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B737NG发动机CFM56-7B采用全权数字式电子发动机控制系统FADEC，而电子发动机控制EEC作为该系统的核心组件，管理发动机推力、监控发动机工况。每台发动机对应一个EEC，每个EEC具有两个独立的工作通道。在正常工作时，其中一个通道作为活动通道，而另一个作为备用通道。当活动通道失效时，备用通道可以接替工作。在每次发动机起动或起动尝试时，两个通道轮流充当活动通道，互为备用通道。 EEC可由相应的EEC发电机供电或由同侧的交流转换汇流条供电。EEC发电机由发动机驱动，当N2转速达到15%以上，EEC发电机开始向EEC供电。在EEC发电机无电的情况下，将发动机启动电门放至GRD或CONT位可以使相应一侧的交流转换汇流条向EEC供电。 EEC通电后，将采集发动机系统参数并发送给DEU显示电子组件，便于飞行机组在EICAS（发动机指示机组警告系统）上获得相应信息。需要注意的是，除N1，N2、滑油量和振动指数VIB可以由独立的传感器提供信息外，其他的发动机参数由EEC提供。 接下来，我们介绍EEC的推力控制逻辑。EEC的推力控制分为正常方式和备用方式。机组可通过相应的EEC电门人工选择控制方式。 在正常方式下，EEC按照当前的大气环境和引气构型，根据发动机额定推力值（选型不同不一样），计算出对应的五个风扇转速（慢车、最大爬升、最大连续、最大起飞/复飞和最大反推力），这五个额定推力值对应油门杆上的五个固定的角度。最后，通过插值计算建立出N1关于油门杆角度的函数。油门杆组件连接相应的角度解算器，它将油门杆的机械运动转换为角度电信号传输给EEC。这样，当油门杆移动到一个特定的位置时，根据EEC计算的函数就对应出当前条件下的一个N1值，EEC通过HMU液压机械组件调节进入燃烧室的燃油流量，使发动机的实际N1达到指令N1。当自动油门接通时，油门杆上的伺服马达会驱动油门杆直到当前N1满足FMC提供的目标N1。由此可见，EEC通过N1控制发动机推力。 备用方式分为软备用和硬备用两种，他们与正常方式的主要区别就在于计算相应推力对应的N1所用的马赫数得到的方式不同。如果EEC失去来自ADIRU的总压信号或两个ADIRU的总压信号不一致，则自动进入软备用状态。15秒后，EEC电门ATLN灯亮且ON灯不熄灭。 值得提出的是，ADIRU向相应一侧的DEU提供数据，该侧DEU会将数据同时提供给两部EEC。而只要一部EEC无法接受其中一部ADIRU的有效数据，它就会返回到备用模式。这意味着，只要一侧ADIRU或DEU出现故障，两部EEC都会返回备用模式。图片
软备用方式下，EEC利用最后一个可用的外界大气温度和标准天气下的外界大气温度来修正马赫数。但是随着飞行条件的改变，真实大气温度不会一直等于修正的大气温度，这样计算出的马赫数会不准确从而导致发动机的推力可能比正常模式下的更小或者更大。所以软备用方式不能够长时间使用。 在软备用状态下，将推力手柄收至慢车或直接按压EEC电门可以进入硬备用。前一种方式ON灯不会熄灭而后一种方式会熄灭。在硬备用控制模式下，EEC用P0和固定的TAT值（30°C）计算马赫数。在这种情况下，相同油门杆位置，推力通常大于等于正常方式。这样能确保在任何大气条件下都能提供足够的推力。当然，如果将推力手柄移至前止动位，会产生过度增压。这仅在紧急情况下当所有可用措施都已实施而仍有触地危险时才考虑使用。 需要注意的是，不要使一部EEC在软备用而另一部在硬备用，这样会导致发动机推力手柄产生剪刀差。除此之外，无论是正常还是备用方式，EEC都提供N1和N2红线超速保护。EEC不提供EGT红线超温保护。 EEC将自动选择地面最小慢车，飞行最小慢车和进近慢车，前者只适用于地面。在飞行中，大多数情况使用飞行最小慢车。如果任一发动机防冰打开或襟翼在着陆形态下，选择进近慢车。图片
接下来我们介绍发动机燃油系统。燃油通过燃油泵从各主油箱和中央油箱传输至发动机燃烧室，主要经历以下几个步骤。燃油从燃油泵中输出，经过机翼上的翼梁燃油关断活门后通过发动机一级燃油泵，随后给IDG和发动机滑油热交换器降温。热交换器下游装有一个燃油滤，用于过滤和清洁燃油中的杂质。如果燃油滤阻塞，燃油则自动旁通燃油滤。再经过二级燃油泵后，燃油进入液压机械组件HMU。HMU是发动机控制系统的执行机构，它接受EEC指令，利用伺服燃油驱动发动机的各个控制活门工作。利用过后的伺服燃油会重新通过燃油滤进行新的一轮循环。而剩下的一部分燃油通过发动机燃油关断活门进入发动机燃烧室。在进入燃烧室之前，燃油流量传感器将计量燃油并将数据发送至EEC。 发动机滑油系统用于冷却和润滑发动机轴承与附件齿轮箱。滑油通过发动机驱动的滑油泵抽出油箱进入发动机，并由发动机驱动的回油泵抽出发动机。来自回油泵的滑油将会经过回油滤过滤杂质。如果回油滤阻塞，滑油会自动旁通。返回滑油箱前，滑油会通过燃油冷却的热交换器以保持适当的温度。滑油系统的相关参数和报警都位于显示组件上。 发动机起动系统利用增压空气和电源起动发动机。将发动机启动电门放至GRD位，发动机起动电门使用电瓶电源关闭发动机引气活门并且打开起动活门，由引气驱动的启动机通过附件齿轮箱带动发动机高压转子旋转。通常在N2转速达到25％或最大冷转时，将发动机启动手柄提至慢车位会打开翼梁、发动机燃油活门，EEC向燃烧室供油并指令选择的点火器点火。此时，涡轮功率逐渐增加到大于压气机所需功率。当N2转速达到56％，启动机自动脱开，发动机继续增速直到稳定在慢车状态。 EEC可以在地面启动过程中监视发动机参数，提供非正常启动保护。如热起动、发动机失速、超过排气温度起动极限和湿起动。尽管如此，机组在启动发动机时，仍需要进行人工监视，在出现下列至少一种情况时完成发动机中止启动检查单： 1，热启动，EGT迅速接近或超过起动限制； 2，湿启动，发动机启动手柄提至IDLE15秒后，EGT不上升； 3，悬挂启动，EGT上升后，N1或N2未增速，或增速极其缓慢； 4，发动机稳定在慢车后无滑油压力指示。 如果发动机在空中停车，可以通过风转启动或交输引气启动两种方式在空中启动发动机。然而，空中启动不具备地面起动保护特性。 发动机点火系统中，每一台发动机对应两个点火喷嘴。左点火喷嘴由相应的交流转换汇流条供电，右点火喷嘴由交流备用汇流条供电。根据上一节的电气章节，我们知道，如果要在没有交流电的情况下启动发动机，则需将点火喷嘴选择在右。此外，为防止熄火，发动机可以进行自动再点火。当发动机启动电门在GRD、CONT位时，EEC一旦探测到发动机熄火，两个点火器工作。（FLT位时，只要发动机启动手柄在慢车，则两个点火器持续工作） 在发动机系统的中，还有一项非常重要的部分，那就是反推。在飞机落地选择反推时，发动机反推装置上的套筒就会向后移动，使折流门将外涵道的气流通过固定式叶栅向前喷出，已达到减速制动的作用。这有利于减少刹车系统的磨损和着陆滑跑的距离。目前，民航客机上的反推禁止被利用去倒车。图片
当低于RA10英尺或者空/地传感器处于地面方式时，反推装置可放出。当推力手柄不在慢车位时，反推手柄受机械约束不能移动。在选择反推前，相应的电子机械锁与液压上锁作动筒将反推套筒固定使其无法移动。选择反推后，电子机械锁解锁，相应的液压系统将作动反推套筒伸出。当指令反推装置收回时，位于后顶板上的反推REVERSER灯亮，且在隔离活门关闭10秒钟后，该灯灭。另外，如果反推套筒收回不完全或向放出位置发生非指令移动时，自动重新收回电路将工作，隔离活门打开并指令控制活门至收回位置，从而使液压压力收回反推套筒。 空中振动监控AVM系统监控发动机的振动水平。其主要功能是在备用发动机显示上显示低压和高压转子同步振动。 接下来，我们来介绍APU有关内容。APU即辅助动力装置，是一种安装在飞机尾部防火隔离舱内的气体涡轮发动机。它能够在波音737ng最高认证飞行高度启动和工作。在地面和空中，APU所驱动的发电机可以为两个交流转换汇流条供电。它可以在地面向两部空调提供引气或在空中向一部空调提供引气。（APU负载时工作高度：电负载41000ft，引气负载：17000ft，电和引气负载：10000ft）除此之外，在正常启动发动机时，APU提供的引气带动启动机运转。 起动APU的电源来自1号交流转换汇流条或电瓶。启动时，位于机身右侧的进气活门自动打开，当其在全开位时，起动程序开始。达到一定转速时，开始自动供油点火。整个启动循环可能长达120秒。如果起动出现问题或者排气温度超限时，APU会自动关车，机组在启动阶段无需监视EGT。在作为一个引气源使用之前，先让其工作两分钟可以延长寿命。 当移动APU电门至关断位时，开始自动完成在无引气负载下一分钟延时关断。APU发电机、引气活门自动关断，60秒后且APU速度降至足够低时，燃油活门和进气活门关闭。如果燃油活门不关闭，约30秒后故障FAULT灯亮。 电子控制组件ECU由电瓶供电，负责监视、控制APU。当出现超速、滑油压力低、滑油温度高、APU火警、燃油控制组件失效、排气温度超温和其它由电子控制组件监测的系统故障时，提供自动关车保护。 在发动机启动时，如果APU电负荷和引气量超过限制，某些电负荷会被卸载。如果不在发动机启动时，ECU则减少引气量，保持电负荷。 好啦，以上就是本期的全部内容，下一期咱们将为大家介绍防火系统。 本站仅提供存储服务，所有内容均由用户发布，如发现有害或侵权内容，请点击举报。广源优配提示：文章来自网络，不代表本站观点。
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