飞机维修 B737NG系统培训 飞机维修 B737NG系统培训 CFM56-7B EEC1（课堂PPT）

T,1,B737-800飞机改装培训南航培训部机务培训中心,二OO三年四月,CFM56-7B,T,2,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。,T,3,EEC（发动机电子控制）,T,4,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crosschanneldatalink(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crosschanneldatalink(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,T,5,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。,T,6,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ENGINECONTROL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。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。,T,7,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。,T,8,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。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,T,9,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。,T,10,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。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,T,11,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。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,T,12,EEC的识别堵头,T,13,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。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FMCCDU上更改。,T,14,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N215%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。,T,15,发动机燃油控制,T,16,发动机燃油控制,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；,在发动机起动时，EEC由转换汇流条供电，当N215%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，,T,17,EEC交流发电机的维护信息,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。,T,18,HMU,HMU提供燃油给伺服系统和燃烧室，由EEC提供指令。HMU位于8点钟位置。HMU的电接头：EEC的A通道；EEC的B通道；高压关断活门电磁线圈（起动手柄和火警控制电门控制）。,T,19,HMU,T,20,HMU,HMU的液压接头：计量燃油管；VBV打开、关闭燃油管；VSV打开（ROD）、关闭（HEAD）燃油管；压力调节（PressureCaseRegulated）燃油管；HPTACC燃油管；LPTACC燃油管；TBV燃油管；排放余油管；有识别的字母。,T,21,HMU,EEC给HMU电信号的指令，HMU里的电液压伺服活门（EHSV）将电信号转变成液压信号。FMVEHSV；TBVEHSV；HPTACCEHSV；LPTAVVEHSV；VBVEHSV；VSVEHSV。HMU还包含了高压关断活门和机械超速调节器；起动手柄和火警控制手柄给HPSOV单独的控制信号。当关闭此活门，机械超速调节器防止N2超转。,T,22,HMU,HMU提供燃油给伺服系统和燃烧室，由EEC提供指令。HMU位于8点钟位置。HMU的电接头：EEC的A通道；EEC的B通道；高压关断活门电磁线圈；,T,23,HMU,EEC给HMU电信号的指令，HMU里的电液压伺服活门（EHSV）将电信号转变成液压信号。FMVEHSVTBVEHSVHPTACCEHSVLPTAVVEHSVVBVEHSVVSVEHSV,HMU还包含了高压关断活门和机械超速调节器（旁通燃油来减小N2，备用的N2保护）；起动手柄和火警控制手柄给HPSOV单独的控制信号。当关闭此活门，机械超速调节器防止N2超转。,T,24,HMV,T,25,HMU,EEC通过控制FMVHPSOV的伺服燃油控制FMV。FMV位置解析器（RESOLVER）给EEC提供FMV的位置反馈信号。燃油通过FMV打开HPSOV。EEC在地面关闭FMV：EGT在起动时超限；起动发动机到慢车，但N2减少到小于50%；EGT继续上走超过起动限制；TAT大于2C提起动手柄，EEC感觉有燃油流量但15秒后无EGT；或20秒后无EGT；,T,26,维护信息,EEC给CDU上发送一个不能放行的信息：FMV不在正确的位置；FMV在EEC上两个通道的位置信号超出范围；FMV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FMVHPSOV的控制电流超出范围；CDU点亮发动机控制灯和主警告灯：飞机落地后30秒或速度小于80节；EEC通电（起动，运转，维护）；一个不能放行的故障发生；,T,27,HMV,一个电门提供反馈信号给EECEEC给CDU上发送一个不能放行的信息：TBV不在正确的位置；TBV在EEC上两个通道的位置信号超出范围；TBV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TBVEHSV的控制电流超出范围；HPTACC和LPTACC的线形位置传感器给EEC提供反馈信号EEC给CDU上发送一个不能放行的信息：HPTAVV不在正确的位置；HPTACC在EEC上两个通道的位置信号超出范围；HPTACC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HPTACCEHSV的控制电流超出范围,T,28,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、VSVEHSV的控制电流超出范围,T,29,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；,T,30,发动机控制指示,地面人员和机组可通过选择EEC电门将EEC设置在硬件备用模式。此模式时白色“ON”灯不指示。发动机控制灯亮不能放行；当EEC探测此类故障时给一信号到CDU，飞行中发动机控制灯不亮，当下列条件满足时点亮发动机控制灯和主警告灯：飞机落地后速度小于30节的时间超过30秒或速度小于80节。N250%；一个不能放行的故障发生。当发动机控制灯亮时CDUFIMAMM,T,31,发动机控制指示,T,32,发动机控制,EEC是一个双通道计算机，两个通道间彼此独立，且通过CCDL相互联系；EEC自动选择一个通道作为工作通道，若双通道有效在上一次N2大于76%时转换。当CCDL失效或一个EEC通道发电机失效，EEC单通道工作，此时工作通道不使用备用通道的数据。,T,33,EEC获得的压力,EEC获取下列温度控制伺服燃油系统和获得正确的推力：P0（外界静压）PS13（风扇静压）（选装，A通道）PS3（CDP）P25（高压压气机进口）P0的获得：P0传感器和两部ADIRUS。若所有的信号有效用第一部ADIRUS的信号。所以两台发动机用一个P0。P0传感器位于EEC的底部。在正常模式，P0用来计算飞机的速度来进行推理管理。在备用模式，用P0来推算PT或获得另一个推算的PT。（推力管理）P0用来控制VSV、VBV、HPTACC、LPTACC。两个带温度补偿的电容式石英传感器将压力值变成电信号。,T,34,PS3,PS3传感器位于EEC第部。控制VSV、VBV、TBV，防止高压压气机失速。若引气压力小于最小值，增加最小慢车转速。压力信号管位于燃油喷嘴后的9点钟位置。一个信号向上连到EEC压力板接头，再由两个电容式石英传感器将压力值变成电信号。PS3不锈钢信号官在最低处有一排水孔，应确保不被堵塞。,T,35,EEC的监控,EEC在CDU上提供不能放行的信息（ND），若下列一个发生：两个P0传感器超出EEC认可的范围。EEC工作通道P0传感器元件超出范围，EEC单通道工作。两个P3传感器超出EEC认可的范围EEC工作通道P3传感器元件超出范围，EEC单通道工作。,T,36,EEC获取的温度,EEC获取下列温度控制伺服燃油系统和获得正确的推力：TATT25T3（CDP）HPTCASEEGT（T49.5)TAT的获得：T12传感器和两部ADIRUS。在地面和飞机起飞5分钟后用T12传感器的信号；然后用第一部ADIRUS的信号。所以在空中，两台发动机用一个TAT。若两部ADIRUS失效，用T12传感器的信号。EEC用TAT来进行功率管理，控制VBV，HPTACC，LTPACC。孔探时T12用作N1转子的定位。,T,37,T12,T12传感器在风扇机匣2：30的位置，有专用的盖板接近。有两个电接头给EEC的A、B通道。T12传感器有两个铂金元件，EEC提供恒定的电流给它，它随温度而改变电阻，EEC感受电压差异计算出温度。,T,38,PT25,EEC使用两个T25的平均值，若一个失效，用另一个的信号，若两个失效，EEC从另一台发动机的数据推算T25。EEC用T25控制VSV，VBV，TBV。（FMV，HPTACC控制逻辑）包括一个冲压气管P25（选）部件和T12相似。T25传感器在风扇机匣6点钟位置。,T,39,T3,同T25相似，EEC使用两个T3的平均值，若一个失效，用另一个的信号，若两个失效，EEC从另一台发动机的数据推算T3。EEC用T3控制HPTACC。（BSV、BMV）元件为一个热电偶。温度增加，电流增加。,T,40,TCC传感器,EEC用该温度信号控制HPTACC。元件为一个热电偶。温度增加，电流增加。感受高压涡轮壳罩的温度（衬环、SHROUD）。在涡轮机匣3点种位置。,T,41,EGT,EEC使用EGT温度提供地面起动保护和指示，不参与控制。在发动机指示系统介绍。,T,42,EEC指示,EEC在CDU上提供不能放行的信息（ND），若T12、T25、T3传感器发生下列情况：1、两个元件超出范围。2、EEC工作通道传感器元件超出范围，EEC单通道工作。“发动机控制”灯亮，且“主警告灯”亮：1、飞机着陆后在地面超过30秒，或减速到小于80节；2、EEC通电；3、一个不能放行的故障发生。,T,43,自动油门计算机,EEC传给自动油门计算机下列信号：油门杆解析角度（TRA）；发动机控制模式；N1；飞机型号；最大N1；发动机推力比；最小慢车的油门杆解析角度；与最近的N1对应的TRA；与最近的TRA对应的N1；飞机复飞安全的最小加速TRA；与目标N1对应的TRA；允许的最大推力对应的TRA；发动机的最大推力；评估发动机的净推力；,T,44,转速传感器,N1传感器给EEC传递低压转子的转速信号，EEC用N1进行推力管理，EEC还给CDU发送N1信号，N1传感器还直接给CDU转速信号。N2传感器给EEC传递高压转子的转速信号，EEC用N2进行推力管理和慢车控制，EEC还给CDU发送N2信号，N2传感器还直接给CDU转速信号。EEC在CDU产生不能放行的信息，若下列情况发生：两个N1传感器的信号超出范围；EEC单通道工作时，工作通道的N1信号超出范围；两个N2传感器的信号超出范围；EEC单通道工作时，工作通道的N2信号超出范围；,T,45,伺服系统的位置传感器,EEC通过伺服系统的位置传感器的反馈信号来确定正确的燃油压力到伺服系统的作动筒。伺服系统中的部件对EEC发动机控制灯的逻辑基本相同。EEC在CDU产生不能放行的信息，若下列情况发生：两个通道或任一通道的要求的和实际的位置信号不在最小时间范围类；两个通道的EHSV或电磁线圈的工作电流不在范围内，或工作的EEC通道不在范围内；两个通道的作动筒或活门的位置信号不在范围内，或工作的EEC通道不在范围内；,T,46,EEC与DEU,EEC通过DEU输出信号到CDU指示；FMC也从EEC接受部分信号；EEC通过DEU得到和输出的信号有：发动机指示数据；反推位置信号；起动电门位置信号；点火选择电门位置信号；起动手柄位置信号；飞机引起系统的状态；发动机整流罩防冰活门位置信号；ADIRU的PT、TAT、P0信号；自检数据；前推力和反推力杆位置信号；发动机的参数；,T,47,EEC,线形差动传感器将反推平移罩的位置信号传给EEC；EEC得到四个位置信号，每个平移罩给A、B通道一个反馈信号。EEC控制反推内锁电磁线圈的工作，防止反推没有完全放出时增加反推力。若反推没有在慢车位置，EEC将给发动机慢车指令。发动机起动和点火选择电门：EEC通过DEU监控起动和点火选择电门的位置，EEC用此位置控制发动机点火系统。起动电门还直接把位置信号传给EEC。起动手柄：起动手柄提供位置给EEC，EEC利用此信号控制交流电到点,T,48,EEC,火激励器。当起动手柄在慢车位，EEC还控制HMU的FMVD的燃油到慢车。当起动手柄在关断位，给HMU里的HPSOV电磁线圈通电关闭活门，同时给EEC一个关车信号。火警控制手柄电门：当拉起火警控制手柄，闭合火警控制手柄电门，同时给HMU里的HPSOV电磁线圈通电关闭活门。引气和防冰系统：EEC接受引气和防冰系统的数据，EEC利用此数据减少发动机的额定推力，当引气系统工作时保持核心发动机在选择的额定推力限制内。工作：当提起起动手柄时，转换汇流条给EEC供电，达到15%N2时，若EEC发电机电有效，EEC由EEC发电机供电。当起,T,49,EEC,动手柄提到慢车位，EEC通过逻辑控制FMV和点火，且在合适的N2给点火系统断电，EEC在起动时通过控制FMV控制发动机的加速和EGT，在地面起动好发动机后，EEC控制发动机的慢车转速，引气，必要的最小燃油流量。飞行时，EEC控制有飞行慢车和进近慢车。EEC通过推力杆的位置和外界环境控制推力。无机械的慢车调节。,T,50,慢车控制,EEC通过下列数据控制地面慢车：外界温度；电源；需要的引气；必要的最小燃油流量；EEC通过下列数据控制飞行（72%）和进近慢车（72-79%）：防冰是否工作；襟翼位置；起落架位置；高度；复飞的必要条件；,T,51,慢车控制,无能EEC选择何种工作方式，EEC用最高的输入值控制慢车到稳定的转速。慢车转速的要求：若TAT小于52C（125F）为满足IDG的工作N2不小于58%；若TAT小于52C（125F）为改良的发动机部件提供冷却N2不小于66%；为保持最小的PS3；保持燃油流量不低于136KG/H；EEC保持飞行慢车的N2在72%。在飞行中下列一个情况发生时EEC控制发动机到进近慢车：一台发动机的整流罩防冰电门在“ON”为；左或右主架防下锁好，高度低于15000英尺；高度低于15000英尺；襟翼大于或等于15,T,52,慢车控制,T,53,推力控制,EEC利用N1的转速控制发动机的推力，EEC利用下列数据计算6个参考的N1：飞机型号；发动机的额定推力；P0；马赫速；N1的参考值对所有的飞机型号和发动机的额定推力是相同的类似的油门杆角度和油门杆解析角度的角度值，这些是N1的命名，油门杆角度；油门杆解析角度；反推角度：最大的反推角度（8TRA，104RLA）；慢车反推（24TRA，62RLA）；慢车（36-38TRA，0-2.4RLA）；最大爬升（72RA，44RLA）；最大起飞/复飞（78TRA，52RLA）；最大额定推力（82.5TRA，58RLA）；,T,54,推力控制,可以从CDU自检的“INPUTMONITORING”“INFORMATIONPOINT”栏看TRA角度。EEC在油门杆的位置和N1参考值的油门杆位置计算目标N1值，当油门杆在两个N1间，EEC作线形的改变去发现目标N1；当油门杆前推，目标N1大于实际N1，EEC控制发动机加速到目标N1，当油门杆后推，目标N1小于实际N1，EEC控制发动机减速到目标N1。EEC还调节目标N1值在发动机引气时，若引气量增加，N1会减小去补偿增加的负载，这样是保证在选定的推力值时发动机的热部件在限制内（不超温），EEC从DEU得到飞机引气的数据：左右组件“ON”或“OFF”；左右组件高流量或正常；隔离活门的位置；发动机运转时另一台发动机的引气活门是否打开；机翼防冰和发动机整流罩防冰；,T,55,推力控制,EEC在飞机起飞速度超过65节时锁定飞机的引气在当前的状态，直到下列条件之一满足且飞机高度大于400英尺：速度大于300节；高度超过4500英尺；TRA减少超过3%；EEC当发动机改变时通过N1的配平调节N1的转速。当发动机组装后，必须作测试以满足发动机性能要求，测试之一是计算或调节发动机的推力和N1，确保在相同的指示N1值时不同的发动机有相同的起飞推力和爬升推力。风扇配平用来调节指示N1和目标N1。此调节用来减少目标N1和增加指示N1。当EEC改变N1配平时，为防止推力的突变，这种变化是平缓的。当下列情况发生非常有效：高度小于15000英尺；马赫速小于0.4N1在75%-99.54%,T,56,推力控制,总共有8级（0-7）N1风扇配平，0级是无配平，7级改变2.36%。此信息存储在发动机ID堵头上，在EEC自检CDU上“IDENT/CONFIG”页面上“TRAININGINFORMATIONPOINT”可看到更多的信息。EEC工作模式描述：EEC从ADIRU上获得PT或通过TAT和P0计算，EEC获得TAT从ADIRU或T12，EEC获得P0从ADIRU或P0传感器。EEC有3个工作模式：正常模式；软件备用模式；硬件备用模式；,T,57,EEC工作模式描述：,当下列条件满足时，EEC工作在正常模式：PT有效；EEC电门在“ON”位；PT有效的条件：从两个ADIRU来的PT信号在范围内；PT一致；最少一个皮托管的加温电门在“ON”位；皮托管的加温关断，飞机需在地面且TRA小于53度；在正常模式；EEC用PT和P0计算马赫速，这个马赫速是用来计算N1参考值。若外界压力、温度、马赫速改变时N1参考值也改变，确保发动机的推力满足飞机的性能。,T,58,EEC工作模式描述：,若PT不可用或EEC电门在“OFF”位，EEC自动转换到备用模式，当下列一个条件满足时，“ALTN”灯亮：EEC在软件备用模式超过15秒；EEC在硬件备用模式；EEC电门在“OFF”；当PT不可用，EEC转换到软件备用模式。若在15秒内，PT又可用，EEC回到正常模式，且“ALTN”灯不亮，若EEC工作在软件备用模式的时间超过15秒，“ALTN”灯亮。当下列条件满足。EEC回到正常模式：PT可用；EEC在软件备用模式；若EEC回到正常模式发动机的推力改变小或油门杆在慢车附近（TRA小于51.6度）；,T,59,EEC工作模式描述：,在软件备用模式，EEC用下列数据计算马赫速：TAT；标准大气温度STANDARDDAYTEMPERATURE（P0）；最后可用的标准大气温度和环境温度T0的差值；在软件备用模式时EEC为了保证在PT不可用的情况下发动机推力不发生大的改变，若外界温度改变时，发动机推力可能比正常小或发动机EGT超温发生（EGTEXCEEDANCES）。这种情况发生是因为EEC用TAT、标准大气温度、上次与标准大气温度差值的可用T的计算马赫速，在正常模式，外界温度是用TAT和马赫速计算，在软件备用模式EEC用上次可用的T计算马赫速（因信号不可用），若外界温度没有改变这种评估就是精确的。,T,60,EEC工作模式描述：,当下列条件发生时，EEC转换到硬件备用模式：EEC在软件备用模式工作超过15秒，（ALTN灯亮）和油门离开慢车位小于19度；EEC电门在“OFF”位；注意：若一个EEC在正常模式，另一个在软件备用模式，可能引起油门杆错位。当此情况发生时，飞行员要将EEC电门放在“OFF”位防止油门杆错位发生。在小推力时，软件备用模式与硬件备用模式只有小的推力差别，但在大推力时，从软件备用模式到硬件备用模式有大的推力改变，若有不可接受的推力改变发生，EEC不自动转换。在硬件备用模式EEC用P0去获得假定的马赫速，为满足飞机性能的足够的推力，EEC用最高的推力要求来推算外界温度，此模式在热天时易引起EGT超温。,T,61,EEC工作模式描述：,EEC在下列条件之一出现时从硬件备用模式转到正常模式，且