飞机典型故障

飞机典型故障（共7篇）

飞机典型故障 篇1

1 自动刹车系统简介和问题的提出

飞机自动刹车故障在当前737NG运行中, 是经常出现的故障现象, 面对种种自动刹车故障的问题, 737NG设计的自检设备AACU并不能准确地判断故障件或者线路问题, 因此为日后的自动刹车故障如何排除要找到新的方式和方法。通常通过大量换件来解决问题, 并且不知道真正发生故障来源的部件。为了更好, 更有效地解决自动刹车故障的问题就必须寻找好的方法, 便于减少更多的人工成本和航空材料的成本。

自动刹车系统监控机轮减速并控制刹车计量压力与维持驾驶员在自动刹车 (AUTO BRAKE) 选拔电门上选定的压力相一致, 直到飞机完全停住。自动刹车功能包括:

-1, 2, 3 和最大 (MAX) 减速位置在着陆刹车过程中控制自动刹车系统来调整刹车压力直到飞机完全停住。

-中断起飞 (RTO) 位置控制自动刹车系统提供全部压力到机轮刹车并使飞机停住。当驾驶员在地速超过88 节开始中断起飞时自动刹车系统工作在RTO模式。

自动刹车系统在飞机着陆后或中断起飞过程中, 提供刹车来停住飞机。主要包含以下部件:AACU (防滞/自动刹车控制组件) 、自动刹车压力控制组件、两个自动刹车梭形活门、自动刹车选择控制面板。AACU接收以下信号输入控制自动刹车工作:速度刹车预位电门、自动油门电门组件、ADIRU、PSEU、自动刹车压力控制组件、自动刹车梭形活门、防滞传感器、起落架手柄收上位电门。

自动刹车系统不与备用液压刹车系统一起工作, 当备用刹车启动时, 自动刹车系统解除工作。防滞系统故障也能引起自动刹车故障, 防滞活门通过停留刹车活门释放多余的刹车压力。防滞系统监控停留刹车活门的工作状态, 以确保多余的压力能够被释放。若停留刹车系统出现了故障, 也会引起防滞刹车系统故障, 进而引起自动刹车故障。

可能引起自动刹车故障的原因:自动刹车压力控制组件V122 故障、AACU本身的故障、油门杆不再慢车位、PSEU (空地信号) 不在地面位、速度刹车手柄不在收回位、ADIRU (惯导数据) 、脚蹬压力电门输出信号 (正常刹车计量压力高于750psi) 、停留刹车关断活门不在开位、防滞系统故障。

2 故障现象和原因分析

1选择电门放在OFF位置时, 自动刹车不预位灯亮, 此时说明自动刹车压力控制组件电磁阀活门压力电门感受到了超过1000PSI的压力, 工作者通过对故障的判断来确定具体需要更换的部件, 例如:V122 上的电磁压力电门, P2-2 选择面板, AACU组件, 以及不预位继电器R1 故障。 (如图1)

2一路正常计量压力高于750PSI, 自动刹车往复活门上有一个压力电门当来自正常刹车计量活门的压力上升到高于750PSI的时候, 压力电门会向AACU发送信号, AACU使用该信号来解除自动刹车的操作。 (如图2)

3一个油门杆在飞机着陆3 秒后向前移出慢车位, M1766, M1767, 每个油门杆通过电门的连杆来驱动自动油门电门组件, 分为左发和右发两个自动油门电门组件, 每个自动油门电门组件有九个微动电门, 用来给飞机系统提供油门杆的离散信号, 这个电门中的S2 和S3 是给自动刹车系统提供油门杆的位置信号, 如果这两个微动电门故障就会导致自动刹车系统不工作。 (图3)

3 新方法的利用

737NG“自动刹车不预位”灯亮是特别常见的故障, 由于自动刹车MEL能保留, 引起的延误较少, 但由于系统涉及部件多, AACU代码不准确或者很多时候没有代码, 造成误换件的次数相当多, 一次换件就排除故障的很少, 基本没有。以上是排除“自动刹车不预位”灯亮故障的经验, 同时写编写了具体的工作步骤来亮线检查, 若AACU未查找出代码应按照该非例行卡进行全面的量线检查, 便于查找出故障件。

通过新的方法可以快速判断自动刹车故障的发现 (图4) :

通过在右发油门杆慢车的情况下, 参照WDM32-42-11 测量D1040B的D6 钉与插头D1040A的A7 号钉之间的线路, 确认其线路连续性正常, 对地之间的绝缘性正常。在右发油门杆慢车的情况下, 参照WDM32-42-11 测量D1040B的A2 钉与插头D1040B的B9 号钉之间的在左发油门杆慢车的情况下, 参照WDM32-42-11 测量D1040A的A7 钉与插头D1040B的A4 号钉之间的线路, 确认其线路连续性正常, 对地之间的绝缘性正常。

在左发油门杆慢车的情况下, 参照WDM32-42-11 测量D1040B的B9 钉与插头D1040B的A7 号钉之间的线路, 确认其线路连续性正常, 对地之间的绝缘性正常。置速度刹车手柄于预位时, 参照WDM32-42-11 测量D1040B的C11 钉与插头D1040A的B7 号钉之间的线路, 确认其线路连续性正常, 对地之间的绝缘性正常。

将速度刹车手柄置于DOWN位, 将左右发动机油门杆置于慢车位, 关闭A、B液压系统。参照WDM32-42-11测量D1040A的B8 钉对接地点的线路, 确认其线路连续性正常。WDM32-42-11 测量D1040A的C9 钉和D9 钉之间的线路, 确认其电阻值在400-600 ohms之间。

参照WDM32 -42 -11 测量D1040B的A10 钉和D1040A的C7 钉之间的线路, 确认其连续性正常。

脱开主轮舱右刹车梭形活门上的压力电门S763 的插头D2566, 参照WDM32-42-11 测量D1040A的B10 钉与S763 的插头D2566 的3 号钉之间的线路, 测量D1040A的A10 钉与S763 的插头D2566 的2 号钉之间的线路确认其线路连续性正常, 对地之间的绝缘性正常。同时对插头D2566 的内外进行详细检查, 确认插钉和接线无异常。

通过该方法在排除航线出现自动刹车故障的问题, 大大减少了误换部件的数量, 以前一个故障要换3 到5 个部件, 现在仅需要1 个部件就可以排除故障, 并且在无故障件送修上大大减少了成本, 并且可以使得工作者对故障的判断更加准确, 还可以不断在故障中提高经验, 这个效果是非常明显的。

4 总结

通过采取新的线路量线的方法来对自动刹车的故障进行排除, 从很大程度上减少了误换部件的可能性, 在实践维护过程中, 工作者应该根据飞机自动刹车的基本工作原理进行学习和电路的分析, 掌握飞机自动刹车的工作原理对我们排除故障具有重要意义, 并对具体的故障现象进行具体分析, 找出故障件, 进行合理排故。

摘要：本文主要通过对波音737NG飞机自动刹车典型的故障, 从系统的原理分析讲解, 通过一系列的新方法来对自动刹车故障进一步来排除。

关键词：自动刹车,线路,故障

参考文献

[1]波音公司.B737NG AMM PART 1维护手册.波音公司, 2016.

[2]波音公司.B737NG AMM PART 2维护手册.波音公司, 2016.

[3]波音公司.B737NG WDM维护手册.波音公司, 2016.

浅析飞机空速管的典型故障及危害 篇2

安装在飞机上的空速管主要是用来测量飞机速度的, 同时还兼具其他多种功能, 作为飞机全静压系统中的最核心部件, 空速管发生故障将对飞机的飞行安全造成严重的影响。本文将对飞机空速管发生的常见故障进行分析。

1 空速管测速原理

飞机空速测量传感器, 目前广泛采用压力式L型空速管, 相对于其他测量方法, 其具有成本低、效率高、可靠性强的突出优势。

在飞机上使用的空速管, 其工作原理关键在于测量全压和静压。L型空速管是中空的双层套管, 头部为半球形。测速时空速管头部对准机头方向, 当飞机向前飞行时, 气流便冲进空速管, 在管子末端的感应器会感受到气流的冲击力量, 即动压。飞机飞得越快, 动压就越大。如果将空气静止时的压力即静压和动压相比就可以知道冲进来的空气有多快, 也就是飞机飞得有多快。比较两种压力的感应器是一个用上下两片很薄的金属片制成的表面带波纹的空心圆形盒子, 称为膜盒。这盒子是密封的, 但有一根管子与空速管相连。如果飞机速度快, 动压便增大, 膜盒内压力增加, 膜盒会鼓起来。用一个由小杠杆和齿轮等组成的装置可以将膜盒的变形测量出来并用指针显示, 这就是最简单的飞机空速表。

飞机上所安装的空速表指示的空速值也称指示空速, 他是利用开口膜盒等敏感元件, 通过测量空速管处的总压与静压的压差即动压, 并把它转换为标准海平面状态下 (静压为1013.25千帕或760毫米汞柱, 温度为15℃) 的速度单位, 间接测出空速。它实质上是一个精密压力测量仪表, 只是将表盘上的压力单位改为速度单位, 在标准海平面状态下它所指示的空速 (表速) 值与真实空速相吻合, 非标准状态下或海平面以上, 指示空速将偏离真实空速, 高度愈高, 偏差愈大。

指示空速会随飞机所在空域的大气密度变化而变化, 而机翼获得的升力、机身阻力、引擎进气量都与大气密度有关, 并且这些数据彼此之间是有一定规律可循的, 因此在飞行中使用指示空速可以很方便的计算出飞行包线引擎推力等数据。迎角一定时, 升力和阻力的大小直接取决于动压, 因此指示空速对保证安全飞行防止失速具有重大的意义, 尤其是在起飞和着陆阶段。

2空速管典型故障及危害

空速管加热器失效

为防止空速管积冰, 空速管内都装有加热电阻和漏水孔。飞机在高空飞行时, 受“垂直温度递减率”影响, 海拔每升高1000m, 气温降低6℃, 当飞机到达一定高度, 随着外界大气温度降低, 飞机进入覆冰区, 如果此时空速管加温装置失效, 湿冷气流会凝结在空速管管口, 空速管管口将会被覆冰堵塞。空速管积冰, 导致进入空速管的气流减少, 在管子末端的感应器会感受到气流的冲击力量减少, 即产生动压误差, 使得空速表失效或者失真。空速表是重要的驾驶领航仪表, 空速表失效或者失真会使飞行员失去判断飞行状态的依据, 飞机可能已经进入危险状态而飞行员却无法觉察。如果因此而给自动驾驶系统提供了错误信息, 就会出现非指令性的飞行状态。

(1) 此时, 若飞机保持堵塞前高度平飞, 即静压不变, 由于空速管被堵塞, 膜盒内的全压不变, 两者差值也不会变, 指示空速将保持之前速度不变, 不会随着真实空速的变化而变化。比如, 堵塞之前, 表速为800km/h, 堵塞后如果飞机高度不变, 飞机的真实空速减小到750km/h, 但空速表还是指示800km/h。

(2) 若飞机高度上升, 由于膜盒内的全压不变, 而外界的静压减小, 动压将增大, 指示空速将增大。

(3) 若飞机高度下降, 由于膜盒内的全压不变, 而外界的静压增大, 可知动压将减小, 指示空速将减小。

以上三种情况下, 由于空速管的堵塞, 指示空速与真空速会出现较大的误差, 且这种误差与飞机飞行高度偏离堵塞前高度层的距离成正比, 这将给飞行员带来极大的错误引导。

空速管雨水孔堵塞

在空速管内除了装有加热装置外, 还设计了漏水孔, 该漏水孔可以将进入管内的雨水、冷凝水排出管外, 以及被空速管加热电阻装置融化积冰的冰水排出管外。

当空速管雨水孔被异物堵塞, 管内会有水分残留, 残留的水分会影响气流在管内的流动特性, 进而影响到管底膜盒感应到的压力。如果进水量过多, 将在管路的U型部位积水, 堵塞气流通道, 膜盒感受的压力误差将显著增大。

空速管管口堵塞

在地面上长期停放的飞机, 如果没装空速管保护套, 会有沙尘蚊虫进入, 造成全压管部分堵塞或者全部堵塞, 这里仅对全部堵塞的情形作分析。

当飞机爬升后, 随着外界静压的减小, 由于膜盒内部的全压不变, 维持地面的场压, 膜盒内部压力大于外部压力, 膜盒开始膨胀, 空速表有速度指示, 随着飞行高度增加, 指示空速将继续增大;当高度上升到某一高度后, 空速指示将超过最大使用速度, 此时飞机警告系统将会激发超速警告信号, 给飞行员超速的错误提示, 如果飞行员相信空速表的指示, 飞行员将会被误导收油门减速, 但若高度没有降低, 即使油门全收, 超速警告仍然会不断提示。如果此时飞行员经验不足, 或者外界能见度差看不见外界的参考物等因素, 极端状况下, 飞机将由于错误的操作进入失速状态直至坠毁, 1996年伯根航空301航班空难即为空速管堵塞引发错误操作所致。

3 结束语

飞机典型故障 篇3

1 典型故障现象

1.1 燃油流量过高

造成燃油流量过高的原因主要有以下两点。

(1) 燃油流量表或燃油流量传感器有故障。CESSNA 172R飞机采用的是测量燃油压力转换为燃油流量进行指示。如发现燃油流量表或燃油流量传感器有故障, 则更换燃油流量表或燃油流量传感器。

(2) 发生故障时如果伴随有发动机功率下降和工作不稳, 可能是喷嘴堵塞。喷嘴发生堵塞后, 堵塞的喷嘴流量下降而贫油, 未堵塞的喷嘴流量上升而富油, 使发动机工作变得不稳定, 发动机功率下降, 同时伴随着流量指示增加, 造成燃油流量过高的现象。一旦发现喷嘴发生堵塞, 拆下喷嘴进行清洗。将喷嘴浸泡在Hoppes#9Gun溶液中20min, 用Stoddard溶液对喷嘴进行冲洗, 然后将其吹干。并对整个燃油系统进行杂质检查和冲洗, 防止再次发生堵塞。

1.2 慢车转速不稳

造成慢车转速不稳的原因主要有以下三点。

(1) 进气系统漏气。一般是密封圈损坏或连接套管处渗漏。发现进气系统漏气, 检查密封圈、卡箍或接头处, 更换损坏的密封圈, 拧紧卡箍和接头。

(2) 燃油在导管或分配器内汽化, 形成气塞。这种情况只发生在高的大气温度或发动机在低转速长时间工作的情况。燃油中分离出来的空气和燃油汽化生成的燃油蒸汽在燃油管路中产生大量蒸汽泡和空气泡, 生成的大量蒸汽泡和空气泡还可能聚集起来, 占据整个工作腔, 使油泵不能吸油, 造成供油中断的现象, 引起发动机工作间断或停车。高温环境停车后, 发动机舱内温度很快升高, 燃油管路中燃油温度高, 很容易出现气塞, 可能导致下次热发启动困难, 启动后初期可能出现发动机在小转速下工作不稳定。飞机在地面长时间低转速运行, 发动机冷却气流少, 散热不好, 发动机舱内温度高;同时在小功率下燃油管路中流量小, 较多的热量使很少的燃油很快汽化, 使油蒸汽积聚, 直接阻碍发动机燃油的供应, 使发动机贫油不稳定。

地面防止汽化程序:混合比设置全富油, 油门1800RPM～2000RPM, 保持1min～2min或直到发动机稳定, 再收油门到慢车, 确保在慢车工作稳定。这样做的目的是增加了燃油流量, 降低燃油温度, 清除燃油蒸汽。在此过程中, 可以将电动泵接通。

另外, CESSNA 172R飞机厂家在防止燃油气塞上也做了许多改进。一是在燃调上增加了一根回辅助油箱的油管, 以提高燃调前供油管的流量, 降低供油管内汽油温度, 减小汽油汽化趋势, 提高发动机地面运行稳定性。二是提高了燃油分配器内部活门开启弹簧的张力和将燃油分配器倒置安装, 以提高燃调到燃油分配器之间供油管内汽油压力, 减小在低功率、小燃油压力时汽油趋势, 提高高温环境下发动机慢车的稳定性。

(3) 燃调慢车活门叉臂连杆磨损产生间隙。燃调慢车活门叉臂连杆处综合间隙过大严重影响发动机工作特性, 在慢车状态下更为明显, 慢车转速和贫富油不稳定, 甚至存在停车故障等安全隐患。在日常维护中要加强对燃调慢车活门叉臂连杆磨损情况进行检查。一旦发现燃调慢车活门叉臂连杆出现间隙, 更换燃调慢车活门叉臂连杆, 同时调整叉臂连杆的长度至标准值 (中立位时两端销钉中心处距离2.5英寸) 。

1.3 发动机工作不稳定

燃油喷射系统造成发动机工作不稳定的原因主要有以下四点。

(1) 混合比过富油或过贫油工作。混合比过富油或过贫油都会使发动机工作不稳定。慢车混合比调整的步骤为:当发动机达到预定的正常温度和慢车正常转速时, 将混合比操纵杆缓缓地拉回“慢车关断”位置, 观察转速表, 以检查慢车混合比。若转速增加10～50r/min, 表示混合比处于最佳功率的富油一边, 也就无需调整。需要调节贫富油时, 顺时针拧调节螺帽, 增长了联动杆的长度, 使混合气富油, 反时针拧调螺帽, 缩短了联动杆的长度, 使混合气贫油。调整后, 必须增大转速到1800r/min, 清洁发动机的电嘴, 然后再回到慢车最后按操作程序对慢车混合比调整的效果进行一次检查。另外, 在调节慢车贫富油时, 也要因温度和季节的不同进行不同的调节。

(2) 一个或多个喷嘴堵塞, 通常伴有很高的起飞燃油流量。检查和排除方法与上述1.2) 相同。

(3) 燃油分配器连杆卡滞。燃油分配器连杆卡滞使燃油分配器膜盒作用减弱, 燃油分配器工作不稳定, 使供油不足, 造成发动机工作不稳定。此时可拆下燃油分配器进行检查和清洁。

(4) 燃调污染。燃调受到污染后, 燃调计量燃油精确度降低, 使供油不足, 造成发动机工作不稳定。同时燃调中的污染物还有可能进入喷嘴, 导致喷嘴堵塞。此时可拆下燃调进行检查和清洁。

为了防止燃调污染, 脱开的燃油软管、导管和接头处一定要加装堵塞或防护盖, 以避免灰尘或其它外来物进入燃油系统。燃油系统一旦打开, 要用燃油增压泵打出1/2加仑的燃油, 从燃调和燃油分配器进口对系统进行冲洗。另外, 对燃油喷射系统进行维护工作时, 要保持所有零件的清洁干净, 不能有杂质。

2 结语

飞机典型故障 篇4

1 关于基于可靠性分析的飞机典型故障排除的概述

基于可靠性分析得飞机典型故障排除和维修工作指的是在飞机系统运作之前利用技术人员对于飞机进行的检查与维修产生并收集的飞机系统数据信息, 以此来确定在飞机的整体系统中, 其中任何一个工作部分, 或飞机整体的运作系统、部件和飞机运作动力装备设施及包括这些在内的任何一种具有确定性的可靠的性能数据指标参数。在航空企业技术内部, 针对维修技术人员通过对之前收集的信息系统数据参数的变动进行一系列合理的、规范的持续监控和更新, 使其数据的变化保持在系统承受力的合理范围之内, 最终保证飞机运作系统的典型故障的维修工作处于企业维修人员的维修管理范围之内。在此维修诊断过程中, 针对飞机系统附件的结构性能的参数指标都是根据飞机运作系统和其他相关联的系统任务层次的基础数据指标结合得出, 关于飞机运作系统的任何数据分析都是基于最终为更新飞机运作系统, 改善其飞机运行系统附件的基础性能为目的。由此, 基于飞机典型故障的维修本质即是对飞机运作系统的附件进行合理的规范化分析和改进更新的重要作用, 在目前飞机系统维修实务之中, 其运行过程缺少合理的对于飞机附件进行的准确性的参数系统的数据分析及对其维修的参数指标的具体的分析和合理的解释。

2 关于可靠性分析的具体步骤

对于我们飞机的故障来说没有小的事故可谈的, 只要事故一旦发生, 就会给我们造成巨大的经济损失以及生命安全的威胁。我们的重视程度要跟得上才会很好的避免事故的发生, 对于飞机的可靠性的分析是一门很复杂的学问, 需要我们对于其相关的方面进行详细的分析, 归纳总结的。分析的过程也是十分的有讲究的, 一般的时候涵盖三大步, 这三大步可以清晰的体现问题的所在, 最终达到解决问题的目的, 下面就是对于这三方面的探讨:

2.1 分类故障原因。

对于故障的原因可能有很多种原因, 为了更好的分析故障一般的情况下是按照资料以及记录进行划分归纳。对于某一类故障进行大量的数据分析, 并且对于相应故障的飞机进行跟踪分析, 对其周期性进行预测, 能够很好的对此类事件进行预防。

2.2 找出故障的内在联系。

在对飞机故障进行分类整理后, 利用现有的资料, 将其作为对比, 通过细致的观察和分析得出其不同故障内存在的必然性的联系因素, 总结其因同一故障发生的规律。在这种情况下, 多数采用头脑风暴形式, 即对于事故原因进行广泛性的思维设想, 当然不要对于假想行驶的故障原因产生质疑, 或者其之间是否存在一定联系, 尽量通过对于假想原因进行数据分析, 由此保证其客观性的分析。

2.3 根据故障原因制定相对的应对措施。

进行每项故障的排除, 都要进行详细的计划的, 只有计划的详细才会有很好的收益成果。一般的来说, 当出现故障时, 对于故障进行具体的分析, 与之前后联系的相应的关联事务也要进行详细的考察, 这样是为了不错过病因。一旦找到了问题的所在, 要进行各个角度的分析, 目的是使得更加详尽全面的展现给我们, 找到最优的解决方案, 从根本上解决问题, 只有这样才能更好的排除故障。

3 针对可靠性分析的飞机典型故障的排除方法的案例分析

根据基于可靠性分析的飞机典型故障的排除方法, 将其作为飞机运作系统的供电系统的解决方案为案例, 由此讨论在飞机运行系统中常出现的飞机故障排除中的具体应用。

可靠性维修方式的具体评估方案。根据对于飞机运作系统运行的供电系统的具体使用情况进行与之相对应的可靠性的参数指标分析, 在其中利用掌握其具体型号的15架飞机为典例, 讨论其在3年时间内收集出的103次的具体发生故障数据得出, 在这些事故中, 其中有7次是由于飞机系统的供电电源断电造成的故障。根据数据表述除了再利用基于可靠性分析的飞机典型故障统计数据的出的供电系统事故的MTBF的估算数值及相对应的区间内估算下限, 在保持事故故障分析的案例数据越多时, 置信区间越短。

然后利用数字平均法、一次性分布法和系统统计模型游戏得到供电系统的全面性的准确性的可靠参数指标, 最终得到具体的计算结果。根据事故故障的典型的二次分布融合进行合理的分析之后, 得到关于供电系统的典型的故障形式的估算结果,

分析可以得出, 导致供电故障的出现的因素主要是主交发电控制器故障。因此, 在飞机的供电系统中进行维修及排除故障、预防工作中, 将其作为重点对象, 做出与之对应的解决措施。

这个例子对于整个事件的描述的清晰具体有条理, 对于数据的记载与描写的都很清晰, 这样有利于我们对于数据的具体分析, 通过数据对于飞机的状态进行合理的推测与分析, 大大的提高了飞机的安全系数, 对于我们航天事业十分的有帮助。

结束语

航天事业在今天的发展具有举足轻重的地位, 尤其在飞机航班这块十分的重要, 离我们的生活也很近。今天人们接受了航班这种交通工具, 它的效率是我们选择它的依据, 但是由于发展阶段的原因吧, 在技术等很多的方面都存在着问题没有进行彻底的解决, 对于旅客的生命财产安全造成了极大地影响。想要使我们的旅客、客户对于我们的服务更加的认可, 更具安全感, 我们就要不断的改革使大家对于我们的服务更加的满意。如今出于这些方面的考虑, 我们在不断的进行改革, 对于故障排除预防等方面进行了一系列的系统化的分析处理, 大大的排出时间的发生, 很好的提高了我们飞行的安全性能, 我相信, 以后的飞机在这一领域会取得更大进步, 会更具竞争力。

参考文献

[1]卢伟达.飞机附件可靠性的性能参数及应用[J].沈阳航空航天大学学报, 2012 (04) .

[2]夏远飞.基于故障危害度的飞机电源系统可靠性评估[J].中国测试, 2011 (05) .

飞机典型故障 篇5

1 故障过程

2012年3月31日, 机组反映B-3596飞机HSI无下滑道信号。

2 PA44-180飞机VOR/LOC/GS系统

2.1 GS (下滑信标) 系统概述

G S (下滑信标) 系统是仪表着陆系统中非常重要的一个系统, 它主要对机组提供飞机的垂直引导 (上/下引导) 信息。它的工作频段定在UHF波段 (329.15MHz～335.0MHz) , 发射功率小, 其引导距离仅为10nm。此外, 下滑信标不发射台识别码和地-空话音通讯信号, 因为它是和航向信标配对工作的。

2.2 VOR/LOC/GS系统简介

我院PA44-180原来装有的机载陀螺磁罗盘系统分为两种:一种是美国S-TEC公司生产的ST-180罗盘系统, 共装机18架;另外一种是美国HO NE YWEL L公司生产的KCS55A罗盘系统, 共装机5架。由于ST-180罗盘系统在使用过程中, 其子组件方位陀螺Gyro8100的故障率很高, 使用寿命较短, 并且从2005年2月起, S-TEC公司停产, 再也不能提供其所有产品及其相关修理备件, 这给方位陀螺Gyro8100的航材保障带来了很大的困难。于是, 我院将ST-180罗盘系统更换为KCS55A罗盘系统, 其中B-3596飞机也进行了更换。

V OR/LO C/GS的导航方框图如图1所示, 天线接收到GS信号后, 经过转接盒输入到GNS430, 最后将GS信息显示在型号为KI525A的显示器上。

2.3 KCS55A系统简介

KCS55A罗盘系统的实物组成图如图2所示。该系统主要由方位陀螺、磁传感器、HIS和伺服开关等组成。其中磁传感器位于机翼翼尖处, 感受地球磁场的方向。方位陀螺位于机身尾舱内, 可为罗盘系统提供陀螺稳定信号。HIS位于左仪表板, 可指示飞机航向, 偏离预定VOR方位情况, 偏离LOC和GS的情况。伺服开关位于仪表板左侧, 控制罗盘系统的工作状态。

3 故障排除过程

首先工作人员最初怀疑是KCS55AHSI的问题, 于是先后更换了两部HSI, 结果故障依然存在;排除HSI的问题后, 工作人员又怀疑是GNS430的问题, 于是更换了一台新的GNS430, 结果故障依然存在。于是工作人员将重点转向线路的检查, 首先工作人员对如图3所示的GNS430P1001插头的27、28、29和30号钉脚与KI525A型HISP2插头的E、B、J和P1插头的W针脚之间的电压和导通性分别进行了测量, 发现均正常, 并且GS的信号已经进入了HSI内, 但HSI上就是显示不出GS信息。由于这架飞机进行过陀螺改装, 工作人员怀疑改装过的插头或导线接触不良或有松动, 于是更换了相关插头并对所有相关导线进行了重新拼接, 结果故障依然存在。于是, 排故暂时陷入了僵局。工作人员开始思索是否其它的设备与HIS是否有相关的线路交联呢?工作人员先后两次赴修理厂电子部件修理车间, 找到了KG102A方位陀螺的部件线路图纸, 结果发现KG102A的D针脚与KI525A P 1插头的k针脚之间有根接地线, 后边经检查发现这两个针脚之间的导线接触不良, 有松动现象, 由于接地不良, 导致了GS信号无法显示在H SI上。工作人员对该导线进行了重新压接, 使其接地良好, 后经地面通电测试, GS正常显示在HSI上, 故障彻底排除。

4 几点建议和启示

飞机典型故障 篇6

关键词：典型剖面,民用飞机,双通道

0 引言

对于民用飞机, 客舱典型剖面的设计, 事实上反映了客舱的舒适水平和货舱的装载能力以及为了满足这种舒适性水平和装载能力而需要付出的飞机重量和气动阻力等代价之间的一种权衡, 客舱典型剖面选择的优劣, 对飞机的经济性和舒适性也极为重要。[1]

1 剖面形状设计研究

对于增压客舱飞机, 大部分机身剖面设计成圆形, 主要源于以下两个原因:

1) 从气动效率考虑:消除尖角, 飞机在正常的迎角和侧滑角时不致出现气流过早分离;

2) 从结构承载考虑:圆形剖面结构承载效率最高, 当机身内部增压时, 圆形机身以环形张力来平衡内部压力载荷, 而任何非圆形剖面都将承受弯曲应力。

然而, 从空间有效利用率来分析, 对于剖面直径不是特别大的飞机, 圆形剖面将造成客舱空间的浪费。因此, 为满足一些飞机对旅客座椅和集装箱布置需求, 常采用双圆或多圆剖面形式。多圆剖面由多段圆弧和与其相协调的光滑过渡曲线组成, 可根据客舱布置需要, 灵活改变圆弧半径和圆心位置, 实现客舱空间的充分利用。[2]

2 空客波音双通道飞机剖面设计

表1为空客波音在役双通道飞机典型剖面形状比较。

从表1可知, A330/340, B777典型剖面均由正圆形成, B787由三段圆弧构成, A350亦为非正圆剖面。

从增压载荷承载效率来分析, 圆形剖面无疑是受力最好的剖面, 也这是早期双通道飞机采用正圆剖面的主要原因, 如A330/340, B777飞机。

但是对于新研制飞机, 如A350, B787均采用非正圆剖面。本文将通过分析对比来阐述为什么B787不采用正圆剖面设计。

图1为A330/340、B787、B777机身典型剖面图。表2为主要参数对比。

3 各剖面设计参数分析

一般来说, 座椅扶手处是座椅最宽处, 而扶手距地板高度一般为625mm (25in) , 因此客舱地板距离上圆圆心 (此处剖面最宽) 的最佳距离约在600mm左右 (因为座椅最宽处有一定高度) , 此时, 剖面空间利用率最高, 靠窗户的乘客乘坐最舒适。但是受到剖面高度和货舱装载标准集装箱的限制, 客舱地板的位置需要综合权衡。

地板以下需要布置客舱地板结构空间 (对于6000mm左右的双通道飞机, 此值大概为200mm) 、标准集装箱装载空间 (A330/340、B787、B777典型剖面均装载2个LD3) 、以及货舱地板结构空间。

对于标准集装箱装载空间, LD3集装箱标准尺寸79in×64in×61.5in。

考虑到集装箱与集装箱以及集装箱与侧壁至少2in的间隙要求, 货舱宽度至少164in。集装箱与顶部天花板至少3in的防火以及装载要求, 以及与货舱地板至少2in的滚柱装载要求, 货舱高度至少69in。集装箱底面宽度61.5in, 考虑到两集装箱间2in的间隙要求, 货舱地板宽度最少125in。如图2所示。

对于货舱地板结构空间, 从图1和表1可以得知, A330/340、B787、B777依次变大, 而A330/340、B787、B777的当量直径也是依次变大, 因此从结构承载效率来讲, 这种货舱地板结构空间随当量直径增大的设计对结构设计减重是有利的。另一方面, 对于装载标准集装箱, 其货舱地板以上2in (集装箱滚柱厚度) 高度处的有效宽度必须大于3715mm (125in) 。此宽度的要求也限制了地板结构空间的大小。

由于地板以下空间的限制, 以及剖面总高的限制, 使得地板与上圆圆心距离A330/340、B787、B777依次增大, 在此基础上为满足座椅布置与侧壁板的干涉问题, A330/340内饰与座椅的距离只能增大。

而B787三圆的成型方式, 把剖面高度有效增加, 巧妙的解决了上述问题。经过反推, 若B787采用正圆方式, 预达到目前的综合配置, 其剖面直径最少增加101.6mm (4in) 。而剖面直径的增加势必会带来重量、气动阻力的增加以及设计复杂度的增加。

因此, B787采用三圆成型而非正圆, 其更为为更强调的是内部装载效率和结构承载能力的综合考虑。

4 结论

典型剖面数据是民用飞机设计的最初始输入, 双通道民用飞机机身典型剖面由于其自身设计的复杂性, 势必是一项涉及专业广、设计参数多的系统设计工程, 其设计的优劣对整机的综合性能以及整个工程的进度影响都很大, 因此设计之初必须积累和掌握大量的参考数据, 并在充分考虑其可能影响的专业的基础上, 进行详细迭代设计, 实现设计的最优化。

参考文献

[1]刘积仓, 主编.飞机设计手册第七册民机构型初步设计与推进系统一体化设计[M].1版.北京航空工业出版社出版发行.

波音飞机可疑性故障分析 篇7

一、波音飞机常见可疑性故障

波音飞机在航空事业中应用最多, 对波音飞机常见可疑性故障的调查对研究波音飞机有重要意义。

(1) 发动机系统可疑性故障。波音737-700/800型采用的是发动机引气系统, 以该机型为例:波音飞机正常状态下的引气压在:32±6 psi~42±8psi之间。一旦引气压力不在这个范围以内, 发动机就会出现故障。其常见的发动机故障类型有:引气电门不能及时关闭、引气压力高或低、引气压力为0、引气时左, 右管道压力有差异、引气脱开灯不灵敏等等。 (2) 燃油系统故障。一方面燃油系统漏油故障, 波音飞机漏油安全隐患往往会造成极为严重的安全事故。也是波音飞机中频发安全事故的主要原因。燃油箱的漏油的表现为:外漏、内漏燃油箱内的电气导线导管渗漏三种。 (3) 电气线路方面的故障。以波音737—300/500型为例。电气线路由导线、连接板、插头和插座、开关、继电器组成。导线和连接板主要因腐蚀、高温、振动磨擦等极易发生故障。插头和插座是飞机上必不可少的电线路装置, 其中拆换插头和插座、安装位置不当、安装外部环境差等等都是导致插座和插头出现故障的主要原因。飞机上重要的开关是跳开关, 其主要作用是保持电流在正常的范围内, 但因为开关出现问题直接影响到飞机安全等等。 (4) 综合控制系统故障。综合控制系统发生故障表现在:不能有效接受雷达信息, 软件方面存在缺陷、显示设备显示数据有出入, 控制中心指令不能有效执行等等。最后, 但从综合控制系统来说, 该系统也还需要不断完美, 系统在技术方面的缺陷也是造成飞机故障的原因之一。

二、波音飞机可疑性故障的检修策略

(1) 发动机系统可疑性故障的检修及保养。针对引气电门不能有效关闭可疑性故障, 要重点排查:一是电线路系统是否处于正常水平, 重点排斥线路和跳开关, 空调组件及附件等等。另一方面, 检查指示器系统是否处于正常水平。定期的电线路测量保养就能有效控制。针对引气压力高导致的发动机故障, 先检查传感器在依次检修引气系统管道并测量线路。 (2) 燃油系统故障。燃油系统渗漏的检查方法有:滑石粉检查法检查是否有渗漏, 为查找具体的渗漏位置可以采取吹气法。在这两种方法都无效的方法下采用吹高压气法、借助染色剂剂法、内部增压外部涂泡沫法、空心螺栓法等备用方法。针对燃油系统故障的检修, 一般情况下的渗漏先找出准确的渗漏点, 将原有密封胶清除在用波音标准胶重新密封处理。在飞机的日常维护中要特别注意维护燃油箱周围的导线, 确保导线密封完全, 避免导线跳火。 (3) 电气线路方面的故障检修。对波音飞机电气线路方面故障的检修主要在日常的维护中。建立科学的电导线维护规范定期开展有效的电气线路维护。为避免腐蚀对电气线路的损害, 最有效的手段是机务人员定期定检、定期清洁。因高温、摩擦对电气线路的影响, 其主要措施也是防范于未然。对出现问题的电气线路及设备要及时更换。预防是降低电气线路故障的关键。 (4) 综合控制系统故障的检修。综合控制系统故障一定程度上也是综合问题。在做好波音飞机各个模块科学养护的基础上, 综合控制系统故障发生的概率也会降低。同时波音飞机综合控制系统也在不断改进。信息传导的线缆逐渐改用光纤, 大大提高了信息传导的速率和精度。关于综合控制系统的软件也在不断完善中, 各国在该方面的研究也投入大量的精力和财力。波音飞机的综合控制系统是目前最先进的控制系统, 在飞机控制系统的选择方面要选择安全稳定的系统, 飞行安全是检验一切的标准, 切不可一味最求新技术、新发明。

三、结束语

波音飞机可疑性故障分析是当前备受关注的话题, 也是航空事业发展必须要解决的问题。建立科学有效的波音飞机养护守则, 对飞机进行科学养护和检修, 不仅能大大降低飞机的维修成本, 还能大大提高飞机的安全性能。

摘要：本文先分析了波音飞机常见可疑性故障, 并对波音飞机可疑性故障的提出了检修策略, 对波音飞机的日常养护有重要意义。

关键词：波音飞机,可疑性故障,检修,养护

参考文献

[1]高天柱.波音737飞机燃油系统漏油故障分析及处理[J].航空维修与工程, 2009 (05)

[2]臧天翊, 娄春华.波音737-300/500型飞机电气线路方面的故障分析与排除[J].民航科技, 2000 (01)