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引言

气源系统为以下飞机系统提供高压空气：

• 空调
• 发动机起动
• 机翼防冰
• 水箱增压
• 液压油箱增压
• 前货舱加温
• 后货舱加温
• 燃油箱惰化系统 (FTIS)

高压空气的供应来自以下三个方面：

• 发动机引气系统
• APU 负载压气机
• 地面 HP 连接

注: 空调可以使用外部高压源。

1 发动机引气

飞机装有两套相似的发动机引气系统，每个系统的设计用于：

• 选择压气机不同级位作为引气源
• 调节引气温度
• 调节引气压力

当发动机引气来于发动机高压级时，引气压力由发动机高压活门气动调节。当发动机引气来于发动机中压级时，引气压力由压力调节活门(PRU)控制.

发动机高压活门（HPVLV）

发动机高压活门的开关由气动完成。

将供气压力控制在8～36PSI之间。

飞行在空中，满足下面的状态时，发动机电子控制器（EEC）使PRV—HPV感受管路通大气，保持高压活门（HPV）在关闭位：

• 发动机高于慢车状态；
• 大翼防冰关断；
• 飞机高度大于15000英尺；
• 空调系统正常

当其中一个状态不存在时，由EEC控制的电磁阀断电，高压活门（HPV）打开不再被抑制。

引气压力调节活门（PRV）

引气压力调节活门（PRV）气动调节引气压力44PSI左右。

如果发动机出现火警，引气温度达到450℃时，过热保护使引气压力调节活门（PRV）关闭。

引气压力调节活门（PRV）由一个位于预冷器下游的外部伺服控制器——引气压力调节活门控制电磁阀（CTS）气动控制。

引气压力调节活门控制电磁阀（CTS）有两种控制模式：气动或电动。

CTS气动工作模式：

依靠引气压力调节活门控制电磁阀（CTS）的温控器限制预冷器下游的引气温度。

当温度升高到235℃时，引气压力调节活门（PRV）开始控制其下游引气压力加速下降。

直到引气温度高于245℃时，引气压力被控制在17．5PSI。

当预冷器出口与引气压力调节活门（PRV）入口之间的压差超限时，引气压力调节活门控制电磁（CTS）的返流抑制功能使引气压力调节活门（PRV）关闭。

CTS电动工作模式：

引气压力调节活门控制电磁阀（CTS）通电使引气压力调节活门（PRV）关闭。

• 发动机引气按钮电门在“关断”位。
• 发动机火警按钮电门在“接通”位。

在下列情况下，引气压力调节活门控制电磁（CTS）被引气管理计算机（BMC）通电：

• 预冷器下游引气超温，热交换器出口温度传感器（T）感受到引气温度高于257℃。
• 引气压力调节活门（PRV）下游引气超压，压力调节传感器（PT）感受到引气压力高于57PSI。
• 在发动机、大翼、机身结构等区域内引气管路通过的地方，探测到引气渗漏。
• APU引气活门没有关闭。
• 同侧发动机起动活门没有关闭。

引气超压活门（OPV）

引气超压活门（OPV）为常开活门，气动关闭。引气压力升高到75PSI时，引气超压活门（OPV）开始关闭；引气压力达到85PSI时，引气超压活门（OPV）完全关闭；当引气压力下降到35PSI时，引气超压活门（OPV）重新打开。

风扇引气活门（FAV）

风扇引气活门（FAV）气动调节进入预冷器的风扇引气，使预冷器将发动机引气温度控制在200℃。

风扇引气活门（FAV）由一个位于预冷器下游的外部私服控制器——风扇引气活门控制传感器（CT）气动控制。

如果引气温度达到450℃时，活门体内的过热保护使风扇引气活门（FAV）关闭。

2 APU引气系统与交输引气系统

APU工作期间，可以通过APU引气活门向空气系统供气。

GTCP 36-300A型APU和Honeywell APU 131-9A型APU的引气活门为电控制（电磁阀）气作动活门。它由弹簧加载保持在关闭位。

APIC型APU的引气活门为电控制（伺服活门）燃油作动活门。在没有燃油压力或电力的情况下，阀门会切断飞机引气系统的供应。

注意；APU引气活门为开——关型活门。

交输引气系统

交输引气活门可以连通或隔离左右两侧引气系统。

下列情况下人工接通引气交输活门：

• 为PACK组件交输供气；
• 飞机在地面，用已经起动的发动机为对侧发动机起动供气；
• 大翼防冰期间，发动机引气失效，为大翼防冰供气
• 地面气源为右发起动供气。

交输引气活门为电控制关断活门。

交输引气活门由交输引气选择开关控制，活门有两个作动马达：

• 主马达（选择电门位于AUTO位）用于自动工作模式；
• BMC根据APU引气活门状态控制引气交输活门开关；
• 副马达（选择电门位于SHUT或OPEN位）用于操控自动模式。

APU引气按钮

当APU引气活门按钮压入时，如果APU正常运转，并且BMC1没有检测到渗漏现象，则APU引气活门打开。当按钮按出时，APU引气活门关闭。

注意；如果交输引气活门选择器在“AUTO”位，当APU门打开时，交输引气活门打开、两台发动机引气活门关闭。

交输引气活门选择器：

• APU引气活门在打开（ON）位时，交输引气活门打开；
• APU引气活门在关闭（SHUT）位，交输引气活门关闭。

注意：如果交输引气活门选择在“SHUT”位，当APU引气活门打开时，只有左发动机引气活门关闭。

3 BMC

气源系统的工作是由两个引气监控计算机（BMC 1 和 BMC 2），头顶板及 ECAM 来控制和监控。

每部BMC有三种类型输入信息：

• 通过ARINC 429 数据线输入的数字信号，来自于另一部BMC以及与EIU和CFDIU之间的通讯信号。
• 来自于引气传感器的模拟信号。
• 来自于活门位置电门、BMC、顶部电门板的离散信号。

每部BMC有两种类型输出信息：

• 通过ARINC 429 数据线输出的数字信息：

到SDAC的信号用于ECAM警告和指示；

到CFDIU的信号用于维护计划；

到另一部BMC 的信号用于引起监控。

• 离散信号：

到APU电子控制盒（ECB）;

到顶部电门板用于引气故障显示；

到交输引气活门；

到引气压力调节活门控制电磁阀（CTS）；

到区域控制器。

注意：如果BMC失效，主要部件发动机高压活门、引气压力调节活门、热交换器出口温度传感器、PR传感器）的监控被保持，而引气压力调节活门PRV的自动控制功能将丧失。

4 探测环路

渗漏探测系统用于PACK组件、大翼、发动机吊舱、APU热供气管路等区域的渗漏。

每侧大翼区域由双环路探测监控。

渗漏探测系统连续监控管路周围的过热现象 。

双环路监控区域：

• 左翼和右侧PACK组件区域；
• 左翼、左侧PACK组件和中机身段APU供气管区域。

单环路监控区域：

• 右和有发动机吊舱；
• 后机身段APU供气管路区域。

注意：每条环路由感受元件串联而成。

警告逻辑

两部BMC接受渗漏探测环路的信号。它们通过ARINC数据总线交换大翼双探测环路信号。

注意：大翼探测环路A连接到BMC1, 大翼探测环路B连接到BMC2。当A、B条环路同时探测到渗漏时，BMC给出警告。

APU探测环路仅连接到BMC1。

失效逻辑

当大翼渗漏探测环路A、B或发动机吊舱渗漏探测环路到引气渗漏时，相应一侧发动机引气失效灯点亮。

当APU引气管路渗漏被探测到时，APU引气失效灯点亮。

如果一部BMC失效，另一部BMC将自动接管引气系统的监控，确保下列ECAM警告信息正常显示：

• 超压；
• 超温；
• 大翼区域渗漏探测。

如果发生渗漏并探测到一部BMC失效，相关的空调系统失效灯并不亮，而且相关的引气活门不会自动关闭。

如果BMC1失效，“APU BLEED LEAK”(APU引气渗漏)和相应的“ENG BLEED LEAK”(发动机引气渗漏)警告信息将不能显示。

如果探测到渗漏，下表中相应的活门如果处于打开状态，将被自动关闭。

注意：在主发动机起动期间，APU引气活门和引气交输活门不会自动关闭。

来源：3系飞行员