飞机座舱不密封的故障分析及排除方法的探析

南昌航空大学成人教育毕业设计（论文）座舱不密封的故障分析及排除办法PAGE2飞机座舱不密封的故障分析及排除方法探析本文阐述了飞机发生故障的排除访求，分析了座舱不密封产生的原因，重点介绍了座舱不密封各类排除的方法。机务维修人员在使用维护过程中，对于所发生的故障必须及时发现、认真排除，把故障消灭在机务准备的过程中，确保“故障不上天”。因此，在日常维护过程中，必须抓好以下三个环节，及时发现故障的现象；确实弄清故障的原因；正确、彻底地排除故障。关键字：发现原因分析排除方法PAGEPAGE2第一章判断和排除故障的一般方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（3）1.1及时发现故障的现象．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（3）1.2确实弄清故障的原因．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（4）1.3正确彻底地排除故障．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（6）第二章座舱不密封的原因分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（7）第一节座舱压力的调节．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（7）2.1.1座舱压力随高度变化的情况．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（7）2.1.2座舱压力调节器．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（8）2.1.3座舱增压安全活门（QYF—3）．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（13）2.1.4座舱高度压力差表（BGC—20）．．．．．．．．．．．．．．．．．．（14）2.1.5座舱压力不正常的原因．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（15）第二节座舱充气密封软管裂纹．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（16）2.2.1故障概况．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（16）2.2.2测试与分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（17）第三节座舱盖上位锁摇臂断裂．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（18）2.3.1上位锁工作原理及故障原因．．．．．．．．．．．．．．．．．．（19）2.3.2上位锁摇臂断裂原因分析．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（20）第三章座舱不密封的排除方法．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（22）第一节座舱密封性及密封胶带气压的检测．．．．．．．．．．．．．（22）3.1.1座舱密封性的检测．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（22）3.1.2座舱密封胶带气压的检测．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（24）第二节座舱密封增压值的检测．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（24）第三节座舱地面密封性试验．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（25）3.3.1整体密封试验．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（25）3.3.2局部密封试验．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（30）参考文献．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．（31）

座舱不密封的故障分析及排除方法飞机、发动机各部分、各系统及其附件、机载设备和武器装备等的工作状态和机械状态，在使用过程中，经常会发生变化。当这种变化超出了允许的范围时，通常称为故障。机务维修人员在使用维护过程中，对于所发生的故障必须及时发现、认真排除，把故障消灭在机务准备的过程中，确保“故障不上天”。因此，在日常维护过程中，必须抓好以下三个环节，即：及时发现故障的现象，确实弄清故障的原因，正确、彻底地排除故障。1.1及时发现故障的现象及时发现故障的现象，是恢复、保持装备的可靠性，保证飞行安全，确保作战、训练任务顺利完成的重要环节，也是排除故障的首要条件。为了能及时地发现故障的现象，消除危及安全的隐患，机务人员必须严格按照条例、规程要求，扎扎实实地做好各种检查工作，严肃认真地对待飞行员对飞机的反映。（一）扎扎实实地做好飞机的各种检查工作飞机的各种检查工作主要有：飞行后检查、飞行前检查、再次起飞前检查和机械日以及周期性维修时的检查等等。在进行这些检查时，必须做到一下几点：1．切实按《工程机务条例》、《飞机维护规程》所规定的各项内容和技术要求，以及上级的指示进行检查。检查中要注意飞机、发动机各部件、各系统及其附件的一切不正常迹象，对检查中所发现疑点，要追根求源，确实弄清。为了迅速而又准确地发现不正常的迹象，在检查中可采取“比较法”，即将机件的工作状态和机械状态与正常情况下的表现，如：压力、声音、电压、电流、颜色等，加以对照比较，以便及时发现故障现象。2．全面检查抓住重点。按《飞机维护规程》规定的内容，进行全面细致地检查，做到不漏项。同时，还要根据飞机的具体情况、使用特点和故障规律，掌握检查重点，对易发生故障的机件及重要部位，要加强检查。3．要特别注意隐藏的、潜在的故障。这类故障虽然不容易发现，但总是有征兆可寻，有端倪可察，有前后现象可供思索。因此检查中要特别注意发现一切不正常的迹象，对发现任何疑点以致微小的征兆，都应该追根求源，决不要轻易放过。（二）认真听取和严肃对待飞行员的反映，对及时发现故障，确保飞行安全是十分重要的。1.2确实弄清故障的原因发现故障以后，能否迅速准确地排除故障，主要取决于能否很快地找到产生故障的原因和部位。由于飞机、发动机、机载设备和武器装备等技术先进、构造复杂，产生故障的原因又是多方面的，因此这些因素会给分析、判断故障带来一定的困难。然而只要能掌握分析、判断故障的普遍规律和方法，并结合故障的具体情况灵活运用，故障的原因和部位是可以找到的。（一）判断故障的一般步骤判断故障的步骤，一般可分为弄清故障情况；分析判断故障可能产生的原因；通过检查、试验找出故障的真正原因这样三个步骤。1．弄清故障情况弄清故障情况的目的是在于防止盲目性和片面性，为分析、判断故障提供比较丰富的可靠的资料。只有感觉材料十分丰富（不是零碎不全）和符合实际（不是错觉），才能根据这样的材料得出正确的结论。因此，弄清故障情况，是分析、判断故障的基础。对于已发现的故障，需要弄清两个方面的情况：一是弄清产生故障的现象。即机件在形状、颜色、温度、声音、数据、工作状态等方面变化后所表现出来的不正常现象；二是弄清产生故障的条件，包括故障发生前出现过什么征候，进行过哪些工作，机件的履历；以及产生故障时的气候特点，飞机的飞行状态和飞行员的操纵情况等。通常可以从两个方面着手进行了解。（1）向飞行员了解飞机的使用情况飞行员最了解飞机在空中的工作情况，特别是对那些只有在飞机滑跑和飞行中才能反映出来的不正常现象，感觉较为敏感。因此，在向飞行员了解情况时，不仅要了解飞机在飞行中出现的不正常现象，而且要了解产生不正常现象时的飞行高度、速度、飞机的状态、有关仪表的指示和信号，飞行员的具体感觉等。如果有关情况不够清楚，可根据需要与可能，再进行试飞。（2）检查飞机上与故障有关联的机件的状况飞机某一部分或某一机件（附件）产生故障，该部分或该机件的外部状态或内部状况就会变化，这种变化，有点可能反映在外部损伤，有的反映在不能正常工作，有的则两者兼有。检查时，一般先观察机件外部有无损伤，然后进一步检查机件在地面的工作情况。检查机件外部时，可用看、摸、量、摇、拍、听、嗅等方法进行，当机件的外表损伤不明显，或只根据外表状况还不能确实弄清故障情况时，则需要检查机件的工作情况。例如：通过试车以检查发动机及发动机有关的各系统的工作情况；通过通电，以检查各用电设备的工作情况；利用地面液压泵供压，以检查液压系统的工作情况和检查起落架、襟翼、减速板的收放情况等。但是，各机件在地面的工作情况还不能完全反映在空中的实际工作情况，所以还必须结合飞行员的反映，全面考虑。2．分析故障情况，判断故障可能存在的部位分析、判断故障的原因，是从认识故障的现象到认识故障的本质的过程，这是排除故障整个过程中最关键、最有决定意义的一步。分析、判断故障原因时，应根据故障的现象和有关情况，结合机件的工作特点、构造特点、材料性质等进行分析。把可能引起故障的内部原因和外部原因全部拉出条来，并在此基础上，充分运用已有的经验，比较其可能性的大小；取可能性较大的部位作进一步检查以缩小分析、判断范围，便于查明故障的具体部位。3．通过检查、试验、找出故障的具体部位经过分析、判断之后，找出了可能性最大的原因，但这还是理论上的推断，是否符合实际，还有待于验证。只有通过检查、试验，才能证明理论上的的分析、判断是否正确。如果检查、试验的结果与分析、判断相一致，则说明确实是故障的真正原因，即可依此予以排除；如果检查、试验的结果与分析、判断的不符合，则应进一步调查研究，判断、检查和试验，直至找到故障的真正原因为止。在进行检查、试验时，应当先从可能性最大的原因方面着手，并由易到难，由简到繁，以利迅速找出故障原因，防止走弯路。分析、判断故障，一般可以按上述方法有步骤地进行。在没有做细致的调查研究及故障的情况没有弄清之前，一定要防止盲目的乱拆、乱换机件，否则会改变故障的本来面目，给分析、判断故障增加困难。（二）判断故障的一般方法没有正确有效的方法，就不能迅速找出故障的真正原因。判断故障的常用方法主要有：比较法、突出法、分段法、换件法等。1．比较法在分析、判断故障时，如果故障的现象不明显，难以肯定某个机件的工作是否正常，一般可采用比较法（与正常机件的工作状态相比较）。例如，通过声音、温度、转速、压力、颜色等的比较，看其有无差异，这些差异在一定程度上可作为判断故障的依据。2．突出法当检查、试验某一部分或某一机件的工作状况时，往往会受到其它部分或其它机件工作的干扰，特别是当需要通过工作声音来判断故障时，其相互干扰更大，在此情况下，可用突出法。使其它发出声音的机件暂时停止工作，以便于迅速准确地查明原因。3．分段法当已知故障在某一系统（管路、线路），但又难以断定其具体位置时，可采用分段法。即把该系统分为若干段，每段为一单元，然后逐段检查。分段法在实施过程中比较麻烦，但在检查液压、冷气系统故障时准确性较高。4．换件法换件法就是把被怀疑有故障的机件从飞机上卸下来，换上良好的机件，然后，再进行试验，如果换件后故障消除，说明原机件有故障。5．测量法当检查飞机、发动机的某一系统（管路、线路）、某一机件（附件、设备）的性能参数是否符合规定时，可采用测量法。如用专用的仪器设备、测量工具来测量其压力、间隙、摩擦力、电压、电流、频率、电阻等参数是否符合规定，来判明故障可能发生的部位。6．摇动法这种方法主要用来判明电路是否存在接触不良的故障。检查时，先对设备进行通电，然后摇动可能产生故障的插销接头或电缆，看设备工作是否正常，如果设备断断续续地工作，就说明所摇动的插销接头或电缆有故障。1.3正确彻底地排除故障排除故障的方法一般有：清洗、润滑、调整、修理和更换机件等。在此仅阐述修理和更换机件的一般方法。（一）修理修理是航空技术装备不符合技术要求或者已经损坏的情况下，所采用的一种排除故障的方法。机件进厂修理前和修理后，必须完成以下工作：1．将机件的故障情况记入履历本（证明书）或机件标签上。2．按规定进行油封和包装，以防机件锈蚀和损伤。3．修理后，应全面细致地检查修理质量。检查修理质量的工作应于安装前及安装后分两次进行，并在以后的工作中，定期或不定期地进行全面检查。4．将修理情况记入履历本（证明书）。（二）更换更换通常是在航空技术装备损坏后，需较长时间修理或无法修理的情况下所采用的一种排除故障的方法。现换机件时应注意以下几点：1．所更换的机件，应与原机件属于同一型别和规格。对于有长度要求的机件，在装机时，还应使它与原机件的长度保持一致。2．为保持飞机上各机件工作的协调性，防止改变原有的性能，一般情况下，不允许将装在这架飞机上的机件，串换到另一架飞机上使用。特殊情况下，要经机务大队长或专业主任批准，才可以串换个别机件，串换机件后，要认真检查、保证串换的机件能与其它机件协调一致地工作。3．安装新机件前，应彻底清除外部和内部的油封油，并按规定认真地进行质量检查，以判明机件的技术状况确属良好，符合与飞机上的设备、系统配套的要求后，方可装上飞机使用。安装后，应检查安装质量和工作性能，并将更换情况记入履历本。4．换下的机件需送修时，应按规定进行油封和包装，并将故障情况记入履历本。（三）排除故障时应注意的问题1．排除故障要彻底，不要只排除故障的表面现象，否则，故障还会重复发生。2．排除故障后，要做全面的检查、试验。在检查、试验的过程中，如果发现故障现象虽有减轻，但仍未完全消失，说明引起故障的原因不只一个，应继续深入分析判断，以求彻底排除。第二章导致座舱不密封的原因第一节座舱压力的调节及检测2.1.1座舱压力随高度变化的情况座舱增压的目的，是为了适应飞行员的生理需要。从这方面看，座舱压力最好在任何飞行高度上始终保持一个大气压力（760毫米水银柱），就像在海平面高度一样。但是，世界上的事情是复杂的，是由各方面的因素决定的。看问题要从各方面去看，不能只从单方面看。如果座舱压力始终保持760毫米水银柱，则在高空飞行时，座舱内外压力差就会很大，这样一方面座舱结构必须做得很结实，因而使飞机结构的重量大大增加；另一方面座舱一旦损坏漏气或弹射跳伞时，座舱压力会急剧下降（叫做“爆炸减压”），这对飞行员的生理有很大危害。因此，歼7飞机座舱内的气压仍然是随高度增高而减小的，但是它由座舱压力调节器控制着按照一定规律变化，使之既能基本上满足飞行人员生理的需要，又能保证座舱内外压力差不致太大。其具体变化情况分为三个阶段：图--座舱压力随高度变化的情况2000米高度以下，座舱压力与大气压力一样随高度升高而下降，内外没有压力差；2000米到9000+3000米高度范围内，座舱压力随高度升高而逐渐降低，但内外压力差却随高度升高而逐渐增大，到9000+3000米高度时，内外压力差达到220±10毫米水银柱（0.3±0.01公斤/厘米2）超过9000+3000米高度，内外压力差不再增大，保持220±10毫米水银柱，座舱压力则仍随高度升高而降低。2.1.2座舱压力调节器功用歼7飞机座舱是通风式增压气密座舱，座舱压力由座舱压力调节器自动进行调节。从发动机第六级压缩器引出的增压空气源源不断地流入座舱，然后又从座舱压力调节器（主要从放气活门）源源不断地流出座舱。座舱压力调节器通过对座舱内增压空气的放气量的控制，使座舱压力按予定的规律进行变化。构造座舱压力调节器包括压力传感器和放气活门（图8--13和8--14）两个附件。压力传感器感受座舱内外压力的变化，操纵放气活门工作，而放气活门控制增压空气的放气量以控制座舱内空气压力。压力传感器安装在第10～11隔框处座舱壁板的右侧，放气活门安装在右仪表板后面第6隔框上。图8--13CTQ-3压力传感器图8--14CTQ-23A放气活门压力传感器（CTQ-3）由调压活门和定压活门组成。调压活门壳体内有真空膜盒、弹簧、薄膜、活门等。定压活门的壳体内有薄膜、活门、定压弹簧等。壳体两端的帽盖内有调整螺杆。压力传感器上有三个接管咀。一个接管咀用来接全静压管的静压，它经过壳体上的气路与薄膜外侧的膜盒室和定压弹簧室沟通。中间的接管咀通大气，它与两个活门中间的空腔沟通。还有一个接管咀用来接放气活门，它可以通过传感器内的转换开关与两薄膜的内测沟通。转换开关外有手柄，有“接通”、“检查”、“断开”三个工作位置。放气活门由安装座、壳体、薄膜、活门、弹簧、限流咀等组成。活门控制室有接管咀与压力传感器接通，活门下经无线电设备舱通大气。限流咀使活门控制室与座舱相通，限流咀内装有碎铜箔和两个铜丝滤网。工作原理压力传感器和放气活门的连接原理如图8--15所示。图8-15座舱压力调节器原理图调压活门薄膜右室C和定压活门薄膜左室D经管路5全静压管的静压室相通，两室是大气压力PH；调压活门薄膜左室A和定压活门薄膜右室B经管路1、2、3与放气活门的控制室E相通，三室气压力为PE；这三室再经调压活门或定压活门、管路4与大气相通，中间室是大气压力PH。放气活门E室是控制室，压力是PE；中间室和周围通座舱，是座舱压力PC；下室通大气，大气压力是PH。由于放气活门活动部分重量G活门、活门弹簧予压张力Cδ0都很小，而薄膜和活动部分的有效面积F有效又很大，所以只要座舱压力PC稍大于控制室压力PE放气活门即可打开放气。这样放气活门就可保证座舱压力PC始终近似地等于放气活门控制室的压力PE。放气活门稳定工作时，作用在活门活动部分上的平衡力是：（PC-PE）F有效=Cδ0+Ch+G活门或：PC-PE==+式中：C——活门弹簧刚度系数；Ch——活门开度改变时形成的关门力；δ0，G活门，F有效——见文中说明。对于已经制定的放气活门，C、δ0、G活门、F有效都是常量，（PC－PE）仅随放气活门的开度h（即放气量）而改变，附件修理标准中规定，当放气量为550±50公斤/小时时，（PC－PE）不大于30㎜Hg。即放气活门作为压力传感器的执行机构可基本上保证PC≈PE。座舱压力调节器工作时，座舱增压空气的小部分经放气活门壳体上的限流孔、控制室E、导管1、导管2或3进入压力传感器、再经调压活门或定压活门从导管4放入大气中，其放气量由调压活门或定压活门控制。飞行高度变化时，调压活门或定压活门的开度发生变化，使流经上述控制管路的空气流量发生变化，使放气活门控制室的压力PE按图8—12所示规律变化；控制室压力PE变化，使放气活门的开度变化，来控制座舱增压空气从放气活门的放气量，使座舱压力PC近似地按图8—12所示规律变化。当飞行高度变化时，座舱压力调节器的工作又分为三个阶段：1、0~2000米2000米高度以下，定压活门处于关闭位置不参与工作。调压活门的膜盒处于压缩状态，调压活门在最大开度位置，放气活门控制室上经管路1、2、4通大气（图8—15）。当座舱增压或飞行高度升高时，座舱压力PC大于大气压力PH，增压空气即经限流孔和上述控制管流经大气。由于限流孔的作用，E室压力PE比座舱压力PC小，放气活门及薄膜上下产生压力差，放气活门打开放气。在此阶段中，调压活门开度最大，空气流动阻力很小，可以认为E室压力与大气压力基本相等。放气活门打开放气时可保证座舱内外压力大致相等（内外压力差不大于30㎜Hg）。这个阶段也叫自由通风阶段。2、2000~9000﹢3000米9000﹢3000米高度以下，定压活门仍处于关闭位置。飞行高度从2000米起升高时，大气压力PH不断下降，膜盒开始逐渐膨胀使调压活门的开度逐渐关小，增压空气流过调压活门时开始产生阻力，即调压活门前后产生了压力差（PE－PH）,且越来越大。流经限流孔的增压空气流量越来越小，限流孔前后的压力差（PC－PE）随之减小。于是放气活门开度h逐渐减小，而增压空气的放气量也减小，座舱内外产生的压力差（PC－PH）逐渐增大。当飞行高度上升到9000﹢3000米时，调压活门接近关闭，活门前后的压力差（PE－PH）达到最大值，座舱内外压力差（PC－PH）达到最大值220±10㎜Hg。在此高度范围内高度升高时，座舱压力PC比大气压力PH下降慢，即座舱内外压力差（PC－PH）增大的原因可从调压活门的受力中看出。当增压活门受力平衡时：PE（F盒＋F薄）＝Cδ0＋PHF薄式中：Cδ0——膜盒及弹簧对调压活门的作用力F盒——膜盒受压时的有效圆面积F薄——橡皮薄膜受压时的有效环面积由于关闭调压活门时膜盒移动量很小，可以认为Cδ0是个常量，等于在2000米高度上大气压力对膜盒的作用力即Cδ0＝PH＝2000·F盒代入前式、得PE（F盒＋F薄）＝PH＝2000·F盒＋PH·F薄移项得：P=·PH=2000+·PH上式对高度求导数得：··上式中，<1所以在2000~9000﹢3000米高度范围内变化，大气压力PC曲线斜率的绝对值比座舱压力PC曲线斜率的绝对值要大，即大气压力PH随高度变化率比座舱压力PC随高度的变化率要大。大气压力PH比座舱压力P变化快的物理意义是，在某一高度上平飞时调压活门都处于受力平衡状态时，和2000米高度上相比，调压活门两边作用力的变化量应相等，受压面积大的一侧（A室）的控制压力的变化量（PEH－PEH＝2000）要比受压面积小的一侧（C室）的大气压力的变化量（PH－PEH＝2000）小。即高度升高时，座舱压力的降低量要比大气压力的降低量小，座舱内外压力差（PC－PH）随高度升高而变大。3、9000﹢3000米高度以上9000﹢3000米高度以上，调压活门处于关闭状态，由定压活门控制座舱压力。如图8—15所示，定压活门的D室是与全静压管的静压室接通的，D室气压为大气压力PH；定压活门薄膜右侧则是经管路1、3与放气活门的E室相通接通的，是控制压力PE。当定压活门受力平衡时：PE·F＝PH·F＋Cδ0即：PC－PH≈PE－PH＝式中：Cδ0——定压弹簧予调张力。定压活门使得（PE－PH）保持定值，即座舱内外压力差（PC－PH）保持定值。当（PC－PH）＞220±10㎜Hg时，薄膜两侧压力差即可压缩定压弹簧，打开定压活门。座舱内增压空气经限流孔、E室、管路1、3、4通大气。放气活门即在它和环形薄膜上下压力差的作用下打开放气，使座舱内压力下降，保持座舱内外压力差为0.3公斤／厘米2。飞行高度急剧变化时，座舱内压力变化的速度由放气活门上的限流孔控制。限流孔使座舱增压空气进入放气活门控制室的流量受到一定限制。当飞机俯冲（或座舱供气量突然增大）时，由于限流孔的作用，此时放气活门所受的瞬时压力增大立即使放气活门开度有一个相应的增大，其结果使座舱压力的增长速度不大于5~7㎜Hg／秒。因此维护使用中不得任意改变限流孔的大小，更要防止限流孔堵塞。飞行高度急剧下降（如俯冲）时，座舱外大气压力可能高于座舱内的压力，外界空气也可顶开放气活门进入座舱均压，防止负压过大，压坏座舱。放气活门还可起负压活门作用。座舱压力调节器的转换开关有三个位置。平时开关应在“接通”位置Ⅰ上，并用保险丝保险。此时，放气活门与压力传感器沟通，座舱压力调节器可以正常工作。检查座舱密封性时，开关应放在“断开”位置Ⅲ上，此时传感器与放气活门不通，座舱压力调节器不起作用。如将开关放在“检查”位置Ⅱ上，则可以检查定压活门的工作，但此项检查只在工厂进行。2.1.3座舱增压安全活门（QYF——3）座舱增压安全活门装在座舱内第6隔框上。它的功用是，在座舱压力调节器失效后，保障座舱内外压力差不超过240﹣5毫米水银柱（0.32公斤/厘米2），它的构造如图8—16所示。平时，应注意保持活门的清洁，否则活门被脏物卡住漏气时，会造成座舱压力过低。图8—16座舱增压安全活门图8—17座舱高度压力差度表工作原理2.1.4座舱高度压力差表（BGC—20）座舱高度压力差表（图8—17）包括座舱高度表（上部三角指标指示部分）和座舱压力差表（下部指针指示部分），前者通过测量座舱气压表示该气压所对应的标准大气高度（通常叫做座舱高度），后者用来测量座舱内外的压力差。座舱高度表由真空膜盒、传动机构和刻度盘等组成。飞机在海平面高度时，真空膜盒被压缩，三角指标指示在“零”高度。飞行高度增加，座舱气压减小，真空膜盒膨胀，通过传动机构带动刻度盘转动，使三角指标指示出当时的座舱高度。座舱压力差表有一开口膜盒，膜盒内感受静压（大气压力），膜盒外感受座舱气压。当座舱压力大于大气压时，指针指示正值；当座舱压力小于大气压力时，指针指示负值。座舱高度表刻度盘的最大刻度值为20000米，每小格为500米。座舱压力差表的刻度分为两部分：正值由“0”到“0.6公斤/厘米2”，负值由“0”到“﹣0.04公斤/厘米2”（图8—18）图8—18座舱高度压力差表2.1.5座舱压力不正常的原因飞行中座舱压力不正常的原因可以归纳为座舱压力调节器失效和座舱密封性不好。座舱压力调节器失效座舱压力调节器失效通常是由于维修不当或压力传感器损坏所致。例如，定期检修工作中检查了座舱密封性以后，忘记将压力传感器上的转换手柄从“断开”位置恢复到“接通”位置。飞行中座舱压力调节器就不起作用。又如，检查拆装后，误将压力传感器上接全静压管的接管咀与接放气活门的接管咀接反。结果座舱增压空气进入E室、C室和D室（参看图8—15），放气活门始终保持在关闭位置，座舱压力调节器也不起调节作用。在这两种情况下，起飞后座舱压力就会过大，座舱内外压力差将增大到0.32公斤/厘米2,，打开座舱增压安全活门放气。可见，起飞前应注意检查转换手柄是否在“接通”位置，拆装座舱压力调节器后应注意不要接错导管。如果压力传感器内的真空膜盒破裂，调压活门就会在弹簧作用下关死，不能工作。这时只有定压活门能起作用，低空飞行时也会使座舱内外压力差增大到0.3公斤/厘米2放气，造成座舱压力过高。可见这种故障在地面把座舱密封后进行试车时也可发现。如果压力传感器内的薄膜破裂，放气活门E室内的空气即可经薄膜渗漏出去，2000米以上高空飞行时，座舱压力就会过低，内外压力差就会过小。这种故障还要结合座舱密封性检查才能判断出来。座舱密封性不好维护规程规定座舱密封性的要求是：密封了座舱盖并关闭了座舱压力调节器的转换开关后，向座舱增压到0.3公斤/厘米2。座舱压力由3.3公斤/厘米2下降到0.1公斤/厘米2不应少于90秒。密封性不合要求，飞行中座舱漏气量较大，2000米以上高空飞行时，势必出现座舱内外压力差太小，座舱压力过低的现象。座舱密封性不好的原因大致有：座舱盖密封气压太小；密封胶带不平或漏气等。座舱增压安全活门不密封。传动杆穿出座舱部位的密封套破裂。常见的是副翼和油门传动杆上的密封套等。座舱盖明胶玻璃与骨架连接部位漏气；活动盖周围缝隙漏气。第二节座舱充气密封软管裂纹某型飞机转场途中，舱内压力剧降，着陆后发现座舱充气密封软管破裂，装机使用时间约5~10个飞行小时(起落10个左右)，影响了飞行安全。质量安全部送来出现故障某型飞机座舱充气密封软管，为了查找原因，对此进行了失效分析。2.2.1故障概况外观观察采用目视对送检充气密封软管进行了检查，整体结构由内胶层、纤维层（增强层）、外胶层及不同形状的密封型材与接嘴管组成。长为2198mm×2，宽为16.2mm，高为12.5mm，管壁厚为1.6mm。软管表面未见明显发白、发粘、龟裂等老化现象。故障处软管高约13.0mm，内侧破裂长约120mm，断口处距离接管嘴约510mm，充气密封软管实体，见图1。主要存在的失效模式为断裂。图1失效充气密封软管实体照片图图2断口形貌图断口宏观形貌观察断裂口沿横向45°剪切破坏，表现为杯-锥形断口，外胶层与纤维层大面积脱落。切开内胶层观察，对应内表面处与周边涂覆白色隔离粉的胶面相比已露出橡胶本体，胶管中有少量杂质即白色细小颗粒粘附其上，沿轴向弥散着些许小裂纹，已呈现橡胶老化特征，见图2。2.2.2测试与分析充气密封软管用胶层材料分析切取充气密封软管内、外胶层各一片，采取红外光谱仪进行成分分析，见图3。结果表内外胶层图谱一致，均为天然橡胶。从内胶层切取老化部位和未明显老化部位各一片，采用红外光谱仪进行图谱对比，见图4。结果表明相同材料老化程度不同，吸收峰的峰值明显有差异。图3胶料与天然橡胶的红外光谱图图4胶料的红外光谱对比图物理力学性能测试截取密封胶管中间胶料（不含纤维增强层）制成非标准试样进行了扯断强度、扯断伸长率、邵尔A型硬度及脆性温度检查，并与GJB1325A—98【1】规定的物理机械性能技术要求作对比，结果见表1。3结果分析胶料图谱分析结果为天然橡胶，说明在充气密封软管制造过程中材料的用错可能性不大。外观检查充气密封软管内胶层对应破裂处成局部老化特征，是由于大气中的氧、臭氧、热、光及疲劳老化等因素引起，也有可能是充气密封软管在仓库或贮存室内的自然环境存放时，会受到环境中各种因素例如气温、湿气、空气、辐射和霉菌等作用或影响，其实用性能下降。但不排除在装配和使用过程中接触了油和其他溶剂，直接造成外胶层与纤维增强层的粘合强度降低。当该部位在充气受力状态时，由于橡胶材料的粘弹性即分子运动滞后于应力产生的物理松弛，橡胶形变及震动疲劳易引发外胶层与增强纤维脱离并向周边扩展，日久软管高度出现尺寸偏差，较其他部位高出约0.5mm；同时与机身贴合产生的挤压作用以及部分失去纤维增强作用的外胶层使该部位变形量更大，底部应力更为集中，进一步加速了老化现象的产生。当达到临界断裂强度值（胶管胶料性能测试结果下降明显），轴向裂纹开始形成，最终导致外胶层破裂，分层。4结论充气密封软管失效的原因，是由于用胶料物理机械性能下降及破裂处内胶面已老化，加速了疲劳裂纹的产生并进一步扩展成大面积破裂现象。因此，在密封软管的贮存、运输时要避免油液和有害物质的污染，避免造成密封软管发生磨料磨损、腐蚀磨损以及引起老化、龟裂、膨胀变形等。另外，还要提高装配质量，严格控制其压紧力，防止过大或过小，并注意压紧力应均匀分布，以防止拉伤，避免由于装配不当造成密封件损伤或局部变形。第三节座舱盖上位锁摇臂断裂某型飞机座舱盖升降系统的自动化操作程度比较高,使用和维护都比较方便,但随着该型飞机装备部队时间的增长、数量的增多,座舱盖升降系统在工作过程中暴露出的问题也越来越多。某部曾发生过多起空中飞掉座舱盖和地面抛掉座舱盖等问题,严重危及飞行安全,影响飞行训练和战备任务的完成。本文针对该型飞机座舱盖升降系统先后发生的几起上位锁摇臂断裂故障进行了综合分析,并提出修理及维护过程中的预防对策。上位锁摇臂断裂故障实例(1)1998年4月16日,某号飞机机务摸底大检查,发现座舱盖开盖传动系统横轴J7Ⅱ-0603-100左侧上位锁摇臂J7Ⅱ-0603-103锥销安装孔处断裂。(2)2001年4月28日,某部换季机务大检查,发现某号飞机座舱盖传动系统的上位锁摇臂J7Ⅱ-0603-103锥销安装孔处断裂。(3)2002年9月12日,某部新飞行员开飞机务大检查,发现某号飞机座舱盖传动系统的上位锁摇臂J7Ⅱ-0603-103锥销安装孔处断裂。(4)2003年10月26日,某部飞行员疗养后开飞机务大检查,发现某号飞机座舱盖传动系统的上位锁摇臂J7Ⅱ-0603-103锥销安装孔处断裂。四起故障现象虽然发生的时间和机号不同,但断裂的部位均相同(断裂件如图1所示)。这种重复性故障,既造成飞机长时间停飞待修,又增加了维修工作量,如不及时发现,还将影响飞机座舱盖的正常开关,危及飞行安全。2.3.1上位锁工作原理及故障原因上位锁工作原理上位锁用来控制座舱盖开关时的传动顺序。开盖时,座舱盖先开锁后升起;关盖时,座舱盖先落下后上锁。它由锁钩、锁销、齿板、调整螺钉、弹簧片、锁块、导向轴、锁座和摇臂等组成,通过连在锁块下端的拉杆与固定在横轴上的摇臂而联动工作(结构见图2)。图2座舱盖升降系统结构图打开座舱盖时,将操纵手柄扳到最后开盖位置,从50减压器来的冷气进入升降动作筒下腔,由于此时座舱盖上位锁在上锁位置,活塞杆不能移动,因此冷气压力首先迫使动作筒外筒向下移动,克服弓形弹簧力,使横轴转动,完成解除座舱密封,打开座舱锁。同时,横轴通过摇臂连杆带动锁块向下移动离开上位锁齿板,解除对上位锁的活动限制,使上位锁锁钩能够绕固定座安装螺栓转动而形成开锁状态。上位锁开锁后,此时冷气压力才能使活塞杆伸出,推动座舱盖向后升起。关闭座舱盖时,将操纵手柄扳到关盖位置,从50减压器来的冷气进入升降动作筒上腔,在冷气压力和座舱盖重量作用下打开升降动作筒上腔钢珠锁,活塞杆匀速缩回,座舱盖慢慢落下,在舱盖落下至关闭位置时,活塞杆上的锁销克服弹簧片的力量滑入锁钩内,此时由于锁钩的限动作用,活塞杆不能再向下移动,之后冷气压力迫使动作筒外筒向上移动,一方面克服弓形弹簧力使横轴转动,完成座舱锁上锁和座舱盖密封;另一方面带动锁块向上移动压住齿板,限制锁钩转动,使上位锁上锁止动。2.3.2上位锁摇臂断裂原因分析操纵座舱盖开关手柄关闭座舱盖时,安装在升降动作筒活塞杆上端的锁销要向下运动,当动作筒活塞的锁销在上位锁锁钩上部由于某种原因受阻时,在开关盖冷气压力作用下将迫使动作筒向上运动,动作筒外筒带动横轴J7Ⅱ-0603-100顺时针转动,横轴带动J7Ⅱ-0603-103摇臂及滑块J7Ⅱ-0603-320上移,顶住了上位锁锁钩的下部的齿板。在关盖气压的作用下,动作筒外筒还要向上运动,由于滑块上端与上位锁锁钩下端齿板已顶死,这种上升力传递到J7Ⅱ-0603-103摇臂上,使摇臂受力过大,在摇臂与横轴固定的锥销处产生很大应力,使摇臂在最其薄弱处产生断裂。从断裂截面看,几处故障均是应力集中所致,而非疲劳断裂。升降动作筒活塞杆的锁销在上位锁锁钩上部受阻的主要原因(1)上位锁钩J7Ⅱ-0606-309头部不光滑,大修电镀后没抛光,粗糙度达不到图纸设计要求,造成磨擦阻力增加,影响上锁力。(2)上位锁锁钩下部与支座间的调节螺钉调整不当(调整高度低于规定值),使锁钩头部过分前倾,座舱盖在下降过程中,作动筒锁销落在锁钩的顶点及后弧面内,造成锁销不能很顺利地进入锁钩内。(3)在无座舱盖时,检查锁销进入锁钩的情况,当动作筒活塞杆上锁销一个进入锁钩内,另一个不在锁钩内的情况下,操纵座舱盖升降开关,就会使动作筒一个活塞杆向上运动,另一个由于锁销卡在锁钩内而不能向上运动。(4)开锁时锁块下移到极限位置后锁钩下端的齿板与锁块继续接触而不能脱开,在上锁时锁钩就不能绕安装支座转动造成锁销不能进入销钩内。3修理及维护对策(1)上位锁钩J7Ⅱ-0606-309头部在大修时,应检查表面镀铬层的损伤情况,如损坏面积超过总面积的30%时应重新镀铬,镀后应对铬层进行打磨抛光,保证头部光滑、上锁灵活。(2)正确调整上位锁间隙。按照大修工艺规程规定:当调整螺钉被锁钩顶住,锁块与齿板间应有0.05～0.3mm的间隙,此间隙较大时能保证锁块顺利上移,因此调整到0.2～0.3mm为好。(3)关盖后动作筒活塞杆长度调整应合适,左右锁销在锁钩内能从侧面顺利出入,特别要保证动作筒锁销与上位锁锁钩后面之间应有1～2mm的间隙(如图2所示),当一个或两个锁销出现阻滞现象时,应通过调整活塞杆长度或者调整锁钩的安装位置来保证上锁顺利。(4)无座舱盖时,一般不允许扳动内外开盖手柄进行上锁与开锁操作。如果确实需要操纵内外开盖手柄,操纵前应将两个动作筒的活塞杆向内倾斜,使动作筒锁销不要进入锁钩内及挂在锁钩上,以免出现作动筒活塞杆在伸张过程中遇到阻碍而造成摇臂受力过大断裂的情况。(5)座舱内右侧红色的人力开锁手柄平时应卡在卡子内,并按要求打好0.5mm的铜丝保险。特别是飞行前和飞行员进入座舱后,更要复查此把手是否在规定位置并固定牢靠。(6)开关座舱盖时,冷气系统压力不能过小,一般应不小于20kg/cm2,特别注意充气时座舱盖的位置应与操纵开关位置相符,以免造成意外上锁或开锁引起摇臂断裂。(7)关座舱盖时,应检查滑块与锁钩下端的间隙(大于3mm)是否符合规定,当此间隙不符合要求时,应将开关迅速操纵至打开位置,并按照飞机维护规程中的要求调整锁钩下部的齿板的位置进行排除。(8)定期清洗上位锁,并在锁块与齿板之间涂润滑脂,防止系统紧涩而影响其工作的可靠性。第三章座舱不密封的排除方法第一节座舱密封性及密封胶带气压的检测3.1.1座舱密封性的检测一、准备工作（一）询问专业人员，座舱全、静压系统是否密封，座舱能否增压，以防座舱增压时，增压空气进入全静压系统仪表和设备内而损坏。（二）把座舱压力调节器转换开关扳到“断开”位置（向上）以断开座舱压力调节器的放气活门与压力传感器之间的联系，保证座舱增压过程中，放气活门一直处于关闭位置，以防增压空气从放气活门跑出。（三）检查座舱供气开关应在关闭位置（操纵手柄向后）。（四）检查座舱右侧微型空气减压器手柄应在“座舱气密”位置。（五）将地面增压箱接在前起落架舱内座舱地面通风管的接管嘴上，并在增压箱上接上地面冷气瓶。（六）取下方向舵夹板，关闭断油开关。二、检测程序和要求（一）密封座舱关闭座舱盖，座舱即处于密封状态。（二）向座舱充气1.打开地面冷气瓶开关，再柔和地打开地面增压箱上的供气开关，以每分钟不超过0.098×105帕（0.1公斤/厘米2）气压的速度向座舱充气。在充气过程中，注意观察，如发现全、静压系统仪表指针摆动时，应立即停止供气，并解除座舱密封。2.当座舱高度差压力表指示到0.29×105帕（0.3公斤/厘米2）时，停止向座舱供气。（三）检查密封性1.当座舱高度差压力表指示0.29×105帕（0.3公斤/厘米2）时，开始计时。要求压力表指示值由0.29×105帕（0.3公斤/厘米2）下降到0.098×105帕（0.1公斤/厘米2）的时间不应少于90秒钟。﹡在特殊情况下，外场难以排除，经大队以上干部批准，可允许不少于70秒钟。2.在座舱压力下降过程中，活动油门手柄、驾驶杆和脚蹬，察看座舱高度压力差表的指示，如果活动某一部分时，压力表指针下降速度加快，说明这部分的密封套损坏。（四）解除密封把座舱压力调节器转换开关扳到“接通”位置（向下），用保险丝保险。并做好其他恢复工作。三、常见漏气部位及排除方法（一）常见漏气部位座舱常见的漏气部位有：座舱盖外开手柄转轴处；密封胶带的凸凹不平处；座舱盖缝隙处；副翼和油门传动杆密封套处；以及安全活门、增压单向活门，不灵活和不密封引起的漏气。（二）排除的一般方法座舱盖缝隙处漏气，一般可用充填XM—17密封腻子或换XM—18密封材料的方法加以排除。附件活门漏气应分解、清洗、检查或修理。密封套漏气应更换。密封胶带不平处漏气，可在胶带下垫胶皮排除，但不要垫得太高，以免影响正常工作。（三）填塞密封腻子排除座舱漏气故障时应注意的事项1.活动盖两侧的涤纶带区域漏气时，应当将活动盖取下，撕下内侧航空气球胶布，检查原来的密封腻子是否老化。如果已经老化，应当将旧的密封腻子挖出，填上新的密封腻子。如果新的密封腻子太硬，应当将密封腻子烤软以后，再往里面填塞。2.在活动盖两侧填塞密封腻子时，不要剥落粘在活动盖有机玻璃上的涤纶带，更不许在有机玻璃与涤纶带之间（开胶处）填塞密封腻子。因为这样做会降低有机玻璃与涤纶带之间的粘合强度，使涤纶带进一步开胶。发现涤纶带开胶应及时报告，进行检查处理。3.不能从座舱盖外面填塞密封腻子来排除漏气故障。这样做，虽然能一时保持住气密性，但时间不长，密封腻子就会胀出，暴露于气流之中，很快变硬而不起密封作用。正确的方法应当是在座舱盖里面填塞密封腻子。3.1.2座舱密封胶带气压的检测此项检查是测量歼7原型机和Ⅰ型机座舱密封系统1.5减压器的工作情况是否正常，检查工作是在座舱盖打开情况下进行。一、准备工作（一）拆开通往密封胶带的导管接头，并接上0~2.94×105帕（0~3公斤/厘米2）的压力表，以便测量密封胶带的进气压力，并防止密封胶带被鼓坏。（二）在座舱盖两个开盖动作筒上插好保险销，防止在前推手柄时座舱盖下落。二、进行密封，测量压力压下座舱侧位锁锁销制动片（模拟座舱盖完全关闭），然后前推座舱盖操纵手柄到上锁位置，再前推密封手柄到密封位置，此时，压力表指示的压力就是密封胶带的进气压力，它应当是1.66~2.50×105帕（1.7~2.55公斤/厘米2）。第二节座舱密封增压值的检测当飞行员反映座舱增压值过小，怀疑座舱密封不良或进行周期性维修时，均要进行座舱密封增压值的检查。准备工作向专业人员询问，座舱全、静压系统是否密封，能否进行增压，防止增压时损坏高度表、空速表和力臂调节装置等膜盒零件。把座舱压力调节器转换开关把手扳到关闭（向上）位置。使座舱压力调节器的放气活门与传感器断开，保证在增压过程中，放气活门关闭，防止增压气跑掉。接上地面增压箱和地面冷气瓶。在前起落架舱内的加温管堵盖上，有两个接头，分别与增压箱的两根导管相连接。检查关闭座舱盖，并密封座舱。向座舱增压。当确实判明座舱盖已上锁和密封后，可示意地面工作人员向座舱增压。地面工作人员得到座舱检查人员示意后，应先打开地面冷气瓶开关，再打开增压箱上的供气开关，以每分钟不超过9.8千帕（0.1公斤/厘米2）气压增加速度向座舱内供气。此时，座舱检查人员应注意观察座舱高度压力差表指示情况，当压力差表指示到29.4千帕到（0.3公斤/厘米2）时，应示意地面工作人员关闭地面冷气瓶和增压箱供气开关，停止向座舱内供气。并按下航空时钟的秒表按钮，使秒表工作。座舱密封性要求。当座舱高度压力差表指示，由0.3公斤/厘米2下降到0.1公斤/厘米2时的时间不应少于90秒钟，并且在座舱增压值下降过程中应当活动油门把手、脚蹬和驾驶杆，以判明上述机件通出座舱壁的传动杆的密封套是否良好；如当活动某操纵部分时，座舱高度压力差表指针下降很快，说明该机件传动杆的密封套已损坏。注：在特殊情况下，经过大队以上干部批准，允许压力下降时间不少于70秒钟。解除座舱密封增压根据歼七飞机座舱密封增压的连接关系，解除座舱密封增压，有两种办法：把座舱压力调节器转换开关把手扳到打开（向下）位置，座舱内的增压气从调节器的放气活门放出，然后再解除座舱盖密封。从增压箱放气开关放出，然后再解除座舱密封。无论采取哪种方法解除座舱密封增压，检查完毕，一定要把座舱压力调节器转换开关把手扳到打开（向下）位置，并用直径0.5毫米的铜保险丝保险，否则，将使座舱压力调节器不起作用。注意事项在向座舱内供气增压过程中，如果发现全、静压系统仪表的指针有摆动时，应当立即停止供气，并解除座舱密封，以防损坏仪表。向座舱内供气增压前，应确实判明座舱盖上锁后，方能供气增压、以防增压时，座舱盖迅猛升起而损坏机件第三节座舱地面密封性试验气密座舱允许有一定的漏气量。其密封试验是在地面进行的，分为整体密封试验和局部密封试验两种。3.3.1整体密封试验整体密封试验是在对气密舱进行较大范围修理后进行。主要包括抗压试验，气密试验和淋雨试验。抗压试验气密座舱抗压试验是在舱壁密封铆接完成后，舱盖修理后进行的。主要是用来检查座舱各部分强度。图9—23是座舱抗压和气密试验示意图。抗压试验时，舱内不允许有航行仪表和人，将所有出入座舱的冷气、液压导管和电缆等孔堵严，关闭座舱盖，前后锁上锁牢靠，座舱盖应加保护罩并用绑带固定。图9—23座舱抗压和气密试验示意图试验方法是以一定的充压速度向座舱内充气，当座舱内增压至最大工作余压的1.3—1.5倍时，保持1—10分钟。充压时，应随时检查座舱，若舱壁没有任何影响强度的变形产生，座舱玻璃未出现裂纹，则座舱性能合格。如发现舱壁出现永久变形，座舱玻璃裂纹，应立即停止冲压，并迅速卸压，找出故障部位和产生原因，重新密封和修理，待故障排除后应再次进行抗压试验。歼七B型飞机座舱拉压气密试验台原理如图9—24所示。图9—24抗压、气密试验台原理图1，16-气滤；2，15-单向活门；3-高压进气开关；4-P50减压器；5，11，17-安全活门；6-动作筒充气开关；7-动作筒放气开关；8-气密、气密带高压开关；9-气密带进气开关；10,12-P3减压器；13-座舱充气开关；14-低压进气开关；18-座舱回压开关试验步骤如下：打开高压进气开关，检查压力表Ⅰ和表Ⅱ，表Ⅰ压力应不小于4.9MPa，表Ⅱ压力应保持4.9MPa。然后打开动作筒充气开关。b.打开低压进气开关，再打开气密带进气开关，检查压力表Ⅲ，其压力应为0.177-0.25MPa。c.打开座舱充气开关，检查表Ⅳ，用3~4分钟的时间缓慢地向座舱充入干燥冷气，使座舱内压力达到400-1.3KPa，稳压10分钟后，关闭座舱充气开关，缓慢解除压力（每分钟压降不超过9.8KPa）。d.用限力扳手分别拧紧座舱盖和风档上的螺钉。e.检查座舱盖和座舱结构不应有永久性变形或裂纹存在。座舱盖玻璃允许从前部骨架和后缘拉出不大于3毫米，风档玻璃侧面拉出不大于3毫米。单独更换前风档时，允许不做抗压试验，但应进行气密试验。气密试验座舱的气密试验是用来确定座舱的密封程度。气密试验是同抗压试验连续进行的，在作完抗压试验之后，随即关闭供气开关，停止向座舱充气。通过检查座舱压降时间来判明座舱的密封性能。如果座舱内压力下降到规定的压力数值时所需的时间越长，则说明空气泄漏得越缓慢；反之，所需的时间越短，说明空气泄漏得越快，就是密封质量不好。歼七B型飞机座舱气密试验方法是：打开座舱充气开关（见图9—24），以每分钟不超过9.8KPa速度缓慢地向座舱内充压，当压力表Ⅳ达到29.4KPa后关闭座舱充气开关。同时按下秒表，座舱压力从29.4KPa降至9.8KPa时间应不少于360秒。气密试验时所给出的压降时间是在标准大气压（P0）和标准大气温度（T0）以及试验人员在舱外时测出的。如果试验条件为非标准大气条件或试验人员在舱内进行测试时，则必须对压降时间进行修正。由于试验条件不同所引入的修正设标准大气条件下给出的压降时间为，则试验大气条件下的实际压降时间tH为tH=ηPητt0