Internal Combustion Engine & Parts• 69 •
田沛奇
(东航技术有限公司）
摘要：空客A320FAM飞机发动机的超速保护，是发动机自身保护的重要功能，也是易发故障源，根据MEL标准，是不允许放行 的。通过对故障源N1、N2和FMU纵横分析，参考维修经验，探讨精细检测、准确定位、快速排故的技术方法。
关键词：发动机；超速保护；故障；排查
0引言
飞机发动机为整体功能正常运行提供动力，是飞机的 心脏。通熟飞机发动机的型号、特点、常见问题及解决方案 等，是维修技术人员确保飞机安全运行的基本要求。空客 A320F A M飞机可选装CFM56或V2500两种发动机。目前，东航共运行有此类飞机273架，其中：106架配置 V2500发动机、167架配置CFM56发动机。在飞机航前、航 后、短停例行检查过程中，监测发动机运转状态，是航检放 行确保安全飞行至
关重要的节点。本文立足实际工作经 验，通过实践技术总结，对照现有工作手册，针对性地对 V2500发动机超速保护判断方法，提出一些初浅看法，以供探讨。计量组件上的超速活门力矩马达，使得马达开度减小，降低燃油流量到最低值，使得发动机可以停车退出超速状态 或者按需重新启动，避免发动机损伤。
2转速重要参数
2.1 N1转速
V2500发动机N1转速是由安装在低压压气机机匣上 的N1转速传感器探测的。共有4个N1传感器，其中两个 是给E E C的A和B通道提供转速信号，一个是提供转速 信号的备用（正常构型时，信号不传输给E E C)，另一个是 用来提供N1转子发动机振动监控信号。N1传感器采用变 磁阻式探头，包含有一个永磁铁、两个极块和一个感应线 圈组件。每个转速传感器上有两个极块，两极块的距离刚 好是咅轮间的距离。叶片每转一圈，传感器就扫过60个咅 轮。当咅轮两脚恰好对准两极块时，磁阻底；当咅轮两脚未 对准两极块时，磁阻高。这样感应磁阻的变化，使得传感器 线圈内产生并输出了电压脉冲信号。这些脉冲的频率恰好 是N1转速的60倍。
2.2 N2转速
V2500发动机的N2转速是由E E C专用发电机PMA 提供的，该发电机安装于附件齿轮箱上。发电机上的一组 线圈利用单相交流频率信号测量N2转子转速，公式为：
图1 CFM56发动机
图2 V2500发动机
1超速保护概述
为了更好地探讨V2500发动机超速保护判断方法，首先要深入了解“超速保护”的基本概念。发动机的转速信 号传输给E E C，保证了 F A D E C的超速保护功能。当发动 机转速达到设定极限时（耀105%N1/耀110%N2 )，由燃油流 量直接控制的超速限制环路、超速保护逻辑，控制在燃油
作者简介：田沛奇（1989-)，助理工程师,2014年毕业于南京航空 航天大学，飞行器动力工程专业，工学学士学位，主要
从事空客A330\320飞机的航线维修及技术放行工作。N2转速=频率
0.2376
3超速保护故障分析
造成超速保护故障信息的原因很多，通常是电缆、FMU、EEC、N1传感器、N2传感器故障导致。V2500发动机 超速保护功能是通过E E C控制F M V开度，当发动机转速 到达设定极限时（耀105% N1 /耀110% N2)，减少燃油流 量，降低N1/N2转速，避免发动机造成损伤。
虽然发动机超转的情况极少发生，但确保发动机超速 保护功能的可靠工作是非常重要的。为此，厂家设置了 5 个超速保护自检测试，在每次关车时进行。当N2转速低 于慢车转速某个设定值时，E E C按顺序完成其中一个超速 保护自检，正常情况下5次关车测试，完成一个测试循环。(见图3)
如果执行某一个测试没有通过，将在E C A M显示 ENG# OVSPD PROT F A U L警告信息，且在后续的关车程 序中一直执行这个没有通过的测试，直到该测试通过为 止。否则，只要E E C有电，信息就会稳定存在且无法复位。只有将造成故障的原因修复后，
下一次关车程序中进行的
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Shutdown#Test Comments
1A
转子发动机2B
3C
4D
5E
6A Same test as shutdown#1
7B Same test as shutdown#2
8C Same test as shutdown #3
9D Same test as shutdown#4
10E Same test as shutdown#5
EEC Overspeed Test Cycle continues
l
图3正常的测试逻辑
这个测试，才能通过，警告信息才会消失。只有这样，超速 保护测试将按顺序继续进行。（见图4)
Shutdown#Test C om m ents
1A
2B
3C Fault Detected
4C Same test as shutdown#3
5C Same test as shutdown#3
6C Same test as shutdown#3
7o n Test passed in shutdown#6
8E EEC resumes test sequence
EEC Overspeed Test C ycle continues
A ssum ing tro u b lesho otin g w a s successful.If the EEC is replaced.
sequence w ilt begin a g a in iv/th Test A.
图4不正常的测试逻辑
4超速保护排故方法
4.1对于故障代码是FMU/HC/EEC1的情况
随着 SB V2500-ENG-73-0215 的完成，因FMU(Fuel Metering Unit)涡轮超速活门电门作动杆与液压电动伺服 活门间隙不足，使作动杆断裂造成超速保护功能丢失情况 已有明显下降。在排故时，可通过测量FM U上的插钉K 和插钉L电阻在0耀10赘范围，测量FM U上插钉J和插钉 H电阻在43耀110赘，则说明FM U不是故障源。如果更换了 FM U后试车故障不消失，可以通过更换E E C来排除故障，这是因为E E C内存数据崩溃导致的。
4.2对于故障代码是N1SENS/HC/EEC1的情况
2016年4月26日，B-6755飞机在浦东机场落地，关车后出现N1SENS/HC/EEC1信息，并伴有OVSPD PROT FAULT警告。根据 TSM77-00-00-810-801-A排故程序，读取故障代码为N1L。
此故障有两个故障代码：一是N1L，二是N1XCF。"... L”类的故障代码表示，部件的反馈值超出部件的量程或行 程。在上述实例中，监控到发动机N1转速超过限制（即> 105%)就会触发N1L故障代码。“...XCF”类的故障代码表 示，部件的双通道反馈信号不一致，且差值超过了触发标 准。如A和B通道同时监控N1转速，但监控数据相差过 大，就会触发N1X C F故障代码。在实际工作中，也可以依 据故障报告中的代码类型，掌握排故思路和方向。
在排故时，若A/B通道的线路电阻不在35耀100赘范 围内，在这种情况下，可以判断是N1传感器故障，该部件 属于厂家更换件。维修人员仅需要将故障传感器隔离，连 接备用传感器即可。
通过测量E E C上J2( A通道）插钉L和插钉d电阻数 值，都在手册要求标准范围内（35耀100赘)。为确保发动机运 行正常，将N1传感器转换至备用位，再次经过6次试车测 试，指标正常，没有出现超速保护故障信息，允许放行。
图6 N1SENS/HC/EEC1
4.3对于故障代码是ENG DED ALTERN/HC/EEC1的情况
E E C专用发电机P M A也会导致超速保护故障信息。P M A除了向E E C供电的功能外，还具有N2转速传感器 的功能。发动机关车时，当N2降低到一定转速，E E C测试 超速保护功能，P M A的失效将导致N2转速不准确，触发 超速保护故障代码。通过量线确认故障后，可以更换PMA 排除故障。
5结束语
CFM56发动机监控N1、N2来掌握飞机发动机转速信 息，通过F A D E C系统来提供发动机超速保护。控制HMU 燃油伺服活门，控制发动机燃油计量活门，
减少燃油供给，
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A319飞机GPS PRIMARY LOST故障浅析
邓少林
(西藏航空有限公司）
摘要：本文将以A319飞机曾经出现的一起GPS PRIMARY LOST典型故障为案例，结合惯性导航、GPS耦合工作原理进行简要 分析，拓宽排故思路，追根溯源，希望能对此类故障的处理给出一点建议和参考。
关键词：惯导漂移；GPS PRIMARY LOST
1故障现象及处理措施
2014年X X月X X日，B-6X X X飞机执行成都一灵芝 航班，航前准备过程中，机组反映左右N D上有GPS PRIMARY LO ST信息未消，放行工程师按程序重新开始 校惯导，此时飞机已上完旅客，机组告知此情况很常见，通 常推出后正常，通知放行人员下飞机关闭舱门。
飞机8:18分推出，8:22分启动发动机，技术室监控有 NAV IR NOT ALIGNED警告信息，同时有 AFS:ADIUR2、ADIRU1 2 3(1FP1 2 3)/BSCU(10G G)故障信息，机组再次 校准惯导后正常（在滑行道上采用快速校准），信息消失，G P S指示正常，飞机开始滑行。8:31分成都起飞飞往林芝，起飞后左右N D再次出现GPS PRIMARY L O S T指示，机 组未返航，依据IL S精密进近继续飞行，但后续导航误差 加大，达不到R N P精度要求，10:00 M C C接获签派通知机 组决定返航成都。
2导航系统相关原理
机载导航系统主要的功能之一就是计算飞机的位置。我司A320系列飞机的机载导航系统包括以下三种：惯性 导航系统（IRS)、无线电导航系统（RNS)和全球定位系统 (G PS)每种导航系统都能计算出各自的飞机位置，然后 提供给F M用以计算飞机的位置。惯导IR S位置计算采用 三套IR S位置的加权平均，无线电导航采用DME/D M E或VOR/D M E的组合方式，在此不再赘述，下面我们着重谈谈 G P S位置或者说GPIRS位置的计算。
从理论上来说，惯性导航系统和G P S系统是可以各 自独立工作，分别计算飞机当前位置的，但是由于惯导和 G P S各自存在自己不可磨灭的短板，在实际应用中我们通 常将二者组合起来一GPIRS。
惯性导航系统的基本工作原理是以牛顿力学定律为 基础，通过测量飞机在惯性参考系的加速度，将它对时间 进行积分得到速度，速度再对时间的一次积分得到距离，再结合给定的初始条件，得到飞机在导航
坐标系中的速 度、偏航角和位置等信息。惯导系统不依赖于任何外部信 息，也不向外部辐射能量，隐蔽性好、自主性强；可全天候、全时间地工作于空中、地表乃至水下；数据更新率高、短期 精度和稳定性好；因此在航空、航天、航海等诸多领域得到 广泛应用。但其有一致命的缺点：由于导航信息经过积分 而产生，定位误差随时间而增大，因而长期工作精度差。
G P S卫星导航系统三大特点：全球性、全天候、高精 度，可实现高精度三维实时导航，不失为一种先进的导航 设备。但它同样也存三大不足之处：一，卫星对地球做不到 全覆盖，尤其在中纬度地区，存在着没有信号的‘'间隙 区”二，机载G P S接收机工作稳定性问题，当飞机机动 飞行时，机动超过了接收机的可接受范围，则接收机会 失锁，不能工作，亦或是动态误差过大，不能使用；三，G P S数据更新频率过低，不能满足实时控制的需要，而且抗干扰能力差。
因此G P S导航暂时还只能是一种辅助的导航设备，而不能用作唯一的导航设备，但考虑到G P S导航的全球 性、高精度，以及IR S和G P S之间的互补性，将二者结合 起来组合导航自然是一种理想的选择。我们的320系列飞 机上采用的正是G P S和惯导的松散组合，G P S和惯导 IR S依然独立工作，只是G P S作为I R S的辅助，通过融合 G P S的导航数据和I R S的导航数据得到G P IR S数据作 为总输出。
A320 系列 飞机 有 2 套 GPS 系统 ，GPS 接 收机 在MMR1和2中，在接收到G P S信号后，M M R把G P S数据 送到ADIRU，由A D IR U结合自身的IR S位置来计算出各 自的混合G PIR S数据后，送到FM S选择相应数据。
图1GPIRS位置信号的产生
降低发动机转速，以保证发动机N1(<104%)和N2(< 105%)转速不超限。
综上所述，V2500和CFM56飞机发动机，航线放行的 主要技术指数依据是TSM和A M M手册，通过纵横排查，实现航线放行人员精准快速检测、排故、放行，是确保飞行 安全、提升维修效率、提高飞机利用率之根本目的。
参考文献：
「11郎建军，王建光，黄华.V2500发动机超速保护故障排查 航空维修与工程,2013(2)41-42.
「2]张立华.CFM56发动机的监控使用中国民用航空2001 (11) ：63-64.
「31Dale Crane,Aviation Maintenance Technician Series: Powerplant「M1.Washington:Newcastle,2010
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