增强型A320飞机电源系统的维护经验

发布日期：2011-09-13

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摘要：增强型A320飞机电源系统尽管已经很成熟了，但在我们维护的过程中，还是遇到不少电源系统的故障，比较常见的就是GCU、GAPCU、和IDG的故障，现在将我们的宝贵经验总结出来与各位同行分享。

关键词：GCU（发电机控制组件） IDG（整体驱动发电机） GAPCU（地面电源和APU电源控制组件）

XX公司目前执管着12架增强型A320飞机。增强型A320飞机电源系统选装了增强型电源系统(EEPGS--Enhanced electrical power generation system)，主要体现在将老A320的辅助动力装置发电机控制组件(APU GCU)和地面电源控制组件(GPCU)组成为一个单一的组件----地面和辅助动力控制组件(GAPCU)；其次，电子发电机接口组件(EGIU)和发电机控制组件(GCU)集合成两个新型的GCU，分别控制监控两个IDG。EEPGS新组件的成功应用，其成本将比老A320安装的组件更低，性能将更可靠，使航空公司的直接维修成本降低。尽管系统相当成熟，但在我们维护的过程中，还是遇到不少电源系统故障，比较常见的就是IDG 、GCU及GAPCU故障。

一、增强型A320飞机电源系统原理简介：

交流电源主要从两个发动机传动的整体驱动发电机(IDG)和APU GEN获得（见图1）。IDG由恒速传动装置(CSD)和发电机(GEN)组成。两个GEN均由各自GCU控制监控。GCU从发电机接受并处理参数信号，若参数正常，则发出一信号控制相应发电机的GLC（发电机馈线接触器）工作，从而将电源正常输出。相反，当参数不正常，GCU控制相应部件进行调节、作动或断开发电机的输出。对于地面电源及APU电源，则是由GAPCU控制监控。GAPCU与GCU 功能基本一样。

图1 增强型A320飞机电源系统原理简图1、GCU/GAPCU的简单原理：

图2 GCU及发电机工作原理简图

GCU具有如下主要功能：

?调节发电机电压；

?调节发电机电源输出频率；

?调节发电机的转速；

?发电机的控制及保护；

? 提供信号给SDAC以ECAM显示；

? 通过GAPCU，提供信息给CFDS。其NVM还可记录7个航段的故障信息。

图3 GCU监控参数

从图3可以看出，当GCU监控到下列参数异常时，实施保护控制，脱开IDG或断开发电机输出,从而有效的保护IDG：

? 滑油出口温度：ECAM上有温度指示。

若温度：

达到142℃，ECAM上出现Advisory信息；

达到185℃，警告且故障灯亮，要求人工脱开。可人工地面复位。

若温度达到185℃未脱开，则温度上升到200℃时，IDG将自动热脱开。这种情况人工不能脱开、不可复位，IDG必须更换。

?滑油压力：由滑油压力电门向GCU提供信号。在发动机转速正常情况下，出现IDG 内滑油压力<140psi，要求人工脱开IDG。

?欠速：当IDG输入轴转速信号低于规定范围值时， GCU通过伺服活门继电器（SVR）控制IDG内的伺服活门（SV）进行调节。出现欠频时，复位发电机电门无效。

?过压：探测到V达到130±1.5V，GCR、PRR跳开。反延时作动。

?过频：探测到F达到435±1HZ，延迟4.5s， GCR、PRR 跳开。

?过载/过流：由电流互感器（CT）发出信息给GCU。ECAM警告且对过载有故障指示。?差动保护：由电流互感器（CT）发出信息给GCU。当有差动电流量50+10A，80ms 时，跳开GCR、PRR。

2、整体驱动发电机IDG的简单原理（图4）：

IDG由恒速传动装置(CSD)和发电机(GEN)组合而成。通过QAD（quick attach detach）安装在附件齿轮箱上，便于拆装。IDG由附件齿轮箱传动，进而传动发电机发电输出。其监控保护由GCU完成。IDG由IDG滑油系统进行冷却和润滑，包括自带的滑油回路及一燃油/滑油热交换器。当回油滤出现堵塞时，DPI(delta pressure pop-out indicator)指示器将会自动弹出，此时应检查回油滤污染情况，视情维修。飞行中，当出现故障时，空中可通过35VU（见后面图9）上相应电门人工脱开IDG；空中一旦脱开，只有在地面通过人工复位环才能复位；由于GCU的抑制信号，在地面人工不能脱开IDG。

图4 IDG简图

二、IDG、GCU及GAPCU故障总结：

在我公司A320机队中，电源系统故障率相对别的系统还是比较大的。从05年7月至今，据不完全统计，由于GCU失效而导致的故障有26次，由GAPCU失效而导致的故障有9次，而IDG失效而导致的故障有2次。

1、GCU和GAPCU的故障：

在维护工作中，机组一般都反映电源不能正常接通，有时复位发电机电门可以正常接通，但有时复位后接通仍无效，且有下列现象：

ECAM页面： GEN 1（2） FAULT信息（APU出现APU GEN FAULT信息）

航后报告： 24-22-34 GCU x(1XU x)或者24-41-34GAPCU信息

故障数据： FAILSAFE字样，且数字列阵中，第一个为“0100”

该故障一旦出现，相应的发电机则不供电。飞行机组可复位一次，若不成功，则要考虑获取其他的电源。在航材充分的情况下，我们首选更换GCU，更换GCU后一般故障不再出现。

针对这种现象，空客公司也作了大量的数据统计。据空客TFU信息，这种现象易发生在件号为767584J的GCU和件号为1700667D的GAPCU。将故障的GCU、GAPCU提交维修单位，发现造成这种故障的原因——GCU或GAPCU探测到供电电源超限产生“FAILSAFE”信息，且将“0100”存储到一静态存储器(SRAM)中。空客TFU中要求一旦出现该故障信息，必须将故障件送交维修厂家进行抹除。且故障易出现在下表情况：

（1）故障现象：

2007年8月2日，B-6253飞机执行CZ3142航班在北京起飞滑跑过程中，因2#发电机断电，机组中止起飞，复位2#发电机电门后，工作正常，继续执行航班。航后更换了GCU，测试正常。CFDS故障信息：IDG2(E2-4000XU)和SERVVLV/GCU2（1XU2）

8月6日，该机在长沙出港正常，但在执行CZ3141航班，于湛江起飞滑跑过程中，再次出现2#发电机断电现象，故障信息为：ELEC GEN2 FAULT，机组中止起飞，复位发电机电门后正常。CFDS故障信息仍然是：IDG2(E2-4000XU)和SERVVLV/GCU2（1XU2）。航后再次更换了GCU，测试正常。

（2）分析、排故经过：

由于发生了两次中止起飞的事件，我们也不敢掉以轻心，召开了专题空地协调会，建议机组不关APU起飞。同时与厂家代表积极联系，询问换下的两个GCU的修理情况。

厂家代表也很重视，专程来长沙与我们共同研究。在得知换下的两个GCU检测都没有故障的情况后，我们立即将B-6253飞机的右发IDG换下，并快速送厂家鉴定分析，经厂家分解检查后发现泵马达组件上的控制装置中的锥形弹簧断裂（见图5），分析认为因该弹簧断裂导致永磁发电机超频，继而使得IDG保护电路作动是导致该机断电的根本原因，IDG的修理报告见附件。

图5 锥形弹簧断裂的情况

由此可见，对于电源系统瞬时断电的故障，不一定都是由GCU引起的，应该具体问题具体分析。对于整个机队的GCU拆换频率过高，也应该仔细分析，不能一概认为是GCU的可靠性不高和修理质量不高，应该仔细分析和研究GCU的修理报告。

3、关于GAPCU的故障：

GAPCU是增强型A320飞机电源系统所独特的，就是将以前的APU的GCU与以前的地面电源控制组件合二为一（见图6）。这样合二为一有减少电子设备、减轻飞机的重量的好处，但是这样设计存在不科学的地方，存在这样的可能性：当GAPCU故障时，APU无法向飞机供电，地面电源也因为GAPCU故障而无法向飞机供电，这样飞机就只能停场排故了。

我们就曾经遇到短停飞机落地后，由于GAPCU故障，APU起动好后无法向飞机供电，插上地面电源车后，地面电源也接不通，换另外一台电源车，地面电源仍然接不通，最后飞机只好先停下发动机。后来我们通过查阅MEL，发现APU供电故障后，要使用地面电源供电以前，APU的主电门必须放在“OFF”位。我们这才发现插电源车时，APU没有停车，APU的主电门仍然放在“ON”位，所以才导致地面电源也接不通。因此我们获得了一条宝贵经验：由于GAPCU故障而导致APU不能正常供电后，要想地面电源供电正常接通，APU的主电门必须放在“OFF”位。

图6 GAPCU控制示意图

三、增强型A320飞机电源系统的维护经验：

1、GCU/GAPCU的拆卸/安装注意事项：

在拆装GCU和GAPCU时，只能使用地面勤务电网给飞机提供交流电和直流电，如果有关的电网没有隔离，在拆装时就有可能造成设备的损坏。

2、IDG的拆装维护经验：

确保IDG在脱开模式工作不能超过50小时，如果超过必须更换IDG并把拆下的IDG 送厂家做仔细检查，因为存在损坏输入轴的滚珠轴承组件的危险。

（1）拆卸注意事项：

?待发动机充分冷却后再进行拆卸。发动机停车一小时内温度还是很高的，避免烫伤。?在拆装IDG时应小心，它最大重量达57.42kg。

?不要用IDG导线做把手。如果IDG导线被拉松，它能引起导线或发动机的损坏。拆导线之前，在全部导线上做好标记。导线错误的连接将造成设备损坏。如果发现电插头有明显的电弧痕迹，需更换吊架上的线束（见图7）。

图7 IDG的导线束

?注意正确地支撑IDG，以水平直线方向拉出IDG，如果过高的提起IDG或不能充分的支撑IDG，将导致输入封严的损坏。

（2）安装注意事项：

?确保正确地安装IDG，否则会引起结合面的损坏。

?不要使用外部零件拉起或提起IDG，否则将造成IDG损坏。确保管路没有扭转，否则会损坏管路。确保接头没有扭曲，否则会造成IDG螺纹损坏。

?（见图8）安装IDG的导线和插头时，如垫圈安装不正确，接线桩会变热和烧蚀。方垫圈必须安装在IDG输出导线和接线桩之间，圆形垫圈必须安装在相位电缆和螺帽之间。安装插头时，注意：

图8 IDG的安装

①当拧紧插头时力矩值增加，到完全接合后插头发出卡嗒声；

②导线端部有标记。

?拧紧滑油进/出口管路时，使用两个扳手固定接头，否则会传送太大的扭矩到IDG管接头，损坏IDG凸缘。

?只有当故障信息不再存在时，IDG FAULT灯才会灭；此时发电机琥珀色FAULT灯亮。

3、发动机静态时IDG脱开和衔接功能的操作测试的注意事项：

?起动发动机前需人工复位IDG脱开机械装置，以免发动机起动时损坏啮合齿。?在地面做脱开测试时，将GCU跳开关拔出以解除GCU所产生的欠速条件抑制信号。脱开IDG：按压电源面板上IDG（红色保护盖）电门，但按压不得超过3s；且两次按压之间不得少于60s，防止脱开线圈过热损坏。

需要两个人做该测试：一人保持脱开复位环，另一人按压驾驶舱电源控制板35VU（图9）上的IDG按钮电门。

图9 35VU面板

?如果在按手册中的要求不能复位IDG脱开机构，需要更换IDG。

4、排放IDG滑油、报废滤芯并更换的注意事项：

?如果排出的滑油有燃油味，完成滑油化学污染后IDG的勤务，如果认为排出滑油的状况不正常，对排放的IDG滑油做抽样检查。

?检查滤芯时（图10），建议目视检查IDG滑油滤是否有污染、屑末。

?在安装滤盖之前确保组件固定在IDG回油滤滤杯内，不要通过拧紧滤子盖上的螺钉迫使油滤器组件进入壳体。

?在雨天、有雾或者潮湿的状况下，在加油程序期间应小心以防止IDG滑油被水污染。?如冷转发动机，在做检查之前确保滑油量是稳定的。如环境空气温度小于20°C，油量在30分钟后才能保持稳定。因此在这之前，在油窗上的油量指示将是不正确的。在不准确时添加滑油，会引起IDG失效的危险。当IDG中滑油太多或不足时不得运转IDG，否则将引起IDG的损坏。

? AMM 20-34-00中给出批准使用的IDG滑油品牌名称。IDG加滑油或者补加滑油时，必须使用新滑油。

图10 IDG的滑油滤

结束语：要将增强型A320飞机电源系统维护好，首先要掌握好该系统的原理，了解系统部件的结构和功能，熟知飞机目前的状况；其次要获得准确的信息，包括飞机的故障、厂家、部件修理报告等信息；再就是要熟知维护手册，严格地按手册去维护飞机；最后就是要不断地总结经验，同时吸取他人的先进经验，取长补短，才能更好地完成我们的维护工作。附：B-6253飞机右发IDG的修理报告：

厦门汉胜秦岭宇航有限公司

HAMILTON SUNDSTRAND QINLING AEROSPACE (XIAMEN) LTD.

工程分析报告

ENGINEERING ANALYSIS REPORT

合同号Contract No.：HS270308778 工作指令号Work Order No.：CSX20070823A 客户Customer：China Southern Changsha Branch 件名Description：IDG

序号S/N：AAB3001126 飞机型号A/C Type：A320 飞机编号A/Cnumber：B6253

接收件号P/N Received：1706903 接收日期Date Received：2007-8-23

发送件号P/N Shipped：1706903 完成日期Date Completed：

总运行时间TSN：6116 上次修理后使用时间TSR:N/A 上次翻修后使用时间TSO：N/A

客户要求 CUSTOMER REQUEST: Repair

客户声明 CUSTOMER STATES:断电

飞机自检数据 BITE DATA: N/A 无法获得

进行故障验证测试 VERIFICATION TESTED 是 YES

是否确定拆下原因REMOVAL REASON VERIFIED 是 YES

测试检查 INSPECTION TESTS

静态漏油检查STATIC LEAK CHECK: 合格 PASS

漏油位置LOCATION: 不适用 N/A

脱开功能测试DISCONNECTION FUNCTIONAL CHECK: 合格 PASS

回油滤流通性检查SCAVENGE FILTER FLOW CHECK: 15 psi 6 gpm

注释COMMENT: 干净 CLEAN

静态电气检查STATIC ELECTRICAL CHECK: 合格 PASS

电气连线检查ELECTICAL HARNESS CHECK: 合格 PASS

目视检查VISUAL INSPECTIONS

接收时是否已经脱开DISCONNECTED AS RECEIVED: 没有 No

回油滤压差指示器是否弹起SCAVENGE DPI ACTUATED: 没有 No

注油滤压差指示器是否弹起CHARGE DPI ACTUATED: 不适用 N/A

热熔阀是否已经打开THEMAL VALVE ACTUATED: 不适用 N/A

磁性金属探测器状况MAGNETIC CHIP DETECTOR CONDITION:不适用NOT APPLICABLE

输入轴是否剪断INPUT SHAFT SHEARED: 没有 No

修理级别REPAIR LEVEL:Minor Repair

故障分析FAILURE ANALYSIS:

CONICAL SPRING ON CONTROL UNIT OF PUMP AND MOTOR ASSEMBLY WAS BROKEN WHICH CAUSED PMG OVER FREQUENCY. 泵马达组件上的控制装置中的锥形弹簧断裂导致永磁发电机超频。

主要故障PRIMARY FAILURE:

CONICAL SPRING ON CONTROL UNIT OF PUMP AND MOTOR ASSEMBLY WAS BROKEN WHICH CAUSED PMG OVER FREQUENCY.

其它故障情况SECONDARY FINDINGS:

INPUT SEAL: Input carbon seal was blistered on the sealing face; the input carbon seal was scrap. Sealing face on the input shaft was scratched, and was lapped. 输入轴碳封圈密封面产生浮泡；碳封圈报废。输入轴上的密封面划伤，研磨修复。

飞机操控系统

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飞机维修工作

飞机维修工作的分类飞机的维修部门是民航正常运作的重要保障单位，负责保持飞机处于适航和“完好”状态并保证航空器能够安全运行。“适航”意味着航空器符合民航当局的有关适航的标准和规定；“完好”表示航空器保持美观和舒适的内外形象和装修。一般而言，飞机的维修部门分为两级：一级是维修基地：进行内厂维修。维修基地是一个维修工厂，它具备大型维修工具和机器以及维修厂房，负责飞机的定期维修、大修，拆换大型部件和改装。二级是航线维修也称为外场维修，飞机一般不进入车间，航线上对运行的飞机进行维护保养和修理，这类航线维护包括航行前、航行后和过站维护。小型航空公司可以没有自己的维修基地，把高级的定检和修理工作委托给专门的维修公司或大航空公司维修基地完成。下面按对飞机的维修工作进行具体分类介绍：航线维修（维护）：也称为低级维修；包括：航行前维护：每天执行飞行任务前的维护工作；过站（短停）维护：每次执行完一个飞行任务后，并准备再次投入下一个飞行任务前，在机场短暂停留期间进行的维护工作；过站维护主要是检查飞机外观和飞机的技术状态，调节有关参数，排除故障，添加各类工作介质（如润滑油、轮胎充气等），在符合安全标准的前提下，适当保留无法排除并对安全不够成影响的故障，确保飞机执行下一个飞行任务。航行后维护：也叫过夜检查，每天执行完飞行任务后的维护工作，一般在飞机所在基地完成，排除空、地勤人员反映的运行故障、彻底排除每日飞行任务中按相关安全标准保留的故障项目，并做飞机内外的清洁工作。以上各类维护定义仅针对一般情况，依据具体飞行任务安排在各航空公司都有自己的相关规定，如飞机在基地停留超过一定时间就必须进行航行后维护，而不论当天飞行任务是否全部完成；飞机飞回基地作短暂停留期间也可能要按航行后维护标准执行维护工作。定期维修（维护）：也称为高级维修；

维护技术基础复习题

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飞机飞行操纵系统发展史【摘要】本文主要论述了的飞机飞行操纵系统的发展史，对飞机机械操纵、增稳操纵、控制增稳操纵、电传操纵、光传操纵做了详细的描述，并对未来飞机的操纵系统进行了展望。关键词:飞机飞行操纵系统；机械操纵系统；增稳操纵系统；控制增稳操纵系统；电传操纵系统；光传操纵系统

目录【摘要】 (1) 目录 (2) 第一章飞机操纵系统的发展历程 (3) 第二章机械操纵系统 (3) 第三章增稳操纵系统 (4) 第四章控制增稳操纵系统 (4) 第五章电传操纵系统 (4) 第六章光传操纵系统 (5) 第七章飞机操纵系统的发展趋势 (5) 参考文献 (6)

第一章飞机操纵系统的发展历程最初的飞机操纵系统是由简单的钢索、滑轮、连杆和曲柄等机械部件组成，即我们所说的机械传动操纵系统。飞行员通过直接操纵机械传动系统来控制飞机的操纵舵面，实现对飞机姿态和飞行轨迹的控制，此时可不考虑系统本身的动特性，只需对摩擦，间隙和系统的弹性形变加以限制，便可获得满意的系统性能。随着飞机设计的发展和飞机速度的不断提高，即使使用看气动力补偿，飞行员的体力还不能适应作用于操纵舵面上的空气动力载荷，这时便产生了液压助力器，此系统实际上仍是一个除飞行员外开环的机液伺服系统。伴随着飞行包线的进一步扩大，飞机的稳定性与可操纵性之间的矛盾更加突出，相继出现了增稳操纵系统和控制增稳操纵系统，这时的系统已在局部使用了电传操纵技术，但操纵系统仍以机械通道为主控通道。为实现最佳气动布局的飞机设计，在电传操纵余度技术逐渐趋于成熟的条件下，操纵系统的机械通道有被电传通道完全取代的趋势，这便产生了现在以被广泛使用的电传操纵系统。但电传操纵系统难以克服自身易受干扰的缺陷，为了改善电传操纵系统的性能，克服自身的缺陷，在电传操纵系统内采用了新的信号传导材料——光纤。光纤作为信号传导材料与电传操纵系统相比，在抗电磁干扰、减轻重量、提高可靠性等方面有明显的优势。运用新的信号传导材料与电传操纵系统相结合所产生的操纵系统，这便是光传操纵系统的雏形。光传操纵系统对提高飞机的稳定性和满足日益提升的飞行性能产生了深远的影响。第二章机械操纵系统驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面。舵面上的气动铰链力矩通过机械联系使驾驶员获得力和位移的感觉。这种系统由两部分组成：①位于驾驶舱内的中央操纵机构；②构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置。中央操纵机构由驾驶杆(或驾驶盘)和脚蹬组成。驾驶员前推或后拉驾驶杆可带动升降舵下偏或上偏，使飞机下俯或上仰。向左或向右压驾驶杆（或转动驾驶盘）则带动副翼偏转，使飞机向左侧或向右侧滚转。脚蹬连结着方向舵，驾驶员蹬左脚时，方向舵向左偏转，机头向左偏；反之，机头向右偏。对于各类飞机，中央操纵机构的尺寸、操纵行程和操纵力均有标准规定。通常在被操纵舵面(升降舵、副翼和方向舵)上，用气动补偿措施减少气动铰链力矩，把操纵力控制在规定范围内。机械传动装置直接带动舵面，有软式和硬式两种基本型式。软式传动装置由钢索和滑轮组成，特点是重量轻，容易绕过障碍，但是弹性变形和摩擦力较大。硬式传动装置由传动拉杆和摇臂组成，优点是刚度大，操纵灵活。软式和硬式可以混合使用。简单机械式操纵系统广泛用在亚音速飞机上。在大型高速飞机上，舵面上的气动铰链力矩很大，虽然用气动补偿的方法可以减小力矩，但很难在高低速范围内达到同样效果。40年代末出现了液压助力系统，舵面由液压助力器驱动，驾驶员通过中央操纵机构、机械传动装置控制助力器的伺服活门，间接地使舵面偏转。它同时通过杠杆系统把舵面一部分气动载荷传给中央操纵机构，使驾驶员

飞机航线维护工作标准

A330飞机航线维护工作标准一、A330飞机维修安全操作注意事项要求当在对飞机进行维修工作时，一定要遵守所有AMM中的安全程序，这可防止伤害人员和损坏飞机。以下，将对飞机不同系统维修中的有关注意事项和安全须知进行说明（一）电源系统 1. 在执行电源系统的维护工作时，要确认交流或直流电源没有连接到相关飞机电气线路上，否则人员会有触电的危险。 2. 有些电气部件较重，拆装中要注意安全，防止伤害维修人员或损坏设备。 3. 在将地面电源连接到飞机外电源插口前，要确认外电源未起动，否则有产生跳火的危险。接通飞机电源前，确认勤务汇流条电路被隔离。 4. 发动机停车一小时内对发电机的维护要小心，灼热的部件和滑油会灼伤维修人员。在维修与燃、滑油有关的部件时要使用护眼镜、隔热手套和防护服装。 5. 只能在通风良好的区域使用有毒性的清洁剂、封严胶和其它的化学材料。（二）防火系统 1. 小心安装/拆卸火警探测环路，这些部件很容易遭到损坏。 2. 移动充满灭火剂的灭火瓶时要小心，注意安全。 3. 防止撞击或损坏灭火瓶释压片，否则可能会导致灭火瓶释放并伤害周围工作人员。 4. 灭火瓶爆炸帽是危险部件，要安装必要的防护设备，这也保护了爆炸帽的电插头。 5. 不要拆卸/安装爆炸释放头，这可造成爆炸帽的爆炸。确认爆炸帽的有效期在规定时间范围内。 6. 工作区域通风良好。防止被释放的灭火瓶冒出烟雾的伤害。（三）液压系统 1. 防止受到液压油或液压油箱排出热气的伤害，使用防护服，防止中毒以及灼伤。 2. 在通风环境下使用有毒的化学溶剂和封严胶等化学材料。 3. 工作中使用手套、防护镜和面罩。 4. 确认对其它部件增压时，正在维护的液压部件已被隔离。 5. 进行液压渗漏检查时不要接触高压状态的液压部件，要保持一定距离，穿上防护服，防止液压油突然射出。 6. 不要接触没有冷却的发动机液压部件，防止被灼伤。 7. 拆卸/安装较重的液压部件时要小心，伤害维修人员或损坏备。 8. 执行RAT放出试验时，释放按钮时间不要超过一分钟，防止烧坏释放电磁线圈。 9. 试验中要确认释放行程区域无人员和障碍物。（四）设备/装饰系统 1. 维修中只能使用专用材料并按制造厂家的说明执行，否则可能损坏部件或相关区域的表面保护。 2. 对应急滑梯工作前，确认门上“阻尼和应急释放作动筒被保险，防止门的突然移动伤害人员并使滑梯以外释放。 3. 打开机上各旅客和应急门前确认应急滑梯处于非待命位并被保险，防止释放滑梯。 4. 在通风环境下使用有毒的化学溶剂和封严胶等化学材料，工作中使用橡胶手套、防护镜，防护服和面罩。（五）飞行操纵系统 1. 开始工作前确认安全设备和警告标牌安放到位。

电力监控系统使用简介

电力监控系统简介电力监控系统（以下简称SCADA系统）实现在控制中心（OCC）对供电系统进行集中管理和调度、实时控制和数据采集。除利用“四遥”（遥控、遥信、遥测、遥调）功能监控供电系统设备的运行情况，及时掌握和处理供电系统的各种事故、报警事件功能外，利用该系统的后台工作站还可以对系统进行数据归档和统计报表功能，以更好地管理供电系统。随着计算机和通信技术的发展，自20世纪90年代末开始，以计算机为基础的变电所综合自动化技术为供电系统的运行管理带来了一次变革。它包含微机保护、调度自动化和当地基础自动化。可实现电网安全监控、电量及非电量监测、参数自动调整、中央信号、当地电压无功综合控制、电能自动分时统计、事故跳闸过程自动记录、事件按时排序、事故处理提示、快速处理事故、微机控制免维护蓄电池和微机远动一体化功能。它为推行变电所无人值班提供了强大的技术支持。一、基本组成与功能电力监控系统由设置在控制中心的主站监控系统、设置在各种变电所的子站系统以及联系二者的通信通道构成。电力监控系统的设备选型、系统容量和功能配置应能满足运营管理和发展的需要。其系统构成、监控对象、功能要求，应根据城市轨道交通供电系统的特点、运营要求、通信系统的通道条件确定。电力监控系统主站的设计，应确定主站的位置、主站系统设备配置方案、各种设备的功能、型式和要求，以及系统容量、远动信息记录格式和人机界面形式要求等。电力监控系统子站的设计，应确定子站设备的位置、类型、容量、功能、型式和要求。电力监控系统通道的设计要求，应包括通道的结构形式、主/备通道的配置方式、远动信息传输通道的接口形式和通道的性能要求等。电力监控系统的结构宜采用1对N的集中监控方式，即1个主站监控N个子站的方式。系统的硬件、软件一般要求充分考虑可靠性、可维护性和可扩性，并具备故障诊断、在线修改功能，同时遵循模块化和冗余的原则。远动数据通道宜采用通信系统提供的数据通道。在设计中应向通信设计部门提出对远动数据通道的技术要求。（一）主站监控系统的基本功能和主要设备 1．主站监控系统的基本功能（1）实现对遥控对象的遥控。遥控种类分选点式、选站式、选线式控制三种；（2）实现对供电系统设备运行状态的实时监视和故障报警；（3）实现对供电系统中主要运行参数的遥测；（4）实现汉化的屏幕画面显示、模拟盘显示或其他方式显示，以及运行和故障记录信息的打印；（5）实现电能统计等的日报月报制表打印；（6）实现系统自检功能；

【民航】飞机航线维护工作程序

版本：03-00 1. 目的与适用范围 1.1主题内容为及时完成飞机航线维修工作，排除故障，确保飞机维护质量，特制定本程序。 1.2适用范围本程序适用于工程技术公司公务机维修工程部。 1.3程序属性 ■CCAR-135 ■CCAR-91 ■CCAR-145 2. 引用文件和术语 2.1引用文件 1 )CCAR-145R3《民用航空器维修单位合格审定规定》 2 )EAMM 《公务机管理手册》 3 )MMM 《维修管理手册》 4) AC-145-6《航空器航线维护》 2.2术语航线维修：指按照航线工作单对飞机进行的例行维修检查和按照相应飞机、发动机维护手册在航线进行的故障和缺陷的处理，按照东航公务机公司机型最低设备清单和外形缺损清单保留故障和缺陷。 3. 要求 3.1所需的人员岗位 1）维修人员、整机放行人员 2）维修管理人员 3.2需要的资料、工具和器材无 3.3职责 3.3.1 公务机维修工程部维修人员、整机放行人员 1)完成航线维修工作，签署维修记录，报告故障信息； 2)负责按生产指令的要求按期完成维修工作，报告维修重要信息，维修工作程序页次: 1

版本：03-00 确保维修质量，做好维修记录； 3)完成非例行、附加维修工作，签署维修记录，报告故障信息，放行飞机。 4. 程序 4.1航前工作程序 4.1.1航前准备 1) 公务机维修工程部维修管理人员根据工作任务单结合当天班组人力情况，确定每架飞机需要维护的人员和接送飞机人员。 2) 公务机维修工程部整机放行人员负责查看工作指令，明确所做工作以及工作注意事项，酌情安排工作。 3) 公务机维修工程部维修人员工作前准备：借对讲机、领工作单、借手电筒、借工具箱和相应设备等。 4.1.2航前的实施 1) 公务机维修工程部维修人员在航班计划起飞时间前2 小时准时到达工作现场，与机场警卫按照飞机监管交接本绕飞机逐条检查，如果飞机贴有封条，必须检查封条的完整性。确认飞机状态完好后在交接本上签字接收飞机。如果发现异常情况，马上向公务机维修工程部汇报，等待组织进一步处理。注：任何人严禁不签字就接收飞机或者光签字不检查就接收飞机。 2) 正常情况下，公务机维修工程部维修人员应在航班计划起飞时间前1 小时内起动好APU（APU 不可用除外）并完成航前通电检查项目，如果在航前检查中发现有故障或者有机组报告故障，必须在第一时间将故障情况通报给公务机维修工程部整机放行人员，及时处理该故障并及时记录在飞机技术记录本上。 3) 公务机维修工程部维修人员将公务机的各种保护罩拆下，按要求放置在飞机上的指定位置。 4) 公务机维修工程部维修人员严格按照航前工作单逐条进行航前检查和逐项签署，严禁擅自省略和简化工作步骤。维修工作程序页次: 2

飞行操纵系统

飞行操纵系统摘要：飞行操纵系统是保障民航飞机在天空安全可靠飞行的重要系统。它是飞机上所有用来传递操纵指令，驱动舵面运动的所有部件和装置的总和，用于控制飞机的飞行姿态、气动外形和乘坐品质。波音737NG作为典型的液压助力机械式主操作系统，对其研究具有重要意义。因此，本文将结合波音737NG对飞机的主操纵系统和辅助操纵系统做主要介绍。正文：飞行操纵系统分类很多，根据操纵信号的来源不同可分为人工飞行操纵系统和自动飞行操纵系统。自动飞行操纵系统操纵信号由系统本身产生，而人工飞行操纵系统操纵信号由驾驶员产生。在人工操纵系统中，通常又分为主操纵系统和辅助操纵系统。主操纵系统指驱动副翼、升降舵和方向舵，使飞机产生绕纵轴、横轴、立轴转动的系统。其他驱动扰流板、前缘装置、后缘襟翼和水平安定面配平等辅助操纵面的操纵系统均称为辅助操纵系统。一、飞行主操作系统 1、副翼飞机副翼通常铰接在机翼外侧后缘，在大型飞机的组合横向操纵系统中，通常有4块副翼----2块内副翼和2块外副翼。低速飞行时，内外副翼可以共同进行横向操作；高速飞行时，仅有内副翼进行横向操作。副翼系统操纵飞机绕纵轴进行滚转运动，运动期间，一侧机翼的

副翼上偏，另一侧机翼的副翼下偏，两侧机翼产生升力差，飞机完成滚转。图一典型副翼操纵系统原理如图所示为737NG飞机的副翼操纵系统，采用并列驾驶盘式操纵机构，两驾驶盘通过互联鼓轮柔性相连。当转动任意驾驶盘产生操纵信号都可以按如下路径向后传递：驾驶盘、左侧副翼鼓轮、钢索、副翼输入扇形轮、副翼输入扭力管、输入摇臂和输入杆、液压助力器、输出摇臂和输出扭力管、输出鼓轮、钢索、扇形轮、传动杆、副翼。其中关键部件为驾驶盘柔性互联机构、液压助力器与副翼感觉定中机构。驾驶盘柔性互联机构用于防止驾驶盘卡阻。正常情况下，操纵一侧驾驶盘，另一侧随动。当右侧驾驶盘卡阻，左侧机长可以操纵左驾驶盘通过左钢索系统操纵副翼；当左驾驶盘卡阻时，副驾驶可以使用右驾驶盘操纵扰流板进行应急横滚操作。现代民航客机舵面的气动载荷较大，故采用液压助力器进行助力操作。液压助力器输入是一个机

飞机维修工程手册

工程手册一、填空。 1.《工程手册》主要体现了航空公司维修与工程方面的（方针）、（政策）、以及维修与工程问题的（处理原则）、（标准）、（程序）和基本方法，从而明确北方航空公司在保障航空器运行安全和维修与工程方面所承担的（适航性责任）。 2.《工程手册》适用于北方航空公司、分（子）公司、委托单位所有与（航空器维修与工程）有关的单位、部门、和人员。 3.《工程手册》手册持有人应负责（及时将手册的修订页或新增页插入手册），并负责手册的（完整）性。 4.北方航空公司是在（1990年7月），在原民航沈阳管理局改革时组建成立的，是中国民航骨干航空公司之一，总部设在（沈阳）。 5.北方航空公司维修与工程系统共有2245人，大专人员占72%，持照人员占54.4%，高工11名，工程师374名，质量管理人员128人，（人才储备）和（人才培养）是北航维修与工程系统长期发展的战略之一。 6.机务工程部与各维修单位的是明确的（业务管理）与（基层单位）的关系。 7.北航坚持（德才兼备）、人尽其才、合理使用，（学以致用）的用人方针，努力发掘人才，使每个人的能力得到发挥。 8.北航员工必须具备相应的（资格）、（能力）、接受相应的（培训）方能从事相应工作。 9.北航各类授权人员必须经（相应的授权）后，方能行使相应的职权，从事相应的工作并承担（相应的责任）。 10.北航努力建立一套科学的人员考查、升迁、任免的人员管理制度，建立（上岗证）、（执照）制度和（技术档案）制度。 11.北航维修与工程系统人员的权利分为（任命）、（授权）和批准三种形式。 12.A TT译为（适航批准标签）。 13.AD译为（适航指令）。 14.AMM是英文（AIRCRAFT MAINTENANCE MANUAL）的缩写，译为（飞机维修手册） 15.ASB译为（紧急服务通告）。 16.CAAC是英文（CIVIL A VIATION ADMINISTRATION OF CHINA）的缩写，译为（中国民航）。 https://www.360docs.net/doc/4314555440.html,AR是英文（CHINA CIVIL A VIATION REGULATION）的缩写，译为（中国民用航空规章）。 18.EO是英文（ENGINEERING ORDER）的缩写，译为（工程指令）。 19.MEL是英文（MINMNM EQUIPMENT LIST）的缩写，译为（最低设备清单）。 20.MS是英文（MAINTENANCE SCHDUAL）的缩写，译为维修方案。 21.IPC是英文（ILLUSTRATED PARTS CATALOG）的缩写，译为（图解零部件清单）。 22.SN是英文（SERIAL NUMBER）的缩写，译为（序号）。 23.PN是英文（PART NUMBER）的缩写，译为（件号）。 24.运行是指以（航行）为目的，使用或获准使用航空器，而不论作为所有人、使用人或其他人对航空器是否拥有合法的（控制权）。 25.试航管理是指根据国家的有关规定，对民用航空器的（设计）、生产、（使用）和（维修），实施以确保飞行安全为目的的（技术鉴定）和（监督）。 26.维修是指对航空器部件所进行的（维修）、翻修、修理、（检查）、更换、（改装）或排故。 27.（机务工程部）是唯一代表北方航空公司维修与工程系统与协议维修单位签订维修技术合同的机构。

《飞机构造基础》课程教学大纲

《飞机构造基础》课程教学大纲课程名称：飞机构造基础计划学时：48 计划学分：2.5 先修课程：工程力学、飞行技术基础课程性质：专业课课程类型：必修课适用专业：飞机机电维修专业编制单位：广州民航职业技术学院机务工程系编制时间：2001年11月一、课程的性质和任务本课程是飞机机电专业的一门重要专业课，其主要任务是使学生初步了解飞机的结构及飞机各系统的基本知识，为进行实际维护工作及故障诊断打下基础。本课程也是后续课程《飞机系统与附件》的基础课程二、课程特色本课程突出技能和能力培养，配合双证书制，使学生在校期间即可获得岗位资格证书。本课程可利用现有737飞机附件，飞行操纵摸拟器及飞机电源系统示教板，采用现场教学方法使学生加深对飞机各系统的理解．三、知识能力培养目标（一）基本知识飞机结构、载重与平衡、飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、防冰排雨系统、飞机燃油系统、飞机防火系统、飞机电子系统等。（二）应用能力通过本课程的学习，使学生了解飞机组成、结构形式及受力特点，飞机载重与平衡的基本知识，掌握飞机飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、飞机燃油系统的基本组成及工作原理；了解防冰排雨系统、飞机防火系统、飞机电子系统的基本知识。（三）自学能力培养学生具有对飞机构造及各系统的总的认识，为以后的飞机维护和排故工作打下基础。四、课程内容和要求见附表五、考核方法和成绩评定（一）考核方法本课程的考核以平时作业、平时测验和期末笔试为主，平时占总成绩的40%，期34

末占总成绩的60%。（二）成绩评定 1．基本知识，应知考核（书面、闭卷）成绩 2．上课的出勤率，学习态度 3．平时实践操作情况六、教学参考书 ⑥《飞机构造基础》宋静波·王洪涛主编，广州民航职业技术学院出版 ⑥《航空电气》盛乐山主编 ⑥《民用航空器维修人员指南》（机体部分）七、说明与建议 1．本大纲的总学时为48学时，学习本门课，应具有《飞行技术基础》、《工程力学》的基本知识。 2．本大纲由机务工程系宋静波老师编写。附表： 35

辅助供电系统概述

第三章辅助供电系统辅助供电系统是城市轨道交通车辆电气系统的重要组成部分，主要任务是产生车辆中、低压电源、客室照明、空调、通风机、空气压缩机以及其他低压用电设备所需的各种不同电压。辅助逆变器是辅助供电系统的主要部件。国内城市轨道交通车辆上，辅助逆变器均采用静止式逆变器，它具有输出电压的品质好、功率因数高、工作性能安全可靠等优点。本章主要介绍城市轨道交通车辆辅助供电系统的组成结构、中压供电分配电路、低压供电分配电路、列车扩展供电电路等。第一节辅助供电系统概述 1.辅助供电系统的功能辅助供电系统（辅助电源系统/ 辅助电源），是为除牵引系统之外的所有车载用电设备供电的一套系统。 2.辅助供电系统的组成辅助供电系统主要由三部分组成：辅助逆变器、蓄电池充电器、蓄电池。辅助逆变器一般采用静止逆变器，简称SIV。辅助逆变器将网压转换成 AC380V、50Hz 的三相交流电能输出，为车辆上空压机、空调装置等交流负载供电。蓄电池充电器主要输出DC110V电能给车辆控制、蓄电池充电等直流负载供电。蓄电池作为直流备用电源，在列车启动和紧急情况下（失去高压电源时）为

列车提供DC110V I能。列车正常运行时，蓄电池处在浮充电状态。 3.辅助供电系统的负载辅助供电系统的负载包括列车上的几乎所有用电设备，可以将这些负载根据使用电能不同分为以下几类。 ①AC380V 50Hz三相负载：空气压缩机单元、空调装置、通风冷却装置等。 ②AC220V 50Hz单相负载：客室正常照明、司机室方便插座、客室维修用方便插座等。 ③DC110V负载：列车控制系统、列车控制电路、列车信号系统、乘客信息系统、客室紧急照明、紧急通风、电动车门驱动电机等。除了以上三种负载之外，还有极少量的DC2 4负载，如司机室阅读灯、列车前照灯等。 4.车间电源辅助供电系统在有接触网供电区域，由接触网供电；在没有接触网供电的区域，来自于车间电源。一般在检修车间内设有车间电源，通过列车车底高压箱内有车间电源插座，向列车提供高压电能。车间电源与接触网之间存在电气联锁，两者不可同时为列车供电。在电网供电时，必须断开车间电源；电网为列车供电时，列车不可接车间电源。车间电源只能为辅助供电系统提供电能，不能为牵引系统供电。车间电源向列车供电时，列车必须处于静止状态。 5.辅助供电系统供电框图图3-1 给出车辆上常见的一种供电框图，其中包含辅助供电系统的主要负载设备。不同车辆，辅助供电系统供电框图略有差异。

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统二、液压系统三、起落架系统四、飞机飞行操纵系统五、座舱环境控制系统六、飞机燃油系统七、飞机防火系统一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生

飞机操纵系统方式

飞机操纵系统方式飞机操纵系统方式 -简单机械操纵系统- 机械操纵系统，由钢索的软式操纵，发展为拉杆的硬式操纵。驾驶杆及脚蹬的动作经过钢索或拉杆的传递直接带动舵面运动。驾驶员在操纵过程中必须克服舵面上所承受的气动力。 -助力操纵系统- 随着飞机尺寸、质量及飞行速度的不断增加，舵面铰链力矩的增大，驾驶员难以直接通过钢索或拉杆来操纵舵面。20世纪40年代末出现了液压助力器，将其安装在操纵系统中，作为一种辅助装置来增大施加在舵面上的作用力，以发挥飞机的全部机动能力。这就是飞机的助力操纵系统。不可逆助力操纵系统 -全助力操纵系统- 当超音速飞机出现后，飞机超音速飞行时需要相当大的操纵力矩才能满足飞机的机动操纵要求。此外，由于尾翼上出现了超音速区，升降舵操纵效率大为降低，而不得不采用全动平尾。全动平尾铰链力矩大，而且数值的变化范围较宽，非线性特性影响严重，驾驶员无法直接承受舵面上的铰链力矩。在这个时候，出现了全助力操纵系统。全助力操纵系统中，切断了舵面与驾驶杆的直接联系，驾驶员的'操纵指令直接控制助力器上的分油活门，从而通过助力器改变舵面的偏转并承受舵面的铰链力矩。此时，驾驶杆上所承受的杆力仅用于克服传动机构中的摩擦力，驾驶员无法从杆力的大小来感受飞机

飞行状态的变化。因此，在系统中增加了人感装置，通过弹簧、缓冲器及配重等构成的系统，来提供驾驶杆上所受的人工感力。 -增稳系统- 从20世纪50年代中期以来，随着飞机向高空高速方向发展，飞行包线不断延长，飞机的气动外形很难既满足低空、低速的要求，又满足高空、高速的要求，常会出现飞机在高空、高速飞行时稳定性增加而阻尼不足，但在低速飞行时稳定性又不够的现象。为了提高飞机的稳定性和改善飞机的阻尼特性，第一次将人工操纵系统与自动控制结合起来，将增稳系统引入到人工操纵系统中，从而形成了具有稳定功能的全助力系统。在这个系统中，增稳系统和驾驶杆是相互独立的，增稳系统并不影响驾驶员的操纵。由于舵面既受驾驶杆机械传动指令控制，又受增稳系统产生的指令控制，为了操纵安全起见，增稳系统对舵面的操纵权限受到限制，一般仅为舵面全权限的3%~6%。 -控制增稳系统- 增稳系统在增大飞机的阻尼和改善稳定性的同时，在一定程度上降低了飞机操纵反应的灵敏性，从而使飞机的操纵性变坏。为了克服这个缺点，在增稳系统的基础上，进一步发展成为控制增稳系统。它与增稳系统的主要区别在于：在控制增稳系统中，将驾驶员操纵驾驶杆的指令信号变换为电信号，经过一定处理后，引入到增稳系统中。控制增稳系统较好地解决了稳定新与操纵性之间的矛盾，驾驶员还可通过该系统直接控制舵面，因此控制增稳系统的权限可以增大到全权限的30%以上。 -电传操纵系统- 传统的机械操纵系统以及带增稳或控制增稳的机械操纵系统都存在一些缺点：在大型飞机上操纵系统越来越笨重，尺寸也大;不可避免地存在一些非线性，如摩擦力和传动间隙等，造成操纵迟滞和系统自振;机械操纵系统直接固定在机体上，易传递飞机的弹性振动，引起驾驶杆偏移，有时造成人机诱发振荡等;由于控制增稳系统权限有限，无法解决现在高性能飞机操纵与稳定中的许多问题。

飞机发动机的控制和维护

飞机发动机的控制和维护发表时间：2018-07-23T16:33:43.407Z 来源：《知识-力量》2018年8月上作者：田乐杜壮[导读] 伴随科技的不断创新，将来的航空领域必然会迎来巨大的进步。而且在这个领域中也存在较大的研究价值，对于飞机而言，发动机是必不可少的，它会在经济与环保方面被不断改善，一直沿着时代发展的轨道正常进行。（中国飞行试验研究院，陕西阎良 710089）摘要：伴随科技的不断创新，将来的航空领域必然会迎来巨大的进步。而且在这个领域中也存在较大的研究价值，对于飞机而言，发动机是必不可少的，它会在经济与环保方面被不断改善，一直沿着时代发展的轨道正常进行。本文浅析飞机发动机的控制和维护。关键词：飞机；发动机；控制和维护引言发动机因为工作环境通常为高温高压，而且持续时间一般较长，其设计难度与要求是其它任何领域都无法比拟的，其发动机设计至出厂的锁消耗的时间要比飞机整体的研制长的多，而且只有发动机正常运转才能确保飞机的正常航行，因此飞机发动机是必不可少的。所以，在飞机发动机的研究领域投入足够的精力可以为航空领域的发展奠定良好的基础，而且具有重大的现实意义。 1航空涡轮发动机控制和维护 1.1控制调节 1.1.1点火启动下面我们以涡轮风扇式发动机为例，民航飞机常用的CFM56发动机，在辅助动力装置或地面电、气源准备好的情况下，驾驶舱完成一系列发动机启动操作流程后，指令传送至发动机控制组件ECU，它会通过HMU控制燃油系统打开供油通道。与此同时，高压引气由引气管路传到起动机，带动起动机转动。高压引气再由发动机的附件齿轮箱和传输齿轮箱带动发动机的N2转子，并且开始加速。当发动机的N2转子转速达到16％时，再由ECU控制两个点火盒，选择其中一个通电点火。转速达到22％时，燃烧室周围的一圈燃油喷嘴开始喷油，燃烧室开始工作，发动机转速继续增加，这个过程中ECU会监控所有的参数，如果发现不正常的地方例如涡轮排气总温EGT超温等现象，ECU会自动做出选择，中断发动机起动。转速增加到50％时，起动过程结束，ECU控制起动引气管路关闭，起动机和发动机脱开。然后发动机转速会继续增加，一直到59％转速，发动机就可以稳定工作在慢车位。 1.1.2供油调速 EEC（ECU）与HMU（FMU）接口使用力矩马达或电磁活门。力矩马达依照所收到的输入信号来调节挡板活门开度，之后通过改变计量活门一个油腔或上下两个油腔的油压来调控计量活门的开度。大多数FMU采用压力活门保持计量活门前后压差恒定，通过改变计量活门流通的面积改变供油量。 1.2维护方法 1. 2.1内部维护在不破坏、不分解发动机本体结构所进行的内部检查和维护工作被称为内部维护，其中一项重要的目视检查方法就是孔探。其维护周期分为定期维护和非定期维护，定期维护一般是指当发动机运转小时数达到厂家规定时限，为了防止其内部部件或结构出现损伤所进行的预防性检查维护。非定期维护是指发动机在运转时，由于出现了故障且被FADEC系统内相关组件进行了监控、记录和上传给飞机主系统并予以警示。在此情况下，根据故障信息判断所进行的内部检查维护工作。如下图。 1.2.2外部维护外部维护主要包括定期维护和非定期维护，其周期等同于内部维护时检查的周期。其非定期维护也是基于FADEC系统相关组件对发动机运行时故障的记录，判断相关故障后所进行的维护。 2活塞螺旋桨发动机控制和维护 2.1控制调节 2.1.1点火启动需要人工手动扳动螺旋桨，是最老式的活塞式螺旋桨发动机，后期的活塞式发动机逐渐配备了电瓶或启动马达可以电启动，类似于汽车发动机启动方法。采用以上启动方法的原因在于螺旋桨飞机的发动机采用活塞式发动机，在做功冲程前必须有一个压缩过程，这一过程需要消耗功。当启动过后这一需要的功就可以由其自身提供了，但启动时必须要对其做功。 2.1.2供油调速在油门全开或是进气压力稳定的情况下，发动机油消耗量和功率会随着转速的改变而发生变化，其存在的关系叫做转速特性。将定距螺旋桨装置在发动机上，发动机油消耗量和功率与转速之间关系叫做螺旋桨特性。借助对油门杆进行操作可以改变转速。在发动机转速保持不变的情况下，发动机功率、耗油量与飞行高度之间的关系叫做高度特性。 2.2维护方法