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)9系統(tǒng)工作（:）066的控制邏輯控制邏輯具有下述作用：接受從駕駛員來的指令和測量發(fā)動機狀態(tài)量的傳感器信號，對燃油活門，可調(diào)靜子葉片等執(zhí)行機構(gòu)發(fā)出合適的控制指令。
066提供可調(diào)葉片（-22、122）和起動放氣位置及加力燃燒室控制裝置的開環(huán)調(diào)節(jié)程序，另外還有燃氣發(fā)生器燃油流量 3,44和噴口面積 &5的閉環(huán)程序，燃氣發(fā)生器的燃油流量是受到控制的，以便保持所選定的低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，因而也能保持空氣流量，噴口面積的調(diào)節(jié)，以保證獲得所需要的發(fā)動機 61。
噴口面積調(diào)節(jié)的閉環(huán)回路稱壓比 61回路 ;，僅在中間推力狀態(tài)（不加力最大推力狀態(tài)）和加力狀態(tài)工作，而比較低推力時使用選定的噴口面積。（)）加力燃燒室控制邏輯加力燃燒室的燃油分配是通過控制加力燃油計量活門和扇區(qū)選擇活門，成功地實現(xiàn)內(nèi)外涵分別控油和 :+個扇區(qū)燃油分配的復(fù)雜供油規(guī)律。加力控制邏輯中還有紫外線檢測器（ %/0），這種紫外線傳感器有與火焰強度成正比
（%/0讀數(shù)）的輸出。一旦發(fā)現(xiàn)熄火， 066邏輯就切斷加力燃燒室的燃油，進行 %/0自檢，然后重新向加力燃燒室供油（術(shù)語稱油門桿角度重復(fù)）。發(fā)現(xiàn) :扇區(qū)點燃后， %/0探測到大于要求的最小火焰強度（根據(jù) %/0讀數(shù)）后，再向其他扇區(qū)供油。在沒有駕駛員操縱的情況下允許油門桿角度重復(fù)三次。在正常加力過程中，如果檢測到火焰熄滅， 066自動切斷加力，并將噴口調(diào)定到固定的最小面積。
%/0也用作推力快速響應(yīng)邏輯部件，在由慢車向最大推力油門過渡時，當轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速增加時即可開始向加力燃燒室供油，以便使推力更快地增加。在風(fēng)扇進口總壓很高（大于 +<=>?@）時，在慢車狀態(tài)可把 :區(qū)接通。用 %/0信號檢查點燃后，就可向其他扇區(qū)供油。當風(fēng)扇進口總壓很低時，要推遲加力燃燒室的起動。在飛行包線的左上角，要風(fēng)扇轉(zhuǎn)速達到 =8A，加力才起動。
（B）空中起動控制邏輯
•:B?:•

 
""設(shè)有空中起動的閉環(huán)邏輯。高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速加速速率預(yù)定值與實際值比較并調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器燃袖流量，以保持該預(yù)定值。這種閉環(huán)特性將減少起動過熱或起動懸掛的可能性，并允許在較低空速下順利起動。
萬一發(fā)動機停車或熄火，由 ""監(jiān)控器的若干參數(shù)來確保空中起動成功。在風(fēng)扇渦輪進口溫度 %&%信號上升表明燃燒室點火（燃油混合氣點燃）以前，采用規(guī)定的燃油開環(huán)程序。一旦 ""檢查出燃燒室點燃，燃油流量 ’和壓縮器放氣控制開關(guān)轉(zhuǎn)換到如圖 ()—*所示的閉環(huán)邏輯。該邏輯就把高壓轉(zhuǎn)子角加速度 +,的規(guī)定值與實際值進行比較，再調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器的燃油流量 ’，以保持 +,的規(guī)定值。 +,是 -.,（風(fēng)扇進口靜壓）、%%,（風(fēng)扇進口總溫、 /（/數(shù)）的函數(shù)。如果燃油量過多，壓縮器將失速，產(chǎn)生“過熱起動”，如果燃油量過少，所得到的能量將不足以補償發(fā)動機和附件的動力消耗量，導(dǎo)致“懸掛起動”，如果 %&%超過約 0)1(（,的極限溫度，那么在加一個修正量后， ""空中起動邏輯維持最佳的 +,速率，燃油計量活門限制器規(guī)定的最小燃油流量約 ((234 5 6，壓氣機放氣門一直打開，直到 +,達到 2)7后才關(guān)閉。
當空氣速度低于 ,1189:;< 5 6（(8 9:;< = (>? 239）左右時， ""空中起動邏輯電路開始給燃燒室點火并維持 +：轉(zhuǎn)速，而不加速發(fā)動機至慢車狀態(tài)，直到駕駛員能夠提高空速為止。
為了在低于 )(119的高度，加快空中起動，使用了噴氣發(fā)動機起動機 @.來輔助空中起動，對于用 @.輔助的空中起動， ""系統(tǒng)采用了較高的 +A預(yù)定轉(zhuǎn)速和較低的 %&%極限。打開壓氣機放氣，直到 + 達到 2)7。
風(fēng)車狀態(tài)（在迎面氣流作用,下發(fā)動機處于自轉(zhuǎn)狀態(tài)）空中起動可有三種形式：轉(zhuǎn)速降低到 B17；轉(zhuǎn)速降低到 ,27；用 @.輔助的空中起動。
降轉(zhuǎn)空中起動過程分四步進行，發(fā)動機停車、增壓、點火和加速發(fā)動機至慢車轉(zhuǎn)速。發(fā)動機停車主要從中間推力狀態(tài)開始的。然后，允許發(fā)動機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降到風(fēng)車狀態(tài)的轉(zhuǎn)速（降轉(zhuǎn)），亦即下降到核心發(fā)動機最大轉(zhuǎn)速的預(yù)定百分數(shù)（如 B17或 ,27）。增壓是由駕駛員將油門桿收回到慢車狀態(tài)開始起動完成的。這一過程給燃油系統(tǒng)增壓，開始向燃燒室供油，大約 (1A，由噴嘴將燃油噴向燃燒室，并點燃。接著， ""調(diào)節(jié)燃油量，以此維持規(guī)定的 +A，直到達到規(guī)定的慢車轉(zhuǎn)速，從而完成空中起動過程。
噴氣發(fā)動機燃油起動機 @.可使核心發(fā)動機轉(zhuǎn)子加速到約 C17的轉(zhuǎn)速，當核心發(fā)動機轉(zhuǎn)速 +A達到 (,7或高于 (,7時，即可開始增壓。當 +A達到 217時， @.與壓縮器脫開，起動成功。
經(jīng)一系列的空中起動試驗表明，空中起動的成功主要取決于空速值， ""系統(tǒng)能使空中起動范圍內(nèi)的飛行速度大約提高 028 9:;< 56；采用噴氣發(fā)動機燃油起動機 @.進行空中起動，即使飛行速度降低到 (2189:;<幾時，空中起動也能成功。空中起動時間，空速為 ,2189:;< 5 6的 B2A到空速為 ,1189:;< 5 6的 (C2A，在較寬的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)進行 @.輔助的空中起動，空中起動時間為 C2A到 )1A，而高度對空中起動時間的影響不大。
•(C0,•

 

第七章 進氣道電氣控制
第一節(jié) 概述
一、進氣道
進氣道是飛機推進系統(tǒng)的重要組成部分，特別是超音速戰(zhàn)機，進氣道工作的好壞，直接影響著發(fā)動機的性能和穩(wěn)定工作，影響飛機戰(zhàn)斗力的發(fā)揮。飛行時，進氣道是一個增壓部件，要求其流動損失盡量小，另外進氣道又是飛機的一個組成部分，要求其外部阻力也應(yīng)該較小。
按飛行速度，進氣道可分為亞音速進氣道和超音速進氣道；按在飛機上的位置可分為頭部進氣，兩側(cè)進氣和腹部進氣等。亞音速進氣道又稱為皮托管式進氣道，其結(jié)構(gòu)簡單，與發(fā)動機匹配良好，不需要調(diào)節(jié)。超音速進氣道飛行速度變化范圍大，要求他在各種使用條件下與發(fā)動機能較好地匹配工作，因此，需要調(diào)節(jié)。
多數(shù)戰(zhàn)斗機的進氣道位于機身兩側(cè)機翼翼根的下方。進氣道內(nèi)設(shè)有可調(diào)節(jié)的斜板，下表面設(shè)有百葉窗式輔助進氣門，還裝有鈦合金防護網(wǎng)。
超音速進氣道是利用激波減速增壓的，如圖 " % "所示。迎面氣流在超音速進氣道中的滯止是在專門設(shè)計的激波系內(nèi)實現(xiàn)的。通常，這些激波中最后的一道激波是正激波。某型飛機超音速進氣道為四激波系外沖壓式超音速進氣道。在超音速飛行時，氣流流過斜板，在前緣和兩個轉(zhuǎn)折處各產(chǎn)生一道斜激波，在進氣道進口處產(chǎn)生正激波。正激波的位置隨著發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速 +"+,、飛行高度和斜板角度的變化而變化。
　
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