B737飞机液压系统发动机驱动泵频繁损坏的故障探讨
【摘要】飞机液压系统向飞机的各个用户（如飞行操纵、反推、刹车、起落架收放等关键系统）提供操纵力，以实现对飞机各个飞行阶段的控制。本文通过对B737飞机液压系统发动机驱动泵（engine driven pump，EDP）原理和案例介绍，分析可能造成发动机驱动泵重复故障的原因，讨论如何快速检查和判断发动机驱动泵的故障形式，避免故障重复发生，降低维护成本，减少航班延误。
【关键词】飞机液压系统发动机驱动泵
发动机驱动泵和电动泵是液压系统的核心，即液压的动力来源，它们两者互为备用，直接影响飞行安全，而且，如果处理不当，故障可能重复发生，造成飞机停场（AOG），产生巨大的维护成本和经济损失。因此，讨论和解决造成发动机驱动泵故障的问题意义重大。本文以B737飞机发动机驱动泵故障为例，从其工作原理出发，通过具体案例分析，讨论如何检查判断发动机驱动泵的故障原因和故障形式，从而采取有效的维护措施。
1 B737飞机发动机驱动泵工作原理
B737NG飞机使用的发动机驱动泵安装在发动机附件齿轮箱前端面上，是一个由附件齿轮箱将发动机转速变比后驱
动的柱塞泵，其输出流量可根据下游用户需求的变化而变化，当泵出口下游没有液压用户需要液压流量时，补偿活塞处于的稳定位置，当下游系统用户有用压需求时，泵出口压力降低，补偿活塞在弹簧力作用下上移，从而打破行程活塞和比例活塞的平衡，使斜盘倾斜角变大，即改变了柱塞的抽吸和挤压行程，从而改变出口流量，反之则减小倾斜角，减小输出流量。
2 导致发动机驱动泵故障的原因分析
2.1 原因
（1）发动机驱动泵本体或者各接头的密封件老化失效
导致渗漏；（2）壳体回油管路堵塞或被限流导致的润滑和散热不好，将泵烧坏；（3）提起发动机灭火手柄后切断供油路，而发动机长时间处于风车状态，泵内气穴导致的内部损坏；（4）液压油箱增压系统渗漏，因从液压油箱到发动机驱动
泵的管路较长，若液压油箱压气不足以将油液压到发动机驱动泵入口，则同样会造成泵内气穴而损坏；（5）EDP进口液压油受到污染，有杂质，导致EDP失效。其中，壳体回油路被限流原因比较隐蔽，常规检查较难发现，容易造成泵的频繁损坏。下面以具体案例对此问题进行分析。
2.2 案例
2011年2月6日，B-50XX飞机执行昆明―北京航班，空中机组反映液压A系统油量只有25%，飞机备降西安，西安
地面检查发现左发发动机驱动泵本体的部件接缝处漏油，检查壳体回油滤未发现金属屑，初步外观检查并未发现壳体裂纹，西安地面更换左发EDP、壳体回油滤以及封严后，地面试车测试液压A系统无渗漏，相关系统检查测试正常。
2011年2月7日，该机执行广州―昆明航班，起飞后，A系统发动机驱动泵低压灯常亮，系统压力2900PSI（只剩电动泵压力），昆明检查发现左发EDP输入轴剪断，检查EDP
壳体回油滤和A系统回油滤未发现异常，但发现壳体回油管和EDP供油管内有残余油泥状污染物。更换了EDP和液压A 系统系统回油滤，对壳体回油滤单向活门上游所有壳体回游管路进行冲洗，试车检查无渗漏。
2011年2月8日，同一架飞机执行昆明―深圳航班，深圳落地后机务检查发现左发发动机驱动泵有大量液压油渗漏，更换左发发动机驱动泵，更换壳体回油滤及其管路，更换供油管，检查发现壳体回油管路位于吊架上的快卸接头松动，重装该接头，对液压A系统进行冲洗，试车检查无渗漏，
A系统相关测试正常，故障彻底排除。
初步观察以上三个案例，在同一架飞机的同一位置短时间内连续三次反映不同而又相同的故障，为什么说是不同呢？因为三次故障的故障现象不同；而为什么说是相同呢？因为三次故障的实质相同，都是发动机驱动泵失效。下面对案例进行详细分析。
2月6日第一次故障。故障现象：飞机空中反映A系统液压油渗漏只剩下25%，飞机备降西安，地面检查为左发EDP 本体封严处液压油大量渗漏。处理措施：（1）维护人员查询了故障件（件号66087，序号660872718，为原厂装机件，使用时间19290.78小时，循环12750，无任何拆换和送修记录）；（2）维护人员检查确认EDP壳体回油滤清洁、正常；（3）更换EDP后试车测试正常。分析：因检查壳体回油滤正常，故维护人员判断为封严老化导致的突发性液压油渗漏故障，按常规方法检查处理。
2月7日第二次故障。故障现象：机组反映起飞后A系统发动机驱动泵低压灯常亮，只有A系统电动泵有压力输出，A系统液压油量正常。处理措施：（1）维护人员按FIM排除左发发动机驱动泵低压灯亮问题，检查确认压力传感器、测量相关线路正常；（2）目视检查EDP外观无异常，未见任何渗漏，维护人员拆检发现EDP壳体回油滤内有少量黑色污染物，单向活门下游管路流出的液压油清洁无异常，检查壳体回油管路有黑色油泥状污染物，压力冲洗壳体回油滤单向活门到EDP接头所有管路，更换壳体回油滤；（3）拆检发现A 系统系统回油滤正常；（4）拆下EDP后，维护人员发现EDP 输入花键轴断裂，更换EDP后两次长时间试车正常；查询故障件（件号66087，序号660872748，为2010年9月12日因试车时壳体漏油拆下送修，送修报告为密封件失效导致漏
油超标），故判断为附件送修质量问题。分析：因故障点直观明了，维护人员判断为因输入轴断裂导致发动机驱动泵无输出压力，从而点亮驾驶舱A系统低压指示灯，黑色油泥状污染物为泵本体发生卡阻时摩擦产生，检查壳体回油滤并未发现金属屑，壳体回油滤下游软管内油液清洁无污染，因此初步判断为附件送修质量不好导致，与前一次故障无太大关联。
2月8日第三次故障。故障现象：飞机空中EDP低压灯亮，机组关断EDP电门，深圳落地后机务反映左发EDP液压油大量渗漏，泵体周围有大量黑色油泥，泵本体有变色现象。
（1）目视检查A系统左发EDP本体大量漏液压油，处理措施：
检查发现EDP供油管与EDP接口端有污染物，更换EDP供油管后测试供油管供油通畅；（2）检查发现EDP壳体回油滤清洁无异物，EDP壳体回油管与EDP接口端有污染物，更换下段回油管，测试确认管路通畅；（3）拆检左发EDP壳体回油管吊架接头时发现该快卸接头未真正卡在锁定位，重新安装该管接头至正常到位；（4）更换EDP，并对A系统完成冲洗，地面试车30分钟，EDP工作正常，无渗漏。分析：故障再次出现，目视直接观察到泵体所有密封件都失效渗漏，泵体表面过热变色，泵体周围有大量黑色污染物，可直观判断为泵因过热烧坏，发现的大量黑色油泥应为液压油受高温后炭化形成。总结上述案例，三次不同的故障现象均为同
一故障源所致，即壳体回油油路不通畅，因壳体回油管路堵塞或被污染物限流，泵内各旋转部件得不到充分润滑和散热而迅速产生高热，高温使液压油受热炭化，碳化后的液压油呈黑色油泥，进一步加剧泵内、外相关管路的堵塞，使泵内工况急剧恶化，高温同样导致本体上所有接头和安装底座封严件失效渗漏，系统油量大量渗漏造成整个一侧液压系统的瘫痪；三次故障不同的故障现象又让维修人员不易把故障历史前后联系起来，从而得出了不同的判断结果。
3 维护建议
遇到发动机驱动泵频繁更换时，建议从以下几个方面进行限流原因排查：（1）系统油箱到泵入口的供油管流通性检查；（2）泵壳体回油滤单向活门、壳体回油滤、吊架处快卸接头的检查；（3）泵壳体回油底座接头处的限流阀是否堵塞，安装的件号是否正确；（4）油箱增压系统是否有渗漏。
但是结合上文中的案例分析我们看到，造成故障的最终缺陷非常隐蔽，而且每次液压泵损坏的表现形式还不尽相同，导致排故过程中对AMM中的提示没有给予重视，造成故障
反复，最终再回到按AMM建议进行彻底排查。这可能也是
国内外多家维修单位同样遇到的问题。为此，我们总结出以下两点经验，为排除此类故障提供参考。
（1）若发生发动机驱动液压泵损坏，必须对泵的损坏
原因进行初步分析。如果是由于过热损坏，那么除更换泵以
外，还需按照AMM的检查建议进行限流原因排查。泵过热损坏的迹象有：泵本体表面金属可能变色；周围或相关管路内伴随有大量液压油受热炭化后的黑色油泥；泵体结合面封严失效等。（2）若发生发动机驱动液压泵损坏，更换新泵后测试过程中压力过高，此时维修人员应当引起重视，应按照AMM的检查建议进行限流原因排查。因为如果是壳体回油管路发生堵塞，在泵无输出流量的情况下势必会造成泵的输出压力增高。在新泵装机后测试过程中可观察到泵出口压力偏高，上文案例中第一次和第二次泵装机测试时均发现泵出口压力高于标准压力。
4 结语
以上故障分析和维护建议是从排故过程总结而来。当遇到类似故障时，借鉴这些维护经验可在故障第一次出现时就引导到排除缺陷点的正确方向，最大程度减少航班延误和降低维护及营运成本。
参考文献：
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作者简介：王学昌（1983―），男，云南昆明人，本科，助理工程师，研究方向：飞机机电系统。
１．１液压系统故障模式 主要对三叉戟、波音飞机的液压系统进行了详细的分析，从结构图、组成及工作原理等各个方面进行分析如下。 2．7．1 三叉戟和波音飞机液压系统结构图 图1 “三叉戟”霍克 西德利-121 飞机液压系统结构图 2．7．2 飞行器液压系统组成
根据所完成的功能，飞行器全部液压设备几个主要装置是(液压附件)：能源(泵、泵站)；液动机(液压作动筒、液压马达、可转换的液动机)液体容器(油箱、蓄压器)；液压元件(阀门、换向阀等)；工作液调节器(油滤、热交换器等)；电液功率放大部件；操纵系统的舵传动装置及转舵附件；辅助设备；导管及液压软管。 2．7．3 飞行器液压系统故障及失效分类 飞行器运行时，液压系统所产生的故障和失效可按不同的特征进行分类。其中最重要的特征是：产生的原因、重复次数，按时间的增长速度、对系统输出参数的影响程度、对飞行安全性的影响程度。图3是飞行器液压系统故障按上述特征的分类表。 按产生原因，故障可分为设计故障、生产故障及庚用故障。设计故障包括由于设计错误而产生的故障或与错误给定使用条件有关的故障。大部分这种故障在试验台试验阶段就会表现出来，这种故障在批生产前通过改进设计即可消除。如果在附件设计过程中，错误地给定了这些附件在飞行器上的工作条件，则全部或大部分附件将在使用过程就开始出现故障。此时，实际存在的外部作用(振动、温度、压力波动等)大大超过设计给定值，这可能对公差配合最差的附件产生最大影响。这种故障是随机的，它们仅产生在那些随机公差配合最坏的附件中，当外部作用超过技术要求允许值时产生，这种故障也可能产生在外部作用的随机配合的情况下。这些故障常被称为“伪随机的”。 生产故障是与附件生产工艺不完善或违反生产工艺有关的故障。在这种情况下，同一附件的故障率由于制造厂家不同或产品批量不同而异。
空客A320飞机航前、短停常见故障处理方法 前言 好的经验要和大家一起分享，希望大家一起不断总结！ 盛卫民 ——盛卫民 —— 21章空调 1、电子舱通风故障： 1）如只有电子舱通风的故障警告，须检查蒙皮进气活门和出气活门，确认开度正常，进出气量正常，进气口无外来物。复位计算机跳开关，一般信息会消失，等一分钟左右后做测试，如立即测试可能会出现虚假的测试正常信息。如果过一会信息再次出现，可能性最大的是气滤，其次是计算机。 2）如出现鼓风扇或排气扇信息，检查是否有相关跳开关跳出，123VU 上也有相应的跳开关。检查蒙皮进气口，如有杂物堵塞，会出现鼓风扇信息。否则出现此类信息，一般复位是无效的，只能按MEL保留或排故。 3）注意：鼓风扇故障可能会导致同时出现排气扇信息。如果电源电压，频率偏离较大也可能会导致多个电子舱通风跳开关跳出，信息出现。 2、空调系统：
1）温度不可调节，可考虑空调控制盒。但如果是温度高，降不下来，则控制盒的可能性很小，一般是组件性能问题，短停不处理。 2）单组件故障，可按要求保留。 3、座舱增压系统： 1）对于座舱垂直升降率变化大的故障： 座舱垂直升降率变化大，且没有故障信息，排除这类故障通常是先与别的飞机对换座舱增压控制器，看故障是否转移；如没有，则再观察座舱垂直升降率变化时，流量活门是否也跟着来回摆动，如果有，则更换相应的流量活门就能排除故障。 2）飞机有时在报告中有CPC1+2故障警告。这一般是由于有时机组在执行高原航班时会选择人工控制模式造成的，在地面正常就不用处理。 4、后货舱通风或加温故障： 复位不好则保留，后货舱不允许装活物。 22章自动飞行 1、与FMGC相关的： 1）通电后FD不能自动接通：说明FMGC自检或数据对比没有通过，哪边的不能接通，在其ND下方会提示选择与另一部ND相同的距离范围，一般复位相应的FMGC后会正常。 2）校准惯导后某部FD或AP接不通：先复位跳开关，如无效，对老320飞机的FMGC可进行拔卡复位，拔出跳开关，拔出A13卡，闭合跳开关，一分钟后再拔出跳开关，插入卡，闭合跳开关。一分钟后
飞机液压系统 【摘要】 本论文主要阐述了液压系统的原理,主要部件组成,功用，以及维护与修理。液压系统是指飞机上以油液为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。液压系统由液压油箱、油箱增压系统、液压泵、地面勤务系统等组成。由于飞机液压系统的工作情况直接与飞行安全密切相关。故现代飞机上大多装有两套(或多套)相互独立的液压系统。单位功率重量小、系统传输效率高、安装简便灵活、惯性小、动态响应快、控制速度范围宽、油液本身有润滑作用、运动机件不易磨损是其优点；缺点为油液容易渗漏、不耐燃烧、操纵信号不易综合。与其他机械的液压系统相比，飞机液压系统的特点是动作速度快、工作温度和工作压力高。本论文主要以波音737为例分析飞机液压系统。 关键词：液压系统驱动马达泵（EMDP）液压动力转换组件（PTU） Abstract: This paper describes the principle of the hydraulic system, major components, function, and maintenance and repair. Aircraft hydraulic system is to oil as the working medium, by the hydraulic actuator to complete a specific set of device control action. Hydraulic system by hydraulic tank, fuel tank pressurization system, hydraulic pump, ground service system components. Since the work of the aircraft hydraulic system directly related to flight safety. Therefore, most modern aircraft equipped with two (or sets) of independent hydraulic system. The weight of a small unit power, the system transmission efficiency, ease of installation flexibility, inertia is small, fast dynamic response, wide speed control, lubrication oil itself, moving parts, easy to wear its advantages; disadvantage of easy oil leakage, impatience burning, easy to manipulate the signal integrated. Hydraulic and other mechanical systems, aircraft hydraulic system is characterized by a movement speed, high temperature and pressure. In this thesis, an example of Boeing 737 aircraft hydraulic system. Key words:The hydraulic system EMDP PTU
发动机漏油是飞机运行中的常见故障，油液大量渗漏会直接危及飞行安全，对于发动机漏油故障，本文通过对发动机漏油标准介绍，故障排除方法介绍，渗漏原因进行分析，找到最简洁快速的方法排除发动机漏油故障。 在航线维护中，我们判断发动机漏油以AMM71-71-00-601的渗漏标准为依据，如发生渗漏情况，在标准范围内，可以放行飞机；发动机起动好后，在大功率状态下连续渗漏，应该让发动机立即停车进行检查，首先我们要判断到底是什么类型的油，打开发动机风扇整流罩，由于排放管集中，我们很难辨明是哪一个地方，这时要发挥眼，鼻并用，找到渗漏源。有时，目视也会判断错误，对发动机进行试车是个好办法，但是浪费时间和燃油，用干净的纸伸到排放管里面，观察里面是否有油迹，这是航线判断发动机漏油常用的方法。 发动机使用的油液通常有液压油，滑油，燃油，液压油渗漏通常最好判断，发动机只有发动机驱动泵和反推系统使用液压油，反推系统的反推作动筒和同步软轴管是最常见的渗漏点；滑油渗漏源主要有滑油燃油热交换器，前集油槽，后集油槽，起动机，CSD。通过观察发动机渗漏的工作状态对与分析渗漏也很有帮助，如果是起动机漏油，在发动机起动时漏油而起动机脱开后会停止，或者变少；如果是附件齿轮箱的碳封严漏油，漏油会随着发动机的起动越来越严重，因为随着发动机功率增加，发动机带动附件齿轮箱传递的工作载荷增大，齿轮箱渗漏会加剧；如果是CSD本身漏油，可以通过观察窗观察油量的减少来判断。燃油渗漏的确定比较复杂。燃油排放管连接着燃油泵、CSD、燃油/滑油热交换器，可调放气活门（VBV）、可调静子导向叶片（VSV）、高压涡轮间隙控制活门（HPTCCV）等众多部件，而且放油管比较集中，要细心的观察，不论是任何地方的渗漏，是显性的还是隐蔽的，通过试车我们能直接分辨出渗漏源，如果是少量漏油，漏油不明显，试车解决不了，可以采取下面的措施对发动机漏油进行监控。 发动机漏油故障的排除有时也不是一帆风顺，我公司执管2941飞机就发生一起发动机漏油故障，在每次飞机落地半小时后，发动机下面均会发现有少量油迹，打开发动机风扇整流罩仔细检查，在排放管处有滑油，顺着排放管检查，判断为启动机碳封严渗漏，更换新的碳封严后并没有解决问题，在几个航段后又发现渗漏，之后在打开风扇整流罩进行试车检查，试车检查效果也不明显，没有发现渗漏，后来采取了一个办法，在怀疑可能渗漏的滑油排放管处用耐高温的收集袋捆扎在排放管处，这样在飞机落地后进行检查，发现是滑油散热器有少量渗漏，虽然参考AMM手册还不到门槛值，这种收集渗漏的方法能很准确的发现渗漏源，将故障隐患及时得到控制。能够作到准确，迅速，保证安全的前提下保证航班正常。 另一个发生的发动机漏油故障是，在发动机停车后发现发动机下部有燃油渗漏，通常的渗漏通过目视能够分辨，也存在很难分辨的情况，象高压涡轮间隙控制活门和VSV作动器的渗漏排放就是同一根管，在发生渗漏时，如何判断是高压涡轮间隙控制活门还是VSV作动器渗漏，由于他们都是发动机空气系统里用燃油作动力驱动工作的，很难通过直接目视判断，维修厂机务人员采取将排放管拆下后，对发动机进行试车，判断渗漏点，从而采取维修措施确定漏油点是高压涡轮间隙控制活门漏油，更换了该活门，故障排除。 从使用维修的角度对发动机的渗漏情况进行分析，防微杜渐，找到导致发动机漏油的原因，以便采取预防性维修避免发动机漏油发生。 首先，在航线维修中，起动机，CSD，液压泵，燃油泵属于航线更换件，如果装配不当，
液压系统 摘要：详细阐述了液压系统的工作原理，飞机液压系统的各组成系统及元件，重点论述了B737-800飞机液压系统的功能、组成、工作特点和使用维护要求。 关键字：液压；液压油箱；B737-8OO; 1 液压系统工作原理 1.1 启动电磁铁全部不得电，主泵输出油液通过阀6、21中位卸载。 1.2电磁铁1Y、5Y 得电，阀6 处于右位，控制油经阀8 使液控单向阀9 开启。 进油路：泵1－阀6右位－阀13－主缸上腔。 回油路：主缸下腔－阀9－阀6右位－阀21中位－油箱。
主缸滑块在自重作用下迅速下降，泵1 虽处于最大流量状态，仍不能满足其需要，因此主缸上腔形成负压，上位油箱15 的油液经充液阀14 进入主缸上腔。 1.3主缸慢速接近工件、加压 当主缸滑块降至一定位置触动行程开关2S 后，5Y 失电，阀9 关闭，主缸下腔油液经背压阀10、阀6 右位、阀21 中位回油箱。这时，主缸上腔压力升高，阀14 关闭，主缸在泵1 供给的压力油作用下慢速接近工件。接触工件后阻力急剧增加，压力进一步提高，泵1 的输出流量自动减小。 1.4 保压 当主缸上腔压力达到预定值时，压力继电器7发信号，使1Y失电，阀6回中位，主缸上下腔封闭，单向阀13 和充液阀14 的锥面保证了良好的密封性，使主缸保压。保压时间由时间继电器调整。保压期间，泵经阀6、21的中位卸载。 1.5 泄压 主缸回程保压结束，时间继电器发出信号，2Y 得电，阀6 处于左位。由于主缸上腔压力很高，液动滑阀12 处于上位，压力油使外控顺序阀11 开启，泵1输出油液经阀11 回油箱。泵1 在低压下工作，此压力不足以打开充液阀14 的主阀芯，而是先打开该阀的卸载阀芯，使主缸上腔油液经此卸载阀芯开口泄回上位油箱，压力逐渐降低。当主缸上腔压力泄到一定值后，阀12 回到下位，阀11关闭，泵1 压力升高，阀14完全打开，此时进油路：泵1－阀6左位－阀9－主缸下腔。回油路：主缸上腔－阀14－上位油箱15。实现主缸快速回程。 1.6 主缸原位停止 当主缸滑块上升至触动行程开关1S，2Y失电，阀6 处于中位，液控单向阀9将主缸下腔封闭，主缸原位停止不 1.7 下缸顶出及退回 3Y得电，阀21 处于左位。进油路：泵1－阀6中位－阀21左位－下缸下腔。回油路：下缸上腔－阀21 左位－油箱。下缸活塞上升，顶出。 3Y失电，4Y得电，阀21 处于右位，下缸活塞下行，退回。动。泵1 输出油液经阀6、21中位卸载。
机械系统故障诊断 综合大作业 航空发动机的状态监测和故障诊断 1.研究背景与意义 航空发动机不但结构复杂，且工作在高温、大压力的苛刻条件下。从发动机发展现状看，无论设计、材料和工艺水平，抑或使用、维护和管理水平，都不可能完全保证其使用中的可靠性。而发动机故障在飞机飞行故障中往往是致命的，并且占有相当大的比例，因此常常因发动机的故障导致飞行中的灾难性事故。 随着航空科学技术的发展并总结航空发动机设计、研制和使用中的经验教训，航空发动机的可靠性和结构完整性已愈来愈受到关注。自70年代初期即逐步明确航空发动机的发展应全面满足适用性、可靠性和经济性的要求，也就是在保证达到发动机性能要求的同时，必须满足发动机的可靠性和经济性（维修性和耐久性）的要求。 可靠性工作应贯穿在发动机设计-生产-使用-维护全过程的始终。对新研制的发动机，应在设计阶段就同时进行可靠性设计、试验和预估；对在役的发动机，应经常进行可靠性评估、监视和维护。军机和民用飞机的主管部门，设计、生产、使用和维护等各部门，应形成有机的、闭环式的可靠性管理体制，共同促进航空发动机可靠性的完善和提高。 2.国内外进展 自70年代前期，国外一些先进的民用和军用航空公司即着手研究和装备发动机的状态监视和故障诊断系统。电子技术与计算机技术的迅速发展，大大促进了航空发动机的状态监视与故障诊断技术的发展。至今，监视与诊断技术作为一项综合技术，已发展成为一门独立的学科，其应用已日趋广泛和完善。 按民航适航条例规定航空发动机必须有15个以上的监视参数。现今美国普?惠公司由有限监视到扩展监视，逐步完善了其TEAMIII等系统，美国通用电气公司也不断在发展其ADEPT系统。 从各国空军飞机发动机的资料来看，大都采用了发动机状态监视与故障诊断系统。包括发动机监视系统EMS，发动机使用情况监视系统EUMS和低循环疲劳计数器LCFC等，同时为了帮助查找故障，近年来还发展了发动机故障诊断的专家系统，如XMAN和JET—X。美国自动车工程协会（SAE）E-32航空燃气涡轮监视委员会研究并颁布了一系列指南，包括航空燃气涡轮发动机监视系统指南、有限监视系统指南、滑油系统监视指南、振动监视系统指南、使用寿命监视及零件管理指南等。 我国相关民用航空公司和院校开展的发动机状态监测与故障诊断的研究工作已初见成效。并且对于新研制的高性能发动机已将实施状态监视列为重要的技、战术指标，因此正较全面的开展这方面的研究工作。但是总的看来，国内该项工作开展得还不够，亟待有计划、有步骤地借鉴国外的成功经验，发展并推广我们自己的状态监视与故障诊断技术，以适应飞机和发展的需要。
飞机液压系统常见故障及排除方法探究 液压系统在现代飞机上已成为一个非常重要的大系统，如起落架的收放、前轮转弯操纵、刹车操纵及飞行操纵系统几乎都离不开液压传动及伺服控制技术。从运输机故障统计结果来看。有20%的机械故障属于液压系统，所以提高飞机维修人员对液压系统故障的预防、判断和排除的能力是非常重要的。 飞机液压系统可能产生的故障比较多，引起故障的可能原因也是多方面的，发生了故障往往不易找出具体原因。为了减少故障的发生，这里对飞机一般液压系统常见的故障及排除方法着一系统的分析。 一、噪音与振动 噪音是现代飞机液压系统不可避免的一种现象，要完全消除噪音是困难的，只能设法减小噪音和避免不正常的噪音。噪音往往拌随着出现振动。噪音恶化劳动条件，振动会引起飞机液压系统损坏。产生噪音与振动的可能原因如下：（1）由于液压系统进入空气而产生噪音。例如油泵由于吸油管太细，或吸油高度太高，或油滤阻塞，或工作液粘度太大，或油箱不通气，或油箱内油面太低，或油泵转速太高，或增压泵供油不够而使工作液不能填满油泵吸油腔时，溶解在工作液中的空气将分离出来，形成空穴现象，以及油泵吸入空气，都会引起严重的噪音。液压系统的其他地方含有空气也会引起噪音。 （2）由于液压元件设计与制造上的原因而引起噪音。例如油泵和油马达的流量脉动、闭死现象，齿轮泵的齿形误差，溢流阀等压力阀由于其自然频率与油泵的压力脉动频率相近而发生共振，或由于阀芯的阻尼太小而产生振动，引起液压力的流动和阀芯与阀座撞击等，都会产生噪音。 （3）由于液压系统安装上的原因而引起振动。例如油泵轴与原动机轴不同心或联轴节松动，系统管道细长使管内流速高而管道弯曲又多，都会引起振动。 （4）由于液压系统的使用维护不良或某些零件损坏而引起噪音。例如叶片泵的叶片和柱塞泵的柱塞卡住，溢流阀由于阻尼孔堵塞或杂质进入配合间隙或阀中弹簧疲劳及损坏或阀座损坏等原因而使阀的动作失灵，由于换向阀换向太快而造成系统内的液压冲击，以及油泵和油马达的轴承损坏，油泵转速过高等都会产生噪音。 （5）随动系统的振动主要是由于系统的参数选择不当和管道弹性变形以及传动机构中的间隙等因素而使系统不稳定所致。 消除噪音与振动的措施，除了改进设计与制造工艺以外，应从维护方面防止空气进入液压系统，注意排除系统内的空气，保持工作液的清洁，保持油泵与溢流阀等元件的结构完好，管道合理布置并加以固定，换向阀的换向速度调整得合理以避免液压冲击调整好油泵与原动机轴的同心度，防止油泵转速过高等 二、系统压力不足和执行元件运动速度不够 （1）造成液压系统压力不足或完全无压力有以下原因： a、油泵转向不对。则没有输出。 b、油泵吸油管漏气或吸油管阻力过大（如吸油管直径太小、吸油管油滤阻塞、工作液粘度太大等所致）而使油泵无输出。 c、油泵内泄漏太大。由于油泵磨损严重，或零件损坏或壳体有铸造缺陷而使压油腔与吸油腔串通，压力上不去。 d、电动机功率不足。当压力调高后。若驱动油泵的电动机功率不足，则转速会急剧下降，并有闷车的声音。
说明：P6位于副驾驶背后、P18位于正驾驶背后，P91、P92位于电子舱。 21章空调系统故障及相应跳开关 在循环风扇不工作 P6-4 E1 AIR CONDITIONING RECIRC FAN CONT E4 AIR CONDITIONING RECIRC FAN CABIN AIR E2 AIR CONDITIONING RECIRC FAN RIGHT CONT E7 A/C RECIRC FAN LEFT CABIN AIR E9 A/C RECIRC FAN LEFT CONT 设备冷却排气灯亮 P18-3 A 18 EQUIPMENT COOLING LOW FLOW DETECT EXHAUST P6-4 C14 EQUIPMENT COOLING EXHAUST FAN CONTROL NORMAL C15 EQUIPMENT COOLING EXHAUST FAN CONTROL ALTN P91 E1 EQPT CLG EXH FAN PWR-NORM P92 A10 EQPT CLG EXH FAN PWR-ALTN 设备冷却供气风扇灯亮P18-3 A17 EQUIPMENT COOLING LOW FLOW DETECT SUPPLY P6-4 C12 EQUIPMENT COOLING SUPPLY FAN CONTROL NORMAL C13 EQUIPMENT COOLING SUPPLY FAN CONTROL ALTN P91 A8 EQPT CLG SPLY FAN PWT-ALTN P92 A8 EQPT CLG SPLY FAN PWR-NORM 增压系统故障 P6-4 F1 PRESSURIZATION CONTROL LCD LTG F3 PRESSURIZATION CONTROL AUTO1 F5 PRESSURIZATION CONTROL AUTO2 F6 PRESSURIZATION CONTROL MANUAL F7 PRESSURIZATION CONTROL IND 门区域加温失效 P18-3 E11 AIR CONDITIONING DOOR AREA HEAT CONT P91 A14 DOOR AREA HTR-AFT A16 DOOR AREA HTR-FWD 737-700 35度控制系统失效 P6-4 B1 AIR XONDITIONING TEMA CONTROL 35 DEG F 驾驶舱管道温度限制功能失效737-700 P6-4 A2 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL AUTO LEFT B2 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL AUTO RIGHT 温度选择失效737-700 P6-4 A2 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL AUTO LEFT A3 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL MANUAL B2 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL AUTO RIGHT 管道温度指示失效 P6-4 D8 AIT CONDITIONING TEMP IND 自动温度控制失效737-800 P6-4 A2 AIR CONDITIONING TEMP CONTROL AUTO LEFT B3 AIR CONDITIONING ZONE TEMP VALVE/FAN CONT FLT DK B9 AIR CONDITIONING PACK CONT RIGHT DC B11 AIR CONDITIONING PACK CONT RIGHT AC 区域温度控制失效737-800 P6-4 A9 AIR CONDITIONING PACK CONT LEFT DC A11 AIR CONDITIONING PACK CONT LEFT AC 客舱温度选择功能失效737-800 P6-4 B9 AIR CONDITIONING PACK CONT RIGHT DC B11 AIR CONDITIONING PACK CONT RIGHT AC
1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力 的气体。 2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数 3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能 4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。 5. ???????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位 推力。F s = F / q m 7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。sfc = 3600q mf / F 8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方, 那里的气流参数为*0*0 0,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1 111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为 *3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为 *4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ; --------------------------------------------------------------------- 9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系 数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括 1.超音速飞行时会有附加阻力 2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。 10. 燃气发生器包括：压气机，燃烧室，涡轮，又称发动机核心机。 --------------------------------------------------------------------- 11. 当发动机在空气湿度比较高和温度比较低的条件下工作时，在压气机进口部 分，（如整流罩和支板处）会出现结冰现象，危害包括：（1）冰层会引起发
1 国外几起严重飞行事件 1．1 B一1B轰炸机在海湾战争中却阵 1．1．1风扇叶片甩脱使B—lB全面停飞 1991年1月l 7日，海湾战争爆发时．在美国空军服役共有97架b-1轰炸机。这XIE飞机却因F101发动机故障全部趴窝．影响了正常的飞行。1990年10月初，一架B-lB轰炸机刚飞到1 800 m高度时，l号发动机突然起火，飞机紧急着陆。检查发现发动机第1级风扇转子的一片叶片断裂．造成锁住所有叶片的卡环损坏，导致这级全部叶片从轮盘上甩出。使发动机失火。为研究这一故障原因及处理意见，空军当局下令B一1B轰炸机在10月5日至17日 期间停飞待处理。刚刚结束“禁闭”期恢复飞行后，又有一架飞机在着陆后立即复飞的训练中，地面人员发现飞机的3号发动机失火，立即命令飞机紧急着陆，经检查又是第l级风扇叶片锁叶片的卡环损坏，使8片叶片甩离轮盘，造成风扇部件严重损坏，并引起发动机失火。因此，美国战略空军司令部再次下令，驻扎在4个空军基地的97架B一1B再次停飞到1 991年2月5日。此时海湾战争爆发，这一故障致使B一1B轰炸机未能参战。 经过对故障的认真分析和试验研究，发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够，是这两次事件的肇事原因。据统计，自1 986年6月
29日第1架B-1B加入美国空军服役到1990年底，发动机累计工作时间超过10万小时，曾出现6次叶片甩离事件。 1.1．2造成叶片甩脱事件的原因 由于发动机风扇叶片工作一段时间后，叶片被吸入的细小沙石冲刷磨蚀，叶型略有变化因而改变了叶片的自然振动频率，在97％的风扇最大转速下叶片出现共振，振动应力很大。如果叶片存在一些缺陷．例如被外来沙石打出的小凹坑、锈蚀及加工中不注意留下来的某些划伤等，就会使叶片折断，转子上只要有l片叶片断裂，转子的平衡就被破坏，风扇转子就会产生高频振动．导致卡环断裂．造成更多的叶片从轮盘上甩出，结果引起发动机着火。 1.1.3改进措施 首先改进卡环的设计。将原来由不锈钢材料制造的厚度为l.6 mm 的卡环．改用镍基合金制造，厚度加大到3.68mm.卡环厚度加大后，强度提高约 2.5倍。更换材料使它的疲劳强度与耐腐性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上换装．每天换装20台发动机(即5架飞机)．到8月底B-1B全部换装完毕。 为解决叶片断裂问题，发动机生产厂家GE公司还对风扇转子做了改进设计。在风扇叶片根部加装减振块，以降低风扇叶片的振动应力
陕西航空职业技术学院 毕业设计（论文）说明书 机电工程系航空机电设备维修专业 毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障 和维修技术 学生姓名吝渭阳学号10571-21 指导教师李瑞峰职称助理工程师
2012 年06 月05 日 毕业设计（论文）任务书 机电工程系航空机电设备维修专业 学生姓名吝渭阳学号10571-21 一、毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障和维修技术 二、毕业设计（论文）时间2012 年06月05日至2010年12月 三、毕业设计（论文）地点：陕西航空职业技术学院 四、毕业设计（论文）的内容要求： 1、论文中包含具体实例，理论知识和相关图表并存； 2、字数不少于8000字； 3、论文内容及格式按要求完成。
指导教师年月日 批准年月日 摘要 本论文主要阐述了某型飞机起落架设计改进及制造技术。改进后的起落架经试验及预先飞行验证，各项指标符合要求，满足了新研飞机的使用需要，并在此基础上，针对性地提出了预防措施。为了提供飞机主起落架放下位置锁检测夹具试验所需的载荷，设计了液压传动系统，并对液压传动系统中的关键元器件如液压泵、加载作动筒、减压阀等进行设计计算和合理选型，使用结果表明：所设计的液压传动系统作用在夹具试验台中的效果完全满足《飞机大修指南》中规定的诸如密封性检查、可靠性检查和磨合试验等试验要求。 关键词：飞机刹车系统故障分析预防措施前起落架自动收起液压系统检测夹具液压传动液压导管漏油缺陷无损检测节能设计实体剖分姿态误差油量测量计算仿真三维造型污染控制重心位置重心前限重心后限油量传感器设计小波分析法飞机燃油系统故障检测与诊断
空客A320系列飞机液压系统原理及故障分析 * 空客A320系列飞机液压系统原理及故障分析部门：波音车间作者：刘晋吉一、液压系统简述二、分述三个系统各自功能三、故障简述及分析四、液压系统故障规律、原因及解决途径一、空客A320系列飞机液压系统简述空客A320系列飞机的液压系统是由：绿、蓝、黄，三个系统组成的，他们为飞行操纵系统、起落架、货舱门,刹车和反推这样的主动力用户提3000psi的液压压力。在飞行时从主要供给隔离出不使用的勤务货舱门,刹车,起落架和前轮转弯。二、分述三个系统各自功能三个主系统互相是液压式隔离的。液压油不可能从一个主系统到任何其他的主系统。发动机驱动泵 EDP 提供给绿和黄主系统液压源。绿系统连接左发动机黄系统连接右发动机。蓝系统是由电动泵驱动的。当发动机运转时,三个主系统自动供给液压源。直接连接两个EDP 到他们相关的发动机通过附件齿轮箱 ,且当两个发动机中的一个起动时,蓝电动泵操作。如果主泵不能使用,也可以用一个或多个的辅助系统增压每个主系统。在三个液压舱中有系统里的大部份部件。绿系统部件是在主起落架舱里。黄系统部件在右机腹整流罩的液压舱内。蓝系统组件在左机腹整流罩的液压舱里。两个液压舱蓝和黄是在主起落架舱前部。三个地面勤务面板,每个主系统一个。蓝和绿地面勤务面板位于左机腹整流罩处。黄地面勤务面板是在右机腹整流罩内。所有地面勤务面板都在主起落架舱后。 1、绿系统主要的供给对象有：左右副翼、左右5号扰流板、水平安定面、左侧升降舵、左右缝翼翼尖刹车、右侧襟翼翼尖刹车、偏航阻尼器、左发反推、正常刹车、襟翼缝翼、起落架、前轮转弯传统型，现代加强型都是由黄系统供压，因为在重力释放起落架的时候绿系统有可能会失效导致前轮不能转弯，只能拖出跑道。绿系统可由发动机驱动泵，动力转换组件（ptu），地面共给接头三个来源来增压
A320系列飞机大气数据系统常见故障分析与处理 Fault Analysis about A320 Series Aircrafts Air Data System 南航深圳分公司飞机维修厂万晓云 【摘要】 针对A320系列飞机大气数据系统常见的故障情况，本文结合系统工作原理、工程技术资料、机组操作要求和自身维护经验，对故障原因、故障可能造成的后果和维修措施进行深入、细致地分析。 【正文】 A320系列飞机的大气数据系统主要由三个ADIRU(大气数据惯性基准组件)、八个ADM（大气数据组件）、安装在飞机外部的传感器以及连接这些部件的气管路组成，飞机外部的传感器包括三个皮托管、六个静压孔、三个AOA（迎角）传感器和两个TAT（总温）探头，这些传感器感受并探测飞机外部的大气情况，最终由ADIRU计算并获得飞机的大气数据，供机组和飞机其它系统使用。 常见故障情况及分析 1、气压高度误差大 气压高度数据的准确性取决于测量静压、ADM、ADR、飞机的迎角值、马赫数和襟缝翼位置数据。当某一侧气压高度误差太大时，机组通常会有左右高度不一致的故障反映，如果此时没有明确的故障信息，维护人员可以首先查阅FCOM（机组操作手册）中高度容差的允许范围，如果容差在允许范围之内，则可以不用排故。在需要排故时，通常以ADR3的气压高度为参考来判断哪一侧的数据误差大，但当ADR3的气压高度介于ADR1、2中间时，有时难以判断，这时可以通过机组与地面管制员联系由地面测高雷达来确认飞机此时的精确高度。 在排故时，对相关部位进行详细目视检查必不可少，如检查静压孔周围飞机蒙皮的气动光洁度、AOA 传感器有无外部损伤、静压孔有无堵塞、连接静压孔或ADM的气管快卸接头有无松动和漏气等。静压管路漏气会使机内增压空气进入管路，导致测量静压增大，气压高度变小，这在地面上通过渗漏测试可以检测出来。如果以上检查均正常，可以考虑与其它飞机对串怀疑的ADM并飞行观察，以及在空中对迎角传感器的数值进行采样检查来确认是否是ADM或AOA的问题。 需要指出的是，当飞机进入气动不对称飞行如侧滑时，会有左右高度指示不一致的现象，这是正常的。另外，ADR3计算的气压高度误差通常要比ADR1、2的要大，一方面这与备用静压孔的安装位置有关，另一方面是AOA3传感器容易受到外界气流干扰。如早期的A320飞机由于机长位皮托管的安装位置偏高，当飞机以某个迎角姿态飞行时，流经机长位皮托管的尾流会对AOA3传感器的风刀造成扰动，从而降低AOA3传感器的测量精度，影响静压源误差修正（SSEC）的效果，造成ADR3计算的气压高度误差增大，为此空客公司针对这些飞机ADR3要满足RVSM（减小垂直高度间隔）运行要求提出了具体的改装方案，其中有一项内容就是将机长位皮托管的安装位置往下进行调整，以消除尾流对AOA3传感器的影响。 2、空速误差大或空速波动
第34卷第3期航空发动机Vol.34No.3 2008年9月Aer oengine Sep.2008 民用航空发动机性能故障诊断途径 史秀宇 (南方航空公司沈阳飞机维修基地,沈阳110169) 摘要:发动机性能状态监控是保证飞行安全的重要手段。航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存 取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用。介绍了多个综合利用AC ARS、QAR译码巡航报告 等信息对V2500发动机进行性能故障诊断的案例,对如何利用多种手段和EHM软件对V2500发动机进行故 障诊断作了总结。 关键词:V2500发动机;性能监控;故障诊断 Fault D i a gnosis Approach of Perfor mance for C i v il Aeroeng i n e SH I Xiu-yu (Shenyang Maintenance&Overhaul Base,China Southern A irlines CO.LT D,Shenyang110169,China) Abstract:Engine Perfor m ance M onitoring is extre m ely i m portant for Flight Safety A ssurance.A ircraft A ddressing and Reporting Syste m(ACARS)and Q uick A ccess Recorder(QAR)are adopted m ore and m ore w idely by the A irlines. So m e cases w ere presented w hich applied the infor m ation of decode cruise reports of ACARS and QAR and etc to perfor m perfor m ance fault diagnosis forV2500engine.The conclusions of ho w to use m ultiple tools and EH M soft w are to perfor m fault diagnosis for V2500engine are summ arized. Key words:V2500engine;perf or mance monit oring;fault diagnosis 1 引言 现代民用航空飞机发动机的使用维护以视情维护为主,而发动机性能状态监控是视情维护的重要组成部分。在当今的航空市场中,航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用,在日常的飞机故障诊断特别是发动机性能监控工作中发挥着异常重要的作用。 而分析发动机性能变化趋势,不仅可以了解发动机的性能状况,而且还可以判断一些与发动机相关联的系统故障,比如指示系统故障、放气系统故障等。 本文以V2500发动机为对象,对民用航空发动机性能故障诊断的途径进行分析。 收稿日期:2007-12-06 作者简介:史秀宇(1974),女,工程师,从事民用航空发动机维护工作。2 结合ACARS巡航报告进行发动机性能故障诊断 沈阳飞机维修基地对A320系列及MD90飞机所装的V2500系列发动机,采用P W公司开发的Engine Health Monit oring(简称EH M)软件来比较和分析巡航数据,进行性能监控。系统需要的飞机参数有气压高度(ALT)、马赫数(MN)和总温(T AT)等,需要的发动机参数有发动机压力比(EPR)、排气温度(EGT)、燃油流量(W F)、低压转速(N1)和高压转速(N2)等。利用EH M软件,将每天通过ACARS 和QAR获取的实际发动机性能数据,与相同条件下系统内的标准值进行比较,得到主要性能参数的差值,即发动机性能参数值DEGT、DW F、DN1和DN2;根据这些差值,绘成对应的各种短期及长期性能变化趋势报告图。 2.1 飞机指示系统故障诊断 2006年12月29日,EH M趋势报告显示B-6270飞机(机型为A321)双发巡航参数偏移,即
A207选择题(含94 小题) 1.Ｃ 2.Ｄ 3.Ｃ 4.Ｄ 5.Ｃ 6.Ｂ 7.Ｄ 8.Ｂ 9.Ｂ10.Ｃ 11.Ｂ12.Ｃ13.Ｂ14.Ｃ15.Ｂ16.Ｃ17.Ｃ18.Ｂ19.Ｂ20.Ｃ 21.Ｃ22.Ｃ23.Ｃ24.Ｂ25.Ｃ26.Ｂ27.Ｄ28.Ｄ29.Ｃ30.Ｃ 31.Ｄ32.Ｄ33.Ｃ34.Ｄ35.Ｂ36.Ｄ37.Ｂ38.Ａ39.Ｄ40.Ｄ 41.Ｄ42.Ｃ43.Ａ44.Ａ45.Ｃ46.Ａ47.Ｃ48.Ａ49.Ａ50.Ｂ 51.Ａ52.Ｄ53.Ｂ54.Ｂ55.Ｂ56.Ａ57.Ｄ58.Ｃ59.Ａ60.Ｄ 61.Ｄ62.Ｃ63.Ａ64.Ａ65.Ａ66.Ｃ67.Ｂ68.Ａ69.Ｂ70.Ｂ 71.Ｂ72.Ｂ73.Ａ74.Ｄ75.Ｃ76.Ｃ77.Ａ78.Ｄ79.Ｄ80.Ｄ 81.Ｂ82.Ｃ83.Ｂ84.Ｂ85.Ｂ86.Ｄ87.Ｃ88.Ｂ89.Ｂ90.Ｂ 91.Ｃ92.Ｄ93.Ａ94.Ｄ 1.为保护油泵免受超载而损坏，往往装的机械保险装置是 Ａ、热力释压活门。Ｂ、单向活门。 Ｃ、剪切销。Ｄ、安全活门。 2.卸荷活门与发动机驱动的定量泵结合使用，其目的是 Ａ、防止油流的过度损失。 Ｂ、消除油泵的压力脉动。 Ｃ、在工作系统不工作时, 卸去系统的压力。 Ｄ、在工作系统不工作时, 卸去油泵的工作压力。 3.液压系统使用的"供压组件"是 Ａ、比通常的供压系统能提供更大的压力。 Ｂ、指它有一个能产生较大压力的发动机驱动泵。 Ｃ、把所有供压附件安置在一起的组合件。 Ｄ、指它有一个自增压式油箱。 4.如果壹架飞机液压系统属于定量泵恒压系统，发现比平时卸荷频繁，然而又没有发现不正常的渗漏现象，其最大可能原因是 Ａ、安全活门调节的压力过高。 Ｂ、油箱通气管被堵塞。 Ｃ、油箱中油量过多。 Ｄ、储压器充气压力不足。 5.在液压泵工作时，下列哪些原因最可能引起压力表的过大摆动? Ａ、压力表内的波顿管破裂。 Ｂ、储压器充气压力不足。Ｃ、供油不足。 Ｄ、系统安全活门卡在关闭位。 6.飞机液压供压系统中使用的变流量泵恒压系统 Ａ、一定要用卸荷活门才能保证恒压要求。 Ｂ、由于泵内有压力补偿装置，所以不需使用卸荷活门。 Ｃ、使用安全活门保证在工作系统不工作时，泵出口压力为恒定。 Ｄ、在工作系统不工作时, 泵的出口压力为最小。 7.石油基液压油颜色为 Ａ、紫色。Ｂ、兰色。Ｃ、绿色。Ｄ、红色。 8.除去导管以外，组成一个简单的液压系统至少需要的附件为: Ａ、作动筒、增压油箱、储压器、选择活门。
波音737-700/800型飞机发动机引气系统及其故障分析 针对发动机引气系统是一个多发性故障的系统，介绍了波音737-700/800型飞机发动机引气系统常见故障现象和原因，并结合实践提出了系统的排故方法。 波音737-700/800型飞机发动机引气系统的功用是为飞机气源系统提供压力和温度调节的压缩空气，供给气源用户系统，包括发动机起动系统，空调和增压系统，发动机进口整流罩防冰系统，机翼热防冰系统和水箱增压系统，大气总温探头加热，液压油箱增压系统等。发动机引气系统部件在发动机压气机机匣上和发动机吊架内。 发动机引气系统的工作原理及结构 发动机引气来自发动机第9级和第5级高压压气机。发动机低转速时，由于第5级空气压力不能满足气源系统的需要，气源系统使用第9级引气。发动机高转速时，气源系统使用第5级引气。发动机引气系统主要由三大机构来控制：（1）低速时高压级调节器和高压级活门控制发动机引气压力。低速时第5级单向活门防止反流。（2）高速时高压级活门关闭，第5级单向活门打开，向压力调节和关断活门（PRSOV）提供引气。（3）发动机引气预冷器系统控制发动机引气温度。预冷器的风扇空气流量由预冷器控制活门、预冷器控制活门传感器和机翼热防冰电磁活门控制。 高压级调节器和活门的目的是控制高压级发动机引气的供应。高压级调节器由气源关断机构、基准压力调节器、反流单向活门和释压活门组成。高压级调节器操纵高压级活门，进而控制第9级引气总管的引气量。高压级调节器从第9级引气总管的分接头得到未调节的空气，经过气源关断机构到达基准压力调节器，使压力减少到恒定的控制压力。该控制压力引到高压级活门的A腔，克服弹簧力和高压级活门B腔的压力打开活门。作用在高压级活门作动筒上的合力使活门调节下游的压力达到32 psi（额定值）。 引气调节器（BAR），PRSOV和450恒温器的功用是调节引气压力和温度。引气调节器的主要元件包括过压电门、基准压力调节器、控制节流孔、锁住电磁活门和释压活门。引气调节器从级间总管得到未调节的空气，经过过压电门和基准压力调节器，使压力减少到恒定的控制压力，然后引到释压活门和锁住电磁活门。当锁住电磁活门电动打开时，它向PRSOV的A腔提供控制压力克服弹簧力和B腔的压力来打开PRSOV，控制到气源总管的发动机引气量，使活门调节下游压力达到42 psi（额定值）。当引气调节器电动关闭时，它释放PRSOV的控制压力，利用弹簧力关闭PRSOV，切断引气。 发动机引气系统故障及其分析 1. 故障现象 当发动机为引气源时，在慢车状态（大概低于50％N1）时使用9级引气，正常的引气压力为32±6 psi；在正常巡航状态时使用5级引气，引气压力为42±8psi。如引气压力不在这个范围以内，就有可能是发动机引气系统出现故障。发动机引气系统常见故障有以下几种：A. 引气电门在OFF位时引气活门不能关闭；B.引气压力高；C.引气压力低；D. 引气压力为0；E. 发动机引气时左、右管道压力指示器指针不相同； F. 引气脱开灯亮等。下面具体对以上常见故障进行分析。 2. 故障的分析和排除 对于A故障现象，引气电门在OFF位时引气活门不能关闭的可能原因有：（1）MW0311电线束断路或短路，电路跳开关故障断开，P5-10空调组件、空调附件组件M324或飞机导线内部断路或短路；（2）PRSOV故障打开；（3）引气调节器打开或导线故障；（4）指示器系统故障。该故障较为简单，通过测量线路，检查引气调节器可以较为容易隔离故障。 故障B现象为：当发动机为引气源，工作在5级可调的稳定状态时，引气压力高于50 psi 则为引气压力高，可能的故障原因有：（1）管道压力传感器故障、N12双管道压力指示器超