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防爆控制箱17、簡述系統(tǒng)根基工作原理。 　　答：防爆控制箱EICAS計較機從發(fā)動機和飛機系統(tǒng)傳感器領(lǐng)受約450個模擬和離散信號，還通過數(shù)字數(shù)據(jù)通道與相關(guān)的12個計較機系統(tǒng)互換16個數(shù)字數(shù)據(jù)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(tài)。即兩臺計較機都同樣領(lǐng)受輸入數(shù)據(jù)，進行模/數(shù)轉(zhuǎn)換、比較、字符發(fā)生、圖示生成，但只有在EICAS計較機輸出信號驅(qū)動兩個顯示器進行顯示，一旦在EICAS計較機失效，自動轉(zhuǎn)換為右EICAS計較機驅(qū)動顯示。 　　16.4飛機交換電源系統(tǒng)的控制對象主要有以下幾 　?。?）發(fā)動機勵磁控制繼電器GCR（2）發(fā)動機電路斷路器GCB（3）匯流條聯(lián)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(tǒng)如何實現(xiàn)油量平衡調(diào)度的？P167駕駛員打開交輸活門封閉油量較少的油箱內(nèi)的燃油增壓泵，此時，兩臺發(fā)動機均由燃油較多的油箱內(nèi)的燃油泵供油，不雅觀察油量指示，當兩側(cè)油箱恢復(fù)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(diào)劑！ 　　14.1、飛電機源系統(tǒng)的組成部分有哪些？P111 　　答：Δ（飛電機源系統(tǒng)一般由主電源、輔助電源、應(yīng)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(fā)動機直接或間接傳動的發(fā)電系統(tǒng)，它是機上全部用電設(shè)備的能量來源。飛機在地面時，主電源不工作，機上用電設(shè)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(fā)電機兩種，小型飛機經(jīng)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(yīng)急電源供電，經(jīng)常使用的應(yīng)急電源有航空蓄電池和沖壓空氣渦輪發(fā)動機，一般應(yīng)急電源容量很小，只能向飛機上的重要的用電設(shè)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(zhuǎn)變成另一種形式或規(guī)格的電能，以滿足分歧用電設(shè)備的需要，加旋轉(zhuǎn)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(fā)電機并聯(lián)時負載是如何平衡的？？P122 　　答：依照所采取調(diào)壓器的分歧，可以采納分歧的平衡法子。配合炭片調(diào)壓器可以在調(diào)壓器可以在調(diào)壓器工作鐵心上附加平衡線圈，在發(fā)動機負極性端接入電阻R，稱為負極電阻。通過發(fā)電機負極性端A、B兩點的點位凹凸，即可以反應(yīng)兩臺發(fā)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(diào)壓器隨之動作，調(diào)度兩臺發(fā)動機的勵磁電流，使承擔(dān)當載多的發(fā)電機的勵磁電流減小，承擔(dān)當載少的發(fā)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(fā)電機并聯(lián)時有功負載與無功負載是如何實現(xiàn)平衡的？？P126 　　答：若要改變同步發(fā)電機輸出的無功功率，必須調(diào)度發(fā)電機的勵磁電流，無功平衡 環(huán)節(jié)首先要取出無功偏差信號，將該信號疊加到發(fā)電機調(diào)機調(diào)壓器檢測電路上。調(diào)壓器對勵磁電流進行調(diào)度，應(yīng)使承擔(dān)無功負載少的發(fā)電機勵磁電流增大，使分擔(dān)無功負載多的發(fā)電機勵磁電流減小。這樣即可使各臺發(fā)電機所承擔(dān)的無功負載趨于平衡。要改變發(fā)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(fā)電機轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速。在飛電機源系統(tǒng)中可以通過恒速傳動裝置中的調(diào)線圈來實現(xiàn)。有功平衡環(huán)節(jié)首先應(yīng)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(diào)線圈上，使有功輸出大的發(fā)電機轉(zhuǎn)子減速，有功輸出小的發(fā)動機轉(zhuǎn)子加快，從而使并聯(lián)發(fā)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(diào)壓精度高的晶體管調(diào)壓器。它是以大功率晶體管作為開關(guān)元件，通過改變晶體管的導(dǎo)通比來調(diào)度發(fā)電機的勵磁電流，從而達到自動調(diào)壓的目的。改變晶體管的導(dǎo)通比，即可以控制勵磁機勵磁電流Ijj的大小，從而達到調(diào)度電壓的目的。 　　13.1簡述變壓器原理 P85 　　答：依照電磁感應(yīng)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(fā)生感應(yīng)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(shù)。若疏忽變壓器組件內(nèi)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(shù)比。因此，只要適當?shù)卣{(diào)度變壓器原副邊匝數(shù)比，即可以把原邊的交換系統(tǒng)轉(zhuǎn)釀成分歧電壓的副邊交換系統(tǒng)。 　　33、動順漿系統(tǒng)的功用？  　?。?）自動順槳。在起飛或飛翔中，如發(fā)動機失去功率而停車，利用感觸感染發(fā)動機扭矩實現(xiàn)自動順槳，使?jié){角達到900 　?。?）飛轉(zhuǎn)順槳。當發(fā)動機轉(zhuǎn)速跨越正常值15100rpm，而達到17200rpm的飛轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速時，自動順漿。 　　（3）人工順槳。當自動順槳電路或發(fā)動機失火時，可利用人工按鈕進行順槳。 　?。?）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(fā)動機發(fā)生負拉力，增大阻力，減小滑跑距離。 　?。?）部分順槳。在檢查時使用。檢查時不斷車，只是短時間使發(fā)動機轉(zhuǎn)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。 　?。?）回槳。槳葉退回順槳位置，叫做順槳 　?。?）地面檢查順槳系統(tǒng)?？蓹z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(tài)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(fù)系數(shù)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(fā)生激波阻力Xp。 　　進氣道的性能參數(shù)：總壓恢復(fù)系數(shù)α1、進氣道的阻力系數(shù)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(nèi)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(nèi)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(nèi)部損失由摩擦損失和分手損失。摩擦損失是由進氣道內(nèi)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(fā)生的，當通道內(nèi)擴張度過大時就易于發(fā)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(wù)：就是在分歧的飛翔條件下，將外部氣流順利的引入發(fā)動機，使發(fā)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??；2）出口流場平均；3）穩(wěn)定工作；4）阻力小；5）結(jié)構(gòu)簡單，重量輕，設(shè)計和調(diào)度簡單。 　　總效率與熱效率、推進效率的關(guān)系。  　　發(fā)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(fā)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(fā)動機推力效率為0。當 時， 。因此，在飛機中，只要發(fā)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(xué)能轉(zhuǎn)化為機械能的裝置 　　2、航空發(fā)動機裝置采取的推進裝置類型？P活塞發(fā)動機+螺旋漿2燃氣渦輪發(fā)動機3、組合發(fā)電機 　　3、活塞發(fā)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(fā)動機能提供的拉力必須增大，可是，活塞式發(fā)動機的功率歲飛翔速度的增大而略為減小，它所能發(fā)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(fā)生的拉力下降，同時，活塞式發(fā)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(fā)動機和螺旋槳的迎面大，這樣會使裝有這種發(fā)動機的飛機阻力大大增大，因此裝有活塞式發(fā)動機飛機速度不克不及提高到接近音速。 　　4：燃氣渦輪發(fā)動機的主要類型？渦輪電扇發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機 　　5：防爆控制箱噴氣發(fā)動機的定義，P高速噴發(fā)氣的氣流對發(fā)動機的反作用力推進物體運動的一種熱機。 　　6：燃氣渦輪發(fā)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(fā)動機和渦輪噴氣發(fā)動機的主要區(qū)別？ 　　渦輪電扇發(fā)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(fā)動機推力的推導(dǎo)和計較。 　　9、推理計較公式的分析。F=mgce-mac0+(Pe-P0)Ae 　　10：發(fā)動機的性能參數(shù)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(diào)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(zhuǎn)歷程中，葉片機與氣體力作用力能量互換，同時流體工質(zhì)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(xí)慣上稱輪緣16：進氣道氣流參數(shù)轉(zhuǎn)變趨勢，P即便不斟酌進氣口流動的轉(zhuǎn)變，當飛翔的參數(shù)改變進氣道的流譜轉(zhuǎn)變很大，如果斟酌了M0和Mi的轉(zhuǎn)變，流譜的轉(zhuǎn)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(fā)動機個工作裝態(tài)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(shù)；1、總壓恢復(fù)系數(shù)2、進氣道的阻力系數(shù)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(tài)關(guān)系？P可用膨脹比只有飛翔條件下和發(fā)動機的工作狀態(tài)有關(guān)，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(fā)動機狀態(tài)有關(guān)外，還取決于噴管的類型 尺寸，