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B737-NG 飞机 CFM56-7B 发动机的控制计算机 EEC，有三种推力控制模式：正常模式、软备用模式和硬备用模式。它的两种备用模式通常比较难理解，导致我们在排除相关故障时会感到如雾里观花。本文将结合发动机工作原理来对它做深入解读，期望能帮助大家有更清晰准确的了解。 CFM56-7B 发动机是通过控制风扇转速 N1 来控制发动机推力 F 的。在一定的油门角度时，在一定范围内，我们要通过调节 N1 转速，保证发动机推力 F 相对于需要推力 Fn = f(M, P0)为一定值(M 为飞行马赫数 MACH，即飞行速度与当地音速的比值，P0 为环境压力)，使它不随外界的温度 OAT 影响而变化。 1、外界温度对 N1 的影响 根据相似理论，同一台发动机在尾喷临界或超临界状态下工作时，当飞行马赫数 MACH 和 N1/TAT1/2 相同（TAT 为大气总温，当地面试车时，即为外界大气温度 OAT），发动机工作状态就相似。此时相似参数 N1/TAT1/2、F/PT（PT 为大气总压，当地面试车时，即为外界大气压力 P0）为定值。即当 OAT 增加时，在同一 P0 下，为保证推力 F 不变，N1 要增加。如图一所示：
超温，发动机控制设计为：在外界温度OAT小于拐点温度（CORNER POINT）时，发动机推力保持不变，随着 OAT 的增加，N1需要增加，EGT 相应增加；外界温度高于拐点温度（CORNER POINT）后，保持 EGT不变，发动机推力减小，N1 减小。 2、外界压力对推力的影响 外界压力减小，空气流量减少，在 N1 转速一定时，发动机推力下降，如图 二所示： 3、飞行速度的影响
马赫数增加时，发动机推力减小，见图三。 马赫数是通过静压、总压和总温来计算的。
为了完成推力控制，EEC 会根据以下四个参数给定 N1 的控制参考曲线（见图四）。 飞机型号，用来确定飞机设计部门提出的阻力，即“需用推力”曲线 Fn=f(M, P0)； 发动机推力水平，用来确定发动机的最大起飞推力水平； P0（外界大气压力），参与计算“需用推力”和 N1 控制； 马赫数（飞行速度与当地音速的比值），参与计算“需用推力”和 N1 控制； 发动机引气数据。 N1 的控制参考曲线对于任何推力水平的发动机的最大反推推力、慢车反推推力、慢车推力、最大爬升推力、最大起飞推力/最大连续推力和最大认证推力都有固 定的油门解算 角度。最大 起飞推力和 最大连续推 力是同一个 油门解算角度。起飞推力用于低高度和低速度，而最大连续推力用于其它飞行包线部分。 有了 N1 的控制参考曲线，再根据油门的位置确定工作点，结合实际 N1 值，完成供油计划，最终完成对 N1 的控制。 马赫数是 N1 控制的主要参数之一，它不能直接测量，得通过静压、总压和总温来计算获得。它的不同计算和估算方法，即成为了 EEC 的正常模式、软备用模式和硬备用模式的不同工作方式。（见图五）
马赫数需要通过静压 P0、总压 PT 和总温 TAT 来计算得出，下面是这三个参数的介绍。 1、TAT 的来源：ADIRU 和发动机的 T12 传感器。 EEC 从两个 ADIRU 和发动机的 T12 传感器得到 TAT 温度。T12 传感器有两个感温元件，一个为 A 通道提供信号，另一个为 B 通道提供信号。ADIRU 的TAT（总温）探头有防冰加热。 在地面，为防止无足够空气冷却 ADIRU 的 TAT 探头而造成错误信号，只要有一个 T12 可用，EEC 只使用 T12 提供的总温。在飞机起飞 5 分钟后，EEC 使用 ADIRU 的 TAT 总温信号。 在空中，如果所有四个总温信号都良好，发动机使用来自 1 号 ADIRU 的总温 信号。这样两台发动机使用的是一样的 TAT 值。如果两个 ADIRU 的总温信号都没有，EEC 使用自己发动机的 T12 总温信号。 2、P0 的来源：ADIRU（惯导组件）和 EEC 上的 P0 传感器。 EEC 可以从四个地方得到 P0 压力，两个来自 1 号和 2 号 ADIRU，两个来自 EEC 的两个 P0 传感器。EEC 有两个 P0 压力传感器，一个为 A 通道提供信号，另一人为 B 通道提供信号。如果四个 P0 信号都良好，EEC 使用 1 号 ADIRU 的 P0。 这样两台发动机使用的是同样的 P0 值。如果两个 ADIRU 的 P0 都没有，EEC 使用自己的 P0 压力传感器信号完成发动机控制。 3、PT 的来源： 只由 ADIRU 提供。 当没有总压 PT 信号， PT 不一至，或超限时，EEC 即转为软备用工作模式。 在 P5 的后顶板有两个 EEC 电门。电门内有白色的电门位置 ON（接通）指示器，和琥珀色的备用模式指示灯。它们显示了 EEC 是工作在正常模式还是备用模式。当 EEC 工作在备用模式，琥珀色的备用模式灯亮。（见图五） 当 EEC 没有从两个 ADIRU 收到有效的总压信号，或机组按压 EEC 电门到关断位时（此时 ON 指示不显示），EEC 转为软备用或硬备用模式。
1、正常模式 在下列条件下，EEC 工作在正常模式： PT 有效； P5 后顶板的 EEC 电门在 ON（接通）位； PT 在下列条件下为有效； 两个 ADIRU 的 PT 都在限制范围内； PT 信号一至； 至少一个 PT 皮托管加温是接通的； 皮托管加温断开时，需飞机在地面，且油门解算角度 TRA 小于 53 度。 在正常模式，EEC 通过 P0 和 ADIRU 的 PT 来计算马赫数 M。马赫数 M 是计算N1 参考转速的参数之一。当外界压力、温度和马赫数 M 改变时，N1 参考转速也会改变，以提供满足飞机性能的发动机推力。 正常模式马赫数 M 的计算如下： 我们把气流在 ADIRU 的 PT 皮托管中的流动看作是完全气体的绝能定熵流， 根据能量方程有： PT / P0 = [1+（k-1）M2 / 2]k/(k-1) 其中 k 是定熵指数，空气的定熵指数约为 1.4，它随温度有小的变化，可从 定熵指数与温度的关系表查到。 当 PT 和 P0 都测量出来时，可以通过上式计算出马赫数 M。 2、软备用模式 当 PT 无效时，EEC 自动转到软备用工作模式。这时 EEC 使用下列参数来估 算飞行马赫数 M： 总温 TAT； 标准天气下的外界大气温度 T0S。这个温度可以从 P0 算出；标准天气是地面为海平面标准气压和 15 度的外界气温，在此条件下随着高度的增加，气压和气温都是一定值。实测 P0 可以给出飞行的高度，进而得到这个高度在标准天气下的气温 T0S； 最后一个可用 T0 值与标准天气下的气温 T0S 的差值△T，可用 T0-T0S =△T）可用 T0。 可以通过绝能定熵流的关系式： TAT / T0 =（PT/P0）（k-1）/k 解得。 其中 TAT、PT 和 P0 在正常工作模式时都为可用值，k 是定熵指数。 此时马赫数 M 的计算公式为： TAT /（T0S+△T）= 1+（k-1）M2 /2 此式根据完全气体的绝能流的能量方程导出，其中 k 是定熵指数。 因为，△T 是最后一个有效温差值，随着飞行地域或外界条件的改变，T0S+△ T 将不能准确反映实际外界大气温度 T0，计算出的飞行马赫数也将不准确。发动机推力可能比正常小或发生超限。但在失去总压 PT 的瞬间，飞行马赫数 M 不会有突变，发动机推力也不会产生突变。 3、硬备用模式 EEC 在以下条件转为硬备用模式： EEC 在软备用模式工作了 15 秒（备用灯亮），同时油门杆小于慢车位置以上19 度（最大爬升推力以下）； 或 EEC 电门置于关断位 在低油门时，软备用和硬备用模式的推力差别不大，而在高推力时，会有很大的推力差别。如果有大的推力差别，EEC 不会自动从软备用转换到硬备用模式。 如果一个 EEC 工作在正常模式而另一个 EEC 工作在软备用模式，油门杆会发生剪刀差，这时飞行员必须将两台发动机的 EEC 都置于硬备用模式。 在硬备用模式，EEC 使用 P0（即飞行高度）直接估计一个飞行马赫数。而且为确保飞机在任何条件都有足够推力，EEC 使用最大 N1 转速的拐点温度作为外界总温。这种模式在热天时会产生超过最大推力水平的推力，有可能导致EGT 超温发生。 以上是我结合发动机工作原理对 EEC 备用工作模式所做的说明，重点是通过公式明确了飞行马赫数的算法，使 EEC 的三种工作模式的概念更为清楚。如有不当之处，欢迎批评指正。 附录：使用符号 EGT 发动机排气温度 F 发动机推力 Fn 飞机需要推力 f() 函数 k 定熵指数 M 飞行马赫数 MACH 飞行马赫数 N1 发动机风扇转速 OAT 外界温度 P0 外界压力 PT 总温 T0 外界温度 T0S 标准天气外界温度 △T 温差 T12 发动机测量总温 TAT 总温 |
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