飞机维修B737NG系统培训课件飞机维修B737NG系统培训课件CFM56-7BEEC1

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B737飞机结构及起落架 概述ppt课件

B737飞机结构及起落架 概述ppt课件
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可装载软件 注意:
以上有些组件用于飞机选装系统。当飞机上没有选装系统的LRU时,选装 系统的电门位置显示不工作(INOP)信息。
除了电子发动机控制(EEC)外,你将便携式数据装载器连接到P61板上 的数据转换器组件的插座上来装载软件。
可在发动机上用便携式数据装载器装载EEC软件。
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可装载软件
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驾驶舱仪表板
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驾驶舱仪表板
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主仪表板
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遮光板
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P2中央仪表板和P9前电子面板 P2中央仪表板和P9前电子面板
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控制台
控制台
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P8后电子面板
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驾驶舱仪表板 P5后顶板
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驾驶舱仪表板 P5前顶板
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后驾驶舱面板 主电路跳开关面板位于副
驾驶和机长座位后面。P6 和P18面板上有电路组件 载荷电路跳开关。电路跳 开关由飞机系统控制。 P61面板有数据装载控制 器。
程序电门组件有下列部 件:
- 电门 - 销钉接头 - 电门密封塞 - 安全盖。 LRU程序销钉输入接到
销钉接头。电门设定程 序销钉。
安全盖盖在电门密封塞 上。安全盖和密封塞可 使电门保持稳定不动47。
程序电门组件向LRU提
可装载软件 737上的一些LRU需要硬件和软件。没有软件,LRU内的逻辑电路不能执
机翼结构为铝合金破损安全设计的抗扭盒形结构。由连续的上、下椽条、腹 板及加强件连接而成。上、下蒙皮从翼根至翼尖为连续的机械加工变厚度蒙皮, 铆接桁条。出色的机翼设计使波音737适用于短跑道起降并拥有较好的高空巡航 能力。新一代737飞机机翼设计采用了新的先进临界技术,机翼的翼弦(宽度) 都增加了20英寸(50厘米),翼展(长度)约增加了16英尺(5米)。机翼总面 积增加了25%,不但增加了载油量,而且提高了效率,这都有利于延长航程。每 个载油量增加了30%。

【二类机型培训】B737NG电子22章自动飞行、自动油门

【二类机型培训】B737NG电子22章自动飞行、自动油门

DFCS介绍-速度/安定面配平
DFCS介绍-马赫配平
• 当飞机速度增加时,飞机机头开始下俯。当飞机 空速大于0.615 马赫时,马赫配平功能控制升降 舵上偏,以保持机头不俯。FCC 将马赫配平信号 送至马赫配平作动筒以控制升降舵运动,当马赫 配平作动筒输出轴运动时,它将转动感觉定中组 件,进而使升降舵的动力控制组件(PCU)的输 入杆运动,这样就使升降舵运动。在较大空速飞 行时,马赫配平信号将保持飞机抬头。 • 不论自动驾驶或飞行指引衔接与否,该功能均有 效。
自动油门系统部件位置
自动油门系统部件位置
自动油门系统部件位置
自动油门系统自检
自动油门系统自检
• 速度配平在自动驾驶脱开,且飞机在低速高推力 的情况下起作用,速度配平系统产生与空速变化 相反的飞机姿态来提高稳定性,空速增加产生使 飞机抬头的指令控制安定面运动,空速减小则产 生使飞机低头的指令控制安定面运动。 • 自动驾驶计算升降舵移动的最大位置和控制升降 舵移动的速度,如果升降舵移动的指令相对其位 置限制过大,则自动驾驶将通过配平安安面减小 升降舵移动的位置。
• 自动驾驶的工作方式显示在公用显示系统(CDS)姿态指示器的上 方。若要断开自动驾驶,驾驶员可按压位于驾驶盘上的断开电门。 当自动驾驶断开时,可以听到来自音频警告组件的音响警告,同时 自动飞行状态通告器(ASA)上的红色A/P 灯闪亮。若驾驶员按压 位于ASA 上的红色A/P 通告器或按压A/P 断开电门,则ASA 上的警 告及音频警告被复位(取消)。
SMYD自检-故障历史
SMYD自检-地面测试
SMYD自检-其他功能
自动油门系统
• 自动油门(A / T)计算机使用来自飞机传感器的数据来计算发 动机的推力。自动油门系统通过MCP板和驾驶舱中的电门,响应 飞行机组的方式请求或FMC的方式请求控制发动机的推力。

【二类机型培训】B737NG电子23章通讯

【二类机型培训】B737NG电子23章通讯

ACARS系统概述
ACARS系统部件位置-驾驶舱
ACARS系统部件位置-设备舱
CMU前面板测试指示
• MU PASS (green) – CMU测试正常 • HW FAIL (red) – CMU故障 • LOAD SW (amber) – 需要装载软件 • XFER BUSY (amber) – 正在进行软件装载 • XFER COMP (green) – 软件装载完成 • XFER FAIL (red) – 软件传输故障 • APM FAIL (red) –飞机个性组件故障
• GO - green • NO GO - red • VHF1 - yellow • VHF2 - yellow • VHF3 - yellow • HF1 - yellow • HF2 - yellow
ACARS系统
• ACARS即飞机通讯寻址报告系统,它是一个可 寻址的空/地式数据通信网络,它采用甚高频 频段,通过它可以进行空地之间的数据和信 息的自动传输交换。
ACARS系统概述
系统组成: • CDU(控制和显示) • CMU(数据处理) • 飞机个性组件(提供飞 机识别码和注册号等信 息) • 打印机
发送的数据:
• Crew identification • Out, off, on, in (OOOI) times • Engine performance • Flight status • Maintenance items.
控导航接收机的音频。
飞行内话系统概述
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件位置
飞行内话系统部件说明-ACP
飞行内话系统部件说明-REU
飞行内话系统部件说明-驾驶盘PTT

B737NG驾驶舱面板培训PPT学习课件

B737NG驾驶舱面板培训PPT学习课件

(图示说明)
参考:
MH3145.2 民用航空 器的放 行
For training only
P6板
HALON灭火瓶
保险完好
在绿区
驾驶舱门
PBE
石棉手套
防烟面罩 For training only
4.目视检查各面板上所有电门,跳开关在正常位置
检查标准: 1.确认下列电门位置正确:
A.确认P5-8板上发动机电动泵电门(EDP1和EDP2)和P5-10发 动机引气电门在ON位
(图示说明)
For training only
注意事项:当使用中的FLB 剩余三页或三页以下时, 适航放行人员应补充新本,并继续在使用中的FLB 内签署,直 至用完。要求使用中的FLB 用完后与新 启用的FLB同时放置驾驶舱三天,三天后由适航放行 人员撤除交MCC 。
For training only
动配平器
副翼与 方向舵 配平面

安定面配 平电门在 NORMAL
ADF面板
电门航后在备用位
货舱探测
ACARS
TCAS/ATC控制面板


OF
ADI
F
驾驶舱 门锁面

AUTO UNLOCK灭
LOCK FAIL亮
EHSI
NAV
ACP(副驾)
安定面配平主电门及自 驾配平电门在normal位
甚高频通讯)
航后所有灯都不亮,禁止在非
参考:无 注意事项:APU MAINT 灯亮,正 常情况下是提示操作者按需加滑油, 故障除外。
For training only
航后
OFF
HF
此图为300飞机的P8板,与NG差不多,只作参考

【二类机型培训】B737NG电子34章

【二类机型培训】B737NG电子34章
• 是传统的备用高度空速表和备用地平仪的合成体。 • 系统包括ISFD和专用电池。 • ISFD显示备用的姿态、空速、高度等数据。
ISFD系统概述
ISFD系统部件位置
ISFD描述
ISFD自检测试
传统备用仪表
RMI介绍
• 无线电距离磁指示器是一个 备用仪表,位于驾驶舱P2中 央仪表板。
• 用于指示VOR和ADF台的方位, 并同时显示飞机的磁航向。
ILS系统组成
• 2部多模式接收机MMR • 2个VOR/LOC天线 • 2个下滑道天线 • 2个航向道天线 • 2个导航控制面板 • 2个航向道天线转换开关
灯稳定点亮。当ADIRU需要 信息时该信号灯会闪亮。 — ON DC。当ADIRU有28V直流电源 时,琥珀色信号灯稳定点亮。 — FAULT。当ADIRU的IR功能失效时, 一个琥珀色信号灯稳定点亮。 — DC FAIL。当直流电源低于18V时, 琥珀色信号灯稳定点亮。 • 在MSU上的琥珀色GPS信号灯显示机 载全球定位系统的故障。
B737NG(CFM56) 电子 机型
34章—导航系统
34章—导航系统
• 静压及全压系统(STATIC AND TOTAL AIR PRESSURE SYSTEM) • 大气数据惯性基准系统 (AIR DATA INERTIAL REFERENCE SYSTEM) • 综合备用飞行显示器(integrated standby flight display) • 仪表着陆系统(INSTRUMENT LANDING SYSTEM) • 指点信标系统(MARKER BEACON SYSTEM) • 无线电高度系统(RADIO ALTIMETER SYSTEM) • 气象雷达系统(WEATHER RADAR SYSTEM) • 交通警戒和防撞系统(TRAFFIC ALERT AND COLLISION AVOIDANCE

飞机维修 B737NG系统培训课件 飞机维修 B737NG系统培训课件 CFM56-7B EEC1分解

飞机维修 B737NG系统培训课件 飞机维修 B737NG系统培训课件 CFM56-7B EEC1分解

两个转换继电器位于EEC里, 每个继电器给相应的EEC通道 供电,
1发由J22继电器控制, 2发由J24继电器控制,
J22、24继电器通电: 1:起动手柄提到慢车位; 2:起动电门放在地面位; 3:起动电门放在连续位; 4:CDU到维护页面;
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TRAINING MANUAL
EEC交流发电机的维护信息
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TRAINING MANUAL
HMU
起动手柄给CDU一个打开HPSOV的信号,CDU将信号传给EEC,EEC 打开FMV,流过FMV的燃油打开HPSOV。 起动手柄在关断位时给HPSOV的电磁线圈通电,伺服燃油关断活门, 流过FMV的燃油就不能打开HPSOV。 火警控制手柄电门给HPSOV的电磁线圈通电。 HPSOV关断后燃油就不能到喷嘴。 发动机活门关闭灯: HPSOV关闭——暗亮; HPSOV转换——明亮; HPSOV打开——熄灭;
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TRAINING MANUAL
HMU
警告:LPTACC的故障不引起发动机控制灯和主警告灯亮。 VSV和VBV的线形位置(LVDT)传感器给EEC提供反馈信号
EEC给CDU上发送一个不能放行的信息: —VBV、VSV不在正确的位置; —VBV、VSV在EEC上两个通道的位置信号超出范围; —VBV、VSV在EEC单通道工作时此通道的位置信号超出范 围; —在EEC单通道工作时VBV、VSV EHSV的控制电流超出范 围
EEC将储存短时间放行的故障信息在CDU上发动机维护页面上: 两个EEC通道工作正常,但有一个通道由交流汇流条供电。 EEC将储存不能放行的故障信息在CDU上发动机维护页面上,且当飞机 接地后发动机控制灯和主警告灯亮: EEC单通道工作,且工作通道由交流汇流条供电。

【二类机型培训】B737NG电子31章

【二类机型培训】B737NG电子31章

CDS系统概述
CDS系统部件
CDS包括下列部件:
• 两个显示选择面板 • 一个发动机显示控制面板 • 两个EFIS控制面板 • 两个显示源选择电门 • 两个显示电子组件(DEU) • 四个同轴耦合器 • 六个显示组件(DU) • 两个亮度控制面板 • 两个外界光线传感器
CDS系统部件位置
CDS系统部件位置
CDS自检
B737NG(CFM56) 电子 机型
31章—指示/记录系统
31章—指示/记录系统
• 时钟(CLOCKS) • 飞行数据记录系统(FDRS) • 打印机系统(PRINTER SYSTEM) • 音响警告系统(AURAL WARNING SYSTEM) • 主告诫系统(MASTER CAUTION SYSTEM) • 通用显示系统(CDS)
机载打印机位置
机载打印机
音响警告系统
• 音响警告组件是系统唯一的部件。 • 安装在前P9 电子面板的右下侧。
音响警告系统概述
音响警告组件接收以下输入信号: • 不安全着陆警告信息 • 不安全起飞警告信息 • 座舱压力警告信息 • 自动驾驶脱开警告信息 • 超速警告信息 • 火警信息 • 选择呼叫提醒信息 • ACARS 提醒信息 • 勤务呼叫提醒信息
主告诫系统概述
以下系统的不正常会导致主告诫灯亮: • 液压系统 • 飞行操纵系统 • 发电机驱动和备用电源系统 • APU 指示系统 • 燃油控制系统 • 超温/防火系统 • 空调/引气控制系统 • 窗和皮托管加热系统 • 发动机控制面板 • IRS 主警戒组件 • 飞行数据记录器/马赫空速警告系统
input/output电路卡中,有一个故障时显示。 4. CDS FAULT(此信息仅当飞机在地面,且至少一台发动机停车后方能显示) • 当DEU损坏量达到50%(含)以上时显示 • 当软件或程序销钉验证不正确时显示 • 当DEU初始化过程中热电瓶汇流条失效,或数据装载开关在DEU1/DEU2位时显示 • 当DEU1和DEU2内N1、N2、EGT数据不同步时显示

机场培训课件:B737机型知识

机场培训课件:B737机型知识
1. 飞机尺寸 2. 飞机舱门 3. 飞机风挡 4. 飞机外部照明 5. 驾驶舱仪表面板 6. 飞行组责任区 FCOM VOL2 第1章
外部照明
外部照明
外部照明
跑道脱离灯
固可定收着放陆的灯着陆灯 固定着陆灯
滑行灯 可收放的着陆灯
滑行灯
外部照明
防推机轮撞 出翼位位舱灯时照置置灯:放明灯灯:红在灯::安色频:左左装,闪照红红在机位明、、前身,机右右起上到翼绿绿落下 位前、、架各 后缘尾尾和一 关。白白主个 闭起。 。落架的轮舱里。
舱门-应急撤离
答案: 1. 翼上紧急出口无滑梯; 2. 机组需将襟翼放到40。
舱门-应急撤离路线
应急撤离出口由登机门/服务门和翼上应急出口组成。
B737-800
舱门-应急撤离路线
B737-700
飞机概况-驾驶舱门
1.锁销及其标牌 3.释压板:作为应急出口通道
且在飞机失压时自动打开。
2.开锁销:向内侧拉锁销,
B737-700
飞机概况-外部设备
• B737过站如需电源车、气源车、空调车,接口位置分别是:
飞机概况-维护系统
• B737过站如需维护,接口位置分别是:
舱门-应急撤离
问题: 1、B737翼上紧急出口是否有滑梯? 2、旅客紧急情况下,怎么从机翼上应急撤离?
舱门-应急撤离
案例:2015年7月8日上午,一架737飞机09:35从合肥飞广州,因货舱 冒烟报警紧急返航,10:10合肥落地。在紧急撤离过程中,有多人受伤 ,重伤的旅客大部分是从机翼直接跳下或者被挤下来的!
ATA100号规范介绍
• ATA100号分类
航空器
动力装置
总体(05-12章) 系统(20-49章) 结构(51-57章)

737 NG 80(b)——737NG发动机课件

737 NG 80(b)——737NG发动机课件

ATA 80章-起动系统
• 起动系统部件
• 起动活门 • 起动机 • 相关管路
ATA 80章-起动系统
• 起动电门GRD(电源品质受信号后打开APU IGV 3. 起动活门电磁线圈激励,活门打开 4. 起动机离合器啮合,N2转动 5. P5板:起动电门自持在GRD位(电磁线圈)
737 NG 发动机 CFM56-7B
ATA 80章-起动系统
• 起动系统:冷转或起动发动机
• 地面和空中均可工作
• 起动系统利用以下气源来转动高压转子
• APU • 地面气源 • 另一发动机引气
• 起动系统相关控制部件:
• 驾驶舱:起动电门 • 显示电子组件(DEU) • 发动机电子控制组件(EEC)
• 起动监控的参数
1. N2 2. 滑油压力 3. N1 4. 燃油流量 5. EGT
ATA 80章-起动系统
• 湿起动 • 起动手柄置慢车位15秒钟,EGT未上升 • EEC切断燃油、停止点火:终止起动 • CDU测试:故障信息
ATA 80章-起动系统
• 热起动 • EEC觉察到有热起动的可能时,EGT闪烁 • EGT超过起动极限,EEC立即切断切断燃油、 停止点火 • EGT继续闪烁直到起动手柄放置到 CUTOFF 在地面时才有该警告
ATA 80章-起动系统:起动活门
• 控制供往起动机的气源引气 • 地面起动 • 空中起动(需要起动机提供动力) • 冷转
• 起动电门置于GRD位:电磁阀激励,引气压力到达气动作动器→作 动器的力大于扭力弹簧力,活门打开。 • 位置电门→ DEUS →驾驶舱指示
• 人工超控:3/8英寸摇把顺时针旋转→打开 • 活门体上有目视指示器→活门位置 • 左侧风扇整流罩上有人工超控接近孔 拆卸起动活门时要断开飞机气源引气 没有气源时不要人工操作活门→必须有气源才能防止作动器膜盒 损坏

飞行培训课件:B737NG正常程序

飞行培训课件:B737NG正常程序
执行相应的非正常检查单(NNC) 在地面检查《最低设备清单》(MEL)
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介绍 如在按压再现过程中一个琥珀色灯亮且在复 位主注意灯后该灯熄灭:
检查《最低设备清单》(MEL) 不需要相应的非正常检查单
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介绍 飞行组职责:
飞行前和飞行后:机长和副驾驶。 飞行阶段:操纵飞行员(PF)与监控飞行员
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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飞行前和飞行后巡视流程
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责任区域
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程序 飞行前准备程序-机长或副驾驶
飞行前准备程序假设已完成电源接通补充程序。 建议每次飞行前完成一次惯导全校准。如时间不
允许进行全校准,执行快速再校准补充程序。
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控飞行员输入,操纵飞行员必须在执行前证实 输入。
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介绍
飞行过程中,CDU 通常由监控飞行员输入,工作负荷 允许时也可由操纵飞行员进行简单的CDU 输入。仅在 另一位飞行员对输入证实后,输入飞行员才能执行。
工作量大的阶段,如离场或进场,应尽量减少CDU 输 入。而是使用MCP 航向、高度和速度控制方式完成对 飞行的控制。使用MCP 比向CDU 输入复杂的航路修改 更简单。
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介绍 如存在不正确构型或反应:
证实系统控制设定正确 按需检查相应的跳开关 按需测试相应的系统灯光
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介绍
发动机启动前,使用各个系统灯光证实系统工作 状态。如一个系统指示灯指示状态不正确:
检查《最低设备清单》(MEL)以决定该状态是否 可以放行。
决定是否需要维修。
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介绍 如在发动机启动过程中或发动机启动后, 红色警告灯或琥珀色注意灯亮:

737机型培训手册ppt课件

737机型培训手册ppt课件
1.STA-站位线: 垂直于飞机中心线的直线,从机鼻前130英寸开始计算 2.BL-纵剖线: 平行于飞机中心线的直线,如:RBL30指在飞机中心线右
测30英寸处 3.WL-水平线: 确定飞机零部件高度,从地面开始计算
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B737飞机基本介绍
门的位置
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B737飞机基本介绍
驾驶舱面板
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地面气源车
气源用户 空调系统 防冰系统 起动发动机
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36章 气源系统
二 气源系统部件 气源管道:发动机/吊架/大翼前缘/左机身/APU/
空调舱管道 高压级引气活门:气控气动 低压级单向活门:防止高压级引气时反流 PRSOV:电控气动,调节下游压力45+/-4PSI,
温度232度 预冷器:气冷式,调节出口温度为199-227度 隔离活门:交流马达驱动,把引气分成左右两
维修工程部教案
课程名称:B737-300机型熟悉培训 课程编号: 培训课时:理论授课24课时
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培训目标 通过理论培训,使学员了解B737-300飞机
的基本构造、各系统的功用、组成、基本 工作原理;熟悉飞机各系统部件的安装位 置
2
授课内容 ➢ 飞机介绍 ➢ 飞机的基本构造和各系统的功用、组成、
课时分配:0.5课时
培训教员:王永亮 分机 2158
wangyongliang@
培训方式:课堂教学
6
B737飞机基本介绍
➢ 概述 B737-300飞机是美国BOEING公司生产的B737系
列商用运输飞机中的一种。 B737系列飞机分为3种: 初始型(ORIGINAL):100/200 经典型(CLASSIC):300/400/500 新一代( NG) : 600/700/800/900 深航波音机型概况: 300:9架 700:10架 800:8架 900:3架
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• P11堵头。
• EEC的识别堵头与发动机对应,当更换EEC后需安装原来的EEC的识别 堵头。
• 发动机的序号不在EEC的识别堵头上,当更换发动机后需在FMC CDU 上更改。
发动机燃油控制
• EEC交流发电机给EEC提供正常的电源。 1号交流转换汇流条给1号EEC提供备用电源; 2号交流转换汇流条给2号 EEC提供备用电源。
• EEC的空气接头: P0-------大气静压 PS13----风扇出口静压 P25------高压压气机进口压力 P3-------高压压气机出口压力
EEC的识别堵头
EEC的识别堵头
• EEC的识别堵头提供发动机的构型数据给EEC: 发动机的型号(7B); N1的配平(TRIM); 推力比; 发动机的状态监控; 发动机燃烧室的构型。
EEC的功能
C:发动机功率管理 。 EEC使用N1,大气压力和大气温度来计算发动机推力,通 过控制N1转速来控制发动机推力。飞行员通过推拉油门 杆来增加或者减少推力,这时油门杆角度解析器将油门 角度(TLA)转换为油门杆解析角度(TRA),并传到EEC, 通过在CDU上作自检可以看到油门杆的解析角度。
• 当两个通道都正常工作时,通道A和通道B轮流作为主通道或备用通道。 转换的条件是: A:上一次发动机运转时N1超过了76%,且 B:新的主通道没有故障或者故障比新的备用通道少。
EEC的功能
• 以下是EEC的主要功能: A:输入信号的确认和处理 。 EEC从发动机和飞机的其他各个系统获得信号,其中一 些信号有几个信号源,这可以提高发动机的可靠性,因 为其中某一个信号源失效后,EEC可以使用其他的信号 源。 B:起动控制,关车控制,点火控制 。 EEC使用增强的人工起动,增强的人工起动除了使用与其 他型号的737飞机相同的基本起动程序,还增加了湿起动和 热起动保护。当飞行员将起动手柄放在切断位时,EEC控制 正常的发动机关车 。EEC控制的点火系统除正常的起动点 火在发动机掉转速时还会自动点火。
H:驾驶舱指示 。 EEC为公共显示系统的显示电子组件DEU提供信号,并在 公共显示组件显示发动机的主要和次要参数
EEC堵头
• EEC的电气接头有以下10个: J1,J2,J3,J4,J5,J6,J7,J8,J9,J10。 EEC通过它们来接收、传送数据。
• 发动机的识别堵头(ID堵头)接在P11接口上,给EEC通过发动机的形态 数据。
发动机燃油控制
在发发动动机机起燃动时油,控EE制C由转换
汇流条供电,当N2>15%且发 电机的电可用,EEC的转换继 电器通电,EEC由发电机供电。
若一EEC发电机线圈失效,转 换继电器转换, EEC此通道 由交流汇流条供电, 若两个EEC发电机线圈失效, EEC由交流汇流条供电,
EEC的功能
F:HPTACC 。 EEC通过加热或者冷却涡轮机匣来控制高压涡轮和低压涡 轮叶尖与机匣之间的间隙。
G:自检 。 EEC为发动机维护和排故提供故障信息。可以使用CDU来 进行故障隔离和对发动机系统进行地面测试;可以使用 CDU查看EEC的输入和输出;所有的故障信息只有在地面才 会显示。
D:反推控制 。 EEC使用反推平移整流罩的位置来限制反推力,直到反 推完全打开。在反推没有完全打开之前,EEC给反推内锁 电磁线圈通电,保持反推手柄在展开位,这就告诉了机 组什么时候反推完全展开了
EEC的功能
E:发动机核心控制 。 为使发动机能够正常、安全地使用,EEC有硬件和软件 的限制。EEC通过控制以下系统和部件: 发动机燃油流量; 燃烧室梯级活门; VSV、VBV、TBV。 来确保以下参数在正常限制内: N2----N2速度 ; PS3---高压压气机出口静压 ; 燃油流量。
• EEC交流发电机位于附件齿轮箱的前面的最上边。(500型的N2传感器)
• EEC交流发电机有一个转子两个单独的静子线圈,分别给A、B通道供 电。
• 若N2>15%时, EEC交流发电机没有给EEC的任一通道供电,一条故障 信息将存储在自检信息中,且EEC将单通道工作。
警告:当人工转动发动机转子时,不能安装EEC交流发电机。
EEC(发动机电子控制)
• EEC位于风扇机匣2点钟位置。通过4个减震支柱安装在机匣上。并接地。
• 由冲压空气冷却。
• EEC是发动机的主要控制装置, 它利用来自发动机和飞机系统 的数字式和模拟式的信号来控 制和监测发动机。并传递信号 到飞机的其他系统。
EEC(发动机电子控制)
EEC的功能
• 每个EEC有两个计算机,每个计算机也叫做一个通道,一个叫做通道A, 另一个则叫做通道B,相互之间通过cross channel data link (CCDL)进 行连接。每一个通道都可以单独控制发动机。当一个通道工作在正常模 式时,另一个则工作在备用模式
• 如果主通道失效,则备用通道自动变为主通道。 A:如果一个EEC通道失效,EEC仍然工作在双通道模式。双 通道模式使得主通道可以使用两个通道的感应电路来控 制发动机 。
EEC的功能
B:如果一个EEC通道失效,则储存一个故障信息,并点亮 ENGINE CONTROL灯和主警告灯,这时不能放行飞机。 可以在CDU上看到自检故障信息。
EEC的功能
• 正常情况下,EEC工作在双通道模式。 A :当EEC发电机只给一个通道供电时,EEC转换到单通道 模式。有EEC发电机供电的通道作为主通道,而另一个 作为备用通道,备用通道从飞机的转换汇流条获得电。 B : 当EEC的两个通道之间不能互相通讯时,EEC也转换到 单通道模式。
• 当EEC工作在单通道模式时,主通道只能使用自己的感应电路来控制发动 机
• 每一个EEC都有一些驱动电路,驱动电路将EEC的数字指令信号转换为 模拟信号,输送到发动机或飞机各系统的作动筒和电磁线圈。一个EEC 不能控制另一个EEC的驱动电路。
• 每一个EEC都有感应电路,感应电路从发动机和飞机各系统的传感器获 得信号。主通道通过cross channel data link (CCDL)可以从通道A和 通道B读取信号数据,然后选择好的信号或者是取它们的平均值,计算一 个数值去控制发动机
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