CN103954451A - 一种发动机在位交叉试验的排故方法 - Google Patents

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本发明属于航空发动机故障排除领域，本方法适用于同一架飞机装有两台发动机的故障快速定位和排除方法。本发明是提出一种发动机在位交叉试验的排故方法。通过双发动机在位交叉试验，实现发动机附件故障快速定位和排除的目的。本发明利用同一架飞机装有两台发动机的特点，设计、制造一种试验电缆，进行在位交叉试验，即将一台发动机的温度控制放大器与另一台发动机的防喘调节器和燃油流量调节器连接，在不拆装温度控制放大器、防喘调节器或燃油流量调节器的条件下，实现故障的快速定位方法，大幅度缩短排故周期，降低排故成本，提高排故效率。

Description

一种发动机在位交叉试验的排故方法
技术领域：
本发明属于航空发动机故障排除领域，本方法适用于同一架飞机装有两台发动机的故障快速定位和排除方法。
背景技术：
航空发动机温度控制与防喘调节系统故障是发动机常见故障之一，此类故障排故难度大、故障定位慢、排故成本高。例如航空发动机地面试车或空中飞行时，会出现主机喘振、涡轮后排气温度(T6)不受控、防喘故障灯报警等故障。从发动机温度控制和防喘调节系统原理分析，这些故障主要与三大附件(温控放大器、防喘调节器、燃油流量调节器)故障有关。为确定三大附件中的故障件，通常在地面采用发动机静态测试装置对发动机进行静态测试检查。但发动机静态测试装置一般只能确定是温度控制系统还是防喘调节系统故障，具体故障附件则需要采用逐一排除法，即分别更换待定故障的附件，然后重新进行静态测试来确定，排故周期长、成本高，严重影响发动机的正常使用。
发明内容：
(1)发明目的
本发明是提出一种发动机在位交叉试验的排故方法。通过双发动机在位交叉试验，实现发动机附件故障快速定位和排除的目的。本发明利用同一架飞机装有两台发动机的特点，设计、制造一种试验电缆，进行在位交叉试验，即将一台发动机的温度控制放大器与另一台发动机的防喘调节器和燃油流量调节器连接，在不拆装温度控制放大器、防喘调节器或燃油流量调节器的条件下，实现故障的快速定位方法，大幅度缩短排故周期，降低排故成本，提高排故效率。
(2)发明技术方案
一种发动机在位交叉试验的排故方法，本方法包括以下步骤：
步骤一，通过座舱数据发现飞机的第一侧发动机动机9故障后，将地面静态检测仪1与飞机交流电源6连接；将地面静态检测仪1与飞机的第一侧发动机热电偶接线盒8和飞机的第一侧发动机热电偶接线盒10连接；将地面静态检测仪1与跨接盒5连接；将跨接盒5与飞机的第一侧发动机温控发大器7连接。以上连接完成后对飞机的第一侧发动机动机9进行静态测试，确认飞机的第一侧发动机动机故障。
步骤二，通过飞机座舱的数据，确认飞机的第二侧发动机动机20工作参数正常。
步骤三，在对应不合格项的飞机的第一侧发动机热电偶接线盒8或者飞机的第一侧发动机热电偶10处进行通路电阻值和绝缘电阻值的检查，判断是否是热电偶故障，如果数据合格，则排出热电偶故障，进入下一步。
步骤四，断开飞机的第一侧发动机温控放大器7与飞机的第一侧发动机燃油流量调节器11和飞机的第一侧发动机防喘调节器12的连接；
断开飞机的第二侧发动机温控放大器17与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器15和飞机的第二侧发动机防喘调节器16的连接；
步骤五，将飞机的第二侧发动机燃油流量调节器15和飞机的第二侧发动机防喘调节器16与飞机的第一侧发动机温控放大器7连接；
步骤六，进行静态测试，若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果相同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器7有故障，防喘调节器12或燃油流量调节器11无故障。若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果不同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器7无故障。按照静态测试的数据，确定燃油流量调节器11或防喘调节器12中的故障件。
步骤七，试验完，更换故障件，排除故障。恢复飞机的第二侧发动机温控放大器17与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器15和飞机的第二侧发动机防喘调节器16的连接。
(3)本发明优点：故障快速定位方法为利用同一架飞机装有两台发动机的特点，设计、制造一种试验电缆，将一台发动机的温度控制放大器与另一台发动机的防喘调节器和燃油流量调节器连接，在不拆装温度控制放大器、防喘调节器或燃油流量调节器的条件下实现故障的快速定位。
附图说明：
图1地面静态检查与发动机连接示意图。其中：1.地面静态检测仪；2.交流电源插座；3.接热电偶接线盒的电缆插座；4.接跨接盒的电缆插座；5.跨接盒；6.飞机交流电源；7.飞机的第一侧发动机温控放大器；8.飞机的第一侧发动机热电偶接线盒1；9.飞机的第一侧发动机；10.飞机的第一侧发动机热电偶接线盒2；11.飞机的第一侧发动机燃油流量调节器；12.飞机的第一侧发动机防喘调节器；25.地面静态测试仪和跨接盒的连接电缆；26.跨接盒和飞机的第一侧发动机温控放大器连接电缆。27.地面静态测试仪和飞机交流电源的连接电缆；28.地面静态测试仪和热电偶接线盒的连接电缆。
图2交叉试验示意图。其中：1.地面静态检测仪；2.交流电源插座；3.接热电偶接线盒的电缆插座；4.接跨接盒的电缆插座；5.跨接盒；6.飞机交流电源源；7.飞机的第一侧发动机温控放大器；8.飞机的第一侧发动机热电偶接线盒；9.飞机的第一侧发动机；10.飞机的第一侧发动机热电偶接线盒；11.飞机的第一侧发动机燃油流量调节器；12.飞机的第一侧发动机防喘调节器；13.飞机的第一侧发动机温控放大器接燃油流量调节器插座；14.飞机的第一侧发动机温控放大器接防喘调节器插座；15.飞机的第二侧发动机燃油流量调节器；16.飞机的第二侧发动机防喘调节器；17.飞机的第二侧发动机温度控制放大器；18.飞机的第二侧发动机温度热电偶接线盒；19.飞机的第二侧发动机热电偶接线盒；20.飞机的第二侧发动机；21.试验电缆件a；22.试验电缆件b；23.飞机的第二侧发动机温控放大器连接燃油流量调节器插座；24.飞机的第二侧发动机温控放大器连接防喘调节器插座。25.地面静态测试仪和跨接盒的连接电缆；26.跨接盒和飞机的第一侧发动机温控放大器连接电缆。27.地面静态测试仪和飞机交流电源的连接电缆；28.地面静态测试仪和热电偶接线盒的连接电缆。
图3实施例1试验电缆。
图4实施例2试验电缆。
具体实施方式：
试验前确认工作。参考图1，地面静态检查与发动机连接示意图。
步骤一，通过座舱数据发现飞机的第一侧发动机动机9故障后，将地面静态检测仪1上交流电源插座2通过连接电缆27与飞机交流电源6连接；将地面静态检测仪1上接热电偶接线盒的电缆插座3通过连接电缆28分别与飞机的第一侧发动机热电偶接线盒8和飞机的第一侧发动机热电偶接线盒10连接；将地面静态检测仪1通过连接电缆25与跨接盒5连接；将跨接盒5经连接电缆26与飞机的第一侧发动机温控发大器7连接。以上连接完成后对飞机的第一侧发动机动机9进行静态测试，确认飞机的第一侧发动机动机故障。
步骤二，通过飞机座舱的数据，确认飞机的第二侧发动机动机20工作参数正常。
步骤三，在对应不合格项的飞机的第一侧发动机热电偶接线盒8或者飞机的第一侧发动机热电偶10处进行通路电阻值和绝缘电阻值的检查，判断是否是热电偶故障，如果数据合格，则排出热电偶故障，进入下一步。
步骤四，断开飞机的第一侧发动机动机9中飞机的第一侧发动机温控放大器7的接燃油流量调节器插座13和接防喘调节器插座14的两个插头；
步骤五，断开飞机的第二侧发动机动机20中飞机的第二侧发动机温控放大器17的接燃油流量调节器插座23和接防喘调节器插座24的两个插头；
步骤六，将飞机的第一侧发动机温控放大器接燃油流量调节器插座13经试验电缆件a21与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器15连接；
步骤七，将飞机的第一侧发动机温控放大器接防喘调节器插座14经试验电缆b22与飞机的第二侧发动机防喘调节器16连接；
步骤八，进行静态测试，若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果相同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器7有故障，防喘调节器12或燃油流量调节器11无故障。若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果不同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器7无故障。按照静态测试的数据，确定燃油流量调节器11或防喘调节器12中的故障件。
步骤九，试验完，更换故障件，排除故障。恢复飞机的第二侧发动机温控放大器17与与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器15和飞机的第二侧发动机防喘调节器16的连接。
具体实施例1：试验电缆件a21是将第一侧发动机温控放大器接燃油流量调节器插座13和第二侧发动机燃油流量调节器15的连接电缆；试验电缆件b22是将飞机的第一侧发动机温控放大器接防喘调节器插座14和飞机的第二侧发动机防喘调节器16的连接电缆，具体参考图3。
具体实施例2：将两根电缆试验电缆件a21和试验电缆件b22中间部分合为一根制作。考虑到两台发动机之间的距离，确定电缆的长度为1750mm，A端、B端、C端和D端距离交叉口均为250mm，试验电缆件一端为燃油流量调节器和防喘调节器的对应接口,一端为温控放大器的对应接口，具体参考图4。

Claims (1)

1.一种发动机在位交叉试验的排故方法，其特征是，本方法包括以下步骤：
步骤一，通过座舱数据发现飞机的第一侧发动机动机(9)故障后，将地面静态检测仪(1)与飞机交流电源(6)连接；将地面静态检测仪(1)与飞机的第一侧发动机热电偶接线盒(8)和飞机的第一侧发动机热电偶接线盒(10)连接；将地面静态检测仪(1)与跨接盒(5)连接；将跨接盒(5)与飞机的第一侧发动机温控发大器(7)连接；以上连接完成后对飞机的第一侧发动机动机(9)进行静态测试，确认飞机的第一侧发动机动机故障；
步骤二，通过飞机座舱的数据，确认飞机的第二侧发动机动机(20)工作参数正常；
步骤三，在对应不合格项的飞机的第一侧发动机热电偶接线盒(8)或者飞机的第一侧发动机热电偶(10)处进行通路电阻值和绝缘电阻值的检查，判断是否是热电偶故障，如果数据合格，则排出热电偶故障，进入下一步；
步骤四，断开飞机的第一侧发动机温控放大器(7)与飞机的第一侧发动机燃油流量调节器(11)和飞机的第一侧发动机防喘调节器(12)的连接；
断开飞机的第二侧发动机温控放大器(17)与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的第二侧发动机防喘调节器(16)的连接；
步骤五，将飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的第二侧发动机防喘调节器(16)与飞机的第一侧发动机温控放大器(7)连接；
步骤六，进行静态测试，若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果相同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器(7)有故障，防喘调节器(12)或燃油流量调节器(11)无故障；若试验结果与飞机的第一侧发动机动机原状态试验时结果不同，则可判定飞机的第一侧发动机动机温控放大器(7)无故障；按照静态测试的数据，确定燃油流量调节器(11)或防喘调节器(12)中的故障件；
步骤七，试验完，更换故障件，排除故障；恢复飞机的第二侧发动机温控放大器(17)与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的第二侧发动机防喘调节器(16)的连接。
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