O引言
CFM56发动机是由美国通用电气公司（GE）和法国国营航空发动机研究制造公司（SNECMA）共同组成的CFM国际公司（CFMI），在F101核心机技术的基础上，为适应20世纪80年代后国际军、民用飞机市场的需要而研制的100 kN级高涵道比涡扇发动机。从它的第1个型号CFM56-2于1979年11月取得适航证后至今已发展了CFM56-3，CFM56-5A、cFM56-5B、CFM56-5c、CFM56-7等6个系列，共有28个型号，其推力覆盖了71-151 kN，已成为22个型号飞机的动力。截至2005年2月，使用中的各型CFM56达14553台，发动机累积的工作时间为274 511467飞行小时、1 61 778 396循环。使用中的由CFM56；作为动力的飞机5796架，平均每4 s有一架飞机起飞。
B737NG在中国航空公司拥有的数量越来越多，到目前已拥有120余架。与737OG相比除了飞机系统和电子电气方面的改进之外，发动机由原来的CFM56-3替换为CFM56-7（图1）。尤其是在发动机的推力控制方面由发动机推力控制的第二代（监控型）改进为第三代（FADEC）全权限控制，使整个发动机的控制较过去相比更加精确，同时在CDU（控制显示装置）中加装了发动机部分，使飞行人员查询和使用。
1发动机推力控制原理和方法
航空发动机的工作状态是随着飞机飞行条件的变化而变化的，要使发动机在飞行中保持给定的工作状态按所希望的规律来改变发动机的工作状态，就必须对发动机进行控制（包括推力控制、过渡控制和安全限制等）。
CFM56-3型发动机主要用功率管理控制器（PMC）和发动机主控制器（MEC）进行控制；CFM56-7型发动机主要用电子发动机控制器（EEC）和液压机械组件（HMU）来进行油路和气路控制。
CFM56-3型发动机控制系统的液压机械部件包括MEC、风扇进口温度（FIT）传感器、VBV的液压马达和作动器、VSV作动器、高压压气机（HPC）进口温度传感器、高压涡轮间隙控制活门（HPTCCV）。电气部件包括功率管理控制器（PMC）、控制发电机、风扇转速传感器、风扇进口温度传感器和风扇进口静压传感器。
发动机的控制是通过使用功率杆，燃油切断杆、MEC和PMC实现，如图2。
发动机指示（EIS）是为了监控发动机的工作状态而提供的指示。CFM56-3型发动机指示系统主要是在驾驶舱中的发动机主显示组件和副显示组件上。主显示组件提供推力模式、N1手动设置、排气温度（EGT）、N1转速、N2转速、燃油流量（FF）、燃油耗量（FU）指示。当EGT、N1、N2超限时，发动机的各参数会存储在存储器中。副显示组件提供大气总温（TAT）、发动机滑油压力、滑油温度、滑油量、振动值、液压系统A和B的压力及油量。发动机振动值由飞机振动系统（AVM）提供，发动机振动传感器、N1和N2传感器将信号给AVM调节器，经AVM调节器处理后送至副显示组件。AVM调节器可以记录发动机各单元体的振动情况，特别是能提供振动故障数据。
CFM56-7发动机的推力控制主要是EEC（发动机电子控制器）利用飞机引气模式、静压、推力额定值、飞机型号和飞机的马赫数计算出相应的N1参考转速，利用N1参考转速、油门杆解算器角度、N1的实际值这3个信号计算出发动机的N1。指令值输出到HMU。HMU接受到指令后，完成对其内部的燃油计量活门的调节和对发动机饲服系统（VSV，VBV，TBV，BSV，HPTACC，LPTACC等）的液压伺服燃油提供以确定饲服系统部件的位置来实现N1的指令值。
需要注意的是：若飞机高度低15000 ft，马赫数小于0.4，转速在75%-99.54%之间这3个条件同时满足时，实际输出到HMU的N1指令值是计算指令值减去N1的配平值之后的指令值。波音737NG的发动机CFM56-7对推力的控制有如下特点。
1.1 引入了飞机的马赫数来对推力进行控制
根据马赫数控制推力的特点引出了控制推力的3种模式：正常模式、软备用模式、硬备用模式。
正常模式 发动机在正常模式控制下，电门上的仅仅只有ON灯亮，如图4。马赫数是由总压、总温、静压计算出来的。当总压可靠并且EEC电门处于ON位时，发动机的推力控制就处于正常模式控制之下。此时总压、总温、静压信号来自飞机的ADIRU（大气数据及惯性基准组件），总压可靠的条件是：2个ADIRU的总压信号一致，至少一个皮脱管处于加热状态，若飞机在地面皮托管没有加热，则油门杆解算器角度应小于53。若总压信号不可靠时间超过15 s，则发动机的推力控制就会转为软备用控制模式。
软备用模式 当飞机的总压信号不可靠，时间超过15s时，发动机的推力控制就会转为软备用控制模式，此时EEC电门处于ON位，电门上的备用灯（ALTN）和ON灯亮，如图5。在软备用控制模式之下，EEC用总温、标准天气的温度和标准天气温度与静温的最终可靠差值来估算马赫数，用以控制发动机的推力。软备用控制模式确保发动机在控制模式变化时，发动机推力没有大的变化。当下列条件满足时EEC对发动机推力的控制转为正常控制：
1）总压可靠；
2）EEC控制处于软备用状态；
3）控制模式转变时发动机推力变化小或者油门杆解算器角度低于51。
硬备用控制模式 当下列条件满足时，EEC控制发动机推力的模式转变为硬备用模式：
1）EEC处于软备用模式超过15 s，并且油门杆角度在慢车之上且小于190：
2）EEC电门置于OFF位。
在硬备用模式之下，电门上的仅仅只有ALTN灯亮，如图6。EEC是用静压信号来得到设想的马赫数。为保证飞机的性能所需要的推力，EEC设想外界的温度是要求的相应最高推力要求。所以在这种模式之下，如天气比较热时，最大的额定推力有可能会超过，这也就会可能导致EGT超过限制。
要注意的是，如果1台发动机的EEC控制处于正常模式，另1台发动机的EEC处于软备用模式则有可能导致2台发动机的油门杆不一致发生。这种情况发生时可将2台发动机的EEC控制都转变为硬备用控制模式以消除油门杆的不一致，这也是QRH要求的。特别要注意EEC在模式转换时可能发生大的非指令性推力变化，这是不能接受的。因此在模式转换时若有大的推力变化。EEC不会改变模式。
当下列条件之一满足时．EEC会从硬备用控制模式转变回正常模式：
1）EEC电门置于ON位，并且总压可靠；
2）发动机停车后再启动发动机，EEC电门置于ON位，并且总压可靠。
1.2 引入N1参考转速控制发动机推力
N1参考转速是利用飞机引气模式、静压、推力额定值、飞机型号和飞机的马赫数计算出的。EEC根据油门杆角度TLA（正推力角度）或RLA（反推力角度）和油门杆解算器角度TRA将发动机的N1参考转速分成6个区段：最大反推（8 TRA 104 RLA）；反推慢车（24 TRA 62 RLA）；慢车（36～38 TRA 0-2.47 TLA）；最大爬升（72 TRA 44 TLA）；最大起飞／复飞（78 TRA 52 TLA）；最大许可推力（82.5 TRA 58 7 TLA）。
EEC利用油门杆角度信号与N1参考转速计算出N1的指令值，一般采用的方法是用插入法在2个N1参考转速之间计算出来的。在发动机运转过程中，可以通过CDU来观察油门杆的角度值。
2结语
可以看出CFM56-7发动机比CFM56-3发动机在推力控制方面考虑的因素很多，因此也就要精确许多。掌握了CFM56-7发动机的推力控制系统，熟练掌握CDU中的指示，有利于发现并解决发动机存在的问题，为提高飞机的安全性和航班的正点率打下一个坚实的基础。
参考文献：
【1】波音公司．波音公司B737NG维护手册．波音公司，2003
【2】中国南方航空．波音737-300/500 使用手册．中国南方航空，2006
【3】中国南方航空．波音737-700/800 使用手册．中国南方航空，2006
【4】珠海翔翼航空技术有限公司．VSIM软件