03-米-17系列直升机发动机防砂装置的气密试验和故障的排除-丁忠伟

第二十五届（2009）全国直升机年会论文

米-17系列直升机发动机防砂装置的气密试验和故障的排除

丁忠伟

（中国人民解放军第5701工厂四川成都 610043）

摘要本文分析了米-17系列直升机防砂装置的结构特点、工作原理、气密试验方法和要求, 并根据试验出现的故障进行了原因分析和排除方法的介绍。以便用户更好地使用防砂装置，充分发挥防砂装置的优点。

关键词发动机；防砂装置；气密试验；故障；排除

1．引言

由于直升机对场地的质量要求不高，经常野外起降。为了净化空气，减小或防止砂尘及杂物进入发动机，损伤叶片。许多直升机在发动机进气道入口处装有防砂装置，以便提高直升机在沙漠和戈壁地区以及近地飞行的生存能力和安全性。

米-17系列直升机是一种双发、单旋翼带尾桨的中型运输直升机，它装备两台发动机，应急储备功率较大，它的飞行性能、高温和高原性能较好。该型直升机发动机进气道入口同样装有防砂装置，要保证该装置具有良好的工作性能，就要对防砂装置进行定期检查，笔者多年来对几十架机的发动机防砂装置进行试验，摸索出了一套对发动机防砂装置进行试验的工艺方法，并针对试验出现的常见故障，提出了有效的排除方法。可方便用户在使用过程中进行检查和试验。

2.米-17系列直升机发动机防砂装置工作原理

米-17系列直升机的进气防砂装置采用的是惯性分离式，主要构成部件有整流罩、分离器、引射装置等（见图1）。必要时拆除整流罩和分离器后，不影响发动机的工作，但此时的发动机已不具备防砂能力。当发动机工作时，含砂尘的空气经过整流罩1后部与进气道4外缘形成的通道，气流Ⅰ被迫形成曲线运动，在惯性离心力的作用下，砂尘颗粒会贴附到整流罩1后部的表面上，并与空气一起流动，进入到分离器3的入口，大部分除去砂尘的清洁空气沿着由进气道4和分离器3构成的主通路进入发动机（气流Ⅱ），这部分气流占的比例比较大。进入分离器3的含砂尘空气，在环型间隙通道内通过气流转弯而进一步分离净化，清洁的空气通过分离器的环形间隙与气流Ⅱ汇合进入发动机的压气机，砂尘则被分离环逐步导流，进入最里面的盲道，盲道处通过排砂管5与引射管8相连。当防砂装置开关打开，增压空气经节气门2进入引射器导管（9）, 引射器导管向引射管8喷气形成负压，经过排砂管5将含砂的空气从分离器盲道中抽出，通过引射管8排出直升机外的大气中（气流Ⅲ）。

3.发动机防砂装置气密试验目的、方法

3.1 气密试验的主要目的

由米-17系列直升机防砂装置工作原理可以看出，防砂装置整个管路系统是一个通路。如果用检查系统管路漏气量大小的方法来判断系统连接的密封性，使其引射气流的压力不至于在管路中造成大量损失，就可以保证防砂装置工作正常，达到最佳防砂效果。

3.2 试验方法

图1防砂装置示意图

1-整流罩 2-1919T节气门(防砂装置开关) 3-分离器 4-进气道 5-排砂管 6-导管 7-密封轴承 8-引射管 9-引射器导管

3.2.2 气密试验方法与要求（见图2）。

a.按图中要求将所有工艺装备连接起来，并保证工艺装备连接处不能有漏气现象。

b.使用堵杆7堵住引射器喷管6。

c.给系统供压，当压力表3达到1MPa时，立即关闭切断开关4，切断时间不应超过1秒，同时使用秒表开始计时。

d.测量系统中气压从1MPa下降到0.7MPa时所需要的时间，应不少于5秒。

注意：○1. 以上检查分别在1919T节气门打开和关闭位置进行（1919T节气门在关闭位置时，没有步骤b）。

○2. 内径φ10导管(或软管)从切断开关4到接头1的长度应在10米左右 ,主要用于保持系统内部有足够的气体。

图2 防砂装置气密试验示意图

1.接头

2.导管

3.压力表

4.切断开关

5.气瓶

6. 引射器喷管

7. 堵杆

4. 故障现象及排除方法

在对发动机防砂装置进行气密试验时，常常遇到气压从1MPa 下降到0.7MPa 所用的时间在5秒中

5. 发动机防砂装置使用建议

在直升机使用维护中，建议对发动机防砂装置的检查做到以下几点：

5.1定期拆卸发动机防砂装置整流罩，除去防砂装置以及分离器中的杂物，保证工作正常。 5.2 左、右发动机的防砂装置不能互换。在拆卸检查前可作标记，保证安装正确。

5.3 在防砂装置与进气道连接的密封轴承处，导管（图1-6）安装螺钉不宜过紧，否则防砂装置安装较困难。

5.4 在安装防砂装置的过程中要小心，以免碰伤整流罩外形，引起变形，影响直升机的气动性能。

6. 结论

在飞行和训练时，发动机防砂装置出现漏气现象，不会立即反映在飞行控制上，在日常维护中也不可能被发现，所以定期对发动机防砂装置进行气密试验是非常有意义的，这样便于掌握防砂装置的工作状态，及时发现故障、排除故障，保证防砂装置始终处于良好的工作状态，保护发动机的正常工作，从而保证发动机的使用寿命和直升机的飞行安全。

参考文献

[1] 总参陆航局,米-17直升机《技术维护手册》,1992年8月

[2] 总参陆航局,米-17直升机《修理手册》, 1992年8月

[3] 陈建中,《直升机构造学》,1996年7月

[4] 总参陆航局,《米-171直升机构造讲义》,1998年6月

Air leakage check and trouble-shooting methodologies for MI-17 series

helicopter engine anti-sand device

Ding Zhongwei

(No. 5701 Factory of P.L.A, Cheng Du Si chuan, 610043)

Abstract: A wide-equipped helicopter among domestic air force is the MI-17 series, which is installed high horse powered turbine-shaft engine. An anti-sand device is installed on the engine cowl to ensure engine’s safe running.

This article analyses the configurations, working theory, air leakage check methods & requirements for MI-17 series helicopter, and figures out the reasons and trouble-shooting manners according to the problems occurred frequently so as to facilitate anti-sand device application and perfectly demonstrate its outstanding.

Key words: Engine;Anti-sand device;Air leakage check;Trouble;Shoot

发动机漏油是飞机运行中的常见故障

发动机漏油是飞机运行中的常见故障，油液大量渗漏会直接危及飞行安全，对于发动机漏油故障，本文通过对发动机漏油标准介绍，故障排除方法介绍，渗漏原因进行分析，找到最简洁快速的方法排除发动机漏油故障。 在航线维护中，我们判断发动机漏油以AMM71-71-00-601的渗漏标准为依据，如发生渗漏情况，在标准范围内，可以放行飞机；发动机起动好后，在大功率状态下连续渗漏，应该让发动机立即停车进行检查，首先我们要判断到底是什么类型的油，打开发动机风扇整流罩，由于排放管集中，我们很难辨明是哪一个地方，这时要发挥眼，鼻并用，找到渗漏源。有时，目视也会判断错误，对发动机进行试车是个好办法，但是浪费时间和燃油，用干净的纸伸到排放管里面，观察里面是否有油迹，这是航线判断发动机漏油常用的方法。 发动机使用的油液通常有液压油，滑油，燃油，液压油渗漏通常最好判断，发动机只有发动机驱动泵和反推系统使用液压油，反推系统的反推作动筒和同步软轴管是最常见的渗漏点；滑油渗漏源主要有滑油燃油热交换器，前集油槽，后集油槽，起动机，CSD。通过观察发动机渗漏的工作状态对与分析渗漏也很有帮助，如果是起动机漏油，在发动机起动时漏油而起动机脱开后会停止，或者变少；如果是附件齿轮箱的碳封严漏油，漏油会随着发动机的起动越来越严重，因为随着发动机功率增加，发动机带动附件齿轮箱传递的工作载荷增大，齿轮箱渗漏会加剧；如果是CSD本身漏油，可以通过观察窗观察油量的减少来判断。燃油渗漏的确定比较复杂。燃油排放管连接着燃油泵、CSD、燃油/滑油热交换器，可调放气活门（VBV）、可调静子导向叶片（VSV）、高压涡轮间隙控制活门（HPTCCV）等众多部件，而且放油管比较集中，要细心的观察，不论是任何地方的渗漏，是显性的还是隐蔽的，通过试车我们能直接分辨出渗漏源，如果是少量漏油，漏油不明显，试车解决不了，可以采取下面的措施对发动机漏油进行监控。 发动机漏油故障的排除有时也不是一帆风顺，我公司执管2941飞机就发生一起发动机漏油故障，在每次飞机落地半小时后，发动机下面均会发现有少量油迹，打开发动机风扇整流罩仔细检查，在排放管处有滑油，顺着排放管检查，判断为启动机碳封严渗漏，更换新的碳封严后并没有解决问题，在几个航段后又发现渗漏，之后在打开风扇整流罩进行试车检查，试车检查效果也不明显，没有发现渗漏，后来采取了一个办法，在怀疑可能渗漏的滑油排放管处用耐高温的收集袋捆扎在排放管处，这样在飞机落地后进行检查，发现是滑油散热器有少量渗漏，虽然参考AMM手册还不到门槛值，这种收集渗漏的方法能很准确的发现渗漏源，将故障隐患及时得到控制。能够作到准确，迅速，保证安全的前提下保证航班正常。 另一个发生的发动机漏油故障是，在发动机停车后发现发动机下部有燃油渗漏，通常的渗漏通过目视能够分辨，也存在很难分辨的情况，象高压涡轮间隙控制活门和VSV作动器的渗漏排放就是同一根管，在发生渗漏时，如何判断是高压涡轮间隙控制活门还是VSV作动器渗漏，由于他们都是发动机空气系统里用燃油作动力驱动工作的，很难通过直接目视判断，维修厂机务人员采取将排放管拆下后，对发动机进行试车，判断渗漏点，从而采取维修措施确定漏油点是高压涡轮间隙控制活门漏油，更换了该活门，故障排除。 从使用维修的角度对发动机的渗漏情况进行分析，防微杜渐，找到导致发动机漏油的原因，以便采取预防性维修避免发动机漏油发生。 首先，在航线维修中，起动机，CSD，液压泵，燃油泵属于航线更换件，如果装配不当，

发动机在飞机上的安装位置

飞机上发动机的安装位置与发动机的数目及型式有关。 1．活塞发动机和涡轮螺桨发动机的安装位置 活塞发动机和涡轮螺桨发动机在飞机上目前多安装一台、两台或四台，一般多是拉进式（即螺旋在前）的，装在机头或机翼前缘，这样可以使机翼上所受的载荷降低，因为发动机的重力和举力的方向想反，减少了由这些外力所引起的弯矩。 另一种是推进式的，发动机装于机翼后沿或机身后段。这种安排使机翼位于螺旋桨的滑流之外，阻力会降低，但主起落架较高，重量增大；而且发动机在地面工作时冷却条件也较差，因而目前使用较少。 目前也有一种轻型飞机将发动机安装在垂尾上，以降低机身离地面高度，可在起飞时充分利用地面效应。 2．涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的安装位置和固定。 这两类发动机在飞机上的安装位置相似，可用涡轮喷气发动机作为代表。 一台涡轮喷气发动机多装在机身后段或机身下部。这种方式有利于维护修理，只要将机身后段拆卸开就行了；同时还可让出机身短舱或前段的空间，以便容纳人员和武器装备。 装在机身后段的国产太行航空发动机（航空图） 这种发动机安排方式主要用于战斗机。 两台涡轮喷气发动机有几种安排方式。常见的一种是把两台发动机各装在一只短舱内，这种方式的优点是机身空间大，装载的人员和设备多；对机翼能起减少载荷的作用。但其构造比较复杂，而且还会增大阻力和降低机翼的后掠作用。 第二种双发的安排方式是把发动机装在机翼下的吊舱内。这种方式的好处是减少短舱和机翼的干扰，对提高最大举力系数有利；防火性能较好；可采用全翼展的襟翼。另外，由予短舱离地近，维护比较方便，但易于吸入尘土。 双发的第三种安排方式是把两台发动机并列在后机身外部的两侧，这种叫尾吊式。其优

机械故障诊断综合大作业—航空发动机的状态监测和故障诊断

机械系统故障诊断 综合大作业 航空发动机的状态监测和故障诊断 1.研究背景与意义 航空发动机不但结构复杂，且工作在高温、大压力的苛刻条件下。从发动机发展现状看，无论设计、材料和工艺水平，抑或使用、维护和管理水平，都不可能完全保证其使用中的可靠性。而发动机故障在飞机飞行故障中往往是致命的，并且占有相当大的比例，因此常常因发动机的故障导致飞行中的灾难性事故。 随着航空科学技术的发展并总结航空发动机设计、研制和使用中的经验教训，航空发动机的可靠性和结构完整性已愈来愈受到关注。自70年代初期即逐步明确航空发动机的发展应全面满足适用性、可靠性和经济性的要求，也就是在保证达到发动机性能要求的同时，必须满足发动机的可靠性和经济性（维修性和耐久性）的要求。 可靠性工作应贯穿在发动机设计-生产-使用-维护全过程的始终。对新研制的发动机，应在设计阶段就同时进行可靠性设计、试验和预估；对在役的发动机，应经常进行可靠性评估、监视和维护。军机和民用飞机的主管部门，设计、生产、使用和维护等各部门，应形成有机的、闭环式的可靠性管理体制，共同促进航空发动机可靠性的完善和提高。 2.国内外进展 自70年代前期，国外一些先进的民用和军用航空公司即着手研究和装备发动机的状态监视和故障诊断系统。电子技术与计算机技术的迅速发展，大大促进了航空发动机的状态监视与故障诊断技术的发展。至今，监视与诊断技术作为一项综合技术，已发展成为一门独立的学科，其应用已日趋广泛和完善。 按民航适航条例规定航空发动机必须有15个以上的监视参数。现今美国普?惠公司由有限监视到扩展监视，逐步完善了其TEAMIII等系统，美国通用电气公司也不断在发展其ADEPT系统。 从各国空军飞机发动机的资料来看，大都采用了发动机状态监视与故障诊断系统。包括发动机监视系统EMS，发动机使用情况监视系统EUMS和低循环疲劳计数器LCFC等，同时为了帮助查找故障，近年来还发展了发动机故障诊断的专家系统，如XMAN和JET—X。美国自动车工程协会（SAE）E-32航空燃气涡轮监视委员会研究并颁布了一系列指南，包括航空燃气涡轮发动机监视系统指南、有限监视系统指南、滑油系统监视指南、振动监视系统指南、使用寿命监视及零件管理指南等。 我国相关民用航空公司和院校开展的发动机状态监测与故障诊断的研究工作已初见成效。并且对于新研制的高性能发动机已将实施状态监视列为重要的技、战术指标，因此正较全面的开展这方面的研究工作。但是总的看来，国内该项工作开展得还不够，亟待有计划、有步骤地借鉴国外的成功经验，发展并推广我们自己的状态监视与故障诊断技术，以适应飞机和发展的需要。

航空发动机装配工(四级)题+答案

航空发动机装配工（四级） 一、填空题 1．歼击飞机发动机的主要机件有、、、加力燃烧室和喷管、附件传动装置。（每空1分，共3分）压气机，燃烧室，涡轮 2．歼7-E飞机调节锥操纵系统中的回输电位器的作用是将调节锥的位置信号转换成，提供给信号发送器。（1分）电位信号 3．压气机的作用是压缩，提高空气压力。（1分）空气 4．涡轮的作用是将燃气的部分热能转换成机械能，带动转子和一些附件工作。（1分）压气机5．主燃烧室的作用是与空气混合并进行的地方。（每空1分，共2分）燃油、燃烧 6．涡喷13F型发动机低压转子是由、前中介轴承、轴间轴承、后中介轴承支承。（1分）前轴承 7.发动机工作时，在达到最大状态以后，继续增加，叫发动机的加力。（1分）推力 8．可调喷口的作用是将燃气的部分热能转换为动能，同时，随发动机的工作状态改变喷口的。 （1分）直径 9．涡喷13F发动机进行加力的方法是在涡轮后有加力燃烧室，使燃油和燃气中的氧气再次混合燃烧，进一步提高燃气的。（1分）温度 10．涡喷13F发动机低压转子带动低压转子转速传感器、低压转子转速调节器的离心飞重、工作。（1分）前轴承回油泵 11．二速传动机构的作用是使起动发电机和发动机转子之间有两种。（1分）传动比 12．滑油系统路线上有滑油箱、进油泵、滑油滤、单向活门等附件。（1分）供油 13．涡喷13发动机滑油附件是由、中轴承回油泵、后轴承回油泵、附件机匣回油泵、滑油虑、单向活门组成。（1分）进油泵

14．涡喷13F型发动机高压转子是由中轴承、支承。（1分）后轴承 15．涡喷13发动机金属屑末信号器的作用是当信号器油滤脏污时，向压力信号灯发出信号。 （1分）滑油 16．滑油箱内的旋转吸油装置的作用是保证滑油箱在不同飞行姿态时正常地和通气。（1分）供油 17．涡喷13F型发动机附件传动机匣上的放油开关是放出附件传动机匣中的。（1分）滑油18.涡喷13F型发动机燃油滑油附件上的两个放油开关分别放出燃油滑油附件里的燃油和。 （1分）滑油 19.涡喷13F型发动机离心增压泵是保证和加力燃油泵进口有适当的稳定油压。（1分）主燃油 泵 20.涡喷13F型发动机燃油滤是过滤中的杂质。（1分）燃油 21.涡喷13F型发动机的作用是将燃油呈雾状喷入主燃烧室，并支撑火焰筒 （1分）工作喷嘴 22.涡喷13F型发动机高压转子最大转速限制器的作用是限制的转速不超过104.5％。（1分） 高压转子 23.起动自动器的作用是在发动机起动中期，根据流量的大小自动调节起动供油量。（1分）空 气 24．联锁装置是用来保证调节器和调节器顺利的的接替工作。（每空1分，共2分）流量、转速 25.发动机加力时，加力燃油系统供给和调节加力燃烧室所需的，保障发动机在加力状态正常 工作。（1分）燃油 26.断开加力时，加力燃油系统切断向加力燃烧室供给的。（1分）燃油 27.为了使发动机在安全可靠的条件下获得良好的加速性，每个转速下有一个允许的最大加速，

《航空发动机》知识点总结

1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力 的气体。 2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数 3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能 4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。 5. ???????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位 推力。F s = F / q m 7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。sfc = 3600q mf / F 8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方, 那里的气流参数为*0*0 0,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1 111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为 *3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为 *4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ; --------------------------------------------------------------------- 9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系 数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括 1.超音速飞行时会有附加阻力 2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。 10. 燃气发生器包括：压气机，燃烧室，涡轮，又称发动机核心机。 --------------------------------------------------------------------- 11. 当发动机在空气湿度比较高和温度比较低的条件下工作时，在压气机进口部 分，（如整流罩和支板处）会出现结冰现象，危害包括：（1）冰层会引起发

从国外几起严重故障谈航空发动机研制的艰巨性

1 国外几起严重飞行事件 1．1 B一1B轰炸机在海湾战争中却阵 1．1．1风扇叶片甩脱使B—lB全面停飞 1991年1月l 7日，海湾战争爆发时．在美国空军服役共有97架b-1轰炸机。这XIE飞机却因F101发动机故障全部趴窝．影响了正常的飞行。1990年10月初，一架B-lB轰炸机刚飞到1 800 m高度时，l号发动机突然起火，飞机紧急着陆。检查发现发动机第1级风扇转子的一片叶片断裂．造成锁住所有叶片的卡环损坏，导致这级全部叶片从轮盘上甩出。使发动机失火。为研究这一故障原因及处理意见，空军当局下令B一1B轰炸机在10月5日至17日 期间停飞待处理。刚刚结束“禁闭”期恢复飞行后，又有一架飞机在着陆后立即复飞的训练中，地面人员发现飞机的3号发动机失火，立即命令飞机紧急着陆，经检查又是第l级风扇叶片锁叶片的卡环损坏，使8片叶片甩离轮盘，造成风扇部件严重损坏，并引起发动机失火。因此，美国战略空军司令部再次下令，驻扎在4个空军基地的97架B一1B再次停飞到1 991年2月5日。此时海湾战争爆发，这一故障致使B一1B轰炸机未能参战。 经过对故障的认真分析和试验研究，发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够，是这两次事件的肇事原因。据统计，自1 986年6月

29日第1架B-1B加入美国空军服役到1990年底，发动机累计工作时间超过10万小时，曾出现6次叶片甩离事件。 1.1．2造成叶片甩脱事件的原因 由于发动机风扇叶片工作一段时间后，叶片被吸入的细小沙石冲刷磨蚀，叶型略有变化因而改变了叶片的自然振动频率，在97％的风扇最大转速下叶片出现共振，振动应力很大。如果叶片存在一些缺陷．例如被外来沙石打出的小凹坑、锈蚀及加工中不注意留下来的某些划伤等，就会使叶片折断，转子上只要有l片叶片断裂，转子的平衡就被破坏，风扇转子就会产生高频振动．导致卡环断裂．造成更多的叶片从轮盘上甩出，结果引起发动机着火。 1.1.3改进措施 首先改进卡环的设计。将原来由不锈钢材料制造的厚度为l.6 mm 的卡环．改用镍基合金制造，厚度加大到3.68mm.卡环厚度加大后，强度提高约 2.5倍。更换材料使它的疲劳强度与耐腐性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上换装．每天换装20台发动机(即5架飞机)．到8月底B-1B全部换装完毕。 为解决叶片断裂问题，发动机生产厂家GE公司还对风扇转子做了改进设计。在风扇叶片根部加装减振块，以降低风扇叶片的振动应力

A320飞机选装发动机性能及使用比较

A320飞机选装发动机性能及使用比较 空客A320飞机选装的发动机主要是CFM56-5B和V2500-A5。本文对它们各自的性能特点、市场优势和使用效果与成本进行了比较，为航空公司选用发动机提供一定的参考，并为飞行员和机务人员了解相关发动机的性能和操作提供帮助，以降低运营成本，保障飞行安全。 A320是空客系列飞机中最具代表性的机型，也是目前服役的单通道飞机中唯一与波音737系列相抗衡的飞机。为满足竞争的需要，空客对发动机提出了较高的要求。 两种选装发动机简介 CFM56-5B发动机 CFM56-5B发动机由CFMI公司研制，是唯一一种能用于A320系列各型飞机的发动机。 CFM56-5B发动机的高可靠性，较长的在翼时间和低维护成本使其倍受全球租赁公司和航空公司的青睐。 CFM56-5B发动机的整流锥短，弧度大，不易吞水，水进入内涵道的可能性减小，发动机停车率进一步降低，更加保障了飞行安全。 另外，CFM56-5B发动机采用双环腔燃烧室技术，这一技术有效地降低了发动机的氮氧化合物的排放量，使CFM56-5B发动机在技术可靠的基础上，更加环保。 V2500-A5发动机 V2500-A5发动机由IAE公司研制。V2500-A5发动机较高的排气温度裕度，低的燃油消耗以及更好的环保性能，使其成为航空市场上较为突出的一款发动机，在A320系列飞机的发动机选型上与CFM56-5B发动机展开了激烈的竞争。 V2500最引人注目的特点之一就是它的无凸台宽弦空心叶片和"浮壁"燃烧室。叶片以极轻的重量获得极大的强度，可以一定程度地抗击外来物的击伤。"浮壁"燃烧室提高了冷却效率，减少了维修费用。 两种选装发动机基本性能比较 V2500-A5及CFM56-5B均为高涵道比涡轮风扇发动机，根据市场需求情况和航空业发展趋势，公司在发动机结构设计上进行了改进和优化，使其发动机性能得到进一步提升，在市场竞争中拥有各自的优势，下面将对这两型发动机进行性能和使用方面的比较。 使用数据比较 可靠性 衡量航空发动机可靠性指标的主要有空中停车率（IFSR），送厂维修率（SVR）和航班签派率（DR）。 根据CFMI公司和IAE公司提供的发动机使用数据可以看出,CFM56-5B发动机的空中停车率为0.002,送厂维修率为0.015，航班签派率为0.98,均优于V2500-A5发动机。因此，CFM56-5B的可靠性要高于V2500-A5。 通用性 良好的通用性有利于航材的储备和人员的培训，从而降低维护成本，减少维护周期。 CFM56-5B发动机使用时间较早和装机数量较多，并且是唯一能用于A320系列各型飞机的发动机，使其通用性较V2500-A5发动机占优。 在先进的核心机基础上，CFM56-5与-2，-3和-7形成发动机系列，更加提

发动机在飞机上的安装

3.3.2发动机在飞机上的安装 发动机的安装与发动机的类型、数目以及它装在飞机上的位置有关。它可以用吊架装在机翼下，可装在机身两侧，也可装在机身或机翼内，或者装在机身后部与尾翼的交接处；涡轮螺桨发动机只能装在机身头部或机翼。不管装在什么部位，发动机推力必须传递到飞行器主要承力结构上。在飞行中发动机与飞机连接处要承受几倍于发动机自身重量的载荷，而且发动机机匣温度变化很大，所以连接点不仅要牢固可靠，而且要在纵向和径向提供自由膨胀的可能。 活塞式发动机和涡轮螺桨发动机的安装位置 活塞发动机在飞机上大多安装一台、两台或四台，一般大多是拉进式(即螺旋桨在前)的。其安装位置和涡轮螺桨发动机的飞机很相似(图3.3.13)。拉进式的飞机，其发动机多装在机头或机翼前缘。这样可使机翼上所受的载荷降低，因发动机的重力与升力的方向相反，减少了由这些外力引起的弯矩。 图3.3.13 涡轮螺桨发动机在飞机上的安装位置(活塞发动机的飞机同它相似) (a) 一台发动机，装在机头(b) 两台发动机，装在机翼前缘短舱内（拉进式） (c) 六台发动机，装载机翼后缘（推进式） 另一种是推进式的，即发动机装在机翼后缘或机身后段。这种安排方式使机翼和机身位子螺旋桨的滑流之外，阻力会降低，但主起落架较高，重量增大，而且发动机在地面的工作的冷却条件也较差，因而使用较少。 涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的安装位置 这两类发动机在飞机上的安装位置和固定方法相似，可用涡轮喷气发动机作为代表。 —台涡轮喷气发动机的安装位置。—台涡轮喷气发动机多装在机身后段或机身下部。这种方式有利于维护修理，只要将机身后段拆卸开就行了；同时还可让出机身短舱或前段的空间，以便容纳人员和武器装备。图3.3.14所示的是离心式涡轮喷气发动机的安排情况。 两台涡轮喷气发动机的安装位置。两台涡轮喷气发动机有几种安排方式。 第一种是把两台发动机各装在一只短舱内(图3.3.15a)，这种方式的优点是机身空间大，装载的人员和设备多，对机翼能起减少载荷的作用。但其构造比较复杂，而且还会增大阻力和降低机翼的后掠作用。 第二种双发的安排方式，是把发动机装在机翼下的吊舱内(图3.3.15b)。这种方式的好处是减少短舱和机翼的干扰，对提高升力系数有利，防火性能较好，可采用全翼展的襟翼。另外，由于短舱离地近，维护比较方便，但易于吸入尘土。

民用航空发动机性能故障诊断途径

第34卷第3期航空发动机Vol.34No.3 2008年9月Aer oengine Sep.2008 民用航空发动机性能故障诊断途径 史秀宇 (南方航空公司沈阳飞机维修基地,沈阳110169) 摘要:发动机性能状态监控是保证飞行安全的重要手段。航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存 取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用。介绍了多个综合利用AC ARS、QAR译码巡航报告 等信息对V2500发动机进行性能故障诊断的案例,对如何利用多种手段和EHM软件对V2500发动机进行故 障诊断作了总结。 关键词:V2500发动机;性能监控;故障诊断 Fault D i a gnosis Approach of Perfor mance for C i v il Aeroeng i n e SH I Xiu-yu (Shenyang Maintenance&Overhaul Base,China Southern A irlines CO.LT D,Shenyang110169,China) Abstract:Engine Perfor m ance M onitoring is extre m ely i m portant for Flight Safety A ssurance.A ircraft A ddressing and Reporting Syste m(ACARS)and Q uick A ccess Recorder(QAR)are adopted m ore and m ore w idely by the A irlines. So m e cases w ere presented w hich applied the infor m ation of decode cruise reports of ACARS and QAR and etc to perfor m perfor m ance fault diagnosis forV2500engine.The conclusions of ho w to use m ultiple tools and EH M soft w are to perfor m fault diagnosis for V2500engine are summ arized. Key words:V2500engine;perf or mance monit oring;fault diagnosis 1　引言 现代民用航空飞机发动机的使用维护以视情维护为主,而发动机性能状态监控是视情维护的重要组成部分。在当今的航空市场中,航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用,在日常的飞机故障诊断特别是发动机性能监控工作中发挥着异常重要的作用。 而分析发动机性能变化趋势,不仅可以了解发动机的性能状况,而且还可以判断一些与发动机相关联的系统故障,比如指示系统故障、放气系统故障等。 本文以V2500发动机为对象,对民用航空发动机性能故障诊断的途径进行分析。 收稿日期:2007-12-06 作者简介:史秀宇(1974),女,工程师,从事民用航空发动机维护工作。2　结合ACARS巡航报告进行发动机性能故障诊断 沈阳飞机维修基地对A320系列及MD90飞机所装的V2500系列发动机,采用P W公司开发的Engine Health Monit oring(简称EH M)软件来比较和分析巡航数据,进行性能监控。系统需要的飞机参数有气压高度(ALT)、马赫数(MN)和总温(T AT)等,需要的发动机参数有发动机压力比(EPR)、排气温度(EGT)、燃油流量(W F)、低压转速(N1)和高压转速(N2)等。利用EH M软件,将每天通过ACARS 和QAR获取的实际发动机性能数据,与相同条件下系统内的标准值进行比较,得到主要性能参数的差值,即发动机性能参数值DEGT、DW F、DN1和DN2;根据这些差值,绘成对应的各种短期及长期性能变化趋势报告图。 2.1　飞机指示系统故障诊断 2006年12月29日,EH M趋势报告显示B-6270飞机(机型为A321)双发巡航参数偏移,即

波音737-700800型飞机发动机引气系统及其故障分析

波音737-700/800型飞机发动机引气系统及其故障分析 针对发动机引气系统是一个多发性故障的系统，介绍了波音737-700/800型飞机发动机引气系统常见故障现象和原因，并结合实践提出了系统的排故方法。 波音737-700/800型飞机发动机引气系统的功用是为飞机气源系统提供压力和温度调节的压缩空气，供给气源用户系统，包括发动机起动系统，空调和增压系统，发动机进口整流罩防冰系统，机翼热防冰系统和水箱增压系统，大气总温探头加热，液压油箱增压系统等。发动机引气系统部件在发动机压气机机匣上和发动机吊架内。 发动机引气系统的工作原理及结构 发动机引气来自发动机第9级和第5级高压压气机。发动机低转速时，由于第5级空气压力不能满足气源系统的需要，气源系统使用第9级引气。发动机高转速时，气源系统使用第5级引气。发动机引气系统主要由三大机构来控制：（1）低速时高压级调节器和高压级活门控制发动机引气压力。低速时第5级单向活门防止反流。（2）高速时高压级活门关闭，第5级单向活门打开，向压力调节和关断活门（PRSOV）提供引气。（3）发动机引气预冷器系统控制发动机引气温度。预冷器的风扇空气流量由预冷器控制活门、预冷器控制活门传感器和机翼热防冰电磁活门控制。 高压级调节器和活门的目的是控制高压级发动机引气的供应。高压级调节器由气源关断机构、基准压力调节器、反流单向活门和释压活门组成。高压级调节器操纵高压级活门，进而控制第9级引气总管的引气量。高压级调节器从第9级引气总管的分接头得到未调节的空气，经过气源关断机构到达基准压力调节器，使压力减少到恒定的控制压力。该控制压力引到高压级活门的A腔，克服弹簧力和高压级活门B腔的压力打开活门。作用在高压级活门作动筒上的合力使活门调节下游的压力达到32 psi（额定值）。 引气调节器（BAR），PRSOV和450恒温器的功用是调节引气压力和温度。引气调节器的主要元件包括过压电门、基准压力调节器、控制节流孔、锁住电磁活门和释压活门。引气调节器从级间总管得到未调节的空气，经过过压电门和基准压力调节器，使压力减少到恒定的控制压力，然后引到释压活门和锁住电磁活门。当锁住电磁活门电动打开时，它向PRSOV的A腔提供控制压力克服弹簧力和B腔的压力来打开PRSOV，控制到气源总管的发动机引气量，使活门调节下游压力达到42 psi（额定值）。当引气调节器电动关闭时，它释放PRSOV的控制压力，利用弹簧力关闭PRSOV，切断引气。 发动机引气系统故障及其分析 1. 故障现象 当发动机为引气源时，在慢车状态（大概低于50％N1）时使用9级引气，正常的引气压力为32±6 psi；在正常巡航状态时使用5级引气，引气压力为42±8psi。如引气压力不在这个范围以内，就有可能是发动机引气系统出现故障。发动机引气系统常见故障有以下几种：A. 引气电门在OFF位时引气活门不能关闭；B.引气压力高；C.引气压力低；D. 引气压力为0；E. 发动机引气时左、右管道压力指示器指针不相同； F. 引气脱开灯亮等。下面具体对以上常见故障进行分析。 2. 故障的分析和排除 对于A故障现象，引气电门在OFF位时引气活门不能关闭的可能原因有：（1）MW0311电线束断路或短路，电路跳开关故障断开，P5-10空调组件、空调附件组件M324或飞机导线内部断路或短路；（2）PRSOV故障打开；（3）引气调节器打开或导线故障；（4）指示器系统故障。该故障较为简单，通过测量线路，检查引气调节器可以较为容易隔离故障。 故障B现象为：当发动机为引气源，工作在5级可调的稳定状态时，引气压力高于50 psi 则为引气压力高，可能的故障原因有：（1）管道压力传感器故障、N12双管道压力指示器超

航空发动机构造

航空发动机构造 课堂测试-1 1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？ 技术难度大；周期长；费用高 2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。 是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。 3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？ 涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。 4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？ 5-12 课堂测试-2 1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。 2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点： 不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护 3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。 4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。 5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。 6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。 7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。 8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。 课堂测试-3 1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置 与附属系统所组成。 2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量） 和（温度）三种。 3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承 受径向载荷与轴向载荷。 4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位 置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。 5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。 其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。 6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？ 减荷措施：

B737飞机发动机引气系统及常见故障分析

B737飞机发动机引气系统及常见故障分析 737飞机发动机引气系统是一个多发性故障的系统，2008年某公司所执管飞机共发生发动机引气系统故障12起，其中737CL飞机8起，737NG飞机4起。本文简单介绍系统基本原理，系统各职能分系统的组成和部件简单功能检查，引气系统常见故障的分析排故。希望能对我们在排除该系统故障时有所帮助。 标签：高压级调节器、高压级活门、压力调节和关断活门 737飞机发动机气源系统在发动机低转速时由高压压气机9 级引气，这时依靠高压级调节器和高压级活门控制引气压力，这时5级单向活门关闭防反流;在高转速时由高压压气机5级引气，这时高压活门关闭并且5 级单向活门打开，由引气调节器（BAR）和压力调节和关断活门（PRSOV）控制引气压力。在引气调节器内有一个过压电门（180PSI或220PSI作动），在压力调节和关断活门出口有490℉过热电门，当系统出现超温超压时，空调附件组件（ACAU）内的过热继电器接通，控制引气调节器内部的锁定电磁活门关闭，使PRSOV失去控制压力并由弹簧力关闭。这时，主警告灯亮，驾驶舱头顶板（P5板）上的引气跳开（BLEED TRIP OFF ）灯亮，同时TRIP/RESET 电路预位。当超温超压消失时，按压P5-10面板上的RESET 电门复位，PRSOV 打开重新工作。预冷器系统的作用是在引气进入气源总管前，通过预冷器控制活门控制通往预冷器的冷却空气量从而控制引气温度，这个系统是自动控制的。预冷器控制活门靠390℉温度传感器和地面大翼热防冰（WTAI）电磁活门的信号控制活门开度。 1、发动机引气系统作用 波音737-700/800型飞机发动机引气系统的功用是为飞机气源系统提供压力和温度调节的压缩空气，供给气源用户系统，包括发动机起动系统，空调和增压系统，发动机进口整流罩防冰系统，机翼热防冰系统和水箱增压系统，大气总温探头加热，液压油箱增压系统等。发动机引气系统部件在发动机压气机机匣上和发动机吊挂内。 2、发动机引气系统的工作原理及结构发动机引气来自发动机的第9级和第5级高压压气机。发动机低转速时，由于第5级空气压力不能满足气源系统的需要，气源系统使用第9级引气。发动机高转速时，高压级活门（HSV）关闭断开来自第9级的引气，气源系统使用第5级引气。发动机引气系统主要由三大机构来控制：（1）低转速时高压级调节器（HSR）和高压级活门控制来自第9级的发动机引气压力，此时第5级单向活门起防止反流的作用。（2）高速时高压级活门关闭，第5级单向活门打开，向压力调节和关断活门（PRSOV）提供引气。（3）发动机引气预冷器系统控制发动机引气温度。预冷器的风扇空气流量由预冷器控制活门、预冷器控制活门传感器和机翼热防冰电磁活门控制。 高压级调节器和高压级活门的目的是控制高壓级发动机引气的供应。高压级调节器由气源关断机构、基准压力调节器、反流单向活门和释压活门组成。高压

航空发动机拆装实习报告

航空发动机拆装实习报告 一．实习目的 1.巩固和加强对发动机构造和原理的理论知识 2.学习并实践正确的拆装设备，工具的使用方法 3.锻炼，培养动手能力和团队协作意识 二．实习地点 学校发动机陈列室，机房 三．实习要求： 1.学会航空发动机常用拆装工具和仪器机器的准确使用。 2.学会航空发动机的总体拆装、调整和各系统主要零部件的准确拆装 3.学会航空发动机的主要零部件的检查测量 4.把握航空发动机的基本构造与基本工作原理 5.理解航空发动机各组成系统的结构与工作原理 四．实习常用工具: 普通扳手、螺钉旋具、锤子、手钳等。 五．发动机拆装 在本项实习中，我被分到第1组，然后组长帮我们完成了相关的安排。与此同时，老师为我们讲解了航空发动机的种类，包括我们需要拆装的几种发动机类型。常用工具的种类和正确的使用方法，还介绍了在拆装过程中需要注意的安全知识。在拆装实习的过程中，老师还特别强调了拆装的过程中要逐步分析各零部件组成和拆装的先后顺序，以防止出现拆了之后装不回去的尴尬。为此我们很多组员都拍下了拆装过程时的照片来辅助我们进行发动机拆装的实习。 六．工作原理 涡轮喷气发动机以空气作为工质，进气道将所需的外界空气以最小的流动损失送到压气机;压气机通过高速旋转的叶片对空气压缩作功，提高空气的压力，空气在燃烧室内和燃油混合燃烧，将燃料化学能转变成热能，生成高温高压的燃气;燃气在涡轮内膨胀，将燃气热能转变为机械能，驱动涡轮旋转，带动压气机，燃气在喷管内继续膨胀，加速燃气，燃气以较高速度排出，产生推力。产生高温高压燃气的装置称为燃气发生器。涡轮喷气发动机目的是产生高速燃气流，使飞机飞行速度高，当然噪音也高。有的发动机带加力燃烧室，它位于涡轮和喷管之间，目的是提高喷管前燃气温度，使喷气速度增加，增大推力。 七．在拆装过程中，老师还对我们提出了几个问题： 1.涡轮风扇发动机的反推原理是什么？其原理用导流板使发动机排气方向发生偏转，倾斜向前喷漆，产生向后的拉力，使飞机着陆滑跑过程过快地减速。两侧尾部板件向后滑动合拢，形成一个铲斗形状形成反推阻力。 2.尾部梅花结构的作用是什么？梅花结构由16个梅花花瓣组成，由六根主要支柱连接，其作用是对微喷的气流进行整流改善排向，为反推做辅助，增加结构稳定性，承受载荷，减少应力，降噪等。另外梅花花瓣处，还有几跟热电偶或电阻传感器，可以第一时间反应尾喷温度状况。 八．实习体会： 为期两周的发动机拆装实习培养了我们的团队合作能力，通过互相讨论与学习，让我体会到了合作的重要性，收获到了不少。另一方面，通过实习使我对发动机有了新的认识，确实也体会到了实践出真知的道理，原本理论课上学的知识落实到实习中还是要花不少心思的，并没有那么简单。这次实习确实让我获益匪浅。

发动机典型故障的统计分析

发动机典型故障的统计分析 学生：宋屿指导老师：左渝钰 摘要 一部航空发动机发展是伴随着故障的频繁发生、排除、再发生与再排除的过程，即使是比较成熟的航空发动机，在使用很长时间与积累了丰富经验后，也还会出现故障甚至是严重的故障。航空发动机的故障率很难有一个标准的统计数量，这主要是由于发动机中零部件数量繁多，其形式与功能不等，故障模式又不一样，故很难统一计量。从总体上看故障类别主要有性能型故障，结构系统故障以及附件系统故障等。本文主要对航空发动机轴承滑蹭损伤故障进行分析说明，并列举浅析了某型涡喷发动机主轴圆柱滚子轴承典型故障和该涡喷发动机近年来出现过的一些常见故障。 关键词：航空发动机，轴承损伤，

前言 航空发动机是为航空器提供动力，实现航空器前进的装置，是保证其正常工作所必须的系统和附件，它包括燃油系统、滑油系统、点火系统、启动系统和防火系统等。航空发动机从宏观上可以分为活塞式发动机和空气喷气发动机两大类（空气喷气发动机又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机），本文主要以带压气机的的燃气涡轮发动机为例展开分析。 燃气涡轮发动机主要由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。其工作原理是将从进气装置进入的空气在压气机中被压缩后，进入燃烧室并在那里与喷油嘴喷出的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气，燃气在膨胀过程中驱动涡轮作高速旋转，将部分能量转变为涡轮功，涡轮带动压气机不断吸入空气并进行压缩，使发动机连续工作；另一部分燃气则通过尾喷管的继续膨胀，将燃气中剩余的热焓充分转变为动能，以高速从喷口喷出，产生向前的推力，从而使飞行器前进。 组成航空发动机的零件较多，并且工作环境特殊，所以，航空发动机往往具有多种故障模式，并且故障率也比较高，尤其是一些偶发故障。怎样根据所表现出来的状况来准确判断、排除发动机的故障呢？那么，对航空发动机的故障进行分析则显得相当重要！

发动机常见故障处理方法讲解

卡特发动机常见故障故障方法—活塞敲缸 卡特发动机常见问题处理方法—活塞敲缸 卡特，卡特发动机，卡特故障，卡特维修，卡特发动机故障，卡特发动机维修，卡特维修方 法，卡特故障维修，卡特活塞敲缸，活塞敲缸 活塞敲缸是卡特发动机的常见问题之一，尤其是铝合金活塞，在发动机冷态时，配合间 隙大，容易出现敲缸现象，因此在活塞的设计中出现了活塞销偏置技术，该技术可以明显减 弱活塞敲缸现象。 在卡特发动机的维修过程中，如果选用了劣质的配件，配合间隙过差，磨损严重，也是出现 出现活塞敲缸的主要原因。 如果您是卡特发动机的车主，若果出现以下现象，说明可能是活塞敲缸响： 柴油机怠速时，在气缸的上部发出“嘎嘎”的敲击声。冷车时响声明显，热车时响声减弱或 消失。该缸断油后，响声减弱或消失。 若出现以上现象，则有可能是以下原因造成的： 活塞与气缸壁间隙过大，活塞在气缸内摆动导致撞击汽缸壁而发出响；活塞销与连杆衬 套装配过紧；活塞顶碰到气缸衬垫；连杆变形。

活塞敲缸的诊断方法： （1）柴油机初启动时，低温运转，发出有节奏的“嘎嘎嘎”金属敲击声，将柴油机转速控 制在最明显的范围内，然后缓慢加速至中速及中速以上若响声减弱或消失，可初步诊断为活 塞敲缸响。 （2）将柴油机转速控制在声响最明显的范围内，然后逐缸断油，若某缸断油后响声减弱或 消失说明此缸响。若柴油机温度升高后其响声减弱至消失，即可断定活塞裙部与气缸壁间隙 过大。为进一步证实其诊断结论可将该缸喷油器拆下，向气缸内注入少量润滑油（20~25mL）， 慢慢转动柴油机，使润滑油付于汽缸壁与活塞之间，立即装上喷油器启动柴油机查听，其敲 击声减轻或消失，运转短暂时间后又出现敲击声，则说明该汽缸与活塞间隙确实过大。 （3）若柴油机温度低时不响，待温度上升后，在中速时，发出极速而有节奏的“嘎嘎”的 明显响声，温度越高，响声越大，并易分出前中后部位，做断油试验时，其声音没有多大变 化，即可诊断为连杆轴颈与主轴颈不平行或连杆衬套轴向偏斜、连杆弯曲引起的活塞敲缸响。

A320飞机选装发动机性能及使用比较

A320飞机选装发动机性能及使用比较 （Analysis on A320 Engines） 空客A320飞机选装的发动机主要是CFM56-5B和V2500-A5。本文对它们各自的性能特点、市场优势和使用效果与成本进行了比较，为航空公司选用发动机提供一定的参考，并为飞行员和机务人员了解相关发动机的性能和操作提供帮助，以降低运营成本，保障飞行安全。 A320是空客系列飞机中最具代表性的机型，也是目前服役的单通道飞机中唯一与波音737系列相抗衡的飞机。为满足竞争的需要，空客对发动机提出了较高的要求。 一、两种选装发动机简介 1、CFM56-5B发动机 CFM56-5B发动机由CFMI公司研制，是唯一一种能用于A320系列各型飞机的发动机。 CFM56-5B发动机的高可靠性，较长的在翼时间和低维护成本使其倍受全球租赁公司和航空公司的青睐。 CFM56-5B发动机的整流锥短，弧度大，不易吞水，水进入内涵道的可能性减小，发动机停车率进一步降低，更加保障了飞行安全。 另外，CFM56-5B发动机采用双环腔燃烧室技术，这一技术有效地降低了发动机的氮氧化合物的排放量，使CFM56-5B发动机在技术可靠的基础上，更加环保。

2、V2500-A5发动机 V2500-A5发动机由IAE公司研制。V2500-A5发动机较高的排气温度裕度，低的燃油消耗以及更好的环保性能，使其成为航空市场上较为突出的一款发动机，在A320系列飞机的发动机选型上与CFM56-5B发动机展开了激烈的竞争。 V2500最引人注目的特点之一就是它的无凸台宽弦空心叶片和"浮壁"燃烧室。叶片以极轻的重量获得极大的强度，可以一定程度地抗击外来物的击伤。"浮壁"燃烧室提高了冷却效率，减少了维修费用。 二、两种选装发动机基本性能比较 V2500-A5及CFM56-5B均为高涵道比涡轮风扇发动机，根据市场需求情况和航空业发展趋势，公司在发动机结构设计上进行了改进和优化，使其发动机性能得到进一步提升，在市场竞争中拥有各自的优势，下面将对这两型发动机进行性能和使用方面的比较。 1、使用数据比较 1）可靠性 衡量航空发动机可靠性指标的主要有空中停车率（IFSR），送厂维修率（SVR）和航班签派率（DR）。 根据CFMI公司和IAE公司提供的发动机使用数据可以看出,CFM56-5B发动机的空中停车率为0.002,送厂维修率为0.015，航班签派率为0.98,均优于V2500-A5发动机。因此，CFM56-5B的可靠性要高于V2500-A5。 2）通用性