二次电源系统（1B-B-49-90-00-00A-043A-A第009版）

概述

二次电源系统（SPS）的主要部件包括：

–辅助动力装置及其控制装置（APUCU）

–两个变速箱（G/B）

–两个空气涡轮起动马达（ATS/M）及其各自的控制阀（ATS/M CV）

–公用设施控制系统（UCS）的两台SPS计算机。

图1.91-SPS一般配置

参见图1.91

SPS的目的是产生和使用发动机启动的气动动力，并在地面操作期间向飞机系统提供液压和电力。它还向SPS计算机和UCS提供必要的内置测试（BIT）信息，以便进行维护和运行状况监视。

每个齿轮箱驱动一个恒频发电机（CFG）、一个直流发电机和一个液压泵。

齿轮箱可由其相关发动机或ATS/M驱动。在后一种情况下，必要的高压空气可由APU、外部气源（如喷射空气启动器）或其他发动机提供。

SPS在UCS-SPS计算机的主动和被动控制下运行，但由其控制单元（APUCU）独立控制的APU除外。

在正常飞行操作期间，UCS-SPS计算机被动操作：

–监控SPS部件的使用和状况

–监控发动机和变速箱的状况，必要时启动交叉排气模式

–禁止APU操作

–检测SPS管道的热空气泄漏。

SPS操作模式

SPS具有以下操作模式：

–地面操作

–主机起动

–任务模式。

地面操作

该操作模式（参考图1.92）包括：

–非自主操作

–自主操作

–警报（待命）

非自主操作

外部地面气源用于通过各自的ATS/M驱动附件变速箱，以进行电气和液压系统检查。

自主操作

来自APU的空气通过适用的ATS/M驱动一个附件齿轮箱（用于系统检查的电气和液压动力），或通过ATS/M驱动两个附件齿轮箱（用于系统检查的液压动力）。APU还驱动发电机提供电力。在此模式下，掉头或警报支持可持续至少2小时。

APU在舱盖关闭且环境控制系统（ECS）开关设置为ECS的情况下正常运行。在第一台发动机的起动顺序中，ECS自动指令停机（ECS PRSOV关闭），分子筛制氧机减压切断阀（MSOC PRSOV）指令打开，使分子筛制氧系统（MSOGS）进入运行模式。

警报（待命）

注意

事项

在启动系统测试模式之前，ECS开关必须先设置为OFF（断开），然后再设置为RSET（重新设置）。

APU可同时驱动两个齿轮箱，前提是飞机液压动力要求最小化，且两台发电机均不包括在内。这允许飞行控制系统（FCS）进入其正常模式。FCS即使在一个齿轮箱减速后仍保持此模式。

APU向ATS/M提供高压空气以驱动变速箱，为飞机系统的自主地面测试提供液压和电力。

主引擎起动

无论是使用外部气源还是APU（参考图1.93），地面发动机起动的主要程序基本相同。引擎通过将油门从停车关断位置移到怠速位置来启动。自动顺序起动（左发动机优先）也可以通过将两个油门移至怠速来执行。

在发动机起动过程中，ATS/M驱动其齿轮箱将发动机加速至58÷63%NH的切断速度，具体取决于发动机的计划怠速。

发动机起动模式可分为两组：

–发动机正常起动

–替代发动机起动。

发动机正常起动

发动机起动性能

在ISA+15°C（海平面）下，APU和两台发动机的启动通常在启动APU启动序列后的90秒内完成。

发动机在最恶劣环境条件下（即最低允许温度）启动APU所需时间不应超过3分钟。

发动机自动起动

发动机自动起动使用APU提供的空气驱动ATS/M。当ATS/M CV调节到ATS/M的压缩空气流量时，前计算机控制相应的ECS阀。

ATS/M速度由SPS计算机通过电流驱动的ATS/M CV控制。飞机安装附件驱动（AMAD）齿轮箱爪形离合器（gearbox dog clutch）由SPS计算机控制，该计算机还监控所有其他参数。

APU运行时，通过同时将两个节流阀从HP关闭位置移动到怠速位置，执行自动顺序发动机起动（先左发动机起动）。然后，ATS/M驱动变速箱将发动机加速至58÷63%NH。

将油门设置为怠速时：

–DECUs通电

–SPS计算机将APU识别为气源

–当SPS计算机检测到ATS/M已达到切断速度（58%至63%NH，取决于计划怠速）时，它命令关闭ATS/M CV。

当达到预定怠速时，发动机起动循环终止。

注意

事项

起动过程中可能出现点火故障、熄火、发动机着火等异常情况。在这种情况下，通过将节流阀延迟至高压关闭位置并将低压旋塞开关置于关闭位置，中止启动序列。

在启动序列中，ECS被隔离以优先启动。启动序列结束时，SPS计算机命令PRSOV关闭。同时，前计算机命令可变减压切断阀（VPRSOV）打开，MSOC PRSOV关闭，从而恢复ECS气流。

替代发动机起动

使用外部地面车起动发动机

当APU停止运行且SPS管道加压时，SPS计算机识别外部气动地面车是气动电源。

辅助起动（备选方案-飞机静止[A/C stationary]）

辅助起动程序假定APU已关闭，飞机机轮速度低于10 KDAS（5 m/s），空气驱动开关瞬时切换至AUTO（自动）。建议供体发动机转速至少为80%NH（65%NL）。确保发动机在所有工作环境条件下起动。

将启动发动机的油门移动到IDLE（怠速）会请求SPS计算机：

–检测发动机起动请求

–确定APU的状态（运行或不运行）

–检查空气管压力（压力或无压力）

–检查其他发动机的状态（运行或未运行）。

如果检查结果为：

–APU未运行

–SPS管道中无压力

–反向（opposite）发动机运转。

SPS计算机命令SPS PRSOV打开，而前计算机关闭ECS PRSOV并打开MSOC PRSOV。

辅助起动（备选方案-飞机滑行[A/C taxiing]）

第一台发动机起动后，飞行员可以：

–关闭APU并开始滑行

–在APU运行的情况下开始滑行。

当飞机车轮转速超过10 kD时，SPS计算机关闭APU（如果仍在运行），同时自动启动交叉引气。

将第二个发动机油门设置为怠速，空气驱动开关瞬时设置为EMGY，取消交叉引气，并将齿轮箱机械连接到第二个发动机，然后驱动到齿轮箱切断转速。

注意

事项

滑行过程中必须避免发动机辅助重新点火。

不建议在滑行过程中（飞机轮速大于10 KDAS）辅助重新点火，因为必须关闭交叉引气运行以同步AMAD齿轮箱和发动机转速。这意味着可根据辅助重新点火请求松开相关实用程序（即， L/R GEN, L/R CONT P, L/R UTIL P, L/R COWL, NWS, A BRAKE）。

任务模式（Mission Mode）

任务模式（正常操作）

每台发动机机械地驱动自己的附件齿轮箱，以提供液压和电力。

任务模式（故障操作）

参见图1.94。

SPS计算机将检测以下故障：

–失去机械驱动，即左/右齿轮箱转速低于其发动机转速。这种情况意味着发动机正常运转，但齿轮箱或输力轴出现故障

–发动机熄火：左/右发动机转速低于怠速。

在这两种情况下，如果空气驱动开关处于AUTO（自动）位置，则相关SPS计算机通过启动交叉引气程序自动恢复故障，齿轮箱由ATS/M驱动，由发动机引气提供。

注意

事项

如有必要，飞行员可按下L/R GBOX按钮，尝试激活交叉引气。

在交叉引气期间，变速箱由ATS/M以恒定速度驱动。

SPS计算机控制变速箱ATS/M组合的速度为60%NH。如果可用引气不足以维持60%NH，则控制速度降至45%NH。通过将供体发动机设置为至少85%NH，可以回收60%NH。

交叉引气操作说明-机械传动箱丢失

当左/右SPS计算机检测到齿轮箱转速低于发动机转速-10%NPOT时，它会宣布发动机至附件（液压泵、发电机）的机械驱动丧失。因此，确认交叉引气，并在DWP上生成L/R POT琥珀色标题，注意闪烁，并在耳机中发出语音警告“左/右动力输出（LEFT/RIGHT POWER TAKE OFF）”。同时，MHDD上显示“L/R X-BLEED”（左/右 X-BLEED）信息，并通知前计算机。

交叉引气操作将以不同的方式继续，具体取决于故障类型、输力轴故障或齿轮箱故障（即导致机械传动损失的原因）。

–在输力轴故障的情况下，ATS/M将齿轮箱加速至60%NPOT速度。

–齿轮箱故障和输力断裂时：

•DWP上立即产生L/R POT琥珀色警告标题，齿轮箱速度突然下降，指令ATS/M如上所述加速，但由于齿轮箱卡住产生的极高阻力扭矩不允许ATS/M将齿轮箱加速至60%NPOT速度。

•如果SPS计算机检测到速度低于20%的ATS/M，交叉引气操作将在20 s后中断。DWP上也会触发L/R GBOX红色警告标题，注意事项闪烁，并且耳机中还会出现语音警告“RIGHT/LEFT GEARBOX”。

交叉引气操作说明-发动机熄火情况

当SPS计算机检测到发动机转速低于怠速–5%NPOT时，齿轮箱转速低于80%NPOT时，它认为这是发动机熄火并开始交叉引气。当ATS/M速度达到50%NPOT或AMAD齿轮箱极限速度–10%NPOT（以先发生者为准）时，ATS/M以10000 rpm/s的速度开始加速，并降低至1000 rpm/s。

有两种可能的交叉引气情况。这些取决于接合速度：

–如果当AMAD齿轮箱速度仍高于此值时，ATS/M达到60%NPOT，则SPS计算机将ATS/M速度控制在60%NPOT。当齿轮箱速度达到60%NPOT时，ATS/M-齿轮箱飞轮自动接合。

同时，发动机自动降到自转转速。

如果在故意关闭发动机之前按下齿轮箱按钮，并且按下齿轮箱按钮和关闭油门之间的间隔小于45秒，也会发生这种情况。

–如果ATS/M和AMAD齿轮箱之间的接合发生在52-55%NPOT以下，则交流和直流发电机暂时离线，相关的left or right GEN琥珀色警告标题可能出现在DWP上。

飞行中辅助重新点火

注意

事项

启动辅助重新点火前，确认其他动力通道上的液压泵未减压，以避免液压功率的瞬态损失。 

飞行中的熄火或停机将自动激活来自带电发动机的HP交叉引气，以驱动熄火发动机的AMAD齿轮箱。

在飞行中辅助重新点火期间，DWP上可能会临时出现以下警告说明：

–L GEN or R GEN

–L CONT P or R CONT P

–L UTIL P or R UTIL P

–L COWL or L COWL

自转重新点火

自转重新点火时，如果油门设置为怠速或以上，则在DECU控制下自动点火。

发动机起动失败后重新起动

发动机起动失败后，可通过将油门移至停车关断位置，然后将其重置为怠速来尝试重新起动。

SPS漏气检测

在地面和飞行条件下，每个SPS计算机都从位于SPS气管接头处的传感器接收八个温度输入。将这些输入与阈值进行比较，如果飞行中任何值超过250°C，则DWP上的SPS漏气的红色标题将点亮。在地面上，阈值为150°C。

如果检测到泄漏时APU当前正在运行，则SPS计算机也会发送停止信号以将其关闭。

如果飞行中出现严重的热气（hot air）泄漏，建议中断交叉引气。如果警告不消失，请尽快着陆。

唯一的例外是其他并发故障，如齿轮箱损坏或发动机良好侧的液压故障。在这里，必须继续交叉引气，但必须降低发动机设置（与飞行条件兼容），以保持公用设施的交叉引气，同时在尽快着陆前将热气流出量保持在尽可能低的水平。

辅助动力装置（1B-B-49-10-00-00A-043A-A第005版）

APU允许飞机独立于地面设施运行。它提供用于发动机起动和驾驶舱调节的压缩空气和电力。

APU还可以通过向ECS和MSOGS提供压力空气以及从其备用发电机提供电力来支持警报阶段或周转程序。APU可在这些条件下运行2小时。­

APU位于左机翼根部的一个间隔内，位于主起落架前方。它通过舱内的进气门吸入空气，并通过上部机身/机翼整流罩的出口将废气排出舱外。

APU由以下基本要素组成：

–电源部分

–齿轮箱

–润滑系统

–燃油系统

–控制单元（APUCU）

–排气管

电源部分

动力部分由离心式压缩机、逆流环形燃烧室和径向进气涡轮组成。

齿轮箱

齿轮箱为所有APU附件（燃油控制单元、电起动马达、油泵）和交流发电机提供安装衬垫。它首先在起动阶段将扭矩从起动马达传递到压缩机和涡轮总成，然后在稳态运行期间传递到交流发电机和所有附件。

润滑系统

润滑系统是APU不可分割的一部分。APU能够在不加油的情况下运行最多30秒而不会损坏。如果油流中断，APUCU将自动关闭APU。

燃油系统

APU自给式燃油系统提供计量燃油流量，重力通过专用切断阀和歧管三通从飞机燃油系统供给喷嘴组件，以便APU在计划限制内运行，与APUCU接收的输入成比例。

控制单元

在所有操作条件下，APU由全权限数字电子控制单元（APUCU）自动控制和保护。该装置安装在靠近APU的无防护隔间内，但由防火墙隔开。

APUCU提供以下主要控制和监控功能：

–自启动（self-initiated）内置测试（BIT）

–APU进气门启动（air intake door actuation）

–APU在其整个运行包线内启动

–在稳态运行期间监测APU参数和APU部件

–如果出现人员和/或APU危险情况（超速/超温），则关闭。

APUCU还通过UCS双冗余数据总线与二次电源系统（SPS）计算机、UCS前计算机和维护数据采集系统连接，以交换状态、抑制、维护和健康监测信号。

排气管

排气管是一根不锈钢管，它将废气排放到舱外，并进行隔热以限制表面温度。

APU操作（1B-B-49-40-00-00A-043A-A第004版）

概述

APU操作可分为以下阶段：

–起动

–稳态

–停机。

启动

正常操作

注意

事项

 APU起动温度低于–25°C时，必须使用外部电源。

如果BATT开关设置为ON（接通），则可将位于右控制台上的启动/停止开关或位于左侧翼根前缘的外部启动开关置于启动位置，启动程序。

因此，APUCU将执行以下操作：

–电源标识（空调蓄电池或外部接地电源）

–BIT程序

–所有APU温度、压力和速度传感器的完整性检查

–打开APU燃料SOV

–打开APU进气门

–控制点火、燃油和速度控制系统。

从起动输入到标称APU速度的95%，状态指示灯的APU标题将点亮。

APU在ISA和ISA+15°SL条件下，在30秒内以100%标称速度达到其稳定速度。在此期间，SPS计算机通过UCS数据总线连续监控APU。

故障案例操作

APU启动阶段自动中断，并且在异常情况（例如电源中断、超过启动时间、热气泄漏）或APUCU检测到可能导致APU不正确操作的传感器故障时启动停机程序。

如果起动中止，只要APU标称转速小于标称转速的10%，就可以重复该程序，否则将忽略起动输入。

在三次起动尝试后，APUCU将禁止进一步的起动操作，需要执行维护操作并重置APUCU本身。

稳态运行

正常操作

在启动阶段结束时，APU以其标称速度运行。APU标题和APU状态指示灯的外围框将点亮。APUCU接收来自SPS计算机和前计算机的信号，指示需要哪种操作模式：

–发动机起动。APU需要满负荷运行，以便向ATS/M供应压缩空气并驱动APU发电机。

–齿轮箱电机。APU需要根据空调液压和电气系统所需的功率水平在可变负载下运行。还向APU发电机提供机械动力。

–待命。APU需要根据ECS请求操作可变负载。

还向APU发电机提供机械动力。

故障案例操作

在异常情况和/或APUCU检测到传感器故障或APU运行速度降至标称值的90%以下时，中断稳态运行并启动停机程序。

停机

正常操作

出现以下任一情况时，停机程序启动：

–飞行员将APU开关置于停止位置

–地勤人员将MDP隔间中的三位开关置于停止/禁止位置

–当两台发动机都在运行、未在车轮上检测到飞机重量、飞机速度高于5 m/s或检测到ATS/m超速时，APUCU从SPS计算机（通过UCS数据总线）接收停止请求信号

–APUCU接收来自火灾探测系统的基础信号，指示APU隔间温度过高

–APUCU从SPS计算机（通过UCS数据总线）接收信号，指示APU隔间中存在热气泄漏

在最后三种情况下，APUCU将抑制APU驾驶舱和外部启动/停止开关

因此，APUCU将执行以下操作：

–对APU状态指示器的APU标题断电

–接收到所有“closed position”信号（如APU燃油切断阀、APU进气门）或接收到关闭输入后30秒，APU状态指示灯的外围盒将被点亮

–它命令进气门关闭。如果未检测到进气门处于关闭位置，DWP上将显示标题APU door（APU门），并伴有“APU door”（APU门）音频语音消息。APUCU断电后，有必要对进气门进行监控，以避免在飞机极端操纵期间，由于门处于打开位置而产生的任何危险。执行器进气位置由右侧SPS计算机与APUCU并行地连续监控，仅将执行机构留给APUCU。进气门将在关闭后保持打开约一分钟，以便冷却APU隔间。

故障案例操作

APU关闭程序在任何故障情况下都不会中断。

APU抑制

当出现以下任一情况时，两台SPS计算机和APUCU将禁止APU操作：

–两个发动机都在运行

–SPS系统故障（ATS/M超速）

–飞机速度高于5 m/s

–未在车轮上检测到飞机重量。

因此，APU关闭序列（如果APU正在运行）将被启动，并且驾驶舱中的启动开关将被禁止。

SPS（1B-B-49-90-00-00A-111A-A第006版）

图1.95-SPS控制装置和指示灯

SPS控制装置和指示灯（见图1.95）包括：

–SPS控制

–语音警告

–SPS警告指示灯。

SPS控制

APU启动/停止开关

该开关仅安装在前驾驶舱右控制台上。

这是一个三位拨动开关（起动/空档/停止），弹簧加载到中间（空档）位置。

–启动位置：提示APUCU启动APU启动序列，包括APUCU上电位和APUCU控制设备操作

–停止位置：提示APUCU启动APU关闭序列（包括APUCU控制设备的操作）。序列结束时，APUCU自动关闭

–空档位置：自然休息位置。对以前的任何选择都没有影响。

空气驱动开关

这是一个三位拨动开关，由弹簧加载，从前进（EMGY）位置到锁定的中心（自动）位置。在选择向前或向后（关闭）位置之前，必须将其解锁。

它也在OFF（断开）位置跳闸锁定，必须先解锁，然后才能再次选择forward（前进）。该位置用于地面维护，并在紧急情况下关闭交叉引气。

开关的位置和功能如下：

–EMGY（辅助发动机重新点火）

–自动（正常地面/飞行位置）

–关闭（气动驱动未启用）。

注意

事项

如果开关不在AUTO（自动）位置，则MHDD/ENG格式上会显示空气驱动指示。

EMGY位置（辅助发动机重新点火）

如果发动机熄火（空气驱动开关处于AUTO[自动]位置），则使用运行发动机的引气自动启动交叉引气。

飞行员通过将起动发动机油门置于怠速，然后瞬时选择空气驱动开关至EMGY，启动辅助发动机重新点火。

通过ATS/M和齿轮箱爪形离合器接合，运行发动机的排气驱动起动发动机达到怠速。齿轮箱现在由其各自的发动机机械驱动，并已达到正常飞行条件。然后，齿轮箱爪形离合器分离，ATS/M-CV和PRSOV关闭。

如果重新点火不成功，则会自动恢复先前的交叉引气状态。

注意

事项

当飞机在地面且其速度低于5 m/s（即，将飞机视为静止）时，SPS计算机软件不允许“辅助”重新点火。在这种情况下，将开关置于EMGY不起作用。

自动位置（正常地面和飞行位置）

地面（仅空调静止，即速度低于5 m/s）

AUTO（自动）位置必须启用所有涉及ATS/M的操作，即发动机启动（油门至怠速、APU供气、地勤车或反向发动机的空气供应）或齿轮箱运作，由GBOX L/R按钮指令。

飞行中（含飞机在地面，速度大于5米/秒）

如果发生以下任一事件，必须使用AUTO（自动）位置才能使SPS计算机自动启动交叉引气：

–发动机转速低于怠速值（即发动机熄火）

–齿轮箱转速低于发动机转速（即齿轮箱失去机械驱动）。

在发动机熄火的情况下，受影响发动机的齿轮箱通过从运行中的发动机交叉排放空气保持60%的速度，直到自转重新点火程序成功。

成功重新点火后，恢复正常飞行条件（即每个齿轮箱由其各自发动机机械驱动）。

关闭位置

注意

事项

将空气驱动开关选择为OFF（关闭）将禁用齿轮箱气动驱动，从而失去以下SPS功能：

–发动机起动

–齿轮箱电机

–交叉引气

–辅助发动机重新点火。

当空气驱动开关设置为OFF（断开）时，SPS计算机通过命令ATS/M控制阀保持其关闭位置来禁用这些控制阀。ATS/Ms无法驱动各自的齿轮箱。

在地面程序期间，该选择为地勤人员提供了额外的保护手段，以防止发动机意外旋转、点火或齿轮箱ATS/M操作。

空气驱动开关（后驾驶舱）

图1.96-SPS控制和指示灯（后驾驶舱）

注意

事项

如果同时操作前后空气驱动开关，但选择相反的操作，则SPS计算机通过将优先级分配给确保飞机安全的命令来解决相反的操作。

后驾驶舱空气驱动开关位于右控制台上，是一个两位拨动开关，弹簧加载，从前进（EMGY）位置到锁定的中心（AUTO）位置。必须提起拨动按钮才能解锁，然后才能进行正向选择。与前驾驶舱开关不同，后驾驶舱开关没有关闭位置。

开关可设置为两个位置之一，其效果与前驾驶舱相同：

–EMGY位置（辅助发动机重新点火）

–自动位置（正常条件）

左/右齿轮箱空气驱动按钮（L/R GBOX）

两个瞬时动作按钮（L/R GBOX）仅位于前驾驶舱左控制台上。

注意

事项

它们仅在空气驱动开关处于AUTO（自动）位置时启用。

按下任一按钮可从任何激活源（即APU、外部气源或对侧发动机）向相应的ATS/M-齿轮箱提供气动动力。

这可用于：

–地面：用于系统检查（例如启动/停止齿轮箱电机）。

–飞行中：重置控制交叉引气的软件例程，从而重新启动自动终止的交叉引气操作。

再次按下按钮将取消先前选择的操作。

语音警告

提供以下语音警告：

–左齿轮箱温度

–右齿轮箱温度

–SPS超压

–左侧动力输出

–右侧动力输出

–左齿轮箱

–右齿轮箱

–APU门

–左空气涡轮

–右空气涡轮

–SPS泄漏

SPS警告指示灯

APU状态指示器

APU状态指示如下：

–在APU启动阶段（从产生启动输入到达到95%rpm），只有APU标题点亮。

–一旦超过95%，并且在稳态运行期间，APU标题及其方框都将点亮。

–一旦启动APU关闭序列，APU标题将熄灭，只有其方框保持点亮，直到APU关闭序列结束，此时APUCU也关闭。

多功能低头显示器（MHDD）

–L GBOX：左齿轮箱电机正在进行中（红色方框）-未进行中（绿色方框）（MHDD/MNTC）

–R GBOX：右侧齿轮箱电机正在进行中（红色方框）-未进行中（绿色方框）（MHDD/MNTC）

–L XBLEED：正在进行左交叉引气（MHDD/PA）

–R XBLEED：正在进行右交叉引气（MHDD/PA）

–NO AUTO：空气驱动开关不在自动位置（MHDD/PA）

专用警告仪表板

–L POT：左侧输力轴故障（DWP正常模式）

–R POT：右侧输力轴故障（DWP正常模式）

–L GBOX：左齿轮箱故障（DWP正常模式）

–R GBOX：右齿轮箱故障（DWP正常模式）

–L GBOX T：左侧机油温过高和/或机油低压（DWP正常模式）

–R GBOX T：右侧机油温过高和/或机油低压（DWP正常模式）

–L ATSM：左空气涡轮起动机电机超速故障（DWP正常）

–R ATSM：右空气涡轮起动机电机超速故障（DWP正常）

–APU DOOR：APU进气门执行器故障（DWP正常模式）

–SPS P：管道空气超压或NRV故障（DWP正常模式）

–SPS LEAK：管道热气泄漏（DWP正常模式）

发动机/APU消防系统

发动机/APU消防系统（1B-B-26-10-00-00A-043A-A第007版）

该系统通过分别位于两个发动机舱和APU舱中的七个连续长度气动热探测器，在地面和飞行中提供快速过热/火灾探测。探测器安装如下：

–每个发动机舱三个

–一个在APU隔间。

系统由PP3和蓄电池母线供电。

来自发动机火灾探测器的警告信号通过SPS计算机发送至DWP（正常模式）、CAMU和MHDD/ENG格式。

在REV模式下运行时，相同的信号直接发送至两个火灾指示器/按钮和DWP。

当以REV模式运行时，APU火灾探测器发出的警告信号直接发送至APU控制单元和DWP。警告信号还通过SPS计算机发送至DWP（正常模式）和CAMU。

一旦检测到的温度降至触发水平以下，警告信号即被清除。

灭火器系统

该系统设计用于通过一个装有CF3Br（溴三氟甲烷）灭火剂的单瓶灭火器扑灭发动机舱内的火灾，灭火剂位于两台发动机之间的“V”形间隔内。

两个电起爆弹药筒由两个点火指示灯/按钮控制。引爆相关的炸药筒可使瓶子中的所有内容物排放到受影响的发动机舱中。

火灾探测系统控制装置和指示器

图1.97-发动机/APU消防系统-控制装置和指示器

火灾探测系统控制装置和指示器（见图1.97）包括：

–火灾警告指示

–语音警告

–火灾指示器/按钮。

它们在后驾驶舱中完全相同。

火灾报警指示

显示以下警告指示以指示APU/发动机的火灾情况：

L FIRE 左发动机舱发生火灾或过热。显示在MHDD/ENG格式和DWP（正常和备用模式）上

R FIRE 右发动机舱发生火灾或过热。显示在MHDD/ENG格式和DWP（正常和备用模式）上

APU FIRE APU隔间发生火灾或过热。显示在DWP上（正常和备用模式）

在APU启动阶段，如果电源不可用（BATT OFF），则DWP警告指示、闪烁的注意力吸引器、吸引注意力的声音以及语音消息不可用。

在这种情况下，APU火灾警告由带有调制音频（modulated tone）的驾驶舱音频喇叭发出。对音调进行调制，以避免与驾驶舱操作期间出现的正常音频警告混淆。一旦电源可用，所有APU火灾警报将正常工作，发送至驾驶舱喇叭的调制信号将被抑制。

注意

事项

 在飞行过程中，已调制和正常的座舱喇叭都被抑制。

语音警告

提供以下语音警告：

–左发动机着火

–右发动机着火

–APU火灾。

火灾指示器/按钮

两个消防指示灯/按钮位于HUD控制面板的每侧。左侧指示灯/按钮用于发动机N.1，右侧用于发动机N.2。

火灾指示器/按钮有一个黄色和黑色阴影标记的翻转盖，并标有“F”。如果在发动机舱内检测到火灾或过热情况，则相关的“F”标题将稳定点亮。当盖子升起时，按下按钮，灭火剂的全部内容物将排放到选定的发动机舱中。“F”标题将一直显示，直到火灾成功扑灭。

同时操作左右按钮将使瓶子内的液体进入每个发动机舱。

控制功能始终可用，包括两个驾驶舱内任何消防系统的初始选择。因此，在任一驾驶舱中进一步选择相同的控制装置将不会产生任何效果。但是，在选择前或后驾驶舱中的左控制（发动机N.1）后，快速选择任一驾驶舱中的右控制（发动机N.2）将使右发动机暴露于灭火剂源。类似地，在选择前或后驾驶舱中的右控制后，快速选择任一驾驶舱中的左控制将使左发动机暴露于灭火剂源。

该模式独立于哪个驾驶舱（前或后）拥有飞机的飞行控制。

如果后机身发生火灾，配线架损坏可提供以下持续或间歇性发动机指示：

-TBT、NH、NL

–燃油流量（FF）

–喷口（AJ）

–发动机控制警告（左/右DECU）

–所有发动机相关警告。

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