航空发动机加力控制系统典型故障分析

63中国航班设备与制造Equipment and ManufacturingCHINA FLIGHTSCFM56-3涡扇发动机控制系统典型故障分析程明|济南国际机场股份有限公司摘要：CFM56-3发动机采用高涵道比、双转子的设计方式。

同时它的控制方式的采用既不同于传统的机械液压的控制方式，也有别于现在普遍采用的全权限数字电子控制（FADEC），而是介于二者之间的一种过渡控制模式。

CFM56-3发动机其控制系统是机械液压与电子控制相结合的控制系统属于监控电子控制方式。

该发动机控制系统主要通过主发动机控制器（MEC）和功率管理控制器（PMC）实现的。

通过对控制系统典型故障的研究可以更好的了解发动机，更快的找出发动机的故障原因,提高发动机的稳定性和飞机的安全性。

关键词：CFM56-3发动机；控制系统；主发动机控制器(MEC)；功率管理控制器(PMC)1 CFM56-3发动机概况CFM56-3发动机是一款采用轴流式压气机并采用高涵道比、双转子的结构设计的一款涡轮风扇发动机。

同其他的低涵道比的各种发动机相比而言，该发动机排气速度和飞机在空中的飞行速度的比值偏低，发动机推进效率较高。

该发动机采用和F101发动机相同的核心机，并借鉴了该发动机的先进经验，CFM56-3发动机采用高压涡轮主动间隙控制来提高高压涡轮效率,同时使用低压涡轮机匣冷却从而提高低压涡轮效率，通过这种方式满足民航发动机的经济性要求。

CFM56-3发动机由3个主单元体和17个车间单元体，符合高维修性设计原则，这种设计可以大大降低维修成本，从而能够满足民航飞机低油耗、低维修成本等基本要求。

1.1 CFM56-3发动机的结构特点CFM56-3是一款高涵道、双转子、轴流式发动机。

它由风扇，核心机，低压涡轮三个主模块组成。

1.2 CFM56-3发动机工作机制CFM56-3发动机启动时，由发动机起动机高压转子带动附件齿轮箱。

高压压气机和燃油泵、滑油泵这些附件也是通过发动机起动机来带动工作。

某型发动机加力控制系统故障与分析作者：王立志张香华来源：《中国新技术新产品》2016年第20期摘要：某型航空发动机控制接通加力的过程比较复查，涉及因素较多，本文主要针对某型发动机台架试车时出现的一起加力接不通现象，介绍了该发动机加力燃油系统、喷口控制系统和加力接通电气控制系统的功能，重点描述加力接通过程的工作原理。

根据其工作原理分析了产生该故障的可能原因，在此基础上对控制加力接通的电气系统进行了有针对性地分析，查找到了故障的确切原因，最后更换加力燃油信号器，排除了故障。

关键词：航空发动机；接加力；故障；分析中图分类号：U467 文献标识码：A加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升及军用飞机的作战性能的一种方法，虽然加力状态会增加发动机的耗油率，但却是短时间增加推力的最好办法，尤其对于军用发动机来讲，其决定着飞机的作战性能，对于现代战斗机的发动机，加力已经成为必不可缺的重要功能。

某型发动机是军用双转子涡轮风扇发动机，该型发动机采用复燃加力方式，以增加燃油消耗率到非加力状态3倍的代价，使推力增加至1.8倍，达到14t级，对提高战斗机的作战性能有着至关重要的作用。

本文介绍了一起某型发动机加力接通故障，并借此分析了该型发动机加力系统的组成和工作原理，通过分析加力接通过程，最终确定加力信号器故障，是导致本次加力未接通的直接原因。

通过更换加力信号器，故障得以排除。

1.故障现象某型航空发动机进行台架试车检查时出现异常，进入加力状态后，发现加力指示灯未亮，即加力未能接通，但是试车人员发现尾喷口出现正常加力火焰，加力已经接通。

之后，将发动机由作战状态转换为训练状态（转速和温度均下调），以减少发动机负荷、降低发动机寿命损耗，再次推油门杆进入加力状态，加力指示灯未亮，尾喷口无加力火焰，加力未能接通，冷却停车，本次试车结束。

此次故障最大的特点就是，加力系统未正常投入工作，但加力依旧成功接通。

2.加力系统组成和原理某型发动机采用模拟电子与液压机械相结合的调节系统，最大状态和加力状态，由综合电子调节器的n1、n2、T4三个调节通道采取低选形式控制，当发动机的n1、n2、T4中某一值首先达到综合电子调节器限制值，则由该通道保持限制值不变，其他参数的变化取决于发动机的气动联系；当综合电子调节器出现故障时，发动机改为主泵调节器的机械液压控制。

航空发动机加力控制系统典型故障研究杨福刚;黄猛;范世新【摘要】为分析采用电子-液压机械式调节的某型航空发动机加力控制系统的故障部位，以加力状态控制的调节规律和工作原理为基础，建立了以“不能正确进入加力状态”为顶事件的故障树。

按照该故障树进行发动机试车典型故障分析，使该故障有效排除。

%To find and analyze the fault positon of afterburning control system for a aircraft engine electronic hydro-mechanical control system, a fault tree taking ＂not geting into afterburning condition normally ＂ as top event was built based on the control law andworking theory of afterburning. The typical fault analysis were conducted during the test according to the fault tree. The results show the fault position can find by the fault tree analysis.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】5页(P34-37,57)【关键词】加力控制系统;故障树;航空发动机;故障分析【作者】杨福刚;黄猛;范世新【作者单位】中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043;中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043;中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043【正文语种】中文【中图分类】V230 引言航空发动机加力控制系统主要用来控制加力正常工作以增大发动机推力，提高飞机的战斗性能。

107中国设备工程Engineer ing hina C P l ant中国设备工程 2020.01 （下）（3）焊缝应按图纸要求进行无损探伤，如图纸未作要求，应按本工艺要求作无损探伤。

（4）焊接过程中，处理临时焊缝必须按相关通用工艺规定要求执行，清除临时焊缝时不得伤及母材，焊缝清除后必须打磨平整并作100%磁粉探伤检查。

（5）焊接材料：①焊接材料均应符合图纸、工艺文件及相应标准，低氢型焊条和焊剂必须按AWSD1.1/D1.1M:2008、钢结构焊接规范第5.3.2和5.3.3款规定烘焙后使用。

②领用焊材必须按 AWS D1.1规范及焊接工艺守则进行，具体操作方法可参照“起重机钢结构制造技术标准”中相关内容。

4 修复前的准备工作返修前，清洁修复区域的表面。

采用打磨的方式去除焊缝裂纹大概区域附近的油漆，并通过MT 或者PT 探伤的方法，来确定焊缝裂纹的范围以及附近母材是否也存在裂纹。

采用打磨或碳刨的方式去除焊缝裂纹及可能存在的母材上的裂纹，并超出裂纹端部约20～50mm 长的完好焊缝或母材。

对碳刨区域进行打磨，去除油污、飞溅等杂质，要求表面光滑明亮，目测确定缺陷完全清除。

确定裂纹是否彻底清除，采用渗透或磁粉探伤方法（注：对比相同条件下正常焊接的预热温度，碳刨前以及焊接后返修的预热温度需要提高30～60℃）。

严格按照相应的WPS 焊接工艺规程规定进行补焊，采用手工耀皮焊条电弧焊（SMAW）焊缝进行补焊修复。

5 回转轨道支承的修复回转轨道支承的修复采用表面机械精度加工的磨光机（2800转）、莱卡全站仪、角向磨光机等。

在底盘下表面回转轨道附近的承载接触面经过找平检验，以保证回转轨道的承轨梁表面基本平齐，满足轨道修复的加工和精度测量的工艺支撑和工艺空间等施工要求；机房底盘回转上轨道的修复工作应该在机器房及底盘整体吊装固定在船上以后进行；检查上轨道表面磨损情；核查上轨道相关尺寸精度是否满足图纸要求；根据检查结果确定回转上轨道的机械加工数据；拆掉底盘上的一个辊轮，按图将磨光机用固定块安装在被拆掉的辊轮处，调整好磨光机的研磨角度且做好位置标记；转动机器房，磨光机将依照一定角速度（等于机器房角速度减去辊轮角速度）研磨上轨道，在研磨过程注意百分表的误差变化，若误差较大，则停止机器房，重新调整好磨光机的研磨角度；每研磨一圈上轨道后，检查上轨道的精度，如有需要调整好磨光机的研磨角度，直至整个上轨道被修复；复核检查上轨道相关尺寸精度是否满足图纸要求；如果轨道表面有较大损伤，精磨前可按照修复工艺进行人工补焊、打磨，尺寸达到公差要求范围后再行精磨；轨道平面检验合格后，按照原样装复临时拆卸的辊轮及附件。

航空发动机典型故障分析目录第1章绪论1.1 发动机概述 (2)1.2 可靠性与故障 (2)1.2.1 可靠性 (2)1.2.2 故障 (2)1.2.3 故障分析与排故方法 (3)第2 章压气机喘振故障分析2.1 概述 (5)2.2 喘振时的现象 (5)2.3 喘振的根本原因 (5)2.4 压气机的防喘措施 (6)第3 章压气机转子叶片故障分析3.1 概述 (9)3.2 压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准(9)3.3 压气机转子叶片故障模式及其分析 (10)3.3.1 WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚ (10)3.4 WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析 (12)第4 章发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防4.1 概述 (14)4.2 篦齿盘结构与工作状态分析 (14)4.2.1 结构分析 (14)4.2.2 工作状态分析 (14)4.2.2.1 工作温度高 (14)4.2.2.2 工作转速高 (14)4.2.2.3 易产生振动 (14)4.3 裂纹特征与产生原因分析 (15)4.3.1 裂纹特征 (15)4.3.2 裂纹原因分析 (15)4.4 结论 (16)结束语 (17)致谢 (18)文献 (19)第 1 章绪论1.1发动机概述二十世纪以来，特别是第二次世界大战以后，航空和空间技术有了飞跃的发展。

现在，飞机已经成为一种重要的﹑不可缺少的作战武器和运输工具。

飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量和机动作战的能力，都已达到了相当高的水平。

这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置的发展。

然而，航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速﹑高负荷（高应力）和高温环境下工作的；发动机是飞机的心脏，是体现飞机性能的主要部件。

又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。

经过多年的努力，在航空领域工作的研究人员已经了解和解决了发动机许多故障，然而，一些故障还是无法完全解决的，只能尽量减少故障对飞机的危害。

航空发动机系统失效分析与优化航空发动机作为飞机的核心部件，其稳定性和可靠性对于飞行安全至关重要。

然而，在实际使用过程中，航空发动机系统可能会出现失效现象，严重威胁着飞行安全。

因此，航空发动机系统的失效分析与优化成为了一个非常重要的领域。

一、航空发动机系统的失效原因航空发动机系统的失效主要是由以下几个方面原因造成的：（一）设计问题：航空发动机系统设计不合理或者使用了低质量的零部件，如采用了过小或过大的零部件，会影响航空发动机的性能和寿命，进而导致航空发动机系统失效。

（二）制造质量问题：航空发动机系统的制造过程中，可能会存在质量问题，如焊接不良、零部件的制造材料不符合规定等等，这些问题会导致航空发动机系统出现故障或损坏。

（三）使用阶段问题：航空发动机系统在飞行过程中，可能会受到外界环境的影响，如高温、高压、高速等等，这些因素会加速航空发动机系统的老化和损坏；另外，在使用过程中，航空发动机系统的维护和保养问题也很重要，如不及时更换零部件，不对零部件进行清洗维护等等，都会影响到航空发动机系统的正常使用。

二、航空发动机系统失效的影响航空发动机系统失效不仅会造成飞行安全隐患，还会对飞行的效率和经济造成不良影响。

如果航空发动机系统失效导致飞机滑行或者降落时出现问题，很可能会引起重大的事故，危及机上人员的生命安全。

而且，飞机的维护和修理费用也会大幅度增加，影响到飞行成本和效益。

三、航空发动机系统失效的优化方案针对航空发动机系统失效，最有效的措施是进行优化方案，以确保航空发动机系统的良好运行状态。

以下是一些可行的航空发动机系统失效优化方案：（一）设计合理：确保航空发动机系统的设计符合规范，零部件尺寸合理，材料优质，以及一系列有效的提高可靠性的工程技术措施。

（二）制造品质可靠：控制好制造质量，制造工艺要规范，确保所有的零部件都符合制造工艺和规范要求，避免因制造缺陷导致航空发动机系统失效。

（三）定期检查：保持航空发动机系统的良好状态，定期检查和维修至关重要，如更换磨损的零部件，清洗过滤器和紧急切断系统等等，为防止未知的故障带来的安全风险。

一例发动机加力未接通故障原因分析作者：裴培崔世伟吴腾飞来源：《航空维修与工程》2020年第12期摘要：针对某型发动机出现的加力未接通并伴随过渡态尾喷口异常放大现象，从喷口—加力燃油控制器工作原理出发，进行了厂内性能参数检查、加调部件分解检查等以确定故障诱因。

根据控制原理分析及检查结果，综合判定引起本次故障的具体原因为喷口—加力燃油控制器内部落压比测量大薄膜组件膜片变形，导致该发动机工作过程中尾喷口异常放大，加力燃烧条件变差，加力接通异常。

关键词：加力；尾喷口；落压比控制器；膜片Keywords：afterburner；tail nozzle；pressure ratio controller；diaphragm1 故障现象某型飞机起飞过程中，座舱出现加力信号灯闪烁、加力未接通信号，中断起飞后飞机正常滑回。

飞参判读（见表1）后发现，在快推油门至最大状态过程中发动机尾喷口异常放大。

地面进行6次试车检查，其中有2次发动机未进入加力状态，测量检查第5输油圈油压、热射流装置油压等均符合工艺要求。

检查发动机尾喷口角位移传感器、反馈钢索、作动筒及尾喷口反馈钢索拉紧机构，均无异常。

测量离子火焰传感器及相关电缆线路，无异常。

初步判断是喷口—加力燃油控制器异常，导致尾喷口调节异常，油门杆进入加力域后，加力燃烧室流场不稳定，发动机进入加力失败。

更换喷口—加力燃油控制器后，地面试车发动机工作状态良好，故障排除，故障件返厂进一步查明本次故障具体原因。

2 喷口—加力系统工作原理分析2.1 喷口控制系统如图1所示，节流状态喷口控制活门退出工作后，发动机在最大及加力状态，经空气滤—减压器的P2′压力空气与P4压力空气共同作用于落压比调节器薄膜组件，通过分油活门改变柱塞泵向尾喷口作动筒的供、回油压力改变发动机机尾喷口大小。

当P2′=P4时，薄膜组件位置不再变化，作动筒供、回油压力稳定，发动机尾喷口大小稳定。

当发动机油门杆进入加力域，在最小加力电磁活门作用下，一路定压油作用于落压比重调活门，落压比控制器薄膜上腔P2′压力减小，根据尾喷口闭环控制原理，尾喷口预放P4压力同步减小，保证发动机加力接通过程的稳定性。

航空发动机加力燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法研究摘要航空发动机是航空器的核心之一，其具有重要的作用。

航空发动机加力过程中，燃烧室出现不稳定燃烧现象，对航空发动机的正常使用及安全带来风险。

本文从燃烧室不稳定燃烧机理与控制方法入手，对航空发动机燃烧室不稳定燃烧机理进行研究，提出相应的控制方法，以提高发动机的稳定性和安全性。

关键词：航空发动机；燃烧室；不稳定燃烧；机理；控制方法一、引言随着航空技术的不断发展，航空发动机的使用越来越广泛。

燃烧室是航空发动机的心脏，起到了燃烧混合气的作用，同时是发动机的能量转换中心。

在航空发动机加力过程中，燃烧室内可能会出现不稳定燃烧现象，导致发动机的失控，严重时可能造成发动机事故。

因此，研究航空发动机的燃烧室不稳定燃烧机理及其控制方法对于提高航空安全和发动机的稳定性具有重要意义。

二、燃烧室不稳定燃烧机理1.燃烧室不稳定燃烧发生的原因燃烧室不稳定燃烧发生的原因是多方面的，比如燃料流动不均匀，燃烧过程中的化学反应过激，喷嘴的设计不合理等等。

但是最为关键，影响最大的因素是燃烧室的流动结构不稳定所导致的问题。

在过去的研究中，已经发现了一些燃烧室不稳定燃烧的机理问题，例如有关动态失稳和后、侧消烧这两个问题。

2.燃烧室不稳定燃烧的机理燃烧室不稳定燃烧的机理包括很多因素，其中最主要的因素是燃烧室内的气体动力学流动结构不稳定。

当工作流动的稳定性缺失时，会导致极其复杂的涡流产生，这些涡流会扰动燃烧室内的燃料混合气的分布。

由于燃烧室内的燃料混合气分布出现不均匀现象，不仅会导致燃烧室内部出现温度不均匀现象，而且会导致燃烧室内发生不稳定燃烧，由此会引发燃烧室爆炸的风险。

三、燃烧室不稳定燃烧的控制方法1.燃烧室的调整合理的燃烧室结构设计是避免不稳定燃烧的关键。

需要考虑燃烧室的几何形状、流道的设计、调焦器的位置及数量等因素，保证燃烧过程中燃料的均匀混合，避免出现燃烧不充分、易爆的问题。

2.燃烧控制系统发动机燃烧控制系统是航空发动机的关键部分，对燃油进入、混合、氧气进入和燃烧过程的控制起到重要作用。

航空飞机发动机常见故障原因分析和处理措施摘要：发动机是航空飞机的动力源，其正常稳定运行是航空飞机安全航行的重要保证。

但是航空发动机在长时间运行中出现各种故障也在所难免，如果处理不及时和正确就很可能造成飞行事故，因此提高航空发动机故障排查及处理水平非常重要。

基于此，本文对航空发动机常见故障及处理措施进行了分析探讨，旨在促进航空发动机故障处理水平的提高，确保飞行安全。

关键词：航空；发动机；常见故障；处理航空发动机是飞机的重要组成部分，其正常稳定运转不仅关系到航空飞机的安全航行，而且还关系到乘客的生命财产安全，提高航空发动机管理至关重要。

而掌控发动机常见故障诊断技术及措施是维持航空发动机正常运行的重要保证，因此加强航空发动机常见故障及处理措施的研究意义重大。

1.航空飞机发动机常见故障现象1.运行不稳定运行不稳定是航空发动机运行中出现的常见故障现象，运行情况是发动机系统存在问题的反映，也是进行故障判断的重要方式之一。

引起航空发动机运行不稳定的主要原因主要是由于发动机工作点发生偏移。

发动机工作点偏移后就会使得稳定裕度下降，从而导致气动不稳定，进而引起发动机旋转失速、叶片颤振、耦合振动等问题。

发动机长时间运行不稳定就会损坏发动机内部结构，因此发动机出现运行不稳定现象，一定要高度重视，并及时排除，以确保发动机安全稳定运行。

1.气流通道故障气路部件热力参数是发动机性能变化的反映，气路部件正常运行非常重要。

但是在实际运行中，在各方面因素影响下，气路部件很容易出现腐蚀、侵蚀、积污及封严实效等现象，从而引起发动机气流通道压气机、涡轮等部附件结构、尺寸等发生变化，进而影响发动机部附件功能，导致发动机出现故障。

航空发动机系统中的任何一个零部件都有其重要作用，且关联性大，一个或多个气路部附件出现故障就会影响到部件特性参数发生变化，从而影响整体运行情况。

1.异常振动振动可以说是机械设备运行中出现的最常见问题故障，是影响发动机可靠性的重要因素。

摘要：本文主要通过讲述航空发动机加力点火控制系统的组成、综合调节器加力控制模块（φ）功能介绍、加力点火控制系统工作原理以及在实际工作中的加力点火控制系统常见故障案例解析，为今后故障排除有一定的帮助和指导作用。

关键词：发动机；加力；离子火焰探测器中图分类号：U467.2 文献标识码：A发动机加力点火控制系统是否完好，是发动机地面试车能否顺利进入加力状态的关键，是验证发动机性能能否合格的前提保障。

本文通过系统介绍了发动机加力点火控制系统工作的全过程，以典型案例解析的形式讲解了讲解了发动机加力点火控制系统的排故过程，对迅速解决此方面故障有一定的帮助和指导作用。

1发动机加力点火控制系统概述1.1加力点火系统加力点火系统是用于发动机在地面和空中接通加力时点燃加力燃烧室中油气混合气的。

1.2加力点火系统组成由加力点火装置、加力点火电缆、加力点火电嘴和离子火焰探测器组成。

1.3加力点火装置型别；DHZ-23（DHZ-27、DHZ-41）；电源：～115VAC 400Hz；名义储能：6J；电嘴放电频率：≥4.5次/S；需用电流：≤0.9A；工作状态：短时重复工作，可连续工作三次，每次工作不大于30S，两次间隔2min，之后休息30 min。

1.4加力点火电缆加力点火电缆是用于连接加力点火装置高压输出与加力点火电嘴的。

加力点火电缆是由屏蔽高压电缆、弯管和接触装置组成。

1.5加力点火电嘴加力点火电嘴安装在发动机加力燃烧室上，电嘴是不可维修件，带陶瓷绝缘体的电嘴电极是屏蔽的，火花电发生在沿绝缘体工作面电嘴电极间。

1.6离子火焰探测器离子火焰探测器为离子型传感器，用于感受发动机加力燃烧室火焰的点燃和熄灭。

系统中采用了两支并联的离子火焰探测器，一支安装在加力扩散器上，一支安装在加力筒体上，以保证在各种加力状态给出信号的可靠性。

2综合调节器加力控制模块（φ）功能介绍加力点火控制特性：a 输入条件：存在“加力接通”信号Bф和N2≥85%”或存在“ N2故障信号”；b 输出特性：在收到“加力接通”信号同时，若“N2≥85%”或“N2故障信号”中任一信号存在，经（0.4±0.1）S发出加力点火指令；若加力接通”信号Bф出现时，没有“N2≥85%”和“ N2故障信号”，则待“N2≥85%”后经（0.9±0.1）S后向加力点火控制盒发送（3.0±0.5）S控制信号。

CFM56发动机控制原理及常见故障分析CFM56发动机是一种在商用航空领域广泛使用的双转子高涵道比涡扇发动机。

它采用了后掠翼的设计，可以提供更好的自由流入特性和更高的燃烧效率。

CFM56发动机的控制原理及常见故障分析对于飞机的正常运行和维护非常重要。

CFM56发动机的控制原理主要包括冷部件控制系统、热部件控制系统、油液系统和电气系统等。

冷部件控制系统主要负责控制发动机的气流分配，包括调节压气机进气、调节高压压气机进气和高压涡轮排气等。

热部件控制系统主要负责控制发动机的燃烧过程，包括控制燃油的供给和喷雾、控制点火和燃烧温度等。

油液系统主要负责提供发动机的冷却、润滑和密封等功能。

电气系统主要负责发动机的监控和控制，包括监测发动机各个部件的状态和性能，并进行故障诊断和排除。

常见的CFM56发动机故障包括低压涡轮叶片断裂、燃油喷嘴堵塞、点火系统故障、热部件损坏、油液泄漏和控制系统故障等。

低压涡轮叶片断裂是影响发动机性能和安全的重要因素之一，可能导致发动机失速和火灾等严重后果。

燃油喷嘴堵塞会导致燃料供给不足，影响燃烧效率和发动机性能。

点火系统故障可能导致点火失败，无法启动或保持正常工作。

热部件损坏包括高压涡轮和燃烧室的烧蚀和磨损，可能导致发动机失效和火灾等风险。

油液泄漏可能导致发动机润滑不足和冷却失效，影响发动机性能和寿命。

控制系统故障可能导致发动机无法正常工作，包括控制系统失灵和传感器故障等。

对于CFM56发动机的故障分析，一般可以采用故障树分析和故障模式与效应分析等方法。

故障树分析是对发动机故障的逻辑结构和可能性进行评估和分析，从而找出故障的根本原因和潜在风险。

故障模式与效应分析是对发动机故障模式和影响进行描述和分类，从而确定故障模式的重要性和严重性，并制定相应的修复措施和维护计划。

CFM56发动机的控制原理及常见故障分析对于飞机的正常运行和维护至关重要。

通过对发动机的结构和工作原理的深入理解，可以有效识别和解决发动机故障，提高飞机的安全性和可靠性。

某型发动机加力自动断开故障浅析作者：于平王春科来源：《中国科技博览》2014年第08期[摘要]某型飞机在定型试飞过程中，配装的某型发动机飞行时发生加力状态自动断开故障，通过对故障的排除，发现飞机与发动机油门操纵系统即飞发接口设计协调中存在的不足，为此针对性的制定维修措施，并建议设计部门加以改进。

[关键词] 小加力状态操纵盒CZH-4E 加力凸轮JM 73°电门中图分类号：TP277该型发动机为带有加力燃烧室的双转子涡轮喷气发动机，由八级轴流式压气机、环管燃烧室、二级轴流式涡轮、加力燃烧室和发动机附件组成；该型发动机配装某型飞机在定型试飞过程中工作稳定，可靠性较高。

通过飞机的定型试飞暴露出飞机与发动机存在个别总体协调上的缺陷与不足，为设计改进提供了依据，为该型机的顺利定型奠定了基础。

1 故障现象1.1 试飞员反映的故障现象某型01架飞机进行设计定型增稳科目试飞，飞行高度6000 m，油门手柄由“最大”状态进入“全加力”状态，飞机水平增速，马赫数接近1.1时，试飞员将油门手柄由“全加力”状态缓慢收到“小加力”状态，发动机处于“小加力”状态工作，持续约3s左右；试飞员接通飞机增稳系统，此时发动机开始出现“加力”状态时通时断现象，持续约6 s左右，试飞员将油门手柄收到发动机“最大”状态；发动机稳定工作一段时间后，再次重复上述动作，发动机进入“全加力”稳定后逐渐收到“小加力”，油门手柄在“小加力”位置时“加力”状态时通时断。

试飞员停止科目试飞返航。

1.2 飞参数据发动机稳定在“最大”工作状态，飞机水平增速，约25 s后发动机进入“全加力”工作状态，飞机水平增速至音速时，油门收到“小加力”位置，喷口直径由“全加力”收到“小加力”状态，发动机也由“全加力”逐渐过渡到“小加力”状态，稳定工作约3 s后，发动机喷口直径突然从“小加力”喷口向“最大”状态喷口回收，随后又放大到“小加力”喷口，然后再次回收放出，如此动作反复3～4次，时间持续约6s～7s后，喷口直径收回到“最大”状态喷口。

飞机压力加油系统故障分析与排除【摘要】飞机在地面燃油系统试验时发现压力加油系统无法正常工作，本文针对该故障进行分析，梳理出可能导致故障发生的故障源，并对故障源进行排除，最终使压力加油系统恢复正常工作。

【关键词】燃油系统压力加油故障分析0引言燃油系统的功能是储存飞机所需燃油，在飞机规定的运行条件下，持续稳定的为发动机及动力辅助装置提供燃油。

加油系统是燃油系统的重要组成部分，加油系统故障意味着飞机无法进行燃油加注，无法开展后续一系列地面试验，严重影响飞机生产进程，因此必须迅速、准确找到故障源。

本文通过对飞机压力加油系统故障的分析，找出故障源并排除，使压力加油系统恢复正常工作。

1故障现象飞机在进行地面燃油系统压力加油试验时，地面加油设备与机上加油接头连接后，控制地面加油设备给飞机油箱加油，发现加油控制板上控制活门指示灯未熄灭，各组油箱燃油量指示无变化，燃油无法加入飞机油箱内。

2故障分析2.1 压力加油系统飞机压力加油系统通过压力加油接头，可实现全机燃油的快速加注。

压力加油系统的功用是对地面加油进行控制，可同时对多组油箱加油，也可单独为某一组油箱进行加油。

该压力加油系统包括压力加油接头、加油控制子系统（包含加油控制活门、高油位浮子阀、预检电磁阀）、通气切断阀、隔离阀、加油控制板及加油管路等。

压力加油操作模式有自动加油和手动加油两种。

采用压力加油对飞机进行地面加油时，将地面加油设备与机上加油接头连接，在进行控制面板灯检及油量预设功能检查后，将电源开关置于“正常”位，加油模式选择“自动”或“手动”，油箱通气开关处于“开”位，连通阀处于“关”位，隔离阀视情选择“开”“关”位（使用单管为左右油箱加油时需选择“开”位），各组油箱加油控制活门开关置于“开〞位，通过油量预设按钮设定燃油加油量。

完成上达准备工作后，打开地面加油设备开关，开始燃油加注工作。

燃油通过加油口接头、单向活门、隔离阀（视情）、加油控制活门流入油箱。

航空飞行器动力系统故障诊断和优化控制航空飞行器的动力系统是飞行器能够起飞、巡航和降落的重要组成部分。

在飞行器的使用过程中，动力系统的故障和异常情况是无法避免的。

因此，对于动力系统的故障诊断和优化控制问题是一个重要的研究方向。

本文将介绍相关的技术和方法。

一、故障诊断航空飞行器动力系统故障诊断是指通过对飞行器动力系统的各个部分进行分析，找出动力系统故障的位置和原因。

目前，航空飞行器动力系统故障诊断的方法分为传统方法和现代方法。

传统方法是指通过飞行员的经验、日志记录、仪器检测和机械拆卸等方式来判断动力系统故障。

这种方法存在时间周期长、成本高以及对人力和资源的依赖性强等问题。

因此，现在的故障诊断技术大多采用了现代方法。

现代方法是指通过机器学习、数据挖掘、人工智能和软物联等技术来进行动力系统故障诊断。

这种方法基于航空飞行器的实时数据和历史数据，通过数据分析和建模来确定动力系统的故障信息。

现代方法具有实时性强、成本低、诊断精度高等优点，被广泛应用于实际航空飞行器中。

二、优化控制航空飞行器动力系统优化控制是指通过对动力系统中的控制参数进行优化使动力系统达到最佳工作状态。

优化控制可以分为开环控制和闭环控制。

开环控制是指在缺乏传感器反馈的情况下通过优化模型对控制参数进行优化。

在实际应用中，由于动力系统复杂度高、参数多变等因素的影响，开环控制的应用局限性比较大。

闭环控制是指在传感器反馈的情况下对动力系统中的控制参数进行优化。

闭环控制又分为传统方法和现代方法。

传统方法是指采用PID算法对控制参数进行优化。

这种方法精度较低，不能满足实际应用需求。

现代方法是指采用模型预测控制、自适应控制和强化学习等技术对控制参数进行优化。

这种方法精度高、鲁棒性好、适应性强，可以满足实际应用需求。

三、结论对于航空飞行器动力系统故障诊断和优化控制，传统方法存在时间周期长、成本高以及对人力和资源的依赖性强等问题。

现代方法采用机器学习、数据挖掘、人工智能和软物联等技术来进行动力系统故障诊断，具有实时性强、成本低、诊断精度高等优点，被广泛应用于实际航空飞行器中。

某型航空发动机加力接通延迟故障分析作者：张帆李俊杰刘高尚唐建根张国红来源：《航空维修与工程》2021年第06期摘要：针对某型航空发动机加力接通延迟故障，根据发动机加力状态控制计划和调节规律，建立了以“加力接通延迟”为顶事件的故障树与故障处理流程图进行排故，有效提高了排故效率和试车合格率。

关键词：航空发动机；加力接通延迟；故障树；故障处理流程图Keywords：aero-engine；afterburner power-on delay；fault tree；fault handling flow chart0 引言某型航空发动机为模拟电子—机械液压控制的军用双转子加力涡轮风扇发动机。

受喷口喉道面积与加力供油量匹配性影响，该型发动机接通加力的控制规律复杂，燃烧条件恶劣，涉及因素较多，使用过程中燃油控制系统故障频发，厂内试车以及外场多次发生加力接通延迟问题。

为了准确定位该型发动机加力控制系统的故障点，本文研究了加力接通过程中加力燃油系统工作的原理，建立以“加力接通延迟”为顶事件的故障树，通过故障树与排故流程图方法逐级进行故障排查，可以高效准确地对故障进行定位和处理。

1 发动机加力接通延迟定义与加力燃油系统工作原理航空发动机加力接通延迟问题的定义是：飞机在起飞线快推油门杆起飞或在空中飞行推油门杆进入加力域时，发动机按给定程序接通加力，但接通时间超出技术要求，从加力接通信号出现至接通加力状态的时间过长。

技术要求为：单发加力接通时间小于4.75s，或者双发加力接通时间差小于2s。

某型航空发动机加力燃油系统原理图如图1所示。

发动机油门杆推到加力域任意位置，液压延迟器活塞杆上的衬套随油门杆下移，同时带动加力泵接通活门下移，关闭加力泵活塞左腔的回油路，使加力泵开始向加力燃油系统供油。

燃油压力信号器向发动机综合调节器发出“已向加力燃烧室输油”的信号，发动机综调加力控制与信号模块开始工作，向加力点火装置发出信号，使加力燃烧室产生30s的电火花，最小加力电磁活门通电。

科技论坛由于飞机的飞行环境比较特殊，所以安全性是飞机飞行的重要保障。

发动机为飞机的飞行提供主要的动力，而发动机中的零部件都比较精细化，任何一个零件出现损坏，都会对飞机的安全性形成巨大的威胁。

所以应该对航空发动机的常见故障进行分析，便于在发生故障时，能够快速准确的定位故障点，并且及时维修，避免安全事故的发生。

在平时应该加强对航空发动机的检修和维护，并且针对故障点进行重点检修，及早排除故障，为飞机的安全稳定飞行创造有利的条件。

1航空发动机的常见腐蚀故障概述航空发动机的常见故障现象主要包括腐蚀和疲劳两种，两种故障现象之间是相互影响的，在发动机受到腐蚀的作用下，会加剧零部件的疲劳度，由此导致发动机失效。

发动机的腐蚀主要与气候条件有很大的关系，尤其是长期处于热带和亚热带地区飞行的飞机，空气比较潮湿，所以容易出现腐蚀。

还要沿海工业聚集的地区，由于空气污染比较严重，所以会对发动机造成腐蚀。

航空发动机只有翻修期，而没有总体寿命，发动机的使用寿命是由关键零件决定的，通过对关键零件进行计算，才能够确定整机寿命。

而航空发动机受到腐蚀和疲劳，主要是零部件受损，进而影响到发动机的使用寿命。

在飞机停运期间，如果维护不到位，容易受到周围环境的影响而发生腐蚀，所以应该做好各零部件的日常维护工作，加强防腐和防疲劳处理措施，为航空发动机的安全飞行提供有利的条件。

2控制航空发动机腐蚀的处理措施对于航空发动机的腐蚀现象，主要有两种处理措施，补救性处理和预防性处理。

补救性处理比较被动，并且会对零部件的性能造成较大的影响。

所以一般都会采用预防性处理措施，能够最大限度的防止腐蚀的发生，下面对集中预防性措施进行分析。

2.1控制好设计和加工过程。

严格控制结构设计能够避免因为应力集中而造成的腐蚀，在设计阶段，应该对各个零部件参与的拉应力进行准确的计算和控制。

在控制热处理的过程中，很少会出现由于应力腐蚀而造成涡轮叶片和压气叶片出现断裂的现象，大部分故障都是由于叶片没有经过适当的热处理而产生的。

航空推力系统中的故障诊断与故障排除研究航空推力系统是航空发动机的核心部件，其运转状态直接影响着飞机的安全和性能，因此航空推力系统的故障诊断和排除是航空领域中的一个重要课题。

本文将从推力系统的故障类型、故障诊断的方法和故障排除技术三个方面进行探讨。

一、推力系统的故障类型航空推力系统故障种类繁多，包括以下几种：1. 油门阀故障。

油门阀故障会导致飞机推力不稳定、失去推力甚至发生火灾等。

2. 燃油故障。

燃油故障会导致燃烧不完全，产生有害气体，也会导致推力不足，影响飞行安全。

3. 空气滤清器故障。

空气滤清器故障会引起发动机进气不足，导致发动机不稳定。

4. 密封件故障。

密封件故障会导致燃气泄露，甚至会引发爆炸。

5. 发动机润滑系统故障。

发动机润滑系统故障会导致发动机失去润滑，加速磨损，最终导致飞机的失效。

二、故障诊断的方法1. 经验法。

这种方法是利用工程师的经验进行故障判断和分类，但是这种方法缺乏科学性和可靠性。

2. 传统的机械故障检测方法。

这种方法主要是通过检查零部件的磨损、腐蚀程度、燃料泄漏等因素判断故障。

3. 振动传感器故障诊断法。

振动传感器能够实时检测发动机运行状态，通过分析振动信号可以获得故障特征，进而判断故障。

4. 基于模型的故障诊断法。

这种方法是基于发动机推力系统的数学模型，通过分析模型输出的特定参数，判断是否存在故障。

三、故障排除技术1. 换件法。

如果发现某个零部件出现故障，可以直接更换该零部件，但是这种方法成本较高。

2. 软件升级法。

将系统或控制器的软件升级，并进行重新校准，从而解决某些故障问题。

3. 实时故障诊断法。

利用现代的信息技术，通过分析数据，实现对发动机推力系统的实时监控，及时发现问题并解决。

总体来说，航空推力系统的故障诊断和排除是一个较为复杂的问题，需要多种技术手段综合运用。

未来，随着先进技术的发展，故障诊断和排除技术将会更加完善，为飞行安全保驾护航。