民用飞机驾驶舱异响典型排故研究

第一篇：民用飞机驾驶舱异响典型排故研究

民用飞机驾驶舱异响典型排故研究

[摘 要]本文通过分析民用飞机驾驶舱异响的类别和发生阶段，梳理了驾驶舱异响的主要原因，进而研究了此类故障的排故思路和方法。

[关键词]驾驶舱、异响、排故

中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）16-0346-01

1.引言

飞机驾驶舱中有各种重要的显示器及机载设备，是飞行员与飞机进行信息交互的主要通道[1]，堪称飞机的中枢系统。当驾驶舱出现异响时，飞机系统可能出现了某种故障，必须得到高度重视，并进行及时排故，防患于未然，保证飞机的安全运行。

2.驾驶舱异响种类和发生阶段

根据对包括波音737机型和空客320机型驾驶舱异响故障的统计，驾驶舱出现的异响通常包括尖锐啸叫（whistling），滴答响（clicking），噼啪响（clacking），噗噗声（popping），金属重物击打的咚咚响（clonking），马蹄敲击地面的咄咄响（clunking），或挤压罐头的嘎嘎响（oil canning）等[2]。

在发生阶段方面，这些异响的发生涵盖地面和空中各个阶段，各异响种类及其发生阶段的对应关系详见表1。

3.驾驶舱异响排故分析

3.1.故障原因分析

驾驶舱异响的原因通常包括以下几个方面：

1）风挡或侧窗漏气；驾驶舱显示器后部通风口封严变形

2）雷达罩的锁扣

3）仪器面板上的安装螺钉松动

4）活动座椅的安装点松动

5）客舱门的门档

6）地板结构与前起落架舱之间的连杆

7）装饰盖板松动

8）故障旗及警告、警戒

3.2.排故思路与方式

在确定驾驶舱异响的原因后，其排故的典型思路及方法通常包括以下两个类别：

对于1-8类别故障原因按照主制造商提供的故障隔离手册（FIM）、飞行维修手册（AMM）和飞机飞行手册（AFM）等运行类手册和持续适航文件中规定的故障隔离程序进行排故；

对于非典型故障，依据异响的频率、持续时间、发生阶段、发生位置等信息确定故障现象，然后依据主制造商提供的系统描述（SDS）、系统原理手册（SSM）、线路图册（WDM）等持续适航文件进行故障原因评估和排故。

4.A320机型驾驶舱异响排故分析

4.1.故障现象

A320飞机在巡航阶段，驾驶舱中部突然出现明显的连续性的啸叫声，飞行员观察驾驶舱中MFD，PFD上无EICAS信息，各系统页面均正常，噪声持续大概5分钟后减小并消失，异响可能发生在中央操纵台以下。

4.2.故障原因分析

由于?{驶舱异响是发生在飞机在巡航阶段中，并且是连续性的啸叫，根据经验异响种类判断，可能是风挡漏气或显示器后部通风口封严变形。但是异响是发生在驾驶舱中部，而且来自中央操纵台以下，排除了风挡漏气或显示器后部通风口封严变形的原因。

根据系统描述和系统原理，对驾驶舱中央操纵台以下或电子舱内部可能出现异响的系统和设备进行梳理：

1）自动飞行系统：俯仰伺服和横滚伺服异常的机械运动。

2）通信系统：旅客广播装置自身风扇工作异常。

3）电源系统： R TRU自身风扇工作异常。

4）飞行控制系统：副翼配平作动器内部电机异常。

5）发动机控制系统：油门控制组件内的自动油门伺服马达发生异常的机械运动。

6）驾驶舱附近设备安装松动

通过对相关系统和设备进行检查和测试，仍未确定故障原因，排查上述各种可能后，排故人员对座舱增压。

实际增压试验时：未增压时，无啸叫声；当压差到1.5psi时出现啸叫声，继续增大到2.8psi时啸叫声出现。而后，堵住位于电子设备舱主蓄电池进气口时啸叫声消失。之后进行释压，释压速率控制在800ft/m以下，气压减小至1.0psi时，啸叫声明显减弱，当减小至0.6psi时，啸叫声基本消失。

根据试验情况，进一步分析主蓄电池工作原理：当主蓄电池工作时，会产生可燃性气体（和），为避免蓄电池内浓度过高，需设置通风装置，将产生的及时排出机外。当座舱增压时，在主蓄电池进气口到出气口间产生正向压差，气流从进气口流向出气口，形成通风路径。为避免未增压条件下蓄电池工作产生的进入电子电气设备舱，在蓄电池进气口导管尾部加装了一个橡胶单向阀。因此，初步判断故障原因为进气口内部橡胶单向阀。

4.3.故障排除

更换主蓄电池进气口橡胶单向阀，啸叫消失，故障排除。后将该件送返部件维修厂家检查，发现进气口内部橡胶单向阀出气口破裂，且通过加压测试，该破裂的单向阀出现类似的啸叫声，可确认啸叫原因为橡胶单向阀出气口破裂。

5.小结

排除驾驶舱异响的方法有许多种，可以根据异响的种类快速锁定异响来源，快速定位故障原因，进行隔离故障，从而大大提高排故效率。当异响的种类无法锁定异响来源时，对于非典型故障，依据异响的频率、持续时间、发生阶段、发生位置等信息确定故障现象，配合主制造商提供的系统描述（SDS）、系统原理手册（SSM）、线路图册（WDM）等持续适航文件进行故障原因评估和排故。希望以上建议对排除后续相关异响的排故有一定的参考意义。

参考文献

[1] 飞机驾驶舱人机界面综合评估科学技术与工程徐海玉、张安、汤志荔、陈斌

[2] 空客A320飞机驾驶舱异响故障的排除维修王岩、李庆杰

第二篇：基于QAR数据的民航发动机排故方法研究分析论文

1引言

QAR C Quick Access Recorder)是民航飞机上装载的快速存取记录器，记录器介质通常为可擦写光盘或PCMCIA卡，记录时间可达数百小时，记录参数涵盖绝大部分飞行品质监控数据。飞机航后维护时，机务工程师对QAR记录的原始二进制数据进行译码，转换成所需的参数工程值，工程值是对飞行品质监控数据的真实还原。工程值包含高低压转子转速、排气温度、燃油流量、滑油压力、高度及空速等100多个模拟量，以及发动机引气、发动机火警、GPWS告警、防冰活门、起落架收放等200多个开关量，这些参数反映飞机运行过程中各种变化情况和性能状态，对监控操纵细节、保障飞行安全、提高运营效率起到了科学有效的保障作用。

QAR数据是飞行技术检查、安全调查评估、飞行故障排故的重要依据。怎样利用QAR数据对飞机发动机故障进行准确有效的排故，一直是机务工程师不断摸索、总结的重要经验。本文根据在长期工作实践中总结出的经验，提出利用发动机相关QAR数据的分析，准确地进行发动机疑难故障诊断，从而有效排除发动机故障的方法。重点研究对CFM56发动机的常见故障进行排故。

2发动机转子高振动值排故方法

CFM56发动机是双转子发动机，由低压转子N1和高压转子N2组成。AVM(AirborneVibrator Monitor，机载振动监视系统)和 QAR系统均能记录低压(转子)部分和高压(转子)部分的振动数值以及相对应的转速等参数。根据MM(Maintenance manual)手册要求，CFM56发动机通常情况下高、低压转子振动值超过3.0个单位则必须要求排故，检查确定不会导致二次损失后方能放行。若超过4.0个单位，则飞机无法放行。发动机在正常状态下高、低压转子的振动一般不会超过1.0个单位。为了保障航班正常运营，发动机的振动值达到2.5个单位以上，应采取相应的纠正措施。

2.1指示系统故障排故方法

当发动机出现振动值高的情况时，首先通过分析QAR数据判断发生高振动转子的位置、转速和飞行阶段等，确定是否为指示系统故障。因发动机工作环境相对恶劣，指示系统接头可能出现氧化、龟裂等现象，导致发动机振动指示值较高。指示系统故障，QAR数据显示为:发动机振动值高是在不同转速、不同飞行阶段随机出现，且是间歇性的。

处理这类故障的方法一般为:首先检查与振动相关的电气接头连接紧密性，线路完好性。如果确认与电气接头无关，则有可能是AVM内部问题，相应考虑对串或者更换AVM，然后再试车检查故障是否排除。实际排故当中，采用此种方法一般可消除指示系统故障。

2.2转子自身问题排故方法

波音737-300/400和737-700/800飞机分别装配的是CFM56-3C和CFM56-7B发动机。发动机在长期使用过程中，轴承和叶片磨损会加剧，燃烧室以及高、低压涡轮会不断积累灰尘，从而导致发动机转子不平衡，振动值过大。对不同航段的QAR数据，通常高振动值是出现在某个固定的转速下，并且是在相对固定的相位角下。

若是低压转子振动较高时，则应先对发动机进行目视检查，检查风扇叶片，进口导向叶片和低压涡轮可见部分叶片有无损伤，然后检查前后收油池磁堵来判断轴承有无磨损。在以上检查结果都完好的情况下，最后进行风扇叶片配平和叶片润滑来减少振动值。可通过风扇叶片配平和叶片润滑来减小振动值，通常可降低至1.0个单位以下。

若是低压转子振动较高时，航线上没有相应的措施以降低振动值，但可对发动机高压级进行孔探或者进行磁堵检测，以确认发动机无内部损失，在确认发动机无内部损伤后，可以继续监控使用，直至发动机被安排更换。EGT温度过高排故方法

3.1地面启动阶段EGT过高排故方法

CFM56发动机的EGT(exhaust gas temperature，排气温度)在启动阶段的限制值为725摄氏度。为避免飞机运行延误，确保正点率，启动阶段EGT若超过700摄氏度并持续出现时，应采取相应的维护措施。CFM56-3B发动机启动阶段EGT过高的主要原因有:VSV(Variable Stator Vane，可调静子叶片)调节出现偏差，或MEC(Main Engine Control，主发动机控制)内部磨损导致发动机富油。

若VSV出现偏差，QAR数据反映出的特征是:虽然启动阶段EGT过高，但FF(Fuel Flow，燃油流量)值不高。当发动机启动阶段EGT有超过700摄氏度的记录时，通过查看QAR数据包含的几个EGT较高航段对应的FF，FF通常不会高于1100 lbs，这种情况主要对VSV进行静态校装，调整VSV至正常位置即可排除故障。

若MEC磨损导致富油，QAR数据反映出的特征与前种情况相比，不但启动阶段EGT过高，而且FF也偏高，通常超过1 100 lbs，甚至超过1 200 lbs。出现此类故障，如启动阶段EGT和FF偏离不严重，在不影响放行时，可先进行高低慢车性能调节，使发动机在MM手册要求范围内继续安全工作，但由于MEC供油计划偏富油，只有更换MEC才能最终排除故障。

3.2爬升阶段EGT过高排故方法

导致爬升阶段EGT升高主要有三种原因:(1)EGT指示系统故障;(2)油路和气路控制系统故障;(3)发动机性能衰退，高压级工作效率低。根据QAR记录的数据分析，可以相对容易准确地判断导致爬升阶段EGT升高的原因。CFM56发动机不同型号对爬升阶段的超限值要求不同，CFM56-3C的超限值为930摄氏度，CFM56-7B的超限值为970摄氏度，当分别超过910摄氏度和920摄氏度时，应引起关注，对发动机进行密切监控和视情采取措施。

3.2.1 EGT指示系统故障

当爬升阶段EGT升高时，地面维护人员可收集最近阶段该发动机执飞时不同航段的QAR数据进行分析。如果观察到爬升阶段EGT升高，通常超过30摄氏度，而在相同N1下，FF和N2几乎没有变化，且故障之前相同N1下的EGT几乎也没有变化，则可基本判定为EGT指示系统故障。航后检查时可通过查看CDU(Control Display Unit控制显示组件)显示的故障代码，以查找相应的电气接头进行清洁或更换。

3.2.2发动机油路和气路控制系统故障

如果爬升阶段EGT升高，通过分析对比故障之前的QAR数据，发现巡航或者爬升状态下EGT，FF和N2均出现上升，在大功率状态下，EGT，FF和N2上升幅度尤为显著，此种情况表明发动机的油路或气路控制系统可能存在故障。排故时，可先排查VSV和V B V(Variable Bleed Valve，可调放气活门)等气路控制系统，在排除没有故障后，可检查MEC、燃油泵等油路控制部件故障。根据长期积累的排故经验，对于CFM56-3C发动机，多为VBV系统的问题，如VBV门卡阻，柔性驱动轴断裂造成某些VBV门密封不严，VBV马达或作动器失效导致VBV门无法动作等。

3.2.3发动机性能衰退

随着发动机服役时间的增加，发动机性能势必呈现出衰退趋势，从而导致爬升或巡航阶段EGT升高。结合QAR数据，由发动机性能衰退引起的EGT上升所表现出的数据特征为:相同N1下，EGT，FF，N2通常不会突然升高，高EGT值往往在高N1下出现，根据长期积累的排故经验，高EGT值通常在每天首次起飞或者在高原机场、高温天气下，飞机处于接近满载状态，或无减推力等情况出现时。此时应查看发动机性能报告，通过观察EGT温度来判断总体性能状况。对于波音737-300，若EGT温度已降至40摄氏度，波音737-400，若EGT温度已降至10摄氏度以下，说明发动机总体性能已下降。航线上可通过清洗发动机涵道，增加每天第一个航班的暖车时间，对飞机限飞高原机场，要求机组尽量使用减推力等，以延长发动机的在翼使用时间。

4利用QAR数据排故的注意事项

利用QAR记录的大量关于飞行品质和状态的监控数据，能够准确反映发动机参数的关联性，再现故障形式，确定故障特征，帮助机务工程师快速准确地排除故障。但也对机务工程部门和机务工程师提出了更高要求。对于机务工程部门而言，首先需要严格、高效、全程地收集、管理QAR译码数据，加强QAR系统维护，确保其能够可靠工作，并且能够承担起数据对比和分析的任务，为机务人员排故提供有力的技术支撑。同时机务工程师不仅要对飞机运行系统有深刻了解，注重排故经验的总结和交流，更需要掌握QAR提供的参数特性，分析数据背后的故障成因，培养利用QAR排故的意识和技能。

(1)必须明确采集参数的传感器位置和参数的物理意义。若无法明确参数表征的含义，会影响故障分析进程，所以应结合数据采集组件和飞机系统结构来确定参数。

(2)分析、对比QAR数据时，应注意参数的时间间隔。应选取能体现飞机前后运行状态明显的数据，过长的间隔对分析数据没有意义，过短的间隔由于相似性高而易造成干扰和误判。

(3)确定QAR数据的有效性。机务人员应结合发动机实际状态、运行环境、飞行时间等对数据进行鉴别，确保数据的有效性。

第三篇：实验二 典型环节的模拟研究与二阶系统瞬态响应和稳定性

自动控制理论实验

实验二

典型环节的模拟研究与二阶系统瞬态响应和稳定性

（北京理工大学自动化学院 班级：

姓名：

学号：）

摘要：本次实验是基于电路连接的半实物半仿真。主要内容包括：典型环节的模拟研究和二阶系统瞬态响应和稳定性分析。

关键词：比例、惯性、积分、微分、二阶系统、瞬态、稳定性

一、实验目的

了解和掌握各典型环节模拟电路的构成方法、传递函数表达式和输出时域函数表达式。观察和分析各典型环节的阶跃响应曲线，了解各项电路参数对典型环节动态特性的影响。

二、实验过程

1.比例环节的模拟电路及阶跃响应曲线如图

1、图2所示。

图1 比例环节电路图

传递函数：

图2 比例环节阶跃响应曲线

2.惯性环节的模拟电路及阶跃响应曲线如图

3、图4所示。图3 惯性环节电路图

传递函数：

图4 惯性环节阶跃响应曲线

3.积分环节的模拟电路及阶跃响应曲

线如图

5、图6所示。

图5 积分环节电路图

自动控制理论实验

传递函数：

图6 积分环节阶跃响应曲线

4.比例积分环节的模拟电路及阶跃响应曲线如图

7、图8所示。

图7 比例积分环节电路图

传递函数：

图8 比例积分环节阶跃响应曲线

5.比例微分环节的模拟电路及阶跃响应曲线如图

9、图10所示。

图9 比例微分环节电路图

传递函数：

图10比例微分环节跃响应曲线

6.比例积分微分环节的模拟电路及阶

跃响应曲线如图

11、图12所示。

图11 比例积分微分环节电路图

传递函数：

图12 比例积分微分环节跃响应曲线

自动控制理论实验

7.典型Ⅰ型二阶单位反馈闭环系统如图13所示。有二阶闭环模拟电路如图14所示。

R(S)E(S)K1C(S)TS1TSi—B(S)图13 典型Ⅰ型二阶单位反馈闭环系统

开环传递函数：

闭环传递函数：

图14 二阶闭环模拟电路

7.1 无阻尼响应：ξ=0，K=∞，R=0，无阻尼响应曲线如图15所示。

图15 无阻尼响应曲线

7.2 欠阻尼响应：ξ=0.316，K=25，R=4KΩ

欠阻尼响应曲线如图16所示。

图16 欠阻尼响应曲线

7.3 临界阻尼响应：ξ=1，K=2.5，R=40K

Ω

临界阻尼响应曲线如图17所示。

图17 临界阻尼响应曲线

7.4 过阻尼响应：ξ=1.32，K=1.43，R=70KΩ

过阻尼响应曲线如图18所示

图18过阻尼响应曲线

7.5 欠阻尼状态下改变ωn，使ωn缩小

2倍。

其响应曲线如图19所示。

图19 欠阻尼ωn缩小2倍响应曲线

自动控制理论实验

三、思考题

1..改变比例系数、微分时间常数、积分时间常数。运行、观察、记录响应曲线，分析比例、积分、微分环节的作用。2..构建比例积分和比例微分环节电路，分析其作用。

3.改变被测系统的各项电路参数，观察和分析Ⅰ型二阶闭环系统阻尼比ξ<0，与阻尼比ξ=0的瞬态响应曲线，从而完善ξ对系统过渡过程影响的认识。

答：无阻尼（ξ=0）时，系统响应为等幅振荡，即以系统自然频率振荡，系统响应为发散正弦振荡，此时系统不稳定。4.在二阶系统中，临界阻尼和过阻尼阶跃响应曲线的区别是什么？

答：临界阻尼阶跃响应曲线的最终值恰好等于稳定值，而过阻尼阶跃响应曲线的最终值将小于稳定值。

5.同一阻尼系数的二阶系统中，改变不同的自由振荡频率，对超调量和过渡过程时间是否有影响？

答：由超调量公式可知，超调量只与阻尼比有关，所以改变自由振荡频率对超调量没有影响；而由过渡过程时间公式可知，在阻尼比不变的前提下，自由振荡频率与过渡过程时间成反比，即提高自由振荡频率，过渡过程时间变小，而自由振荡频率变小，过渡过程时间变大。

四、结束语

本次实验，是对典型环节的模拟研究，还进行了二阶系统瞬态响应，通过对不同ωn以及值对二阶系统在临界阻尼、欠阻尼、过阻尼响应的 的影响 通过短短几节课，对典型环节的模拟研究与二阶系统瞬态响应和稳定性有了更深的了解。

参考文献

[1]胡寿松 自动控制理论（第六版）科学出版社 2013 [2] 姜增如 自动控制理论实验 北京理工大学出版社 2010