简要说明：防爆控制箱17、简述系统根基工作原理。 　　答：防爆控制箱EICAS计较机从发动机和飞机系统传感器领受约450个模拟和离散信号，还通过数字数据通道与相关的12个计较机系统互换16个数字数据信号。防爆控

防爆控制箱17、简述系统根基工作原理。 　　答：防爆控制箱EICAS计较机从发动机和飞机系统传感器领受约450个模拟和离散信号，还通过数字数据通道与相关的12个计较机系统互换16个数字数据信号。防爆控制箱正常时，左EICAS计较机为主用，右EICAS计较机为热期待状态。即两台计较机都同样领受输入数据，进行模/数转换、比较、字符发生、图示生成，但只有在EICAS计较机输出信号驱动两个显示器进行显示，一旦在EICAS计较机失效，自动转换为右EICAS计较机驱动显示。 　　16.4飞机交换电源系统的控制对象主要有以下几 　　（1）发动机励磁控制继电器GCR（2）发动机电路断路器GCB（3）汇流条联接断路器BTB 　　（4）外电源接触器EPCU 　　49，防爆控制箱交输供油系统如何实现油量平衡调度的？P167驾驶员打开交输活门封闭油量较少的油箱内的燃油增压泵，此时，两台发动机均由燃油较多的油箱内的燃油泵供油，不雅观察油量指示，当两侧油箱恢复平衡后启动封闭油泵当油泵低压指示小时后将交输活门封闭完成油量不服衡的调剂！ 　　14.1、飞电机源系统的组成部分有哪些？P111 　　答：Δ（飞电机源系统一般由主电源、辅助电源、应急电源、二次电源及地面电源插座等组成。） 　　主电源是指由飞机发动机直接或间接传动的发电系统，它是机上全部用电设备的能量来源。飞机在地面时，主电源不工作，机上用电设备由辅助电源或机场地面电源通过机上的地面电源插座供电，辅助电源有航空蓄电池和辅助动力装置（APU）传动的发电机两种，小型飞机经常使用蓄电池，大型飞机多用辅助动力装置。 　　飞翔中若主电源全部失效，则电应急电源供电，经常使用的应急电源有航空蓄电池和冲压空气涡轮发动机，一般应急电源容量很小，只能向飞机上的重要的用电设备供电，从而包管飞机告急着陆或返航。 　　二次电源是将主电源的电能转变成另一种形式或规格的电能，以满足分歧用电设备的需要，加旋转变流机，变压整流机等，前者可以将直流电变换成交换电，后者可以将交换电变换成直流电。 　　16.1、简述直流发电机并联时负载是如何平衡的？？P122 　　答：依照所采取调压器的分歧，可以采纳分歧的平衡法子。配合炭片调压器可以在调压器可以在调压器工作铁心上附加平衡线圈，在发动机负极性端接入电阻R，称为负极电阻。通过发电机负极性端A、B两点的点位凹凸，即可以反应两台发电机的负载是否平衡。当负载不服衡时，A、B两点的电位不相等，平衡回路中有电流流过。炭片调压器随之动作，调度两台发动机的励磁电流，使承担当载多的发电机的励磁电流减小，承担当载少的发电机的励磁电流增大，即通过改变空载电压的大小，使负载趋于平衡。 　　50，机机翼的主要作用是什么？ 　　P1 P主要使提供升力。飞机上一些飞翔操面飞翔把持面和 　　功能部件的安装根本，某情情况下贮存况下贮存航空燃油， 　　16.2、简述交换发电机并联时有功负载与无功负载是如何实现平衡的？？P126 　　答：若要改变同步发电机输出的无功功率，必须调度发电机的励磁电流，无功平衡 环节首先要取出无功偏差信号，将该信号叠加到发电机调机调压器检测电路上。调压器对励磁电流进行调度，应使承担无功负载少的发电机励磁电流增大，使分担无功负载多的发电机励磁电流减小。这样即可使各台发电机所承担的无功负载趋于平衡。要改变发电机输出的有功功率必须改变其功率角的大小，也就是改变同步发电机转子的转速。在飞电机源系统中可以通过恒速传动装置中的调线圈来实现。有功平衡环节首先应感触感染到有功电流差的大小和极性，并把该信号加到恒速传动装置的电调线圈上，使有功输出大的发电机转子减速，有功输出小的发动机转子加快，从而使并联发电机的有功负载趋于平衡。 　　16.3、防爆控制箱随着电子手艺的成长，防爆控制箱飞机上普遍采取了体积小、重量轻、调压精度高的晶体管调压器。它是以大功率晶体管作为开关元件，通过改变晶体管的导通比来调度发电机的励磁电流，从而达到自动调压的目的。改变晶体管的导通比，即可以控制励磁机励磁电流Ijj的大小，从而达到调度电压的目的。 　　13.1简述变压器原理 P85 　　答：依照电磁感应定律，变压器原边在电源U1的作用下，绕组将有电流流入。此电流在变压器铁芯中将成立起交变的磁通Φ，它将穿过变压器的两个绕组，从而使两个绕组均发生感应电动势，他们的大小为： 　　e1=-W1dΦ/dt,e2=-W2dΦ/dt式中：W1、W2——原、副边绕组的匝数。若疏忽变压器组件内部压降不计，则变压器原副边电压之比可写成：U1/U2≈e1/e2=W1/W2，既变压器原副电压之比等于绕组匝数比。因此，只要适当地调度变压器原副边匝数比，即可以把原边的交换系统转酿成分歧电压的副边交换系统。 　　33、动顺浆系统的功用？  　　（1）自动顺桨。在起飞或飞翔中，如发动机失去功率而停车，利用感触感染发动机扭矩实现自动顺桨，使浆角达到900 　　（2）飞转顺桨。当发动机转速跨越正常值15100rpm，而达到17200rpm的飞转转速时，自动顺浆。 　　（3）人工顺桨。当自动顺桨电路或发动机失火时，可利用人工按钮进行顺桨。 　　（4）消除限动。正常飞翔时，桨叶角不克不及太大，以免失去拉力，所以限定叶角不克不及小于某一角度（安-2飞机为190） 　　飞机着陆后，利用改变桨距的法子，使桨叶角变得最小，从而使发动机发生负拉力，增大阻力，减小滑跑距离。 　　（5）部分顺桨。在检查时使用。检查时不断车，只是短时间使发动机转速下降1-2%，不允许全部顺桨。这时，顺桨泵温柔桨工作指示灯亮，其他都不工作。 　　（6）回桨。桨叶退回顺桨位置，叫做顺桨 　　（7）地面检查顺桨系统。可检查扭矩自动顺浆，人工顺桨和部分顺桨的工作情况 　　外压式进气道的三种工作状态及其判断体例。 　　答：”三斜一正“、波系的外压式进气道；等熵压缩外压式进气道；多波系外压式进气道。 　　试画图并分析亚音速进气道在超音速飞翔时的三种情况。 　　答：1）.唇口前或通道中有正激波，可能使总压恢复系数急剧下降，必须要斟酌激波的损失。2）进入进气道的气流流管截面积Ao=Ai。3）进气道外壳有激波，气流颠末激波压力升高，发生激波阻力Xp。 　　进气道的性能参数：总压恢复系数α1、进气道的阻力系数Cxi，进气道的出口流场畸变指标。 　　防爆控制箱气流流过进气道的流动损失分析。 　　答：防爆控制箱气流在进气道内流动，防爆控制箱总存在着流动损失。它可分为唇口损失和通道内部损失两种。唇口损失是由于气流在唇口突然改变流动标的目的和撞击壳体而引起的；通道内部损失由摩擦损失和分手损失。摩擦损失是由进气道内壁面与气流之间的摩擦力引起的。分手损失时由气流附面层离体而发生的，当通道内扩张度过大时就易于发生。 　　进气道分类：超音速进气道和亚音速进气道。 　　进气道的根基任务：就是在分歧的飞翔条件下，将外部气流顺利的引入发动机，使发动机取得所需的空气流量，并提高气流的压力。 　　根基要求：1）空气流量充沛，总压损失小；2）出口流场平均；3）稳定工作；4）阻力小；5）结构简单，重量轻，设计和调度简单。 　　总效率与热效率、推进效率的关系。  　　发动机的推进效率计较，分析为什么推进效率小于1？ 　　答：由上式可以看出，推进效率仅决定于发动机的排气速度和飞机速度的比值。这个比值愈大，推进效率愈小。当 时， 。但这时发动机推力效率为0。当 时， 。因此，在飞机中，只要发动机的推力不为0，推力效率总是为小于1。 　　热机：把燃料释放的化学能转化为机械能的装置 　　2、航空发动机装置采取的推进装置类型？P活塞发动机+螺旋浆2燃气涡轮发动机3、组合发电机 　　3、活塞发动机+螺旋桨的推进装置缺点 　　当速度增大到音速四周时，飞机的阻力急剧增大，要求发动机能提供的拉力必须增大，可是，活塞式发动机的功率岁飞翔速度的增大而略为减小，它所能发生的拉力随飞翔速度的增大而迅速减小。在接近音速时，螺旋桨效率急剧下降，使动力装置实际发生的拉力下降，同时，活塞式发动机的功率随飞翔高度的增高也将迅速减小，因此，也不克不及满足提高飞翔高度的要求，另外活塞式发动机和螺旋桨的迎面大，这样会使装有这种发动机的飞机阻力大大增大，因此装有活塞式发动机飞机速度不克不及提高到接近音速。 　　4：燃气涡轮发动机的主要类型？涡轮电扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机 　　5：防爆控制箱喷气发动机的定义，P高速喷发气的气流对发动机的反作用力推进物体运动的一种热机。 　　6：燃气涡轮发动机的主要部件？P进气道 、压气机、 燃烧室、 涡轮 、尾喷管 　　7涡轮电扇发动机和涡轮喷气发动机的主要区别？ 　　涡轮电扇发动机主要多了一个外函道和外函道中的电扇以及带动它的电扇涡轮。 　　8、发动机推力的推导和计较。 　　9、推理计较公式的分析。F=mgce-mac0+(Pe-P0)Ae 　　10：发动机的性能参数P推力 、单位推力 、推重比 、单位面积的迎面推力 、单位燃油耗油率 　　15：进气道分为亚音速和超音速进？ 　　亚音速进气道Ma1.3,超音速进气道Ma〉1.3 　　20：尾喷管的根基类型？P亚音速尾喷管（固定式 可调式 ）、超音速尾喷管（收敛扩张型 ）、带中心体的喷管 、气动引射喷管。 　　27：叶片机和压气机的概念？叶片机绕轴旋转历程中，叶片机与气体力作用力能量互换，同时流体工质和分歧的能量互换。压气机压缩空气，提高气体压力的装置。 　　30;轮缘功的定义及计较？在叶轮机械中机械功的输入和输出通过装在轮缘上叶片完成，习惯上称轮缘16：进气道气流参数转变趋势，P即便不斟酌进气口流动的转变，当飞翔的参数改变进气道的流谱转变很大，如果斟酌了M0和Mi的转变，流谱的转变很大，因此一定几何形状的进气道。只能在一定飞翔条件发动机个工作装态下而在其他条件下就为原流损失增大或阻力增大。18、进气道的性能参数；1、总压恢复系数2、进气道的阻力系数Cx23进气道的出口流畅的畸变指标 　　25可用膨胀比的和实际膨胀比的尾喷管中气流状态关系？P可用膨胀比只有飞翔条件下和发动机的工作状态有关，它只暗示在尾喷管中可能膨胀的能力，喷管的实际膨胀比除与发动机状态有关外，还取决于喷管的类型 尺寸，