[發明專利]一種航空發動機超溫虛警的排故方法

有效

• 申請號: 201610115560.0
• 申請日: 2016-03-01
• 公開（公告）號: CN105628393B
• 公開（公告）日: 2017-12-29
• 發明（設計）人: 梁明莉;郭曉強;賀孝濤;丁偉;劉濤;閻慶安;王譽林;李鐵
• 申請（專利權）人: 西安航空動力股份有限公司
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司61200
• 代理人: 徐文權

技術領域

本發明屬于航空發動機故障排除領域，具體涉及一種航空發動機超溫虛警的排故方法。

背景技術

航空發動機超溫虛報警故障的典型表現為：飛機座艙內的發動機超溫報警燈亮，而座艙內發動機渦輪后排氣溫度指示表的指示溫度和飛參記錄的實際值沒有超過規定值，大部分情況下還遠遠低于規定值。

超溫虛報警故障發生后，一是會造成發動機防喘調節系統工作不正常，發動機減速過程中會出現喘振、真正超溫故障。超溫嚴重時發動機必須空中停車，出現事故征候；飛機著陸后，超溫嚴重的發動機不能繼續使用，必須從飛機上拆下，返制造廠檢查或更換渦輪葉片。二是會向主燃油調節器發出錯誤信號，導致主燃油調節器減少供油量，降低高壓轉子的轉速。當高壓轉速進入自動閉鎖工作范圍是時，加力燃油系統自動閉鎖，加力退出。加力退出如發生在起飛過程中，由于飛機左右發推力不對稱，會導致滑跑偏離方向和起飛偏航，威脅飛行安全。

發明內容

為了解決現有技術中的問題，本發明提出一種能夠提高排故效率，降低排故周期，提高飛行安全性的航空發動機超溫虛警的排故方法。

為了實現以上目的，本發明所采用的技術方案為：包括以下步驟：

1)對飛機和發生故障的發動機進行原位檢查，若發生異常情況，排除故障后重新試飛；若未發現異常，執行2)步；

2)對飛機的兩臺發動機的溫度控制系統進行檢查與測量，并對溫度控制系統進行靜態測試，若發現不能滿足技術指標，則判斷溫控和防喘系統發生故障，排除故障后重新試飛；若未發現異常，執行第3)步；

3)對發動機進行動態檢查，檢查發動機狀態，若發現不滿足技術指標，則判斷溫控和防喘系統發生故障，排除故障后重新試飛；若未發現異常，執行第4)步；

4)檢查飛機T6報警電路，若發現異常，排除故障后重新試飛；若未發現異常，執行第5)步；

5)對加力燃油系統、溫度控制放大器、防喘調節器和主燃油調節器進行檢查，若發現異常，執行第6)、7)、8)、9)步；若未發現異常，分解檢查后執行第6)、7)、8)、9)步；

6)分別檢查加力燃油系統的分圈活門、加力燃油調節器和空氣吹除活門是否故障；

7)分別檢查溫度控制放大器的T6基準電路、比較電路、放大器線路是否故障，以及檢查輸出力矩是否偏小和元器件是否失效；

8)分別檢查防喘調節器是否存在工作時卡滯、是否存在伺服電機力矩偏小、繞組是否故障、角位移傳感器是否故障；

9)分別檢查主燃油調節器是否存在機械故障、是否存在電機故障；

10)若按以上步驟未查找到故障原因，將原待查的加力燃油系統、溫度控制放大器、防喘調節器和主燃油調節器裝于發動機上在試車臺架上用廠內發動機進行非正常T1、T6輸入信號情況下的模擬試車試驗，分別進行逐一排查直至發現故障并消除，或無異常，執行步驟11)；

11)提高溫度控制器T1通道打開方向的輸出力矩和T1通道關閉方向的輸出力矩，以提高發動機防喘系統的可靠性，即完成航空發動機超溫虛警的排故方法。

所述的步驟1)中原位檢查內容包括檢查發動機、渦輪葉片和燃燒室外觀，檢查電纜絕緣性和導通性，檢查防喘系統、放氣機構斷裂或松動情況。

所述的步驟2)中采用靜態檢查儀對溫控系統進行靜態測試，對靜態測試儀輸入模擬的T1/T6值，檢查電機電壓和換向架指標是否滿足技術指標，若發現不能滿足技術指標，則判斷溫控和防喘系統發生故障。

所述的步驟3)中采用動態檢查儀對發動機進行動態檢查，動態測試儀輸入模擬的T1/T6值，檢查轉速和溫度指標是否滿足技術指標，檢查發動機的慢車和軍用狀態，若發現不滿足技術指標，則判斷溫控和防喘系統發生故障。

所述的步驟4)中對飛機T6報警電路的檢查和步驟7)中對溫度控制放大器的檢查均包括對電磁干擾的檢查。

所述的步驟5)中對加力燃油系統、溫度控制放大器、防喘調節器和主燃油調節器的檢查包括：對加力燃油系統、溫度控制放大器、防喘調節器和主燃油調節器進行性能復試；以及對溫度控制放大器進行高溫和振動環境試驗；對防喘調節器進行高溫試驗；對溫度控制放大器和防喘調節器進行聯調試驗。

所述的溫度控制放大器在進行高溫和振動環境試驗時在高于規定的環境溫度下進行加嚴試驗，檢查溫度控制放大器的參數指標。

所述的步驟6)中加力燃油調節器的故障檢查包括去分圈活門油路故障檢查、控制油路系統故障檢查、去蒸發槽油路故障檢查。