搜索到
73
篇与
的结果
-
咨询Boeing有关737垂直CG和液压泵过热检查单的相关问题 问题一：CG的垂直位置在哪里？它在发动机和机翼的交界处吗？对于一架在地面的空飞机，CG的垂直位置的高度是多少？ RESPONSE:Vertical centers of gravity are not typically tracked in operation as it is difficult to measure them in the first place and then to track them over the life of the airplane. Airplane longitudinal CG is determined at a regular weighing based on the airplane being leveled longitudinally. Lateral CG can be determined at the same time but requires the airplane to be leveled laterally and that is not a requirement and usually isn’t done. To measure vertical CG, one needs to place the airplane weigh scales at different – and KNOWN – vertical locations, and the logistics to put the airplane into such a configuration are very involved such that no one does it. Operationally, knowing the lateral and vertical CG is basically informational and not otherwise useful for daily operations. When Boeing does the initial aircraft design and certification analysis, we determine the CG in all 3 dimensions. But since the lateral and vertical CGs aren’t measured or tracked in operations, any limitations that might be affected by changes in the lateral and/or vertical CG are “translated” into something else. For lateral, that is usually to limit the weight difference between the left and right sides of the airplane. The true airplane CG isn’t at 0.0 left/right but it’s not far off from that, and by limiting the weight difference left/right, we ensure the operational airplane CG stays close to the analyzed value. Vertical CG is not traditionally a driver of limitations as the design teams typically consider the range of possible vertical CGs for a given airplane configuration during the design stage. And since this range usually covers all vertical CGs that an operator could configure the airplane for, the operator wouldn’t see a vertical CG that wasn’t considered during the design phase. The aircraft rotates about its 3-dimensional center of gravity during flight. That center of gravity moves depending on how the aircraft is loaded. So from a flight rotation perspective, the 3 axes cross at the aircraft center of gravity. But all of the weight and balance paperwork calculates the aircraft center of gravity relative to a different scale. The (x, y, z) = (0, 0, 0) point on that scale is typically forward of the nose (x), along the aircraft centerline (y), and about 200 inches below the main deck floor location (z). If attachments are referred to and are not present, please access them by logging into the Boeing Communication System on MyBoeingFleet or contact your Boeing Field Service Representative. Sincerely,Ingrid M. Wakefield, Flight Operations SupportRyan Vas, ManagerCustomer SupportThe Boeing CompanyBCA Operations Centers 24 Hour Contact Numbers787: +1 (206) 544-7787All Other Models: +1 (206) 544-7500 Link to the Boeing Communication System: https://boeinginservice.my.site.com/a2F6g0000012z5AEAQ(Note: MyBoeingFleet portal login is required to access link in the Boeing Communication System)垂直重心在飞机的运行中通常不会被测量追踪，因为它的测量本身颇具挑战性，而且在整个飞机使用寿命中对其进行监控也极为困难。飞机纵轴上的重心是要求飞机在纵向水平上保持水平，通过定期称重来确定。横轴上的重心也可以同时确定，但这需要飞机在横向上达到水平状态，而这并非强制性要求，通常也不会这样做。若要测量垂直重心，必须将飞机的称重设备置于不同的、且确切已知的垂直位置上，然而，将飞机调整到这种特定的构型中涉及的物流过程极为复杂，以至于几乎无人实施。从操作的角度来看，了解横向和垂直重心的信息性大于实际应用，对飞机的日常运作并无直接影响。在波音进行飞机的初始设计和认证分析时，我们确实会计算三个维度上的重心。然而，鉴于在飞机的实际运营中并不对横向和垂直重心进行测量或跟踪，任何可能受到这些重心变化影响的限制条件都会被转化为其他形式。如：对于横向重心，这通常体现为对飞机左右两侧重量差异的限制。实际上，飞机的真实重心并不恰好位于左/右0.0的位置，但相差不远，通过控制左右两侧的重量差异，我们可以确保飞机在实际运营中的重心保持在分析预测的范围内。垂直重心一般不会成为设计限制的主要因素，因为在设计阶段，设计团队通常会考虑到特定飞机构型可能出现的垂直重心范围。由于这一范围已经覆盖了运营人可能为飞机设定的所有垂直重心位置，因此，运营人在实际操作中不会遇到设计阶段未曾考虑的垂直重心情况。飞机在飞行过程中会围绕其三维重心进行旋转。这个重心的位置会随着飞机装载状态的变化而移动。因此，从飞行旋转的角度来看，这三个轴在飞机重心处交汇。然而，所有的重量和平衡计算都是相对于一个特定的刻度进行的，这个刻度的原点(x, y, z) = (0, 0, 0)通常位于机头前方（沿x轴），飞机中心线（沿y轴），以及大约在主舱地板以下200英寸（沿z轴）的位置。问题二：In the hydraulic pump overheat checklist, why we use 3300psi of hydraulic pressure to decide whether we need to put the ENG HYD PUMP switch off, and what is the reasoning behind this?液压泵过热检查单中为什么液压泵过热要以压力３３００PSI为界限判断？提问人：盛磊RESPONSE:Hydraulic system thermal analyses for 737 MAX certification identified an engine driven pump failure mode that may result in surface temperatures in excess of 450F in flammable fluid leakage zones. The hydraulic pumps used in the 737 hydraulic systems are variable displacement, pressure compensated pumps. Internal failures of the pump displacement control mechanisms (such as a jammed compensator spool, or jammed stroking piston) may result in the pump becoming 'stuck' at any level of volumetric displacement between zero and full flow. If the pump becomes stuck producing more flow than required by the user systems, the hydraulic system pressure will rise until the hydraulic system pressure relief valve is activated. The relief valve prevents excessive pressures but heat is generated by the extra flow bleeding off in the return circuit. The degree to which the hydraulic system is heated depends on the sustained flow rate through the relief valve. Surface temperatures of equipment in flammable fluid leakage zones must remain below 450F to support compliance with 14 CFR / CS 25.863 for 737 MAX certification. The HYDRAULIC PUMP OVERHEAT checklist mitigates the risk of exceeding the surface temperature limit in the in flammable fluid leakage zones by turning off the affected ENG HYD PUMP switch when the affected system hydraulic pressure is greater than 3300 psi. If attachments are referred to and are not present, please access them by logging into the Boeing Communication System on MyBoeingFleet or contact your Boeing Field Service Representative. Sarah Parsley, Flight Operations SupportRyan Vas, ManagerCustomer SupportThe Boeing CompanyBCA Operations Centers 24 Hour Contact Numbers787: +1 (206) 544-7787All Other Models: +1 (206) 544-7500回复：737 MAX 审定的液压系统热分析发现，发动机驱动泵故障模式可能导致易燃液体泄漏区域的表面温度超过450F。737液压系统中使用的液压泵是排量可变、压力补偿泵。泵排量控制机构的内部故障(如堵塞的补偿器阀芯，或堵塞的冲程活塞)可能导致泵在零和全流量之间的任何体积排量水平上“卡住”。如果泵卡住产生的流量超过用户系统所需的流量，液压系统压力将上升，直到液压系统释压活门工作。释压活门防止压力过大，但热量是由回路中多余的流量流出产生的。液压系统被加热的程度取决于通过释压活门的持续流量。 易燃液体泄漏区域的设备表面温度必须保持在 450F 以下，以支持符合 14 CFR / CS 25.863 的 737 MAX 审定。当受影响的系统液压压力大于 3300 psi 时，液 压泵过热检查单通过关闭受影响的发动机液压（ENG HYD）泵电门，降低了在可燃液体泄漏区域超过表面温度限制的风险。 -
B737NG水平尾翼是如何工作的？ 提问人:郑阳B737NG飞机俯仰状态的控制机构由平尾部分的升降舵和水平安定面组成，在推拉驾驶杆操纵时，升降舵可以快速偏转角度产生明显的俯仰力矩效应，升降舵可以说是改变俯仰姿态的“猛药”。水平安定面虽然面积较大，但移动较慢，改变俯仰姿态较缓，是改变俯仰姿态的“慢药”。使用安定面低头配平时，安定面的前端向上移动，安定面的后端向下移动；抬头配平时，安定面的前端向下移动，安定面的后端向上移动，这样看来安定面后端具有升降舵的效用，后端可以看成升降舵的“外延”。当安定面配平到合适位置，升降舵基本可以保持“中立”就能达到稳定的俯仰姿态。所以安定面对于减轻驾驶杆力和稳定俯仰状态有“四两拨千斤”功效。升降舵除了人工和自动驾驶操纵以外，还有一种情况就是当飞机在马赫数大于0.615时，机翼的升力中心后移产生低头力矩，计算机FCC会发出马赫配平指令给马赫配平作动筒驱动升降舵轻微上偏抵消升力中心后移的低头效应。 在升降舵的后缘有一块调整片,如图：该调整片的工作原理是：当襟翼放出时调整片和升降舵同方向移动，升降舵每移动一度，调整片移动 0.50度；襟翼收上时调整片与升降舵成反方向移动，升降舵每移动一度，调整片移动 0.75度。在襟翼放出时飞机速度一般较低，空气效能较弱，且襟翼放出时俯仰状态改变较慢，所以调整片和升降舵同方向移动增加升降舵的俯仰效能，襟翼收上时空速一般较大，空气效能较强，调整片反方向移动减弱升降舵效能，以起到平衡调节功效。所以调整片对于升降舵有加减法的作用。 当向后拉驾驶杆抬头时，按压主电配平电门到NOSE DN位，安定面不会移动；前推驾驶杆低头时，按压主电配平电门到NOSE UP位，安定面不会移动，或者说在安定面配平时反向移动驾驶杆安定面的配平会停止，这是因为升降舵是控制俯仰的主要机构，安定面是控制俯仰的辅助机构，辅助机构必须要配合主要机构的工作，也就是说安定面要做到和升降舵“步调”一致。在驾驶杆中立位置时不管主电配平还是自动驾驶配平（包括速度配平）安定面配平可以前后自由移动。驾驶杆中立位置是一个角度范围。如图： 主电配平的驾驶杆中立位置是从向前2.8度到向后3.7度，自动驾驶配平（包括速度配平）的驾驶杆中立位置是从向前3.3度到向后5.5度。驾驶杆的前推极限是13.75度，后拉极限是14.75度。当安定面正在配平时如果驾驶杆超出了上面的角度范围，相应的反向配平就会中止。其中原因是每个驾驶杆底部都有一个驾驶杆切断电门,如图：驾驶杆切断电门会切断安定面反向配平指令电路。驾驶盘上的2块主电配平电门的设计也是非常有深意，如图：无论机长侧还是副驾驶侧驾驶盘上的配平电门，它的左半侧电门不管向上还是向下打都可以接通安定面配平电动马达的电源，在中立位置时电源中断。右半侧电门是发出抬头和低头配平指令的，在中立位置无指令。平时为操作方便左右侧2块电门一起同方向使用。既然为方便使用而同方向操作，为什么不设计成一块呢？除了B737的安定面配平电门是左右2半，其他机型如B747,B757,B767等都是左右2半，副翼配平电门也是2块，但方向舵配平却是一个旋钮，答案呼之欲出了，2个安定面配平电门对应2块水平安定面，2个副翼配平电门对应2块副翼，1个粗壮的方向舵配平电门对应1个方向舵，这是波音的设计文化啊。在起飞或者复飞时常会因为升降舵操纵幅度较大导致爬升的俯仰姿态偏大，计算机FCC就会启动速度配平功能对安定面进行低头配平，使得姿态减小一点，从而速度增大一点，让推力，姿态，速度三者达到一个完美匹配的“三角形”。速度配平结束后飞机处于稳定状态，即使飞行员将手从驾驶杆上拿开，飞机的空速也是稳定的。在进近时飞机稳定在下滑道上，飞机的姿态，速度，推力都相对固定，是一个稳定的“三角形”，要让姿态稳定，安定面配平需要在适当位置以保持驾驶杆“轻松”状态。培训部飞行培训中心 王勇
-
怎么样根据雷达显示计算湿顶高度？以及气象雷达的使用技巧？ 提问人：晋一博谢邀，使用气象雷达计算湿顶的方法将在下文第二部分气象雷达人工使用中介绍。目前山航机队所配置的柯林斯 WXR- 2100 雷达凭借其卓越的性能赢得了飞行员的广泛信任和好评，本文通过对该款雷达基本功能的介绍，分析了如何对整体天气进行分析和把握，从而更加合理地使用雷达，我们唯有严格遵守运行手册中的相关要求，加强对气象雷达的合理使用 , 方能确保飞行安全。从气候特征来看，目前我国大部分地区相继进入夏季，南北温差进一步缩小，降水进一步增多，对民航一线人员来说，又到了一年中雷雨多发季节，而这个时间段也恰好是飞行员最为忙碌的时候。雷雨天气是影响飞行安全的一大不利因素 , 雷击和颠簸伤人在《民用航空器征侯等级划分办法》中已被列为征候。山航现役机型上的主流气象雷达使用的是柯林斯公司的 WXR-2100 多重扫描雷达，借助它，飞行员可以判断出安全的飞行航径，避免误入雷雨。作为 B737飞机气象雷达的主要供应商，每年柯林斯公司都会派遣工程师在航空公司间进行巡回讲座，工程师会介绍柯林斯气象雷达的功能和使用方法。在讲解中，我们常常能听到“多重扫描气象雷达是一种全自动雷达，它可以在不需要飞行员输入扫描角度和进行增益设置的情况下，不管在什么时候，不管飞机的姿态如何，对所有范围内的重要的气象信息进行无杂波的显示”。虽然自动化设备有效减少了我们的工作负荷，但也产生了较多依赖性，如果对自动化设备产生的数据不进行适当分析，就有可能陷入自动化设备的“陷阱”，违背安全的初衷。一、气象雷达的自动模式①在自动模式下，雷达本身的多波束扫描特性，使 80 海里内的危险天气都可以显示出来。多重扫描雷达能够根据高度的不同自动调整天线角度，并有效抑制地面回波，因而它能够超越地平线的限制自动提供远至 320 海里的天气，但在实际飞行中通过观察发现，超过 160 海里外的天气显示只能作为参考。②任何时候都可以通过人工调节增益来改变气象图形在导航上的显示，气象图形的颜色级别随着增益调节而改变，这可以帮助我们对天气系统主体进行识别。③颠簸区预测是多普勒气象雷达的独有功能，它通过测量天气系统中水滴的移动来标示出颠簸区，可以在最远 40 海里距离处探测到“湿”颠簸。 二、气象雷达的人工模式人工模式是对自动模式的一种有力补充，人工模式的基本作用如下：①在天气情况良好显的情况下，可以调整人工天线倾角向下直到显示地面回波，以检查雷达是否正确工作。②在靠近天气时 (40-60 海里 )，可以通过人工调节天线倾角，更好地分析天气情况。通常可以利用人工调节天线来判断天气的“湿顶”高度。基本公式为 1 海里乘 1 度天线倾角相当于 100 英尺。举例来说：如飞机飞行高度为 25000 英尺，现在距离天气 40 海里，通过调整天线倾角，在 1°下俯角时天气显示完全消失，则可得出“湿顶”比飞机低 4000 英尺(40×1×100)，加上飞机高度可计算得出“湿顶”高度。根据飞机的下降轨迹角进行评估，以决断是从旁边绕航还是飞越。③在飞行高度层 200 以下，特别是靠近零度等温线附近时，飞行员应该特别注意雷达的使用。通常这时如果下降轨迹角较陡，而雷达天线角度仰角较大时，自动模式下天气就不能以最适合的状态显示出来。在中低空，任何时候将要或可能需要穿云时，飞行员应该保持警觉性，如果自动模式已经显示了一些绿色区域，通过外部目视证实飞机航迹将穿越云层时，应将雷达工作模式转换至人工模式，并向下调整倾角的设置，直到探测到天气主体或在导航显示的顶部出现地面杂波，以避免误入危险天气。在地面飞行直接准备时，应注重对气象云图、地面气象雷达 ( 功率更大天线增益更高 ) 天气图的分析；在空中机动绕飞时，应将导航显示上的距离圈设置在 80海里到 160 海里，根据全局天气，征询管制的意见 ( 有的管制会根据地面气象雷达图像来指挥飞机绕航 ) 和空中其它飞机( 不同位置的飞机雷达显示可能不同 ) 的绕航意图，来合理制定绕航路线。因为一旦选择了绕航方向，如果突然出现意料之外的天气，可能会显著增加绕航距离。三、气象雷达的具体操作步骤首先对所有影响飞行路径的云体进行“定性分析”，将普通含水云层和对流云体区分开来，接下来根据云体性质不同，区别评估强度：①调整雷达增益档位，尽可能拉开云体内部的色级显示梯度。图像色级最丰富的档位，就是最佳的增益档位。②机组获得色级最丰富的图像后，分析雷达图像的形状，寻找对流云体的典型结构，断定哪些云体为对流云体，哪些云体为普通云层。③机组分别对普通云层和对流云体进行强度、高度和发展趋势进行评估。并依此制定雷雨绕飞方案。由于空中风的存在，将云体的左右两侧分为上风面和下风面，位于对流云体下风面的“附属云层”，机组绝对不可将其与普通云层等同视之。对流云体产生的冰雹，在上升气流和高空风的双重作用下，可以向下风方向抛射很远的距离。对流云体内的雷电同样可能通过这些“附属云层”向远方传递。在规划绕飞路线时，机组应当尽可能选择雷雨上风一侧进行。如果机组被迫在雷雨下风面绕飞，应当适当增大增益档位，与雷雨主体保持更大的间距。如果可能，尽量避免进入雷雨下风面的“附属云层”，这样可以降低雷击和雹击的风险。在含水量较为丰沛的区域和季节，机组有可能遇到“增益自动位”，整个雷雨显示为红区的情况。对于“拉开云体色级显示梯度”这一终极目标而言，全红和全绿都是没有意义的。所以此时需要机组人工调低增益档位，将云体间的含水量梯度拉开。四、典型的雷达人工扫描技巧1．切换人工扫描方式，增益档位调至最高这样做的目的是先把所有“嫌疑云体”都筛选出来，然后在后续分析中，逐一对“嫌疑云体”进行定性分析。2．调低天线，“淹没”所有嫌疑云体在通常情况下，可以将地形杂波设置在距飞机 60 海里左右。如果云体位置较近，或者云体高度偏低，也可以考虑将地面杂波设置在距飞机 40 海里处。总之，应当确保所有“嫌疑云体”均被地形杂波所“淹没”。3．缓慢上调天线角度，控制地形杂波向远方“退却”随着地形杂波像潮水一般缓缓“退却”，高于地表的目标会逐渐显现在飞机与地形杂波之间的空白地带。在扫描的后半段，由于天线角度上仰，地形杂波可能完全消失。4．对比分析各高度的扫描图像，对云体作定性分析在雷达天线逐渐上调的过程中，机组需要观察各个“嫌疑云体”的图像变化，对各个“嫌疑云体”作定性分析。①典型的对流云体应当在各个天线角度均存在“核心区域”图像。②随着天线角度上仰，“对流区域”的面积会逐渐缩小，色级强度会逐渐减弱，但其位置和形状不会发生大的改变。5．调天线角度和增益档位寻找回波最强，图形最清晰的图像，以供制定绕飞计划使用。五、归结柯林斯雷达的使用方法①由于前视风切变在 1200 英尺以上会被抑制前，所以起飞前监控飞行员（PF）必须打开气象雷达，以确保 PF 第一时间了解风切变扇区位置。②正常巡航条件下，使用“自动扫描”方式，沿着飞行航路前方，只要不可保持在云外飞行，就应一直保持雷达的开启，以免误入或过于靠近雷雨天气造成不安全事件。春秋季、干旱区域、高巡航高度时可以适当调高增益档位。禁止长时间使用“减增益”档位飞行。③如果在远距离发现航路附近存在天气回波，即使强度和面积很小，也应当灵活调整增益档位，配合人工扫描进行定性分析。④与雷雨存在明确因果关系的“附属云层”，往往会被自动扫描软件“抹除”。机组可以通过调整增益或人工扫描获得“附属云层”图像。飞行中应当尽可能避免进入这样的“雷雨附属云层”。⑤下降前和“钻缝儿”前，必须使用“人工扫描＋增益最大”方式扫描前方，避免突然出现的雷雨，打乱机组绕飞计划。 本文已发表在《航空安全》杂志2023年第3期飞行部七大队 芦强
-
B737-800短跑道性能飞机与非短跑道性能飞机差异是什么？ 提问人： 汪震 1.短跑道飞机识别 在CDU 识别页面里 MODEL(机型)行显示:如 737-800.1 或 737-800W.1机型后带有一个“.1”的表示该飞机带有短跑道性能包并且是单尾橇,W表示带有翼尖小翼。公司机队里仅有B737-800有短跑道性能飞机。2.1飞机襟翼特点短跑道飞机：当后缘襟翼在 1， 2， 5， 10， 15 和 25所有前缘襟翼放出，并且所有前缘缝翼在放出位,当后缘襟翼超过25，所有前缘装置全部放出。在备用襟翼放出过程中，直到前缘装置全部放出并且后缘襟翼到达襟翼 15，前缘襟翼过渡（ LE FLAPS TRANSIT）灯亮。当襟翼选定在 10、 15、 25、 30 或 40 时，襟翼减载可用。非短跑道飞机：当后缘襟翼在 1， 2， 5所有前缘襟翼放出，并且所有前缘缝翼在放出位,当后缘襟翼超过5，所有前缘装置全部放出。备用襟翼放出过程中，直到前缘装置全部放出并且后缘襟翼到达襟翼 10，前缘襟翼过渡（ LE FLAPS TRANSIT）灯亮。 当襟翼选定在 30 或 40 时，襟翼减载可用。2.2 PTU工作差异：短跑道飞机：• B 系统发动机驱动泵的液压压力降到限制值以下• 在空中• 襟翼未收上。非短跑道飞机：• B 系统发动机驱动泵的液压压力降到限制值以下• 在空中• 襟翼小于 15， 但未收上。3.飞机着陆速度差异(1)短跑道飞机着陆速度（2）非短跑道飞机的着陆速度相同重量下在襟翼15着陆时短跑道性能飞机和非短跑道性能飞机会有2-3节的明显差异，这是前缘缝翼在不同伸出位置造成的影响。4.飞机五边姿态，N1基准值差异短跑道性能飞机五边姿态，N1基准值：非短跑道性能飞机五边姿态，N1基准值：同等重量情况下尤其在襟翼15（红框）着陆时对应的姿态和N1值差异明显，这与前缘缝翼伸出的位置有很大关系。5.扰流板升起角度差异为说明两种构型差异，在AMMM（飞机维护手册）找到两者扰流板升起角度差异。短跑道性能飞机扰流板手柄与扰流板升起角度关系：非短跑道性能飞机扰流板手柄与扰流板升起角度关系：从以上两个表可以看出短跑道性能飞机在扰流板手柄从FLIGHT位到UP位置比非短跑道性能飞机扰流板升起角度明显增大，这样在着陆时可以大幅增加阻力，破坏升力，增加刹车效应，比非短跑道性能飞机有更少的着陆距离。但是在接地有小跳跃时，短跑道性能飞机由于减速板升起角度更大易造成接地大载荷。短跑道性能飞机不仅着陆距离短，起飞距离也短。为验证这一说法找到运控中心性能分析师用软件算出：同等外界环境和相同起飞重量下短跑道飞机与非短跑道飞机的起飞距离。短跑道飞机起飞速度、起飞距离数据：从起飞距离数据看短跑道飞机起飞距离稍短。6.扰流板手柄下面电磁锁差异因为短跑道性能飞机扰流板手柄从FLIGHT位到UP位置，飞行扰流板升起角度比非短跑道飞机的大，为防止扰流板手柄超过飞行卡位造成飞机过大下降率，在短跑道性能飞机扰流板手柄下加装了一个电磁锁。该电磁锁在襟翼收上时生效，不会允许飞行员把扰流板手柄向后拉超过飞行卡位（不管空地状态，襟翼只要在收上位，扰流板手柄就不能后拉超过飞行卡位），但非短跑道性能飞机没有这个电磁锁，也就是说非短跑道性能飞机在空中扰流板手柄可以超过飞行卡位。（出于安全考虑不管什么选型，飞机机组使用手册和公司SOP 都要求空中不允许扰流板手柄超过飞行卡位） 培训部飞行培训中心 王勇
-
CFM LEAP-1B发动机几种EGT限制怎么理解？ 提问人：曹华庆B737MAX机型安装了比CFM56-7B发动机功能更加强大的LEAP-1B发动机。LEAP是英文Leading Edge Aviation Propulsion的缩写；“1”则是该型号下的第一款发动机；“B”则代表该款发动机应用于波音机型。LEAP-1A发动机用于空客飞机，LEAP-1C发动机则应用于C919飞机。CFM56-7B和LEAP-1B发动机都是由CFM国际发动机公司生产。在《B737-700/800飞机飞行手册》和《B737-8飞机飞行手册》及实际操作过程中，两种发动机的EGT存在明显差异，如表1所示。通过上表可知，LEAP-1B发动机不但在“起飞最大”、“最大连续”和“地面起动”3项EGT限制与CFM56-7B发动机相比有变动（变大）外，还增加了“起飞瞬间”、“空中起动”、“高推力切断燃油”和“快速风转重起”4种EGT限制。接下来，本文将对LEAP-1B发动机的7种EGT限制做简单介绍。一、EGT 显示发动机何处的排气温度？与CFM56-7B发动机一样，LEAP-1B发动机也使用8 个热电偶探测发动机的排气温度。不同的是，CFM56-7B发动机探测的EGT是4级低压涡轮中的第一级和第二级低压涡轮之间的温度，而LEAP-1B发动机探测的EGT则是5级低压涡轮中第一级低压涡轮之前的温度，亦即低压涡轮进气口处的温度，如图1所示。因为这里更靠近发动的燃烧室，所以其测得的温度值相对较高，这也是表1中LEAP-1B发动机的三项EGT限制值比CFM56-7B发动机高的原因。二、LEAP-1B发动机EGT涵义解析首先，对常用的最大起飞、最大连续和地面起动EGT限值。此三项数值的涵义和CFM56-7B发动机一样。如图2所示。（一）最大红线：是发动机操作期间允许的最大操作值，即1038℃。一般情况下，EGT随着发动机推力的增加而增大，该温度限制也是最大起飞EGT限制。如果发动机使用过程中发生过超最大EGT（1038℃）的情况，则上图的数字框仅在飞机着陆且两台发动机上的EEC（电子发动机控制）断电后变红。在发动机超限维护页面选择重置之前，此数字框将一直保持红色。（二）最大连续极限（琥珀色线）：1013℃，是EGT警戒范围的开始。一台发动机在EGT高于此值下连续工作会造成损坏。此区域表示咨询范围而不是超限。当EGT低于1038℃时，返回正常指示颜色。起飞期间，琥珀色变化被抑制5分钟或直到完成起飞，以先达到者为准。如果在抑制期间一台发动机失效，琥珀色变化被抑制长达10分钟。 （三）地面起动EGT限制：753℃，是地面正常起动发动机期间的最大值。当发动机起动期间EGT快速接近此值时，EEC会关掉相应发动机燃油管路中的FMV（燃油计量活门），切断燃油供给，从而实现发动机停车。当发动机起动成功达到稳定慢车，起动电门跳回OFF（或AUTO）位时，该起动红线消失。（四）起飞瞬间EGT：1048℃，CFM LEAP-1B发动机经过认证，允许在1038℃和1048℃之间的瞬态EGT超限情况下持续运行，最长30秒，并且不需要额外的维护措施。此种情况一般在以最大发动机推力用于起飞或需要大推力的紧急情况下出现。（五）空中起动EGT：发动机空中停车后，当满足重起条件并按照《B737-8快速检查单（QRH）》在空中起动发动机时，根据空速的大小和发动机指示情况，有两种方法重起发动机：交输引气起动和快速风转重起。1、交输引气起动EGT极限：当在失效发动机的N2指示上方出现洋红色的“X-BLD”时，则EEC推荐使用交输引气起动。如图3所示。交输引气起动也被称为“起动机辅助的空中起动”（SAAS:StarterAssisted Air Start）。当满足交输引气起动条件并将发动机起动电门置于GRD（地面）位时，来自对侧的引气将使起动机工作并带动N2轴旋转。虽然在《B737-8快速检查单》“发动机空中起动”章节中要求，当N2达到或超过11%时，将起动手柄提到IDLE（慢车）卡位，但EEC会在N2达到大约20%时，指令燃油计量活门打开供油，并激励两个点火器提供点火。在此过程中，如果EGT快速接近或超过883℃（图3），需要将起动手柄移至CUTOFF位，中止起动发动机。2、快速风转重起EGT极限：当满足风转起动的条件时，将发动机起动电门置于FLT（飞行）位，发动机依靠高速流经的空气带动N1、N2轴转动，当达到或超过8.5% N2时，将发动机起动手柄提到IDLE位已备供油和点火。在风转重起过程中，EGT限制是920℃。如图4所示。（六）高推力切断燃油：从表1中可知，该温度限值是981℃。通过在B737-8全动模拟机上的操作，得出图5所示的温度限值。在“最大连续EGT极限”（琥珀色线）的下方,出现了一条红色的短线，代表的正是“高推力切断燃油”EGT限制。那么，“高推力切断燃油”EGT限制何时会出现呢？哪些高推力情况需要切断燃油？该EGT限制的作用又是什么？通过查阅相关资料并结合B737-8机型全动模拟机的故障再现，得出以下结论。1．何时会出现？从字面意思理解，高推力切断燃油，即发动机在高推力的情况下，切断燃油供给。发动机高推力的特征是：燃油供给丰富即燃油流量大，N1、N2和EGT的值都比较高，此时飞机一般处于起飞或爬升阶段。如果在这种情况下切断燃油，需要EGT在一定的温度之下才行，这个温度就是981℃。2.“高推力切断燃油”EGT限制的作用我们知道，在正常工作期间，发动机内部的温度非常高。例如在燃烧室内，混合的油气在充分燃烧后温度可达1700℃。经过高压涡轮和低压涡轮的能量转换之后，在发动机尾喷口，温度明显下降，但仍可达数百摄氏度。为了保证发动机的正常工作，其内部使用了大量的耐热材料，所以发动机内的热部件可以抵抗非常高的温度。《B737MAX飞机维护手册》中提到：在发动机紧急关车时，通过发动机内部的冷空气迅速减少，并随着发动机转子的停转而快速停止。由于热胀冷缩，突然失去冷空气会导致涡轮叶片外围的护罩半径减小并可能与涡轮叶片顶部摩擦，从而造成低压涡轮的卡停。在《B737飞行机组训练手册》中，则给出了发动机空中关车的推荐技巧：需要关断一台发动机时，PF（操纵的飞行员）要断开自动油门。然后PF向PM（监控的飞行员）口头确认受影响的发动机，缓慢将要关车的发动机的油门杆收回。这么做地目的有三个：①确认关闭的是故障的发动机，即不会关错发动机；②需要被关停的发动机仍然有推力，缓慢收回其油门杆即缓慢减小其推力，这可防止突然关停造成的推力不平衡现象；③逐渐减小EGT值，使发动机内部核心区温度逐渐冷却，防止因内部冷却不彻底或不均匀而导致涡轮叶片与护罩摩擦及低压涡轮卡停。所以，在关停发动机时，尤其是因火警而需要紧急关车时，《B737-8快速检查单》中给出的步骤是：①脱开自动油门；②关闭受影响发动机的油门杆；③切断（CUTOFF）受影响发动机的起动手柄。如图6所示。综上所述，高推力切断燃油EGT限制的意义在于保护发动机的正常工作，延长发动机使用寿命，并减小发动机的维护成本，其具有重要的参考意义。但在实际的操作过程中，由于操作步骤都已经标准化，可完全避免高推力切断燃油情况的发生，所以，该值并没有被特别强调。参考资料：《B737飞行机组使用手册》、《B737机组标准操作手册》、《B737-8快速检查单》、《B737MAX飞机维修手册》、《B737飞机飞行手册》、《B737飞行机组训练手册》 本文已在2023年第6期《民航安全》杂志上发表，现有改动。作者：山东航空股份有限公司飞行培训中心 李军涛
