CN105628393B - 一种航空发动机超温虚警的排故方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机超温虚警的排故方法，目的在于，提高排故效率，降低排故周期，提高飞行安全性，所采用的技术方案为：先对飞机和发生故障的发动机进行原位检查，排除原位故障，再对两台发动机的温控系统进行检查与测量，并对温控系统进行静态检查，对发动机进行动态检查，后进行飞机T6报警电路的检查，以及加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行检查，并进行分解检查，对其各个附件进行逐项排查，最后在试车台架上用厂内发动机进行非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，分别进行逐一排查，并将温度控制器T1通道打开方向的输出力矩和T1通道关闭方向的输出力矩，完成航空发动机超温虚警的排故方法。

Description

一种航空发动机超温虚警的排故方法

技术领域

本发明属于航空发动机故障排除领域，具体涉及一种航空发动机超温虚警的排故方法。

背景技术

航空发动机超温虚报警故障的典型表现为：飞机座舱内的发动机超温报警灯亮，而座舱内发动机涡轮后排气温度指示表的指示温度和飞参记录的实际值没有超过规定值，大部分情况下还远远低于规定值。

超温虚报警故障发生后，一是会造成发动机防喘调节系统工作不正常，发动机减速过程中会出现喘振、真正超温故障。超温严重时发动机必须空中停车，出现事故征候；飞机着陆后，超温严重的发动机不能继续使用，必须从飞机上拆下，返制造厂检查或更换涡轮叶片。二是会向主燃油调节器发出错误信号，导致主燃油调节器减少供油量，降低高压转子的转速。当高压转速进入自动闭锁工作范围是时，加力燃油系统自动闭锁，加力退出。加力退出如发生在起飞过程中，由于飞机左右发推力不对称，会导致滑跑偏离方向和起飞偏航，威胁飞行安全。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提出一种能够提高排故效率，降低排故周期，提高飞行安全性的航空发动机超温虚警的排故方法。

为了实现以上目的，本发明所采用的技术方案为：包括以下步骤：

1)对飞机和发生故障的发动机进行原位检查，若发生异常情况，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行2)步；

2)对飞机的两台发动机的温度控制系统进行检查与测量，并对温度控制系统进行静态测试，若发现不能满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第3)步；

3)对发动机进行动态检查，检查发动机状态，若发现不满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第4)步；

4)检查飞机T6报警电路，若发现异常，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第5)步；

5)对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行检查，若发现异常，执行第6)、7)、8)、9)步；若未发现异常，分解检查后执行第6)、7)、8)、9)步；

6)分别检查加力燃油系统的分圈活门、加力燃油调节器和空气吹除活门是否故障；

7)分别检查温度控制放大器的T6基准电路、比较电路、放大器线路是否故障，以及检查输出力矩是否偏小和元器件是否失效；

8)分别检查防喘调节器是否存在工作时卡滞、是否存在伺服电机力矩偏小、绕组是否故障、角位移传感器是否故障；

9)分别检查主燃油调节器是否存在机械故障、是否存在电机故障；

10)若按以上步骤未查找到故障原因，将原待查的加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器装于发动机上在试车台架上用厂内发动机进行非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，分别进行逐一排查直至发现故障并消除，或无异常，执行步骤11)；

11)提高温度控制器T1通道打开方向的输出力矩和T1通道关闭方向的输出力矩，以提高发动机防喘系统的可靠性，即完成航空发动机超温虚警的排故方法。

所述的步骤1)中原位检查内容包括检查发动机、涡轮叶片和燃烧室外观，检查电缆绝缘性和导通性，检查防喘系统、放气机构断裂或松动情况。

所述的步骤2)中采用静态检查仪对温控系统进行静态测试，对静态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查电机电压和换向架指标是否满足技术指标，若发现不能满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障。

所述的步骤3)中采用动态检查仪对发动机进行动态检查，动态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查转速和温度指标是否满足技术指标，检查发动机的慢车和军用状态，若发现不满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障。

所述的步骤4)中对飞机T6报警电路的检查和步骤7)中对温度控制放大器的检查均包括对电磁干扰的检查。

所述的步骤5)中对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器的检查包括：对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行性能复试；以及对温度控制放大器进行高温和振动环境试验；对防喘调节器进行高温试验；对温度控制放大器和防喘调节器进行联调试验。

所述的温度控制放大器在进行高温和振动环境试验时在高于规定的环境温度下进行加严试验，检查温度控制放大器的参数指标。

所述的步骤6)中加力燃油调节器的故障检查包括去分圈活门油路故障检查、控制油路系统故障检查、去蒸发槽油路故障检查。

与现有技术相比，本发明在发生航空发动机超温虚警时，先对飞机和发生故障的发动机进行原位检查，排除原位故障，再对两台发动机的温度控制系统进行检查与测量，并对温控系统进行静态试验，对发动机进行动态检查，未发现故障后进行飞机T6报警电路的检查，以及加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行检查，并对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行分解检查，对其各个附件进行逐项排查，最后将原待查部件装于发动机上在试车台架上用厂内发动机进行非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，分别进行逐一排查，并将温度控制器T1通道打开方向的输出力矩和T1通道关闭方向的输出力矩，以提高发动机防喘系统的可靠性，完成航空发动机超温虚警的排故方法，本发明的方法能够对航空发动机超温虚警故障进行全面的检查，逐项将所有能够引起超温虚警的故障进行排查，本发明的方法通过多种逐项排除的方法，从原位检查到分解检查能够提高排故效率，降低排故周期，从而能够最大化的保证飞行安全性。

进一步，采用静态检查仪对温控系统进行静态测试，采用动态检查仪对发动机进行动态检查，检查发动机的慢车和军用状态，进一步提高了本发明方法的排故效率和精准性。

进一步，对飞机T6报警电路的检查和对温度控制放大器的检查均对是否存在电磁干扰进行排查，最大程度的消除超温虚警的故障，进一步提高了本发明的精确性，最大程度的保证飞行安全。

进一步，将加力燃油系统、防喘调节器、温控放大器、主燃油调节器进行返承制厂性能复试，对温度控制放大器进行高温和振动环境试验，并对温度控制放大器在高于规定的环境温度下进行加严试验，检查温度控制放大器的参数指标，排查温度控制放大器的性能故障，对防喘调节器进行高温试验，并对温度控制放大器和防喘调节器行联调试验，以进一步排查防喘调节器性能故障和温度控制放大器与防喘调节器的联调故障，更加精细的排查了超温虚警的故障。

附图说明

图1为航空发动机超温虚警故障树图。

具体实施方式

下面结合具体的实施例和说明书附图对本发明作进一步的解释说明。

参见图1，本发明包括以下步骤：

1)、首先完成飞机和发动机的原位检查工作：

对飞机进行原位检查，对发生故障的发动机进行了原位检查，原位检查内容包括检查发动机、涡轮叶片和燃烧室外观，检查电缆绝缘性和导通性，检查防喘系统、放气机构断裂或松动情况，若原位检查未发现异常情况，执行2)步；若发生异常情况，排除异常故障后重新试飞；

2)、完成发动机温度控制电路的检查与测量和静态检查工作：

对两台发动机温度控制电路进行检查与测量，并使用静态检查仪对温控系统进行了测试，对静态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查电机电压和换向架指标是否满足技术指标，若发现不能满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发生异常，执行第3)步；

3)、完成发动机动态检查工作：

用动态检查仪对发动机进行动态检查，动态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查转速和温度指标是否满足技术指标，检查发动机的慢车和军用状态，若发现不满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发生异常，执行第4)步；T1是指发动机进口温度，T6是指低压涡轮后出口温度；

4)、检查飞机T6报警电路故障或电磁是否干扰，若发现检查中发现故障，排除故障后重新试飞；若未发生异常，执行第5)步；

5)、将加力燃油系统、防喘调节器、温控放大器、主燃油调节器返承制厂，并分别进行以下工作：加力燃油调节器进行性能复试；温控放大器进行性能复试，温控放大器进行高温、振动环境试验；防喘调节器进行性能复试，及高温试验；温控放大器和防喘调节器行联调试验；主燃油调节器进行性能复试；若查发现附件故障，执行第6)、7)、8)、9)步；若未发现附件故障，分解检查后，执行第6)、7)、8)、9)步；

6)、若加力燃油系统失效，则检查分圈活门是否故障，检查加力燃油调节器是否故障，检查空气吹除活门是否故障，所述的加力燃油调节器故障包括去分圈活门油路故障、控制油路系统故障、去蒸发槽油路故障；

7)、检查所述温度控制放大器T6基准电路是否故障、检查比较电路是否故障、检查放大器线路是否故障、检查电磁是否干扰、检查输出力矩是否偏小；

8)、若防喘调节器故障，检查所述防喘调节器是否存在工作时卡滞、检查是否存在伺服电机力矩偏小、检查绕组是否故障、检查角位移传感器是否故障；

9)、若主燃油调节器故障，检查主燃油调节器是否存在机械故障、检查是否存在电机故障；

10)、若按以上步骤未查找到故障原因，在发动机在试车台架模拟试验，将原待查附件装于发动机上在试车台用厂内发动机进行非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，并分别进行逐一排查；

10)、制定整改措施：提高发动机防喘系统的工作可靠性，将温控放大器T1通道打开方向的输出力矩，在由技术条件规定的N₁g·cm提高到N₂g·cm；将温控放大器T1通道关闭方向的输出力矩，由技术条件规定的N₃g·cm提高到N₄g·cm。

以某型飞机的发动机超温虚警排故为实施例，包括：

1)完成飞机和发动机的原位检查工作：

对某型飞机01号和02号机进行了原位检查，对发生故障的两台发动机进行了原位检查，未发现异常情况；

2)完成发动机温度控制电路的检查与测量和静态检查工作

对两台发动机温度控制电路进行了检查与测量，并使用静态检查仪对温控系统进行了测试，未发现异常情况；

3)完成发动机试车和动态检查工作

对01号和02号机发动机进行了试车和动态检查，发动机在慢车和军用状态，工作正常；

4)温控放大器返承制厂检查、试验工作，发动机温控放大器返承制厂进行了试验器性能复试、检查，未发现异常；对温控放大器进行了高温、振动环境试验，结果为按规定的环境温度100℃时进行试验，温控放大器工作正常；在按环境温度为105℃和110℃进行加严试验时，温控放大器多项指标出现异常，可控硅出现工作不稳定，但未出现超温灯亮现象，恢复常温后测试产品性能均合格；

防喘调节器返承制厂进行了试验器性能复试、检查，未发现异常；防喘调节器进行了高温试验，结果未发现异常；温控放大器和防喘调节器进行联调试验，结果为01号机温控放大器和防喘调节器联试时，在高温端防喘调节器有卡滞现象；02号机温控放大器和防喘调节器联试时工作正常；

5)发动机在试车台架模拟试验，在试车台用厂内发动机进行了非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，结果为：在模拟T1为-100℃情况下，发动机最大军用状态高压转子转速由97％下降至85％，超温灯亮；在模拟T6为800℃情况下，发动机最大军用状态高压转子转速由97％下降至86％。该模拟试验结果，与01号某日起飞过程中出现加力自动断开问题时飞参记录的右发高压转子转速下降趋势一致；

6)为提高发动机防喘系统的工作可靠性，将温控放大器T1通道打开方向的输出力矩，在由技术条件规定的80g·cm提高到100g·cm；将温控放大器T1通道关闭方向的输出力矩，由技术条件规定的90g·cm提高到110g·cm。

Claims (8)

1.一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)对飞机和发生故障的发动机进行原位检查，若发生异常情况，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行2)步；

2)对飞机的两台发动机的温度控制系统进行检查与测量，并对温度控制系统进行静态测试，若发现不能满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第3)步；

3)对发动机进行动态检查，若发现不满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第4)步；

4)检查飞机T6报警电路，若发现异常，排除故障后重新试飞；若未发现异常，执行第5)步；

5)对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行检查，若发现异常，执行第6)、7)、8)、9)步；若未发现异常，分解检查后执行第6)、7)、8)、9)步；

6)分别检查加力燃油系统的分圈活门、加力燃油调节器和空气吹除活门是否故障；

7)分别检查温度控制放大器的T6基准电路、比较电路、放大器线路是否故障，以及检查输出力矩是否偏小和元器件是否失效；

8)分别检查防喘调节器是否存在工作时卡滞、是否存在伺服电机力矩偏小、绕组是否故障、角位移传感器是否故障；

9)分别检查主燃油调节器是否存在机械故障、是否存在电机故障；

10)若按以上步骤未查找到故障原因，将原待查的加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器装于发动机上在试车台架上用厂内发动机进行非正常T1、T6输入信号情况下的模拟试车试验，分别进行逐一排查直至发现故障并消除，或无异常，执行步骤11)；

11)提高温度控制器T1通道打开方向的输出力矩和T1通道关闭方向的输出力矩，以提高发动机防喘系统的可靠性，即完成航空发动机超温虚警的排故方法。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤1)中原位检查内容包括检查发动机、涡轮叶片和燃烧室外观，检查电缆绝缘性和导通性，检查防喘系统、放气机构断裂或松动情况。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤2)中采用静态检查仪对温控系统进行静态测试，对静态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查电机电压和换向架指标是否满足技术指标，若发现不能满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤3)中采用动态检查仪对发动机进行动态检查，动态测试仪输入模拟的T1/T6值，检查转速和温度指标是否满足技术指标，检查发动机的慢车和军用状态，若发现不满足技术指标，则判断温控和防喘系统发生故障。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤4)中对飞机T6报警电路的检查和步骤7)中对温度控制放大器的检查均包括对电磁干扰的检查。

6.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤5)中对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器的检查包括：对加力燃油系统、温度控制放大器、防喘调节器和主燃油调节器进行性能复试；以及对温度控制放大器进行高温和振动环境试验；对防喘调节器进行高温试验；对温度控制放大器和防喘调节器进行联调试验。

7.根据权利要求6所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的温度控制放大器在进行高温和振动环境试验时在高于规定的环境温度下进行加严试验，检查温度控制放大器的参数指标。

8.根据权利要求1所述的一种航空发动机超温虚警的排故方法，其特征在于，所述的步骤6)中加力燃油调节器的故障检查包括去分圈活门油路故障检查、控制油路系统故障检查、去蒸发槽油路故障检查。