B737NG发动机控制系统故障简介

B737NG发动机控制系统故障简介仅以本文向高华、罗磊二位教员致敬。

机队技术水平的每一点进步，都是站在巨人的肩膀之上。

作为B737NG系列飞机唯一的选型发动机，CFM56-7采用了当今主流的FADEC（全权限数字发动机控制）技术。

本文主要围绕FADEC的两大核心部件——EEC（发动机电子控制）和HMU（液压控制组件）进行介绍。

EEC的全称是“发动机电子控制”。

作为“全权限数字发动机控制”（FADEC）系统的核心部件，EEC控制发动机推力，监控发动机的工况，并实时调整发动机各个机构的工作。

可以说EEC就是CFM56-7发动机的大脑。

B737每台发动机都安装有一部EEC，每一部EEC都有两个通道。

（一）电源部分EEC的电源由两部分组成：同侧转换汇流条和EEC发电机。

（1）EEC交流发动机是EEC的首选电源。

正常情况下，N2达到15%后EEC发电机开始向EEC供电。

（2）当EEC发电机无电时，将发动机起动电门置于GRD或CONT 位时由同侧转换汇流条向EEC供电。

（二）发动机参数的显示EEC负责采集发动机参数，通过DEU传递给其他系统。

只要EEC发电机有电，不论发动机是否运转，发动机参数都能够被显示。

当EEC无电时，N1、N2、滑油油量和发动机振动指数直接根据发动机传感器显示。

（1）地面使用电瓶电源起动发动机时，N2转速达到15%前只有N1、N2 和滑油量显示。

（没有振动指数）（2）地面起动发动机，起动电门置于GRD位后由转换汇流条向EEC供电，N2达到15%后由EEC发电机供电。

所以发动机全部参数全程都有显示。

（3）N2转速低于15%时，发动机参数仅有N1、N2 、滑油量和振动指数显示。

机组可以将起动电门置于CONT或者GRD位，由转换汇流条向EEC供电以显示完整发动机参数。

注意，此时振动指数是能够显示的。

（三）EEC单通道故障EEC内部安装有两部完全相同的微处理器，被称作“Channel A”和“Channel B”。

两个通道各自监控发动机参数，并且能够互相沟通，但仅有一个通道有权利发出控制指令。

发出控制指令的通道被称作“活动通道”（Active channel）。

另一个通道被称作“备用通道”（Stand by channel）。

系统会对EEC的两个通道进行健康检测，选择最优的通道作为活动通道。

两部通道都正常时，轮流充当活动通道，每次发动机起动前自动交换角色。

当“活动通道”发生故障时，“备用通道”自动接手发动机控制。

（1）在地面，如果EEC存在不可放行的严重故障，会触发相应发动机的ENGINE CONTROL灯亮。

一部EEC通道故障会触发ENGINE CONTROL灯亮。

注：ENGINE CONTROL灯涵盖的故障范围包括但不仅限于EEC通道失效。

（2）在空中EEC单通道故障不会触发任何警告，也不会出现任何发动机异常的现象。

因为另一部通道会自动接手发动机控制。

注：ENGINE CONTROL灯在空中被抑制，任何故障都无法唤醒。

（四）EEC双通道故障在空中如果EEC两个通道同时发生故障，发动机会丧失全部控制功能进入“脑死亡”的状态。

主要现象如下：（1）部分发动机参数消失。

N1、N2、滑油量（OIL QTY）和振动指数（VIB）显示正常。

排气温度（EGT）、燃油流量（FF）、滑油压力（OIL PRESS）和滑油温度（OIL TEMP）参数显示空白。

此形态与上文中“EEC断电”现象一致。

（2）发动机自动降为慢车推力，且对推力手柄的移动无反应。

发动机自动降至慢车推力。

随着飞行高度降低，N1和N2转速逐渐降低。

当N2转速低于50%后，故障发动机显示ENG FAIL信息。

但是此时发动机转速明显高于停车后的风转，而且油箱油量仍在缓慢减少。

这说明发动机的核心机部分仍在工作。

下图中左侧为双通道失效，右侧为停车风转状态。

（3）故障一侧发动机电源断开。

气源仍然可用。

（4）飞机着陆后，ENGINE CONTROL灯亮。

编者按：作为发动机控制系统的关键部件,CFM56-7的EEC 可靠性是很高的。

同一台发动机的双通道同时失效概率极低。

迄今为止，笔者尚未见到过EEC双通道失效的真实案例。

以上故障现象均拍摄自模拟机（设置EEC双通道失效或者FADEC失效）。

但是我们注意到，模拟机上的“双通道失效”现象区别于其他任何发动机故障。

笔者有理由认为该故障现象是有意，且有依据制作的。

所以以上故障现象应该是比较可信的。

专门将该故障收录在文中，权作为抛砖引玉之用。

如果各位有实例报告，或者了解具体原理还望不吝赐教。

我会在后续文章中作出跟进介绍。

（五）EEC备用方式（1）故障原因EEC备用方式不是EEC的故障，而是由于大气数据异常导致的EEC功能降级。

CFM56-7发动机的一个重要特点是使用马赫数来计算当前飞行环境下的基准转速。

正常情况下EEC从两部ADIRUS获得全压、全温和静温数据计算马赫数。

只要任意一部ADIRUS提供的大气数据出现错误，EEC就会转为备用方式。

在备用方式下，EEC对两部ADIRUS的数据都不予采信。

大气数据的传递流程如下：大气数据传感器——ADIRUS——DEU——EEC。

所以任意一部大气数据传感器、ADIRUS或DEU的故障都会导致两部EEC进入备用方式。

此外还有一种比较少见的现象，是单台发动机EEC进入备用方式。

另一台发动机EEC工作正常，这就证明两套大气数据信号都没有问题。

该故障是由DEU至其中一部EEC的数据链接中断导致的。

即使只有一侧进入EEC软备用方式，也要将两侧EEC均切换至硬备用方式。

这是为了保证两侧发动机的推力和加速性一致。

（2）软备用方式如果某一侧DEU 提供的总压（PT）数据中断或错误超过15秒，EEC即进入软备用方式。

在软备用方式下，EEC使用“最近的有效飞行状态来确定发动机参数”。

软备用是EEC发现大气数据不可靠时采取的临时的、过渡性的措施，目的是暂时稳定发动机控制，为机组的判断和处置争取时间。

随着飞行条件改变，实际大气数据与“最近的有效飞行状态”之间的偏差会逐渐扩大。

所以软备用方式不能够长时间的使用。

在使用软备用方式期间应当尽量避免大的飞行状态改变。

如果在爬升或下降阶段EEC进入软备用方式，推荐在最近的高度层改平飞处置故障。

（3）硬备用方式有两种方法可以使EEC进入硬备用：第一种方法，在软备用状态下将推力手柄收至慢车。

此时EEC进入硬备用方式，但是EEC电门仍然维持软备用时的显示，即ON和ALTN灯同时亮。

第二种方法，直接按压EEC 电门。

EEC进入硬备用方式ON灯熄灭，ALTN灯亮。

为了与实际形态保持一致，便于机组后续识别，不论EEC实际方式如何，检查单要求必须按下EEC电门。

在硬备用时，EEC 使用静压（PO）获得假定的马赫数。

为了保证在任何情况下飞机都会有满足的飞机性能要求的充足推力，EEC 假定的外界大气温度具有最大的推力要求。

在高温条件下，在这个方式，大的最大推力额定值超限是可能的。

在高温条件期间，这能够造成排气温度（EGT）超限。

——《B737NG 飞机维护手册》“在正常和备用方式下，EEC 提供N1 和N2 红线超速保护。

因为EEC 不提供EGT 红线超温保护，EGT 极限必须由人工观察。

”——《B737飞行机组操作手册》硬备用方式使用最恶劣气象条件参与推力计算，所以在推力手柄位置不变的情况下，硬备用方式下的推力总是大于/等于正常方式和软备用方式。

如果在大推力状态下，将发动机切换至硬备用方式可能会导致发动机超出当前推力限制（绿指标），但不会超过转速限制（104%）。

检查单要求进入硬备用方式前，先将推力手柄收回至中立位，正是为了避免这种情况的出现。

利用EEC硬备用的这一计算特点，我们可以在紧急情况下获得最大的推力。

“若EEC 在备用方式，将推力手柄前推到底以提供大功率，但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。

”——《B737飞行机组操作手册》HMU（液压控制组件）是发动机控制系统的执行机构。

HMU接受来自EEC的指令，驱动发动机的各个控制活门工作。

EEC监控发动机的工况变化，跟进调整HMU的动作，从而实现对发动机的闭环控制。

需要强调一点，HMU使用经过加温的“伺服燃油”来驱动液压机构动作，而不是我们通常所讲的液压油。

HMU发生故障时，EEC的指令无法正确转化为发动机的工作。

如果说EEC故障是发动机“脑死亡”的话，那么HMU故障就是发动机的“高位截瘫”。

HMU的主要功能可以分为两类：推力控制和伺服控制。

我们对HMU故障的介绍也从这个两个角度入手。

（一）推力控制/燃油计量故障HMU通过“燃油计量活门”控制向发动机燃烧室的喷油量，进而控制发动机推力。

当HMU发生故障时，燃油计量活门会停留在当前开度，发动机保持恒定的燃油流量。

（1）发动机对推力手柄的移动无反应由于“燃油计量活门”停留在当前开度，发动机保持恒定的燃油流量。

EEC 丧失了对发动机的控制。

此时机组移动推力手柄，发动机没有任何反应。

（2）N1转速随飞行高度变化我们知道，外界大气密度的变化会改变燃烧室的油气混合比。

随着飞行高度的变化，EEC会调整燃油流量以保持恒定的N1转速。

以爬升为例，如果需要保持恒定的N1转速EEC 必须逐渐减小燃油流量。

当燃油流量由于故障被锁定时，EEC 的调节功能失效。

N1转速会随飞行高度的发生变化。

（3）起飞/爬升阶段的处置要点起飞/爬升过程中HMU失效的处置难度是比较大的。

失效初期两台发动机推力相当，随着高度上升，故障发动机的N1转速逐渐增加。

如果机组不能尽快发现，发动机的N1、N2和EGT最终都会超过极限。

尽早识别，是起飞/爬升阶段HMU故障的处置的关键。

一旦发现N1转速超过推力限制，缓慢收回推力手柄，检查发动机对推力手柄的响应是否正常。

如果发动机对推力手柄的移动没有响应，飞机应当尽快在安全的高度改平飞，以阻止N1转速继续增加。

此时机组会面临的风险主要有三个。

风险一、如何保持理想的空速和下降率，抑制超速倾向。

故障发动机锁死在大推力状态后，即使将另一侧发动机减小至慢车推力，飞机在平飞状态仍有可能缓慢增速。

必要时机组可以使用飞行扰流板获得额外的阻力。

如果飞机状态控制困难，或者无法获得理想的下降率，机组应当及时关闭故障的发动机。

隔离故障设备，使用可靠的设备和替代程序是特情处置的通行准则。

风险二、意外的不对称推力。

如果机组未发现推力锁死，截获高度后自动驾驶操纵飞机改平飞，同时会指令自动油门收回。

正常一侧发动机推力减小，故障一次发动机推力仍锁死在大推力，这就会造成推力不对称。

如果此时空速继续增大，自动油门还会将推力手柄收至慢车位置，导致不对称推力进一步扩大。

我们知道B737NG 飞机的自动驾驶不具备主动的方向舵操纵能力。

为了保持航迹，自动驾驶会向好发一侧压盘。