发动机控制系统故障简介

1、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。（

2、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

3、）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 chann

4、el）。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

5、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，

6、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

7、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

8、：大气数据传感器ADIRUSDEUEEC。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

9、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

10、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

11、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

12、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）

13、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

14、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

15、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。由于HMU故障没有任何故障警告灯提示，机组最早发现的异常现象往往是驾驶盘的大角度偏转。如果机组盲目断开自动驾驶，将驾驶盘搬回水平位置，飞机会向好发一侧进入

16、剧烈的横滚。1992年11月24日B737-300型B-2523号飞机在桂林机场进近阶段右发自动油门故障，右发推力手柄停留在慢车位置。自动驾驶向左压盘克服不对称推力。由于不对称推力过大，飞机仍以1-2度/秒的速率向右缓慢滚转。当右坡度达到46度时，机组发现飞机状态异常，断开自动驾驶并且向右压驾驶盘。飞机右滚转速率迅速增加至12度/秒。飞机向右滚转168度进入倒飞状态，最终以接近90度右坡度坠毁。 遇到飞机姿态异常需要断开自动驾驶时，应当注意以下四点：a.日常飞行中建立良好的驾驶舱面板巡视习惯。b.发现飞机状态异常后，不要盲目断开自动驾驶，先检查飞机姿态和发动机参数。c.断开自动驾驶前，目视地平

17、仪，双手用力握盘。d.断开自动驾驶后，先保持当前驾驶盘角度，然后按需柔和操纵飞机。此外，一侧大推力，一侧慢车的形态与单发十分相似。机组可能误认为慢车一侧的发动机停车，从而错将好发关停。判断发动机停车与否的最终指标是而非。机组必须在谨慎观察和判断，并且机组达成一致后再关停发动机。 第三，关车后的方向舵转换。在关车前，故障发大推力，好发慢车。机组需要向坏发一侧蹬舵。在关车后，故障发风转，好发大推力。机组需要向好发一侧蹬舵。也就是说在关车前后不对称推力方向会发生转换，相应的方向舵操纵方向也必须转换。这个过程必须要柔和、均匀的完成，避免出现大的横滚和偏航变化。在关车前尽量避免使用方向舵配平，人工蹬舵可

18、以让转换过程更为主动、平顺。关车后随着故障发推力的下降，逐渐撤回坏发一侧方向舵。然后伴随好发推力的增加，逐渐向好发方向增加舵量。 这个转换过程看起来十分复杂，其实并不比单发复飞更困难。因为飞机操纵机构的设计与人的本能动作方向一致。盯好你的地平仪，按需操纵飞机即可。 （2）巡航阶段的处置要点 巡航阶段的发动机推力需求比较稳定。所以如果巡航时HMU控制发生故障，在发生大的推力变化前，机组可能很长时间都无法察觉故障。巡航阶段单侧推力锁死对飞机操纵的影响比较小。在作出处置决断前机组大可以维持双发推力一致，保持稳定的飞行状态。巡航阶段推力锁死的最大风险在于，发动机推力会随着飞行高度的下降逐渐衰减。如果失

19、效时燃油流量较小，则有可能在低空停车。 下图中左发在高度35000英尺HMU失效，燃油流量锁死在1.24吨/小时，N1转速为85.5%。当飞机下降至5000英尺后，1.24吨/小时只能支持60.2%的N1转速了。通常情况下，巡航阶段推力锁死不需要立即关停发动。使用方向舵配平克服不对称推力，使用减速板增加下降率，飞机仍然旧具备稳定的状态和良好的操纵性。下降过程中随着故障发动机推力的逐渐衰减，操纵难度会越来越小。除非有迫切的推力需求，否则不推荐对故障发动机作重新起动尝试对于存在严重故障的设备，隔离并使用可靠地设备和替代程序是风险最小的方案。至于低空故障发动机会否停车，我们可以静观其变，把故障发顶个

20、APU用就好了。（3）下降/进近和着陆阶段在下降、进近和着陆阶段，发动机的推力变化频繁。如果出现推力锁死，机组需要对下列四项风险进行评估： 第一、当前推力会否影响飞机正常着陆？这主要是针对发动机推力锁死在较高推力的情况。机组可以参考检查单中的颠簸/空速不可靠表格得到当前重量/形态下五边大致的推力水平。如果故障发动机推力明显高于着陆所需的推力，则可能影响飞机的稳定进近。机组应当考虑关故障停发动机。注意不要在着陆过程中使用减速板克服多余推力。第二、着陆过程中是否存在发动机停车的风险？ 这主要是针对发动机推力锁死在较低推力的情况。如果故障发动机推力很低，依靠另一台发动机难以满足襟翼30/40形态的稳

21、定进近和复飞的推力需求。此时机组应当参考一台发动机不工作着陆检查单选用襟翼15着陆。此外机组还应当做好着陆过程中发动机熄火的简令和准备，避免着陆过程中手忙脚乱。例如提前用APU电源代替故障一侧发动机电源等。 第三、复飞程序是否存在大的越障需求？ 发动机推力锁死在中低推力时，飞机复飞后的越障能力介乎于单发与双发之间。机组应当综合评估跑道长度、刹车效能和复飞越障等因素。如果复飞越障梯度是首要影响的话，机组应当参考一台发动机不工作着陆检查单选用襟翼15着陆，一旦进近失败，收襟翼1复飞。 第四、着陆后是否需要立即关停发动机？ 如果故障发动机的推力锁死在可接受的范围内，机组通常选择不关车着陆。这样做可以

22、有限的增加飞行的安全裕度。但是在接地后需要面临一系列问题。着陆停止距离增加，不对称推力影响方向控制，无法使用反推，刹车能量高，尾流对地面人员/设备的损害等等。所以在飞机接地以后保留故障发动机弊大于利。比较理想的操作是在10ft至接地阶段关停故障发动机。为公司节省一个空停指标？这不是机长优先考虑的因素。（二）HMU伺服机构故障HMU的伺服机构的作用是让发动机在整个飞行包线内都能稳定的工作。EEC对各个伺服机构的调整是自动进行的。HMU接受EEC指令，使用经过加温的“伺服燃油”驱动下列活门的移动。伺服机构故障，仅仅意味着发动机在某种飞行条件下稳定工作的冗余度降低了，未必会有明显的发动机参数异常。如

23、果在地面探测到伺服机构的严重故障会触发ENGINE CONTROL灯亮。作为操作者，机组没有必要深究HMU伺服机构具体的功能和机制。知道机上有此设备，功能如何就足够了。剩下的就只要按需操作发动机即可。本文小结：（1）每台发动机都有一部EEC，每部EEC都有两个通道。（2）EEC单通道故障不会影响发动机控制，但是地面会触发ENGINE CONTROL灯亮。（3）EEC双通道故障会使发动机进入“脑死亡状态”，低空发动机会停车。（4）大气数据不可靠会导致EEC进入备用方式。（5）软备用不能长时间使用。硬备用要小心超过推力限制。（6）HMU执行EEC的指令控制发动机。（7）HMU故障会导致燃油流量锁死

24、。（8）HMU伺服机构故障可能会导致发动机可靠性降低。番外篇：是否参考一台发动机着陆检查单笔者在文中所提到的“燃油计量活门活门卡死后着陆参考一台发动机着陆检查单”，长期以来一直是存在很大争议的说法。反对观点认为：（1）如果机组未关停故障发动机，则不符合一台发动机不工作着陆检查单的适用条件。参照该检查单项目没有充分规章依据。（2）此外正常程序中并未将襟翼15着陆排除在外。只要将近地警告襟翼抑制电门放在抑制位即可。 支持观点认为：（1）按训练手册要求双发襟翼15着陆，复飞应当保持襟翼。而该故障之所以选定襟翼15着陆，目的是复飞使用襟翼1，以获得更大的越障能力。参考一台发动机不工作着陆更贴近决策的出

25、发点。（2）除了襟翼15着陆，襟翼1复飞外，一台发动机不工作着陆检查单还包括了其他很多有用的信息。例如“如需额外的复飞推力”，VREF ICE ，复飞过程中的坡度限制等。参照检查单做进近准备机组准备更全面。客观的讲“襟翼15着陆，襟翼1复飞”的处置确实是源自一台发动机不工作着陆检查单。但是在波音的程序设计中，确实没有“参考xx检查单执行”的做法。面对如此重大的故障，参考一个不符合条件的检查单项目，机组有偏离检查单处置之嫌。说的本土化一点儿，事后面对调查你可能会比较被动。作为一线飞行员，我们都希望尽量避免涉及争议问题。如果机长完全熟知检查单内容，直接指令机组执行各个项目，当然可以回避上述“风险”

26、。如果你当时把握不大，完全可以闭上嘴，摊开检查单做进近准备。但是无论如何，旅客安全必须高于个人得失，这是我们职业道德的底线。 就像“讦谯龙”唱的那样：番外篇： FADEC-航空发动机领域的“无冕之王”同其他许多航空技术一样，FADEC（全权限数字发动机控制）技术源于军用技术的成果。 早在第二次世界大战末期，纳粹德国就曾经在FW-190战斗机上使用过一种名为“Kommandogerat”控制机构。纳粹飞行员在空战中只需要移动油门杆，控制机构会自动调整混合比、增压比和桨距配合。这项发明大大减轻了飞行员的操纵负荷，并且能把发动机的性能发挥到极致。（下图来自“空军之翼”网站） 进入喷气时代，飞机的飞行高度和速度都有了大幅度的提升，下至海平面，上至万米高空，慢至航母着舰，快至两倍音速。如何让发动机在整个飞行包线都能可靠工作，成了阻碍发动机性能提高的关键瓶颈。第一代发动机控制机构利用机械凸轮曲面设定控制规律，利用液压动力驱动控制机构动作。这种控制机构粗略、死板，不能针对实际飞行环境调整。 第二代发动机控制机构仍然以机械/液压机构为主，但是增加了电子设备进行辅助和微调。CFM56-3发动机所使用的“MEC PMC”的组合就是这种技术的产物。 从上世纪80年代开始，新一代的“全权限数字发动机控制”（FADEC）技术开始应用在军用发动机上。FADEC能够利