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CFM56-5B左右发转速不一致故障分析摘要：CFM56-5B左右发推力不一致故障原因较多，对于航线排故来说首次彻底完成排故难度较大。
本文通过对系统原理的深入分析，以达到准确确定故障原因，提高排故效率，降低航班不正常性的目的。
关键词：调节慢车；进近慢车；反推慢车；转速不一致；Keywords: Modulated idle;Approach idle;Reverse idle;Rotor speed disagree;一、故障描述：2016年2月20日，B-993X飞机机组反映空中慢车时左右发N1转速不一致（自动油门接通，双发油门杆在CLB位），地面正常。
译码数据如图1所示：通过译码得知，在空中慢车状态下左发N1要明显高于右发，左右最大差值有6.6%，其他参数如N2，FF等也有相对应的差距，为真实的推力不一致。
高于慢车状态时双发N1一致，地面慢车双发N1也相同。
二、系统原理分析：通过AMM、FCOM以及发动机培训手册的介绍得知，发动机的慢车分三类：调节慢车、进近慢车和反推慢车。
发动机在慢车状态下主要靠调节N2转速来维持，影响上述三种慢车N2转速的因素如图2所示，主要有飞行高度，引气需求，IDG滑油温度，进近阶段或反推选择，以及最小N1需求等等。
所谓调节慢车，是指在地面或空中满足发动机功率和用户需求的最低发动机转速，在下降阶段会出现，EWD上会有IDLE提示。
而当空中襟缝翼手柄不在0位，或者起落架放下后，SFCC或LGCIU会通过EIU给相应发动机的ECU提供离散信号，使得发动机进入进近慢车状态，相比于调节慢车，进近慢车会提高一定发动机转速，目的是既能保证不会过多影响飞机下降速度，又能满足复飞时在短时间内将发动机加速至复飞推力，方便终止进近后飞机能快速获得足够能量。
进近慢车在飞机接地10s后，恢复到调节慢车。
而反推慢车，则是在反推手柄选择至最小反推位时的慢车状态，其转速也比调节慢车稍高，保证落地后反推选择最大时发动机能够迅速响应推力提升的要求，尽快为飞机减速。
CFM56—5B发动机HPTACCV漏油故障分析作者：施亚中来源：《科技资讯》2014年第31期摘要：CFM56-5B发动机安装在A320系列飞机上，发动机燃油渗漏是航班延误或取消的主要原因，尤其是高压涡轮主动间隙控制活门（HPTACCV）引起的漏油故障。
该文分析了该发动机高压涡轮主动间隙控制活门的工作原理，在统计分析某航空公司历史故障数据的基础上，给出了用威布尔分布计算发动机零部件软时限控制的方法，并对高压涡轮主动间隙控制活门的备件需求进行了预测，提出了航空公司航线运营中应对高压涡轮主动间隙控制活门漏油故障的改进措施。
关键词：高压涡轮主动间隙控制活门故障分析威布尔分布软时限中图分类号：V263 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）11（a）-0061-02大多数A320系列飞机选用CFM56-5B发动机作为动力装置。
某公司自A320系列飞机引进至今，高压涡轮主动间隙控制活门（HPTACCV）更换频率较高，其中因漏油更换25个，导致14次航班不正常。
因此，为了减少飞机的故障及避免航班的延误，HPTACCV更换时间的确定显得很重要。
同时，为了保证维修的及时和节约航材相关费用，需要确定合理的航材备件数量。
1 漏油故障分析1.1 系统原理和结构CFM56-5B发动机高压涡轮主动间隙控制（HPTACC）系统使用从高压压气机（HPC）四级和九级引气加热或冷却高压涡轮（HPT）罩环支撑结构，以达到高压涡轮间隙控制的目的，既保证涡轮安全，又提高涡轮的效率[1]。
同时，也可以降低发动机快速加速时的排气温度峰值，提高发动机的排气温度裕度，增加在翼时间[1]。
HPTACC是一个基于罩环温度的闭环系统，电子控制组件（ECU）首先计算高压涡轮主动间隙控制活门（HPTACCV）的位置以控制罩环温度到到期望的水平。
之后，ECU给液压机械组件（HMU）的电信号放大成油压信号以移动HPTACCV。
HPTACCV是一个连接有第四级和第九级蝶形活门的液压作动器，这些蝶形活门是用来控制进入HPT罩环支撑结构的空气流量[2]。
CFM565B型发动机启动原理和启动中常见故障分析2019年11期工艺创新科技创新与应用Technology Innovation and ApplicationCFM56-5B 型发动机启动原理和启动中常见故障分析郭永强（上海民航职业技术学院航空维修系，上海200030）1启动过程中的关键部件1.1点火系统CFM56-5B 型发动机有两套独立的点火系统：包含两2个高能点火激励器，2个点火嘴，2条带屏蔽的同轴电缆，以及发动机控制组件ECU 。
点火系统能够在起飞、着陆、恶劣气候运行中以及发动机接口组件EIU 时效的情况下，提供连续稳定的点火。
点火嘴产生的高压电弧能够在地面或者空中发动机启动中，点燃燃烧室的油气混和气。
点火嘴是一个高能易损部件，在每次点火过程中，ECU 会选择一套点火系统，另一套系统作为备用，这样可以延长点火系统的寿命。
点火激励器位于风扇机匣外表面，可以将飞机上115V ，400Hz 的交流电转换成22000V 到26000V 的高压电，供点火嘴使用[1]。
每个点火系统的选择通过ECU 控制，为了避免隐藏的故障和点火激励器过早磨损，在相继的启动中FADEC 自动交替使用点火器，顺序如下：FADEC 通道A ，点火器A ；FADEC 通道B ，点火器A ；FADEC 通道A ，点火器B ；FADEC 通道B ，点火器B 。
连续点火分为人工选择和自动选择。
人工选择是指当在地面上或在飞行中发动机运行时，放置模式选择电门在IGN/START 位置。
自动选择是指在发动机正常运转时，如果出现EIU 失效、熄火、启动过程中点火延迟、发动机防冰等，ECU 根据不同的情况做出连续点火的决定。
1.2起动机利用高压地面起源车引气，另一台发动机引气或者APU 引气驱动起动机转动，通过附件齿轮箱，带动发动机高压转子N2转动。
起动机供气由起动机关断活门SOV 控制，当N2转速到达50%的时候，SOV 自动关断起动机，起动机内部的离合器自动脱开工作。
CFM56-5B 发动机燃油控制系统概述摘要：燃油系统是发动机系统的重要组成部分。
本文阐述了CFM56-5B发动机燃油系统结构和工作原理，分析了部件作用，为发动机燃油系统故障的排除提供了理论基础。
关键词：燃油系统、液压控制组件、HMU、推力不一致一、引言2015年1月25日，某架航班起飞时设置推力50%时，ENG1稳定在50%滞后，相比ENG2滞后5秒。
在发动机全权数字化系统中，液压机械组件（HMU）作为整个发动机系统的重要执行机构，对发动机的燃烧、控制起了决定性的作用。
燃油计量部分作为控制的核心，配合发动机控制组件（ECU）完成推力控制。
本文通过对燃油计量系统的分析，解开控制和执行的关系。
便于航空维护中对发动机工作状态的理解和把握。
来自飞机燃油通过供油管路进入发动机燃油系统。
通过油泵后增压进入主燃油/滑油热交换器对滑油进行冷却。
之后经过油滤进入发动机高压燃油泵。
高压燃油泵出口燃油分成两路，主燃油路经过液压机械组件（HMU）计量系统用于燃烧；次燃油路作为液压源经过伺服燃油加热器加热后进入燃油作动部件，为发动机控制提供动力。
从HMU出来未使用的燃油通过IDG滑油冷却器后再次进入主燃油/滑油热交换器或通过燃油回油活门（FRV）混合低压泵出来的冷燃油返回飞机油箱。
当发动机启动主电门置于ON位，低压燃油关断活门继电器11QG断电，活门开位电路接通，低压活门打开。
综上所述，燃油系统不仅为发动机的工作提供燃料也为控制发动机提供液压源，同时还对发动机其他系统进行冷却。
发动机燃油泵组件有两级自润滑燃油泵、主油滤和冲洗油滤组件组成。
下面对发动机燃油系统部件分别进行阐述。
二、液压机械组件（HMU）液压机械组件依据发动机控制组件（ECU）的控制信号对发动机的工作状态进行控制。
HMU实现如下功能：a、内部压力的精确计算；b、控制燃烧室的供油；c、N2超速保护；d、为发动机其他部件提供经过调节的稳定作动液压源。
为实现这些功能HMU分为两个不同的子系统：燃油计量系统（包括计量活门、压差活门、压力关断活门、旁通活门和超速管理系统）；伺服管理系统（包括压力调节系统、伺服流量调节系统、电磁阀和力矩马达）。
0引言气源系统是现代民用运输机最为重要的系统之一，是多个系统正常运转不可或缺的能量来源。
气源系统提供的高压热引气，驱动空调系统保证客舱的正常压力和温度；输送到飞机大翼及发动机进气道，提供热量防止飞机在空中重要气动部件结冰；向水箱和液压油箱提供压缩空气，维持飞机水路和液压油路的正常输送；向发动机启动机提供压缩空气，确保发动机正常启动。
发动机气源系统是整个飞机气源系统的主要组成部分，是气源系统最重要最稳定的引气来源。
但同时由于发动机气源系统各部件主要安装于发动机和吊架，发动机运转时的高温高振动恶劣工况，导致相关部件故障相对频发。
由于气源系统故障通常出现航班正常运行期间，此时发动机处于运转状态，维修排故人员无法接近或测试气源部件，对故障的判断和排除造成一定的困难。
如果气源系统故障未能及时排除，将对后续航班造成较大的保障困难，降低了飞机的安全性和舒适性。
本文根据发动机气源系统HPV （高压引气活门）不能正常打开故障的排故经历，结合系统工作原理，对排故过程归纳总结，提出简便快捷的故障定位和排除方法。
同时提出提升部件可靠性的维护建议。
1A320飞机气源系统简介1.1主要引气来源空客A320系列飞机气源系统引气来源见图1。
引气主要来自于两台发动机的高压压气机输出的压缩空气，APU （辅助动力装置）压气机输出压缩空气和地面气源车提供的压缩空气。
当发动机处于运转状态时，飞机的引气由发动机提供。
此时根据发动机的运转状态，如发动机N1（发动机风扇转速值）小于50%时，引气由发动机高压压气机的高压级提供；如发动机N1大于50%后，引气由发动机高压压气机的中压级提供。
高压级和中压级的切换，保证了引气输出相对稳定压力，避免对过高引气下游部件损伤，同时也能降低了发动机油耗。
当飞机处于地面，发动机关车状态下，此时飞机引气由APU 提供，以保证飞机空调系统正常运转，为客舱提供合适的温度和给水箱增压，保证客舱的舒适性。
同时也作为发动机主要启动的动力，随时为启动发动机待命。
CFM56―5B发动机反推失效故障分析摘要：本文通过CFM56-5B发动机反推失效排故全过程的故障分析，提出了对CFM56-5B发动机在反推排故过程中和维护中的预防措施和建议。
希望减少类似故障引起的多次部件拆换，减少排故时间。
关键词：反推；阻流门；液压控制组件HCU中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2015）13-0114-050 引言国航曾发生过多起ENG1 REVERSER FAULT/HCU，TRSOV，HYD ENG1AB（反推失效）的故障信息，给航空公司的运营带来了不必要的麻烦，比如某架飞机如果出现该故障，在不影响航班的情况下，需要按照程序保留该故障，使飞机带故障运营。
此时就需要飞机维修人员和机组人员执行相应的程序。
对于地面维修人员，需要锁定反推门，防止反推门意外放出，干扰飞行；对于机组人员，需要选取跑道较长的机场降落，对于跑道较短的，不允许降落。
为了避免这种情况的发生，我们对该故障排除进行了全面的梳理，总结故障发生的根本原因为厂家在生成发动机时，反推系统的控制导线布局不合理，使得导线磨穿破损，从而故障频繁发生。
本文通过从反推系统原理入手，逐步排查可能导致故障的部件，最终发现破损的导线。
同时联系兄弟单位，询问他们的排故过程，发现根本原因均为同一位置的导线破损所致。
为此，我们积极联系发动机厂家和空中客车公司，反馈问题。
最终厂家发布改装文件SB A320-92-1082R1对该处导线进行改装。
目前已完成该改装，至今未再收到类似的故障报告，从而彻底解决了该故障。
1 反推系统结构和原理介绍CFM56-5B发动机反推系统通过4个阻流门来改变风扇气流的方向，产生反向推力，来减少飞机着陆时的滑跑距离。
每台发动机有两个反推门，每个反推门又安装有两个阻流门，反推系统只在地面才运行。
阻流门是通过相应发动机液压驱动泵供压的液压油系统作动。
左发阻流门是绿系统供压，右发发阻流门由黄系统供压。
CFM56-5B发动机HMU更换总结更换HMU工作总结——与燃油泵一起拆换HMU一、工具与设备1、特殊工具：燃油泵卡箍托块（856A2609）；HMU把具（856A1494）；HMU专业片卡（856A1469）；HMU力矩扳手（856A1336）；支撑千斤顶2、常用工具：油脂类：防咬油（CP2101）；凡士林(CP5070);滑油（润滑封圈）；钳子类：保险钳；剪钳；保险丝；鹰嘴钳；力矩扳：力矩扳手（36.00 to 220.00 lbf.in和96.00 to900.00 lbf.in）；摇把类：摇把（小头）；卡拉类：卡拉（小头×4，中头×1）；转接类：转杆（小头长×2，小方头短×1，小菱形头短×1，中头长×1）；转头（根据力矩扳手需要）；万向头（小头1/4×1，小头5/16×1）；套筒类：套筒（小头5/16×2，小头1/4×2，小头3/8×2，小头1/2×1，大头长套7/16×1）；扳手类：梅花开口扳手（1/4×2，5/16×2，3/8×2，1/2×1，9/16×2，11/16×2，3/4×1，13/16×1，7/8×1，15/16×1，1×1）；开口（1×1,1×1）；片卡类：直片卡（1/4×1，5/16×1，3/8×1）；容器类：油桶×1，油盘×3。
3、串堵头所需工具：长套筒（9/16×1，11/16×1，7/8×1，3/4×1，13/16×1，15/16×1，7/8×1），月牙扳手（1×1）。
如果一寸的堵头过紧可以借长卡拉。
CFM56-5B发动机余油口漏油的处理方法杨友仁一、系统工作原理CFM56-5B发动机的余油排放/通气系统主要用于将来自发动机及其短舱内的任何一个部件的余油和废气排出机外。
在CFM56-5B发动机上主要有两个余油排放/通气口，如下图1所示：1、吊架排放/通气口：安装在发动机吊架的后部，用于将残留在发动机吊架内的余油（水、液压油或燃油等）排出机外，或者将发动机吊架与大气相通。
2、发动机排放桅杆：安装在发动机底部，两扇发动机风扇包皮的结合处，主要用于收集并将发动机系统和部件的余油和废气排出机外。
此排放/通气子系统包含两个部分：一部分保存排放的余油直至飞行中才被排放，另一部分则直接通过排放桅杆排出机外。
该系统主要包含的部件有：（1）排放收集组件：安装在附件齿轮箱的后部，包含四个带有人工排放活门的排放收集器和两个储油箱。
（2）排放总管组件：安装在附件齿轮箱的后部，用于支撑排放桅杆。
（3）压力活门：它是排放总管组件的一部分。
当飞机空速达到200节时，该压力活门打开，这样冲压空气将竟如储油箱并使之增压，将积聚在油箱内油液通过排放桅杆排出机外。
（4）排放桅杆：安装在发动机底部且穿过风扇包皮伸入气流中，用于排放任何残留在排放/通气子系统中的油液。
．1 CFM56-5B Engine Drain and Vent Schematic图直接排放到机外的油液主要来自于：- the oil tank scupper- the forward sump- the fan case- the oil/fuel heat exchanger- the VBV- the VSV- the TCC- the aft sump（不允许漏油）- the fuel shroud pipeclock fire bulkhead. '- the 6 o- FRV.为发动机系统和部件余油管与排放桅杆连接详细图示。
2图2 CFM56-5B Engine Drain System Details图44个余油收集杯和两个存储油杯。
CFM56-5B发动机HMU更换总结
更换HMU工作总结
——与燃油泵一起拆换HMU一、工具与设备1、特殊工具：燃油泵卡箍托块（856A2609）；HMU把具（856A1494）；HMU 专业片卡（856A1469）；HMU力矩扳手（856A1336）；支撑千斤顶2、常用工具：油脂类：防咬油（CP2101）；凡士林(CP5070);滑油（润滑封圈）；钳子类：保险钳；剪钳；保险丝；鹰嘴钳；力矩扳：力矩扳手（36.00 to 220.00 lbf.in 和96.00 to900.00 lbf.in）；摇把类：摇把（小头）；卡拉类：卡拉（小头×4，中头×1）；转接类：转杆（小头长×2，小方头短×1，小菱形头短×1，中头长×1）；转头（根据力矩扳手需要）；万向头（小头1/4×1，小头5/16×1）；套筒类：套筒（小头5/16×2，小头1/4×2，小头3/8×2，小头1/2×1，大头长套7/16×1）；扳手类：梅花开口扳手（1/4×2，5/16×2，3/8×2，1/2×1，9/16×2，11/16×2，3/4×1，13/16×1，7/8×1，15/16×1，1×1）；开口（1×1,1×1）；片卡类：直片卡（1/4×1，5/16×1，3/8×1）；容器类：油桶×1，油盘×3。
3、串堵头所需工具：长套筒（9/16×1，11/16×1，7/8×1，3/4×1，13/16×1，15/16×1，7/8×1），月牙扳手（1×1）。
如果一寸的堵头过紧可以借长卡拉。
二、施工注意事项：1、此处施工会有不少燃油流出，施工现场周围要注意
禁止烟火，摆好施工警示灯或警示牌，有充足的消防设备到位。
同时，需要准备好油桶、油盘，尽量避免燃油在地面流淌。
多准备抹布或砂子等能够吸油的东西，及时阻止燃油在地面流动。
2、把风扇包皮开到全开位，并用抹布或海绵等柔软的东西包好其定位销，防止人员撞伤。
3、拆装时一定要注意不能够用力抓、推、压HMU的力矩马达。
4、拆装时注意顺序和整体拆装：A后部拆装：1）后面先拆燃油流量传感器（fuel flow transmitter），此处把燃油计量传感器、其支架和HMU的余油管作为整体拆装；2）拆燃油流量传感器（fuel flow transmitter）以方便其他施工（手册未要求拆它），此处要注意各个管子的相对位置和拆装顺序，严格参照AMM73-11-45或者参照另一侧发动机施工可避免因安装顺序错误而返工。
B中部拆装：1）等油嘴油滤（fuel nozzle filter）拆下后才容易断开燃油热交换器附近的管子；2）燃油供油管在中间部位断开（如需更换燃油泵，在拆下后再串到新件上）；HMU的供油管用1个长加长杆+2短加长杆带套筒卡拉拆比较快捷。
C下部拆装：1）手册要求拆燃油泵就检查油滤，所以需要更换燃油供油滤；2）燃油供油滤壳体右侧（躺在发动机正下方向上看可接近）有两根油管要断开。
D安装：安装时有一些螺杆较难装，但是基本都能够用手带上，切忌用卡拉直接带螺杆。
带有Gasket的管路安装中要注意管子上的凸台一定要装到位，如果未装到位就拧紧固定螺钉会损伤
管路凸台，产生渗漏。
1、拆下的螺杆和封严垫片在检查后要准确、详细标记，并装入袋子中，用线或胶带固定拆下的部件上，并且保证在部件上的位置与装机位置一致。
2、如需串件，把两个HMU并列放在一起，保证方向一置，一人拆一人装一人找封圈一人找力矩，并保证拆一个装一个力矩一个，避免错装漏装。
在窜件前对应IPC把封圈对应的位置标记在封圈的包装上，这样可缩短安装时找封圈对件号的时间。
3、所有电插头只能用发动机专用清洁剂清洁，不能用电气清洁剂。
4、在最后安装中对燃油泵的卡箍时，在燃油泵轴键进入键槽后，工作区域只需2到三人，主要力量由后部的人负责。
安装时部件下面要有支撑保护，支撑保护距离部件不能过远，以刚好能够保证部件自由旋转为佳。
安装时要注意不能用力过猛，防止损害传动轴，同时过大的力量反倒影响安装。
5、安装燃油泵卡箍时切忌用力敲打卡箍，避免发生不必要的损坏。
如果安装正确卡箍可以用手比较轻松的推上，然后再用螺杆拉近，打力矩即可。
三、人员组织此工作最少需要4人同时操作（其中一个电气专业人员），6人配置为最佳配置。
具体分配可以是：1人存放拆下部件和做标记，2人负责后部，2人负责中部，1人负责下部。
电气人员在做完电气专业工作后，可以帮助标记和保存拆下的零部件，做窜件的准备工作等。
四、航材我们目前所有飞机的HMU1、燃油泵所需航材：轴封圈（649-393-215-0），壳体封
圈（1338M79P01），壳体封圈支架（9057M50P01），燃油油滤（CA01962B）油滤盖子封圈（M25988-1-156），油滤堵头封圈（M25988-1-906）。
2、HMU窜件所需航材：HMU （8061-535），gasket（1754M36P01按需），O-RING（J221P906×4，J221P908×2，J221P904×5）3、此外，HMU和燃油泵上的gasket都属于视情更换，需要时可参照IPC73-21-10和IPC73-11-10。
五、小结1、HMU与燃油泵一起拆装的工作量较大，所需工具多，现场人员密度大，所以对现场的管理有一定的难度，最好在开始施工前就安排好人员分工，关键的位置安排关键的人员。
工具和抹布分别放入两个油盘中，这样既方便取用，提高工作效率，又可以防止工具乱放引起丢失。
2、此工作最大的难点在最后的安装上，在安装时配合最重要，所以条件允许的话尽量使用工作经验丰富，协调能力强的人员。
3、HMU与燃油泵一起拆装需要大概6个小时的时间（此时间视人员数量和配置而有变化），在夏天尽量保证施工人员的休息，防止中暑。
4、拆装中我们发现拆下伺服燃油加热器（SERVO FUEL HEATER）后可以接近HMU，进而不需拆下燃油泵，建议在下次时间允许的条件下进行此种尝试，如果成功则可能缩短更换HMU的工时。
拆装伺服热燃油加热器请参照AMM73-11-20。
此种拆装需要用HMU力矩扳手（856A1336）打力矩，此时需要计算力臂，并必须要注意力矩扳手与专用工具的方向，具体计算请参照
AMM20-21-11。
5、施工前请参照手册的安全注意事项做好准备工作。
6、此工作有很多管子、接头和螺钉，安装时切忌暴力施工，防止滑丝。
7、此工作中要及时包住断开的管子，盖好部件的开口，防止东西掉落到部件里面和管路被污染。
转载自飞机维修厂定检车间。
