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)9系統工作（:）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動機狀態量的傳感器信號，對燃油活門，可調靜子葉片等執行機構發出合適的控制指令。
066提供可調葉片（-22、122）和起動放氣位置及加力燃燒室控制裝置的開環調節程序，另外還有燃氣發生器燃油流量 3,44和噴口面積 &5的閉環程序，燃氣發生器的燃油流量是受到控制的，以便保持所選定的低壓轉子轉速，因而也能保持空氣流量，噴口面積的調節，以保證獲得所需要的發動機 61。
噴口面積調節的閉環回路稱壓比 61回路 ;，僅在中間推力狀態（不加力最大推力狀態）和加力狀態工作，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選擇活門，成功地實現內外涵分別控油和 :+個扇區燃油分配的復雜供油規律。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）的輸出。一旦發現熄火， 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（術語稱油門桿角度重復）。發現 :扇區點燃后， %/0探測到大于要求的最小火焰強度（根據 %/0讀數）后，再向其他扇區供油。在沒有駕駛員操縱的情況下允許油門桿角度重復三次。在正常加力過程中，如果檢測到火焰熄滅， 066自動切斷加力，并將噴口調定到固定的最小面積。
%/0也用作推力快速響應邏輯部件，在由慢車向最大推力油門過渡時，當轉子轉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。在風扇進口總壓很高（大于 +<=>?@）時，在慢車狀態可把 :區接通。用 %/0信號檢查點燃后，就可向其他扇區供油。當風扇進口總壓很低時，要推遲加力燃燒室的起動。在飛行包線的左上角，要風扇轉速達到 =8A，加力才起動。
（B）空中起動控制邏輯
•:B?:•

 
""設有空中起動的閉環邏輯。高壓轉子轉速加速速率預定值與實際值比較并調節燃氣發生器燃袖流量，以保持該預定值。這種閉環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。
萬一發動機停車或熄火，由 ""監控器的若干參數來確保空中起動成功。在風扇渦輪進口溫度 %&%信號上升表明燃燒室點火（燃油混合氣點燃）以前，采用規定的燃油開環程序。一旦 ""檢查出燃燒室點燃，燃油流量 ’和壓縮器放氣控制開關轉換到如圖 ()—*所示的閉環邏輯。該邏輯就把高壓轉子角加速度 +,的規定值與實際值進行比較，再調節燃氣發生器的燃油流量 ’，以保持 +,的規定值。 +,是 -.,（風扇進口靜壓）、%%,（風扇進口總溫、 /（/數）的函數。如果燃油量過多，壓縮器將失速，產生“過熱起動”，如果燃油量過少，所得到的能量將不足以補償發動機和附件的動力消耗量，導致“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 +：轉速，而不加速發動機至慢車狀態，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，使用了噴氣發動機起動機 @.來輔助空中起動，對于用 @.輔助的空中起動， ""系統采用了較高的 +A預定轉速和較低的 %&%極限。打開壓氣機放氣，直到 + 達到 2)7。
風車狀態（在迎面氣流作用,下發動機處于自轉狀態）空中起動可有三種形式：轉速降低到 B17；轉速降低到 ,27；用 @.輔助的空中起動。
降轉空中起動過程分四步進行，發動機停車、增壓、點火和加速發動機至慢車轉速。發動機停車主要從中間推力狀態開始的。然后，允許發動機轉子轉速下降到風車狀態的轉速（降轉），亦即下降到核心發動機最大轉速的預定百分數（如 B17或 ,27）。增壓是由駕駛員將油門桿收回到慢車狀態開始起動完成的。這一過程給燃油系統增壓，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， ""調節燃油量，以此維持規定的 +A，直到達到規定的慢車轉速，從而完成空中起動過程。
噴氣發動機燃油起動機 @.可使核心發動機轉子加速到約 C17的轉速，當核心發動機轉速 +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， ""系統能使空中起動范圍內的飛行速度大約提高 028 9:;< 56；采用噴氣發動機燃油起動機 @.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，在較寬的轉速范圍內進行 @.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 概述
一、進氣道
進氣道是飛機推進系統的重要組成部分，特別是超音速戰機，進氣道工作的好壞，直接影響著發動機的性能和穩定工作，影響飛機戰斗力的發揮。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，其結構簡單，與發動機匹配良好，不需要調節。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動機能較好地匹配工作，因此，需要調節。
多數戰斗機的進氣道位于機身兩側機翼翼根的下方。進氣道內設有可調節的斜板，下表面設有百葉窗式輔助進氣門，還裝有鈦合金防護網。
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計的激波系內實現的。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，在前緣和兩個轉折處各產生一道斜激波，在進氣道進口處產生正激波。正激波的位置隨著發動機低壓轉子換算轉速 +"+,、飛行高度和斜板角度的變化而變化。
　
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