飞机试车左部发动机受损事件的案例分析
飞行基础知识：空中发动机故障判断与分析
航空发动机是航空器的动力装置，为其提供飞行推力，被誉为飞机的心脏。
在服役过程中，由于不断的启动、关停，以及各种飞行需求，各个部件都承受着复杂的循环载荷。
尽管随着制造工艺和维护水平的提高，发动机的可靠性越来越强，但空中停车的情况还是偶有发生。
在60年代，平均每年每台发动机失效一次。
在今天，平均每台发动机每30年失效一次。
这意味着很多现在开始职业生涯的飞行员可能很难机会亲历发动机失效的情况。
图1给出了2008年国内外发动机空停千时率。
图1：2008年国内空停情况介绍（民航局飞行标准司）尽管发动机的可靠性显著提高，但当发动机失效后，由于机组处理不当所导致的事故数量却没有明显变化。
这也是我们飞行员需要研究的课题。
模拟机训练极大的提高了飞行员处理特情的能力，但是它无法说明所有故障特征，而且有的故障不易识别（如探测系统出现问题）。
这令很多飞行员在决断的选择上十分纠结。
本文就航班运行中发动机故障的判断与处置展开探讨。
一、发动机火警发动机火警可以发生在飞行的任何阶段，包括空中和地面。
发动机火警一般发生在短舱内，但在发动机核心和气道之外，故而称之为外部火警。
通常由以下原因导致：1.泄露。
可燃液体遇到高温发动机部件被点燃。
可燃液体包括：燃油（自动燃点230℃）；滑油（自动燃点260℃；液压液体（自动燃点450℃）。
2.管道开裂（例如发动机转动部件开裂）。
3.燃烧室开裂（会导致火舌式火焰）。
由于有专门的探测环路和铃声警告，这种故障容易被识别。
但是不幸的是，机组人员将看不到，听不到也闻不到发动机起火。
这使得飞行员失去了其他参照的对照，有时难以做出最佳决断。
有时油门收在慢车位，火警信号会消失。
这说明是可能是由于高温气体吹在火警探测环路上。
例如热引起管道开裂。
发动机低功率工作时，进气量减小，火警信号消失。
这说明发动机并未着火。
发动机火警探测是基于放置在发动机和吊架敏感区域内的温度传感器（环路）工作的。
如图2。
不同型号的发动机特性不同，放置的位置也不同。
CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片典型损伤模型建立、外来物损伤分析、检测方法及修复方式研究
CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片典型损伤模型建立、外来物损伤分析、检测方法及修复方式研究目录摘要 (6)Abstract ...................................................................................................................................... 错误!未定义书签。
第一章绪论. (7)1.1 研究背景及意义 (7)1.2 航空燃气涡轮发动机叶片建模 (10)1.3 发动机叶片损伤的检测方法对比研究 (11)1.4 外来物损伤分析 (11)1.5 航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式研究 (12)第二章CFM56-7B航空燃气涡轮发动机叶片建模 (12)2.1 数据测量 (13)2.2 建模过程 (16)2.3 带损伤叶片的成品展示及危害性介绍 (23)第三章航空燃气涡轮发动机叶损伤检测方法研究 (30)3.1 目前的无损检测方式分类 (31)3.2 各种无损检测方式优缺点分析 (35)3.3 无损检测技术在发动机检测中的运用 (44)第四章航空燃气涡轮发动机叶片外来物损伤 (45)4.1 鸟类等软物撞击的损伤 (46)4.2 硬物撞击对叶片的损伤 (47)第五章航空燃气涡轮发动机叶片的修复方式研究 (49)5.1 目前常用的一些修复方法 (50)5.2 常用修复方法的优缺点对比 (51)5.3 目前叶片修复面临的难题 (52)5.4 航空发动机叶片修复再制造的一般流程 (52)参考文献 (53)致谢............................................................................................................................................. 错误!未定义书签。
一起L162飞机发动机故障分析
从 而总结出一些 Ｌ １ ６ ２ 飞机使用的注意事项 。
关键 词 ： Ｌ １ ６ ２ ；低 温 启动 ；磁 电机 ；滑 油
Ｄ ＯＩ： １ ０ ． １ ６ ６ ４ ０ ／ ｉ ． ｃ ｎ ｋ ｉ ． ３ ７ — １ ２ ２ ２ ／ ｔ ． ２ ０ １ ７ ． ０ ３ ． ２ ４ ２
１ 项 目背景及故 障概述
现１ 撑 ． ３ ． ｛ ≠ ． ２ ≠ ≠ 一 ４ ≠ ≠ 气缸提前点火角分别为 ２ ５ 。、２ ３ 、２ ５ 、２ ３ （ 手 册 要求 值 为 ２ ４ ±１ ）。从 验证 提前 点 火角度 米吞 ，３ ＃ 、４ ≠ ≠ 气缸 较 １ ≠ ｊ ｝ 、２ ＃晚 ，故怀疑此 现象为移『 碳产 生的一个 素 。
２ ７ ９
理论研究
一
起Ｌ １ ６ ２飞机发动机故 障分析
杨俊鹏 ， 王 洪 星 （ 沈 阳飞机工 业 （ 集团 ） 有 限公司 ， 沈阳 １ １ ０ ０ ０ ０）
摘
要：发 动机 的性 能严 重影响 着飞机 的性 能及安 全。Ｌ １ ６ ２飞机 的发动机在使 用方面有哪 些需要 注意的地 方呢 ？本文从一起发动机故障分析
由于冬季外部温度较低 ，该显示值也属正常 ； （ ２ ）经 与飞行 员沟 通 ，接收飞 机后进行地 面检查 时各项仪表 参
３ 结论
经过此次故障 ， 收获颇丰 ， 对发动机的性能有了更加深刻 的认 识，
总结如下 ： 数 正常 ，空中飞行时仪表参数正常 ，但在空中按要求 开启汽化 器加温 （ １ ）导致 该飞机 发动机地面 停车的最 主要原 因为外部环境温度 后，汽化器温度 显示值仍处于黄区 。 太低所致 ，发动机 本身状态 良好 ，没有问题 ； 从操作上开 ，操作人员不存在操作过 度等情 况 ，故障原因应排除 （ ２ ）为保障试飞安全 ，建议待气温上升至 ０ ℃左右 ，再进 行科 目
A320系列飞机引气故障返航事件分析和措施——机务经验交流
A320系列飞机引气故障返航事件分析和措施近两年来，A320系列飞机引气故障返航事件频繁发生，严重影响了航班正常性，有的航班返航损害了旅客心目中南航的良好形象。
机务工程部领导非常重视，沈阳飞机维修基地技术部门迅速开展调查、分析，制定有效措施指导本机型执管单位遏制故障返航事件的继续发展。
近期引气系统故障返航事件回顾2007年8月17日，B-6282飞机执行张家界—南京航班，起飞到高度900米左右，同时出现左右引气故障，机组发现双发引气活门已经关闭，飞机返航。
更换左右发的恒温器，试车正常。
2008年2月4日，B-2366执行长春—青岛航班，起飞高度为10000英尺时出现右发引气超温信息，飞机返航。
更换右发CT，故障依旧。
本机对调左右发PRV，故障转移。
2008年5月22日，B-6202飞机执行广州—重庆航班，起飞后机组反映右发引气失效，飞机返航。
更换CT后正常。
2008年5月23日，B-2405飞机执行长春—北京航班，起飞后右发引气失效，飞机返航。
更换CT和CTS后正常。
2008年5月27日，B-2280飞机执行长春—首尔航班，起飞后出现左发引气温度280度，飞机返航。
更换CT后正常。
12008年6月14日，B-2418执行长春—首尔航班时，飞机在爬升时出现右发引气不正常信息，飞机返航。
该故障符合MEL，更换右发CTS后试车正常。
2008年7月25日，B-6042飞机执行大连—大阪航班，起飞后双发引气故障，飞机返航，航班取消。
更换左、右发风扇活门，左发高压引气活门，左发CT气滤和右发CT，试车正常。
2008年7月31日，B-6020飞机执行广州—福州航班，起飞后机组报告双发引气交替出现故障，飞机返航广州。
机务检查发现右发PRV打不开，更换右发压力调节活门电磁阀；左发有风扇活门信息，更换恒温器，试车正常。
2008年7月31日，B-6291飞机起飞25分钟时报告右发引气故障，航路天气不符合条件，返航广州。
航空工程中的安全问题案例分析 2023
航空工程中的安全问题案例分析 2023航空工程中的安全问题案例分析2023航空工程作为一种工程学科，旨在设计、建造、维护和改进飞机及飞行器。
在这一领域中，安全问题是至关重要的，因为一旦发生事故，就可能造成人员伤亡和财产损失。
本文将通过分析一些航空工程中的实际案例，探讨其中出现的安全问题，并提出相应的解决方案。
案例一：飞机结构损坏事件2018年，一架民航客机在飞行途中突然出现结构损坏，导致部分机身失去稳定性，机组人员不得不紧急迫降。
事后调查发现，该客机在维护和检验过程中存在疏忽，导致结构零部件疲劳破坏。
此外，设计和制造过程中也存在一些缺陷。
在这种情况下，我们可以采取以下解决方案。
首先，加强对飞机结构的监测和维护，定期检查并更换疲劳损坏的零部件。
其次，改进设计和制造流程，增强结构的可靠性和耐久性。
最后，加强对机组人员的培训，提高其对飞机结构安全的认识和意识。
案例二：飞行器系统故障事件2021年，一架无人机在执行任务时发生系统故障，导致失控并坠毁，造成重大损失。
经过调查，发现该无人机的软件程序存在缺陷，导致系统崩溃。
为了防止类似事件再次发生，我们可以采取以下解决方案。
首先，对飞行器的软件系统进行全面的测试和验证，确保其稳定可靠。
其次，加强对软件开发团队的培训，提高他们的技术水平和软件质量意识。
最后，建立完善的故障报告和反馈机制，及时发现和解决系统故障问题。
案例三：飞行员操纵失误事件2019年，一架客机在起飞过程中发生失速，飞行员在紧急情况下做出了错误的操作，导致事故发生。
事后调查发现，该飞行员对飞机的操纵特性和应急操作流程了解不足，缺乏应对突发情况的能力。
为了提高飞行员的操作技能和应对能力，我们可以采取以下解决方案。
首先，加强对飞行员的培训，提高其飞机系统和操作流程的熟练程度。
其次，建立模拟器训练平台，使飞行员能够在虚拟环境下进行各种应急情况的模拟训练。
最后，建立完善的飞行员评估和监测机制，定期检查其技术水平和能力。
某型航空涡扇发动机试车振动异常现象分析
旋转角速度。 有关系， 二 ２ 发动机转子 即Ｆ 族田。 不平衡有以 下的振动特征川［： ］ ２
沈阳航空工业学院学报
第２ 卷 ４
（ 在临界转速时振动幅值最大， ） １ 当转速偏 离临界转速时振幅下降。在发动机转速经过临界 转速时相位也有明显的变化。 （） ２ 在频谱图上基频峰值显著高于其分频和 倍频峰值。 （） ３振动的频率和转速的频率一致， 特别是 在临界转速附近， 振动波形是比较规则的正弦波
１ 时域和频域分析方法特点
１１ 时域分析 ． 时域分析的信号是最原始的信号， 所以包含 信息量大。时域分析波形有直观和易于理解等特 点。 某些振动信号在时域分析波形中具有明显的 振动特点， 这时可以利用时域波形做出初步判断。 如对于旋转机械， 其不平衡故障较严重时， 信号中
收 期： 刀一 一 稿日 ２ ０ 似 仪 ２ 作者 简介： 回恩状（９ 一 ， 辽宁辽阳 １ ）男， ２ ８ 县人， 在读硕士
有明显的以旋转频率为特征的周期成分。 但时域分析不太容易看出所包含信息与故障 之间的联系， 所以人们在工程中引人了频域分析。
１２ 频域分析 ．
差 原因 等 而产生质量 偏心川或 对中 等 转子 不良
现象。当残余不平衡量或转子对中偏差过大时， 在发动机运转中会产生很大的不平衡力， 导致发 动机的振动过大现象。发动机在试车中也常出现 因转子装配质量问题， 而造成发动机振动超标问 题， 严重的影响了工厂的正常生产。本文分析的 两台发动机在试车中出现了振动超标现象， 两台 发动机在本文中被简称为 ０ 号和０ 号发动机。 １ ２ 通过振动信号的分析， １ 号发动机不平衡振 发现０ 动现象明显， 号发动机有不对中的振动故障特 ０ ２
参考文献：
〔 振动与冲击手册编辑委员会． １ 振动与冲击手册（ 第三卷）
航空安全事故案例研究(5篇)
航空安全事故案例研究（5篇）案例一：XXXX年XX月XX日XX航空公司航班XXXX事故概述本次事故发生于XXXX年XX月XX日，涉及到XX航空公司的一架航班XXXX。
该航班由XX城市飞往XX城市，搭载了XX名乘客和XX名机组人员。
事故发生时，飞机处于爬升阶段。
事故经过根据初步调查结果，事故发生前，飞机遭遇了严重的机械故障。
具体来说，飞机的XX系统出现了问题，导致飞机失去了控制。
在尝试进行紧急降落的过程中，飞机不幸坠毁在XX地区。
事故原因目前，事故的具体原因仍在调查中。
然而，据初步推测，事故可能是由于以下几个因素导致的：1. 机械故障：飞机的XX系统出现了问题，可能导致飞机失去了控制。
2. 人为因素：驾驶员在处理紧急情况时可能存在失误。
3. 维护问题：飞机在事故前可能没有得到充分的维护和检查。
事故后果本次事故导致了XX名乘客和XX名机组人员不幸遇难。
此外，事故还给当地环境和居民带来了严重的影响。
案例二：XXXX年XX月XX日XX航空公司航班XXXX事故概述本次事故发生于XXXX年XX月XX日，涉及到XX航空公司的一架航班XXXX。
该航班由XX城市飞往XX城市，搭载了XX名乘客和XX名机组人员。
事故发生时，飞机处于降落阶段。
事故经过根据初步调查结果，事故发生前，飞机遭遇了严重的天气状况。
具体来说，飞机在降落过程中遭遇了强烈的风暴，导致飞机失去控制。
在试图重新控制飞机的过程中，飞机不幸坠毁在XX地区。
事故原因目前，事故的具体原因仍在调查中。
然而，据初步推测，事故可能是由于以下几个因素导致的：1. 天气状况：强烈的风暴导致飞机失去控制。
2. 人为因素：驾驶员在处理紧急情况时可能存在失误。
3. 航空公司的培训和管理问题：驾驶员可能没有接受充分的恶劣天气应对培训。
事故后果本次事故导致了XX名乘客和XX名机组人员不幸遇难。
此外，事故还给当地环境和居民带来了严重的影响。
案例三：XXXX年XX月XX日XX航空公司航班XXXX事故概述本次事故发生于XXXX年XX月XX日，涉及到XX航空公司的一架航班XXXX。
737NG飞机发动机停车滞后故障分析——机务经验交流
737NG飞机发动机停车滞后故障分析一、故障情况：9月23日，一架737-800飞机反映左发在起动手柄放CUTOFF位时，燃油流量，N1，EGT不下降，10秒之后发动机停车。
测量HMU和发动机起动手柄电门之间的电路后没有发现问题，重新试车四次，均未出现故障，放行飞机。
10月19日，故障再次出现，现象仍旧是关断发动机后，左侧发动机各项参数不下降，约10秒以后发动机停车，当时判断为HMU中的HPSOV没有按指令关闭，更换HMU后试车正常。
10月30日，该飞机北京过站再次出现相同故障，试车时发现关断起动手柄不能使发动机立即停车，但在发动机工作情况下，提起灭火手柄发动机就可以立即停车。
通过这个测试，可以从根本上隔离掉HMU本身故障的可能性，确认为控制线路故障。
最终检查发现这个故障是起动手柄电门组件中的S1026电门接触不良造成的。
二、分析：发动机燃油关断控制原理相对比较简单，控制发动机燃油供给的活门有两个，一个是翼梁关断活门，一个是在HMU内部的高压关断活门（HPSOV），当将发动机起动手柄放到CUTOFF位时，起动手柄电门组件中的S595和S1026电门被同时作动，这两个电门分别控制翼梁活门作动器和HPSOV，使两个活门同时关闭，发动机停车。
如果起动手柄放CUTOFF位时只有翼梁活门关闭而HPSOV没有关闭，因翼梁活门已关闭，油箱不再给发动机供油，但从翼梁关断活门到HPSOV这一段的燃油管路中，仍有少量燃油供给发动机燃烧，所以发动机不会马上停车。
当管路中的剩余燃油用尽后，发动机才会停车，这与该1飞机出现的故障现象是完全一致的。
所以通过故障现象我们可以很确定的说，这是由于HPSOV没有根据指令关闭造成的。
HMU中的HPSOV是一个通电关闭，断电打开的活门，如果要让这个活门关闭，就需要给这个活门提供28V直流电源。
根据SSM76-21-11可知这个电源的来路一共有两条，其一：由ENGINE FUEL ENGINE HPSOV CONT 28VDC跳开关提供电源经过发动机灭火手柄正常位触点，再经过发动机起动手柄电门组件中的S1026电门到达HMU；其二：由ENGINE FUEL ENGINE HPSOV CONT 28VDC跳开关提供电源经过发动机灭火手柄火警位触点直接到达HMU。
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三、事件分析： 机务A、D、E尝试再次起动右侧发动机，机务D发现右发进气道叶片未旋转 （正常情况下叶片应旋转），随即手势通知机上试车人员停止起动发动机 。在 此次试车过程中，未有人提醒注意油门杆处“禁止操作”内容。 在机务D起动右发过程中已经出现问题，在没有调查清楚问题情况下，让机 务B在17点25分再次试车，观察员仍然没有提醒注意油门杆处“禁止操作”内容。 机务B面临较大的工作压力，在执行此次试车过程中被需要负责其他飞机的 过站和工作调配，工作中容易出现因工作紧张导致疏忽大意的情况。 试车工作与飞机过站放行工作交叉进行，造成工作干涉，机务没有注意红色 标牌提示，是引发本次地面事件发生的重要诱因。
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二、事情经过： 随后放行人员A离开B-8086，前往另外一架飞机执行过站任务。机务A、D、 E尝试再次起动右侧发动机，机务D发现右发进气道叶片未旋转（正常情况下叶 片应旋转），随即手势通知机上试车人员停止起动发动机 。 17点25分左右，机务B到达试车位。机务A、D、E在为其讲解故障现象后，机 务B操作冷转右发检查发动机工作正常。先后启动左发、右发观察参数正常。在 慢车运转过后，机务B推左发至最大巡航位，未见客舱有烟雾出现，而后约1分钟 出现 L ENG ANTI/ICE琥珀色CAS信息，检查发现防冰跳开关跳出，无法复位，操 作左发停车。地面观察员（机务D）在发动机转速下降过程中听见左发有“砰砰” 的声响，同时发现左发蒙皮靠近防冰活门的区域被高温引气吹开。
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六、总结 1、维修人员在维修人员调配混乱、维修任务紧张、时间压力较大的情况下，更 要保证良好的精神状态，时刻保持清醒的风险防范意识，避免“忙中出错”。 2、严格技术标准和规范要求，编辑试车检查单，从流程和标准上堵住潜在事件 发生的可能性。 3、严格手册、规章、程序要求，杜绝跳跃步骤，避免忽略细节，防止因执行不 到位导致不正常事件的发生。 4、执行重要操作步骤前，应清楚此步骤可能产生的影响，在确认其影响不会导 致不安全事件发生前，方可执行此步骤，对其影响不能确认前，不能主观臆 断，应通过其他方式进行确认。
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四、事件结论： 这是一起由于生产准备不足、技术标准缺失、生产组织不力、人员缺乏沟通 导致的航空维修事件！ 针对该事件，民航华北管理局专门下发了事件通报并提出了相关要求。 民航华北局调查确认这是一起公司生产组织不力，程序标准缺失，管理人员 和相关工作人员漠视有关规定，在未明确发动机故障的情况下进行维修排故工作 导致飞机受损的事件。
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六、总结
5、加强沟通与确认，飞机维修人员之间，维修与管理人员等应建立起高效、准 确、及时的沟通机制，防止由于自身掌握的信息不全面发生不正常事件。 6、明确各成员分工，在飞机出现故障时应当成立小组管理，指派总负责人沟通 协调，防止出现分工不清造成工作干涉情况的发生。
关于金鹿公务机B-8086/G200飞机试车 左部发动机受损事件的案例分析
维修工程部技术服务中心 2010年11月25日
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一、事件简述： 2010年9月19日，B-8086飞机右发滑油泄露排故人员按照《维修工作指 令（MAO）》要求，对被发动机滑油污染的空调系统进行试车检查。由于左 发未安装压力调节关断活门（PRSOV），导致飞机试车过程中左发风扇叶片 周边耐磨层被烧蚀，发动机下包皮损坏。
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4、人——人: 人员沟通不足、缺少监督、缺少组织协调。 在两次的试车交接过程中，虽然机务A和D分别对机务B进行了故障说明，但 是双方没有细致地对故障现象和潜在的可能性进行分析，最终导致发动机损伤。 措施：加强交接管理机制建设，对于各种工作情况和现象必须细致说明，防止由 于沟通问题导致事件发生。加大人员培训力度，对飞机维修人员进行安全 程序和工作程序的培训，通过此次事件的教训加强机务工作程序意识。
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SHEL 模型中各要素的不匹配情况： 人——软件: 没有可依据的参考资料、工作流程和技术标准。 人——硬件:没有足够的警告提示、没有任何测试工具、设备维护性设计差、飞 机故障可监控性差。 人——环境: 恶劣的工作环境、狭小的工作空间、过大的噪音。 人——人: 人员沟通不足、缺少监督、缺少组织协调。
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2、人——硬件: 没有足够的警告提示、没有任何测试工具、不适当的设备设计、 飞机故障监控差。 根据《民用航空维修-地面安全》（行标MH/T3011.13-2006）第13部分： “红色警告标记的使用”规定： 4 红色警告标牌的使用规则 4.1 航空器维修过程中， 在下列情况时应使用3.1和3.2规定的红色警告标 记，并且必要时在标牌上作简要文字说明： --航空器的操纵面不能使用或没有连接好； --安装或连接软管、管路、钢索、拉杆、导线等工作中断； --缺件； 。。。。。。 4.4 红色警告标记应放置在航空器各部位明显易见的位置，通常挂在驾驶 杆、操纵杆，手柄上，也可直接固定在有关的堵头（盖）、销子等上。 必要时，在相应的部件、零件上同时挂一个红色警告标记。当航空器 部件安装不完整、缺件时，红色警告标记应固定在其安装区域。当航 空器恢复正常或完成维修工作后，应及时取下红色警告标记。
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2、人——硬件:没有足够的警告提示、没有任何测试工具、不适当的设备设计、 飞机故障监控差。 经调查发现此次飞机故障没有任何提示信息或者警告，飞机试车人员在两次 试车过程中所观察的发动机参数情况正常，无法在驾驶舱和地面观察到异常而现 象做出正确的判断。
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2、人——硬件: 没有足够的警告提示、没有任何测试工具、不适当的设 备设计、飞机故障监控差。
结论：对于不同的维修工作，所挂的红色警告标记位置相同，致使试车员仅凭自 己判断禁止操作内容是否影响试车，易使试车员疏忽警告标志内容。 同时，工程部未对“禁止操作”挂签制定管理规定，对于维修人员在工作 中遇到“禁止操作”挂签提示时，未有明确的技术沟通与支持渠道，仅凭 维修人员判断，极易导致维修人员在不全面了解飞机状态的情况下从事维 修，造成飞机损坏。 措施：必须加强人员安全生产意识，严格按照挂签管理程序执行，梳理航空器维 修未完成工作时悬挂红色警告标志工作内容，进一步规范、细化警告标牌 悬挂位置。避免由于机务没有全面了解飞机状态的情况下从事维修。
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二、事情经过：
9月19日早11点16分，工程部MCC通知机务A为B-8086飞机安装空调氧 发生器，根据湾流200维修手册21-11-05的有关要求，需试车检查。 MCC询问当日带班机务人员B，MCC确认当日白天试车可由机务B协助，夜间试 车可由放行人员C协助。 当日15点35分左右，机务B来到试车位，机务A为机务B讲解确认和排查客舱 冒烟故障，按照手册要求需试慢车10分钟后试大车20分。 当日15点47分，两名试车人员（机务A和机务B）开始试车工作，驾驶舱就座 后均注意到驾驶舱油门杆位置上的“禁止操作”红色警告标牌，机务A口头说道 “应该没什么问题了，可以试车了”。随后机务B，根据《快速检查单》先后启 动右发、左发，观察参数正常。在右发慢车状态10分钟后，机务B将右发油门前 推至大车位。约半分钟后试车人员开始闻到有油烟味并看到烟雾，由于烟雾和气 味越来越大，放行人员B随即操作双发停车。
4、人——人: 人员沟通不足、缺少监督、缺少组织协调。 在工作任务前必须召开生产准备会，详细讨论生产任务、人员资源调配、参 考资料、工具设备准备等工作；但是在执行本次排故工作前，没有进行详细的生 产准备，随意性地进行生产工作调配。导致试车人员的工作在试车的同时必须兼 顾其他飞机过站工作，交叉进行，造成工作交叉干涉。 措施：加强生产准备会的管理，合理细致地布置工作；在进行生产工作前必须合 理、细致地做好工作分工。
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四、事件结论： 针对该事件，民航华北管理局提出以下安全建议： 1、公司应该进一步完善机务人员排班、生产组织管理制度，确保维修工作 顺利实施。 2、公司应梳理航空器维修时，红色警告标志使用制度，进一步规范、细化 警告标牌悬挂位置。 3、公司应建立飞机状态信息沟通渠道和相应沟通程序，给予维修人员技术 支持。 4、公司应按照发动机地面试车要求，立即制订（发动机试车检查单）。 5、公司应严格按照发动机地面试车时人员资质要求组织试车工作。
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1、人——软件: 没有可依据的参考资料、工作流程和技术标准。 维修工程部《维修工程管理手册》5.19章节“发动机地面试车”规定： 5.19.4试车程序 5.19.4.1试车过程中的安全措施 1）灭火瓶（设备）到位，由警戒员手持； 2）按该机型试车检查单和维护手册的要求完成试车前的准备工作； 结论：经调查并向动力装置工程师了解，目前工程部未有“试车检查单”，试车 人员在整个试车过程中，使用《湾流200快速检查单》作为启动发动机检 查单。与上面第2）条款要求内容不符。 措施：组织人员进行发动机试车单的编写工作。
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二、事情经过：
经现场机务测量，耐磨层损伤长度约41cm，最宽损伤处约为7cm。下包皮 损伤（外部测量）约为21cm，宽约为12.5cm。
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三、事件分析： 机务B在15点40分第一次试车时，未认真查看左发油门杆的“禁止操作”标 签，即启动右发、左发。由于左发一直处于慢车状态，发动机未能表现出受损 征兆，故试车人员、地面观察员未曾关注到左发受损。试车过程中，未有人提出 注意油门杆处“禁止操作”内容。
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五、事件分析 SHEL模型，以及人处于模型中心的地位： SHEL模型是一种常用的模型，它的名字是由模型中各组成部分的第一个字母构成。 S—软件，维修程序，维修手册，检查单等。 H—硬件，工具，测试设备。飞机结构，驾驶舱设计，操纵系统和使用特性等。 E—环境。机库条件和航线条件等环境以及工作流程，管理构架等。 L—人。处于模型中的人，包括维修人员、主管、计划员、经理等。 说明：SHEL模型用简化的方法表示复杂系统，具体形象地表现人为因素研究的范 围、基本要素以及它们之间的相互关系；在SHEL模型中，各要素之间需要非 常匹配，一处不匹配就意味着一个人为差错。而人是这个模式的中心，是系 统中最重要的。