航空发动机加力控制系统典型故障分析
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。
某型发动机加力控制系统故障与分析
某型发动机加力控制系统故障与分析作者：王立志张香华来源：《中国新技术新产品》2016年第20期摘要：某型航空发动机控制接通加力的过程比较复查，涉及因素较多，本文主要针对某型发动机台架试车时出现的一起加力接不通现象，介绍了该发动机加力燃油系统、喷口控制系统和加力接通电气控制系统的功能，重点描述加力接通过程的工作原理。
根据其工作原理分析了产生该故障的可能原因，在此基础上对控制加力接通的电气系统进行了有针对性地分析，查找到了故障的确切原因，最后更换加力燃油信号器，排除了故障。
关键词：航空发动机；接加力；故障；分析中图分类号：U467 文献标识码：A加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升及军用飞机的作战性能的一种方法，虽然加力状态会增加发动机的耗油率，但却是短时间增加推力的最好办法，尤其对于军用发动机来讲，其决定着飞机的作战性能，对于现代战斗机的发动机，加力已经成为必不可缺的重要功能。
某型发动机是军用双转子涡轮风扇发动机，该型发动机采用复燃加力方式，以增加燃油消耗率到非加力状态3倍的代价，使推力增加至1.8倍，达到14t级，对提高战斗机的作战性能有着至关重要的作用。
本文介绍了一起某型发动机加力接通故障，并借此分析了该型发动机加力系统的组成和工作原理，通过分析加力接通过程，最终确定加力信号器故障，是导致本次加力未接通的直接原因。
通过更换加力信号器，故障得以排除。
1.故障现象某型航空发动机进行台架试车检查时出现异常，进入加力状态后，发现加力指示灯未亮，即加力未能接通，但是试车人员发现尾喷口出现正常加力火焰，加力已经接通。
之后，将发动机由作战状态转换为训练状态（转速和温度均下调），以减少发动机负荷、降低发动机寿命损耗，再次推油门杆进入加力状态，加力指示灯未亮，尾喷口无加力火焰，加力未能接通，冷却停车，本次试车结束。
此次故障最大的特点就是，加力系统未正常投入工作，但加力依旧成功接通。
2.加力系统组成和原理某型发动机采用模拟电子与液压机械相结合的调节系统，最大状态和加力状态，由综合电子调节器的n1、n2、T4三个调节通道采取低选形式控制，当发动机的n1、n2、T4中某一值首先达到综合电子调节器限制值，则由该通道保持限制值不变，其他参数的变化取决于发动机的气动联系；当综合电子调节器出现故障时，发动机改为主泵调节器的机械液压控制。
航空发动机加力控制系统典型故障研究
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。
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
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。
航空发动机典型故障分析
航空发动机典型故障分析目录第1章绪论1.1 发动机概述 (2)1.2 可靠性与故障 (2)1.2.1 可靠性 (2)1.2.2 故障 (2)1.2.3 故障分析与排故方法 (3)第2 章压气机喘振故障分析2.1 概述 (5)2.2 喘振时的现象 (5)2.3 喘振的根本原因 (5)2.4 压气机的防喘措施 (6)第3 章压气机转子叶片故障分析3.1 概述 (9)3.2 压气机转子叶片受环境影响的损伤特征和有关安全准则与标准(9)3.3 压气机转子叶片故障模式及其分析 (10)3.3.1 WP7系列压气机转子叶片现行检查标准﹙含判废标准﹚ (10)3.4 WP7系列报废叶片主要失效模式统计分析 (12)第4 章发动机篦齿盘均压孔裂纹故障分析及预防4.1 概述 (14)4.2 篦齿盘结构与工作状态分析 (14)4.2.1 结构分析 (14)4.2.2 工作状态分析 (14)4.2.2.1 工作温度高 (14)4.2.2.2 工作转速高 (14)4.2.2.3 易产生振动 (14)4.3 裂纹特征与产生原因分析 (15)4.3.1 裂纹特征 (15)4.3.2 裂纹原因分析 (15)4.4 结论 (16)结束语 (17)致谢 (18)文献 (19)第 1 章绪论1.1发动机概述二十世纪以来，特别是第二次世界大战以后，航空和空间技术有了飞跃的发展。
现在，飞机已经成为一种重要的﹑不可缺少的作战武器和运输工具。
飞机的飞行速度﹑高度﹑航程﹑载重量和机动作战的能力，都已达到了相当高的水平。
这些成就的取得，在很大程度上取决于动力装置的发展。
然而，航空发动机属于高速旋转式机械，处于高转速﹑高负荷（高应力）和高温环境下工作的；发动机是飞机的心脏，是体现飞机性能的主要部件。
又由于发动机由许多零组件构成，即本身工作情况和外界环境都十分复杂，使发动机容易出现故障，因此航空发动机属于多发性故障的机械。
经过多年的努力，在航空领域工作的研究人员已经了解和解决了发动机许多故障，然而，一些故障还是无法完全解决的，只能尽量减少故障对飞机的危害。
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。
一例发动机加力未接通故障原因分析
一例发动机加力未接通故障原因分析作者：裴培崔世伟吴腾飞来源：《航空维修与工程》2020年第12期摘要：针对某型发动机出现的加力未接通并伴随过渡态尾喷口异常放大现象，从喷口—加力燃油控制器工作原理出发，进行了厂内性能参数检查、加调部件分解检查等以确定故障诱因。
根据控制原理分析及检查结果，综合判定引起本次故障的具体原因为喷口—加力燃油控制器内部落压比测量大薄膜组件膜片变形，导致该发动机工作过程中尾喷口异常放大，加力燃烧条件变差，加力接通异常。
关键词：加力；尾喷口；落压比控制器；膜片Keywords：afterburner；tail nozzle；pressure ratio controller；diaphragm1 故障现象某型飞机起飞过程中，座舱出现加力信号灯闪烁、加力未接通信号，中断起飞后飞机正常滑回。
飞参判读（见表1）后发现，在快推油门至最大状态过程中发动机尾喷口异常放大。
地面进行6次试车检查，其中有2次发动机未进入加力状态，测量检查第5输油圈油压、热射流装置油压等均符合工艺要求。
检查发动机尾喷口角位移传感器、反馈钢索、作动筒及尾喷口反馈钢索拉紧机构，均无异常。
测量离子火焰传感器及相关电缆线路，无异常。
初步判断是喷口—加力燃油控制器异常，导致尾喷口调节异常，油门杆进入加力域后，加力燃烧室流场不稳定，发动机进入加力失败。
更换喷口—加力燃油控制器后，地面试车发动机工作状态良好，故障排除，故障件返厂进一步查明本次故障具体原因。
2 喷口—加力系统工作原理分析2.1 喷口控制系统如图1所示，节流状态喷口控制活门退出工作后，发动机在最大及加力状态，经空气滤—减压器的P2′压力空气与P4压力空气共同作用于落压比调节器薄膜组件，通过分油活门改变柱塞泵向尾喷口作动筒的供、回油压力改变发动机机尾喷口大小。
当P2′=P4时，薄膜组件位置不再变化，作动筒供、回油压力稳定，发动机尾喷口大小稳定。
当发动机油门杆进入加力域，在最小加力电磁活门作用下，一路定压油作用于落压比重调活门，落压比控制器薄膜上腔P2′压力减小，根据尾喷口闭环控制原理，尾喷口预放P4压力同步减小，保证发动机加力接通过程的稳定性。
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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。
2.加力燃油调节系统的工作原理
移动发动机油门杆，使其位于加力区域范围内，其一，油门杆借助加力滑油
对活门进行冷却控制，以此对定压活门后的回油进行切断，然后与加力燃滑油热
交换器相连接，用加力燃油对发动机滑油系统进行散热；其二，针对衬筒（位于
液压延迟器上）而言，能够随着油门杆而下移，将位于延迟活塞下方的回油路打开，延迟活塞同样会随之下移，此时，把油门杆指令向加力燃油调节器、喷管调
节器进行传送，延迟活塞在下移的同时，加力油泵接通活门同样会随之下移，如
此一来，加力油泵活塞左腔相对应的回油路便会被关闭，促使加力油泵将燃油输
送给加力燃油系统。
需要指出的是，当加力燃油调节系统成功接收油门杆指令之后，与加力分油
活门相接通，并开始左移，将回油路（执行活门活塞左腔）切断，并对活门活塞
右移予以执行，如此一来：（1）可以将定压差开关右边的回油路（加力起动第5
总管计量开关）切断，促使定压差开关投入到工作状态，并使加力第5总管计量
开关前后压力差始终维持不变；（2）由于与指令压力活门的油路、定压活门到
燃油压力信号器处于接通状态，因此，针对燃油压力信号器而言，便会将“已向
加力燃烧室输油”的信号发送给发动机综合调节器，此时，发动机综合调节器加
力控制与信号组合便会处于工作状态，且将3次脉冲信号[间隙时间（0.5±0.2）s、接通时间（0.3±0.1）s]发送给加力起动系统定量调节器，加力起动系统便
会处于工作状态，且最小加力电磁阀通电，电磁阀将定压活门的来油打开，使顶
杆活塞不断上移，最终止于最小加力位置处。
还需强调的是，针对定压活门油压（执行活门接通）而言，在I号限流嘴作用的驱使下，于控制活门上（加力燃油
分配器），因指令压力活门处于靠上的位置处，所以，Ⅱ、Ⅲ号限流嘴没有堵死，在加力燃油分配器上起作用的控制油压会比较小，因此，仅通往加力第5总管的
油路处于打开状态，燃油通过加力第5总管，最终会进入到加力燃烧室中。
如果
电离式火焰传感器（位于加力燃烧室内）检测到火焰信号，此时，会将信号发送
给电离式火焰传感器，加力控制与信号组合发出指令（发动机综合调节器内），
加力起动系统工作停止，并且最小加力电磁阀处于断电状态，顶杆活塞于上部油
压的持续作用下，会处在下端，位于活塞杆上的回油孔会被重新打开，与此同时，液压延迟活塞会不断下移，直至油门杆所给定的衬筒处，发动机的加力状态对应
于油门杆的位置。
3.加力控制系统的典型故障
某型发动机于接通加力过程中，加力火舌点火系统会将加力燃烧室中的油气
混合气快速且可靠点燃。
但需要指出的是，当对此型发动机进行试车时，把发动
机油门杆从慢车状态推至加力域，此时，位于控制面板上的加力信号灯处于闪亮
状态，发动机加力没有能够接通。
依据此故障情况，推发动机油门杆到加力域时，加力信号灯持续闪亮，从中可判定出喷口加力调节器于此状态下，可能发出有加
力指令，如果发动机n2增大至85%，此时，由喷口加力调节器所发出的加力指令
信号≥85%，这样便会使最小加力电磁活门、点火系统计量活门均处于工作状态，待三次脉冲点火之后，因加力燃烧时没有供油，因此，加力室燃烧没有被点燃，
与此同时，对于离子火焰传感器而言，会将“加力未接通”的信息发送给综合调
节器，而综合调节器对加力指令进行综合，最终便会造成发动机加力信号灯处于
闪亮状态。
对此，与加力时加力燃烧室未工作故障树相连接，先对加力火舌脉冲
信号传输是否正确进行检查，拆开位于附件定量调节器上的电插头，并且把27V
信号灯与定量调节器上的插头1、2的接线柱相连接，另外，将加力点火信号模
拟发送给综合调节器（由发动机地面检查台行此操作），信号灯于2~3s内出现
连续3次闪亮，可判断综合调节器、电气线路均处于正常工作状态，将综合调节
器故障予以排除。
对喷口加力调节器进行更换，对加力接通情况进行开车检查，
当发动机接通加力时，其各项参数（离子电流、油压等）均正常，并且发动机加
力接通，故障排除。
4.结语
综上，某型发动机加力燃油调节系统有着较复杂的结构设计，囊括有各种液
压控制元件，并且还采用了电子-液压机械结合方式，此系统零组件当中的活门、齿轮传动机构等都会引发故障。
与发动机加力控制系统的结构与工作原理相结合，
构建故障树，分析故障原因，找出故障关键件，然后进行更换，从而将故障排除掉。
参考文献：
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