CFM56-7B 液压系统路径模拟研究分析 机械制造专业

CFM56-7B 液压系统路径模拟研究摘 要CFM56-7B发动机作为B737NG（Boeing 737 Next-Generation）单通道客机的专用发动机，是商业航空最受欢迎的发动机-飞机组合。为了对CFM56-7B发动机燃油系统的工作原理更加深刻直观的学习，以CFM56-7B发动机机型为研究对象，利用CATIA软件构造CFM56-7B发动机燃油系统的三维模型，并利用会声会影软件做成动画，对燃油系统进行模拟仿真。首先介绍了航空发动机燃油系统的发展简史；而后详细的分析CFM56-7B发动机燃油系统各部件的工作原理，以此为基础研究燃油系统的工作原理（各部件如何协调工作）；最后，对模拟仿真的过程简单的介绍并对毕业设计进行总结。关键词：航空发动机；燃油系统；模拟仿真；工作原理；CFM56-7BAbstractAs B737NG (Boeing 737 Next-Generation) single-channel aircraft dedicated engine, CFM56-7B engine is the most popular commercial aviation engine - aircraft combination. In order to study the working principle of CFM56-7B engine fuel system, CATIA software is used to build CFM56 engines 3D model. And the Corel Video Studio X10 software is used to create animation to achieve the simulation of the fuel system. Firstly, the history of the development of aero-engine fuel system is introduced at the first chapter. Then, there is the working principle of each component of CFM56-7B engine fuel system, and the working principle of fuel system is introduced on the basis of the chapter. Finally, simulation processes is introduced simply and the summary of the graduation paper is included.Key Words: Aero-engine; Fuel system; Simulation; Working principle, CFM56-7B目 录第一章 绪 论11.1 CFM56的发展历史11.2 研究工作的目的、意义及应用领域11.3 研究方法、技术问题与预期成果2第2章 CFM56-7B发动机液压系统32.2.1 燃油分配系统42.2.2 燃油控制系统42.2.3 燃油指示系统42.3 CFM56-7B发动机燃油系统及其各部件的工作原理52.3.1 燃油泵组件62.3.2 整体驱动发电机（IDG）滑油冷却器92.3.3 伺服燃油加热器102.3.4 液压机械组件（HMU）112.3.5 燃油/滑油热交换器132.3.6 燃油流量传感器132.3.7 燃油喷嘴油滤142.3.8 燃油分级活门（BSV）152.3.9 燃油总管和燃油喷嘴172.4 CFM56-7B燃油系统工作原理19第3章 模拟仿真的过程213.1 利用CATIA绘制3D模型的过程213.2 利用绘声绘色制作演示动画28第4章 结论31参考文献32致 谢33附录A：外文翻译资料34第一章 绪 论1.1 CFM56的发展历史二十世纪六七十年代，飞机所采用的大多是低涵道比、噪音污染大、耗油量高、推力小的发动机。随着飞机的重量逐渐增加，乘客对飞机噪音污染的要求越来越高；飞机对大推力、低油耗、噪音小的发动机需求越来越高。1971年，法国国营航空发动机研制公司（SNECMA）与美国通用电气公司（GE）决定联合研发10000daN级的大涵道比发动机。1972年，发动机的研制成功成为了重要里程碑，并在1974年形成了国际化的CFM公司。试验成功的发动机最终命名为CFM56，这个名称具有重要的历史意义，是根据原来两个公司名字组合而成，即GE公司的CF6发动机和SNECMA公司的M53发动机。CFM56-2是基础型号，并广泛应用在DC-8系列的飞机上。在此基础上，从技术革新和市场需求的角度出发，形成了一系列型号的产生。而在本文我们主要研究的是最新型号CFM56-7B，CFM56-7B是1993年开始研发的型号，就是以CFM56-3B为基础，形成了新的发动机型号。在新的飞机中，24个叶片宽弦风扇被重新设计，直径达到了1.55m。在具体的能量转换过程中，双环腔燃烧室被考虑进来，不仅使噪声污染明显减少，也降低了近15%的维护成本。整个过程中都保持了发动机的可靠性，并在原来机型的基础上更新装配，实现了新的CFM56-7B运行条件。针对于具体的液压系统，下面进行详细的说明。1.2 研究工作的目的、意义及应用领域 随着飞机重量的不断增加，飞行员操纵飞机的难度也越来越大。动辄上百吨的飞机在飞行过程中光靠飞行员人力去操控飞机的起降、转弯等动作已经不现实了，液压系统已经成为了飞机上的重要组成。类比来分析，如果说飞机的“心脏”是发动机，那么飞机的“肌肉”就可以由液压系统充当。一言以蔽之，液压系统是飞机众多系统中最为重要的系统之一。如果液压系统失效，那飞行员就失去了操纵飞机的能力，可能酿成非常严重的空难。所以液压系统的可靠性问题一直是研究的重点方向。从液压系统的角度分析，在B737NG飞机上，主要的组成部分有三个，包括两个主系统A、B，以及一个辅助系统。如果存在主系统失效的情况，则辅助系统成为了重要执行期间，来给飞机提供压力，保证飞机的正常运行。当B系统失效时，A系统可通过PTU对B系统补充压力，将压力传输给前缘襟翼、缝翼。发动机驱动泵（EDP）是整个液压系统的“心脏”，如果有失压情况产生，EMDP就会产生作用，用来弥补损失的压力。所以液压系统在经过重重保障之后的可靠性大大提高。但液压系统需要在任何环境、任何条件下提供可靠的压力，所以在近些年的飞机事故中，由于液压系统故障导致的飞机故障占总故障数的百分之二十一。1991年3月3日，发生了一个严重的事故，联合航空585号班机在着陆的过程中，由于尾翼方向的改变，导致飞机坠毁；1992年中国南方航空3943号班机和1994年的全美航空427号班机以及1996年东风航空仍然出现了类似的事件，究其原因，是由于液压在极端条件下失效，从而造成整个系统的故障；通过比对和分析，相关的资料给出了潜在的危险性，即方向舵反转是潜在存在的。同样是联合航空公司，在1989年7月19日，飞机在行使过程中由于材料的不完整而导致了故障，造成了扇叶断裂，碎片飞出并摧毁了全部的三套液压系统，致使飞机失控，不得不以高速迫降机场。最终此次空难导致111人死亡。一次次的空难事故证明了液压系统的重要性，也证明了对液压系统研究的必要性。1.3 研究方法、技术问题与预期成果对于CFM56-7B发动机和B737NG飞机，对飞机液压系统在发动机的部分进行模拟仿真。模拟仿真的信息资料来源主要来源于B737NG的AMM手册和SSM手册的第29章液压系统和第78章反推装置以及其他相关资料。通过资料获得部件位置、尺寸、构造、以及各部件之间的油路位置、大小、材质，然后使用Solidworks软件创建各部件的3D模型，并进行装配，然后利用会声会影软件以绘制的3D模型为材料制作成液压系统的路径演示动画。由于缺少足够多的材料，得不到各个部件的具体尺寸、位置以及路径的具体位置、尺寸、材质；导致无法绘制出准确的尺寸外形，各部件的比例也不是很协调。所以，由于没有准确的信息，无法绘制出逼真的3D模型。在绘制部件之前，一定要好好研究资料，摘出有用的信息，尽量保证部件模型的外形和尺寸的准确性。在装配时，利用Solidworks软件的放大功能调节好各个部件之间的比例大小。由于在此之前没有接触过Solidworks软件和绘声绘影软件，所以在开始绘制之前的一个月，通过书籍和视频学习软件的使用。在完成绘制部件、管路之后的研究任务之后，绘制的3D模型能让人们不需要观察真实的发动机和飞机而能很直接的了解飞机和发动机的液压系统的各个部件的尺寸、位置、安装方式以及相互之间的联系，以及油路的走向，连接方式。制作的动画形象的展示了液压系统在发动机部分的工作原理、方式。再结合本论文，让人们都能了解液压系统。第二章 B737-NG飞机液压系统2.1 概述液压系统是飞机众多系统之中最为复杂也最为重要的系统之一。它必须满足在任何情况下提供持续可靠的液压动力。如果是一个大型的飞机，副翼的构造很复杂，重量甚至可以达到一吨以上，所以如果还是仅仅靠飞行员人力去操控飞机已经变得不现实了，由此就出现了液压系统，它作为一个助力系统，肩负着飞机起落架的收放、刹车、转弯，以及控制副翼、方向舵、升降舵、扰流板、反推、襟翼等重要任务。可以说没有液压系统，飞行员就失去了控制飞机的能力，所以能够提供稳定持续的液压动力是飞行的关键。安全可靠的飞行对液压系统提出了严格的要求，而随着737系列机型机龄的逐渐增大，由于液压系统造成的故障占比也在逐步增大。2.2 B737-NG飞机液压系统简介液压系统是飞机上的重要组成，主要的工作介质是油液，利用油压来进行特定的操纵。这种传动方式是利用液体来进行的，可以称为容积式的传动，在工程领域广泛应用。B737-NG的液压系统负责提供动力，尤其是给需要的器件中，以保证邮箱组件的压力，然后经过发动机驱动泵（EDP）和电动马达驱动泵（EMDP）进行加压，再通过压力组件将压力分配到各个用户系统，最后将压力传递到各作动筒，实现作动。由于其重要性和高故障率，B737-NG采用多余式设计，整个液压系统由三套独立液压子系统组成：液压系统A液压系统B辅助液压系统三套系统都能独立的为飞机系统提供液压动力，其在主轮舱中都有各自的独立油箱。A系统大部分部件在飞机的左侧，与之对应的，右边为B系统大部分部件。通常情况下，这两个系统都会连接一个发动机，并和一个EMDP，即驱动的电动马达泵来进行动力维持。如果采取了辅助系统，那么就进行能量的交换，这个时候两个系统的压力都是通过EDP来供给的，当EDP失效时，由EMDP补充压力。在系统的具体构造上，辅助液压系统和B系统是直接连接的，所以，如果主系统已经处在了非正常工作状态，就可以由辅助的系统来维持正常操作。在动力维持中，如果其中的一个系统没有了压力，另外一个系统就会进行补充。而且，两个系统都能单独控制飞机的某些部件，比如起落架等，形成了良好的动力转换机制，并利用转换操作进行压力控制。而对于与其配套的CFM56-7B发动机而言，液压系统在其上的部件有EDP、壳体回油虑。液压系统对发动机的作用是：为推力反向器的液压作动筒提供压力。2.2.1 主液压系统主液压系统为飞机提供正常所需的所有液压动力，由两个独立的子系统A和B组成。两个系统均能独立的为飞机提供压力。A和B系统十分相似，包括以下九个重要部件：-油箱-油箱增压组件-EDP供油关断活门-发动机驱动泵（EDP）-电动马达驱动泵（EMDP）-EDP和EMDP壳体回油虑组件-压力组件-热交换器-回油虑组件但是A系统和B系统的功能却不尽相同，有着协调互补的作用。从功能的角度分析A系统，可以发现，主要包括了主体操纵系统，前轮控制，起落架控制，刹车备用系统，地面扰流系统，自动驾驶控制等。从功能的角度分析B系统，可以发现，主要包括了主体操纵系统，备用前轮控制，刹车系统，备用起落架控制，以及自动驾驶控制等。2.2.2 辅助液压系统辅助液压系统是备用系统，当A或B系统失效时，为飞机重要部件提供液压动力，保证飞机的正常运行。其主要部件包括：-油箱 -电动马达驱动泵（EMDP） -备用液压系统组件 -壳体回油滤组件该系统的主要功能：-清洁来自备用 EMDP 的压力油 -控制压力到前缘襟翼和缝翼 -控制压力到备用方向舵压力控制组件（PCU） -提供定量的压力到反推装置 -监控系统压力 -保护系统，防止超压 2.3 液压指示系统该系统可分为以下子系统：-液压油量指示系统-液压压力指示系统-液压泵低压指示系统-液压油超温警告系统2.3.1 液压油量指示系统该系统提供两个主油箱和备用油箱内油量的指示功能。首先将油箱信息发送给显示系统，并按照百分比的形式展示出来。当备用油箱产生消耗的时候，就可以从指示灯的角度进行观察，从传感器的信号上得到具体的情况。液压油量传感器有以下部件：-浮子-指示器-传感器油量传感器是固定的，不能互换内部分度根据油箱大小不同而不同。当备用油箱的液压油量低于50%时，油量电门会发个低油量信号。2.3.2 液压压力指示系统该系统给驾驶舱提供液压压力信息，利用位于主轮舱的压力组件中的压力传感器向驾驶舱提供压力指示。压力传感器是可以互换的，但是压力设定不可调整。2.3.3 液压泵低压指示系统如果这个系统没有在正常的工作条件下，就发出指示信号，如果油泵的压力过小，小于阈值的1300 psi，那么低压指示信号就会发出。而如果油液的压力过大，超过了1600psi，低压的信号就会熄灭，取而代之的是EDP或EMDP的信号的变化。备用的液压系统指示灯是重要标志，如果压力比1300 psi低，就显示明亮效果，反之，如果压力比1600psi高，指示灯则熄灭。2.3.4 液压油超温警告系统液压油超温警告电门监控液压系统 A 和 B 电动马达驱动泵（EMDP）的温度，其电门位于主轮舱EMDP和壳体回油虑之间的回油管上。当回油管上的液压油温度达到或超过225时，超温警告电门发送警告信号到驾驶舱，液压面板的EMDP的OVERHEAT琥珀灯亮，同时系统通告面板上的主警告灯和液压灯亮。当液压油温度下降到185及以下时，三个灯同时熄灭。另外，位于EMDP上的液压泵温度电门，监控用于冷却EMDP的液压油温度，当EMDP内液压油温度超过235时，超温警告灯、主警告灯、液压灯亮起，当温度低于215时，三盏灯全部熄灭。第三章 B737-NG飞机液压系统及其各部件的工作原理本节主要介绍了B737-NG的液压系统的九个重要部件的工作原理，并阐述液压系统的工作原理，以及在各种工况下各部件如何协调工作。图3-1 主液压系统组成部件及液压油流向图3-2 液压系统功能指示图图3-3液压系统部件安装位置3.1 B737-NG液压系统各部件工作原理3.1.1 油箱液压系统共有两个主油箱和一个备用油箱，三个油箱均能独立供油，其中备用油箱和液压系统B相连。图3-4 主液压系统油箱位置图3-5 油箱增压系统原理燃油泵装设在风扇机匣左侧的AGB的后面，位于8点钟方向。燃油滤是燃油泵的一部分5。系统A油箱和系统B油箱以及备用油箱均位于主起落架轮舱内。A油箱位于主轮舱中央前隔板框上，油箱容积为6.8加仑（25.8升）；B油箱位于右侧的前隔板框上，油箱容积为10.7加仑（40.6 升）；备用油箱位于主梁上，油箱容积较小，为13.3升。在进行系统增压的过程中，液压油箱是重点考虑的，EDP和EMDP也成为了必要的支撑装置。只要满足EDP的供油要求，就可以实现EMDP的基本参数配置。在B系统中，应该围绕竖管进行油量的控制，然后形成对于PTU的具体操作。进行加油操作的过程中，系统A与备用油箱都进行加油操作，而由于备用油箱已经与系统B直接连接，备用油箱溢出的油进入系统B油箱，从而达到给系统B油箱加油的目的。而备用油箱没有增压系统，也是通过加油平衡管，在给B油箱加压的同时，也给备用油箱加压。考虑两个主液压油箱，在底部的位置，都要安装传感器设施，在备用油箱上，要存在低压的油量门限。图3 -6 油箱增压组件油箱增压系统包括以下重要部件：-油箱释压活门-空气压力指示器 -空气过滤器-限流器-通气装置-定量孔组件油箱增压系统给主油箱加压至45-50psi，在给供油管路加压的同时，系统的一些压力也得到了保证。3.1.2 发动机驱动泵（EDP）发动机驱动泵是整个液压系统的心脏，能够通过柱塞的反复运动提供能量，对应的吸油、压油操作得以完成。在整个工作的过程中，都要保证柱塞与斜盘的紧密相连，这样才能保证运动的有效性，工作容器内部的体积才会变化。如果利用电机等机械操作，造成了容积的变化，就形成了工作状态。容积越大，那么空气进来，吸油过程得到实现，与之相对的，容积越小，那么柱塞就挤压油液，产生压力，顶开出口单向阀流进系统，完成压油过程。EDP可根据用户需求自行改变斜盘倾角，从而改变柱塞行程，来达到改变流量的目的。EDP安装在发动机附件齿轮箱的前端面上，连接三条管路：液压供油管，输出压力管，壳体回油管。EDP是整个液压系统的关键所在，为液压系统提供源源不断的动力。两个主液压系统都有各自的EDP，两个EDP同时工作来保证系统正常的压力需求。图3-7 发动机驱动泵EDP装有电磁控制释压活门。正常工作时，EDP电门ON位，电磁控制释压活门失电，在3750RPM时提供额定流量37.5GPM。释压时，需要将EDP调整到OFF，然后达到电磁控制的目的，斜盘产生了一定的压力，由补偿活门提供，然后得到了需要的角度，当角度为0的时候，无压力输出。EDP通过壳体回油的方式冷却内部部件，并经过壳体回油油滤。EDP的清洁、冷却、润滑等都由壳体回油完成，通过热交换器等，可以使油液返回到EDP中。3.1.3 EDP供油关断活门从两个主系统考虑，有两个灵活的关断实现系统的隔离，围绕着EDP的区域，可以明显找到活门的位置。而且在油管的供路中，也能看到活门的状态，在起落架两侧的重要位置上都得以展现，具体的如下图3.8所示： 图3-8 EDP供油关断活门液压系统 A 的 EDP 供油关断活门位于油箱和 1 号发动机 EDP之间的供油管路，在隔框的左侧能够明显看到活门零部件，从另外的角度分析，系统B 的 EDP 供油关断活门位于油箱和 2 号发动机 EDP之间的供油管路上，位于主起落架轮舱上隔框的右侧。该活门是一个两位活门，由28V直流马达操控，正常处于打开位。当拉起发动机火警电门时，该活门关闭，断开油箱向EDP供油的管路；当放下火警电门时，该活门打开。3.1.4 电动马达驱动泵（EMDP）电动马达驱动泵通过吸震架安装在主起落架轮舱中央，主系统的压力都是这个装置提供的。在具体的构造上，交流马达，离心泵，补偿液压泵都是重要的器件，联合起来具有关键作用。EMDP连接有供油管、压力管、壳体回油管；其中压力输出管上有个消音器。液压油在进入离心泵之前先进入电动马达壳体以冷却电动马达。离心泵将油液推入单级变量压力补偿液压泵。液压泵将维持相应系统压力组件的压力供应。两个 EMDP 的额定状态是 2700psi，流量为 5.7 加仑每分钟。在进行操作的时候，一部分油液进行了回流，在进行热量交换的时候起到作用，还有一部分起到了润滑和冷却的作用。在 EMDP 内部的温度电门监控 EMDP 的温度。当温度达到 235（113）或更高时，信号到达液压控制面板，并点亮该泵的超温指示灯。当温度在 185（85）和 215（102）时，温度电门复原位。考虑备用系统EMDP的位置，主要是在机翼的后面，与刹车储压器相邻。具体的结构也是一个马达和液压泵，在能量的转换方面，输出的压力可以达到2700psi。图3-9电动马达驱动泵（EMDP）当EDP失压时，EMDP提供补充压力。辅助液压系统压力靠B系统EMDP维持。3.1.5 压力组件压力组件的构造比较复杂，也是系统的核心，有低压店门，单向活门，传感器等，具体构成如图3-10所示。而B系统由相对特殊，具有自动缝翼系统，这使得整个飞机功能更加强大。系统A和B的位置并不一样，前者子啊起落架轮舱前，后者却更加接近中央。而备用系统的位置也不相同，通常在前壁板上，也是在起落架的周围。主系统压力组件可以用来将液压泵的压力分配到用户系统、清洁EDP和EMDP的液压油、检测EDP和EMDP以及系统的压力、防止系统超压。压力组件可以互换。从EDP何EMDP流出的液压油经过非旁通的、不可清洗的套筒式压力油滤到达用户系统。如果这两个器件的压力都比正常范围低，那么低压信号就会被发出。尤其是在B系统的压力比2350psi小的时候，低压信号会从自动缝翼压力电门发出，并且对于液压油倒流的阻止部件也开始启动工作，它们也把泵低压电门与用压系统压力和地面勤务接头压力隔离。压力传感器监测系统压力，并将信号传送到位于电子设备舱的电子显示组件（DEU）上。DEU 将数据传送到位于驾驶舱内的公用显示系统。 图3-10 压力组件压力组件担负着将压力分配到用压系统，并且保护系统防止超压的责任。3.1.6 壳体回油虑组件壳体的清洁是必须考虑的，尤其是在所用油流经了热交换器，此时位于壳体的部件就能够满足实际的工程需求。可以发现，EDP壳体的部件的位置比较特别，在发动机和液压接头之间，而EMDP的壳体则不同，在对应油路上，并与主轮舱相距很近。壳体回油虑组件是一个不可旁通的、不可清洁的套筒式油滤，但是里面的滤芯是可以调换的，一些组件可以得到重新的复用。油滤组件上的箭头表示液压油流经的方向，单向活门防止其他油泵造成液压油倒流。图3-11 EDP和EMDP壳体回油滤组件壳体回油虑组件是检测系统的重要部件，如果因系统故障更换油泵时，必须更换壳体回油滤的滤芯，且滤芯不可清洗和重复使用。如果操纵发动机火警电门且EDP 运行5分钟，必须检查EDP壳体回油滤确定油泵是否损坏并更换滤芯。如果在EMDP壳体回油滤中发现金属污染物，必须做EMDP壳体回油滤金属污染物检查。3.1.7 热交换器热交换器将油泵的壳体回油冷却并返回油箱。系统A热交换器位于EDP和EMDP公共的壳体回油管上，1号然油箱底部；系统B热交换器位于EDP和EMDP的公用壳体回油管上，2号燃油箱的底部。热交换器由翅片管核心、入口、出口、托架组件组成。热交换器可互换。热交换器的工作原理是将液压油的热量传递给燃油箱中的燃油。图3-12 热交换器热交换器既保证了燃油的加热，防止燃油在低温环境下结冰导致发动机停车；又保证了液压系统的冷却，防止系统超温。3.1.8 回油滤组件该活门的功用是将计量好的燃料分配到各输油管路，再由输油管路输送至对应的喷嘴。在燃烧室的外机匣上安装了一共二十个喷嘴，其中有十个未分级和十个分级的喷嘴。BSV控制流向十个分级的喷嘴的燃料。BSV有两个状态，开放和关闭。 EEC向HMU发送信号以控制BSV的工作。分析回油的组件，得到EDP、EMDP的具体清洁操作，在整个过程中，两个主系统都要考虑，并通过过滤装置与起落架连接，形成联合操作功能。回油虑组件局有以下部件：-油滤组件头部-滤杯-可更换的滤芯其中油滤头部有以下部件：-旁通活门-差压指示销-单向活门（2个）-关断活门当油滤堵塞导致滤芯两侧压力差达到65psi时，红色压差的指示销伸出；当温度低于36时，指示销不会伸出。当压差达到100psi时，油滤旁通活门打开，使液压油不经过油滤直接返回油箱。图3-13 回油虑组件位置及工作原理回油滤组件头部内的两个单向活门形成一个负压回路。该负压回路允许从油箱返回系统的液流不流经滤芯。3.1.9 地面勤务接头组件通过地面勤务接头组件可以从地面勤务车给液压系统A和B增压。液压系统A的地面勤务接头组件位于左冲压空气舱的后隔框上，B系统的组件位于右冲压空气舱的后隔框上，如图3-14。图3-14 地面勤务接头组件位置从地面勤务接头的角度分析，包含多个组件，比如压力接头，回油接头，压力油滤等，其中的前两个可以实现快速装载。地面勤务系统可以从一个位置对所有的液压油箱加油，系统部件位于右主起落架轮舱前隔框的下外侧区域，如图3-15。图3-15 地面勤务系统地面勤务系统含有以下部件：-油箱加油选择活门-油箱加油过滤器组件-油箱人工加油泵-压力接头组件A系统油箱和辅助系统油箱直接与加油选择活门连接，B系统活门通过与辅助油箱的平衡管连接。加油选择活门可以选择加油的油箱，可以为A或B系统单独加油。油箱人工加油泵可以在没有勤务压力设备时，给所有油箱进行人工加油。也就是说，机务人员有两种加油方式：通过地面勤务车加油、通过人工加油泵加油。在进行人工加油泵加油时，使用人工加油软管；将一端接在油桶中，另一端接在人工加油泵上，在加油结束后，要将软管的两端盖上。当压力加油接头处的压力超过75psi时，可能导致液压系统损坏。加油时的油液和设备必须是清洁的，否则可能导致液压系统损坏。当检查液压油油量或加油时，飞机应该处于以下条件： 飞行操纵中立位 前缘襟翼和缝翼收上 后缘襟翼收上 扰流板放下 起落架放下 反推装置关闭 液压系统 A 和系统 B关断 刹车储压器压力2800psi 或更高由于飞机起飞地和目的地的温度巨大差异导致的油量的变化对系统操作没有影响。当飞机在低温环境下加油，当飞机飞回温度较高的地方时，油箱中的油液由于温度升高而体积增加，导致液压油会溢出，并从排放管排出。所以在到达地的温度不超过20（6），而油箱中的油量低于加油位（REFILL）时，则将油箱中的油量加到刚好超过加油（REFILL）位，防止到达下一个温度较高的目的地时油液溢出。3.1.10 动力装换组件（PTU）动力装换组件是重要组成，前缘襟翼、缝翼的压力都需要这个组件进行压力的补充。如果压力值没有达到正常的要求，就需要PTU系统进行匹配，以便达到正常工作状态。PTU系统具有以下部件： 动力转换组件 单向活门（2） PTU 压力油滤组件 流量限制器 PTU 控制活门 EDP 自动缝翼系统压力电门 图3-16 动力转换组件PTU也称为动力转换组件，是飞机中的重要组成，不仅具有动力的特征，也具有液压的特点。马达通过活门来表征系统的状况，并根据系统B的情况来观测重要的器件，包括前缘襟翼和缝翼等，备用压力的保证也是系统正常运行所必要的。PTU压力油滤组件清洁来自动力转换组件油泵的压力油。在主起落架的轮舱内，有压力油滤，在考虑油液在B系统的工作情况后，需要对相关的器件进行清洁。从流量限制的角度分析，PTU可以准确的控制流量，并通过活门掌握尺度，13.7加仑/分钟成为了重要的标准。 图3-17 PTU控制活门和EDP自动缝翼系统如果PTU控制的活门已经开启，那么PTU就会得到系统A传递过来的压力。主起落架轮舱是一个重要的位置，系统A的EMDP下面，往往是活门的合理区域。进行有效的控制活门，能够减少人工的操作，使得输出的马达具有时效性。工作的时候，EDP 自动缝翼系统发出控制信号，用来对活门进行指示。并根据B系统的压力情况设定阈值，如果对应的压力值已经下降到2350psi以下，就可以得到接收的信号，并得到控制电路的反馈，实现自动缝翼系统的匹配。从驱动角度看，PTU马达利用了不同的油泵系统，并单独执行任务。两个主系统的回油返回到系统中后，就通过电动马达的作用进行回流。由于两个系统的独立性，每个油泵都单独工作帮助系统的组件执行任务，保证了电动马达的驱动效果。整个过程必须保证油温在正常的范围内，否则超温指示灯就会提示，并进行报警。 图3-18 动力转换组件功能介绍PTU控制活门是重要的组件，用来进行动力的转换控制，如果系统的压力满足条件，就将压力转换到马达中，马达与油泵同轴，从而带动油泵。油泵从B系统油箱获得液压油并经过一个单向活门和油滤组件将压力传输到前缘襟翼和缝翼。3.2 B737-NG液压系统工作原理图3-19 B737-液压系统工作原理液压系统共有三个子系统：系统A、系统B和辅助液压系统。三个系统都有各自的油箱，且均能独立的为用户系统提供所需的压力。正常情况下，系统A和B为整个系统和所有压力需求用户提供正常所需的压力。在工作的过程中，邮箱增压系统进行主动驱动，而发动机驱动泵和电动马达驱动泵都接收到液压油。如果是正常的工作状态，那么压力由EDP提供，当EDP失压时，由EMDP补充压力。EDP和EMDP将压力传输到压力组件，同时将一部分液压油通过壳体回油滤和热交换器回到油箱，同时对EDP和EMDP进行清洁和润滑。压力组件将压力分配到用户系统，同时检测EDP和EMDP的压力，防止系统超压，并清洁来自EDP和EMDP的压力油。热交换器冷却压力油，并加热燃油。当系统A和/或B失压时，由辅助液压系统补充压力。辅助液压系统可为飞机重要部件提供压力，保证飞机正常运行。当系统B的EDP失压时，系统A可以通过动力转换组件（PTU）将压力传输到系统B，动力转换组件只为前缘缝翼、襟翼提供压力。用户系统的液压油最后通过回油管路并经过回油虑组件清洁之后返回油箱。3.1 液压系统在CFM56-7B发动机的功能及工作原理整个飞机液压系统只有EDP和EDP壳体回油虑在发动机附件齿轮箱内。EDP通过发动机带动旋转，并经过压力组件最后将压力传输给反推装置。CFM56-7B发动机采用六个液压作动筒将推力反向器向后打开。第3章 模拟仿真的过程针对CFM56-7B型号发动机的燃油系统仿真模拟的过程：先利用CATIA绘制3D模型，再利用绘声绘色软件制作演示动画。3.1 利用Solidworks绘制3D模型的过程针对CFM56-7B发动机机型，对其燃油系统模拟仿真主要利用CFM56-7B手册、CFM56-7B部件识别手册、第73章燃油与控制系统的PDF文件以及其他相关资料获得相关部件的外形，并采用CATIA软件分别创建机体外形和相关部件的3D模型。然后根据手册提供的信息了解各部件的大小、安装位置及安装角度，对各部件尺寸进行调整，并按要求利用CATIA软件的装配设计功能将各部件装配到发动机外形的3D模型上。接着根据燃油系统的工作原理以及发动机相关的外形图确定燃油系统输油管路的安装位置及安装方向，利用该软件在装配好各部件的机体外形模型上创建输油管路。最后，检查绘制好的模型是否错误。最后，为增加各条油路和各部件的识别度，对模型进行着色。这样就完成了CFM56-7B发动机燃油系统的3D模型的建立。CATIA主要工具功能介绍。【凸台】工具用于绘制凸台类的模型；【凹槽】工具用于挖槽；【旋转体】工具用于绘制旋转体；【肋】工具用于绘制扫略类的图形，如：管道；【倒角】工具用于倒角；【拔模】工具用于拔模；【约束】工具用于约束模型空间位置和修改模型尺寸。以燃油泵组件为例介绍的3D模型建立过程：1.先利用CFM56-7B手册、CFM56-7B部件识别手册、第73章的PDF文件以及其他相关资料获得相关部件外形和尺寸。2.利用CATIA的【机械设计】功能中的【零件设计】板块绘制3D模型。2.1.新建零件文件。点击确定就可以打开【零件设计】板块。图3-1 新建零件文件图3-2 零件设计2.2.选定绘制平面，并打开【草图编辑器】，利用【轮廓】工具绘制想要形状，并用【约束】工具得到想要的轮廓尺寸。图3-3 选定绘制平面图3-4 草图编辑器图3-5 轮廓绘制2.3.退出草图编辑器。以绘制的草图轮廓为基础，利用【凸台】工具拉伸草图轮廓来绘制想要的凸台。并设置模型的方向和高度。大部分模型都可以通过【凸台】工具来绘制，并且可以用【凹槽】工具来挖孔，这样就可以得到想要的大致模型。再利用其它工具修饰。图3-6 绘制凸台2.4.运用【平面】工具可以在原有平面的基础上通过偏移和旋转得到想要的平面，在依托得到平面绘制图形，即可得到各零件位置和尺寸符合要求的部件3D模型。下面的燃油泵组件的左侧泵体和油滤的部分就是利用【凸台】工具和【平面】工具绘制出来的。图3-7 燃油泵组件部分模型图3-8 【平面】工具的使用2.5.利用【肋】工具绘制油滤的盖子上的把手。先绘制把手的中心线，再绘制把手的扫略外形，在利用【肋】工具绘制把手。图3-9 绘制中心线图3-10 轮廓2.6.灵活的运用CATIA软件里的各种工具，就可以得到燃油泵组件3D模型。图3-11 绘制好的燃油泵组件模型3. CATIA软件的【机械设计】功能中的【装配设计】功能将各部件装配到发动机外形的3D模型上。3.1.新建装配文件。就可以进入【装配设计】板块。图3-12新建装配文件图3-13 装配设计3.3.利用【现有部件】工具导入绘制好的的3D模型。并右击特征树，选择【属性】中的【图形】里的【颜色】来设置模型的颜色，以区分各部件。并且通过【装配设计】板块中的【操作】工具调整好模型的相对位置，以便装配能够快速进行。图3-14 导入现有零件图3-15 导入到【装配设计】的模型3.4.利用【接触约束】工具将燃油泵组件和发动机外形各自的安装底座同轴，在利用【接触约束】工具使两个模型的安装底座贴合。这样导入的部件以确定的位置和角度安装在发动机外形模型上。图3-16 模型的装配3.5.利用【零件设计】中的【点】工具绘制想要的点，再利用【创成式外形设计】中的【样条线】将点串联绘制成引导线，再绘制管道的外形轮廓。最后，利用【肋】工具绘制燃油管路。3.6.最后，修改模型的不足之处得到最终想要的模型。图3-10 最终产品4.完成了CFM56-7B燃油系统的3D模型的建立工作。3.2 利用绘声绘色制作演示动画利用CATIA软件绘制的3D模型作为素材，采用会声会影软件录制视频，并利用该软件对录制好的视频进行处理，加上字幕，动画和必要的文字说明。1.先利用会声会影的【实时屏幕捕捉】功能录制视频。图3-11 视频录制2.将录制好的几个视频片段导入会声会影。图3-12 导入视频3.为视频制作字幕。图3-13 制作字幕4.将制作好的视频进行相关的处理，使视频更加美观，更具观赏性。最后，保存到指定位置。第4章 结论燃油系统之于发动机，就像发动机之于飞机。燃油系统如此重要，所以对其的学习和研究是很有必要的。所以，针对CFM56-7B发动机，利用CATIA软件对其燃油系统模拟仿真，并利用Deep Exploration软件做成动画进行演示。 对该型号发动机的燃油系统的模拟仿真结果，完全符合该系统的工作原理，从本质上完成了对燃油系统运转方式的逼真模拟，确保了较为可靠的系统还原度。该模拟仿真较完整地展示了CFM56-7B发动机燃油系统的工作原理和工作模式，功能性较完善。与此同时，本次模拟仿真基于工作原理，具有很强的通用性，对学习，教学和研究都有很大的帮助。但是，本次研究工作仍有不足之处。由于资料缺乏，再加上时间不充裕，建立的模型只有外形模型，而没有部件的内部结构。而这对于某些部件仅有外形模型是不够，更细致的内部结构，有利于更加深刻的了解部件的工作原理。参考文献1 韩小琦.航空发动机控制系统安全性评估研究：（硕士学位论文）.天津：中国民航大学，2009.2 葛海.大涵道比涡轮风扇发动机建模技术研究：（硕士学位论文）.南京：南京航空航天大学，2013.3 HongLiZhao et al.The English for Engine Mainttenance.天津：Aeronautical Engineering Institue，2013.4 王伟、刘智刚等.民航发动机控制系统.天津：中国民航大学，2016.5Boeing Company.737 POWERPLANT.737-600/700/800/900 MAINTENANCE MANUAL，2000.6 李书明、曲春刚等.民航发动机构造与系统.北京：中国民航出版社，2015.7 李成.CATIA V5 从入门到精通.北京：人民邮电出版社，2010.8 潘文斌等.CATIA V5 设计基础与实践.北京：机械工业出版社，2012.9 CFM国际公司.CFM56-7B部件识别解答手册.培训手册，2004.10 GB/T 161591996，汉语拼音正词法基本规则北京：中国标准出版社，1996附录A：外文翻译资料Article Source：737 POWERPLANT.737-600/700/800/900 MAINTENANCE MANUAL，2000：45-226.Chapter 73 Engine Fuel and ControlBoeing CompanyENGINE FUEL AND CONTROL - INTRODUCTIONThe engine fuel and control system calculates the quantity of fuel necessary to make the commanded thrust. The engine fuel and control system then meters the fuel and injects it into the combustor. The engine fuel and control system also sends the necessary fuel to the engine air system so the engine operation is efficient and stable. See the engine air system chapter for more information.The engine fuel and control system has three subsystems:- Fuel distribution- Fuel control- Fuel indication.ENGINE FUEL AND CONTROL - GENERAL DESCRIPTIONGeneralAll engine fuel and control components are on the engine. The airplane fuel system supplies fuel to the engine fuel and control system. The airplane also gives and receives digital and analog control data to and from the engine fuel and control system. The engine fuel and control system uses this data to control the engine and give engine status to other airplane systems.Electronic Engine Control (EEC)The EEC controls the engine fuel and control system.Two channels in the EEC use input data to calculate the engine fuel and control outputs to operate the engine.Airplane Fuel System The airplane fuel system supplies pressurized fuel from the center or main tank. The fuel goes from the tank through a boost pump and a spar valve before the fuel goes to the engine. See the fuel system chapter for more information on the airplane fuel system. Engine StrutThe engine strut has grounds that supply the airplane model data to the EEC. The EEC uses this to find the maximum certified thrust for the airplane. This is different from the rated thrust. The maximum certified thrust is the thrust the engines will produce if the thrust levers are put against the forward stops. The rated thrust is the maximum thrust the autothrottle will command. The strut grounds also give the EEC the engine position.Thrust Reverser SystemThe EEC gets thrust reverser translating sleeve position from a linear variable differential transformer (LVDT). The EEC uses this data to limit engine thrust while the thrust reverser translating sleeves move. The EEC also commands the engine to idle if it senses a thrust reverser sleeve is deployed part way in flight. The EEC sends thrust reverser position to the DEUs for thrust reverser indication on the display units (DUs). See the thrust reverser section for more information.Aisle Control StandThe EEC uses the thrust lever resolvers (TLRs) on the aisle stand to get thrust resolver angle (TRA). The EEC uses this data to find the commanded engine thrust. The EEC also sends TRA to the autothrottle computer.The start levers and fire handle send signals directly to the HPSOV in the HMU. This lets the flight crew shut down the engine in normal or emergency situations. The EEC does not close the HPSOV. See the engine controls chapter for more information on the engine controls in the aisle stand.In the IDLE position, the start levers send a start signal to the EEC through the DEUs. The start levers also send ignition power to the EEC. The EEC operates the engine ignition system. See the ignition chapter for more information.ENG VALVE CLOSED LightThe ENG VALVE CLOSED light shows the position of the HPSOV. The ENG VALVE CLOSED light comes on bright when the HPSOV is in transit or is not in the commanded position. This light is on dim when the HPSOV is closed and is commanded closed. The ENG VALVE CLOSED light is off when the HPSOV is open and commanded open.Display Electronics Units (DEUs) The EEC gets and receives data from these airplane systems and components through the two DEUs:- Engine and fuel indication- Start lever IDLE or CUTOFF command- Air data inertial reference unit (ADIRU) 1 and 2- Flight management computer (FMC) and control display units (CDUs)- Flight data acquisition unit (FDAU).The EEC sends input data from many of the engine sensors to the DEUs. The DEUs sends some of this data to the display un