A320系列飞机发动机引气系统原理及故障分析.docx

mar. 2013中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报 49vol.24 no.2journal of civil aviation flight university of chinaa320系列飞机发动机引气系统原理及故障分析潘明旭（国航股份工程技术分公司成都维修基地四川成都610201）摘要：本文在分析 a320 系列飞机发动机引气系统温度控制和压力控制原理的基础之上，结合发动机引气系统 4 个典型故障案例的隔离程序，形象说明了发动机引气系统温度控制和压力控制原理。而所引入的系统测试方法，使引气系统的维护和故障隔离更有的放矢。关键词：发动机引气系统温度控制压力控制analysis of engine bleed air system on airbus 320pan mingxu（chengdu maintenance base of air china technicschengdu610201sichuanchina）abstract：the thesis primarily expounds the theory of pressure control and temperature control of the engine bleed air system of a320. with the fault isolation analysis of the four representative fault cases about the engine bleed air system, it reveals the theory of pressure control and temperature control vividly. the functional test method introduced in the thesis has better efficiency inmaintenance and fault isolation of the system.key words：engine bleed air systemtemperature controlpressure control1 引言a320 系列飞机发动机引气作为飞机最主要、 最重要的气源，用于发动机启动系统、空调和客 舱增压系统、机翼和发动机防冰系统、液压油箱 和水箱增压系统等。而具有诸多空气敏感部件的a320 飞机发动机引气系统故障呈现多发性、重复性和复杂性特点。有鉴于此，系统性地分析 a320 飞机发动机引气系统的温度和压力控制原理，将 使该系统的维护和故障隔离更高效、更科学。2 发动机引气系统原理分析a320 系列飞机引气系统主要控制功能（即压 力和温度控制）由引气监控计算机 bmc、压力调 节活门温度控制电磁阀 ths 和风扇空气活门温度 控制器 tct 来实现，本文着重对 ths 和 tct 原 理进行分析。而作为执行部件的风扇空气活门 fav、压力调节活门 prv、高压级活门 hpv 都是 纯气动活门，不做详述。高压 9 级引气时主要由 hpv 完成引气压力的调节，调节下游引气压力约 为 36 psig；中压 5 级引气时主要由 prv 完成引气 压力的调节，调节下游引气压力约为 44 psig。图 1 prv 温度控制电磁阀 ths 原理图压力调节活门温度控制电磁阀 ths 安装于预 冷器下游引气管道上，用于控制 prv。包括三个mar. 2013vol.24 no.2中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报 50journal of civil aviationflight university of china子单元（图 1、图 2）：温度控制子单元、电磁阀子单元和反流控制子单元，以对应实现三项功 能：温度限制功能、prv 关断控制功能和反流控 制功能。供），则延时 60 s bmc 控制 ths 电磁线圈得电，关闭 prv；如 prv 下游引气压力达到 573psig 即引气超压（注：此压力数据由位于发动机 吊架舱内的引气压力传感器向 bmc 提供），则 延时 15 s bmc 控制 ths 电磁线圈得电，关闭 prv；如安装于吊架、大翼和机体内的感温环路 触发超温信号，则 bmc 控制 ths 电磁线圈得 电，关闭 prv；如果 apu 引气活门或是相应的启 动活门未在关闭位，则 bmc 控制 ths 电磁线圈 得电，关闭 prv。另 ths 不能直接控制 hpv 的 关断，通过 prv 与 hpv 之间的互联信号管实现 间接控制 hpv 的关断。反流控制：ths 通过内置的膜盒监控比较 prv 上游和预冷器下游引气压力信号，如引气压 力差值小于等于 0.145 psi，则膜盒开启，引气压力克服弹簧力作用开启电磁阀，旁通 prv 开启信号管，关闭 prv。图 2 prv 温度控制电磁阀 ths 控制线路图温度限制：当预冷器下游引气温度达到 235，感应管与其中的因瓦合金杆（因瓦合金的 热膨胀系数很小或者为负值）的热膨胀差异而开 始打开因瓦杆活门，旁通 prv 开启信号管，使信 号管内空气压力降低，进而调节 prv 偏关以降低 下游空气压力。如预冷器下游引气温度继续上升 到 245 ，则因瓦杆活门完全开启，限制下游引 气压力值降低到 17.5 psig。prv 关断控制：ths 电磁线圈得电，电磁阀克服弹簧力开启，旁通 prv 开启信号管，prv 关闭。电磁线圈失电，电 磁阀在复位弹簧作用下关闭。引气系统正常工作 情况下，电磁线圈失电、电磁阀在关闭位。可通 过驾驶舱内发动机引气电门或是发动机火警电门 人工控制电磁阀的开关。如预冷器下游引气温度 继续上升到 2573 即引气超温（注：此温度数 据由预冷器下游引气温度传感器向 bmc 提图 3 fav 温度控制器 tct 原理图风扇空气活门温度控制器 tct 安装于预冷器 下游管道上，通过控制 fav 开度，调节预冷器的 冷却空气流量，进而控制预冷器下游引气温度在20015 。包括两个子单元（见图 3）：温度感应单元和压力调节单元，以实现温度控制功能。 当预冷器下游引气温度低于 185 时，因瓦杆活 门处于关闭位，无空气流过压力调节器，fav 处 于关闭位；当预冷器下游引气温度高于 185 时，不锈钢感应管与其中的因瓦合金杆的热膨胀mar. 2013vol.24 no.2中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报 51journal of civil aviationflight university of china差异而开始打开因瓦杆活门，膜盒 a 腔室内空气旁通，压力调节器阀门在引气压力作用下开启， 空气压力信号通过信号管供到 fav 的开启腔室， 活门开始开启。活门开度由压力调节器向活门输 出的空气压力信号决定，空气压力信号由压力调 节器根据因瓦杆活门开度调定，实现 fav 在全关 位和全开位之间随温度变化动态调节开度，调节 下游引气温度在限制之内。3 故障案例分析案例 1 ：某选装 v2500a5 发动机的 a320 飞 机，在定检试车过程中，右发 prv 指示频繁地开 关，并伴随引气压力剧烈波动。航后报告有故障信 息出现： press reg-v 4001ha2 or sol10ha2 or sense line 。功能测试： (1) 完成 bmc 自测，测试 ok；(2)完成 prv 功能测试，活 门正常开启，将发动机引气电门置于 off 位，活 门正常关闭，活门运动平顺无卡滞，且活门位置 指示一致；(3)完成引气信号管的增压测试，发现 安装于 hpv 下游、prv 上游的用于 ths 反流控 制和引气转换压力监控的信号管有明显渗漏。进 一步检查发现：信号管管卡安装处因发动机振动 被磨穿。该信号管的渗漏使 ths 中的反流控制单 元感受到逆流的存在，即控制 prv 关闭，prv 关 闭后其上游的压力增加又导致 prv 重新打开，这 个过程反复快速进行，导致 prv 频繁开关，伴随 引气压力的剧烈波动。更换该信号管后，试车验 证引气系统工作正常。案例 2 ：某选装 v2500a5 发动机的 a321 飞 机，在航线运行中，航后报告反复出现故障信息 “press reg-v 4001ha1 or sol 10ha1 orsense line”，时间持续一个多月。期间频繁更换引气系统部件，更换部件后地面试车故障信息 不再出现，执行航班后，该故障信息又会再次出 现。功能测试：(1)完成 bmc 自测，测试 ok；(2) 完成 prv 功能测试，活门测试正常，活门运动平 顺无卡滞，且活门位置指示一致；(3)完成引气信 号管的增压测试，为信号管增压至 30 psig，然后 隔离信号管检查管内气压降至 0 psig 所经历的时 间，可以接受的下降时间至少为 20 s，信号管的静态稳压效果很好。因发动机与吊架相连的引气信号管为金属编织的柔性软管，这种软管端部因 发动机振动易出现疲劳裂纹，有必要模拟软管振 动动态检查其稳压效果。动态检查显示：模拟软 管振动，气压指示间歇性下降，软管金属编织层 端部间歇性漏气。而因为发动机地面静态试车难 以模拟飞机飞行中飞行操纵面动作、飞行姿态改 变、气流扰动导致的发动机外部振动，并且飞机 飞行中发动机的振动值通常也比地面静态试车时 要大，所以才有地面排故试车测试正常，航班飞 行后故障信息复现的问题。更换该信号管后试车 验证引气系统工作正常。航线运行跟踪，故障信 息不再出现，故障彻底排除。案例 3：某选装 cfm56-5b 发动机的 a320 飞 机，在定检试车过程中，左发引气压力波动， prv 指示时开时关，发动机引气不能人工关断。 发动机关车后，使用 apu 引气，出现左发 prv 活门会伴随打开的怪现象。功能测试：(1) 完成 bmc 自测，测试 ok，且活门位置指示一致；(2) 完成 prv 的功能测试，活门能够正常开启，活门 运动平顺无卡滞，将发动机引气电门置于 off 位，正常情况下活门应关闭，但活门仍旧处于开 位，显然，prv 不受控，即 ths 的引气压力调 节活门关断控制并未实现。故障隔离：（1）用扳 手拧松安装于 ths 上控制活门关断的信号管管螺 帽，人工旁通引气压力调节活门开启信号管，活 门仍旧处于开位。用扳手拧松活门与吊架之间的 关断控制信号管管螺帽，人工旁通 prv 开启信号 管，活门关闭，信号管可能堵塞；（2）脱开安装 于 ths 上的电插头，将发动机引气电门置于 off 位，测量输出控制电压为 28 v，正常；（3）完成 引气信号管的增压渗漏测试并验证信号管是否确 实堵塞，检查发现另一怪现象：信号管增压导致 风扇空气活门开启。进一步检查发现：ths 活门 关断控制信号管和 tct 活门开关控制信号管交叉 错装（这两根信号管走向相同且管螺帽尺寸相 同，对比左右吊架引气信号管构型，发现只有左 吊架可能出现交叉错装问题）。而 tct 内的膜盒 柱塞或者因瓦杆活门不在全关位（下转第 54 页）mar. 2013vol.24 no.2中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报 54journal of civil aviationflight university of china快造成结构在不久之后就会失效。起落架产生裂纹的主要位置是螺栓、螺栓孔、插头、铆钉和焊 接处。以下是裂纹扩展的典型位置：易受螺栓影响的是螺栓头到螺杆半径范围内 的区域，以及螺杆和螺纹连接处位置（图 1）， 裂纹主要发生在表面的螺栓孔边缘和钻孔靠下位 置（图 2、图 3）；铆接处和接合处常见的失效形 式是铆钉头的变形和铆钉孔处产生的表面裂纹； 杆末端的裂纹和随后的失效通常发生在轴承附件 的螺纹末端和锁紧螺母的邻近部位或下端（图4）；裂纹扩展主要沿着基体金属邻近的焊接处边 缘和沿着凸缘嘴中心线；延长孔普遍在锥形孔、 螺栓孔和扭矩管和推拉杆之间的铆接处（图 5）；杆和管的变形很普遍，当延伸、膨胀或截面 弯曲时，变形更明显。因为这种类型的变形很难 发现，沿着管感觉，看是否有变形的迹象。在起 落架组件连接点处钣金部分的变形，当用斜光照 明这部分区域时，通常能够被发现。参考文献1 阎成鸿. cessna 172 型飞机机型培训教程m.北京：航空工业出版社，20082 李幼兰. 空气动力学和维护技术基础m. 北 京：兵器工业出版社，20063 郝劲松. 活塞发动机飞机结构与系统m. 北京：兵器工业出版社，20074 郑连兴，任仁良. 涡轮发动机飞机结构与系统m. 北京：兵器工业出版社，20065 杨华保. 飞机原理与构造m. 西安：西北工 业大学出版社，2002图 1 典型螺栓裂纹图 2 典型螺栓孔裂纹图 3 螺栓孔附近的裂纹图 4 典型杆末端裂纹图 5 典型扭力管螺栓延长孔（上接第 51 页）（正常情况下，apu 引气时不应有空气流过 tct 压力调节器），可能为 tct 性能衰退或功能 失效，才有 apu 引气时，左发 prv 活门会伴随 打开的怪现象，而另一怪现象：ths 信号管增压 测试导致风扇空气活门开启的原因也显然。纠正 两根信号管的安装并更换 tct，试车验证引气系 统工作正常。案例 4：某选装 cfm56-5b 发动机的 a319 飞 机，在定检试车过程中，左发引气系统工作参数 正常，中压级高压级引气转换正常，但左发引气 不能人工关断。功能测试：(1)完成 bmc 自测， 测试 ok ；(2) 人工扳开 prv 活门运动平顺无卡 滞，且活门位置指示一致；(3)完成 prv 的功能测 试，活门能够正常开启，将发动机引气电门置于off 位，正常情况下活