C919飛機試飛機組機務培訓

—動力裝置系統C919飛機試飛機組機務培訓

—動力裝置C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA71動力裝置C919飛機試飛機組機務培訓

—ATAATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙封嚴ATA71-70發動機排液動力裝置概述1234ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙封嚴ATA71-70發動機排液動力裝置概述1234ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙動力裝置系統的組成LEAP-1C發動機及短艙油門臺（TCQ）發動機接口控制單元（EICU）動力裝置系統概述動力裝置系統的組成LEAP-1C發動機及短艙動力裝置LEAP-1C發動機LEAP-1C發動機功能?LEAP-1C發動機功能是為C919飛機提供正、反推力滿足飛機的引氣和功率提取（包括液壓源和電源）要求。

LEAP-1C發動機為涵道比約為10.9雙轉子渦輪風扇發動機，外形如下圖所示。發動機本體概述LEAP-1C發動機LEAP-1C發動機功能?LEAP-1C6動力裝置系統概述LEAP-1C短艙結構包括進氣道風扇罩反推裝置尾噴口（噴管）LEAP-1C短艙（ATA54）6動力裝置系統概述LEAP-1C短艙結構包括LEAP7動力裝置系統概述LEAP-1C短艙LEAP-1C發動機進氣道NACA進氣口防冰系統維護口蓋防冰系統排氣口LEAP-1C發動機風扇罩組成左右風扇罩體鉸鏈梁組件滑油箱口蓋鎖扣裝置7動力裝置系統概述LEAP-1C短艙8LEAP-1C短艙動力裝置系統概述（O-duct）反推外罩LEAP-1C發動機反推裝置（

詳見ATA78-30）O-duct反推外罩核心罩核心罩8LEAP-1C短艙動力裝置系統概述（O-duct）9LEAP-1C短艙特點（詳見ATA78）動力裝置系統概述LEAP-1C發動機噴管組成尾噴管前中心體后中心體9LEAP-1C短艙特點（詳見ATA78）動力裝置系ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙封嚴ATA71-70發動機排液動力裝置概述1234ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙11LEAP-1C發動機安裝節組成LEAP-1C發動機安裝節組成(連接在后風扇機匣上的)前安裝節(連接在風扇核心機匣上的)

推力桿(連接在后渦輪機匣上)后安裝節

ATA71-20發動機安裝節LEAP-1C發動機安裝節功能發動機推力傳遞(在各種使用環境和飛行狀態下，把發動機推力傳遞到飛機結構，承受各種載荷及熱膨脹，確保發動機的安裝位置牢固可靠以及動力裝置系統能正常工作)隔離有害振動(在各種使用環境和飛行狀態下，隔離發動機結構和飛機間有害的振動傳遞)11LEAP-1C發動機安裝節組成LEAP-1C發動機安裝節LEAP-1C發動機安裝節機械接口

ATA71-20發動機安裝節LEAP-1C發動機安裝節機械接口ATA71-20ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙封嚴ATA71-70發動機排液動力裝置概述1234ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙風扇罩封嚴

ATA71-30發動機短艙封嚴功能概述主要用于將火區與非火區進行隔離，防止火區高溫氣體或發生著火時對非火區造成危害。火區：風扇艙核心艙核心機封嚴風扇罩封嚴ATA71-30發動機短艙封嚴功能概ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙封嚴ATA71-70發動機排液動力裝置概述1234ATA71-20發動機安裝節ATA71-30發動機短艙

ATA71-70發動機排液功能概述排液系統用于收集短艙、發動機及其附件在工作和維護中產生的廢液和漏油，以及失效狀態下的漏液，并將其全部安全地排至動力裝置短艙以外,避免可燃液體在艙內的危險量積聚（單個部位積液量不得大于1.5盎司），降低艙內著火風險，以此保障動力裝置的正常運行及其各項系統功能的正常實施。部件組成C919飛機動力裝置排液系統主要分為發動機（LEAP-1C）排液系統和短艙排液系統兩部分。ATA71-70發動機排液功能概述排液系統用于收1)風扇區排液系統

：風扇區的漏液主要來源于附件齒輪箱（AGB）中變頻發電機（VFG）、發動機驅動泵（EDP）、燃油泵、以及滑油箱等接頭密封處，排液導管匯聚于位于風扇艙底部的排液口后排至艙外。

ATA71-70發動機排液簡述發動機排液系統構成：排液導管集液槽排液桿2)核心區排液系統

：核心區的廢液和漏液主要來源于前收油池、各作動筒、渦輪中框架主排液管和輔助排液管、渦輪后框架收油池和管路滲漏、以及吊掛等處，排液導管匯聚于位于核心艙底部的集液槽（drainbox）后再經排液桿（drainmast）排至艙外。1)風扇區排液系統：風扇區的漏液主要來源于附件齒輪箱（A1)風扇艙排液系統

：風扇艙排液系統主要由風扇罩和位于風扇罩底部后鎖扣后部的兩個直徑約為3/8in的排液孔以及5點鐘位置（由后往前看）的通風排氣口組成。

ATA71-70發動機排液短艙排液系統用于排放失效時或維護時漏廢液。包括風扇艙排液系統和核心艙排液系統，組成如下：排液孔排液嘴2)核心艙排液系統

：核心艙排液系統主要由反推內罩和位于反推內罩底部的排液桿組成。1)風扇艙排液系統：風扇艙排液系統主要由風扇罩和位于風扇C919飛機試飛機組機務培

—ATA72發動機本體及附件

C919飛機試飛機組機務培

—ATA發動機附件系統發動機本體部段123發動機孔探發動機氣動站位、收油池、軸承4發動機附件系統發動機本體部段123發動機孔探發動機氣動站位、發動機本體結構發動機本體分為風扇及增壓級部段、核心機部段和低壓渦輪部段。發動機本體部段發動機本體結構發動機本體部段風扇和增壓級

LEAP-1C發動機風扇和增壓級模塊包括風扇轉子、增壓級、前受油池、風扇框架。風扇直徑78in，18片寬弦掃掠風扇葉片采用先進氣動降噪設計，風扇機匣內壁進行降噪處理。高壓壓氣機

LEAP-1C發動機10級高壓壓氣機增壓比22。進口導葉（IGV）和前4級靜子葉片可調，前4級轉子為整體葉盤式結構，前機匣均分為兩半，后機匣為360°整體式雙層結構，出口導葉（OGV）和擴散段以及燃燒室機匣是一體化設計。轉子葉片采用前掠設計，靜子葉片為弓形。發動機本體部段-壓氣機段風扇和增壓級發動機本體部段-壓氣機段LEAP-1C發動機采用第二代雙環預混旋流（TAPSII）燃燒室，具體結構如下圖所示。燃燒室沿周向均勻布置19個TAPS燃油噴嘴，每個燃油噴嘴包含兩級燃油噴口。發動機本體部段-燃燒室段LEAP-1C發動機采用第二代雙環預混旋流（TAPSII）發動機本體部段-渦輪段高壓渦輪

LEAP-1C發動機高壓渦輪為兩級無葉冠渦輪。低壓渦輪

LEAP-1C發動機7級低壓渦輪，包括低壓渦輪轉子、靜子、低壓渦輪軸和渦輪后機匣，如下圖所示。低壓渦輪前6級轉子葉片采用金屬材料，第7級轉子采用Ti-Al合金，渦輪盤材料采用Inco718高溫合金。靜子葉片采用了傳統的合金靜子葉片和蜂窩機匣。低壓軸采用了高硬度的不銹鋼材料制造。發動機本體部段-渦輪段高壓渦輪發動機附件系統LEAP-1C發動機附件齒輪箱（AGB）安裝于發動機風扇機匣的8點鐘位置（順航向觀察），如下圖所示。附件齒輪箱前表面安裝（FADEC專用發電機（FADECPMA）、空氣渦輪起動機、120KVA變頻發電機（VFG）和液壓泵（EDP），后表面安裝有滑油泵、飛控專用發電機（FCSPMG）、傳動齒輪箱、主燃油泵。發動機附件系統LEAP-1C發動機附件齒輪箱（AGB發動機氣動站位發動機氣動站位、收油池、軸承發動機氣動站位發動機氣動站位、收油池、軸承收油池和軸承6個軸承3個收油池低壓軸支撐1號軸承和2號軸承位于A收油池，C收油池中的5號軸承共同為低壓軸提供支撐。高壓軸支撐A收油池3號軸承（球、瓦各一）B收油池中的4號軸承發動機氣動站位、收油池、軸承收油池和軸承發動機氣動站位、收油池、軸承收油池和軸承低壓軸支撐1號軸承（滾子軸承）2號軸承（球軸承）5號軸承（滾子軸承）高壓軸支撐3號軸承（球軸承+滾子軸承）4號軸承（球軸承）發動機氣動站位、收油池、軸承收油池和軸承發動機氣動站位、收油池、軸承C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA73-10發動機燃油系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動發動機燃油系統的組成?發動機燃油系統的功能?向發動機燃燒室提供燃油。向發動機伺服作動系統提供燃油作為液壓油使用驅動作動裝置。發動機燃油系統包括：主燃油泵、燃油濾網、主燃油濾、燃油計量單元FMU、燃油輔助控制單元SCU、集油裝置、燃油噴嘴、燃油管路、燃油系統傳感器。發動機燃油系統概述發動機燃油系統的組成?發動機燃油系統的功能?向發動機燃燒室提發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動來自飛機的燃油首先進入主燃油泵的低壓離心泵進行增壓，隨后進入燃油計量單元FMU，在FMU的旁通閥門中與燃油計量閥FMV的回油進行混合，經過燃油濾網（粗濾）過濾后流出FMU隨后在主燃油/滑油熱交換器中與熱滑油進行熱交換再次進入燃油泵的高壓齒輪泵增壓，增壓后經主油濾（細濾）過濾分為兩路：一路燃油繼續進入沖刷油濾得到進一步過濾，隨后進入伺服燃/滑油熱交換器進一步加熱，由核心艙中的燃油輔助控制單元SCU，完成向發動機伺服控制作動系統的分配。另一路燃油直接輸送至FMU中的FMV進行計量，再流經切斷閥和燃油流量計部件，進入SCU中的值班燃油計量閥PMV將供應燃燒室的燃油通過燃油總管分配至富油值班油路、非富油值班油路和主油路三路，供應TAPSII燃燒室的19個燃油噴嘴。發動機燃油系統原理來自飛機的燃油發動機燃油系統原理發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動

EICAS顯示與操作發動機燃油流量信息將在駕駛艙的EICAS上實時顯示，顯示單位PPH。EICAS顯示與操作發動機燃油流量信息將在駕駛艙的E

EICAS顯示與操作EICAS顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動OMS信息顯示與操作OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動機燃油系統概述12345OMS信息顯示與操作發動機燃油系統系統原理EICAS顯示與操作重要功能與限制發動重要功能與限制壓力限制發動機燃油系統進口的最小燃油壓力，在正常狀態，應高于TVP+5psig；在吸力供油狀態，應

高于TVP+3.8psig（同時V/L<0.45）。發動機燃油系統進口的最大燃油壓力，在持續工作狀態，不超過50psig；在瞬態工作狀態，不

超過75psig。溫度限制正常狀態下，發動機燃油系統進口的燃油溫度，應限制于-47°F~130°F之間。系統內部燃油最大溫度限制用于保證燃油作為滑油冷卻介質的品質可靠，穩態狀態最大溫

度限制302°F，瞬態最大溫度限制320°F。發動機冷天起動狀態下，發動機燃油系統進口的燃油溫度，應高于-40°F。伺服燃/滑油熱交換出口最小溫度限制，用于保證供應伺服作動系統的燃油品質可靠，穩態狀

態最小溫度限制41°F，瞬態最小溫度限制32°F。重要功能與限制壓力限制C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA73-20發動機控制系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統的組成?發動機控制系統概述發動機控制系統的組成?發動機控制系統概述發動機控制系統概述發動機控制系統運行描述C919EEC上電后，和飛機航電網絡進行通訊，接收飛機的油門臺正反推力桿信號、開關信號以及總線上傳輸的各個系統的信號，根據設定的控制規律，控制：發動機的起動點火停車正反推力設備供電控制發動機參數采集指示發動機狀態監控發動機機載維護發動機起動自測試發動機控制系統概述發動機控制系統運行描述C919EEC上電發動機控制系統概述發動機控制系統的特性?FADEC具有雙冗余控制通道其中一個為主控通道，提供正常工作狀態下發動機所有的控制輸出信號，另一通道為備份通道，在正常工作狀態下除了超速保護的驅動以及提供一些發動機重要的控制輸出信號與主控通道具有同等地位之外，備份通道只處理所有輸入信號。具有系統最大故障容錯功能備份通道也會通過兩個通道之間的數據總線CCDL共享原始數據或者選擇后的傳感器輸入信號、飛機指令信號。在兩個通道都健康的條件下，每一次成功的發動機起動都會使主備份控制通道交替一次。發動機控制系統概述發動機控制系統的特性?FADEC具有雙冗余發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統主要通過以下9個子系統對發動機進行控制：

燃油控制系統；

變幾何控制系統；主動間隙控制系統；發動機起動和點火控制系統；反推控制系統；短艙防冰控制系統；振動和健康監控系統。發動機控制系統原理發動機控制系統主要通過以下9個子系統對發動機進行控制：重要功能與操作1、發動機起動/點火開關

LEAP-1C起動/點火開關為三相開關，位于中央操縱臺上，有START、NORM、CON三個開關位置，如圖所示。START位置撥動到該位置用于命令發動機起動CON位置用于連續點火NORM位置在通常狀態時以及風車起動時起動/點火開關的駐留位置發動機起動點火開關重要功能與操作1、發動機起動/點火開關發動機起動點火開關重要功能與操作起動/點火開關的操作如下：

START位置開關撥到START位置后，開關可保持在START位置當以下情況發生時:發動機完成起動熱起動反常起動情況懸掛起動等反常起動情況Note：FADEC會發出“StartSwitchReleaseCommand”命令通過航電網絡送給電源系統控制器RPDU(RemotePowerDistributionUnit)，RPDU收到FADEC的信號10毫秒確認后發出一個“unlatch”信號給起動/點火開關內的電磁閥，電磁閥上電，開關自動從START位置跳回到NORM位置。在發動機達到起動機脫開轉速以前，飛行員也可以通過將開關從START位手動撥回到NORM位中止發動機起動。NORM位置起動/點火開關在正常狀態以及風車起動時駐留的位置。CON位置用于在空中飛行時遇到大雨、冰雹、雨加雪、火山灰、湍流等特殊情況時，或者地面起動高度大于8000ft，飛行員手動撥動到CON位置，保持兩個點火器連續點火，防止發動機熄火，當飛行員認為情況恢復正常時，手動撥回到NORM位。重要功能與操作起動/點火開關的操作如下：CON位置重要功能與操作2、燃油控制開關燃油控制開關是2位開關，有ON和OFF兩個開關位置。

燃油控制開關打到ON位時，HPSOV被打開，允許燃油進入燃燒室；在OFF位時，HPSOV被閉合，切斷燃油進入燃燒室，并且同時FADEC會關閉FMV和切斷點火電路。Note在FADEC上電時，如果起動點火開關和燃油控制開關邏輯相互矛盾，FADEC會發出“XENGSHORTDISPATCH”的告警信息給飛行員，在其他時候，則會發出“XENGLONGDISPATCH”的告警信息。note:在任何一個飛行條件下，燃油控制開關信號如果全部丟失，則默認值為ON位;此時，飛行員可以通過防火手柄切斷燃油。重要功能與操作2、燃油控制開關Notenote:在任何一個重要功能與操作2、燃油控制開關-切斷程序正常關車FADEC切斷程序除了EOS和TCMA的非正常關車程序，FADEC在以下情況下會指令切斷燃油：飛行員將燃油控制開關撥到OFF位；飛行員在發動機達到慢車以前將起動點火開關從START位撥到NORM位中止起動。非正常關車FADEC切斷程序EOS的功能測試關閉發動機當飛機著陸以后正常地面關車，燃油會被指令關閉，FADEC會通過EOS的功能測試關閉發動機；

在著陸以后的非正常地面關車,FADEC會命令FMV完全關閉并且激活EOS的EHSV影響HPSOV的關閉；

在發動機非正常的起動條件下，燃油會被FMV暫時切斷，但是LPSOV和HPSOV不會被關閉；如果出現地面起動異常情況，FADEC會命令FMV完全關閉并且激活EOS的EHSV命令HPSOV的關閉；TCMA關閉發動機FADEC可以TCMA指令控制HPSOV關閉發動機;note:EOS和TCMA通過用一個EHSV硬件關閉HPSOV，但是觸發軟件是不一樣的。note:EOS的EHSV能夠直接被完全獨立的EOS控制，被激活以后關閉HPSOV達到關車目的note:在非正常操作條件下，FMV和HPSOV都可以切斷燃油，飛機的LPSOV也可以切斷燃油，作為冗余手段重要功能與操作2、燃油控制開關-切斷程序note:EOS的發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123發動機控制系統原理重要功能與操作發動機控制系統概述123總結與問題關于發動機的EICAS和MFD的指示描述在ATA77的培訓材料中有詳細描述，不在此重復。總結與問題關于發動機的EICAS和MFD的指示描述在ATAC919飛機試飛機組機務培訓

—ATA74發動機點火系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火系統概述123發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火系統概述12目錄發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火系統概述123目錄發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火發動機點火系統的組成?發動機點火系統概述燃油控制開關起動/點火開關NOTE：2個點火激勵器安裝在核心艙機匣的5點鐘位置2個點火器安裝在核心艙機匣的6點鐘位置發動機點火系統的組成?發動機點火系統概述燃油控制開關LEAP-1C發動機起動點火開關駕駛艙面板與操作起動點火開關通過硬線與FADEC相連，實現發動機起動點火控制。上圖為發動機起動點火開關。起動點火開關為三相開關，有START、NORM、CON三個開關位置。START位置撥動到該位置用于命令發動機起動CON位置用于連續點火NORM位置在通常狀態時以及風車起動時起動/點火開關的駐留位置LEAP-1C發動機起動點火開關駕駛艙面板與操作起動發動機點火系統原理EICAS顯示與操作總結與問題發動機點火系統概述1234目錄發動機點火系統原理EICAS顯示與操作總結與問題發動機點火系發動機點火系統概述發動機點火系統工作原理飛機提供的115V的交流電壓在點火激勵器中轉化為高能電壓，通過導線傳遞至安裝于燃燒室頭部的點火器，產生高能電火花，供燃燒室點火使用。發動機點火系統概述發動機點火系統工作原理飛機提供的115V發動機點火系統邏輯

LEAP-1C發動機有2套完全獨立的點火激勵器和點火器FADEC的每個通道可通過SVO開關控制任一個點火激勵器

在正常工作模式下，FADEC和點火器按照A1/B1/A2/B2或者A1/B2/A2/B1的次序，2個通道輪流控制2個點火器，工作4次之后完成一次全構型工作

如果FADEC只有一個通道可以正常工作，那么點火器按照1212輪流交替點火2個點火激勵器分別由飛機重要匯流條提供115V單相和3相交流電源，在主發電機失效下，依然可由沖壓渦輪發電機（RAT）給點火系統供電。發動機點火系統邏輯LEAP-1C發動機有2套完全獨立發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火系統概述123目錄發動機點火系統原理EICAS顯示與操作發動機點火系統概述12EICAS顯示與操作發動機點火系統在接收駕駛艙傳輸的點火命令后，FADEC會自動執行點火程序，此時在發動機指示屏上會出現綠色的“IGN”圖標，左右發各一個，通告給飛行員發動機正在執行點火程序的過程中如果點火程序執行完畢，綠色的“IGN”圖標會消失動力裝置點火系統共有2條機組告警信息，顯示在駕駛艙的中央顯示屏上EICAS顯示與操作發動機點火系統在接收駕駛艙傳輸的點火命EICAS顯示與操作機組人員開啟起動/點火START開關后，起動點火命令發送至FADEC，FADEC根據從飛機獲得的輸入信號和發動機當前狀態自動執行點火程序（note：當高壓轉子轉速達到15%N2時自動點火，一直點到50%N2停止點火）CON位置是用于在空中飛行時遇到大雨、冰雹、雨加雪、火山灰、湍流等特殊情況時，或者地面起動高度大于8000ft，飛行員手動撥動到CON位置，保持兩個點火器連續點火，防止發動機熄火，當飛行員認為情況恢復正常時，手動撥回到NORM位。發動機起動點火開關電氣原理圖EICAS顯示與操作機組人員開啟起動/點火START開關后，C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA75發動機引氣系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA發動機引氣系統原理駕駛艙面板與操作重要功能與限制發動機引氣系統概述1234發動機引氣系統原理駕駛艙面板與操作重要功能與限制發動機引氣系發動機引氣系統原理駕駛艙面板與操作重要功能與限制發動機引氣系統概述1234發動機引氣系統原理駕駛艙面板與操作重要功能與限制發動機引氣系LEAP-1C發動機空氣系統組成引氣系統

短艙防冰供氣系統發動機二次空氣系統發動機引氣系統概述空氣系統共計16個回路，其中回路11為短艙防冰供氣，回路12為引氣系統，其余回路均屬于發動機二次空氣系統。LEAP-1C發動機空氣系統組成引氣系統發動機引氣發動機引氣系統概述LEAP-1C發動機引氣系統功能發動機引氣系統的主要功能為飛機氣源系統提供發動機壓氣機引氣，引氣經過氣源系統溫度和壓力調節后，提供下游用氣系統（包括空氣調節系統、機翼防冰系統、發動機起動系統、燃油箱惰化系統和水箱增壓系統）使用。發動機引氣系統組成部件表發動機引氣系統概述LEAP-1C發動機引氣系統功能發發動機引氣系統原理LEAP-1C發動機引氣系統運行描述LEAP-1C發動機在第4級高壓壓氣機和第10級高壓壓氣機處提供引氣口，分別稱之為中壓級引氣口和高壓級引氣口。兩個引氣口的作用是為氣源系統提供發動機高壓引氣。由于高壓引氣溫度過高，因此需經預冷器冷卻后再供給氣源系統。預冷器的冷卻氣流來自于發動機外涵氣流。發動機引氣系統原理LEAP-1C發動機引氣系統運行描引氣系統在駕駛艙頂部板按鈕如下圖所示駕駛艙面板與操作引氣系統CAS及操作程序請參照氣源系統機組培訓材料引氣系統在駕駛艙頂部板按鈕如下圖所示駕駛艙面板與操作重要功能與限制重要功能與限制發動機二次空氣系統發動機引氣系統概述回路1起點為增壓級出口，經管路至A軸承腔1號軸承實現壓力封嚴。回路2起點為高壓壓氣機入口，部分氣流經氣路至A軸承腔2號軸承和3號軸承實現壓力封嚴，部分氣流進入高壓壓氣機盆腔對高壓壓氣機1至7級輪盤進行冷卻，然后引導至B軸承腔實現壓力封嚴并經氣路進入低壓渦輪流道，另有部分氣流被引導至C軸承腔實現壓力封嚴然后經通氣管排出。回路3起點為高壓壓氣機4級引氣口，經管路引導至高壓渦輪出口支架和低壓渦輪進行部件冷卻，隨后排入發動機低壓渦輪流道。回路4起點為高壓壓氣機出口，氣流用于第1級高壓渦輪葉片冷卻。回路5起點為高壓壓氣機出口，氣流用于高壓渦輪進口冷卻。回路6起點為高壓壓氣機7級引氣口，部分經管路引導至第2級高壓渦輪葉片用于部件冷卻，部分氣流先用于8-10級高壓壓氣機冷卻，然后引導至高壓渦輪出口實現冷卻作用。回路7起點為風扇外涵，用于實現高壓渦輪主動間隙控制，氣流排入核心艙。回路8起點為風扇外涵，用于實現低壓渦輪主動間隙控制，氣流排入核心艙。回路9起點為高壓壓氣機第7級引氣口，用于增壓級分流環防冰，氣流排入核心艙。回路10起點為高壓壓氣機第7級引氣口，氣流經管路引導至瞬態放氣活門，用于發動機運行特性調節。回路13起點為外涵流道，氣流用于核心艙冷卻，經核心艙通風噴管排出。回路14起點為高壓壓氣機第7級引氣口，經管路引導至起動放氣活門，用于保證發動機起動運行穩定性。回路15起點為高壓壓氣機第7級引氣口，經管路引導至渦輪腔后腔，用于渦輪后腔增壓。回路16起點為外部環境，氣流用于風扇艙冷卻。發動機二次空氣系統發動機引氣系統概述回路1起點為增C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA76油門臺C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述12345油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述1油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述12345油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述1油門臺的組成?油門臺安裝在中央控制臺上，通過給FADEC提供推力桿位置信號來控制發動機的正反推力。C919飛機油門臺是隨動式油門臺,由以下部件組成：油門臺概述兩個正推力桿組件，左右發各一套；兩個反推力桿組件，左右發各一套；具備隨動功能的自動油門裝置（內置）；兩個燃油控制開關，左右發各一個；兩個自動油門斷開按鈕，左右發各一個；兩個起飛/復飛按鈕，左右發各一個；一體化導光板;微動開關，左右發各四個（內置）。油門臺的組成?油門臺安裝在中央控制臺上油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護總結與問題油門臺概述123456油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護總結與問題油油門臺原理81油門臺的工作原理?C919飛機油門臺由左右2套推力桿組件組成，兩套推力桿組件都是相同且相互獨立的。每一套推力桿組件含正推力桿（FTL）和反推力桿（RTL）。正推力桿用于控制對應的發動機正推力，安裝在正推力桿上的反推力桿（背負桿型小桿）可提起以控制反推力。正推力桿可手動操縱也可用自動油門模式控制。手動模式時，左右發的油門臺正推力桿都由飛行員手動控制；當激活自動油門模式時，正推力桿根據從自動飛行系統獲取的自動油門速度指令獨立隨動。油門臺內部集成有自動油門控制單元，可在自動油門模式時控制正推力桿移動。自動油門模式僅可用于正推力控制，不能控制反推力桿。油門臺原理81油門臺的工作原理?C919飛機油門臺由左右2套油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護總結與問題油門臺概述123456油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護總結與問題油油門臺的功能?提供正反推力控制指令；提供正反推力桿位置離散信號；設置反推力桿/正推力桿機械互鎖使得正推力桿僅在反推力桿收起后才能動并使得反推桿力僅在正推力桿到達慢車位時能提起；按飛機提供的指令提供燃油控制開關的導光板照明指示和發動機火警提示燈指示；提供反推慢車位的軟卡位提供恒定的人工感覺摩擦力；提供反推電子鎖作為防止左右發反推力不平衡的措施；提供左右發各1個起飛/復飛按鈕的離散信號；提供左右發各1個自動油門切斷按鈕的離散信號；提供左右發各1個燃油控制開關供控制發動機用；提供自動油門臺功能控制正推力桿運動、將正推力桿反饋送回自動飛行系統或進行超控；油門臺設置推力桿位置的角度解析器輸出位置信號；油門臺功能油門臺的功能?提供正反推力控制指令；油門臺功能油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述12345油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述1與飛控自動飛行接口2個復飛開關信號；2個自動油門斷開開關信號；正推力桿的自動油門反驅控制。油門臺接口與動力FADEC接口2對油門桿位置信號；2個發動機燃油控制信號；反推電子鎖信號。與飛控自動飛行接口油門臺接口與動力FADEC接口油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述12345油門臺原理油門臺的功能油門臺的接口限制與維護油門臺概述1限制與維護油門臺的使用限制油門臺無硬性規定的使用限制，油門臺的維護其MTBF13680FH，可據此制定維護方案。油門臺和導光板是航線可更換件，更換時間低于20分鐘；在安裝、拆除、正常維護時，不需要特殊的工具；油門臺設計成不需要定期維護的設備，僅在基于安全性和經濟性的原因要求維修時，進行比如檢查或者功能測試等維護工作；油門臺的自檢測具有快速測試系統、接口和傳感器的功能，可將結果反饋給自動飛行系統；油門臺的采用防差錯接頭可防止替換時出錯。限制與維護限制與維護限制與維護C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA77發動機指示和告警系統

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—ATA7參數和狀態指示告警信息組成與工作原理123參數和狀態指示告警信息組成與工作原理123組成工作原理指示和告警系統組成與工作原理發動機指示和告警系統功能是向機組人員提供動力裝置系統運行的參數和狀態的指示以及向機組人員提供動力裝置系統的告警信息。

發動機指示和告警系統由發動機傳感器、EEC、飛機航電網絡和飛機EICAS系統顯示屏和告警燈共同工作實現的。發動機傳感器包括:發動機低壓軸轉速傳感器N1、高壓軸轉速傳感器N2、風扇進氣口溫度傳感器T12、高壓壓氣機進氣口溫度傳感器T25、高壓壓氣機出口溫度傳感器T3、高壓渦輪出口排氣溫度EGT、振動傳感器、外界溫度壓力P0、風扇進口壓力PS12、高壓壓氣機10級引氣壓力P3B高壓壓氣機出口壓力PS3。工作原理組成指示和告警系統組成與工作原理發動機指示和告警系統功能是向運行描述發動機指示和告警系統組成與工作原理C919飛機駕駛艙共有5個綜合顯示器PFD為主飛行顯示器，為飛行機組提供關鍵的飛行數據，如空速、姿態、高度、空速、航向等。EICAS為機組提供發動機參數指示、襟縫翼位置信息、告警信息等信息顯示。MFW為多功能窗口，機組可以通過飛行階段及任務分工，在MFW上選擇FMS、簡圖頁、導航頁面、電子檢查單。與發動機的指示和告警功能相關的頁面包括EICAS屏和簡圖頁。EICAS屏上包括了發動機的參數指示、狀態信息以及告警信息簡圖頁包含了部分發動機的參數指示工作原理發動機指示和告警系統組成C919飛機駕駛艙共有5個綜合顯發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示發動機參數限制飛機正常工作時，當EEC上電后，會自動采集發動機的傳感器、作動器信息，將其轉化為數字信號，通過ARINC664總線和飛機的EICAS系統交聯，將相關的發動機參數、狀態和告警信息發送到EICAS系統的設備上進行顯示。EICAS指示EICAS上顯示的發動機的參數和狀態信息，包括左右發動機的10個參數：N1轉速、EGT溫度、N2轉速、燃油流量、滑油溫度、滑油壓力、N1振動值N2振動值、推力等級、靈活溫度和發動機工作狀態。簡圖頁指示簡圖頁上顯示，包括左右發動機的5個參數:滑油壓力、滑油溫度、滑油量、N1振動值N2振動值在正常狀態下顯示數值為白色，參數超出黃線值時數值顯示為黃色，參數超出紅線值時數值顯示為紅色，當數據不可用時顯示虛線。在正常狀態下顯示數值為白色（White）參數超出黃線值時數值顯示為黃色（Yellow）參數超出紅線值時數值顯示為紅色（Red）當數據不可用時顯示虛線。發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示發動機參數限制在正常發動機參數和狀態指示-EICAS發動機參數和狀態指示N1EICAS上顯示發動機低壓軸N1轉速，單位是百分比，為表盤加數字式指示。如圖所示，N1指示包括如下幾個部分：N1指針：當N1數值上升時，N1指針順時針轉動，當N1數值下降時，N1指針逆時針轉動。當發動機N1正常運行，指針為白色，當N1數值超過紅線時，指針為紅色。(實際值)N1表盤：當發動機N1正常運行時，表盤為灰色（Grey），當N1數值超過紅線時，表盤為紅色。N1紅線：在N1表盤上顯示，為紅色，表示N1的紅線限制N1推力參考值（ThrustReference）圖標（Bug>）：在N1表盤上顯示。當推力參考值為計算值時，顯示值為紫紅色（Magenta），當推力參考值為人工輸入時，顯示值為青色。當數據不可用時顯示虛線。N1指令指針（Cursor）：N1指令指針為黑色背景加白色邊框。當機組增加推力時，指令指針順時針掃略，當機組減小推力時，指令指針逆時針掃略。(即油門臺指令)N1數字指示：單位是百分比當N1超過紅線時，數值顯示為紅色。起飛/最大爬升圖標（Tickmark）：當發動機從起動開始直到爬升結束，如果沒有使用靈活溫度起飛，則在N1表盤上顯示白色的起飛/最大爬升圖標。發動機參數和狀態指示N1發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示b.EGTEICAS上顯示發動機排氣溫度EGT，單位是攝氏度，為表盤加數字式指示，N1指示包括如下幾個部分：EGT指針：當EGT數值上升時，EGT指針順時針轉動；當EGT數值下降時，EGT指針逆時針轉動。當發動機EGT正常運行時，指針為白色，當EGT數值超過黃線時，指針為黃色；當EGT數值超過紅線時，指針為紅色。EGT黃線和紅線：分別為黃色和紅色，表示EGT的黃線限制和紅線限制EGT數字式指示：單位是攝氏度，當EGT超過紅線時，數值顯示為紅色EGT表盤：當發動機EGT正常運行時，表盤為灰色（Grey）；當EGT數值超過黃線時，表盤為黃色；當EGT數值超過紅線時，表盤為紅色。發動機參數和狀態指示b.EGT發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示c.N2EICAS上顯示左右發動機的高壓軸轉速，單位是百分比，為數字式指示，當N2超過紅線時，數值顯示為紅色。d.燃油流量EICAS上顯示左右發動機的燃油流量，單位是PPH，為數字式指示。e.滑油溫度EICAS上顯示左右發動機的滑油溫度，單位是攝氏度，為數字式指示，顯示三位有效數值。f.滑油壓力EICAS上顯示左右發動機的滑油壓力，單位是PSID，為數字式指示。g.N1振動如圖139所示，EICAS上顯示左右發動機的N1振動值，單位是標準化后的飛機單位（CockpitUnit），為數字式指示。當N1出現振動值超過黃線時，在N1轉速指示的表盤上會顯示矩形框內包含VIB字樣的圖標。h.N2振動EICAS上顯示左右發動機的N2振動值，單位是標準化后的飛機單位（CockpitUnit），為數字式指示N2振動值的限制見表48。當N2出現振動值超過黃線時，在N2轉速指示處會顯示矩形框內包含VIB字樣的圖標。發動機參數和狀態指示c.N2發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示j.發動機工作狀態反推顯示動力裝置的反推工作時,N1轉速指示的表盤上會顯示矩形框內包含REV字樣的圖標。當反推在打開過程中，REV顯示為白色，當反推全部展開后，REV顯示為綠色（Green）。當反推沒有執行展開命令時，REV顯示為黃色。REV矩形框的優先級高于VIB矩形框。點火顯示當左右發動機的點火系統正常工作時，在發動機參數指示頁面的中間部分，會分別顯示左右發動機的綠色IGN圖標，當點火系統沒有工作時，圖標消失。其他狀態顯示發動機的一些狀態顯示在EICAS頁面上方的左右角，分別表示左右發動機的狀態，這些狀態共用一個位置：當發動機出現著火時，FIRE字樣圖標會顯示，此項功能由飛機防火系統和EICAS交聯實現。當發動機處于起動過程時，綠色矩形框內包含綠色的START字樣的圖標會顯示。當發動機自動點火時，會顯示RELIGHT字樣圖標。當發動機空中起動時，會顯示青色的ATS字樣圖標如果在風車起動包線范圍內，會顯示青色的WINDMILL字樣圖標。發動機參數和狀態指示發動機參數和狀態指示j.發動機工作狀態發動機告警信息設計發動機告警信息設計簡圖頁指示N2振動值滑油壓力簡圖頁上顯示左右發動機的滑油壓力，單位是PSID，為數字式指示。滑油溫度簡圖頁上顯示左右發動機的滑油溫度，單位是攝氏度，為數字式指示，顯示三位有效數值。滑油量簡圖頁上顯示左右發動機的滑油量，單位是Qt，為數字式指示。N1振動值簡圖頁上顯示左右發動機的N1振動值，單位是標準化后的飛機單位(CockpitUnit)，為數字式指示。N2振動值簡圖頁上顯示左右發動機的N2振動值，單位是標準化后的飛機單位（CockpitUnit）為數字式指示。在正常狀態下顯示數值為白色，參數超出黃線值時數值顯示為黃色，參數超出紅線值時數值顯示為紅色，當數據不可用時顯示虛線。發動機告警信息設計發動機告警信息設計簡圖頁指示在正常狀態下顯發動機告警信息動力裝置系統在工作異常或發生故障時，通過EEC觸發告警邏輯，通過ARINC664數據總線送給航電系統，在EICAS上顯示CAS信息向飛行機組告警，機組通過告警信息對飛機采取一定的動作，確保飛行安全。發動機告警信息顯示在EICAS上。發動機告警信息包括發動機本體、控制系統、空氣系統、起動系統、點火系統、反推力系統、燃油系統和滑油系統的共40條（TBC）告警信息。動力裝置的CAS告警信息可分為四個等級’按優先次序：A警告信息(Warning)要求機組人員立即知曉并立即采取糾正或補償行動，紅色顯示；B警戒信息(Caution)要求機組人員立即知曉并隨后采取糾正或補償行動，琥珀色顯示；C提示信息(Advisory)能力降低，隨后可能需要采取糾正或補償行動，藍綠色顯示；D狀態信息(Status)機組人員需知道非正常的系統配置，不需采取糾正行動，白色顯示。發動機告警信息動力裝置系統在工作異常或發生故障時，通過EECC919飛機試飛機組機務培訓

—ATA78排氣系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管發動機噴管的主要功能:排出發動機內外涵氣流產生推力排出通風冷卻空氣提供完整的氣動型面以保持外部氣流的均勻流動。

ATA78-10噴管功能概述主要由尾噴管、前中心體和后中心體組成尾噴管和中心體形成了內涵氣流的流動通道部件組成發動機噴管的主要功能:ATA78-10噴管功能概12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管12ATA78-30反推力裝置ATA78-10噴管104LEAP-1C反推裝置概述反推力裝置（O-duct）反推外罩LEAP-1C發動機反推裝置O-duct反推外罩核心罩核心罩104LEAP-1C反推裝置概述反推力裝置（O-du105反推力裝置LEAP-1C維護時（O-duck）反推裝置拆卸LEAP-1C

（O-duck）反推裝置核心罩（前核心罩和后移動罩）拆卸LEAP-1C反推裝置拆卸示意105反推力裝置LEAP-1C維護時（O-duck）反推力系統的功能?反推力系統主要功能是在飛機著陸和中斷起飛時產生反推力，用于支持動力裝置提供飛機設定的反推力功能（C919飛機反推設計僅在地面使用；C919飛機反推不能用于倒車）飛機著陸后，反推力裝置打開，反推滑動罩向后滑動，帶動阻氣門沿鉸鏈轉動，遮擋外涵道氣流通道，迫使外涵氣流通過反推葉柵逆航向噴出，為飛機提供反推阻力。反推力系統不使用反推時，在飛行過程中反推力裝置作為短艙的氣動整流罩和外涵排氣噴管使用反推力系統的功能?反推力系統主要功能是在飛機著陸和中斷起飛107LEAP-1C反推工作原理O-duct反推外罩，電反推作動的原理:反推罩向后滑動打開阻氣門堵住外涵氣流,使之偏轉反推結構107LEAP-1C反推工作原理O-duct反推外罩，電反推108LEAP-1C反推力系統構型：反推力系統構型反推力結構“O-Duct”反推外罩（外固定結構、阻氣門和滑動罩）反推內罩（即內固定結構）反推控制系統

電反推作動系統供電設備發動機接口控制單元（EICU）線纜快卸面板108LEAP-1C反推力系統構型：反推力系統構型109LEAP-1C反推力結構反推結構反推“O-Duct”結構（外固定結構、阻氣門和滑動罩）和反推內罩（即內固定結構）109LEAP-1C反推力結構反推結構反推“O-D反推力控制系統設計特點?邏輯特點為了防止空中意外展開反推，系統架構包含5把相互獨立的機械鎖，5把機械鎖的解鎖和鎖定由控制系統三道獨立的指令控制：2個PLS(主鎖)；1個TLS（第三鎖）；2個吊掛鎖；PLS的解鎖和鎖定以及PDU的功率輸出均由TRCU控制（條款要求）左下、右下方向的作動筒上分別安裝有主鎖系統（PLS）作動特點電驅動的作動方式（機械作動筒由PDU驅動）反推滑動罩由4個機械作動筒驅動

柔性連桿連接4個作動筒保證其作動的同步性反推控制系統反推力控制系統設計特點?邏輯特點反推控制系統反推控制系統的組成?電反推作動及控制系統由反推力裝置控制單元（TRCU）、功率驅動單元（PDU）第三鎖（TLS）主鎖（PLS）吊掛鎖作動筒柔性連桿組成供電設備由三相電接觸器、單相電繼電器和手動抑制斷路器組成發動機接口控制單元（EICU）線纜快卸面板反推控制系統反推控制系統部件位置？電反推系統的主要部件均安裝于短艙內，其中TRCU和線纜快卸面板安裝于風扇機匣，作動筒頂端和柔性連桿均位于風扇艙反推控制系統的組成?電反推作動及控制系統反推控制系統反推控反推控制系統重要系統部件簡介TRCU（反推力裝置控制單元）TRCU用于控制ETRAS的展開和關閉作動過程，安裝于風扇機匣位置。TRCU的主要功能：作為飛機電源系統接口（包括28VDC電源接口和115VAC三相電實現TRCU的控制供電和作動供電）；驅動控制（提供扭矩和速度命令用于反推作動筒作動的控制）；制動功能控制（在反推展開和關閉過程中TRCU將通過PMDU“功率驅動單元裝置”控制作動筒的制動和減速）；PLS解鎖控制（向PLS提供電源解鎖）；系統管理（通過ARINC429數據總線與FADEC交聯，實現系統的控制和管理）。反推控制系統反推控制系統TRCU（反推力裝置控制單元）反推控制系統重要系統部件描述PDU（功率驅動單元）將飛機電源系統提供的三相交流電轉換為反推作動筒所需的機械能，驅動作動筒進行展開或收起的作動，并集成有制動模塊。PDU支持手動模式（在地面維護時，可借助專用工具手動操作PDU，實現作動筒的展開或收起作動）反推控制系統重要系統部件描述PDU（功率驅動單元）反推控制系統重要系統部件描述電驅動機械作動筒作動筒采用滾珠絲杠結構實現作動，從而帶動反推滑動罩體的運動。左下、右下方向的主鎖作動筒上安裝有電磁閥式的PLS，PLS同時集成了雙通道的傳感器用于向FADEC反饋PLS的狀態。上部兩個反饋作動筒安裝有RVDT傳感器，用于向FADEC反饋作動筒的位置信息。反推力控制系統重要系統部件描述電驅動機械作動筒反推力控制系統重要系統部件描述柔性連桿柔性連桿將四個作動筒與驅動單元PMDU連接起來，用于傳遞PMDU的扭矩至作動筒，保持作動筒運動的同步性。反推控制系統重要系統部件描述柔性連桿反推控制系統重要系統部件描述線纜快卸面板線纜快卸面板安裝于風扇機匣，主用功能是連接TRCU和FADEC與反推各組件之間的線纜，在維護時實現快速拆卸。反推控制系統重要系統部件描述線纜快卸面板反推控制系統重要系統部件描述TLS（第三鎖）TLS為由電磁閥控制的機械鎖，安裝于短艙六點位置。主要功能為在作動筒PLS失效的情況下鎖死反推滑動罩，防止其非指令展開。TLS上安裝有雙通道傳感器，用于向FADEC反饋TLS的打開和關閉狀態。在收到反推展開命令后，TLS由115VAC單相電觸發打開后允許反推作動筒的展開運動；在收到關閉命令后，當反推作動筒收起至完全關閉位置時，TLS將自動鎖死。在地面維護時，可借助專用設備手動打開TLS。反推控制系統重要系統部件描述TLS（第三鎖）反推控制系統重要系統部件描述吊掛鎖兩個吊掛鎖分別安裝在吊掛后部兩側，主要功能是在發動機轉子爆破碎片損壞PLS和TLS的情況下將反推罩鎖緊在收起位置，防止其非指令展開。吊掛鎖的電氣特性與TLS完全相同，機械特性相仿。反推控制系統重要系統部件描述吊掛鎖反推控制系統其他重要系統部件描述三相電接觸器反推作動供電(在接到反推展開指令3的條件下，三相電接觸器將導通115VAC三相電至TRCU，用于反推作動供電。三相電接觸器內包含四個觸點，其中三個觸點用于傳遞三相電，另外一個觸點的閉合狀態由航電系統RDIU采集并反饋至FADEC，用于監控接觸器的工作狀態。)單相電繼電器用于給解開TLS和吊掛鎖供電(在接到反推展開指令2的條件下，單相電接觸器將導通三路115VAC單相電至TLS和兩個吊掛鎖，用于解鎖TLS和吊掛鎖。單相電繼電器內包含四個觸點，其中三個觸點用于傳遞電源，另一觸點的閉合狀態將由航電系統RDIU采集并反饋至FADEC，用于監控繼電器的工作狀態。)手動抑制斷路器反推抑制開關位于飛機駕駛艙，當通過手動方式將反推抑制開關置于斷開位置時，將通過切斷TRCU控制反推展開所需的115VAC三相電源，從而實現反推力裝置功能的抑制。EICU（電氣專業部件）1)發動機TRCU的28V直流供電控制；2)發動機反推吊掛鎖、反推第三鎖的115V單相交流供電控制；3)發動機反推作動器的115V三相交流供電控制。反推控制系統其他重要系統部件描述三相電接觸器單相電繼電器手動抑制斷路器E反推控制邏輯圖反推力控制系統反推控制邏輯圖反推力控制系統

輪載信號發動機正常運轉或維修中

FADEC開油門臺電子鎖

反推罩打開80%

油門臺反推力桿提起信號

反推力裝置的正常工作范圍：140KCAS～60KCAS當飛行員需要使用反推力裝置時，確認正推力桿在慢車位，將反推力桿向上提起移至反推慢車位置（51.81度，設有軟卡位及電子鎖），反推打開，等待2.6秒；該步驟期間：油門臺微動開關1控制EICU通過Relay發出Command2指令

，用于控制第3道鎖

3、左吊掛鎖4、右吊掛鎖5打開。油門臺的微動開關2和EEC共同控制EICU來發出Command3指令

，用于控制TRCU給反推作動供電。EEC基于WOW信號和油門臺反推力桿TLA和鎖3、4、5打開指令，發出Command1指令

，用于控制左主鎖1、右主鎖2打開。當FADEC完成解開電子鎖工作，飛行員可提起反推力桿繼續向上提起移至最大反推位置（90度），反推達到最大反推；FADEC開電子鎖邏輯：反推力裝置完全展開后，如需關閉反推，飛行員將反推力桿向下收到反推收起位置，反推系統收起。反推操縱步驟反推控制系統輪載信號發動機正常運轉或維修中FADEC開反推力的操縱-油門臺的反推操縱原理電反推力系統的展開和收起操作由飛行員通過操縱油門臺完成的。C919飛機油門臺采用獨立于正推力操縱桿的反推力操縱桿控制反推。油門臺設計正反推力桿機械互鎖，只有當正推力桿處于正慢車位置時，才允許飛行員操縱反推力桿進入反推慢車行程，閉合微動開關一和微動開關二

，從而觸發反推展開指令2和指令3。

C919飛機油門臺由2套推力桿組件組成，兩套推力桿組件都是相同且相互獨立的。每一套推力桿組件含正推力桿組件和反推力桿組件。安裝在正推力桿上的反推力桿（背負桿型小桿）可提起以控制反推力。反推力桿只能手動操縱。反推控制系統反推力的操縱-油門臺的反推操縱原理電反推力系統的展開和收起操油門臺的反推操縱對應的反推做動過程當飛行員移動反推操縱桿依次進入微動開關1和微動開關2閉合的角度范圍后，兩開關順序閉合，觸發反推展開指令2和指令3，反推控制和作動系統運行邏輯并使反推滑動罩展開。油門臺設置有反推慢車位電子鎖，當反推滑動罩展開至80%時，FADEC將發指令至油門臺解鎖最大反推電子鎖，此時，反推操縱桿允許飛行員繼續操縱進入最大反推行程。隨著反推滑動罩完全展開，FADEC調整發動機推力狀態為最大反推。當飛行員移動反推操縱桿退出反推行程時，依次斷開微動開關2和微動開關1，反推控制和作動系統運行邏輯并使反推滑動罩收起直至完全關閉。

反推控制系統油門臺的反推操縱對應的反推做動過程當飛行員移動反推操縱桿依次油門臺的反推操縱-油門臺反推機械內鎖當使用正向推力時，正推力輪轂上的內鎖桿的滾子卡在反推輪轂內鎖輪廓槽的側面小槽中反推輪轂因此與正推力輪轂連接在一起，實現了內鎖。當正向推力桿到達慢車位時，正推力輪轂上的內鎖桿被凸輪頂開滑入內鎖輪廓槽的主槽中，此時內鎖桿上的滾子可在主槽中自由滑動，反推輪轂因此與正推力輪轂脫開，反推輪轂可自由轉動，反推力桿可自由移動，實現了內鎖打開反推系統的操縱油門臺的反推操縱-油門臺反推機械內鎖當使用正向推力時，正推力油門臺的反推操縱-反推電子鎖

C919飛機油門臺內部設有反推電子鎖，用于提供反推力桿誤操作的保護。油門臺的反推電子鎖由電磁閥及相應的作動機械組成，油門臺的每組推力桿均設有一個電子鎖反推系統的操縱油門臺的反推操縱-反推電子鎖C919飛機油門臺內部設反推力桿組件-反推電子鎖工作原理圖14中左圖為通電狀態，電磁閥打開，反推輪轂可轉動，反推力桿因而被提起超過反推慢車位置；右圖為斷電狀態，電磁閥關斷，反推輪轂被電子鎖桿頂住，因此反推力桿不可運動從而被鎖定在反推慢車以下位置。圖14油門臺反推電子鎖工作原理反推系統的操縱反推力桿組件-反推電子鎖工作原理圖14中左圖為通電狀態，電磁C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA79滑油系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA滑油系統原理EICAS顯示與操作簡圖頁顯示重要功能與限制滑油系統概述12345滑油系統原理EICAS顯示與操作簡圖頁顯示重要功能與限制滑油滑油系統原理EICAS顯示與操作簡圖頁顯示重要功能與限制滑油系統概述12345滑油系統原理EICAS顯示與操作簡圖頁顯示重要功能與限制滑油滑油系統的組成滑油系統的功能動力裝置滑油系統主要功能如下：a)在規定的飛行包線、溫度包線和姿態包線內，對發動機的主軸承、附件齒輪箱、傳動齒輪箱中的軸承和齒輪進行潤滑和冷卻，保證發動機軸承和傳動系統的正常工作；b)與發動機燃油系統中的燃油進行熱交換，對燃油進行加熱，防止燃油結冰。滑油系統概述動力裝置滑油系統主要由以下部件組成：滑油箱、防漏閥門、滑油泵、滑油濾、主燃/滑油熱交換器、伺服/燃滑油熱交換器、滑油空氣冷卻器、滑油溫度/壓力傳感器、滑油油量傳感器、滑油濾壓差傳感器、磁屑探測器（磁堵）、滑油管路與接頭。滑油系統的組成滑油系統的功能動力裝置滑油系統主要功能如下：滑油系統主要部件安裝位置描述滑油系統概述滑油箱：滑油箱安裝于風扇機匣右側（順航向觀察），如下圖所示。滑油系統主要部件安裝位置描述滑油系統概述滑油箱：滑滑油系統概述滑油泵：發動機滑油泵安裝于發動機附件齒輪箱上。滑油系統主要部件安裝位置描述滑油系統概述滑油泵：發動機滑油泵安裝于發動機附件齒滑油系統概述滑油濾：滑油濾安裝于滑油泵供油路出口。滑油系統主要部件安裝位置描述滑油系統概述滑油濾：滑油濾安裝于滑油泵供油路出口。滑油系統概述磁屑探測器/磁堵：磁屑探測器安裝于滑油箱頂部的回油路上。滑油系統主要部件安裝位置描述滑油系統概述磁屑探測器/磁堵：磁屑探測器安裝于滑油滑油系統概述EICAS顯示與操作重要功能與限制滑油系統原理12345簡圖頁顯示滑油系統概述EICAS顯示與操作重要功能與限制滑油系統原理1滑油系統的組成滑油系統原理發動機滑油從滑油箱輸出，經防漏閥后進入滑油泵中由供油泵進行增壓，隨后經滑油濾過濾；再經伺服燃/滑油熱交換器、滑油空氣冷卻器、主燃/滑油熱交換器冷卻，確保正常運行條件下滑油不超溫；最終輸送至發動機A受油池、B受油池、C受油池、傳動齒輪箱TGB、附件齒輪箱AGB中，對軸承和齒輪進行潤滑和冷卻。潤滑和冷卻工作完成后，受滑油泵中的回油泵抽吸作用，滑油經磁屑探測器探測返回至滑油箱，具體工作原理如左圖所示，A、B、C受油池結構如右圖所示。滑油系統的組成滑油系統原理發動機滑油從滑油系統概述滑油系統原理重要功能與限制簡圖頁顯示12345EICAS顯示與操作滑油系統概述滑油系統原理重要功能與限制簡圖頁顯示12345E

簡圖頁顯示

發動機滑油壓力、滑油溫度和滑油油量將在駕駛艙見圖頁上顯示：簡圖頁顯示發動機滑油壓力、滑油溫度和滑油油量滑油系統概述滑油系統原理重要功能與限制EICAS顯示與操作12345簡圖頁顯示滑油系統概述滑油系統原理重要功能與限制EICAS顯示與操作1EICAS顯示與操作

發動機滑油溫度和壓力將在EICAS顯示面板上進行顯示。滑油溫度顯示單位℃；滑油壓力顯示單位PSI。EICAS顯示與操作發動機滑油溫度和壓力將在滑油系統概述滑油系統原理簡圖頁顯示重要功能與限制12345EICAS顯示與操作滑油系統概述滑油系統原理簡圖頁顯示重要功能與限制12345E重要功能與限制滑油牌號使用要求a) MIL-PRF-23699"Type2"gradeSTDorHTS，推薦環境溫度在高于-40℃時使用；b) SAEAS5780GradeSPCorHPC，使用時最小環境溫度限制-54℃；c）MIL-PRF-7808“Type1”Grade3or4，推薦環境溫度在-55℃~-40℃時使用。最大滑油溫度限制

1)供油路穩態最大供油溫度限制：140°C；瞬態最大供油溫度限制：155°C。2)回油路穩態最大回油溫度限制：160°C；瞬態最大回油溫度限制：175°C。最小滑油溫度限制1)供油路穩態最小供油溫度限制：10°C（地面慢車），55°C（巡航狀態）；瞬態最小供油溫度限制：10°C。2)回油路回油路無最小滑油溫度限制。滑油壓力使用限制正常滑油壓力是發動機高壓軸轉速（N2）的函數，最小滑油壓力限制1.2bar。

重要功能與限制滑油牌號使用要求C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA80起動系統C919飛機試飛機組機務培訓

—ATA發動機起動系統原理駕駛艙面板與操作EICAS顯示與操作發動機起動系統概述1234發動機起動系統原理駕駛艙面板與操作EICAS顯示與操作發動機發動機起動系統原理駕駛艙面板與操作EICAS顯示與操作發動機起動系統概述1234發動機起動系統原理駕駛艙面板與操作EICAS顯示與操作發動機LEAP-1C發動機起動系統原理和構架LEAP-1C發動機起動系統采用的是使用空氣渦輪起動機的氣起動模式。氣起動模式的構架圖如下圖所示，氣源提供高能氣體流經管路到達起動空氣閥，通過空氣起動閥后驅動空氣渦輪起動機，空氣渦輪起動機將氣體內能轉化為機械能驅動發動機。發動機起動系統概述LEAP-1C發動機起動系統原理和構架LEAP-1C發動機起LEAP-1C發動機起動系統組成起動管起動活門起動機發動機起動系統概述起動管起動活門起動機LEAP-1C發動機起動系統組成發動機起動系統概述LEAP-1C發動機起動管起動管為金屬管通過多功能橋型支架安裝發動機起動系統概述LEAP-1C發動機起動管起動管為金屬管發動機起動系LEAP-1C發動機起動活門采用FADEC28V供電控制使用蝶形閥控制起動機進口流量設置有手動超馳孔供起動活門門手動控制使用起動機進口為法蘭母頭，出口為法蘭公頭發動機起動系統概述LEAP-1C發動機起動活門采用FADEC28V供電控制LEAP-1C發動機起動機起動機通過V形法蘭安裝在AGB上起動機與A