航空发动机加力控制系统典型故障研究
cfm56-3涡扇发动机控制系统典型故障分析
63中国航班设备与制造Equipment and ManufacturingCHINA FLIGHTSCFM56-3涡扇发动机控制系统典型故障分析程明|济南国际机场股份有限公司摘要：CFM56-3发动机采用高涵道比、双转子的设计方式。
同时它的控制方式的采用既不同于传统的机械液压的控制方式，也有别于现在普遍采用的全权限数字电子控制（FADEC），而是介于二者之间的一种过渡控制模式。
CFM56-3发动机其控制系统是机械液压与电子控制相结合的控制系统属于监控电子控制方式。
该发动机控制系统主要通过主发动机控制器（MEC）和功率管理控制器（PMC）实现的。
通过对控制系统典型故障的研究可以更好的了解发动机，更快的找出发动机的故障原因,提高发动机的稳定性和飞机的安全性。
关键词：CFM56-3发动机；控制系统；主发动机控制器(MEC)；功率管理控制器(PMC)1 CFM56-3发动机概况CFM56-3发动机是一款采用轴流式压气机并采用高涵道比、双转子的结构设计的一款涡轮风扇发动机。
同其他的低涵道比的各种发动机相比而言，该发动机排气速度和飞机在空中的飞行速度的比值偏低，发动机推进效率较高。
该发动机采用和F101发动机相同的核心机，并借鉴了该发动机的先进经验，CFM56-3发动机采用高压涡轮主动间隙控制来提高高压涡轮效率,同时使用低压涡轮机匣冷却从而提高低压涡轮效率，通过这种方式满足民航发动机的经济性要求。
CFM56-3发动机由3个主单元体和17个车间单元体，符合高维修性设计原则，这种设计可以大大降低维修成本，从而能够满足民航飞机低油耗、低维修成本等基本要求。
1.1 CFM56-3发动机的结构特点CFM56-3是一款高涵道、双转子、轴流式发动机。
它由风扇，核心机，低压涡轮三个主模块组成。
1.2 CFM56-3发动机工作机制CFM56-3发动机启动时，由发动机起动机高压转子带动附件齿轮箱。
高压压气机和燃油泵、滑油泵这些附件也是通过发动机起动机来带动工作。
航空发动机故障诊断与故障处理技术研究
航空发动机故障诊断与故障处理技术研究航空发动机是飞机的“心脏”，它为飞机提供能源和推力。
由于特殊的工作环境和高负荷运行，航空发动机一旦出现故障，极易造成严重后果，甚至威胁到飞行安全。
因此，航空发动机的故障诊断与故障处理技术显得尤为重要。
一、航空发动机故障的分类航空发动机故障可以根据其性质和位置进行分类。
根据故障性质，航空发动机的故障可以分为机械故障、电气故障和控制系统故障。
根据故障位置，航空发动机的故障可以分为外部故障和内部故障。
机械故障主要包括叶片损伤、轴承故障、轮毂裂纹等。
电气故障主要包括发生器故障、电动机故障、电气线路故障等。
控制系统故障主要包括电子节气门故障、传感器故障、执行器故障等。
外部故障主要包括灰尘进入、液体进入等，内部故障主要包括涡轮腐蚀、排气口阀门关闭不严等。
二、航空发动机故障诊断技术航空发动机故障诊断技术是指利用现代化的检测装置、测试仪器和数据分析系统对航空发动机进行全面和准确地故障诊断。
故障诊断的数据来源包括机组报告、故障报告、维修记录和操作数据。
其中，机组报告和故障报告主要是人员对故障的主观描述，而维修记录和操作数据则直接反映了航空发动机的状态。
尤其是操作数据，包括航空发动机的泵、涡轮、阀门、传感器等各个部件的工作状态和参数，可以提供大量的信息和线索，对故障诊断具有重要意义。
目前，航空发动机故障诊断的技术主要包括故障代码和数据记录、虚拟故障仿真、基于故障状态的健康监测、振动和噪声分析等多种方式。
其中，数据记录是通过在航空发动机上设置传感器，采集发动机运行状态下的各种参数，建立故障数据库，通过数据挖掘和数据分析，找到故障发生的原因和规律。
虚拟故障仿真是利用计算机仿真模型来模拟航空发动机的故障状态和运行情况，以便分析和处理。
基于故障状态的健康监测是指通过发动机传感器监测发动机的健康状态，并通过特定算法监测和分析故障状态。
振动和噪声分析主要是利用振动和噪声传感器，监测发动机振动和噪声情况，分析故障原因，为发动机的维修提供指导。
某型发动机加力接通故障分析
工程与试验 Ｅ Ｎ ＧＩ ＮＥ Ｅ Ｒ Ｉ Ｎ Ｇ＆ Ｔ Ｅ Ｓ Ｔ
Ｊ ｕ ｎ ．２ ０ １ ３
某 型发 动 机 加 力 接通 故 障分 析
杜毅洁 ， 马明明， 姚 尚宏
（ 中 国飞行 试验研 究院 发 动机 所 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ８ ９ ）
ｏｆ ｓ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ １ ｉ ｓ ｌ ｉ ｍｉ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｓ ｔ ａ ｒ ｔ ｔ ｈ ｅ ｆ ｉ ｒ ｅ ．Ｔｈ ｕｓ，ｔ ｈｅ ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂｕ ｒ ｎ ｅ ｒ ｉ ｓ ｉ ｎｓ ｐ ｉ ｒ ｅ ｄ ｗｈｅ ｎ ｓ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ２ ｔ ａ ｋｅ ｓ ｐ ａ ｒ ｔ ｉ ｎ ａ ｎｄ ｌ ｅ ａ ｄｓ ｔ ｏ ｕ ｎｓ ｔ ａ ｂｌ ｅ ｓ ｔ ａ ｔ ｅ ｏｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂｕ ｒ ｎｅ ｒ ａ ｎｄ ｅ ｎｇ ｉ ｎｅ ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ ： ａ ｅ ｒ ｏ — ｅ ｎ ｇｉ ｎ ｅ；ｓ ｕ ｒ ｇ ｅ；ａ ｆ ｔ ｅ ｒ ｂｕ ｒ ｎｅ ｒ
摘 要 ： 本 文 对 比 了 同一 高 度 、 速度点 ， 发 动 机 接 通 加力 失败 和接 通 加 力 时 出现 喘振 的 两 种 故 障现 象 。 通 过 对 试 飞 数 据 的整 理 和 分 析 ， 确 定 故 障原 因是 加 力 １区 供 油 量 太 小 ， 不 能 满 足 小 加 力 成 功 点 火 。 当 ２区 开 始 供 油 时 ， 加 力 燃 烧 室 突然 开 始 工 作 ， 导 致 发 动 机 加 力 工 作 不 稳 定 。本 文 可 以 为航 空 发 动机 加力 系统 供 油 设 计 和 试 飞 提 供 参 考 。
Ｎｏ ． ２ ２ ０ １ ３
航空发动机失效诊断与故障排除技术研究
航空发动机失效诊断与故障排除技术研究航空发动机是飞机上最重要的部件之一，其正常运行对于航班的安全至关重要。
然而，由于航空发动机的工作条件十分苛刻，不可避免地会出现失效和故障。
如果这样的问题没有得到及时有效的诊断和排除，将会对飞行安全产生巨大的危害。
因此，航空发动机失效诊断和故障排除技术的研究与应用具有重要的实用价值和意义。
本文将从航空发动机失效的原因、失效的类型、诊断与排除技术以及未来的研究方向等方面进行探讨。
一、航空发动机失效原因航空发动机失效的原因多种多样，例如磨损、材料疲劳、高温、高压、机械损坏、氧化腐蚀、航空发动机设计和制造等。
随着技术的不断进步和应用，航空发动机失效的根本原因也在不同阶段发生了变化。
在早期，航空发动机的失效主要是由于材料和机械问题引起的。
随着工业技术的发展，航空发动机的设计和制造水平不断提高，材料和机械问题越来越少见，而高温、高压和化学侵蚀等问题却成为了主要原因。
因此，能够准确识别航空发动机失效的类型和原因，对于保障飞行安全具有至关重要的意义。
二、航空发动机失效的类型航空发动机失效的类型不尽相同，细分来看大概有以下几种类型：1. 绝缘故障：发动机工作失效，导致电路或元器件的运行故障。
随着现代航空发动机电控技术的发展，电路和元器件的故障诊断和排除技术已经成熟，被广泛应用。
2. 温度故障：发动机长时间处于高温状态，导致内部温度逐渐升高，这将会导致发动机工作失效。
现代的发动机制造技术已经能够很好地应对温度故障问题，比如使用金属涂层抵御高温等。
3. 沉淀故障：航空发动机长时间未使用，导致内部的沉淀物形成导致故障。
沉淀故障比较常见，常见于长时间未用的航空发动机。
4. 密封故障：发动机内部密封不严，导致空气混入，导致损坏。
现代的制造技术已经可以很好地解析密封故障的问题。
以上仅为常见的几种情况，航空发动机失效的类型还有很多种，每一种情况都需要通过专业的技术手段进行准确诊断和排除。
三、航空发动机失效诊断与故障排除技术航空发动机失效的诊断和排除需要专门的技术手段，以下列出几种常见的技术手段：1. 热成像：通过热成像仪设备等，实现对航空发动机内部热量分布的监控。
某型发动机加力接不通故障分析
107中国设备工程Engineer ing hina C P l ant中国设备工程 2020.01 （下）（3）焊缝应按图纸要求进行无损探伤，如图纸未作要求，应按本工艺要求作无损探伤。
（4）焊接过程中，处理临时焊缝必须按相关通用工艺规定要求执行，清除临时焊缝时不得伤及母材，焊缝清除后必须打磨平整并作100%磁粉探伤检查。
（5）焊接材料：①焊接材料均应符合图纸、工艺文件及相应标准，低氢型焊条和焊剂必须按AWSD1.1/D1.1M:2008、钢结构焊接规范第5.3.2和5.3.3款规定烘焙后使用。
②领用焊材必须按 AWS D1.1规范及焊接工艺守则进行，具体操作方法可参照“起重机钢结构制造技术标准”中相关内容。
4 修复前的准备工作返修前，清洁修复区域的表面。
采用打磨的方式去除焊缝裂纹大概区域附近的油漆，并通过MT 或者PT 探伤的方法，来确定焊缝裂纹的范围以及附近母材是否也存在裂纹。
采用打磨或碳刨的方式去除焊缝裂纹及可能存在的母材上的裂纹，并超出裂纹端部约20～50mm 长的完好焊缝或母材。
对碳刨区域进行打磨，去除油污、飞溅等杂质，要求表面光滑明亮，目测确定缺陷完全清除。
确定裂纹是否彻底清除，采用渗透或磁粉探伤方法（注：对比相同条件下正常焊接的预热温度，碳刨前以及焊接后返修的预热温度需要提高30～60℃）。
严格按照相应的WPS 焊接工艺规程规定进行补焊，采用手工耀皮焊条电弧焊（SMAW）焊缝进行补焊修复。
5 回转轨道支承的修复回转轨道支承的修复采用表面机械精度加工的磨光机（2800转）、莱卡全站仪、角向磨光机等。
在底盘下表面回转轨道附近的承载接触面经过找平检验，以保证回转轨道的承轨梁表面基本平齐，满足轨道修复的加工和精度测量的工艺支撑和工艺空间等施工要求；机房底盘回转上轨道的修复工作应该在机器房及底盘整体吊装固定在船上以后进行；检查上轨道表面磨损情；核查上轨道相关尺寸精度是否满足图纸要求；根据检查结果确定回转上轨道的机械加工数据；拆掉底盘上的一个辊轮，按图将磨光机用固定块安装在被拆掉的辊轮处，调整好磨光机的研磨角度且做好位置标记；转动机器房，磨光机将依照一定角速度（等于机器房角速度减去辊轮角速度）研磨上轨道，在研磨过程注意百分表的误差变化，若误差较大，则停止机器房，重新调整好磨光机的研磨角度；每研磨一圈上轨道后，检查上轨道的精度，如有需要调整好磨光机的研磨角度，直至整个上轨道被修复；复核检查上轨道相关尺寸精度是否满足图纸要求；如果轨道表面有较大损伤，精磨前可按照修复工艺进行人工补焊、打磨，尺寸达到公差要求范围后再行精磨；轨道平面检验合格后，按照原样装复临时拆卸的辊轮及附件。
航空发动机机械故障诊断研究
航空发动机机械故障诊断研究随着航空业的快速发展，飞机的安全性和可靠性变得越发重要。
而航空发动机作为飞机的“心脏”，其安全性和可靠性更是关乎整架飞机的安全。
航空发动机机械故障是造成飞机事故的一个重要原因之一，因此对航空发动机的机械故障诊断进行研究，对提高飞机的飞行安全性和可靠性具有重要意义。
一、航空发动机机械故障的常见原因航空发动机机械故障的原因多种多样，主要包括以下几个方面：1. 磨损和老化：随着使用时间的增加，发动机的各种零部件会出现磨损和老化现象，从而导致机械故障的发生。
2. 过热和过载：发动机在短时间内的高负荷运行会导致发动机过热和过载，进而引发机械故障。
3. 设计缺陷：发动机在设计和制造过程中可能存在一些缺陷，这些缺陷可能会在使用过程中暴露出来，导致机械故障的发生。
4. 错误操作：人为因素也是机械故障发生的重要原因之一，错误的操作和维护可能会导致机械故障。
5. 环境因素：恶劣的气候和环境条件也可能会对发动机造成影响，导致机械故障的发生。
航空发动机机械故障一旦发生，可能会导致飞机的失事和飞行安全事故，因此对机械故障的及时准确诊断显得尤为重要。
1. 提高飞机的安全性：发动机是飞机的动力来源，一旦发动机出现故障，将严重威胁飞行安全。
因此及时准确地诊断发动机机械故障，可以在故障发生之初及时采取措施，避免事故的发生。
2. 保障飞机的可靠性：航空发动机的机械故障一旦发生，可能会导致飞机的中断和延误，严重影响飞机的飞行可靠性。
因此对机械故障的及时准确诊断，可以有效提高飞机的可靠性，保障飞机的正常飞行。
1. 故障检测技术：针对航空发动机不同的机械故障，研究人员已经开发了一系列的故障检测技术，包括声波检测、振动检测、热像检测等。
这些技术可以快速有效地发现机械故障，为后续的诊断提供重要依据。
2. 数据分析技术：随着信息技术的发展，数据分析技术在航空发动机机械故障诊断中得到了广泛应用。
通过对大量飞行数据和发动机运行数据的分析，可以及时发现机械故障的迹象，提高诊断的准确性和及时性。
航空发动机系统失效分析与优化
航空发动机系统失效分析与优化航空发动机作为飞机的核心部件，其稳定性和可靠性对于飞行安全至关重要。
然而，在实际使用过程中，航空发动机系统可能会出现失效现象，严重威胁着飞行安全。
因此，航空发动机系统的失效分析与优化成为了一个非常重要的领域。
一、航空发动机系统的失效原因航空发动机系统的失效主要是由以下几个方面原因造成的：（一）设计问题：航空发动机系统设计不合理或者使用了低质量的零部件，如采用了过小或过大的零部件，会影响航空发动机的性能和寿命，进而导致航空发动机系统失效。
（二）制造质量问题：航空发动机系统的制造过程中，可能会存在质量问题，如焊接不良、零部件的制造材料不符合规定等等，这些问题会导致航空发动机系统出现故障或损坏。
（三）使用阶段问题：航空发动机系统在飞行过程中，可能会受到外界环境的影响，如高温、高压、高速等等，这些因素会加速航空发动机系统的老化和损坏；另外，在使用过程中，航空发动机系统的维护和保养问题也很重要，如不及时更换零部件，不对零部件进行清洗维护等等，都会影响到航空发动机系统的正常使用。
二、航空发动机系统失效的影响航空发动机系统失效不仅会造成飞行安全隐患，还会对飞行的效率和经济造成不良影响。
如果航空发动机系统失效导致飞机滑行或者降落时出现问题，很可能会引起重大的事故，危及机上人员的生命安全。
而且，飞机的维护和修理费用也会大幅度增加，影响到飞行成本和效益。
三、航空发动机系统失效的优化方案针对航空发动机系统失效，最有效的措施是进行优化方案，以确保航空发动机系统的良好运行状态。
以下是一些可行的航空发动机系统失效优化方案：（一）设计合理：确保航空发动机系统的设计符合规范，零部件尺寸合理，材料优质，以及一系列有效的提高可靠性的工程技术措施。
（二）制造品质可靠：控制好制造质量，制造工艺要规范，确保所有的零部件都符合制造工艺和规范要求，避免因制造缺陷导致航空发动机系统失效。
（三）定期检查：保持航空发动机系统的良好状态，定期检查和维修至关重要，如更换磨损的零部件，清洗过滤器和紧急切断系统等等，为防止未知的故障带来的安全风险。
航空发动机加力控制系统典型故障分析
航空发动机加力控制系统典型故障分析摘要：航空发动机是航空器系统运行的“心脏”，而加力控制系统为航空发动机相配套的重要构成，其运行的好坏直接关系到航空发动机的运作安全。
本文以某型发动机加力系统为例，首先简要分析了其基本构成，指出了加力燃油调节系统的工作原理，最后围绕加力控制系统“接加力时加力燃烧室未工作”这一典型故障，探讨了解决对策，望能为此方面实践研究提供一些参考。
关键词：航空发动机；加力控制系统；故障加力控制系统是整个航空发动机的重要组成部分，其所起到的主要作用就是对加力进行控制，使其处于正常工作状态，以此促进发动机推力的增大，促进飞机飞行性能的提高。
现阶段，尽管世界各国均在投入大量的人、财、物力，来强化自身在航空发动机先进应用技术、新型材料等领域水平的提升，使航空发动机加力控制系统逐步实现一体化、小型化、数字电子化，促进其安全性能的大幅提高，但在实际使用过程中，其加力控制系统仍会有故障情况发生，这不仅会对飞行安全造成严重影响，而且还易带来沉重的损失。
所以，对其故障产生的原因进行深入研究，制定相应的解决措施，尤为重要且必要。
本文围绕某型航空发动机，就其加力控制系统的基本工作原理进行分析，研究其典型故障及排除对策，现探讨如下。
1.某型发动机加力系统的基本构成针对某型发动机加力系统而言，其实为一种较新型（机电结合）的调节控制系统，主要由两部分构成，其一为加力燃油调节系统，其二是电子综合调节器。
（1）电子综合调节器。
其乃是某型发动机电子-液压机械控制系统当中的基础构成，主要作用就是对发动机的各项参数进行调节，将指令发送给发动机控制附件等。
需要指出的是，当发动机控制附件联合于综合调节器时，可以较好的控制发动机加力的整个接通过程。
（2）加力燃油调节系统。
其主要作用就是依据油门杆相对应的位置信号，将加力燃烧室的供油进行接通、切断等操作，而且还能依据发动机进口空气温度以及压气机出口的空气压力，对加力供油量进行适当调节；另外，依据发动机综合调节器指令，确保发动机的加力能够从最小加力状态进入；还需强调的是，其还能依据座舱电信号情况，将加力应急切断。
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航空发动机加力控制系统典型故障研究杨福刚;黄猛;范世新【摘要】为分析采用电子-液压机械式调节的某型航空发动机加力控制系统的故障部位，以加力状态控制的调节规律和工作原理为基础，建立了以“不能正确进入加力状态”为顶事件的故障树。
按照该故障树进行发动机试车典型故障分析，使该故障有效排除。
%To find and analyze the fault positon of afterburning control system for a aircraft engine electronic hydro-mechanical control system, a fault tree taking ＂not geting into afterburning condition normally ＂ as top event was built based on the control law andworking theory of afterburning. The typical fault analysis were conducted during the test according to the fault tree. The results show the fault position can find by the fault tree analysis.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2012(038)003【总页数】5页(P34-37,57)【关键词】加力控制系统;故障树;航空发动机;故障分析【作者】杨福刚;黄猛;范世新【作者单位】中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043;中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043;中航工业沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司,沈阳110043【正文语种】中文【中图分类】V230 引言航空发动机加力控制系统主要用来控制加力正常工作以增大发动机推力，提高飞机的战斗性能。
目前，虽然世界各国都在竞相研究、发展和应用先进技术以及新型材料等，使航空发动机加力控制系统逐步向数字电子化、小型化和一体化方向发展，大大改善了其安全性能，但在使用中其加力控制系统还会出现故障，会直接影响飞行安全，造成严重损失。
因此，研究其故障产生机理，采取相关措施，排除故障是非常必要的。
本文主要分析了某型航空发动机加力控制系统工作原理，对其典型故障进行了研究，并绘制故障树，用实际故障的排除验证了故障树分析的正确性。
1 加力系统组成和工作原理某型发动机加力系统是机电结合型的调节控制系统，主要由电子综合调节器和加力燃油调节系统2部分组成。
电子综合调节器是某型发动机电子-液压机械控制系统的一部分，用来调节发动机参数，向发动机控制附件等发出指令。
综合调节器与发动机控制附件联合作用，能够完成对发动机加力接通过程的控制。
加力燃油调节系统的功用是根据油门杆的位置信号接通和切断加力燃烧室的供油，并根据压气机出口的减压空气压力和发动机进口空气温度调节加力供油量；根据发动机综合调节器指令，保证发动机加力从最小加力状态进入；根据座舱电信号应急切断加力。
加力燃油调节系统工作原理具体分析如下：将发动机油门杆移到加力区域任意位置，一方面，油门杆通过加力滑油冷却控制活门切断定压活门后的回油，接通加力燃滑油热交换器，开始用加力燃油为发动机滑油系统散热；另一方面，液压延迟器活塞杆上的衬筒随油门杆下移，打开延迟活塞下腔的回油路，延迟活塞也下移，将油门杆指令分别传到喷管调节器和加力燃油调节器，同时，延迟活塞的下移，带动加力油泵接通活门也下移，从而关闭了加力油泵活塞左腔的回油路，使加力油泵开始向加力燃油系统供油。
加力燃油调节系统接到油门杆指令后，接通加力分油活门开始左移，切断了执行活门活塞左腔的回油路，执行活门活塞右移，一方面切断了加力起动第5总管计量开关的定压差开关右边的回油路，使定压差开关投入工作，保持加力第5总管计量开关前后压力差不变；另一方面，接通了定压活门到燃油压力信号器和指令压力活门的油路，燃油压力信号器向发动机综合调节器发出“已经向加力燃烧室输油”的信号，发动机综合调节器加力控制与信号组合开始工作，此时，向加力起动系统定量调节器发出3次接通时间为0.3±0.1 s，间隙时间为0.5±0.2 s的脉冲信号，加力起动系统开始工作最小加力电磁阀通电，电磁阀打开定压活门的来油，使顶杆活塞上移到最小加力位置（同时另一部分定压活门来油作用到落压比重调活门的膜盒腔，对落压比调节器薄膜上腔的空气压力进行重调，开大喷口面积，使之与最小加力接通过程相适应）。
此外，执行活门接通的定压活门油压，经I号限流嘴作用在加力燃油分配器的控制活门上，由于指令压力活门此时在较上位置，因此Ⅱ号和Ⅲ号限流嘴未堵死，作用在加力燃油分配器上的控制油压较小，此时只有通往加力第5总管的油路打开，燃油经加力第5总管进入加力燃烧室。
当加力燃烧室内的电离式火焰传感器检测到稳定的火焰信号后，向发动机综合调节器发出信号，发动机综合调节器内的加力控制与信号组合发出指令，加力起动系统停止工作，最小加力电磁阀断电，顶杆活塞在上部油压作用下处于下端，活塞杆上的回油孔重新打开，液压延迟活塞下移到油门杆所给定的衬筒位置，发动机的加力状态与油门杆位置相对应。
根据前述发动机加力控制系统原理分析，绘制加力燃油调节系统原理框图[1]，如图1所示。
2 加力系统故障树建立2.1 选择顶事件通过上述分析可知，加力控制系统所有潜在的故障体现在2个方面：一是加力燃油调节系统不能使发动机进入加力状态；二是发动机虽进入加力状态，但在该状态下不能正常工作。
这2方面现象都将降低发动机的加力性能和导致加力功能的丧失。
因此，选择“不能正确进入加力状态”作为故障树的顶事件[2]。
2.2 建立故障树建立发动机加力系统故障树的过程也是对系统全面分析的过程，必须熟练掌握加力控制系统设计、使用等各方面的经验和知识。
根据加力燃油调节系统功能结构和工作原理的分析，可以看出发动机加力控制系统基本上是1个串联系统。
通过深入分析，结合发动机实际工作情况，选定加力系统“不能正确进入加力状态”作为故障树的顶事件。
从顶事件出发，先找出直接导致顶事件发生的各种可能因素，再找出这些因素的直接原因。
逐级向下深入，一直追溯到引起系统发生故障的全部原因，直到不需要继续分析的底事件为止。
把各级事件用相应的逻辑符号连结起来，就建成了1棵以顶事件为根，底事件为叶的故障树。
在发动机加力系统原理分析的基础上，编制发动机加力控制系统故障树，如图2所示。
通过本故障树，对不能正确进入加力状态的发动机加力控制系统各部件进行认真分析，最终查明故障发生的重要件和关键件。
3 加力控制系统典型故障分析下面就加力控制系统“接加力时加力燃烧室未工作”典型故障先从工作原理上进行分析，然后制定出故障树进行排除[3]，最后结合试车过程中实际故障情况，按照编制的加力控制系统故障树进行分析排除[4]。
3.1 接加力时加力燃烧室未工作的故障分析某型发动机在接通加力时由加力火舌点火系统来迅速、安全、可靠地点燃加力燃烧室的油气混合气。
推油门从非加力位置到加力区域的任何位置时，加力接通过程开始。
液压延迟器上的衬筒随油门杆移到加力区域的相应位置，带动延迟活塞下移，把信号分别传给喷管调节器和加力燃油调节器。
由于接通加力分油活门被延迟活塞传动而左移，切断了执行活门左腔的回油路，执行活门投入工作，燃油压力信号器前燃油压力增大触点闭合，向发动机综合调节器内的加力控制与信号组合发出信号，加力控制与信号组合在检查电离火焰传感器未有信号输入的情况下接通。
此时，加力控制组合一方面使最小加力电磁活门通电，使得喷口和加力燃油的调节按最小加力状态进行，避免发动机状态由于接通加力带来较大的波动。
另一方面向定量调节器发出3次信号，作用时间为0.3 s，定量调节器投入工作，产生3次脉冲油压输往燃烧室上部的射流喷嘴和加力燃烧室前左上部的离心喷嘴。
射流喷嘴在燃烧室形成火舌，火舌穿过涡轮，在加力燃烧室前部加强形成火带，该火带点燃总管的油气混合气，加力燃烧室被点燃。
如果在第1次脉冲中加力燃烧室已被点燃，那么电离火焰传感器向发动机综合调节器内的加力控制与信号组合发出信号，加力控制与信号组合接到信号后，切断去定量调节器的脉冲信号，则加力火舌系统退出工作。
同时，加力控制与信号组合又向最小加力电磁活门发出信号，使之断电退出工作，并燃亮加力信号灯。
上述工作过程可以确定加力燃烧室点燃与下列部件有关：（1）燃油压力信号器，用于感受供油信号并传给综合调节器加力控制与信号组件；（2）加力控制与信号组件，它是加力接通全过程的控制枢纽；（3）定量调节器，用于产生3股脉冲燃油；（4）喷口－加力调节器，用于调节喷口和加力供油量的部件；（5）加力燃油分配器,用于控制发动机5路加力总管供油量。
这些部件即是故障树分析中所确定的关键件和重要件。
3.2 接加力时加力燃烧室未工作故障树的建立根据上述接通加力时工作原理分析，建立“接加力时加力燃烧室未工作”故障树，如图3所示。
3.3 接加力时加力燃烧室未工作典型故障排除某型发动机试车时，将发动机油门杆平稳地由慢车状态推到加力域时，控制面板上加力信号灯闪亮，发动机加力接不通。
根据故障现象，将发动机油门杆推至加力域过程中，加力信号灯闪亮，可以判断出喷口加力调节器在该状态下发出了加力指令[5]，当发动机n2增大到85%后，喷口加力调节器发出的加力指令综合n2≥85%的信号，使点火系统计量活门和最小加力电磁活门工作，3次脉冲点火后，由于加力燃烧室未供油，加力室燃烧未点燃，离子火焰传感器向综合调节器反馈“加力未接通”信息，综合调节器综合加力指令，从而发生发动机加力信号灯闪亮故障。
按照如图3所示的接加力时加力燃烧室未工作故障树，首先检查加力火舌脉冲信号传输的正确性，把附件定量调节器上的电插头拆开，将27 V信号灯连接到定量调节器上的插头1、2的接线柱上，从发动机地面检查台向综合调节器模拟发出加力点火信号，信号灯在2～3 s内闪亮3次，可以判定综合调节器和电气线路工作正常，排除综合调节器故障。
按照故障树，测量加力起动燃油压力PTПУСК、控制压力PT.KOM、定量调节器后压力PT4033、第5路加力总管压力PTФ5K，以判断喷口加力调节器、加力燃油分配器、附件定量调节器工作的正确性[5]。
试车测试PTПУСК=156.8 N，PT4033=450.8 N，PTФ5K=19.6 N，PT.KOM=30.38 N。
根据故障树，PTПУСК＞117.6 N，PTФ5K＜117.6 N，而 PT.KOM＜49 N，最后确定故障件应是喷口加力调节器。