引擎（1B-B-71-00-00-00A-043A-A第005版）

圖1.85-EJ200發(fā)動(dòng)機(jī)

飛機(jī)由兩臺(tái)Eurojet?EJ200雙線軸后燃渦扇引擎（參見圖1.85）驅(qū)動(dòng)，這兩臺(tái)引擎左右分置，安裝在兩個(gè)相互獨(dú)立的防火引擎艙中。引擎所需的空氣則通過一可變進(jìn)氣口進(jìn)入機(jī)身下方的兩條分離式進(jìn)氣道。引擎所能提供的最大推力，在最大后燃區(qū)間內(nèi)為90?kN.
引擎有一組三級(jí)低壓壓縮機(jī)和一組五級(jí)高壓壓縮機(jī)構(gòu)成，兩組壓縮機(jī)各由一臺(tái)單級(jí)渦輪機(jī)驅(qū)動(dòng)。兩組壓縮機(jī)都設(shè)有引氣功能供內(nèi)部冷卻和飛機(jī)維護(hù)用。
進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流會(huì)被引至低壓壓縮機(jī)，隨后分為兩條氣流，一條為高溫主流，另一條為低溫旁通氣流。高溫主流會(huì)從渦扇葉片內(nèi)圈通過高壓壓縮機(jī)，隨后進(jìn)入裝有噴油燃燒器的環(huán)形燃燒室點(diǎn)燃。低溫旁通氣流則會(huì)流過高壓壓縮機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)周圍的環(huán)形氣道，隨后在尾噴管與主流匯合。
后燃系統(tǒng)包含通過外部歧管供油的徑向燃燒器與一套縮放式噴口組成?？s放式噴口本身由多瓣噴口葉組成，以靈活調(diào)節(jié)由收縮式葉片組成的喉部面積和綻放式葉片組成的噴口面積。
一臺(tái)由高壓壓縮機(jī)驅(qū)動(dòng)的，安裝在引擎上的外部變速箱則為引擎組件和機(jī)載變速箱提供動(dòng)力。
引擎主體和后燃燃油計(jì)量系統(tǒng)由一臺(tái)安裝在引擎上，由燃油冷卻，并帶有引擎監(jiān)控和故障診斷能力的數(shù)字電子控制單元(DECU)控制。
引擎變速箱同時(shí)還驅(qū)動(dòng)一臺(tái)安裝于引擎上且自成一體的液壓系統(tǒng)。由潤滑油箱、壓力系統(tǒng)、回收和通風(fēng)系統(tǒng)組成的引擎潤滑系統(tǒng)也安裝于引擎上，且自成一體。

發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)（1B-B-71-83-00-00A-043A-A第005版）

受控氣流通過可變幾何飛機(jī)進(jìn)氣口進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口被三級(jí)低壓壓縮機(jī)壓縮。

低壓壓縮機(jī)出口時(shí)，氣流在旁通和主流之間分配，名義比例為0.4:1。

主流氣流

主流氣流經(jīng)過可變進(jìn)氣道活葉，在輸送至燃燒段之前，被五級(jí)高壓壓縮機(jī)進(jìn)一步壓縮。

來自燃燒室的熱氣流通過單級(jí)高壓和低壓渦輪以及排氣擴(kuò)散器進(jìn)入噴氣管，在那里它與旁通氣流連接。

旁通流氣流流量

旁通流氣流從低壓壓縮機(jī)外部流過高壓壓縮機(jī)、燃燒室和渦輪段周圍的環(huán)形旁通管。當(dāng)旁通氣流與熱氣匯合時(shí)，其中一部分流經(jīng)前噴射管和隔熱板之間的環(huán)形通道，形成一層隔熱層。一些空氣也流經(jīng)隔熱板上的孔，在其內(nèi)表面提供冷卻氣流。

排出空氣

在發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過程中，內(nèi)部排氣以提供發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻、增壓和軸承負(fù)載平衡。還從低壓壓縮機(jī)的第二級(jí)獲取空氣，用于油箱增壓，并從高壓壓縮機(jī)的第五級(jí)獲取空氣，以供應(yīng)飛機(jī)服務(wù)和飛機(jī)二次電源系統(tǒng)的空氣渦輪起動(dòng)馬達(dá)。

發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)油系統(tǒng)（1B-B-71-86-00-00A-043A-A第005版）

潤滑系統(tǒng)完全獨(dú)立于發(fā)動(dòng)機(jī)上。潤滑油系統(tǒng)是完全基于航空的，為軸承和齒輪提供必要的潤滑和冷卻。它由發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)，以使機(jī)油輸送符合發(fā)動(dòng)機(jī)要求。

該系統(tǒng)包括航空油箱、加壓子系統(tǒng)、濾油子系統(tǒng)和排油子系統(tǒng)。其主要部件為航空油箱、加壓泵、濾油泵、變速箱和用燃油冷卻的潤滑油冷卻器。

機(jī)油從齒輪箱驅(qū)動(dòng)的航空油箱通過壓力泵、細(xì)濾器和燃油冷卻潤滑油冷卻器輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)，以在所有工作條件下為軸承、齒輪和軸提供充分潤滑。通過濾油泵系統(tǒng)清除軸承室并將機(jī)油送回油箱。排油子系統(tǒng)確保通過空氣密封的氣流充足，從而使油包含在軸承室中。

航空油箱

它包含一個(gè)旋轉(zhuǎn)吊籃，由外部齒輪箱驅(qū)動(dòng)。油通過離心力緊靠油箱壁，在所有飛行條件、姿態(tài)和加速度下提供連續(xù)供油。

油箱通風(fēng)管包含一個(gè)閥，用于密封（發(fā)動(dòng)機(jī)停止）和加壓（發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)）油箱。

壓力泵

由外部齒輪箱驅(qū)動(dòng)的齒輪式壓力泵提供驅(qū)動(dòng)供油系統(tǒng)的壓力。高海拔地區(qū)的吸入性能通過加壓油箱得到增強(qiáng)。安全閥限制冷起動(dòng)油壓。

供油系統(tǒng)的主要輸送區(qū)域包括：

–前軸承室

–后軸承室

–齒輪箱。

當(dāng)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓和/或發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)油溫度過高的情況時(shí)，警告裝置會(huì)向駕駛艙內(nèi)的飛行員發(fā)出1級(jí)音頻/警告。這些警告包括耳機(jī)中閃爍的注意力吸引器和語音警告信息（左/右機(jī)油壓力和/或左/右機(jī)油溫度），以及相關(guān)的DWP和MHDD標(biāo)題（發(fā)動(dòng)機(jī)格式、左/右機(jī)油P或/和左/右機(jī)油T）。

濾油泵

提供一個(gè)由外部齒輪箱驅(qū)動(dòng)的七級(jí)齒輪泵，用于完全地清理系統(tǒng)，直至達(dá)到最大工作高度（altitude）。

泵還為油箱增壓提供壓力。

齒輪箱

外部齒輪箱為引擎附件和飛機(jī)齒輪箱提供動(dòng)力，并驅(qū)動(dòng)航空油箱的吊籃。

燃油冷卻潤滑油冷卻器

發(fā)動(dòng)機(jī)和齒輪箱中的機(jī)油所獲得的熱量通過燃油冷卻潤滑油冷卻器（FCOC）中的熱轉(zhuǎn)換器（heat exchanger）傳遞到燃油，并輸送到引擎。

發(fā)動(dòng)機(jī)燃油控制系統(tǒng)（1B-B-71-81-00-00A-043A-A第005版）

燃料供應(yīng)至主燃料計(jì)量裝置（MFMU）進(jìn)行干式操作，必要時(shí)供應(yīng)至加力段。

燃油還用于冷卻數(shù)字發(fā)動(dòng)機(jī)控制單元（DECU）和通過FCOC的潤滑油。

干式燃油供應(yīng)

干式燃油供應(yīng)從齒輪泵輸送至MFMU，主計(jì)量閥（MMV）在此設(shè)置發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量。如果MMV失去控制，DECU通過緊急溢流閥（ESV）控制流向發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量。

排放箱在取消再熱后從再熱泵收集燃油，并在發(fā)動(dòng)機(jī)停機(jī)時(shí)從主歧管凈化收集燃油。

加力燃料供應(yīng)

加力燃油供應(yīng)完全由DECU控制。將油門移到加力范圍可使燃油進(jìn)入再熱燃油計(jì)量裝置（RHFMU），并從該裝置通過分配閥進(jìn)入堆芯、主歧管和旁通歧管。燃油流量由伺服驅(qū)動(dòng)計(jì)量閥控制，該閥在DECU控制下對(duì)節(jié)氣門位置作出反應(yīng)。

引擎數(shù)字控制裝置（1B-B-71-84-01-00A-043A-A第006版）

數(shù)字電子控制單元（DECU）采用燃油冷卻，安裝在低壓壓縮機(jī)殼體上。它的主要功能是根據(jù)節(jié)氣門對(duì)TAS、OAT、VIGV位置和噴嘴區(qū)域的要求控制發(fā)動(dòng)機(jī)，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行包線的運(yùn)行限制范圍內(nèi)工作。

在正常運(yùn)行期間，來自飛機(jī)系統(tǒng)的信號(hào)加上來自發(fā)動(dòng)機(jī)的速度、壓力和溫度信號(hào)被送入DECU。分析了它們?cè)诎l(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)中的應(yīng)用，對(duì)比了它們的局限性和要求。DECU使用內(nèi)置測(cè)試信息執(zhí)行“發(fā)動(dòng)機(jī)上”故障檢測(cè)，并將此信息提供給機(jī)載發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控單元（EMU）。它還向維護(hù)數(shù)據(jù)面板（MDP）提供數(shù)據(jù)。

DECU具有模塊化結(jié)構(gòu)。它在28 V直流電源上工作，通過節(jié)氣門從關(guān)閉位置移動(dòng)到怠速（或以上）位置來通電。

DECU分為兩個(gè)通道（物理上分開；通道1和2），每個(gè)通道相同，并且兩個(gè)通道始終通電（PP3用于通道1，PP4用于通道2），僅需要一個(gè)通道來控制引擎。

通過每個(gè)DECU通道內(nèi)的獨(dú)立模擬超速調(diào)速器提供針對(duì)DECU處理故障的引擎超速保護(hù)。

如果NL或NH超過預(yù)設(shè)閾值，這將限制發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量。有兩個(gè)高能（HE）點(diǎn)火器，每個(gè)點(diǎn)火器單獨(dú)由一條通道控制，用于地面起動(dòng)。如果發(fā)動(dòng)機(jī)在25秒內(nèi)加速不超過30%NH，DECU將使第二個(gè)點(diǎn)火器通電。在每次DECU加電時(shí)，為發(fā)動(dòng)機(jī)控制選擇DECU的備用通道。在空中重新點(diǎn)火期間，兩個(gè)點(diǎn)火器都通電。

DECU監(jiān)控飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)信號(hào)（速度、溫度、VIGV位置和噴嘴面積）。這些信號(hào)經(jīng)過處理，然后用于發(fā)動(dòng)機(jī)控制。

DECU包含自動(dòng)生效的喘振恢復(fù)邏輯。如果自動(dòng)喘振恢復(fù)不成功，則需要先導(dǎo)操作。

駕駛艙選項(xiàng)（Cockpit Selections）

飛行員可使用MHDD/發(fā)動(dòng)機(jī)格式上的兩個(gè)L1/L2軟鍵更改DECU通道，可由操作。僅當(dāng)備用通道的降級(jí)程度不高于激活通道時(shí)，才能執(zhí)行換道。

將向MHDD/發(fā)動(dòng)機(jī)格式發(fā)送一個(gè)信號(hào)，告知通道1或2是否工作。如果兩條通道都出現(xiàn)故障，則會(huì)觸發(fā)L/R DECU警告，并失去發(fā)動(dòng)機(jī)控制。在這種情況下，引擎將自動(dòng)繼續(xù)以安全額定值（飛行怠速）運(yùn)行。油門移動(dòng)不起作用。

DECU功能

DECU在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、正常運(yùn)行和發(fā)動(dòng)機(jī)停機(jī)期間的內(nèi)置測(cè)試執(zhí)行以下功能：

–發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的功能監(jiān)控、飛行前和運(yùn)行期間的連續(xù)監(jiān)控

–隔離單個(gè)LRI故障的試驗(yàn)

–向集成監(jiān)控和記錄系統(tǒng)（IMRS）提供數(shù)據(jù)，以指示發(fā)動(dòng)機(jī)的可用性狀態(tài)。

BIT數(shù)據(jù)被分流到EMU。

發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)（1B-B-71-84-02-00A-043A-A第005版）

發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)（EMS）是整個(gè)機(jī)載綜合監(jiān)控和記錄系統(tǒng)（IMRS）的一部分，包括飛機(jī)上的所有飛機(jī)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)和設(shè)備。

發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)由發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控單元（EMU）組成，該單元接收來自DECUs的信號(hào)。在運(yùn)行過程中提供車載數(shù)據(jù)處理，以便維護(hù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)的功能狀態(tài)，向飛行員和MDP顯示信息。

注意

事項(xiàng)

PMDS（便攜式維護(hù)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)）是一個(gè)裝置，它使來自MDP的數(shù)據(jù)能夠傳輸?shù)紺SG，并且還可用于上載發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，例如發(fā)動(dòng)機(jī)配置。

通過FCS總線從DECU提供碰撞幸存存儲(chǔ)器單元（CSMU）的數(shù)據(jù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)（1B-B-80-00-00-00A-043A-A第006版）

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)用于點(diǎn)燃發(fā)動(dòng)機(jī)并將其加速至自我維持穩(wěn)定運(yùn)行的點(diǎn)。

起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)可執(zhí)行以下操作：

–地面

–飛行中

發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)

發(fā)動(dòng)機(jī)的地面起動(dòng)通過SPS系統(tǒng)（有關(guān)更多詳細(xì)信息，請(qǐng)參閱第1-153頁的輔助動(dòng)力系統(tǒng)）或地面推車實(shí)現(xiàn)，或在發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)運(yùn)行時(shí)通過交叉引氣實(shí)現(xiàn)（請(qǐng)參閱第2-15頁的交叉引氣發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)）。

地面啟動(dòng)期間，DECU對(duì)NH和TBT進(jìn)行自動(dòng)監(jiān)測(cè)，如果不滿足某些標(biāo)準(zhǔn)，則停止啟動(dòng)。

SPS系統(tǒng)接地起動(dòng)

通過將油門從高壓關(guān)閉移動(dòng)到怠速（LP旋塞開關(guān)設(shè)置為打開）啟動(dòng)。LP旋塞開關(guān)也可用作點(diǎn)火總開關(guān)。

當(dāng)空氣驅(qū)動(dòng)開關(guān)設(shè)置為AUTO（自動(dòng)）時(shí)，從輔助動(dòng)力裝置（APU）或接地電源供應(yīng)的空氣通過空氣渦輪起動(dòng)馬達(dá)（ATS/M）驅(qū)動(dòng)齒輪箱。

齒輪箱以機(jī)械方式驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)達(dá)到自持速度值時(shí)，切斷ATS/M的空氣供應(yīng)，發(fā)動(dòng)機(jī)接管齒輪箱驅(qū)動(dòng)。第二次發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后，APU自動(dòng)關(guān)閉或接地電源切斷。

交叉引氣地面起動(dòng)

在起動(dòng)第二臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之前，通過取消選擇APU，可以類似地從運(yùn)行中的發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行交叉引氣起動(dòng)。

運(yùn)行中的發(fā)動(dòng)機(jī)通過齒輪箱和輸力軸向另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)提供機(jī)械動(dòng)力以起動(dòng)。

發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行中起動(dòng)

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行中未點(diǎn)亮?xí)r，DECU啟動(dòng)自動(dòng)重啟，無需飛行員操作，并且在怠速或以上時(shí)節(jié)氣門打開，此時(shí)：

?–發(fā)動(dòng)機(jī)減速率高于最大限值

–如果自動(dòng)重啟失敗，控制回路不需要減速，飛行員可以執(zhí)行：

–風(fēng)車重新照明（參見第3-9頁雙發(fā)動(dòng)機(jī)熄火）

發(fā)動(dòng)機(jī)滑閥旋轉(zhuǎn)是由流經(jīng)未點(diǎn)亮發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣引起的。

–輔助重新照明（參見第3-11頁輔助重新照明）

發(fā)動(dòng)機(jī)滑閥旋轉(zhuǎn)是由通電發(fā)動(dòng)機(jī)通過交叉引氣溢出的空氣引起的。

注意

事項(xiàng)

輔助重燃和風(fēng)車重燃期間，DECU不執(zhí)行TBT和NH的自動(dòng)監(jiān)測(cè)。TBT和NH必須由飛行員監(jiān)控。

渦輪葉片溫度（TBT）監(jiān)測(cè)

如果在地面起動(dòng)循環(huán)期間，TBT超過610°C的時(shí)間超過2.5秒，則燃油流量減少0.35秒。燃油下降發(fā)生后，燃油流量將恢復(fù)到正常的起動(dòng)計(jì)劃值，除非手動(dòng)或自動(dòng)取消起動(dòng)。

發(fā)動(dòng)機(jī)氣流控制系統(tǒng)（1B-B-71-83-01-00A-043A-A第004版）

一個(gè)獨(dú)立的液壓系統(tǒng)通過調(diào)節(jié)高壓壓縮機(jī)（HPC）可變進(jìn)氣活葉（VIGV）和縮放式噴氣噴口來控制通過發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流。氣流控制系統(tǒng)由三個(gè)子系統(tǒng)組成：

–液壓動(dòng)力機(jī)組（HPGU）

–可變活葉驅(qū)動(dòng)和控制單元（VACU）

–噴口驅(qū)動(dòng)和控制單元（NACU）。

圖1.86-發(fā)動(dòng)機(jī)氣流控制系統(tǒng)示意圖

根據(jù)DECU需求，從泵到VIGV和噴口執(zhí)行器的液壓動(dòng)力由每個(gè)子系統(tǒng)的單獨(dú)伺服閥控制。

VIGV和噴嘴位置的反饋提供給DECU。（參見圖1.86）。

發(fā)動(dòng)機(jī)加力系統(tǒng)（1B-B-71-88-00-00A-043A-A第004版）

加力系統(tǒng)通過向發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣部分噴射燃油來增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力。通過將油門移到最大干止動(dòng)（MAX DRY detent）位置之外，可以選擇加力系統(tǒng)。

在加力操作過程中，燃油被噴入熱氣排出氣流和旁通流。加力系統(tǒng)使用通過外部燃料歧管供應(yīng)的徑向燃燒器，并包括一個(gè)能夠改變喉部和出口區(qū)域的多段的縮放式噴口。

主機(jī)和加力液壓機(jī)械燃油計(jì)量單元（RHFMU）均由具有故障診斷能力的燃油冷卻數(shù)字電子控制單元（DECU）控制。

加力燃料控制

來自油門操縱桿的先導(dǎo)指令產(chǎn)生電信號(hào)，該電信號(hào)通過FCS總線發(fā)送至DECU。作為響應(yīng)，DECU通過向燃油系統(tǒng)電氣部件發(fā)送信號(hào)來控制發(fā)動(dòng)機(jī)。在大多數(shù)情況下，傳感器產(chǎn)生相應(yīng)機(jī)械部件到DECU的位置反饋。

加力燃料供應(yīng)

燃油由再熱泵根據(jù)DECU信號(hào)供給，通過齒輪箱驅(qū)動(dòng)的離心泵進(jìn)入再熱燃油計(jì)量裝置（RHFMU）。再熱由一個(gè)熱射式噴油器點(diǎn)燃，由蓄能器供給，蓄能器充有來自伺服系統(tǒng)的燃油，并在接收到DECU信號(hào)時(shí)由電磁閥點(diǎn)火。來自再熱燃料計(jì)量裝置的燃料通過分配閥輸送至主、堆芯和旁通歧管，分配閥對(duì)系統(tǒng)加壓，以盡量減少加力點(diǎn)火時(shí)間。在取消選擇加力時(shí)，它們還限制燃油泄漏到噴射管中。

加力操作

在加力范圍內(nèi)，油門設(shè)置要求適當(dāng)?shù)膰娮烀娣e，該噴口面積依次調(diào)節(jié)加力燃料流量（三級(jí)加力燃料：一級(jí)（primary）、堆芯和旁路）。

總溫度、海拔高度和汽輪機(jī)壓力比是調(diào)節(jié)加力操作的附加參數(shù)。

加力范圍內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱控制如下：

–對(duì)于油門設(shè)置所需噴口面積（A8）的穩(wěn)態(tài)條件

–對(duì)于瞬態(tài)條件，加力調(diào)節(jié)受到噴嘴面積率（A8點(diǎn)）的限制。

如果發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低于85%NH，則禁止加力選擇序列，但一旦點(diǎn)亮，允許發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降至80%NH，然后自動(dòng)取消加力。

加力處理無特殊限制。但是，當(dāng)以亞音速在30000英尺以上運(yùn)行時(shí)，有可能出現(xiàn)瞬態(tài)嗡嗡聲。

在任何情況下，如果嗡嗡聲或尖叫聲超過檢測(cè)系統(tǒng)限值，DECU將自動(dòng)取消加力。

進(jìn)氣罩（1B-B-71-60-00-00A-043A-A第005版）

概述

兩個(gè)進(jìn)氣罩（每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口上各有一個(gè)）鉸接在進(jìn)氣管的下唇處。左側(cè)進(jìn)氣罩通過左側(cè)公用工程液壓回路和由FCC 3控制并由FCC 1監(jiān)控的單工裝置供電。右進(jìn)氣整流罩通過右公用工程液壓回路和由FCC 2控制并由FCC 4監(jiān)控的單工裝置供電。

控制法規(guī)

進(jìn)氣道（可變）控制律（law）提供了整流罩控制的自動(dòng)模式。本標(biāo)準(zhǔn)自動(dòng)控制模式提供對(duì)前圍板位置的控制：

–用于發(fā)動(dòng)機(jī)地面運(yùn)行。

–低速和亞音速大迎角飛行時(shí)，作為馬赫數(shù)和迎角的函數(shù)。

–在亞音速和超音速巡航期間，作為馬赫數(shù)和總溫度的函數(shù)。

自動(dòng)模式

圖1.87-自動(dòng)整流罩時(shí)間表

自動(dòng)整流罩時(shí)間表如圖1.87所示。

手動(dòng)模式

為了向進(jìn)氣罩自動(dòng)控制系統(tǒng)提供備用模式，駕駛艙配備了一個(gè)應(yīng)急進(jìn)氣罩打開系統(tǒng)，由應(yīng)急進(jìn)氣打開開關(guān)控制。開關(guān)的操作允許一個(gè)或兩個(gè)前圍板在以下故障條件下打開：

–當(dāng)開關(guān)處于AUTO（自動(dòng)）位置時(shí)，前圍板處于自動(dòng)控制狀態(tài)。

–當(dāng)一個(gè)或兩個(gè)液壓/UTILS系統(tǒng)減壓且緊急進(jìn)氣道開關(guān)保持在打開位置時(shí)，將選擇適當(dāng)?shù)倪M(jìn)氣道（或兩個(gè)）打開?？蓪⑶皣宕蜷_至著陸所需的設(shè)置（-26°）。

控制裝置和指示器

專用駕駛艙控制

進(jìn)氣緊急控制開關(guān)（左控制臺(tái)），參見飛行控制系統(tǒng)（FCS）第1-256頁。

MHDD

發(fā)動(dòng)機(jī)罩位置在MHDD/ENG格式上顯示。

怠速時(shí)，怠速時(shí)間表可被高功率限制器覆蓋，以確保在所有飛行條件下高效運(yùn)行。

在飛行包線右側(cè)，當(dāng)液壓系統(tǒng)（噴口執(zhí)行器）故障或加力火焰熄滅時(shí)，DECU將自動(dòng)禁止加力重新選擇，以防止對(duì)加力系統(tǒng)造成任何損壞。

DWP

L COWL OR R COWL?NAV, COMB & APP/LDG POF

L COWL?OR?R COWL GND & T/ O POF

有關(guān)更多詳細(xì)信息，請(qǐng)參閱進(jìn)氣罩故障第3-39頁。

發(fā)動(dòng)機(jī)操作（1B-B-71-01-00-00A-043A-A第004版）

在高功率下，發(fā)動(dòng)機(jī)可能受到NH、NL、NL的限制/√Θ、P3、T3、TBT或噴嘴致動(dòng)器負(fù)載（NZL）。每個(gè)限制器的精確區(qū)域因發(fā)動(dòng)機(jī)而異（參見圖1.88）。

在中速時(shí)，TBT將控制所有高度。NL/√Θ控制在低速和高海拔，雖然它可以控制到海平面在寒冷的日子。

在瞬態(tài)過程中，DECU通過限制NH點(diǎn)來控制發(fā)動(dòng)機(jī)加速/減速。包絡(luò)線最右側(cè)由NH、P3、T3或噴嘴負(fù)載控制，具體取決于發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量和環(huán)境條件。

飛行中的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱（1B-B-71-02-00-00A-043A-A第006版）

發(fā)動(dòng)機(jī)是電子控制的，不同的參數(shù)控制發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行條件下的行為。

一般來說，節(jié)氣門設(shè)置與NL之間存在固定關(guān)系，但溫度、高度和空速的變化（通常會(huì)導(dǎo)致NH、TBT和AJ的變化）也可能導(dǎo)致任何給定節(jié)氣門設(shè)置下NL的微小變化。

特別是，發(fā)動(dòng)機(jī)NH怠速根據(jù)馬赫數(shù)、海拔高度和溫度進(jìn)行調(diào)整。因此，在地面靜止時(shí)，怠速NH通常在67%到72%之間；在高海拔或超音速條件下，這可能會(huì)增加到最大干度。

因此，在怠速區(qū)域（由于怠速計(jì)劃），可能會(huì)注意到油門響應(yīng)死區(qū)。

干動(dòng)力運(yùn)行

干功率范圍內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱控制如下：

–對(duì)于NL的穩(wěn)態(tài)條件，節(jié)氣門設(shè)置受NH、NL、NL的最小和最大限制/√Θ、P3、T3和噴嘴負(fù)荷

–對(duì)于瞬態(tài)條件，加速/減速受NH速率（NH Dot）限制。

加力操作

在加力范圍內(nèi)，油門設(shè)置需要一個(gè)適當(dāng)?shù)膰娍诿娣e，該噴口面積反過來調(diào)節(jié)加力燃料流量。

總溫度、海拔高度和渦輪壓力比是調(diào)節(jié)加力操作的附加參數(shù)。

加力范圍內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱控制如下：

–對(duì)于油門設(shè)置所需噴口面積的穩(wěn)態(tài)條件

–對(duì)于瞬態(tài)條件，加力調(diào)節(jié)受到噴口面積率的限制。

如果發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速低于85%NH，則禁止加力選擇序列，但一旦點(diǎn)亮，允許發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降至80%NH，然后自動(dòng)取消加力。

加力處理無特殊限制。但是，當(dāng)以亞音速在40 000英尺以上運(yùn)行時(shí)，有可能出現(xiàn)瞬態(tài)嗡嗡聲。

在任何情況下，如果嗡嗡聲或尖叫聲超過檢測(cè)系統(tǒng)限值，DECU將自動(dòng)取消再熱。

油門（1B-B-76-11-00-00A-043A-A第003版）

簡介

圖1.89-油門

左右油門單元安裝在兩個(gè)駕駛室內(nèi)的左控制臺(tái)上（圖1.89）。除油門頂部控制裝置外，它們的功能完全相同。油門采用電子控制，以在所有油門運(yùn)動(dòng)條件下提供質(zhì)量平衡、摩擦控制和一致的加力止動(dòng)力。通過操作位于左垂直面板上的標(biāo)有“Throttle FRIC”（油門FRIC）的旋轉(zhuǎn)控制裝置，可以將油門桿摩擦調(diào)整到駕駛員舒適度。當(dāng)蓄電池總開關(guān)設(shè)置為BATT時(shí)，油門全開功能可用。

注意

事項(xiàng)

?一旦FCS進(jìn)入飛行模式，前后駕駛艙中的油門通過自動(dòng)油門執(zhí)行器相互從屬。因此，無論哪個(gè)駕駛艙擁有FCS控制，兩個(gè)駕駛艙中的油門位置都是相同的。然而，在“未來作戰(zhàn)系統(tǒng)”投入使用之前，后駕駛艙油門移動(dòng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制或起動(dòng)沒有影響。

?通過分別移動(dòng)左側(cè)和/或右側(cè)油門操縱桿來實(shí)現(xiàn)左側(cè)和/或右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置。油門運(yùn)動(dòng)有三個(gè)區(qū)域：停車關(guān)斷區(qū)、干動(dòng)力區(qū)和加力區(qū)。

停車關(guān)斷

要允許任一油門從干動(dòng)力范圍內(nèi)移動(dòng)至停車關(guān)斷，必須按下油門的機(jī)械閂鎖。當(dāng)油門處于停車關(guān)斷狀態(tài)時(shí)，HP旋塞關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)（如果運(yùn)行）關(guān)閉，并且取消任何正在進(jìn)行的起動(dòng)或重新點(diǎn)火序列。

在前駕駛艙中，手動(dòng)釋放閂鎖（必須實(shí)際提起以允許移動(dòng)）可防止發(fā)動(dòng)機(jī)意外啟動(dòng)或關(guān)閉。

注意

事項(xiàng)

油門不能選擇為停車關(guān)斷，發(fā)動(dòng)機(jī)不能從后駕駛艙啟動(dòng)或關(guān)閉。

?在后駕駛艙中，未安裝手動(dòng)釋放閂鎖。這允許從停車關(guān)斷位置不受限制地移動(dòng)油門。

干動(dòng)力范圍（怠速至最大值）

當(dāng)空氣驅(qū)動(dòng)開關(guān)處于AUTO（自動(dòng)）位置時(shí)，齒輪箱供氣（即APU運(yùn)行、連接外部地面空氣車或運(yùn)行發(fā)動(dòng)機(jī)）將油門從停車關(guān)斷移動(dòng)到干動(dòng)力范圍，啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)。起動(dòng)順序由發(fā)動(dòng)機(jī)DECU自動(dòng)控制。飛行員可以依次啟動(dòng)任一發(fā)動(dòng)機(jī)，或同時(shí)打開兩個(gè)油門，在這種情況下，檢測(cè)到的第一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)從停車關(guān)斷變?yōu)榈∷賹⑹紫葐?dòng)。第一次起動(dòng)順序完成后，第二臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)將起動(dòng)。

加力范圍（最小/最大RHT范圍）

干動(dòng)力范圍的末端通過一個(gè)力止動(dòng)器感覺到，必須克服該力止動(dòng)器才能選擇加力。類似地，取消加力需要飛行員拉動(dòng)一個(gè)力卡位，以恢復(fù)干動(dòng)力范圍。

自動(dòng)油門

按下右側(cè)油門頂部的AT engage（自動(dòng)油門接合）按鈕（圖1.89）不到1秒，自動(dòng)油門接合。按下開關(guān)一秒鐘以上，改變馬赫數(shù)和IAS保持之間的規(guī)律。自動(dòng)油門接合時(shí)，油門位置會(huì)自動(dòng)改變，以保持設(shè)定的速度基準(zhǔn)。如果油門在干動(dòng)力范圍內(nèi)，但需要加力以達(dá)到或保持基準(zhǔn)轉(zhuǎn)速，則會(huì)觸發(fā)4類語音提示，選擇加力。然后，飛行員可以手動(dòng)推動(dòng)油門通過加力止動(dòng)裝置，然后自動(dòng)油門將根據(jù)需要控制節(jié)流閥。無需先導(dǎo)輸入即可將自動(dòng)節(jié)流閥從再熱延遲至干動(dòng)力范圍。如有必要，飛行員可以強(qiáng)制超越自動(dòng)油門指令。這將導(dǎo)致自動(dòng)油門斷開，并產(chǎn)生自動(dòng)駕駛儀和自動(dòng)油門警告。

非控制型飛行員可以通過按住自動(dòng)油門接合開關(guān)任意長時(shí)間來超控飛行員的油門設(shè)置，以進(jìn)行油門控制。

當(dāng)AT接通時(shí)，位于左側(cè)遮光板上標(biāo)有SPD的指示燈點(diǎn)亮，AT模式選擇器指示燈上的狀態(tài)欄顯示M（馬赫）或顯示的空氣速度（DAS），具體取決于選擇的模式。

發(fā)動(dòng)機(jī)控制裝置和指示燈（1B-B-71-00-00-00A-111A-A第004版）

圖1.90-發(fā)動(dòng)機(jī)控制裝置和指示器-總布置圖

發(fā)動(dòng)機(jī)控制和監(jiān)控由前后駕駛艙中相同的專用開關(guān)、控制裝置和顯示器組合而成（參見圖1.90）。

默認(rèn)情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)信息僅顯示在接地2和T/O PoF上的R MHDD上。

按下ENG（發(fā)動(dòng)機(jī)）軟鍵（SK）可選擇發(fā)動(dòng)機(jī)格式（ENG）。顯示以下發(fā)動(dòng)機(jī)信息：

–NL（低壓渦輪轉(zhuǎn)速-百分比值）

–NH（高壓渦輪轉(zhuǎn)速-百分比值）

–TBT（高壓渦輪葉片溫度–攝氏度）

–AJ（噴嘴面積-百分比值）

–FF（發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量）

–DECU通道正在使用（1或2，可通過軟鍵選擇）

–左右進(jìn)氣

–發(fā)動(dòng)機(jī)警告說明

左、右低壓旋塞開關(guān)

燃油通過低壓（LP）旋塞流向每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)。

標(biāo)記為“L LP旋塞”和“R LP旋塞”的兩個(gè)位置蓋保護(hù)雙穩(wěn)態(tài)撥動(dòng)開關(guān)分別位于左右控制臺(tái)中，位置如下：

打開（防護(hù)）：左/右低壓旋塞打開，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器電路啟用

關(guān)閉（保護(hù)）：左/右低壓旋塞關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器電路停用。

位于前后駕駛室內(nèi)的左/右低壓旋塞開關(guān)應(yīng)設(shè)置為打開，以啟用點(diǎn)火器電路。

油門

位于左控制臺(tái)中的油門通過怠速、最大加力和最小RHT位置，控制發(fā)動(dòng)機(jī)從停車關(guān)斷（高壓燃油關(guān)閉關(guān)閉，使發(fā)動(dòng)機(jī)處于關(guān)閉狀態(tài)）到最大RHT（啟用最大加力操作）。

飛行員對(duì)各發(fā)動(dòng)機(jī)的油門需求是通過線性移動(dòng)油門操縱桿（向前和向后）來實(shí)現(xiàn)的。左右操縱桿可在其可選擇范圍內(nèi)單獨(dú)或同時(shí)移動(dòng)。

專用警告面板（DWP）

DWP顯示所有MHDD警告標(biāo)題。在正常模式下運(yùn)行時(shí)，DWP上顯示的警告說明如下：

L DECU?OR R DECU DECU failure（DECU失敗）

L VIBR OR?R VIBR?engine vibration（發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)）

L OIL T OR R OIL T?engine oil overtemperature（發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)油溫度過高）

L RHEAT?OR R RHEAT?reheat failure（加力失?。?/span>

L RHEAT OR R RHEAT?reheat failure（加力失?。?/span>

L FLAME OR R FLAME?engine flame-out（發(fā)動(dòng)機(jī)熄火）

L OIL P OR R OIL P?engine oil pressure low（發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)油壓低）

L ENG P OR R ENG P?reduced engine performance（發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低）

L FIRE OR R FIRE?engine fire（發(fā)動(dòng)機(jī)著火）

L COWL OR R COWL?intake cowl system failure during GND and T/O phase of flight（飛行接地和起飛階段進(jìn)氣罩系統(tǒng)故障）

L COWL OR R COWL?intake cowl system failure during AA, NAV and LDG phase of flight（飛行AA、NAV和LDG階段進(jìn)氣罩系統(tǒng)故障）

When operating in reversionary mode only: L FIRE and R FIRE?warning captions are shown（僅在備用模式下操作時(shí)：/顯示警告說明）

抬頭面板（HUP）

左側(cè)和右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)NL（RPM%）值以數(shù)字和模擬形式顯示在HUP上。

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