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某型单
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某型单转子涡喷发动机转速特性性能计算,某型单,转子,喷发,动机,念头,转速,特性,性能,机能,计算
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某型单转子涡喷发动机转速特性性能计算The Calculation of Rotation Speed Character Performance for Single Spool Turbojet Engine摘 要进行单转子涡轮喷气发动机转速特性性能研究计算，这不仅需要对发动机原理的相关知识有一定的了解，还需要能够熟练应用相关的计算程序。同时，进行进行特性研究计算还能加强对发动机性能的评判分析，是理论教学的延伸、科研生产的基础。由于在进行试验研究时，直接在发动机上进行试验，不仅花费巨大，而且一旦失败所造成的时间上的浪费也是巨大的，因此，选用计算机数值仿真技术进行单转子涡轮喷气发动机转速特性性能计算是十分合适的，这样不仅可以减少大量的消耗，还能通过更改数据进行多种情况的设计与计算。研究的实现方式是基于Visual Basic的程序设计语言，中间过程的原理基础和核心是涡轮和压气机的共同工作、其表现形式共同工作线。通过编写程序，对所给原始数据参数的处理分析，可以得出所需的转速特性性能计算的结果：推力随转速的增大而一直增大；燃油消耗率随转速的增大而减小，最后略有增大。关键词：单转子涡喷发动机；共同工作；转速特性；数值模拟AbstractThe calculation method of the speed characteristic performance of a single rotor turbojet engine requires not only a certain degree of knowledge about the related knowledge of the engine principle, but also a more proficient master of the application program. At the same time, carrying out characteristic research and calculation can also strengthen the evaluation and analysis of engine performance, which is the basis of theoretical teaching extension and scientific research production. As the test is carried out on the engine, it is not only costly, but also the loss caused by the failure and the consumption of time is great. Therefore, it is very suitable to use the computer numerical simulation technique to calculate the performance of the rotational speed characteristic of the single rotor turbojet engine. In this way, it can not only reduce a lot of consumption, but also change the data to design and calculate a variety of situations, but it is necessary to pay attention to the compilation of the program must not make mistakes, otherwise it will eventually affect the experimental results. The realization of the research is based on the programming language of Visual Basic. The principle and core of the intermediate process are the joint work of the turbine and the compressor and the common working line of its form.By writing procedures for processing and analysis of raw data given parameters, the desired calculation result of single spool turbojet rotation speed character performance can be obtained. The result is that thrust increases with the increase of speed. And fuel consumption reduces and finally increased slightly with the speed increases.Key Words:Single rotor turbojet engine;Co-operating;Rotation Speed Characteristics;Numerical Simulation目 录第1章 绪论11.1 课题的背景与研究意义11.2 数值模拟与仿真2第2章 单转子涡喷发动机转速特性32.1 发动机的转速特性32.1.1 推力随转速变化的情形32.1.2 燃料消耗率随转速变化的情形32.2 大气条件对转速特性的影响42.2.1 大气温度对推力和燃料消耗率的影响42.2.2 大气压力对推力和燃料消耗率的影响42.3 公式推导52.3.1 相似的概念与参数换算62.3.2 共同工作的含义及方程的推导72.3.3 各站位参数的推导10第3章 程序说明153.1 VB程序介绍153.2 共同工作界面的说明153.3 转速特性界面的说明17第4章 结论194.1 研究结果分析194.2 研究展望20参考文献21致谢22附录A：程序清单23附录B：外文翻译资料25I第1章 绪论1.1 课题的背景与研究意义发动机之所以被称为是一架飞机的心脏，那是因为它融合了整个工业领域的所有尖端的科学技术。只有航空发动机技术不断发展完善，发动机的性能越来越好，整个航空制造业这个领域才能取得更大的进步和飞跃。而发动机在发展过程中的各个项目上的技术飞跃，又离不开当时航空的各领域中生产技术的进步和完善，然后才能使发动机的性能甚至是整个发动机的设计理念发生改变。所以说发动机的研制水平能够更加充分的体现一个国家在科技生产方面甚至是经济方面的综合实力。1903年，美国的莱特兄弟成功造出使用活塞发动机的双翼飞机，虽然对于现在的工业水平来说，那时的活塞发动机并不先进，但在当时，它却是第一台成功飞上天的发动机。而之后的喷气式发动机的发明，则使得航空发动机有了飞一般的进步。自二战结束以来的半个多世纪里，喷气式发动机有着飞速发展，它先是因为军事需要而被运用在战斗机上，随后又被用于各种型号的飞机上，经过这几十年的发展喷气式发动机不仅在性能方面有了提升，而且发展出很多种不同用途的发动机。正是由于发动机技术和飞机制造技术的不断进步，从而使得飞机不仅在速度上能够以超音速飞行，还在宽体客机上实现了跨洋飞行，缩短了人与人之间的距离。单转子涡喷发动机主要是由五大部件组合成一个整体的，这几个部件在工作时，相互联系、不可分割，共同完成发动机的运转。其中涡轮、燃烧室和压气机共称为核心机，所以说，对于涡轮和压气机的研究可以说是整个发动机研究的基础，是重中之重的一个环节。单转子涡喷发动机的三大特性分别为速度、高度以及转速特性。这里选取转速特性做研究计算，因为它有一定的代表性价值。 发动机的转速通过靠油门来操纵的，所以转速特性又被称为油门特性。转速特性一般可以通过发动机在地面上的试验来获取。如果涡喷发动机中装有可调导向叶片、压气机中间级放气系统等，那么在发动机工作时就能够改变它的气流通道面积，从而使得其转速特性会出现一定的差异。但是，与通道面积不能改变的发动机转速特性比较，对于推力，燃料消耗率影响因素的变化规律基本上还是一致的，只需随通道面积变化的情况做些修正。本课题由于实力和精力有限，所以研究的是通道面积不变的转速特性性能计算。总的来说，单转子涡轮喷气发动机速度特性性能计算，就是运用计算机的数值仿真技术，在本课题中使用VB编程软件来分析已知的发动机数据，从而计算共同工作点，然后再分析并计算得到速度特性，并通过程序界面进行直观表达，从而得出一定的结论。研究单转子涡轮喷气发动机的转速特性，就是研究和提供发动机推力和燃油消耗率随发动机转速的变化规律，对于发动机的设计和维修人员对发动机的验证、验收和使用都能提供一定的帮助，并能节省发动机原理研究的时间和精力、也能够在评判分析发动机性能时起到作用。1.2 数值模拟与仿真 在当今时代伴随着计算机的发展和完善，使得计算机不仅走进了生活中，还在各种各样的科学技术区域发挥着不可替代的作用。由于在科学研究中，各种各样的实验往往会消耗巨大，于是计算机仿真便应运而生，计算机仿真的出现不仅是因为计算机技术的快速发展，同时也得力于各种数学模型的不断完善。计算机的数值模拟本身就可当成一种实验，和其他实验方式一样，它也有自己的优缺点。它的优点有：1、数值模拟比进行大量实验要便宜。2、数值模拟能更方便地研究各个因素之间的相互影响，而不需要大量的实验。当然它也有一定的局限性：1、数值模拟由于它必须受到一定的假设条件的限制，所以最终的结果和实际情况肯定会不一样，但是准确的程序设计能减小这种不确定性。2、容易受到计算机本身和所编写程序的限制。本课题所使用的编程程序是微软公司于上个世纪九十年代初所推出的Visual Basic应用软件，它是以Basic语言为基础的新一代程序设计语言，而Visual指的是图形用户界面可视化设计，由于VB中自带的各种窗体，因此能够节省程序编写时所消耗的设计时间，从而大幅度提高程序的开发效率，而且由于它结合了多种设计方法和理念，并提供了大量的程序指令从而使Visual Basic可以实现各种数据库、图形和多媒体功能，使用Visual Basic可以不用考虑窗口的编写，所以能够非常轻松快捷地编写Windows下的各种应用程序，无论是否是专业的程序设计人员，都能迅速学会并掌握该程序的操作方法。对于航空发动机来说，进行计算机数值模拟，可以将发动机的理论研究与实际研究相结合，不仅可以节省研究成本，提高研究效率，更可以将多种因素提前模拟减少实验消耗，因此数值模拟在进行发动机的研究、设计和检查时所起到的作用是越来越大的。15第2章 单转子涡喷发动机转速特性2.1 发动机的转速特性发动机的各种特性将决定发动机的性能状态到底能达到一个什么样的水平，所以它也决定了这一架飞机最终的性能将会达到什么样的水平。由于发动机在工作时要面对各种各样的工作条件，所以不可能一直在设计点设计的状态工作，这也就使得发动机的特性有着更加重要的意义，所以只有研究好发动机的特性，才能减少发动机在使用时出问题的概率。由于发动机的转速是靠油门操纵的，所以转速特性又叫做油门特性。转速特性一般是通过发动机在地面的试验求出的。如果涡轮喷气发动机装有可调尾喷管、压气机中间级放气系统或可调导向叶片等，当发动机工作时气流通道的面积能够发生改变，则其转速特性就会出现一定的差异。但是，与通道面积不能改变的发动机的转速特性比较，对于推力，燃料消耗率影响因素的变化规律基本上还是一致的，只需随通道面积变化的情况做一些修正。 2.1.1 推力随转速变化的情形当转速增大时，空气流量也成正比增大。单位推力的变化，取决于压缩效率、发动机增压比、膨胀效率、涡轮前燃气温度、飞行速度和大气温度等几个因素的变化。在研究发动机的转速特性时，需要一定的假设条件如，大气温度保持不变；飞行速度为零，发动机增压比则是压气机增压比；同时，压缩效率接近压气机效率，膨胀效率接近于涡轮效率，因此发动机在地面进行试验时，影响单位推力的因素最后归纳为：涡轮前燃气温度、压气机增压比、涡轮效率和压气机效率。当转速还不是很高时，随着转速的逐渐增大，压气机的增压比等几大因素都逐渐增大，这些因素都使单位推力逐渐增大。但是，涡轮前燃气温度却下降的相对较慢，而压气机增压比、压气机效率增大的较快，对单位推力有增大作用，但增大较缓慢。在中转速到大转速的范围内，涡轮前燃气温度和压气机增压比都随转速的增大而升高，压气机的效率也随转速的增大而逐渐升高，在接近最大转速时又略有下降，但它对单位推力的影响小。所以，单位推力会迅速增大。综上所述，在转速增大的时候，空气流量和单位推力都会逐渐增大，所以推力随转速的增大而逐渐增大。不过，转速范围不同时，推力增大的程度也各有不同：在中、小转速范围内增大的较慢，在大转速范围内增大的较快。2.1.2 燃料消耗率随转速变化的情形影响燃料消耗率的因素有两个：一个是单位推力；一个是油气比，即燃烧室前后温度差。前面已经分析，当转速逐渐增加时，单位推力增大，这就要使燃料消耗率随着转速的增大而下降。而燃烧室前后温度差的变化情形，可以分成两部分来进行说明：在慢车到某一中转速范围内，当转速逐渐增加时，涡轮前燃气温度逐渐下降，压气机出口总温则因增压比的增大而逐渐 上升，故燃烧室前后温度差将随转速增大而逐渐减小。因此，从慢车到中转速这一段，燃料消耗率随转速的增加而迅速降低；在某一中转速到大转速的范围内，转速增加时，涡轮前燃气温度是增加的。虽然这时的压气机出口总温仍在不断增加，但是涡轮前燃气温度增加的程度大于压气机出口总温增加的程度，因此燃烧室前后温度差是随转速增加而增加，使燃料消耗率增加。虽然单位推力的增加，会使燃料消耗率降低，但由于燃烧室前后的温度随转速的增大而不断增大，所以它的作用就成为主要的了，所以到接近最大转速时，发动机的燃料消耗率不仅没有降低，反而随转速增加而略有上升。2.2 大气条件对转速特性的影响前面主要说明了发动机在地面台架上时的转速特性。由于发动机在进行研究时的时间和地点根本不可能相同，所以大气温度和大气压力也就不可能相同。因此，在发动机研究时得到的各种性能的数据也不可能出现相同的情况。所以为了判断发动机的性能是否符合技术要求，就必须把试车数据换算为标准大气条件下的数据，并将这些数据与技术要求比较，才能得出正确的结论。2.2.1 大气温度对推力和燃料消耗率的影响同一台发动机在不同的大气温度下进行试车研究时，实际上测得的推力和燃料消耗率是不可能相同的。推力下降那是因为当大气压力相同时，空气的密度会随着大气温度的逐渐升高而逐渐下降，所以会导致当发动机转速一定时，流过发动机的空气流量下降，这是因为大气温度越高大气的密度反而会降低；同时，随着大气温度的升高，压气机进口处的温度也会升高，从而导致压气机增压比下降。这两个因素都会使发动机推力减小。儿燃料消耗率增高的原因，则是由于当大气温度逐渐升高时，压气机增压比的下降能够使发动机对热量的利用率变差，所以会导致其降低。2.2.2 大气压力对推力和燃料消耗率的影响同一台发动机，在大气温度不变而大气压力不同的情况下进行试车，实际测得的燃料消耗率相同，但是推力是不同的。因为大气压力升高，发动机的推力增大。有数据显示当大气压力从720毫米汞柱增加至780毫米汞柱时，大气压力大概会变化8%，推力也会增加8%左右。因为在同样的大气温度下，随着大气压力的不断升高，大气密度会不断地增大，所以流过发动机的空气流量也就相应的不断增大，从而使得发动机的推力也不断地增大。当大气温度不变时，由于压气机的增压比并没有发生改变，发动机各截面的压力会随大气压力的升高而成比例增加，由于尾喷管出口的大气压力也是增大的，所以气流在尾喷管中的膨胀比并没有发生改变，排气速度和单位推力都不变，那么受其影响的燃料消耗率也就不会改变。由于大气压力的变化范围，相对来说并不算大，但是大气温度的变化范围相对来说却很大。所以，大气压对发动机性能的影响比大气温度的所产生的影响要小。2.3 公式推导涡喷发动机的推力计算公式可以凭动量方程推导得出。在进行涡喷发动机推力公式的推导时要用到以下三点假设：(1) 进气道的流量系数等于1；(2) 发动机外表面压力全都与外界的大气压力相等；(3) 发动机外部的气体的流动是种理想状况，没有产生摩擦阻力。图2-1 控制体示意图选择图2-1所示的控制体。根据动量方程推导，可得到表征发动机推力的一般公式： (2-1)其中：为燃气流量，为喷气速度，为空气流量，为飞行速度，为尾喷管面积，为喷管后静压，为环境静压。 发动机单位时间内消耗的燃油量称为燃油消耗量。每秒钟燃油消耗量的单位为kg/s。对于推力相等的发动机，可以使用燃油消耗量来判断哪一台经济性更好，燃油消耗量小的表示经济性更好；但是，对于推力不相等的发动机，他就不能用来表明发动机的经济性如何。因此，必须引入单位燃油消耗率，才能够将两台发动机有了一个统一的标准从而能够准确比较发动机经济性能的高低。单位燃油消耗率sfc就是产生1牛顿的推力每小时所需的燃油量。它的表达式为: (2-2)其中：为燃油流量，为发动机推力。2.3.1 相似的概念与参数换算在对涡喷发动机的性能参数进行换算时，需要用到几何相似、运动相似、动力相似。这是因为发动机的工作状态与设计状态是会有一定的差别的。当发动机处于相似状态下工作时，发动机转速n等性能参数的绝对值一般各不相同，但是他们的相似参数则保持不变 。这些相似参数的推导结果如下：（1）发动机转速的相似参数：；（2）通过发动机空气流量qm,a的相似参数：；（3）发动机单位推力Fs的相似参数：；（4）发动机推力F的相似参数：；（5）燃油消耗率sfc的相似参数：（6）燃油流量qm,f的相似参数：为了选取一种更标准的换算参数的背景环境，即为一组总温、总压，所以选择标准大气条件，即为总温288开氏温度、总压760毫米汞柱，将参数转换为这一状态下的相似参数，即为发动机各性能参数的换算参数。当发动机在相似状态下工作时，可以得到一组发动机性能参数的换算公式：（1）转速换算关系式为： （2-3）（2）空气流量换算关系式为： （2-4）（3）推力换算关系式为： （2-5）（4）燃油消耗率换算关系式为： （2-6）（5）燃油流量换算关系式为： （2-7）上面这些换算关系式可以理解为，发动机在一定的大气条件下工作时，测得的发动机性能数据为qma、F、sfc、qmf；此时的工作状态与标况下发动机以转速ncor工作状态是相似的，发动机在标况下以转速ncor工作时所测得的性能数据应是根据上述式计算得到的qma,cor、Fcor、sfccor和qmf,cor。当然，从定义以及上式换算公式不难看出，仅对当前状态而言，将参数转化为换算参数，在数值上的表现为分别乘以了对一个的一个当下特定的比值常量。利用当前直接参数的值或者换算参数的值所作出的图形表达的效果是一样的，只是相当于给定的初始数据的大小有一定的比例关系而已。2.3.2 共同工作的含义及方程的推导发动机由几大部件组合在一起，然后共同工作，一起完成工作要求。通常把燃气发生器的共同工作，称为压气机和涡轮的共同工作，当发动机某部件的工作情况出现变化时，通常都是通过压气机与涡轮的共同工作影响发动机的性能。并且，对每一个单独的部件来讲，任何一个其它部件工作状态的改变都将影响到该部件的工作状态。当发动机正常工作时，压气机和涡轮组成的转子不停地转动，按转子转动的情况，可以把发动机的工作分为稳定和过渡两种状态。发动机转速稳定不变的持续的工作状态被称为稳态；转速有变化的状态则是过渡态。共同工作因而分为，稳定工作状态的共同工作，和过渡工作状态下的共同工作。发动机在工作时各个部件的变化相互制约、相互影响，经过一系列过程而达到新的共同工作状态。压气机和涡轮在稳态下工作需要满足如下条件：(1) 转速一致：单轴涡喷发动机的压气机和涡轮用一根轴连接，因此转速一致，即： (2-8)(2) 流量连续：进入压气机的空气，被压气机压缩后，在燃烧室中与燃油混合燃烧，再被排出，其流量应该是连续的。 (2-9)其中， (2-10)(3) 压力平衡： (2-11)(4) 功率平衡：压气机是由涡轮带动工作的，所以只有当涡轮提供给压气机的功率与压气机压缩空气所消耗的功率平衡时压气机和涡轮才能在某转速下稳定工作，即： (2-12)考虑到： (2-13) (2-14)所以： (2-15)根据压气机和涡轮流量连续有： (2-16) (2-17) (2-18)并且可以取 (2-19) (2-20) (2-21) (2-22)整理变形可得： (2-23)根据压气机和涡轮功率平衡有： (2-24) (2-25) (2-26)令 (2-27) (2-28) (2-29)式中主要反映涡轮落压比的影响。当常数时，常数，所以常数。将上式带入流量连续得到的式（2-24）中，得： (2-30)时，当常数时，常数，主要反映涡轮落压比和面积比的影响。该公式是在当发动机在稳定的工作状态，确定的调节规律下，并满足压力平衡、转速一致、流量一致、功率平衡时获得的。它表示了发动机各个工作部件之间的关系。绘制共同工作线可采用试凑法。先是在压气机特性图中的一个等换算转速线上任取一点，读出该点的增压比、压气机效率、空气流量的值，并带入上式，求出C与Cd比较，看是否相等，如果不相等，则另选一点继续计算直至相等。最后将这些点连起来就是共同工作线了。2.3.3 各站位参数的推导计算发动机转速特性，就要保证飞行高度和飞行速度不变。在一定的转速下，根据相对应的增压比、流量、效率，进行推力和燃油消耗率的计算这一步就要用到原理的公式。然后，计算一定的转速范围下所对应的推力和燃油消耗率，并把画出平滑的曲线。图2-2 单转子涡轮喷气发动机站位其中已知量为，各设计点的参数。首先，根据设计点参数，取出一个相似转速，根据共同工作线方程、即、与的对应关系，由拟合出的函数关系式，得出该点下增压比、效率、流量参数。然后，将这些值带入方程，进行演算，得出对应的推力和燃油消耗率。然后不断循环计算过程，最终作出推力和燃油消耗率随转速变化的关系图。涡轮喷气发动机各截面参数：（1）未扰动位置的温度和压力当H11km时（在对流层）： (2-31) (2-32)当H11km时（在同温层）： （2-33） (2-34)也可根据飞行高度查阅数据表格得到大气温度和压力。声速： (2-35)气流速度： (2-36)进气道进口的气流总压和总温为： (2-37) (2-38)（2）进气道出口总压和总温进气道总压恢复系数可近似估算：时， （2-39）时， （2-40）进气道出口总压和总温为： （2-41） （2-42）（3）压气机出口气流参数 （2-43） （2-44）（4）燃烧室出口气流参数 （2-45） （2-46）（5）单位质量空气的供油量（油气比）已知燃烧室进、出口处的总温、，燃烧室放热系数，可求出单位质量空气所需油量。根据和查表得（在实际，的程序中，这里使用Excel拟合出的关系函数）：，；则有： （2-47）（6）涡轮出口气流参数 （2-48） （2-49） （2-50） （2-51）（7）喷管出口气流参数在进行计算时，一般首先要判别其工作状态。根据喷管与进行比较： （2-52） （2-53）1)若，则喷管处于超临界工作状态： （2-54） （2-55） （2-56） （2-57） （2-58）推力和单位推力 （2-59） （2-60）2)若，则气流在喷管中完全膨胀： （2-61） （2-62） （2-63） （2-64） （2-65）推力和单位推力 （2-66） （2-67）（8）燃油消耗率 （2-68）根据转速特性的定义，所以在程序的计算过程中，这是一个不断反复重复的过程。就是由一些列的初值经过该算法流程，得出一些列的结果。并将结果以坐标曲线的形式体现，即得到单转子涡喷发动机转速特性性能的规律图。第3章 程序说明3.1 VB程序介绍在VB中设计程序，是以面向对象为主，以面向过程为辅的设计模式。面向对象是以对象为中心设计程序，面向过程是建立在结构化程序设计的基础上，将程序设计成多个相对独立、功能单一的模块或过程。结构化程序设计的三种基本结构：顺序结构、选择结构、循环结构，在VB程序设计中，仍然作为基本控制结构。对于整个程序来说，要先进行共同工作线的计算，然后才能进行转速特性线的计算。在对各个变量进行赋值时，可以通过查阅各处的资料来确定，但同时也要注意符合实际情况和实验要求，也就是说在选择时，可进行尝试，最后选最合适的赋值。在进行程序设计时，要小心谨慎地进行编写，这样才能减少出错的概率，才能保证得到的结果是正确的。3.2 共同工作界面的说明首先要对变量进行定义，其中“%”表示短整型变量 ；“！”表示单精度浮点型“&”表示长整型变量。然后要对、进行赋值。而“计算Cd”命令框则是先通过val函数将一个数据行变量转换成长整型变量，再通过公式来计算Cd值，并与之后通过试凑法找共同工作点时所计算出来的C值作比较，从而确定共同工作点。“载入数据”这一命令框，要先将Excel中的数据调用到VB程序中储存起来。在VB中使用Excel，首先要在VB的“工程”菜单栏中使用“引用”选项，然后在里面勾选“Microsoft Excel 12.0 Object Library”。要特别说明的是，选项里的Excel版本号会因电脑里的不同而不同。在调用完Excel后，因为Excel是以层次结构组织对象的，其对象模型中含有许多不同的对象元素。不仅要对Excel本身进行定义，还要对工作簿和工作表格全都进行定义，其实这一步虽然看起来一步步地十分繁琐，但是这确是必不可少的一步定义，否则将无法引用Excel。然后，打开所需的指定目录下的指定文件。把对应的Excel文件放在本程序的目录下，这样就能够防止VB程序因无法打开Excel表格而报错。Picturel命令则是在画横纵坐标轴，并将储存好的数据，通过横纵坐标画在坐标轴中，其中横坐标为换算流量，纵坐标为增压比。在选取数据范围时要注意开始与结束的行列数，以免出现漏选的情况。“特性线”命令框中主要是运用了牛顿插值法来画出特性线。假设有两个点和假设 （3-1）令，则可得出 （3-2） （3-3）接下来如果再增加一个点，假设（3-4）令，可得出 （3-5） （3-6）然后随着数据点数的增加以此类推。牛顿插值法具有承袭性的优势，即在增加额外的插值点时，可以利用之前的运算结果以降低运算量，但是由于需要计算大量的数据点，所以相对来说计算速度会比直接连线慢。为了方便调用牛顿插值法，本程序还添加了一个模块，通过这个模块来储存牛顿插值法，这样能够更加方便地在几个程序间进行使用。“共同工作线”命令框，先要定义两个数组，一个用来存放共同工作点，另一图3-1 共同工作线示意图个则用来存放计算出来的C值。在计算C值时，采用与Cd值做差的方法来进行比较，如果等于零则说明该数据点为共同工作点。然后在每一条特性线上寻找共同工作点，先是要选取两个相邻的数据点，计算出它们的C值与Cd值得差，然后相乘，若结果为零，则两点中必有一点是共同工作点分类讨论即可；若为负，则共同工作点在这两点之间；若为正，则两点间没有共同工作点。当乘积为负时，可采用二分法继续进行计算直到找到共同工作点，或者是相差很小的点。最后再将找出的共同工作点连接起来，画出共同工作线。在进行这一步时，需要对所有转速线进行相同的运算，通过循环语句的使用，可以降低计算机的计算量、提高程序的效率和准确率，所以对一条特性线进行计算时，先要确定在其中否有共同工作点，没有的话，跳到下一条，以避免不必要的运算；在程序编写的过程中，使用循环语句、条件语句的相互嵌套进行结构设计。最后得出如图3-1的共同工作线。为了使得到的共同工作点传递到另一个工作框中，将得到的共同工作点数据先传递到Excel中，然后再调用出来。具体的使用过程包括VB新建Excel、VB对Excel的调用、单元格数据以数组方式的提取。3.3 转速特性界面的说明对于form3也是先对各个变量进行定义，然后再赋值,画坐标轴。“nF”命令框是用来画出随着转速的变化，推力会如何变化。对于各参数赋值如何确定，一部分数值直接来自于共同工作界面设计点参数值，它是根据课题所给定的设计参数和输出结果反馈而确定的；还有一部分则是根图3-2 转速特性线示意图据理论的各类教材中的一些实例确定的；第三部分，飞行高度和飞行马赫数是根据所查到的例子确定的；而转速的变化范围，则是通过共同工作界面传递来的数据而确定的，这是一个是可变的量，所以只是确定了一个变化的范围。在完成赋值并建立好坐标系之后就可以开始进入计算阶段了，然后程序会调用之前赋值好的变量，并以循环计算的方式带入到设定好的代码公式中，从而得到一个个的数据点，形成连线。点击“nF”命令按钮，程序会绘出单转子涡轮喷气发动机的推力随转速变化的关系图；点击“nsfc”命令按钮，程序会绘出燃油消耗率随转速变化的关系图。这是课题研究的目标与成果的直观体现。“清除图线”命令框则可以清除推力和燃油消耗率的图线，但是坐标系会被保留下来，从而可以单独观察某一条曲线的变化情况。通过与“nF”和“nsfc”命令框，可以分别或同时显示这两条曲线的变化关系，能够更加直观的观察到实验的结果。在进行图像的绘制时，同样也运用到了牛顿插值法，这是因为它同样是通过一个个点绘出一条曲线，所以运用插值法会更加精确，但是会画的较慢。最后得出如图3-2的转速特性线。在程序的控制界面，如果只看命令框的话会感觉十分简洁明了，这就是VB程序的一大优点，但其实它的程序编写并没有想象中的那么简单容易，不仅要考虑发动机原理中的知识还要考虑程序编写时逻辑上的步骤，在程序编写的时候，光变量的赋值就有几十个，一旦其中的任何一个输入错误，那么就有可能对实验结果产生较大的影响。所以，这就要求在进行程序上的编写时一定要认真仔细，最好能先在草稿纸上把程序逻辑先写一遍，捋清楚各个公式之间的关系，这样才能减少出错的概率，同时也是在减少工作量。第4章 结论4.1 研究结果分析发动机的各种特性将决定发动机的性能状态到底能达到一个什么样的水平，也决定了这一架飞机最终的性能会达到什么样的水平。由于发动机在工作时要面对各种各样的工作条件，所以不可能一直在设计点设计的状态工作，这也就使得发动机的特性有着更加重要的意义，研究好发动机的特性，可以减少发动机在使用时出现故障的概率。单轴涡喷发动机是由五大部件共同构成，是一个有序统一的整体，工作时相互联系不可分割，所以对于一台发动机来说若想正常工作就必须保证这几大部件能够协调工作。但是，对于其中某一个单独的系统来说，这个系统的工作状态会受到其他系统的影响和制约。由于一般民用航空发动机的进气道和喷管都是不可调的，所以各部件共同工作的研究，其实就是对压气机和涡轮共同工作的研究。在计算时，为了得到合适的共同工作数据，需要不断地尝试各种设计点数据从众找到最合适的，在给定了压气机设计效率和设计相似流量参数后，通过改变设计增压比来得到更多的共同工作点，然后根据所给的数据作出了共同工作线。最后，又进一步进行了发动机转速特性的研究。通过程序的运行结果不难看出：1、推力随转速的增大而一直增大；2、燃油消耗率随转速的增大而减小。当接近最大转速时，燃油消耗率又略有增大。 对上述结果进行分析。首先要知道影响单位推力的因素有：涡轮前燃气温度、压气机增压比、涡轮效率和压气机效率。当转速增大时，空气流量也成正比增大。在转速增大的时候，空气流量和单位推力都会逐渐增大，所以推力随转速的增大而逐渐增大。不过，转速范围不同时，推力增大的程度也各有不同：在中、小转速范围内增大的较慢，在大转速范围内增大的较快。影响燃料消耗率的因素有两个：一个是单位推力；一个是油气比，即燃烧室前后温度差。当转速逐渐增加时，单位推力增大，这就要使燃料消耗率随着转速的增大而下降。而燃烧室前后温度差的变化情形，可以分成两部分来进行说明：在慢车到某一中转速范围内，当转速逐渐增加时，涡轮前燃气温度逐渐下降，压气机出口总温则因增压比的增大而逐渐上升，故燃烧室前后温度差将随转速增大而逐渐减小。因此，从慢车到中转速这一段，燃料消耗率随转速的增加而迅速降低；在某一中转速到大转速的范围内，转速增加时，涡轮前燃气温度是增加的。虽然这时的压气机出口总温仍在不断增加，但是涡轮前燃气温度增加的程度大于压气机出口总温增加的程度，因此燃烧室前后温度差是随转速增加而增加，使燃料消耗率增加。虽然单位推力的增加，会使燃料消耗率降低，但由于燃烧室前后的温度随转速的增大而不断增大，所以它的作用就成为主要的了，所以到接近最大转速时，发动机的燃料消耗率不仅没有降低，反而随转速增加而略有上升。 4.2 研究展望通过数值模拟的方式方法，进行编程计算，然后来研究单轴涡喷发动机的转速特性性能，根据转速特性的定义，所以在程序的计算过程中，这是一个不断反复重复的过程。就是由一些列的初值经过该算法流程，得出一些列的结果。并将结果以坐标曲线的形式体现，即得到单转子涡喷发动机转速特性性能的规律图。这不仅可以将发动机的理论研究与实际研究相结合，也可以节省研究成本，提高研究效率，更可以将多种因素提前模拟减少实验消耗，还能通过更改数据进行多种情况的设计与计算，但是要注意在进行程序的编写时一定不能出差错，否则最后会影响实验结果。因此数值模拟在进行发动机的研究、设计和检查时所起到的作用是越来越重要的。现如今可见国外在发动机领域所掌握的技术已经十分成熟，并逐渐向各个领域的方向发展。而国内现在也是加紧了追赶的脚步，通过自主创新，和科研人员的努力不断提升在航空领域的科学技术，研发新一代的发动机，努力加速追赶与国外的差距。而通过计算机数值仿真的方式进行发动机技术领域的研究和计算，可以避免试验方式研究所需的巨额花费，而且效率高，可重复性好，对于国家在航空技术领域的研究有十分重要意义。参考文献1 瞿红春，林兆福民用航空燃气涡轮发动机原理北京：兵器工业出版社，20062 骆广琦，桑增产等航空燃气涡轮发动机数值仿真北京：国防工业出版社，20073 辛本柱等Visual Basic从入门到实践北京：清华大学出版社，20094 张群，黄希桥，范玮北京：国防工业出版社，20155 张国生Visual Basic程序设计教程北京：清华大学出版社，20156 廉筱纯，吴虎航空发动机原理西安：西北工业大学出版社，20057 许薇，方修丰Visual Basic 程序设计教程北京：清华大学出版社，20088 陈忠军，刘熊燃气涡轮发动机基础北京：中国民航出版社，20149 楚武利，刘前智等航空叶片机原理西安：西北工业大学出版社，200910 David KincaidNumerical Analysis Mathematics of Scientific Computing北京：机械工业出版社，2003致谢时光飞逝，转眼间四年紧张而又充实的大学生生活即将画上句号。在这四年的学习期间，我得到了很多老师、同学和朋友的关怀和帮忙。在学位论文即将完成之际，我要向所有期间给予我支持、帮忙和鼓励的人表示我最诚挚的谢意。我的毕设导师张银波老师是我们大三时的发动机原理课程的老师，在这一个学期的学习中，我们不仅在张老师的教导下对发动机原理这门专业课进行了系统的学习，也了解到张老师的授课风格。张老师不仅认真负责，而且能将专业知识或问题表达的很清晰，使我们更容易理解和接受。在选毕业设计课题的时候，我们就征询张老师对我的选题建议，并最终如愿选得张老师的这一课题。张老师不仅帮助我们对论文进行了分析和讲解，还对思路方法做了解释，给我们指明了方向，在做毕设的过程中，张老师也能有耐心地帮助我们，帮我们 解决问题。然后，还要感谢我的同学们。在做毕业设计期间，我和董力、杨璐两位同学一起研究发动机特性的相关知识，一起研究VB程序如何编写和应用。通过和这两位同学一起研究学习，我对发动机转速特性的理解更加深刻了，同时也能更加熟练地运用软件编写程序。也要感谢参考文献中的作者们，透过他们的研究文章，使我对研究课题有了很好的出发点。最后，感谢我的家人在此期间给予我的包容、关爱和鼓励，以及所有陪我一路走来的所有老师和同学，正是由于他们的支持和照顾，我才能安心学习，并顺利完成我的学业。毕业在即，在今后的工作和生活中，我会铭记师长们的教诲，继续不懈努力和追求，来报答所有支持和帮助过我的人!附录A：程序清单牛顿插值法的应用：Public Function newtonczfun(a() As Double, u As Single) As DoubleDim n As Integer, i As Integer, j As Integer, k As IntegerDim z() As Double, f() As Double, v As Doublen = UBound(a, 2)ReDim z(n), f(n)For i = 0 To nz(i) = a(1, i)NextFor i = 1 To nk = k + 1For j = i To nf(j) = (z(j) - z(j - 1) / (a(0, j) - a(0, j - k)NextFor j = i To nz(j) = f(j)NextNextf(0) = a(1, 0)v = 0For i = n To 0 Step -1v = v * (u - a(0, i) + f(i)Nextnewtonczfun = vEnd Function画出特性线：Private Sub Command4_Click()Dim x!Dim y!Dim j%Dim i%Dim cz(1, 1) As DoubleFor j = 0 To 24For i = 1 To 6cz(0, 0) = sz(i + 8, j)cz(0, 1) = sz(i + 9, j)cz(1, 0) = sz(i, j)cz(1, 1) = sz(i + 1, j)For x = sz(i + 8, j) To sz(i + 9, j) Step 0.00001y = newtonczfun(cz(), x)Picture1.PSet (x, y)NextNextcz(0, 0) = sz(15, j)cz(0, 1) = sz(16, j)cz(1, 0) = sz(7, j)cz(1, 1) = sz(8, j)For x = sz(15, j) To sz(16, j) Step 0.00001y = newtonczfun(cz(), x)Picture1.PSet (x, y)NextNext jEnd Sub附录B：外文翻译资料Article Source From：Rolls-Royce plc 2010. Use or disclosure is subject to the legend on the Notice to Holder page.Section 4 Full Authority Digital Engine ControlTrent 900 Line and Base MaintenanceFADEC SystemIntroductionA Full Authority Digital Engine Control system(FADEC),together with the aircraft systems,provides control for engine starting,shut down,power management and engine instrumentation.The FADEC system is made of sub-systems working together to form a closed loop control system,maintaining efficient engine operation.The two channel Engine Electronic Controller(EEC) uses embedded software to control functions.It also has segregated and duplicated electrical circuits for engine sensors,actuators and digital data busses to aircraft systems.FADEC is used for engine control of the following:Fuel Metering ValveMinimum pressure and shut-off valveVSV actuatorsHanding bleed valvesIgnitionStarting:starter control valve and pneumatic starterTurbine Case CoolingHydraulic pump off-load solenoid(request to A/C system)Thrust Reverser (request to A/C system)FADEC Functions:Control engine start-pneumatic starter sequence,ignition,fuel&hydraulic pump off-load(as necessary)Control fuel and airflow to provide steady state and transient response for all environmental conditionsSchedule engine power levels as necessary for aircraft operationSchedule thrust reverser deploy and stow controlProvide limit protection for N3,P30 and EGT during ground automatic startProvide HP,IP&LP turbine tip clearance controlShut-off fuel in the event of an N1 or N2 overspeed and LP or IP shaft breakageShut-off or limit fuel flow (as permitted by the aircraft) in the event of thrust control malfunctionProvide auto-relight(ignition) if a flame-out occurs.Provide recovery if an engine surge occursProvide instrumentation ,engine and control data to the aircraft for control computers,cockpit displays,maintenance and data recorders.Airframe/Propulsion System InterfaceThe FADEC system interfaces with the aircraft systems to provide engine control and indications.Most of the aircraft systems are located in the aircraft avionics bay and interface with the cockpit and the FADEC system,through the Avionics Data Communications Network (ADCN) using the Avionics Full Duplex Switched Ethernet (AFDX)system.The aircraft systems are as follows:Engine Interface Power Management (EIPM) computers control electrical supplies to the EEC and engine systems.Air data Inertial Reference System (ADIRS) includes 3 Air Data Inertial Reference Units (ADIRU) which supply air data parameters P0,P20 and T20 to the FADEC system along dedicate digital data busses.The FADEC uses air data parameters for ratings calculations.Control and Display System (CDS) uses data from the FADEC system of each engine to display engine parameters on the following pages:Primary Flight Display (PFD)Engine/Warning Display (EWD)System Display (SD)Flight Warning System (FWS) The EEC interfaces with the FWS to give engine failure alert annunciation and propulsion system status (speed,starting,shutdown & reverse operation ).Landing Gear Control & Interface System provides an indication of ground/flight condition.Flight Control and Guidance System (FCGS) interfaces with FADEC to supply flight management,guidance and envelope functions to the flight crew.The primary functions of the FCGS are the Auto-Thrust (A/THR) system and Alpha Floor protection and includes:3 primary flight control computers (PRIM)3 secondary flight control computers (SEC)Slats Flap Control Computer (SFCC) provide an indication when flaps & slats are operated for Take-off & landing.Air Systems which include:Engine Bleed Air System (EBAS)Pneumatic Air Source & Distribution Management(PADS)Air Generation System (AGS)Cabin Pressure Control System (CPCS)Cockpit SwitchesOperation of the Engine Master Lever,Start Selector & Manual start switches input to the EEC via the Input/Output Modules (IOM) and the ADCN.The signals from the Throttle & Autothrust Instinctive Disconnect Push Buttons,input to the AFDX,via the Flight Control & Guidance system (FCGS).FADEC Power SupplyIntroductionA Dedicated Alternator normally powers the EEC.However,for ground maintenance,starting and loss of Dedicated Alternator power,an alternative stand-by power source is provided from the Airframe 115 V A.C.supply.The EEC also controls and monitors the switching of Airframe power to the following:Igniter circuits (115V AC supplied by the EIPM and controlled by relays in the EEC.P20/T20 Probe Heater 115V AC supplied the EIPM and controlled by relays in the EEC.Hydraulic Pump Offload Solenoids(2) 28V DC.supplied directly from the Airframe electrical network).There is a Power Converter in Channel A and in Channel B of the EEC.Power Converter Channel A provides power supplies for EEC and OPS Channel A and Power Converter Channel B provides power supplies for EEC and OPS Channel B.Aircraft 115V AC Power With engine speeds less than 8%N3 and the aircraft 115v AC electrical busses energised,the two channels of the EEC are permanently supplied with power when either:The Master Lever is in theON position.The Rotary Selector is in either the“CRANK”or“START/IGN POSITIONS.For maintenance when the Ground Power Push Button is in the“ON”position the EEC will be powered for 10 minutes.If during this period the EEC INTERACTIVE mode is set through the CMS,the EEC will stay permanently powered in both channels.At Aircraft Power-Up/EIPM Initialisation,the EEC is supplied with power as follows:Channel A will be permanently powered if only the Airframe 115V AC Emergency bus bar is available.Channel A and B will be powered for 15 minutes if the full Airframe electrical network is available.Airframe 115V AC power will be removed from the EEC as follows:On the ground 15 minutes after the Master Lever is moved toOFF.Following Operation of the Fire Handle.If EEC INTERACTIVE mode is not instigated within 10 minutes of selecting the EEC Ground PowerON.On the ground when the Ground Power Push Button is selected“OFF or the Rotary Selector is selected to the“NORM position.Dedicated Alternator PurposeThe purpose of the Dedicated Alternator is to supply primary power to the EEC and provide a speed reference signal of the HP shaft speed (N3).LocationThe unit is installed on the external gearbox front face and driven by direct drive from the HP shaft (N3).DescriptionThe EEC dedicated alternator supplies three-phase power for each EEC Channel during engine operation.The alternator has four independent windings,two isolated three-phase outputs to operate the control electronics and two single-phase outputs to supply the N3 speed to the cockpit.A satisfactory power output is available to the EEC from the alternator at N3 speeds higher than approximately 8 percent.At N3 speeds between 5 and 8 percent the power supply to the EEC is from the alternator and the 115V AC aircraft stand-by power.The alternator is the assembly of a rotor and a stator.The rotor is a cylinder,which contains a set of permanent magnets (below the surface).It is assembled to the related output shaft on the gearbox module.The stator is an outer cover,which contains two electrical windings in an aluminium stator housing.The rotor is aligned with the windings in the stator housing when the two parts are assembled to the gearbox module.An electrical current is magnetically induced in these windings when the rotor is turned.Two electrical connectors (Ch A & Ch B) are attached to the bottom side of the stator.The harness routing is to the EEC where they connect to their related EEC Channels.When the engine HP shaft turns it causes the gears in the external gearbox module to turn.This causes the alternator rotor to turn.An electrical alternating current then flows through the stator windings and alternator output harnesses.The frequency of these voltages is in proportion to the N3 shaft speed.At engine speeds higher than 8 percent N3,the output from the alternator only is sufficient for the EEC to use (as regulated by the EEC power supply circuits).Note: The primary source of N3 speed for vibration monitoring is transmitted from the EEC Channel A to the Engine Monitoring Unit (EMU).Electronic Engine Control (EEC)LocationThe Electronic Engine Controller (EEC) is located on the upper left side of the fan case at approximately the 10 oclock position.Primary FunctionThe primary function of the EEC is to control the engine through all ground & flight modes and environmental conditionsPhysical DescriptionThe EEC is bolted through 4 anti-vibration mounts at each corner of the EEC housing,to the mount brackets on the fan case.The EEC is grounded and protected against Electro Magnetic Interference (EMI).The unit has two almost identical housings,which contain the EEC channels A and B.Each control housing contains the power supply/input circuits,pressure sensors and EEC channel circuits.The two EEC channels are isolated from each other.The power supply/input circuits regulate power for each channel of the EEC from the aircraft and dedicated generator inputs.Each channel is provided with a stable DC input.There are 18 electrical receptacles on the EEC housing,9 on the channel A housing and 9 on the channel B housing.They connect to the mating connectors from the aircraft and engine systems.They are keyed to prevent incorrect fitment.The Data Entry Plug (DEP) receptacle is located on the Channel B housing at the top of the EEC.Functional DescriptionThe EEC is a microprocessor controlled digital unit,which has two channels of operation,identified as Channel A and Channel B.Each channel is supplied with inputs from the aircraft,FADEC system and cockpit sources.Each channel can monitor and control the operation of the engine using torque motors,solenoids and relays and transmit engine data to the aircraft.The EEC also maintains and supplies data for fault analysis and output to other systems on the aircraft.One channel is the control computer (channel in control)while the other channel is the stand-by computer.The control computer can access the input and output interfaces of the stand-by computer and would stay in control if a related input or output becomes defective.If there is a failure of the control computer circuits or power supply,then control would be given to the stand-by computer,which then becomes the control computer. The channel in control is normally computer on each engine run to make sure the circuits are used and to minimise the risk of dormant faults.During start,between starter cut-out and idle,the EEC will select a channel change using the following selection procedure (inpriority):If one channel has defects then the channel with no defects will get control.If both channels have defects,the channel in control when the defects are found,will stay in control.外文翻译资料译文部分文章出处：遄达900航线和基地维修手册第4章 全权限数字式发动机控制罗尔斯罗伊斯公司，2010年。使用或披露需要页面持有人说明FADEC系统介绍 全权限数字式发动机控制系统（FADEC），连同飞机的其它系统，共同控制发动机的启动、关闭、电源管理和发动机仪表。 qun全 qun权 xin限 sh数 z字 sh式 f发 dng动 j机 kng控 zh制 x系 tng统 （ F A D E C ） ， lin连 tng同 fi飞 j机 x系 tng统 ， t提 gng供 kng控 zh制 f发 dng动 j机 de的 q启 dng动 、 gun关 b闭 、 din电 yun源 gun管 l理 h和 f发 dng动 j机 y仪 bio表 。 The FADEC system is made of sub-systems working together to form a closed loop control system,maintaining efficient engine operation.The two channel Engine Electronic Controller(EEC) uses embedded software to control functions.It also has segregated and duplicated electrical circuits for engine sensors,actuators and digital data busses to aircraft systems.FADEC系统是一个由多个子系统组合在一起的闭环控制系统，它维持着发动机的高效运行。两通道发动机电子控制器（EEC）采用嵌入式软件来实现控制功能，还具有隔离和复制发动机传感器、执行器和数字数据总线到飞机系统的电路循环。F A D E C x系 tng统 wi为 z子 x系 tng统 z组 h合 zi在 y一 q起 xng形 chng成 y一 g个 b闭 hun环 kng控 zh制 x系 tng统 ， bo保 ch持 f发 dng动 j机 de的 go高 xio效 yn运 xng行 。 ling两 tng通 do道 f发 dng动 j机 din电 z子 kng控 zh制 q器 （ E E C ） ci采 yng用 qin嵌 r入 sh式 run软 jin件 de的 kng控 zh制 gng功 nng能 ， hi还 j具 yu有 g隔 l离 h和 f复 zh制 din电 l路 f发 dng动 j机 chun传 gn感 q器 、 zh执 xng行 q器 h和 sh数 z字 sh数 j据 zng总 xin线 de的 fi飞 j机 x系 tng统 。 FADEC is used for engine control of the following:FADEC被用于以下的发动机控制中： F A D E C yng用 y于 y以 xi下 f发 dng动 j机 kng控 zh制 ： Fuel Metering Valve燃油计量活门 rn燃 yu油 j计 ling量 f阀 Minimum pressure and shut-off valve最小压力和关断活门zu最 xio小 y压 l力 h和 gun关 b闭 f阀 VSV actuatorsVSV作动器 V S V zu作 dng动 q器 Handing bleed valves管理放气活门ch处 l理 fng放 q气 f阀 Ignition点火 din点 hu火 Starting:starter control valve and pneumatic starter起动：起动控制活门和气动起动器 q起 dng动 ： q起 dng动 kng控 zh制 f阀 h和 q气 dng动 q起 dng动 q器 Turbine Case Cooling涡轮机匣冷却 w涡 ln轮 xing箱 lng冷 qu却 Hydraulic pump off-load solenoid(request to A/C system)液压泵卸荷电磁阀（要求到AC系统） y液 y压 bng泵 kng空 zi载 din电 c磁 f阀 （ yo要 qi求 do到 C C x系 tng统 ） Thrust Reverser (request to A/C system)反推（要求到A / C系统） FADEC功能：控制发动机起动-气动起动机序列，点火、燃油和液压泵空载（必要时）控制燃油和气流以提供所有环境条件下的稳态和瞬态响应为飞机操纵提供必要的发动机功率水平控制反推装置的展开与装载在地面自动启动时给N3,P30和EGT提供限制保护提供HP，IP和LP涡轮叶尖间隙控制在N1或N2超速和LP或IP轴断裂的情况下切断燃油供给在发生推力控制故障时关闭或限制燃油流量（当飞行条件允许时）如果发生熄火时能够自动点火如果出现发动机喘振，能够复原给飞机上的控制计算机、座舱显示器、维修和数据记录器提供仪表、发动机和控制数据。机身/推进系统接口FADEC系统与飞机系统相连接以提供发动机的控制和指示。大多数的飞机系统位于飞机航空电子设备舱并与座舱和FADEC系统相连接，通过电子设备数据通讯网络 （ADCN）来使用航空电子全双工通讯以太网（AFDX）系统。这些飞机系统有以下几种：发动机接口电源管理（EIPM）通过电脑控制着EEC和发动机系统的电力供应。大气数据惯性基准系统（ADIRS）包括3个大气数据惯性基准单元（ADIRU）它通过数字数据总线提供大气数据参数PO，P20和T20给FADEC系统。FADEC系统会通过这些空气数据来进行额定值的计算。控制与显示系统（CDS）能够从每台发动机的FADEC系统中获取数据然后将发动机参数在以下面板中显示出来：主飞行显示器（PFD）发动机/警告显示（EWD）系统显示（SD）飞行警报系统（FWS）EEC与FWS相连接并给其提供发动机故障警报通知和推进系统状态参数（速度、启动、关闭和反推）。起落架控制和连接系统提供地面/飞行条件的指示。飞行控制和导航系统（FCGS）与FADEC相连接从而能够给飞机机组人员提供飞行管理、指导和包络函数。FCGS的主要功能是自动推力（A/THR）系统和层保护，该系统包括：3个主要的飞行控制计算机（PRIM)3次飞行控制计算机（SEC）缝翼/襟翼控制计算机（SFCC）能在飞机起飞和降落时襟翼和缝翼运行阶段提供指示。空气系统包括：发动机引气系统（EBAS）气动气源和分配管理（PADS）空气生成系统（AGS）座舱压力控制系统（CPCS）座舱开关发动机的主控制杆，启动选择器和手动启动开关的操作命令将通过输入/输出组件和电子设备数据通讯网络输入到EEC中。从节流阀和自动推力切断按钮传出的信号通过飞行控制和导航系统（FCGS）传输给电子设备全双工转换以太网。FADEC电源供应介绍通常由一个专用的交流发电机给EEC供电。然而，当进行地面维护、启动或专用发电机的功率出现降低时，另一个位于机身上的备用电源将能提供115 V交流电。EEC还控制和监测以下几种机身电源的切换：点火电路（115V交流电将由发动机接口电源管理组件提供，并由EEC继电器来控制。）P20 / T20探头加热器（115V交流电将由发动机接口电源管理组件提供，并由EEC继电器来控制。）液压泵卸荷电磁阀（2）直接由机身电源网络提供28v直流电。在EEC的通道A和通道B中有一个功率变换器。通道A的功率变换器为EEC和通道A的运行提供电源，通道B的功率变换器为EEC和通道B的运行提供电源。飞机115V交流电源当发动机转速低于8%N3并且飞机115V交流电源总线供电时，EEC的两通道将会一直供电：主控制杆处于“开启”位置。旋转选择器位于“曲柄轴”或“启动/点火”位置。当地面电源按钮处于“开启”状态时，EEC将进行10分钟的电源供应以进行维护。如果在此期间，通过中央维护系统设定了EEC的互动模式，那么EEC将通过两个通道进行持续供电。当进行飞机电源升高/发动机接口电源管理初始化时，EEC供电情况如下：如果飞机115V交流电汇流条是可供使用的，那么通道A将会持续供电。如果完整的机身电力网络是可用的，那么通道A和B将供应电源15分钟。当发生以下几种情况时机身115V交流电源将从EEC上断开：在主操纵杆移到“关闭”位置并且在地面上停留了15分钟。进行灭火手柄的操作时。EEC地面电源处于打开位时，EEC互动模式在10分钟内未被启用。在地面上并且地面电源按钮处于“关闭”位或旋转选择器处于“标准”位置时。专用交流发电机目的专用交流发电机是用来给EEC提供主要电力并提供高压轴转速的参考信号位置专用交流发电机安装在齿轮箱外部的前表面，并直接被高压轴驱动。描述在发动机运行时，EEC专用发电机提供三相电源给EEC通道供电。该交流发电机有四个独立的绕组，两隔离三相输出负责操作控制电路，两个单相输出N3转速传到驾驶舱。当N3转速高于8%左右时，交流发电机能够供应一个令人满意的功率输出给EEC。当N3转速在5%到8%之间时，EEC的电力将由交流发电机和飞机上115V的备用交流发电机一起供电。交流发电机由一个转子和一个
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