引擎（1B-B-71-00-00-00A-043A-A第005版）

图1.85-EJ200发动机

飞机由两台Eurojet EJ200双线轴后燃涡扇引擎（参见图1.85）驱动，这两台引擎左右分置，安装在两个相互独立的防火引擎舱中。引擎所需的空气则通过一可变进气口进入机身下方的两条分离式进气道。引擎所能提供的最大推力，在最大后燃区间内为90 kN.
引擎有一组三级低压压缩机和一组五级高压压缩机构成，两组压缩机各由一台单级涡轮机驱动。两组压缩机都设有引气功能供内部冷却和飞机维护用。
进入进气道的气流会被引至低压压缩机，随后分为两条气流，一条为高温主流，另一条为低温旁通气流。高温主流会从涡扇叶片内圈通过高压压缩机，随后进入装有喷油燃烧器的环形燃烧室点燃。低温旁通气流则会流过高压压缩机、燃烧室和涡轮机周围的环形气道，随后在尾喷管与主流汇合。
后燃系统包含通过外部歧管供油的径向燃烧器与一套缩放式喷口组成。缩放式喷口本身由多瓣喷口叶组成，以灵活调节由收缩式叶片组成的喉部面积和绽放式叶片组成的喷口面积。
一台由高压压缩机驱动的，安装在引擎上的外部变速箱则为引擎组件和机载变速箱提供动力。
引擎主体和后燃燃油计量系统由一台安装在引擎上，由燃油冷却，并带有引擎监控和故障诊断能力的数字电子控制单元(DECU)控制。
引擎变速箱同时还驱动一台安装于引擎上且自成一体的液压系统。由润滑油箱、压力系统、回收和通风系统组成的引擎润滑系统也安装于引擎上，且自成一体。

发动机空气系统（1B-B-71-83-00-00A-043A-A第005版）

受控气流通过可变几何飞机进气口进入发动机进气口，在发动机进气口被三级低压压缩机压缩。

低压压缩机出口时，气流在旁通和主流之间分配，名义比例为0.4:1。

主流气流

主流气流经过可变进气道活叶，在输送至燃烧段之前，被五级高压压缩机进一步压缩。

来自燃烧室的热气流通过单级高压和低压涡轮以及排气扩散器进入喷气管，在那里它与旁通气流连接。

旁通流气流流量

旁通流气流从低压压缩机外部流过高压压缩机、燃烧室和涡轮段周围的环形旁通管。当旁通气流与热气汇合时，其中一部分流经前喷射管和隔热板之间的环形通道，形成一层隔热层。一些空气也流经隔热板上的孔，在其内表面提供冷却气流。

排出空气

在发动机运行过程中，内部排气以提供发动机冷却、增压和轴承负载平衡。还从低压压缩机的第二级获取空气，用于油箱增压，并从高压压缩机的第五级获取空气，以供应飞机服务和飞机二次电源系统的空气涡轮起动马达。

发动机机油系统（1B-B-71-86-00-00A-043A-A第005版）

润滑系统完全独立于发动机上。润滑油系统是完全基于航空的，为轴承和齿轮提供必要的润滑和冷却。它由发动机转速调节，以使机油输送符合发动机要求。

该系统包括航空油箱、加压子系统、滤油子系统和排油子系统。其主要部件为航空油箱、加压泵、滤油泵、变速箱和用燃油冷却的润滑油冷却器。

机油从齿轮箱驱动的航空油箱通过压力泵、细滤器和燃油冷却润滑油冷却器输送至发动机，以在所有工作条件下为轴承、齿轮和轴提供充分润滑。通过滤油泵系统清除轴承室并将机油送回油箱。排油子系统确保通过空气密封的气流充足，从而使油包含在轴承室中。

航空油箱

它包含一个旋转吊篮，由外部齿轮箱驱动。油通过离心力紧靠油箱壁，在所有飞行条件、姿态和加速度下提供连续供油。

油箱通风管包含一个阀，用于密封（发动机停止）和加压（发动机运转）油箱。

压力泵

由外部齿轮箱驱动的齿轮式压力泵提供驱动供油系统的压力。高海拔地区的吸入性能通过加压油箱得到增强。安全阀限制冷起动油压。

供油系统的主要输送区域包括：

–前轴承室

–后轴承室

–齿轮箱。

当出现发动机低压和/或发动机机油温度过高的情况时，警告装置会向驾驶舱内的飞行员发出1级音频/警告。这些警告包括耳机中闪烁的注意力吸引器和语音警告信息（左/右机油压力和/或左/右机油温度），以及相关的DWP和MHDD标题（发动机格式、左/右机油P或/和左/右机油T）。

滤油泵

提供一个由外部齿轮箱驱动的七级齿轮泵，用于完全地清理系统，直至达到最大工作高度（altitude）。

泵还为油箱增压提供压力。

齿轮箱

外部齿轮箱为引擎附件和飞机齿轮箱提供动力，并驱动航空油箱的吊篮。

燃油冷却润滑油冷却器

发动机和齿轮箱中的机油所获得的热量通过燃油冷却润滑油冷却器（FCOC）中的热转换器（heat exchanger）传递到燃油，并输送到引擎。

发动机燃油控制系统（1B-B-71-81-00-00A-043A-A第005版）

燃料供应至主燃料计量装置（MFMU）进行干式操作，必要时供应至加力段。

燃油还用于冷却数字发动机控制单元（DECU）和通过FCOC的润滑油。

干式燃油供应

干式燃油供应从齿轮泵输送至MFMU，主计量阀（MMV）在此设置发动机燃油流量。如果MMV失去控制，DECU通过紧急溢流阀（ESV）控制流向发动机的燃油流量。

排放箱在取消再热后从再热泵收集燃油，并在发动机停机时从主歧管净化收集燃油。

加力燃料供应

加力燃油供应完全由DECU控制。将油门移到加力范围可使燃油进入再热燃油计量装置（RHFMU），并从该装置通过分配阀进入堆芯、主歧管和旁通歧管。燃油流量由伺服驱动计量阀控制，该阀在DECU控制下对节气门位置作出反应。

引擎数字控制装置（1B-B-71-84-01-00A-043A-A第006版）

数字电子控制单元（DECU）采用燃油冷却，安装在低压压缩机壳体上。它的主要功能是根据节气门对TAS、OAT、VIGV位置和喷嘴区域的要求控制发动机，以确保发动机在整个飞行包线的运行限制范围内工作。

在正常运行期间，来自飞机系统的信号加上来自发动机的速度、压力和温度信号被送入DECU。分析了它们在发动机控制系统中的应用，对比了它们的局限性和要求。DECU使用内置测试信息执行“发动机上”故障检测，并将此信息提供给机载发动机监控单元（EMU）。它还向维护数据面板（MDP）提供数据。

DECU具有模块化结构。它在28 V直流电源上工作，通过节气门从关闭位置移动到怠速（或以上）位置来通电。

DECU分为两个通道（物理上分开；通道1和2），每个通道相同，并且两个通道始终通电（PP3用于通道1，PP4用于通道2），仅需要一个通道来控制引擎。

通过每个DECU通道内的独立模拟超速调速器提供针对DECU处理故障的引擎超速保护。

如果NL或NH超过预设阈值，这将限制发动机燃油流量。有两个高能（HE）点火器，每个点火器单独由一条通道控制，用于地面起动。如果发动机在25秒内加速不超过30%NH，DECU将使第二个点火器通电。在每次DECU加电时，为发动机控制选择DECU的备用通道。在空中重新点火期间，两个点火器都通电。

DECU监控飞机系统和发动机信号（速度、温度、VIGV位置和喷嘴面积）。这些信号经过处理，然后用于发动机控制。

DECU包含自动生效的喘振恢复逻辑。如果自动喘振恢复不成功，则需要先导操作。

驾驶舱选项（Cockpit Selections）

飞行员可使用MHDD/发动机格式上的两个L1/L2软键更改DECU通道，可由操作。仅当备用通道的降级程度不高于激活通道时，才能执行换道。

将向MHDD/发动机格式发送一个信号，告知通道1或2是否工作。如果两条通道都出现故障，则会触发L/R DECU警告，并失去发动机控制。在这种情况下，引擎将自动继续以安全额定值（飞行怠速）运行。油门移动不起作用。

DECU功能

DECU在发动机起动、正常运行和发动机停机期间的内置测试执行以下功能：

–发动机系统的功能监控、飞行前和运行期间的连续监控

–隔离单个LRI故障的试验

–向集成监控和记录系统（IMRS）提供数据，以指示发动机的可用性状态。

BIT数据被分流到EMU。

发动机监控系统（1B-B-71-84-02-00A-043A-A第005版）

发动机监控系统（EMS）是整个机载综合监控和记录系统（IMRS）的一部分，包括飞机上的所有飞机系统、发动机和设备。

发动机监控系统由发动机监控单元（EMU）组成，该单元接收来自DECUs的信号。在运行过程中提供车载数据处理，以便维护。

发动机监控系统监控发动机的功能状态，向飞行员和MDP显示信息。

注意

事项

PMDS（便携式维护数据存储）是一个装置，它使来自MDP的数据能够传输到CSG，并且还可用于上载发动机监控系统的数据，例如发动机配置。

通过FCS总线从DECU提供碰撞幸存存储器单元（CSMU）的数据。

发动机起动系统（1B-B-80-00-00-00A-043A-A第006版）

发动机起动系统用于点燃发动机并将其加速至自我维持稳定运行的点。

起动发动机可执行以下操作：

–地面

–飞行中

发动机地面起动

发动机的地面起动通过SPS系统（有关更多详细信息，请参阅第1-153页的辅助动力系统）或地面推车实现，或在发动机已经运行时通过交叉引气实现（请参阅第2-15页的交叉引气发动机起动）。

地面启动期间，DECU对NH和TBT进行自动监测，如果不满足某些标准，则停止启动。

SPS系统接地起动

通过将油门从高压关闭移动到怠速（LP旋塞开关设置为打开）启动。LP旋塞开关也可用作点火总开关。

当空气驱动开关设置为AUTO（自动）时，从辅助动力装置（APU）或接地电源供应的空气通过空气涡轮起动马达（ATS/M）驱动齿轮箱。

齿轮箱以机械方式驱动发动机，当达到自持速度值时，切断ATS/M的空气供应，发动机接管齿轮箱驱动。第二次发动机起动后，APU自动关闭或接地电源切断。

交叉引气地面起动

在起动第二台发动机之前，通过取消选择APU，可以类似地从运行中的发动机执行交叉引气起动。

运行中的发动机通过齿轮箱和输力轴向另一台发动机提供机械动力以起动。

发动机在飞行中起动

当发动机在飞行中未点亮时，DECU启动自动重启，无需飞行员操作，并且在怠速或以上时节气门打开，此时：

 –发动机减速率高于最大限值

–如果自动重启失败，控制回路不需要减速，飞行员可以执行：

–风车重新照明（参见第3-9页双发动机熄火）

发动机滑阀旋转是由流经未点亮发动机的空气引起的。

–辅助重新照明（参见第3-11页辅助重新照明）

发动机滑阀旋转是由通电发动机通过交叉引气溢出的空气引起的。

注意

事项

辅助重燃和风车重燃期间，DECU不执行TBT和NH的自动监测。TBT和NH必须由飞行员监控。

涡轮叶片温度（TBT）监测

如果在地面起动循环期间，TBT超过610°C的时间超过2.5秒，则燃油流量减少0.35秒。燃油下降发生后，燃油流量将恢复到正常的起动计划值，除非手动或自动取消起动。

发动机气流控制系统（1B-B-71-83-01-00A-043A-A第004版）

一个独立的液压系统通过调节高压压缩机（HPC）可变进气活叶（VIGV）和缩放式喷气喷口来控制通过发动机的气流。气流控制系统由三个子系统组成：

–液压动力机组（HPGU）

–可变活叶驱动和控制单元（VACU）

–喷口驱动和控制单元（NACU）。

图1.86-发动机气流控制系统示意图

根据DECU需求，从泵到VIGV和喷口执行器的液压动力由每个子系统的单独伺服阀控制。

VIGV和喷嘴位置的反馈提供给DECU。（参见图1.86）。

发动机加力系统（1B-B-71-88-00-00A-043A-A第004版）

加力系统通过向发动机喷气部分喷射燃油来增加发动机推力。通过将油门移到最大干止动（MAX DRY detent）位置之外，可以选择加力系统。

在加力操作过程中，燃油被喷入热气排出气流和旁通流。加力系统使用通过外部燃料歧管供应的径向燃烧器，并包括一个能够改变喉部和出口区域的多段的缩放式喷口。

主机和加力液压机械燃油计量单元（RHFMU）均由具有故障诊断能力的燃油冷却数字电子控制单元（DECU）控制。

加力燃料控制

来自油门操纵杆的先导指令产生电信号，该电信号通过FCS总线发送至DECU。作为响应，DECU通过向燃油系统电气部件发送信号来控制发动机。在大多数情况下，传感器产生相应机械部件到DECU的位置反馈。

加力燃料供应

燃油由再热泵根据DECU信号供给，通过齿轮箱驱动的离心泵进入再热燃油计量装置（RHFMU）。再热由一个热射式喷油器点燃，由蓄能器供给，蓄能器充有来自伺服系统的燃油，并在接收到DECU信号时由电磁阀点火。来自再热燃料计量装置的燃料通过分配阀输送至主、堆芯和旁通歧管，分配阀对系统加压，以尽量减少加力点火时间。在取消选择加力时，它们还限制燃油泄漏到喷射管中。

加力操作

在加力范围内，油门设置要求适当的喷嘴面积，该喷口面积依次调节加力燃料流量（三级加力燃料：一级（primary）、堆芯和旁路）。

总温度、海拔高度和汽轮机压力比是调节加力操作的附加参数。

加力范围内的发动机操纵控制如下：

–对于油门设置所需喷口面积（A8）的稳态条件

–对于瞬态条件，加力调节受到喷嘴面积率（A8点）的限制。

如果发动机转速低于85%NH，则禁止加力选择序列，但一旦点亮，允许发动机转速降至80%NH，然后自动取消加力。

加力处理无特殊限制。但是，当以亚音速在30000英尺以上运行时，有可能出现瞬态嗡嗡声。

在任何情况下，如果嗡嗡声或尖叫声超过检测系统限值，DECU将自动取消加力。

进气罩（1B-B-71-60-00-00A-043A-A第005版）

概述

两个进气罩（每个发动机进气口上各有一个）铰接在进气管的下唇处。左侧进气罩通过左侧公用工程液压回路和由FCC 3控制并由FCC 1监控的单工装置供电。右进气整流罩通过右公用工程液压回路和由FCC 2控制并由FCC 4监控的单工装置供电。

控制法规

进气道（可变）控制律（law）提供了整流罩控制的自动模式。本标准自动控制模式提供对前围板位置的控制：

–用于发动机地面运行。

–低速和亚音速大迎角飞行时，作为马赫数和迎角的函数。

–在亚音速和超音速巡航期间，作为马赫数和总温度的函数。

自动模式

图1.87-自动整流罩时间表

自动整流罩时间表如图1.87所示。

手动模式

为了向进气罩自动控制系统提供备用模式，驾驶舱配备了一个应急进气罩打开系统，由应急进气打开开关控制。开关的操作允许一个或两个前围板在以下故障条件下打开：

–当开关处于AUTO（自动）位置时，前围板处于自动控制状态。

–当一个或两个液压/UTILS系统减压且紧急进气道开关保持在打开位置时，将选择适当的进气道（或两个）打开。可将前围板打开至着陆所需的设置（-26°）。

控制装置和指示器

专用驾驶舱控制

进气紧急控制开关（左控制台），参见飞行控制系统（FCS）第1-256页。

MHDD

发动机罩位置在MHDD/ENG格式上显示。

怠速时，怠速时间表可被高功率限制器覆盖，以确保在所有飞行条件下高效运行。

在飞行包线右侧，当液压系统（喷口执行器）故障或加力火焰熄灭时，DECU将自动禁止加力重新选择，以防止对加力系统造成任何损坏。

DWP

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

L COWL OR R COWL GND & T/ O POF

有关更多详细信息，请参阅进气罩故障第3-39页。

发动机操作（1B-B-71-01-00-00A-043A-A第004版）

在高功率下，发动机可能受到NH、NL、NL的限制/√Θ、P3、T3、TBT或喷嘴致动器负载（NZL）。每个限制器的精确区域因发动机而异（参见图1.88）。

在中速时，TBT将控制所有高度。NL/√Θ控制在低速和高海拔，虽然它可以控制到海平面在寒冷的日子。

在瞬态过程中，DECU通过限制NH点来控制发动机加速/减速。包络线最右侧由NH、P3、T3或喷嘴负载控制，具体取决于发动机质量和环境条件。

飞行中的发动机操纵（1B-B-71-02-00-00A-043A-A第006版）

发动机是电子控制的，不同的参数控制发动机在不同飞行条件下的行为。

一般来说，节气门设置与NL之间存在固定关系，但温度、高度和空速的变化（通常会导致NH、TBT和AJ的变化）也可能导致任何给定节气门设置下NL的微小变化。

特别是，发动机NH怠速根据马赫数、海拔高度和温度进行调整。因此，在地面静止时，怠速NH通常在67%到72%之间；在高海拔或超音速条件下，这可能会增加到最大干度。

因此，在怠速区域（由于怠速计划），可能会注意到油门响应死区。

干动力运行

干功率范围内的发动机操纵控制如下：

–对于NL的稳态条件，节气门设置受NH、NL、NL的最小和最大限制/√Θ、P3、T3和喷嘴负荷

–对于瞬态条件，加速/减速受NH速率（NH Dot）限制。

加力操作

在加力范围内，油门设置需要一个适当的喷口面积，该喷口面积反过来调节加力燃料流量。

总温度、海拔高度和涡轮压力比是调节加力操作的附加参数。

加力范围内的发动机操纵控制如下：

–对于油门设置所需喷口面积的稳态条件

–对于瞬态条件，加力调节受到喷口面积率的限制。

如果发动机转速低于85%NH，则禁止加力选择序列，但一旦点亮，允许发动机转速降至80%NH，然后自动取消加力。

加力处理无特殊限制。但是，当以亚音速在40 000英尺以上运行时，有可能出现瞬态嗡嗡声。

在任何情况下，如果嗡嗡声或尖叫声超过检测系统限值，DECU将自动取消再热。

油门（1B-B-76-11-00-00A-043A-A第003版）

简介

图1.89-油门

左右油门单元安装在两个驾驶室内的左控制台上（图1.89）。除油门顶部控制装置外，它们的功能完全相同。油门采用电子控制，以在所有油门运动条件下提供质量平衡、摩擦控制和一致的加力止动力。通过操作位于左垂直面板上的标有“Throttle FRIC”（油门FRIC）的旋转控制装置，可以将油门杆摩擦调整到驾驶员舒适度。当蓄电池总开关设置为BATT时，油门全开功能可用。

注意

事项

 一旦FCS进入飞行模式，前后驾驶舱中的油门通过自动油门执行器相互从属。因此，无论哪个驾驶舱拥有FCS控制，两个驾驶舱中的油门位置都是相同的。然而，在“未来作战系统”投入使用之前，后驾驶舱油门移动对发动机控制或起动没有影响。

 通过分别移动左侧和/或右侧油门操纵杆来实现左侧和/或右侧发动机设置。油门运动有三个区域：停车关断区、干动力区和加力区。

停车关断

要允许任一油门从干动力范围内移动至停车关断，必须按下油门的机械闩锁。当油门处于停车关断状态时，HP旋塞关闭，发动机（如果运行）关闭，并且取消任何正在进行的起动或重新点火序列。

在前驾驶舱中，手动释放闩锁（必须实际提起以允许移动）可防止发动机意外启动或关闭。

注意

事项

油门不能选择为停车关断，发动机不能从后驾驶舱启动或关闭。

 在后驾驶舱中，未安装手动释放闩锁。这允许从停车关断位置不受限制地移动油门。

干动力范围（怠速至最大值）

当空气驱动开关处于AUTO（自动）位置时，齿轮箱供气（即APU运行、连接外部地面空气车或运行发动机）将油门从停车关断移动到干动力范围，启动发动机。起动顺序由发动机DECU自动控制。飞行员可以依次启动任一发动机，或同时打开两个油门，在这种情况下，检测到的第一个发动机从停车关断变为怠速将首先启动。第一次起动顺序完成后，第二台发动机将起动。

加力范围（最小/最大RHT范围）

干动力范围的末端通过一个力止动器感觉到，必须克服该力止动器才能选择加力。类似地，取消加力需要飞行员拉动一个力卡位，以恢复干动力范围。

自动油门

按下右侧油门顶部的AT engage（自动油门接合）按钮（图1.89）不到1秒，自动油门接合。按下开关一秒钟以上，改变马赫数和IAS保持之间的规律。自动油门接合时，油门位置会自动改变，以保持设定的速度基准。如果油门在干动力范围内，但需要加力以达到或保持基准转速，则会触发4类语音提示，选择加力。然后，飞行员可以手动推动油门通过加力止动装置，然后自动油门将根据需要控制节流阀。无需先导输入即可将自动节流阀从再热延迟至干动力范围。如有必要，飞行员可以强制超越自动油门指令。这将导致自动油门断开，并产生自动驾驶仪和自动油门警告。

非控制型飞行员可以通过按住自动油门接合开关任意长时间来超控飞行员的油门设置，以进行油门控制。

当AT接通时，位于左侧遮光板上标有SPD的指示灯点亮，AT模式选择器指示灯上的状态栏显示M（马赫）或显示的空气速度（DAS），具体取决于选择的模式。

发动机控制装置和指示灯（1B-B-71-00-00-00A-111A-A第004版）

图1.90-发动机控制装置和指示器-总布置图

发动机控制和监控由前后驾驶舱中相同的专用开关、控制装置和显示器组合而成（参见图1.90）。

默认情况下，发动机信息仅显示在接地2和T/O PoF上的R MHDD上。

按下ENG（发动机）软键（SK）可选择发动机格式（ENG）。显示以下发动机信息：

–NL（低压涡轮转速-百分比值）

–NH（高压涡轮转速-百分比值）

–TBT（高压涡轮叶片温度–摄氏度）

–AJ（喷嘴面积-百分比值）

–FF（发动机燃油流量）

–DECU通道正在使用（1或2，可通过软键选择）

–左右进气

–发动机警告说明

左、右低压旋塞开关

燃油通过低压（LP）旋塞流向每个发动机。

标记为“L LP旋塞”和“R LP旋塞”的两个位置盖保护双稳态拨动开关分别位于左右控制台中，位置如下：

打开（防护）：左/右低压旋塞打开，发动机点火器电路启用

关闭（保护）：左/右低压旋塞关闭，发动机点火器电路停用。

位于前后驾驶室内的左/右低压旋塞开关应设置为打开，以启用点火器电路。

油门

位于左控制台中的油门通过怠速、最大加力和最小RHT位置，控制发动机从停车关断（高压燃油关闭关闭，使发动机处于关闭状态）到最大RHT（启用最大加力操作）。

飞行员对各发动机的油门需求是通过线性移动油门操纵杆（向前和向后）来实现的。左右操纵杆可在其可选择范围内单独或同时移动。

专用警告面板（DWP）

DWP显示所有MHDD警告标题。在正常模式下运行时，DWP上显示的警告说明如下：

L DECU OR R DECU DECU failure（DECU失败）

L VIBR OR R VIBR engine vibration（发动机振动）

L OIL T OR R OIL T engine oil overtemperature（发动机机油温度过高）

L RHEAT OR R RHEAT reheat failure（加力失败）

L RHEAT OR R RHEAT reheat failure（加力失败）

L FLAME OR R FLAME engine flame-out（发动机熄火）

L OIL P OR R OIL P engine oil pressure low（发动机机油压低）

L ENG P OR R ENG P reduced engine performance（发动机性能降低）

L FIRE OR R FIRE engine fire（发动机着火）

L COWL OR R COWL intake cowl system failure during GND and T/O phase of flight（飞行接地和起飞阶段进气罩系统故障）

L COWL OR R COWL intake cowl system failure during AA, NAV and LDG phase of flight（飞行AA、NAV和LDG阶段进气罩系统故障）

When operating in reversionary mode only: L FIRE and R FIRE warning captions are shown（仅在备用模式下操作时：/显示警告说明）

抬头面板（HUP）

左侧和右侧发动机NL（RPM%）值以数字和模拟形式显示在HUP上。

欢迎各位莅临本群讨论！