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引言

氣源系統為以下飛機系統提供高壓空氣：

• 空調
• 發動機起動
• 機翼防冰
• 水箱增壓
• 液壓油箱增壓
• 前貨艙加溫
• 後貨艙加溫
• 燃油箱惰化系統 (FTIS)

高壓空氣的供應來自以下三個方面：

• 發動機引氣系統
• APU 負載壓氣機
• 地面 HP 連接

注: 空調可以使用外部高壓源。

1 發動機引氣

飛機裝有兩套相似的發動機引氣系統，每個系統的設計用於：

• 選擇壓氣機不同級位作為引氣源
• 調節引氣溫度
• 調節引氣壓力

當發動機引氣來於發動機高壓級時，引氣壓力由發動機高壓活門氣動調節。當發動機引氣來於發動機中壓級時，引氣壓力由壓力調節活門(PRU)控制.

發動機高壓活門（HPVLV）

發動機高壓活門的開關由氣動完成。

將供氣壓力控制在8～36PSI之間。

飛行在空中，滿足下面的狀態時，發動機電子控制器（EEC）使PRV—HPV感受管路通大氣，保持高壓活門（HPV）在關閉位：

• 發動機高於慢車狀態；
• 大翼防冰關斷；
• 飛機高度大於15000英尺；
• 空調系統正常

當其中一個狀態不存在時，由EEC控制的電磁閥斷電，高壓活門（HPV）打開不再被抑制。

引氣壓力調節活門（PRV）

引氣壓力調節活門（PRV）氣動調節引氣壓力44PSI左右。

如果發動機出現火警，引氣溫度達到450℃時，過熱保護使引氣壓力調節活門（PRV）關閉。

引氣壓力調節活門（PRV）由一個位於預冷器下游的外部伺服控制器——引氣壓力調節活門控制電磁閥（CTS）氣動控制。

引氣壓力調節活門控制電磁閥（CTS）有兩種控制模式：氣動或電動。

CTS氣動工作模式：

依靠引氣壓力調節活門控制電磁閥（CTS）的溫控器限制預冷器下游的引氣溫度。

當溫度升高到235℃時，引氣壓力調節活門（PRV）開始控制其下游引氣壓力加速下降。

直到引氣溫度高於245℃時，引氣壓力被控制在17．5PSI。

當預冷器出口與引氣壓力調節活門（PRV）入口之間的壓差超限時，引氣壓力調節活門控制電磁（CTS）的返流抑制功能使引氣壓力調節活門（PRV）關閉。

CTS電動工作模式：

引氣壓力調節活門控制電磁閥（CTS）通電使引氣壓力調節活門（PRV）關閉。

• 發動機引氣按鈕電門在「關斷」位。
• 發動機火警按鈕電門在「接通」位。

在下列情況下，引氣壓力調節活門控制電磁（CTS）被引氣管理計算機（BMC）通電：

• 預冷器下游引氣超溫，熱交換器出口溫度傳感器（T）感受到引氣溫度高於257℃。
• 引氣壓力調節活門（PRV）下游引氣超壓，壓力調節傳感器（PT）感受到引氣壓力高於57PSI。
• 在發動機、大翼、機身結構等區域內引氣管路通過的地方，探測到引氣滲漏。
• APU引氣活門沒有關閉。
• 同側發動機起動活門沒有關閉。

引氣超壓活門（OPV）

引氣超壓活門（OPV）為常開活門，氣動關閉。引氣壓力升高到75PSI時，引氣超壓活門（OPV）開始關閉；引氣壓力達到85PSI時，引氣超壓活門（OPV）完全關閉；當引氣壓力下降到35PSI時，引氣超壓活門（OPV）重新打開。

風扇引氣活門（FAV）

風扇引氣活門（FAV）氣動調節進入預冷器的風扇引氣，使預冷器將發動機引氣溫度控制在200℃。

風扇引氣活門（FAV）由一個位於預冷器下游的外部私服控制器——風扇引氣活門控制傳感器（CT）氣動控制。

如果引氣溫度達到450℃時，活門體內的過熱保護使風扇引氣活門（FAV）關閉。

2 APU引氣系統與交輸引氣系統

APU工作期間，可以通過APU引氣活門向空氣系統供氣。

GTCP 36-300A型APU和Honeywell APU 131-9A型APU的引氣活門為電控制（電磁閥）氣作動活門。它由彈簧加載保持在關閉位。

APIC型APU的引氣活門為電控制（伺服活門）燃油作動活門。在沒有燃油壓力或電力的情況下，閥門會切斷飛機引氣系統的供應。

注意；APU引氣活門為開——關型活門。

交輸引氣系統

交輸引氣活門可以連通或隔離左右兩側引氣系統。

下列情況下人工接通引氣交輸活門：

• 為PACK組件交輸供氣；
• 飛機在地面，用已經起動的發動機為對側發動機起動供氣；
• 大翼防冰期間，發動機引氣失效，為大翼防冰供氣
• 地面氣源為右發起動供氣。

交輸引氣活門為電控制關斷活門。

交輸引氣活門由交輸引氣選擇開關控制，活門有兩個作動馬達：

• 主馬達（選擇電門位於AUTO位）用於自動工作模式；
• BMC根據APU引氣活門狀態控制引氣交輸活門開關；
• 副馬達（選擇電門位於SHUT或OPEN位）用於操控自動模式。

APU引氣按鈕

當APU引氣活門按鈕壓入時，如果APU正常運轉，並且BMC1沒有檢測到滲漏現象，則APU引氣活門打開。當按鈕按出時，APU引氣活門關閉。

注意；如果交輸引氣活門選擇器在「AUTO」位，當APU門打開時，交輸引氣活門打開、兩台發動機引氣活門關閉。

交輸引氣活門選擇器：

• APU引氣活門在打開（ON）位時，交輸引氣活門打開；
• APU引氣活門在關閉（SHUT）位，交輸引氣活門關閉。

注意：如果交輸引氣活門選擇在「SHUT」位，當APU引氣活門打開時，只有左發動機引氣活門關閉。

3 BMC

氣源系統的工作是由兩個引氣監控計算機（BMC 1 和 BMC 2），頭頂板及 ECAM 來控制和監控。

每部BMC有三種類型輸入信息：

• 通過ARINC 429 數據線輸入的數位訊號，來自於另一部BMC以及與EIU和CFDIU之間的通訊信號。
• 來自於引氣傳感器的模擬信號。
• 來自於活門位置電門、BMC、頂部電門板的離散信號。

每部BMC有兩種類型輸出信息：

• 通過ARINC 429 數據線輸出的數字信息：

到SDAC的信號用於ECAM警告和指示；

到CFDIU的信號用於維護計劃；

到另一部BMC 的信號用於引起監控。

• 離散信號：

到APU電子控制盒（ECB）;

到頂部電門板用於引氣故障顯示；

到交輸引氣活門；

到引氣壓力調節活門控制電磁閥（CTS）；

到區域控制器。

注意：如果BMC失效，主要部件發動機高壓活門、引氣壓力調節活門、熱交換器出口溫度傳感器、PR傳感器）的監控被保持，而引氣壓力調節活門PRV的自動控制功能將喪失。

4 探測環路

滲漏探測系統用於PACK組件、大翼、發動機吊艙、APU熱供氣管路等區域的滲漏。

每側大翼區域由雙環路探測監控。

滲漏探測系統連續監控管路周圍的過熱現象 。

雙環路監控區域：

• 左翼和右側PACK組件區域；
• 左翼、左側PACK組件和中機身段APU供氣管區域。

單環路監控區域：

• 右和有發動機吊艙；
• 後機身段APU供氣管路區域。

注意：每條環路由感受元件串聯而成。

警告邏輯

兩部BMC接受滲漏探測環路的信號。它們通過ARINC數據總線交換大翼雙探測環路信號。

注意：大翼探測環路A連接到BMC1, 大翼探測環路B連接到BMC2。當A、B條環路同時探測到滲漏時，BMC給出警告。

APU探測環路僅連接到BMC1。

失效邏輯

當大翼滲漏探測環路A、B或發動機吊艙滲漏探測環路到引氣滲漏時，相應一側發動機引氣失效燈點亮。

當APU引氣管路滲漏被探測到時，APU引氣失效燈點亮。

如果一部BMC失效，另一部BMC將自動接管引氣系統的監控，確保下列ECAM警告信息正常顯示：

• 超壓；
• 超溫；
• 大翼區域滲漏探測。

如果發生滲漏並探測到一部BMC失效，相關的空調系統失效燈並不亮，而且相關的引氣活門不會自動關閉。

如果BMC1失效，「APU BLEED LEAK」(APU引氣滲漏)和相應的「ENG BLEED LEAK」(發動機引氣滲漏)警告信息將不能顯示。

如果探測到滲漏，下表中相應的活門如果處於打開狀態，將被自動關閉。

注意：在主發動機起動期間，APU引氣活門和引氣交輸活門不會自動關閉。

來源：3系飛行員