飛機機動能力，空氣壓縮性，人體忍受過載能力的影響俯臥抗過載座艙座椅向后傾斜到65°，可以使飛行員提高2～3g1.3航空器分類兩種分類體系按航空器審定按飛行員審定按航空器審定正常類飛機：是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，用于非特技飛行的飛機。實用類飛機：是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，用于有限特技飛行的飛機。特技類飛機：是指座位設置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，除了所要求的飛機試驗結果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機。通勤類飛機：飛機是指運載旅客，座位設置（不包括駕駛員）為19座或19座以下，最大審定起飛重量為19000lb，非特技飛行的螺旋槳多發飛機運輸類飛機：飛機是指航線大型客機，用于定期客運或貨運航班飛行。按飛行員合格審定除學生駕駛員執照外的其他駕駛員執照上簽注以上相應的等級：類別級別型別儀表等級1.4動力裝置動力裝置包括引擎和螺旋槳。引擎的主要作用是為螺旋槳提供轉動的動力。它也產生電力，為一些儀表提供真空源，在大多數單引擎飛機上，引擎為飛行員和乘客提供熱量的來源。引擎用整流罩蓋住，整流罩的作用是使得引擎周圍的空氣流動變得流線型，整流罩還將外界空氣引導到氣缸周圍幫助冷卻引擎。安裝在引擎前面的螺旋槳把引擎的轉動力量轉化為稱為拉力（thrust）的前向作用力，幫助飛機在空氣中移動。

發動機整流罩發動機架

發動機架將發動機連接到防火墻上整流罩包裹住發動機以此增強冷卻效果并增強飛機的空氣動力性能飛行操縱系統飛行操縱系統飛行操縱系統供飛行員操縱飛機繞縱軸、橫軸、立軸旋轉，以保持或改變飛機的飛行狀態通過操縱各舵面和調整片來實現操縱系統包括：飛機操縱面、操縱機構、傳動機構操縱系統分為:主操縱系統—改變、保持飛行狀態，對副翼、升降舵、方向舵操縱輔助操縱系統—改善性能、消除操縱力（配平）調整片、襟翼、縫翼、擾流板操縱助力系統—飛機的液壓助力2.1飛行操縱面主操縱面—副翼、升降舵、方向舵輔助操縱面—襟翼、縫翼、擾流板副翼繞縱軸LONGAXIS

滾轉ROLL

坡度BANK

方向舵繞立軸VERTICALAXIS

偏航YAW升降舵繞橫軸LATAXIS

俯仰PITCH2.1.2輔助操縱面襟翼，縫翼調整片配平調整片力矩平衡原理，減輕操縱負荷隨動補償片隨舵面偏轉自動反向，減小負荷反補償片增加操縱力，防止操縱過量增升裝置HIGH–LIFTDEVICES通過提高機翼的升力系數（有的還同時增大機翼面積），減小起飛和著陸速度，縮短起飛著陸滑跑距離原理：增大翼型的中弧曲度增大機翼面積控制機翼附面層，延遲氣流分離四種不同的襟翼簡單,分裂,后退開縫,開縫簡單形狀與副翼相似，只能向下偏轉，提高中弧曲度，來提高升力系數最大翼型升力系數提高65～75％分裂splitflap增大中弧曲度，在機翼后緣形成低壓區，延遲氣流分離，使翼型升力系數提高75～85％開縫slottedflap

由簡單襟翼改進，流過縫隙的氣流，使上表面流速增大，延遲氣流分離。翼型最大升力系數提高85～95％縫翼SLAT前緣縫翼是安裝在基本機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，是靠增大翼型彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。

隨著迎角的增大，機翼上表面的分離區逐漸向前移，當迎角增大到臨界迎角時，機翼的升力系數急劇下降，機翼失速。當前緣縫翼打開時，它與基本機翼前緣表面形成一道縫隙，下翼面壓強較高的氣流通過這道縫隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面層中氣流的速度，降低了壓強，消除了這里的分離旋渦，從而延緩了氣流分離，避免了大迎角下的失速，使得升力系數提高。

當飛機迎角接近或超過臨界迎角，氣流分離現象嚴重時，打開前緣縫翼，才能起到增大升力的作用調整片配平調整片TRIMTAPS調整飛機姿態平衡減小或消除桿力偏轉方向與主操縱面相反隨動補償片BALANCETABS隨動補償片無需操作，隨主操縱面的偏轉而自動反向偏轉，減少主操作力矩。反補償片ANTI－SERVOTABS同向運動偏轉角度更大增加桿力配平2.2.1飛行主操縱力主操縱力：駕駛員進行主操縱時施加在主操縱機構上的力即主操縱力。主操縱力的大小主操縱力大小：與舵面尺寸、偏轉角度成正比與飛行速度的平方成正比主操縱力太小：難于準確地控制操縱量，易造成操縱過量而導致飛機姿態失控；主操縱力太大：會增加飛行員的操縱負荷，甚至不能達到操縱要求。2.2.2主操縱原理

飛行主操作是指：操縱主舵面偏轉，產生附加氣動力對飛機的縱軸、橫軸、立軸形成氣動力矩，改變/保持飛機的橫側、俯仰、航向姿態。主操縱原理－橫側操縱副翼：橫側操縱，對縱軸形成橫側滾轉力矩，飛機滾轉左壓桿—左副翼上偏、右副翼下偏，飛機左傾斜主操縱原理－俯仰操縱升降舵：俯仰操縱，對橫軸形成俯仰力矩后拉桿—升降舵上偏，機頭上仰前推桿—升降舵下偏，機頭下俯主操縱原理－偏航操縱方向舵：偏航操縱，對立軸形成偏航力矩。蹬左腳蹬—方向舵左偏，機頭左偏蹬右腳蹬—方向舵右偏，機頭右偏2.3舵面鎖的使用注意事項功用：無助力系統，防風吹損壞為了防止鎖住舵面起飛危及飛行安全，在設計上采取了一些安全措施：1舵面鎖手柄與油門桿聯鎖，舵面鎖沒有開鎖之前，發動機油門桿不能前推加大功率起飛。2有的飛機操縱機構被鎖住時，發動機起動電門或磁電機鑰匙孔被鎖裝置擋住不能起動。2.4輔助操縱面的操縱方法襟翼的操縱電傳，液壓起飛形態警告（喇叭斷續響）：飛機起飛前，襟翼必須放下至起飛性能要求的位置，否則加油門起飛時將出現起飛形態警告輔助操縱系統

配平調整片功用：主要是對飛機實施配平操縱，以減輕或消除操縱力，減小飛行員的操縱負荷。

當主操縱的傳動機構發生故障時，可通過操縱調整片對飛機進行應急操縱。由配平手輪或電門操縱調整片的操縱方向，與飛行員操縱動作的方向一致。起飛前，將升降舵調整片預調到所需性能要求的位置，以便在抬頭離地時操縱桿力適當。減速板SPEEDBREAK通過增大飛機的氣動阻力使飛機減速包括飛行擾流板、地面擾流板。裝于后緣襟翼之前機翼上翼面，機翼兩邊對稱布局。飛行擾流板飛行中輔助副翼橫滾操縱操縱兩邊的飛行擾流板對稱升起使飛機空中減速在地面與地面擾流板一同起卸升作用，提高剎車效率。地面擾流板：卸升、減速、剎車3.起落架系統功用：支撐飛機（停機、滑行、滑跑），保證飛機在地面靈活運動，減小飛機著陸時的撞擊力和顛簸、著陸滑跑中剎車減速、轉彎。起落架組成：前輪轉彎機構中立機構減震裝置收放機構剎車與平衡機構穩定減震器輪架翻轉裝置3.1起落架的配置型式按重心相對主起落架的位置而定后三點前三點自行車式后三點式tailwheellandinggear

起落架有一個尾支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之后。后三點式起落架多用于低速飛機上。

后三點起落架特點可在強度較低的道面上起降用于小型、低速、單發活塞式飛機缺點：視線不好,地面運動方向穩定性差，滑行中急轉彎時操縱不當可能“打地轉”或側翻；縱向穩定性差，操縱不當會倒立“拿大頂”，剎車時機不好控制。操縱：輕三點接地，抱桿壓尾輪，先滑行減速后剎車減速注意：避免兩點接地和粗猛剎車前三點TRICYCLE用于現代飛機方向、側向、縱向穩定性均較好，可采用高效剎車裝置；視線好；滑跑起飛阻力小；著陸兩點接地好控制。現代大型客機以前三點式為基礎，增加兩個或一個機身主起落架（有四輪，雙輪）3.1.2起落架的結構型式起落架的結構型式：構架式、支柱套筒式搖臂式構架式起落架

承力構架將機輪與機翼或機身相連。承力構架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向)而不承受彎矩。因此，這種結構的起落架構造簡單，質量也較小，在過去的輕型低速飛機上用得很廣泛。搖臂式起落架支柱套筒式起落架

一端掛機輪，一端鉸連于支柱，中部連減震器內筒受水平撞擊減震效果較好結構復雜重量大，一般小型高速飛機前、主起落架采用外筒上連機體內筒下掛機輪結構簡單，重量較輕受水平撞擊減震效果差，客機主起落架采用，大部分前起落架也采用3.1.3機輪由輪轂、輪胎組成。輪轂：支撐輪胎，由鋁鎂合金制造。輪胎氣壓低壓：245~343kpa寬度大，對地面壓力小可在較軟跑道起降（低速飛機）中壓：343~637kpa性能介于高、低壓之間高壓：637~981kpa寬度小，對跑道壓力大（速度較大的中小型飛機）超高壓:981kpa以上寬度小，對跑道壓力很大（高速大中型飛機）輪式滑行裝置的型式與輪胎輪式：單輪式雙輪式多輪式中、小飛機的主輪和大、中型客機的前輪多為雙輪式大型客機主輪則為雙輪、四輪、六輪小車式。減小對跑道單位面積的壓力減輕起落架的總重量一個機輪損壞時可保證安全3.2起落架收放系統收放目的：減小阻力有利于飛機姿態控制收放方向：沿展向、弦向對收放系統的要求收放時間符合規定收放動作筒收上、放下到位可靠收放位置鎖起落架的收放與艙門開關協調艙門收放及協調裝置駕駛員能掌握起落架收放情況操縱控制與位置信號不能放下時能應急放下地面安全與應急放下裝置起落架收放系統組成：收放動作筒（液壓、氣壓）收放位置鎖、艙門收放及協調裝置（機械、液壓）收放操縱機構（手柄、電門）地面安全裝置（防誤收）應急放下機構（打開收上鎖）信號、指示裝置（警告信號）起落架收放動力：電動、液壓為防止誤收起落架，收放系統設有：地面安全電門：目的是將手柄鎖住。在地面時：安全電門斷開，鎖銷插入鎖孔，將手柄鎖住。空中時：安全電門接通，接通了地線，于是接通了電磁線圈打開選擇閥上的鎖。保險銷（地面鎖）：飛機在地面時用銷子插入放下撐桿鎖的折疊轉動部位或插入收放轉動件與起落架支撐結構的定位孔，使其不能轉動折疊，鎖銷頭到一小紅旗表示地面保險銷插入，飛前必須取下保險銷。3.2.2起落架收放信號裝置電氣信號：一組綠燈、一組紅燈

綠燈亮：放下鎖好紅燈亮：收放過程中全滅：收上鎖好機械信號：燈光信號失效時用來判斷起落架是否放下鎖好，桿、牌、紅線警告信號：進近未按規定放起落架時，近地警告系統發出警告。由燈光和音響提醒駕駛員立即放下起落架。

‘TOO

LOW

GEAR’‘PULL

UP’

警告信號一般與著陸收油門或放襟翼的傳動機構相連。當油門收到慢車位或襟翼放下一定角度時，起落架還在收上位時，紅色警告信號燈亮，警告喇叭響。

應急放下起落架裝置收上鎖為液鎖：操縱應急放下手柄，控制應急放下活門打開，使收上管路回油解除液壓鎖。應急放下裝置、改變飛機姿態收上鎖為機械鎖：當液壓傳動失效時，可通過人工開鎖手柄經機械傳動打開收上鎖，起落架在重力、氣流沖壓或彈簧力作用下放下。3.3前起落架前起落架滑行、滑跑方向穩定距地面轉彎前輪轉彎系統自動回中中立機構前輪擺振安減擺器穩定距-保證滑跑的穩定性前輪中立結構：保證飛機在飛機離地時，前輪回到中立位置，有利于收輪入艙，著陸接地前使前輪中立有利于滑跑方向控制減擺器-減小滑跑中的擺動減擺原理：在前輪左右偏轉振動時，迫使油液來回流過孔道，靠油液與孔壁的摩擦阻尼耗散擺振能量，從而減弱、制止擺振3.4剎車系統著陸減速裝置：增大飛機著陸滑跑過程中的減速度，以縮短滑跑距離。機輪剎車反推氣動阻力3.4.1剎車減速原理滾動摩擦理論：在一定條件下，在一定限度內，滾動力矩隨阻滾力矩的增大而增大打滑打滑（卡滯、脫胎）：滾轉力矩小于阻滾力矩而出現機輪相對地面滑動的現象。力：摩擦力滾轉力矩阻滾力矩由道面摩擦力形成主要由剎車力矩等形成結合力機輪出現打滑前時的最大摩擦力稱為機輪與地面的結合力F結合。

結合力越大，剎車力矩也可增大，不僅剎車效果好，而且不會出現拖胎。F結合形成的最大滾動力矩稱為結合力矩M結合F結合=μ結合PP—作用在機輪上的垂直載荷μ結合—機輪與地面的結合系數M結合—結合力提供的滾轉力矩

M結合=F結合rr機輪半徑結合力矩的變化規律：隨滑跑速度減小而逐漸增大。3.4.2最高效率剎車安全高效：正確控制剎車壓力，即使地面結合系數大而產生較大摩擦阻力，又不出現嚴重打滑現象。人工剎車方法

前三點：前輪接地后，隨著滑跑速度減小逐漸增大剎車壓力，跑道有水或結冰則應緩和加壓力。后三點：著陸接地后，帶桿壓緊尾輪，不剎滑跑前半段，待速度減小，剎后半段，動作由輕到重莫粗猛。3.4.4停留剎車原理：封閉液壓油于剎車裝置功用：停放、地面工作、地面試車警示：駕駛艙內設紅色（琥珀色）燈3.4.5冷氣剎車注意事項不能過猛過早后三點滑跑前半斷不剎，后半一剎一松由輕到重4飛機液壓與氣壓傳動系統飛機操控的基本傳動形式：液壓,氣壓,機械,電力液壓傳動應用：飛行主操縱系統、飛行輔助操縱系統起落架、襟翼收放系統氣壓傳動應用：應急放系統、密封、液壓油箱增壓、氣動除冰排雨、小飛機剎車液壓系統基本工作原理：利用帕斯卡原理將液體內能轉變為機械能輸出做功，傳動部件運動。工作介質—液壓油礦物基

石油提煉，抗氧化、耐高溫紅色植物基

蓖麻油+酒精，早期飛機淡黃色合成基

磷酸酯基防火，低腐蝕，耐低溫綠紫色液壓系統工作與控制液壓系統分為：單液壓源系統

起落架收放，有的也用于襟翼收放多液壓源系統起落架收放，主輪剎車，前輪轉彎；增加安全可靠性4.2氣壓傳動系統氣壓傳動應用：應急放起落架、開關艙門、密封帶充氣、液壓油箱增壓、驅動液壓泵、驅動發動機、驅動噴水泵翼面氣動除冰、氣動排雨、小飛機剎車。原理：氣體被壓縮儲存了內能，內能即所有分子熱運動的動能和分子間勢能的總和。壓縮氣體膨脹，內能轉變為機械能，傳動機件做功。5飛機燃油系統飛機燃油系統分為：飛機燃油系統發動機燃油系統本章介紹飛機燃油系統，指從燃油箱到發動機驅動泵之間的供油管路系統。功用：按規定的壓力輸送一定流量的潔凈燃油，滿足發動機各工作狀態的要求。作為冷源冷卻滑油和液壓油等。調整飛機重心及平衡燃料：石油燃料，即烴類燃料。以空氣為氧化劑。活塞式發動機燃料——大都為航空汽油。噴氣式發動機燃料——航空煤油。對航空汽油性能的要求：有良好的蒸發性；抗爆震；不生成沉積物和積炭；不腐蝕發動機機件；有良好的物理化學性能；不含水分和外來物質。對航空煤油的性能要求：良好的燃燒性；良好的物理化學穩定性；良好的輸送性；不腐蝕有關機件；良好的著火安全性型式：單發重力供油系統雙發獨立與交輸供油系統正常：左右系統獨立地向兩發動機供油單發或左右油箱不平衡時，交輸活門打開，進行交輸供油多發總匯流管供油系統燃油可從各油箱分別供給對應的發動機，也可將各主油箱的燃油經匯流活門先送至總匯流管，再從總匯流管分配給各發動機。油箱通氣系統防止加油時油箱內產生過大的正壓；在飛行中給油面提供沖壓空氣壓力，防止因耗油產生負壓，保證順利加油和向發動機供油；排出燃油蒸氣，防止形成爆炸條件。加油時注意:燃油牌號、油量單位、加油順序、防“三地”：飛機、油車、油槍消防器材，防止靜電跳火引起火災；加油口必須清潔；加油后切記蓋好并擰緊加油口蓋。6飛機座艙空氣調節系統高空對人的影響-高空缺氧高度3000M血液中含氧飽和度約為90%,是輕度缺氧，時間長則頭疼和疲勞。高度4500M血液中含氧飽和度為81%,中度缺氧，嗜睡、頭疼、嘴唇和指甲發紫、視力和判斷力減弱、氣促和心跳加快及情緒變化。高度6700M血液中含氧飽和度68%,嚴重缺氧，驚厥、喪失意識直至死亡。高度7600M血液中含氧飽和度50%~55%，5分鐘失去知覺。高空對人的影響-環境溫度高溫：過多熱量在人體內蓄積，體溫升高，心率加快，機體耗氧量增加，消化功能及中樞神經系統功能失調，工作效率降低。40oC體溫調節機制失去作用.43.5oC死亡低溫：人體散熱量超過產熱量時，體溫下降，出現寒顫，手腳僵硬，不可忍受，工作效率降低。35.5oC為最低體溫限度必須對艙內的壓力，溫度進行調節6.1飛機座艙空氣調節基本要求

AIRCONDITIONING飛機座艙空氣調節系統是座艙環境控制系統的主要組成部分其主要功能:保證高空飛行時乘員的安全與舒適實現:高空時,氣密座艙+空調系統1.座艙壓力(高度)

座艙壓力：氣密座艙空氣的絕對壓力。座艙高度：艙內空氣絕對壓力對應的海拔高度，以Hc表示。旅客機舒適的座艙高度為0～2400m安全座艙高度為3000m最大座艙高度不超過4500m2.座艙高度（壓力）變化率：座艙壓力變化的快慢程度。以dHc/dt表示。受座艙壓力制度、飛機升降率的影響。座艙高度變化率過快：中耳產生不適感（上升較快脹耳、下降較快壓耳）嚴重時中耳氣壓損傷座艙高度（壓力）變化率座艙高度變化率與飛機升降率的關系：其中K為dHc/dH，為座艙高度隨飛行高度的變化率，Vy為飛機爬升及下降的速度規定：上升小于等于500ft/min，約2.54米/秒。下降小于等于350ft/min，約1.778米/秒。非氣密座艙：低空小型飛機采用：只調節溫度夏季—空氣沖壓—帶走熱量、潮氣冬季—加熱裝置氣密座艙：運輸機采用通風式氣密座艙。一方面向座艙供以一定溫度和壓力的空氣調節溫度和增壓；另一方面控制座艙向機外的排氣量來調節座艙壓力。座艙溫度選擇器由飛行員用旋鈕控制自動人工兩種正常情況選自動方式（由溫度控制器自動控制供氣溫度）自動方式失效時選人工方式，飛行員直接控制供氣溫度的冷熱。手動調溫時打開冷熱活門的時間不宜太長。空氣分配：頂部、地板、個人通風口、飛行員腳部、地板、天花板溫度調節系統常見故障供氣管道過熱：組件制冷能力下降或雙溫活門在熱路活門打開位失效所致。應該：將溫度選擇按鈕調向“冷”方向一邊，或轉為人工溫度調節方式。采用人工調溫方式因注意根據艙溫變化適當提前停止加溫或冷卻操縱。組件活門自動跳開：由于壓氣機出口、渦輪進口或供氣管道超溫所致應該：將溫度旋鈕向“暖”方向調，以減小制冷組件負荷。空調冒煙：因發動機失火或滑油系統故障而導致引氣混入煙霧引起。應該：機組人員立即帶上防煙氧氣面罩并建立機組內話通訊，按檢查單檢查并隔離煙氣來源。如冒煙不止，則就近機場著陸。6.3.1座艙壓力制度座艙壓力調節制度：指氣密座艙高度和余壓隨飛行高度變化的規律，也叫座艙壓力調節規律。旅客機常見的壓力制度有三種：1.起飛爬升至一定高度前，自由通風；從這一高度開始增壓，直到余壓達到一定值，隨飛機爬升，余壓不變2.從起飛開始，就保持座艙壓力一定直到余壓達到一定值，保持余壓不變。座艙壓力調節型式飛行員通過增壓控制面板選擇增壓方式：自動：正常情況下使用。飛行員輸入本次飛行的巡航高度和著陸機場標高，起飛、著陸階段轉換空——地電門。座艙壓力即自動調節備用：自動失效時，由飛行員選擇座艙高度及變化率，并進行空——地轉換人工：以上兩種都失效時。主排氣活門開關由飛行員用電門控制交流或直流電機驅動。飛機座艙增壓系統常出的故障爬升和下降中增壓不正常,座艙高度變化率過大,明顯的壓耳感,同時伴有座艙高度警告原因:壓力控制器故障、排氣活門在打開位失效、引氣活門因故障跳開等處置：綜合判斷并處置，嚴重時緊急下降高度、返航或就近機場著陸。另外巡航高度飛行時座艙失密，應立即用氧，建立機組通訊，選擇“人工”增壓方式，并將排氣活門關閉。座艙高度不能保持4300m時,緊急下降高度氣密座艙安全要求座艙氣密性：指氣密座艙的漏氣程度。座艙不嚴密處泄漏的空氣量不應超過最小的可用增壓供氣量；如增壓系統故障緊急下降過程中，座艙應具備保持一定壓力的能力。如座艙因各種原因而爆炸減壓，則應立即用氧，并迅速下降到安全高度。7飛機氧氣系統航空人員呼吸用氧氧氣：純度高（99.5%）、水分少（0.005mg/l)，普通氧水份太多會沉積于活門和管路，導致堵塞而影響氧氣流動。氣溫低時會在調節器內結冰氧氣源：氧氣瓶：（氣態氧）：機組用氧；高壓氧氣瓶為綠色，并用金屬絲包纏抗破損；中壓氧氣瓶一般淡黃色

固態氧氣發生器：乘客用氧

另外還有手提式氧氣瓶供急救用7.2飛機氧氣系統組成與工作氣態氧氣系統：高壓氧氣瓶，減壓活門，關斷活門，調節器，面罩固態氧氣系統：固態氧氣發生器，面罩

氧氣瓶組成及工作原理氣態：氧氣瓶，不銹鋼或合金鋼制成，金屬絲包纏抗破損，表面涂綠色，有“航空人員呼吸用氧”標記充壓:12.4~12.8MPa瓶口有安全塞,當壓力超過規定打開釋壓，同時氧氣活門體內的膜片變為紅色。主要用于向機組供氧。手提式氧氣瓶：備用或急救，充氧壓力12.4MPa壓力調節器、面罩通/斷活門、釋壓活門氧氣壓力表：檢查氧氣存量固態氧氣系統固態氧氣發生器：發生器內化學反應（固態氯酸鹽與鐵粉）加熱至250oＣ時，產生氧氣，約可使用10分鐘，加熱方法：用啟動拉繩拉動啟動銷，發火帽點火供氧特點分為：連續供氧

氧氣瓶充有高壓氧氣，調節器（或減壓活門）將氧氣調到可用的較低壓力，分配系統將氧氣導向座艙內各出口，座艙氧氣開/關活門控制座艙供氧.連續式氧氣調節器向氧氣面罩連續供氧，并能隨著外界氣壓的降低相應增大供氧量斷續供氧也由儲氧瓶、調節器、分配管路組成，不同的是軟管與面罩之間裝有調節器，利用手柄選擇供氧。飛行員吸氣時供氧，呼氣時停止供氧，可節省用氧量，廣泛應用于飛行員個體供氧系統

。增壓供氧

加壓供氧調節器用于12公里以上高空飛行的軍用飛機的飛行員個體供氧系統。加壓供氧時的典型程序是：調節器首先向人體內供氧，隨后對飛行員穿著的高空代償服充氣加壓，同時人體肺內過量的氣體經呼氣活門迅速排出，整個程序經1.5～2秒鐘完畢。加壓供氧時，飛行員吸入氧氣的壓力大于環境氣壓。機組壓力供氧系統充氣時，由充氧接頭經充氧活門、氧氣濾、單項活門進入氧氣瓶，氧氣瓶口有關斷活門。關斷活門：飛行中打開關斷活門，注意將旋鈕慢慢轉到“開”位，猛然打開可能損壞管路。管路活門：可在供氧管路漏氣時關斷。減壓活門：將氧氣瓶供給的高壓氧氣降低到約2.1-2.8Mpa機組供氧分別由各自的氧氣調節器控制，調節器可吸入適量空氣而實施稀釋供氧，由稀釋器手柄放“正常供氧”位而定，手柄放“100%供氧”位是供給純氧7.3氧氣系統使用注意事項飛行前檢查機上氧氣源能用多長時間可用時間取決于所裝氧氣量與總消耗率可從圖表讀出可用時間氧氣系統使用注意事項1機身綠色膜片完好，氧氣壓力表壓力正常2以油脂為原、料的液體或化妝品禁用按規定3有高度警告時，機組及時用氧旅客用氧（10′）4話筒轉換電門扳到“面罩”位置氧氣系統使用注意事項地面維護時：

(1)必須采取適當的防火措施,如滅火瓶類防火器材,防止用氧管路、氧氣瓶過熱（2）氧氣設備就保持清潔，不得沾上滑油與油脂，因為油烴與壓力氧接觸時容易燃燒。（3）氧氣瓶內壓力下降到一定值則應充氧，為機上氧氣瓶充氧時，不得上下旅客與裝卸貨物，不得拆卸電器與接通電源，不得放油與加油，離飛機15m半徑內不得有機動車運動，機組與機務人員應彼此協調。（4）定期對氧氣系統進行泄漏試驗，飛前查看釋放口膜片，飛行中發現氧氣泄漏時，應關斷氧氣瓶開關。飛行中使用時：1掛出：“嚴禁吸煙”標牌或顯示，用氧時不準吸煙，不準有明火，因為用氧時人體須發及衣服內氧氣濃度較大。2用氧時避免檢查電氣與無線電系統。3搬動氧氣瓶應小心，開關氧氣活門應柔和，用過后應立即關閉。4氧氣與氣態、液態洗滌劑接觸時易著火，以油脂為基本原料的面霜、唇膏或其他化妝品和100%的純氧接觸時可能引起嚴重燒傷。5氧氣發生器供氧時表面溫度可達120oC，切勿觸摸或搬動。8.飛機防冰與排雨系統運輸機巡航飛行高度在5000~10000m左右，大氣溫度都在0oC以下，通用機也常在負溫度層中飛行飛機迎風部位：風擋玻璃、機尾翼前緣、螺旋槳、發動機進氣道、空速管、溫度傳感頭等遇上冰晶云——產生干結冰遇上水蒸氣——產生凝華結冰（霜凇冰）遇上過冷水滴——產生滴狀結冰（雨凇冰）遇上凍雨——導致嚴重的滴狀結冰防冰系統的作用：除去積冰，防止結冰方法：機械除冰液體防冰氣熱防冰電熱防冰空速管皮托管溫度探頭失速警告傳感器結冰探測器采用電熱防冰.風擋排雨系統主要清除玻璃上的雪、霧

8.1.1風擋防冰通常電熱防冰，少數為液體防冰電熱防冰工作原理：利用電阻熱升溫防止表面結冰或化去薄冰，是現代飛機風擋常用的防冰、除霧方式。運輸機的風擋玻璃由三層壓合而成每兩層間夾有透明的金屬導電材料和乙烯樹脂膠，外層玻璃內表面的傳導覆蓋層可消除風擋靜電風擋電熱防冰產生的主要故障過熱、斷路、玻璃脫層、表面擦傷、褪色與發毛、產生電火花等。飛行前注意對系統工作的檢查測試，地面加熱時間不能過長；飛行中發現上述故障應作好記錄；產生電火花主要是加熱元件絕緣層破壞或玻璃表面涂層擊穿所致，發生火花的地方可能出現局部過熱風擋液體防冰系統一般用于小型飛機風擋螺旋槳汽化器液體：乙烯乙二醇、異丙醇、酒精等方法：噴灑8.1.2風擋排雨目的：除去風擋玻璃外表面的雨水或凇雪，保持良好透明度。排雨方式：刷掉、吹除、隔離對應的排雨裝置：風擋刮水器在玻璃表面來回運動，刷掉雨水。用于小型低速飛機。電動：由電機驅動控制轉速，電機變換器改變電機旋轉方向使

刷子往返重復控制板上的洗滌器在地面清洗風擋玻璃時用液壓驅動：速度控制活門控制液壓流量，從而控制雨刷來回運動速度；控制機構（方向變換器）控制刷子動作機構左、右端的進回、油從而使刷子在液壓作動下來回運動。低、高、關斷位風擋刮水器地面檢查時應灑上水，冬天噴灑酒精，干刷次數過多可能使玻璃發毛。8.2翼面防/除冰翼面：機翼，尾翼前緣，縫翼，襟翼等方法：小型低速飛機氣動法除冰——防冰帶氣熱法防冰8.2.1氣動除冰氣動法：給結冰翼面的除冰袋充以一定壓力的空氣，使膠帶膨脹管鼓起而破碎冰層不除冰時：膠帶緊貼翼面保持較好氣動外形；引射泵使膠帶產生真空度。除冰時：膠帶充氣鼓起將冰層破碎，吹除。除冰氣源：由發動機壓氣機引氣，經調壓、控溫后進入除冰帶，定時器：控制除冰帶充氣順序及時間，先外側充氣，6秒后，再其他。除冰帶：有弦向排列向，有展向排列，充氣時交錯鼓脹。按除冰按鈕一次：12秒后關閉氣動除冰注意問題：

-30oC不準進入已知結冰區；翼面積冰厚達9.5mm時，才能除冰；不允許在溫度低于-40oC時使用；飛前檢查除冰帶應清潔、無損壞且緊貼翼面8.2.2氣熱防冰即采用熱空氣加熱而防止結冰。熱空氣來源：發動機引氣輔助發動機APU引氣廢氣加熱器（利用發動機排出的高溫廢氣給冷空氣加熱）燃燒加熱器（多用于尾翼氣熱防冰和直升機氣熱防冰）氣熱防冰過程：熱空氣進入機翼、尾翼前緣防冰腔的防冰管道從小孔高速噴出形成局部低壓區，將腔內冷空氣吸入混合而增溫，加熱周圍蒙皮后由翼尖排出。地面檢查時：發動機推力低于起飛警告，機翼前緣溫度低于一定值，接通防冰電門，指示燈亮表明系統工作正常；當發動機推力高于起飛警告，或機翼前緣溫度高于一定值時，防冰電門無法接通防冰活門以防止地面過熱。航線飛行中防冰使用注意事項1、無防/除冰能力，禁止進入結冰區。如進，開座艙加溫，脫離2、風擋電加熱，地面檢查時間不宜過長3、有結冰可能，提前噴灑防冰液4、機翼氣熱防冰，地面檢查，發動機要低功率5、地面檢查刮雨器，應先灑水航線飛行中防冰使用注意事項基本措施：飛前和飛行中盡可能收集分析飛行區域與航線詳盡的氣象資料和簡報在已知會有結冰的情況下，盡可能不要在結冰區飛行飛行中（特別是夜間）注意查看外界氣溫和其他情況，如風擋邊角處和凸出部位有否結冰跡象在遇到可能出現的大氣結冰溫度與濕度時，應提前使用傳感頭和發動機進氣道防冰有的飛機下降過程和減小動力的時候，應保證有足夠的汽化器熱。當平尾有結冰時，要用盡可能小角度襟翼設定著陸。熟悉掌握機上防冰設備的能力、使用、監控與特殊情況處置。在起飛前要確保機翼、尾翼升力面沒有霜、霧和別的污染，機翼、尾翼升力面上積冰未徹底清除導致的起飛事故已多次發生。如果飛機開始出現嚴重結冰，則在使用防冰設備同時，應盡可能繞過或避開結冰區，或改變飛機高度，或適當增大飛行速度。下列情況下不要操作飛機：機場有中度到嚴重凍雨、嚴重凍毛毛雨或雨夾雪機翼、操縱面或飛機螺旋槳上粘有一層霜、雪或冰，或霜、冰粘附在機長認為嚴重影響飛機性能與結構的部位上。

下列情況下可以操作飛機：有輕度凍雨、輕度或中度凍毛毛雨，輕度或中度雨夾雪時飛機可以著陸。在有輕度凍雨、輕度或中度凍毛毛雨、輕度或中度雨夾雪時，只要飛機離港前使用了防冰程序并達到了機長滿意的程度，飛機可以起飛。報告或懷疑存在嚴重結冰條件，但機長認為冰的厚度或在很低的高度上不會嚴重影響到爬升、下降或著陸其間的飛行安全，或結冰條件所在的高度，（或位置）可以用正確的飛行計劃來避開。報告或懷疑有嚴重的航路結冰條件，但機長已對這種形勢進行了認真分析，如結冰條件的區域很大，已計劃出了備用航路或預先制定出了偏航計劃，且機上有執行對飛行安全有利的這類操作程序所需的足夠油量。9飛機滅火系統著火種類與相應的滅火劑A類：碳的固體可然物，木、棉、毛、麻、紙、橡膠——水和水基滅火劑B類：易然液體，油液、油漆、溶劑。

——干化學品滅火劑（二氧化碳、鹵代烴）C類：電器設備——氣體滅火劑（二氧化碳、鹵代烴）D類：易燃金屬——粉末滅火劑（干粉）滅火系統組成：火警探測、滅火瓶（固定式、手提式）、管路、控制、顯示裝置火警探測裝置包括：探測器：溫度上升率探測器、熱敏感探測器、煙霧探測器、過熱探測器和機上人員觀察裝置等。警報器：當探測器感受火警發出電信號，火警燈亮、警告喇叭響煙霧探測器：

安裝在貨艙、行李艙、電子設備艙、衛生間。監測貨艙和行李艙是否有著火征兆的煙霧存在，并發出火警信號。煙霧探測裝置主要有：一氧化碳探測器：用于駕駛艙和貨艙，用于探測co濃度。當co正常時，指示器感受器為綠色，其深淺與co濃度成正比。還有一種正常時感受器為棕黃色，隨co濃度增大逐漸變為深灰色與黑色。光電探測器：探測器通電時，工作燈一直亮;沒煙霧時，工作燈光射不到光電管，光電管不輸出電信號；當有失火煙霧發生時，進入探測器的煙霧使工作燈管折射到光電管，發出火警信號。目視煙霧探測器：少數飛機上是煙霧探測的唯一方法。主要采用煙霧吸入裝置使煙霧進入指示器，當觀察窗口紅燈亮時，可直接看到煙霧。滅火瓶固定式：裝于座艙、貨艙、輪艙等部位不銹鋼制成鋼絲纏繞防爆破。滅火劑：氟里昂與二氧化碳4.8~6.9MPa手提式滅火瓶:主要用于座艙滅火。二氧化碳滅火瓶:只適用于纖維\紙\木材等A類火溴氯二氟甲烷滅火瓶:用于油類\電氣B、C類火工作原理區域溫度高——紅色過熱燈閃亮——溫度上升率異常——火警燈亮、鈴響——判斷——滅火飛行前檢查按下檢查按鈕——過熱、火警燈亮航空動力裝置1.1航空發動機的定義發動機是將某種能量轉換成機械能的動力裝置,航空發動機是將燃料的化學能轉換成機械能的動力裝置,屬于熱機范疇.熱機工作由兩大步驟組成：燃料燃燒釋放出熱能將釋放出的熱能轉換成機械能1.2航空發動機分類航空發動機分為兩大類：一類為航空活塞發動機一類為航空燃氣渦輪發動機

-航空渦輪噴氣發動機

-航空渦輪風扇發動機

-航空渦輪螺旋槳發動機

-航空渦輪軸發動機航空活塞發動機四行程、電嘴點火、往復式、汽油內燃機工作時，汽缸內燃料釋放出的熱能通過曲軸輸出扭矩，帶動螺旋槳轉動，產生拉力依賴螺旋槳為推進器做功特點：

(1)進氣量小

(2)各沖程在同一汽缸內按序完成,功率受限。優點：低速經濟性好、工作穩定性好、加速性好缺點：重量功率比大、高空性能差、速度性能差主要應用在輕型低速飛機上航空燃氣渦輪發動機

將燃料在燃燒室內連續燃燒釋放出的熱能轉換成氣體動能，從發動機高速噴出，產生推進力。目前占統治地位。五大基本部件-進氣裝置、壓氣機、燃燒室、渦輪和排氣裝置優點：重量輕、推進力大、高空性能好、速度性能好缺點：經濟性差低空性差加速性差2航空活塞動力裝置航空活塞發動機的類型1.按混合氣形成的方式劃分：汽化器式，直接噴射式2.按冷卻方式劃分：氣冷式，液冷式3.按汽缸排列方式劃分：直列式，星型4.按空氣進入汽缸前是否增壓劃分：增壓式，吸氣式5.按發動機轉子是否帶有減速器劃分：直接驅動式，非直接驅動式。2.1.1主要機件汽缸活塞連桿曲軸氣門機構機匣等汽缸Cylinder汽缸：是混合氣進行燃燒，并轉變成機械能的地方。同時引導活塞運動。承受高溫、高壓的作用，要求有足夠強度和良好的散熱性，且本身的重量要輕分汽缸頭和汽缸身兩部分汽缸頭——鋁合金（裝有進氣門、排氣門和電嘴等）汽缸身——合金鋼都裝有散熱片活塞Piston在汽缸內作往復直線運動完成氣體能量與曲軸機械功的相互轉換。連桿ConnectingRods連桿——用來連接活塞與曲軸傳遞機械功主要受力件材料：高強度合金鋼曲軸Crankshaft曲軸——通過連桿將活塞直線往復運動轉變為曲軸旋轉運動帶動螺旋槳和其它附件曲軸配重——用來平衡曲軸轉動的慣性離心力，減輕發動機的振動，同時儲備能量以利于發動機平穩工作材料：高強度合金鋼曲拐機構：活塞+連桿+曲軸將活塞直線往復運動轉變為曲軸旋轉運動。氣門機構控制進、排氣門的開啟與關閉，保證適時地將混合氣送入汽缸和將汽缸內的廢氣排出。材料：特種耐熱鋼機匣Crankcase

是發動機的殼體，用以安裝汽缸及有關附件、支承曲軸和傳遞螺旋槳拉力，并將發動機上所有機件連接起來，構成一個整體。材料：高強度鋁合金或鋁鎂合金減速器發動機發出較大功率，曲軸有較大轉速：2200-3500r/min但螺旋槳轉速不能太大，限制在2000r/min以內，否則槳尖速度超過音速出現波阻，螺旋槳效率降低拉力減小所以螺旋槳和曲軸間加裝了減速器2.1.2附件系統燃油系統滑油系統散熱系統點火系統轉速調節系統啟動系統2.2航空活塞發動機基本工作情形四行程進氣壓縮燃燒膨脹排氣2.2.1基本術語上死點下死點曲軸轉角活塞行程燃燒室容積汽缸全容積汽缸工作容積汽缸工作容積汽缸全容積＝燃燒室容積＋汽缸工作容積壓縮比＝汽缸全容積/燃燒室容積總的汽缸工作容積：各汽缸工作容積之和描述發動機工作時進氣量的多少和作功能力的大小(1)進氣行程(intakestroke)活塞在曲軸的帶動下由上止點移至下止點,此時進氣門開啟，排氣門關閉，曲軸轉動180°。在活塞移動過程中，汽缸容積逐漸增大，氣體壓力逐漸降低，汽缸內形成一定的真空度，空氣和汽油的混合氣通過進氣門被吸入汽缸，并在汽缸內進一步混合形成可燃混合氣。活塞到下止點，進氣門關閉，進氣行程結束。進入汽缸內的可燃混合氣的溫度，由于進氣管、汽缸壁、活塞頂、氣門和燃燒室壁等高溫零件的加熱以及與殘余廢氣的混合而升高到340～400K。(2)壓縮行程(compressionstroke)進、排氣門同時關閉，活塞從下止點向上止點運動，曲軸轉動180°。活塞上移時，工作容積逐漸縮小，缸內混合氣受壓縮后壓力和溫度不斷升高，到達上止點時，壓縮行程結束。其壓力可達800～2000kPa，溫度達600～750K。

(3)做功行程(powerstroke)當活塞接近上止點時，由火花塞點燃可燃混合氣，混合氣燃燒釋放出大量的熱能，使汽缸內氣體的壓力和溫度迅速提高。燃燒最高壓力達3000～6000kPa，溫度達2200～2800K。高溫高壓的燃氣推動活塞從上止點向下止點運動，到下止點膨脹行程結束。隨著活塞下移，汽缸容積增加，氣體壓力和溫度逐漸下降，其壓力降至300～500kPa，溫度降至1200～1500K。在做功行程，進氣門、排氣門均關閉，曲軸轉動180°。(4)排氣行程(exhauststroke)排氣行程時，排氣門開啟，進氣門仍然關閉，活塞從下止點向上止點運動，曲軸轉動180°。排氣門開啟時，燃燒后的廢氣一方面在汽缸內外壓差作用下向缸外排出，另一方面通過活塞的排擠作用向缸外排氣。由于排氣系統的阻力作用，排氣終點的壓力稍高于大氣壓力，排氣終點溫度=900～1100K。活塞運動到上止點時，燃燒室中仍留有一定容積的廢氣無法排出，這部分廢氣叫殘余廢氣。2.2.2發動機的工作循環每次循環包含四個行程工質經歷進氣，壓縮，燃燒，膨脹，排氣五個過程曲軸轉兩圈只膨脹行程作功2.3航空活塞發動機的進氣過程進氣情形:新鮮氣體充填的過程叫進氣過程；過程：從進氣門打開開始到進氣門關閉結束作用：使發動機工作時得到所需的新鮮氣體。節氣門與油門桿節氣門與油門桿相連后拉油門桿，節氣門關小，進氣量減小前推油門桿，節氣門開大，進氣量增加功率改變2.3.2充填量的定義及影響因素在一次進氣過程中，進入一個汽缸的氣體重量叫充填量，用G充表示。在油氣比例不變的情況下：充填量越大，發動機功率越大充填量越小，發動機功率越小是影響發動機功率的最主要的因素對于制成的發動機，影響填充量的因素：進氣壓力、大氣溫度、氣體受熱程度、流動損失、發動機轉速等。充填量的定義及影響因素-進氣壓力

ManifoldAbsolutePressure指氣體進入氣缸前在進氣管處的壓力,用Ｐm表示。進氣壓力越高，進入汽缸的氣體比重越大，充填量越大;反之,進氣壓力越小,充填量越小反映發動機的功率進氣壓力表可以反映進氣壓力的大小.進氣壓力的影響因素影響因素:節氣門開度、大氣壓力、進氣流動損失，如是增壓發動機還受增壓情形影響。調節發動機功率：操縱油門桿——改變節氣門的開度——改變進氣壓力——改變填充量——改變發動機功率大氣壓力變化，如降低——進氣壓力降低——充填量減小——發動機功率減小所以相同油門位置，在高原機場，發動機功率減小充填量的影響因素-大氣溫度大氣溫度越低，氣體的比重越大，充填量越大大氣溫度越高，氣體的比重越小，充填量越小同一機場冬季比夏季發動機功率大；早晨比中午功率大充填量的影響因素-氣體的受熱程度氣體受熱：進氣過程中，氣體與汽缸、活塞、氣門機構等灼熱部件相接觸吸收熱量；有的氣體還要為熱滑油散熱，也會使氣體溫度升高氣體溫度升高——氣體比重減小——充填量減小——發動機功率減小所以，發動機散熱不良——溫度升高——充填量減小——功率減小充填量的影響因素-流動損失進氣過程中，由于氣流撞擊、摩擦、和分離損失，產生的流體阻力。流動損失——氣體壓力減小——溫度升高氣體比重減小——充填量減小——發動機功率減小要注意保持進氣管道內壁的清潔，防止進氣導管受壓變形充填量的影響因素-發動機轉速進氣壓力一定，轉速由小轉速增加時：進氣速度增加——進氣損失增加——充填量減小進氣過程持續時間縮短——氣體受熱程度減小——充填量增加轉速增加使發動機狀態更接近設計狀態——充填量增加綜合：隨n增加充填量增加，接近最大轉速時，充填量減小2.4航空活塞發動機排氣過程2.4.1排氣進行情況:廢氣——混合氣經過燃燒、膨脹過程后，成為廢氣排氣過程——

廢氣從汽缸中排出的過程廢氣排得越干凈，剩余廢氣量越少，充填量越大應盡可能多地排出廢氣2.4.2航空活塞發動機廢氣熱量的利用廢氣加溫,廢氣渦輪發動機排出的溫度在300°C以上，占燃料熱能的30%~50%，在排氣裝置中裝有熱交換器，利用廢氣的熱能加溫空氣注意檢查排氣總管上的加溫系統，防止廢氣滲入加溫管而進入駕駛艙2.5航空活塞發動機的燃燒過程2.5.1正常的燃燒過程：燃燒——物質發光發熱的化學反應航空發動機的燃料：汽油煤油氧化劑：空氣活塞發動機燃燒過程：壓縮過程的末期利用電嘴跳出的火花點燃汽缸中的混合氣并放出熱量。2.5.2余氣系數和油氣比完全燃燒：燃料產物中再無可燃物質不完全燃燒：與上相反燃燒越完全，熱能釋放越徹底，熱效率越高要使混合氣中的燃料完全燃燒,混合氣中油和氣的比例必須適當描述混合氣中油和氣成分的參數:余氣系數油氣比理論空氣量&實際空氣量理論空氣量:1kg燃料完全燃燒所需要的空氣量L理航汽:15.1千克空氣/千克汽油航煤:14.7千克空氣/千克煤油

近似：15千克空氣/千克汽油實際空氣量:實際同1kg燃料混合燃燒的空氣量.L實余氣系數α余氣系數：混合氣中實際空氣量與理論空氣量的比值

余氣系數＝實際空氣量/理論空氣量

α=L實/L理

油氣比混合氣中燃料的質量與空氣的質量的比值 油氣比C＝燃油質量／空氣質量油氣比可以直接反映混合氣中燃料與空氣的比例，但不能直觀反映混合氣的貧油、富油程度。近似地，在常規大氣條件下完全燃燒1kg汽油或煤油，需要最少15kg的空氣量。完全燃燒的概念1:15油氣比C=0.0662（1:15.1）時，余氣系數α=12.5.3混合氣成分對發動機的影響對發動機功率的影響最佳功率余氣系數:α=0.8~0.9（稍富油）時,火焰傳播速度最大,活塞膨脹功最大,可獲得最大的功率.是最佳功率狀態余氣系數偏離該值時,火焰傳播速度減小,發動機功率也減小混合氣成分對發動機的影響對燃油消耗率的影響燃油消耗率：發動機產生1馬力的有效功率，在1小時內消耗的燃油重量。混合氣成分對燃油消耗率的影響當余氣系數α=1.05~1.10時,發動機輸出功率較大,燃油消耗率最低，經濟性最好．稱為：最經濟的余氣系數，對應的發動機狀態為最經濟狀態混合氣成分對汽缸頭溫度的影響汽缸頭溫度ＣＨＴ發動機某汽缸頭的溫度多汽缸發動機測量溫度最高的汽缸是衡量發動機是否過熱，工作是否正常的重要參數之一影響CHT因素－混合氣放熱量、－冷卻汽缸的空氣流量、溫度混合氣成分對排氣溫度的影響發動機汽缸排出的廢氣溫度EGT多缸發動機在排氣管處測量溫度最高的汽缸的排氣溫度是反映發動機實際燃燒情況的重要參數之一受混合氣放熱量、燃氣膨脹作功情況等因素制約α=1.05~1.10時，混合氣放熱量較大、混合氣較為貧油，火焰傳播速度較小，燃氣膨脹不徹底，所以排氣溫度最高。2.5.4不同轉速下使用的余氣系數大轉速狀態。起飛、爬升、復飛，需大功率。取最佳功率余氣系數，一般為0.85既可保證輸出較大功率,又可較富油防止發動機過熱.不同轉速下使用的余氣系數中轉速狀態.巡航，長時間工作需穩定、安全、經濟，要求SFC低，設置為：α=0.9~1.0小轉速狀態.下降、著陸、地面滑行油門小，充填量小，廢氣較多，不易穩定燃燒，應多供油。

α=0.7~0.82.5.5混合氣的不正常燃燒指破壞發動機正常工作的一些燃燒現象,影響功率和經濟性,損壞機件,危及安全過貧油/過富油燃燒-α大于1.1過貧油燃燒-α小于0.6過富油燃燒(α>1.3,α<0.4不能燃燒)共同的現象和危害:

發動機功率下降，經濟性變差氣缸頭溫度CHT↓，發動機振動2.5.5.1過貧油燃燒過貧油燃燒導致：——混合氣放熱量下降；——混合氣最大壓力下降；——燃氣膨脹功下降；——發動機散熱量增加結果：發動機功率下降，經濟性變差過貧油燃燒現象及危害功率減小、經濟性變差——混合氣放熱量下降；混合氣最大壓力下降；燃氣膨脹功下降；發動機散熱量增加汽缸頭溫度減小——α偏離0.97發動機振動——不同氣缸不同循環貧油程度不同，燃氣壓力不同，曲軸受力不均，排氣管發出短促而尖銳的聲音——火焰傳播速度小，殘余燃燒時間長汽化器回火

——殘余燃燒時間延長至下一個循環的進氣行程汽化器回火的預防和消除低溫起動發動機時汽油不易汽化，易過貧油，同時轉速小，進氣速度小，易回火。應多注油

一旦出現汽化器回火，應前推油門桿，使節氣門開度增加，n↑，吸火焰入氣缸

過富油燃燒現象及危害發動機功率下降，經濟性變差原因：燃料不能完全燃燒，混合氣放熱量小，火焰傳播速度慢，燃油氣化吸熱多現象：CHT↓發動機振動：各氣缸火焰傳播速度不同，同氣缸不同循環富油程度不同－燃氣壓力不同－曲軸受力不勻－發動機振動過富油燃燒現象及危害汽缸內部積碳過富油燃燒時，汽油內的碳不能燒盡，積聚在活塞頂，氣缸壁，電咀和氣門等處排氣管冒黑煙和“放炮”燃油分解為碳粒，碳粒在排氣管口復燃收油門過猛，會造成富油。操縱油門動作柔和，收油門動作不能過猛2.5.5.2早燃在電嘴跳火以前，混合氣已達著火溫度，自行點燃。早燃后，氣體壓力增大過早，壓縮行程消耗的功增大，燃氣散熱損失增加，功率減小，經濟性變差。多缸發動機，某些汽缸早燃，曲拐機構受力不均勻，振動小轉速早燃，曲軸轉動慣性小，過大的燃氣壓力會使其倒轉，損壞機件早燃的原因：汽缸頭溫度過高和汽缸內部積炭電嘴、排氣門等高溫機件以及熾熱的碳粒，使混合氣早燃所以要保持汽缸頭溫度正常防止內部積炭剛停車的發動機不能隨意扳動螺旋槳。（汽缸中殘余的混合氣受壓縮后可能自燃，使螺旋槳轉動傷人)2.5.5.3爆震在一定的條件下，汽缸內混合氣的正常燃燒遭到破壞，而在未燃混合氣的局部出現具有爆炸性的燃燒現象。爆震時瞬間火焰傳播速度、局部燃氣壓力和溫度都遠遠超過正常值。現象和后果發動機內發生不規則的金屬敲擊聲汽缸局部溫度急劇升高，活塞、氣門及電嘴等機件過熱受損排氣總管周期性冒黑煙發動機振動，機件易損壞發動機功率減小，經濟性變差，轉速下降總之爆震會嚴重損壞發動機，直接危及安全爆震產生的原因：過氧化物理論爆震的產生是由于汽缸內部未燃混合氣在火焰前鋒到達以前，局部已經形成了大量的、化學性質活潑的過氧化物，并自行燃燒，使局部壓力、溫度急劇升高燃料的抗爆性發動機是否爆震與使用的燃料性質有關，因為燃料有抵抗、阻止爆震的性能——抗爆性燃料的抗爆性用辛烷值（OCTANE）表示，辛烷值越大，抗爆性越好如果汽油辛烷值低，可加入少量抗爆劑來提高抗爆性。抗爆劑——鉛水。含有四乙鉛和溴化物燃燒時四乙鉛與氧化合為氧化鉛，可阻止過氧化物大量生成，提高了抗爆性。但氧化鉛呈固體狀態，會沉積在氣門或電嘴上，使氣門關不嚴電嘴不跳火發動機工作狀態對爆震的影響發動機的工作狀態:指發動機的進氣壓力、進氣溫度、汽缸頭溫度、發動機轉速等進氣壓力和溫度的影響：過高——混合氣被壓縮后壓力溫度也過高——燃燒較晚的混合氣產生的過氧化物增加很多——易爆震故要防止之汽缸頭溫度的影響：過高——汽缸中混合氣受熱程度大——溫度高——過氧化物濃度大——易爆震要防止之發動機轉速的影響：進氣壓力一定——轉速增大時——汽缸內紊流強度增強——火焰傳播速度增大——燃燒時間縮短——過氧化物來不及增加很多已燃燒結束——不易爆震發動機工作狀態對爆震的影響防止爆震的方法①按規定使用燃料，不要使用辛烷值低于規定的燃料②操縱時，不可使進氣溫度過高；同時按規定使用進氣壓力，使用最大進氣壓力的時間不超過規定③發動機在小轉速工作時，不應使用大的進氣壓力，以免燃氣壓力、溫度過高發生爆震如：要增加功率時——先推變距桿——后推油門桿要減小功率時——先拉油門桿——后拉變距桿④發動機溫度不能過高超過規定值即發動機大功率狀態工作時間不能太長，以免發動機過熱⑤不要使混合氣過富油避免發動機積碳機件積碳散熱不良易使混合氣局部過熱積碳過多，燃燒室容積變小、壓縮比變大，壓力、溫度升高，易引起爆震⑥發生爆震的處置：把變距桿前推，減輕螺旋槳負荷，加大發動機轉速后拉油門桿，減小進氣壓力加強發動機散熱2.6燃油及燃油系統功用：儲存燃油并在各種飛行狀態下向發動機提供航空燃油．或：儲油、供油、系統工作顯示供油方式：重力（用于小型上單翼）油泵（用于下單翼及大功率）2.6.1燃油系統組成和工作組成：兩種汽化器式燃油系統直接噴射式燃油系統主要部件：油箱、燃油濾、燃油選擇開關、油泵、燃油計量裝置、系統顯示儀表等直接噴射式燃油系統還多一個燃油流量分配器

汽化器式燃油系統組成對于汽化器式：燃油在汽化器中與空氣混合進入氣缸直接噴射式燃油系統組成燃油由燃油流量分配器平均分配后到噴油嘴噴到氣缸進氣門處，隨空氣一起進入氣缸。2.6.1.1油箱放油口：在最低處，每次飛行前和加油后（15分鐘后）必須放油，檢查燃油的顏色（牌號），油中是否有水、沉淀物。以防供油中斷油量：不可用燃油（死油）在油箱下部出口處有一豎管使部分燃油不能進入發動機使用，目的是為防止油箱中的水、雜質進入發動機供油系統。總油量＝不可用燃油＋可用油量可用油量顯示：油箱加油口旁或燃油選擇開關處標有可用燃油量。剩余油量顯示：座艙油量表2.6.1.2燃油選擇開關位置：座艙中操縱：飛行員功用：選擇供油油箱開關位：四位雙組油箱供油左油箱供油右油箱供油油箱關斷注意：不能將一邊油箱全部用完再轉換到另一油箱供油，不然會左右不平衡,吸入油箱中氣,造成氣塞，停車.轉換油箱時，應接通燃油系統的輔助油泵以保證供油穩定。油泵pumps油泵：兩個主油泵：由發動機驅動將燃油從油箱中抽出加壓送到發動機飛行員不能控制輔助油泵：電動發動機啟動前及主油泵不工作時使用，可控，飛行關鍵階段接通2.6.2直接噴射式燃油調節器的工作功用：自動或人工調節燃油量適應發動機的需要優點：進氣系統結冰的可能性小各氣缸燃油分配比較均勻有較精確的油氣比控制，經濟性較好便于寒冷天起動油門響應快，改善了加速性缺點：熱發起動困難，炎熱天氣易氣塞（用電動增壓泵解決）直接噴射式燃油調節器的組成:主燃油調節器-燃油計量部件混合比調節裝置-控制油氣比簡單浮子式汽化器的工作浮子機構功用：保持浮子室內的油平面高度不變節氣門：油門控制，調節進入氣缸的空氣量文氏管：使空氣加速，溫度、壓力降低噴油嘴裝在文氏管內與浮子室的油平面在同一高度，后面裝有節氣門。空氣流過文氏管喉部時，流速增加，壓力降低，低于浮子室的空氣壓力形成壓力差，燃油在這個壓力差作用下從噴嘴噴出，在氣動力的作用下霧化變成細小的油珠并與空氣混合形成油氣混合氣。開大節氣門——壓力差增加——噴油量增加關小節氣門——壓力差減小——噴油量減小節氣門與油門桿相連，所以油門可以改變進氣量和燃油量汽化器結冰和進氣濾結冰汽化器結冰：汽化器結冰部位：節氣門或文氏管壁面上結冰原因：燃油噴入文氏管喉部氣化時吸收熱量，溫度降低空氣流過文氏管喉部，流速增加，溫度降低

如進氣溫度低于21oC空氣濕度較大（超過80%)，其中的水分在節氣門或文氏管壁面上凝結成冰汽化器結冰汽化器結冰的危害:使文氏管截面積減小，進氣量減少，發動機功率降低。冰層把節氣門卡住，無法操縱冰層脫落下來打壞進氣通道內的機件小功率汽化器結冰的情況下危險性更大，因為進氣壓力小，不好發現，只有在增加功率時才能發現。恒速螺旋槳發動機：文氏管結冰時，進氣壓力降低定距螺旋槳發動機：文氏管結冰時，發動機轉速降低，然后工作不穩定汽化器結冰的條件：外界溫度為－７oC～＋２１oC之間，有可見濕氣或空氣濕度較大時，最有可能文氏管結冰（氣象講是低于+15oC）在發動機處于小功率狀態且空氣濕度較高時易汽化器結冰。進氣濾結冰指發動機進氣裝置前緣或進氣濾網結冰危害：發動機功率損失，嚴重時會使發動機失效。恒速螺旋槳：進氣濾結冰會使進氣