浅析RB2112.docx

1、浅析RB2112浅析RB211-524型涡轮风扇发动机的故障信息云南航空公司航修厂 随着民航事业迅猛发展，新机型不断引进,飞机各系统的监视和控制逐步走向机电一体化，数字电路计算机化。B757，B767，B747等大型飞机，发动机的监控都是由计算机来完成，实现了数字化电传操纵，计算机的自检和储存故障信息的功能，为维护人员的排故工作，提供了方便。但发动机的故障信息和代码具有多样性（一个故障元件可能对应着多个信息和代码，一条信息和代码又可能由多个元件故障引起），而在故障隔离手册中（FIM），又是按故障代码顺序排列并例出相应的故障隔离程序，在排故工作过程中，易孤立地按故障代码逐条去排除故障，难免多走些

2、弯路。如果维护人员了解计算机的故障诊断原理，就能定性分析和判断计算机故障信息的属性（相关性，间歇性，真假性和适航性等），采取正确处理措施，提高排故障的效率，保障航班安全正点。 下面我们以云航B767-300型飞机所装的RB211-524型涡轮风扇发动机为例子，根据故障隔离手册和厂家资料来浅析发动机的故障信息和代码。 RB211-524型涡轮风扇发动机是采用三转子结构。风扇，中压压气机，高压压气机分别由转速不同的三组涡轮带动。与双转子涡轮风扇发动机相比较，减少了压气机，涡轮的级数和叶片总数，可使起动机功率减少。由于三个转子(N1,N2,N3)可自动协调转速，只采用一级可调整流叶片就可使压气机具有

3、足够的喘振裕度。我公司B767飞机的发动机监控系统与其它大型飞机相似，是由多个计算机以及相关电路组成电子推力监控系统EPCS。以发动机燃油监控双通道计算机EEC（A和B两个通道）为控制部份，以推力管理计算机TMC，左右大气数据计算机ADC和大量发动机各类传感器等为输入部份，以双通道燃油计量活门FMU（A和B两个通道），发动机指示及机组警告计算机EICAS，和推力监视器PIMU等为输出部份。使发动机电子推力监控系统EPCS具有自动化程度高，多余度，可靠性高等显著特点。特别是发动机燃油监控计算机EEC具有故障诊断和信息数据存储能力，为排除发动机故障提供了排故思路。下面我们分别按系统的输出/控制/输

4、入三部份，对该型发动机的各部件故障信息和代码作一些简单分析和介绍。一）电子推力监控系统EPCS的输出部份，它主要由显示系统和燃油计量活门等组成。 波音767飞机有两套反映有关发动机维修信息显示系统，即EICAS，PIMU。*发动机指示及警告系统EICAS 它是采用彩色阴极射线管CRT显示器不仅可以显示发动机的主要和次要参数，飞机各系统（包括发动机）的警告，状态及维护信息，还能指示,记录有关发动机的超限情况（超温，超转）。*推力监视器PIMU（左右发动机各一个） 它是用来收集，储存和显示发动机故障代码及信息（相当于747的CMC），当飞机着陆后，发动机燃油监控计算机EEC会将它所诊断的发动机故障

5、情况自动发送到推力监视器PIMU内存中（NVM），当飞机发动机停车后，接通P61板EEC的测试电门，并在PIMU上按压地面测试键（GND TEST），发动机燃油监控计算机EEC也会将它所诊断的发动机故障情况人工发送到推力监视器PIMU内存中（NVM）。 读取推力监视器PIMU内存（NVM）中的发动机故障代码及信息的方法有两种，一种是在PIMU上直接多次按压读取键“BIT”，直到PIMU显示结束“END”， 发动机故障代码及信息按先后顺序显示。另一种是接通P61板EEC的测试电门，在PIMU按压维护键“MAIN CALL”后，再多次按压读取键“BIT”，直到PIMU显示结束“END”，多次重复后

6、不仅可读取发动机故障代码及信息，还可读取发动机故障代码及信息对应的航段。FLT LEG 0当前PIMU所存的发动机故障代码及信息，FLT LEG 1最后在地面发动机运转时PIMU所存的发动机故障代码及信息，FLT LEG 2倒数第一个航段的PIMU所存的发动机故障代码及信息，FLT LEG 6倒数第四个航段的PIMU所存的发动机故障代码及信息。发动机故障代码及信息是按飞行各航段故障发生时的顺序,最后的居上储存,最先的溢出（LAST -IN- FIRST OUT），读出后要求维修人员记录在工作日记中，根据维护手册和平时工作经验，认真分析和研究，判明故障信息的属性（相关性，间歇性，可靠性，适航性等

7、），采取正确措施处理后，才能在推力监视器PIMU上按压清除键RESET ，清除故障信息，大约15秒后，PIMU会自动停止显示。EICAS和PIMU信息有一定关联，如EICAS发动机警告/状态/维护信息“L/R ENG CONTROL”（S，C，M）对应着PIMU的总结性信息“350-14 ENG CONTROL”，而它又包括一些不能放行飞机的发动机故障代码及信息。又如EICAS状态/维护信息“L/R ENG EEC C1”对应着PIMU的总结性信息“350-15ENG EEC C1，而它又包括一些限定7天内处理的发动机故障代码及信息，EICAS状态/维护信息“L/R ENG EEC C2”对应

8、着PIMU的总结性信息350-16 ENG EEC C2，而它又包括一些限定500小时内处理的发动机故障代码及信息。再如EICAS的维护信息“L/R PIMU”则表明PIMU内储存着一个或多个发动机故障代码及信息。如果左右发都有EICAS状态/维护信息“L/R ENG EEC C1”， 当空速大于80 KNOTS时，就合成不能放行飞机的EICAS黄色提醒信息“ ENG CONTROLS”（C级）。*燃油计量活门FMU 双通道燃油计量活门FMU，它由三个双通道扭力马达组件，两个活门等组成，一个双通道扭力马达组件通过液压（燃油压力）控制着一个燃油计量活门，活门开度是由发动机监控计算机EEC的指令和

9、燃油计量活门位置传感受器的反馈信号来决定的。二个双通道扭力马达组件（关断活门和N1超转保护扭力马达组件）都是通过液压控制着一个燃油关断活门，由活门的位置电门向发动机监控计算机EEC提供燃油关断活门的位置信号。如果EEC的指令和燃油关断活门位置不控制一致，EEC会自动关闭计量活门，使发动机停车。 当发动机监控计算机EEC电源接通后或者发动机运转过程中，EEC会自动检测FMU内的各类部件。如有故障，EEC则设置并存储相应的故障信息和代码。 当发动机监控计算机EEC电源接通后，EEC会自动地加电检测A或B通道的计量活门扭力马达环路的电阻值是否在正常范围内（85至100欧姆），如果超出正常范围内，EE

10、C则设置并存储的故障信息和代码为352-20A 或352-21B FMU T/M FAIL。计量活门扭力马达控制环路可能断路或短路故障。如果FMU的A和B两个通道对EEC自动地加电检测都无响应或者响应后不能恢复，EEC则设置并存储的故障信息和代码为161-20 T/M POWER FAIL或者161-21T/M DEPWR FAIL。一般是由于EEC内部故障引起。 在发动机运转过程中，发动机监控计算机EEC不仅要自动地检测计量活门位置传感器A和B两个通道的是否在正常范围内（1至88度），而且还要比较A，B两通道计量活门位置传感器的输出值否一致。如果它们超出正常范围内并且不一致，EEC则设置并存

11、储的故障信息和代码为352-22A或352-23B FMU RESOLVER。 在发动机运转过程中，由于计量活门卡阻或者燃油泵供油压力不足，可能造成计量活门扭力马达电流值超过35mA,如果持续3秒钟，EEC则会设置并存储该信息和代码351-21 FMU CONTROL，并自动关闭计量活门使发动机停车。97/10/1我公司B2569号767飞机，由于燃油计量活门(FMU)存在间歇性故障信息352-23B FMU RESOLVER，而引起左发动机自动停车，EICAS显示的信息为“L ENG CNTROL，L ENG EEC C1，L ENG EEC C2，L ENG OIL PRES，L PIMU

12、”PIMU显示的信息为“350-14 ENG CONTROL，350-15ENG EEC C1/350-16 ENG EEC C2，352-22A和352-23B FMU RESOLVER，351-21 FMU CONTROL”）。厂家分析的故障原因是燃油计量活门计量活门位置传感器磨损，并且EEC计算机控制程序设计有缺陷造成EEC“死机”，发动机自动停车。将起动电门放关车位，EEC能复位，重新起动发动机，运转又正常。 在发动机起动过程中，起动杆提取后，发动机监控计算机EEC还会检测FMU内的燃油关断活门位置是否与EEC指令一致，如果A或B通道的燃油关断活门位置电门与EEC指令不一致，EEC则会

13、设置并存储的故障信息和代码为（353-22A 或353-23B SOV POS INTERMIT）。如果A和B两通道的燃油关断活门位置电门都与EEC指令不一致，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为353-20 SOV POS FAIL，并自动关闭计量活门使发动机停车。例如98/7我公司2569号767飞机，由于燃油关断活门的位置电门存在间歇性故障信息353-22A SOV POS INTERMIT而引起左发动机起动悬挂（PIMU信息为“353-22A SOV POS INTERMIT ，353-20 SOV POS FAIL”）。 厂家分析的故障原因是燃油关断活门的位置电门接触不良，产生燃油

14、关断活门关闭的假信号，使计量活门关闭而造成发动机起动悬挂。 从上述的两个实例，可以使我们认识到，燃油计量组件FMU内部有一个通道有间歇性故障，会使发动机控制系统的余度降低，造成发动机不能正常运转，使航班延误。在维护工作中遇到这类问题，要认真对待并及时处理，以免影响飞行安全正点 。 二）电子推力监控系统EPCS的控制部份*发动机监控计算机EEC 发动机监控计算机EEC主要功用是：根据推力管理计算机TMC，左右大气数据计算机ADC，油门杆位置和大量发动机各类传感器等输入信号，经发动机监控计算机EEC 内的A和B两个通道，每个通道内有两台计算机（控制计算机和监视计算机），它们的计算结果要相互比较，检

15、测是否一致，如果计算结果一致，则可以对燃油计量组FMU进行控制，从而控制发动机的功率。正常情况，发动机监控计算机EEC会自动选择为A主用通道，当 A通道内的控制计算机和监视计算机输出值不一致时，则自动转到B通道控制FMU。并EEC则设置并存储相应的故障信息和代码。 在发动机起动和慢车时，控制发动机的方式是以N3值为目标值来控制发动机的功率，高/低慢车N3值随高度减少而减少（77%至60%），在发动机大于慢车位运转时，控制发动机的方式是以EPR值（整体排气压力值PINT和发动机入口压力值P2.0的比值）为目标值控制发动机的功率,油门杆角度增大,EPR指令值增大,发动机的功率增大。如果发动机监控计

16、算机EEC因故障不能计算EPR值时或者在反推模式，控制发动机的方式是以N1值为目标值来控制发动机的功率。与发动机监控计算机EEC相关的故障信息和代码按严重程度分为四类，其中第一类最为严重，可能是EEC内部硬件配置与软件发生冲突或者EEC内可插拔芯片接触不良等原因引起某个计算机“死机”。（1）354-23 EEC BOX FAIL 1当发动机监控计算机EEC电源接通后，EEC会自动地加电检测（POWER-UP CHECK）其内部输出/输入接口，通道转换功能，计算存储功能和系统总线等，如果有故障，EEC则会设置并存储该信息和代码，并可能还会有以下相关信息：当发动机监控计算机EEC电源接通后，EEC

17、会自动地加电检测，如果发现EEC有一个通道失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为157-15 OTHER CPU FAIL；如果发现EEC的输入/输出接口故障或者通道转换功能失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为157-16 I/O INTERFACE；如果发现一个通道失效不能有效控制发动机工作，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-16 HIC TEST；如果发现油门杆位置自检功能失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-18 TRA FAIL；如果发现通道转换功能失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-19 LN CHNG TST FAIL;如果发

18、现发动机监控计算机EEC内的计时器失效，相应的通道会也失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-23 WDT FAIL或161-24 WDT TEST ABORTED ；如果发现EEC内的存储器失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-29 PWR MEM CK FAIL；如果发动机监控计算机EEC因有较严重故障，而不能完成加电测试，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为161-28 PWRUP CK ABORT。另外还可能会有前面已经述过的燃油计量活门故障信息和代码：T/M POWER FAIL，161-21 T/M DEPWR FAIL或161-25 TM DEPWR

19、FAIL L/C。（2）354-24 EEC BOX FAUL 2当发动机监控计算机EEC接通电源后，EEC会自动地加电检测，如果发现EEC内的发动机压力信号接收器或数据线路失效，EEC则会设置并存储该信息和代码。（3）354-28 EEC BOX FAUL 3在发动机运转时，如果EEC内的发动机排气温度EGT接收器或者冷端补偿失效，EEC则会设置并存储该信息和代码，可能还会有160-15 EGT INTERFACE即EEC内A或B通道的发动机排气温度EGT信号丢失和160-14 CJC BITE即EEC内的发动机排气温度EGT冷端补偿失效。（4）354-29 EEC BOX FAUL 4当发

20、动机监控计算机EEC接通电源后，EEC会自动加电检测，如果发现EEC内的控制发动机操纵状态的离散信号接收器失效，EEC则会设置并存储该信息和代码。可能还会有以下相关的故障信息和代码，当发动机监控计算机EEC接通电源后，EEC会自动加电检测，如果发现EEC内的反推内锁驱动电路失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为 160-16 BAULK W/A FAIL；如果发现EEC内的发动机高低能点火选择继电器触点A和B通道不一致，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为160-17 HI/LO IG W/A FAIL；如果发现EEC内的发动机功率控制备用选择或指示电路失效，EEC则会设置并存储的故障

21、信息和代码为160-18 MODE IND W/A FAIL；如果发现EEC内的发动机起动活门位置识别电路失失效，EEC则会设置并存储故障信息和代码为160-19 SAV W/A FAIL。如果发现EEC内A和B通道的发动机高/低慢车不一致，EEC则会设置并存储故障信息和代码为160-23 HI/LO FAIL；如果发现EEC内A和B通道的内部的系统总线失效EEC则会设置并存储故障信息和代码为161-22 I/O LANE FAIL；如果EEC内A和B通道所感受的发动机入口温度和压力探头P2.0/T2.0的加热电流不一致，EEC则还会设置并存储的故障信息和代码为160-24 ENG PROB

22、HEAT XCK。 我公司767飞机在运营三年多中，经证实的EEC故障,大部份都是间歇性故障，而且间隔时间都较长，有些EEC送修多次，问题都得不到解决，可能是EEC的软件或硬件存在某种问题不易修理。在某种因素影响下，会诱发故障信息和代码。例如（1）序号为BX44803的EEC，故障信息和代码为“350-15 ENG EEC C1，352-21B FMU T/M FAIL，354-23 EEC BOX FAULT 1”（2）序号为BX44832的EEC，故障信息和代码为“350-15 ENG EEC C1，354-23 EEC BOX FAULT 1，161-29 PWR MEM CK FAUL

23、T”（3）序号为BX44806和BX33602的EEC，故障信息和代码为“350-16 ENG EEC C2，160-17 HI/LO IG W/A FAIL，354-29 EEC BOX FAULT 4”（4）序号为BX4428的EEC，故障信息和代码为“350-15 ENG EEC C2，354-23 EEC BOX FAULT 1，157-15 OTHEM CPU”。三）电子推力监控系统EPCS的输入部份 发动机性能参数传感器的主要作用是计算发动机实际功率和避免发动机超限受损。按通道数，可分为单通道和双通道两类传感器，单通道传感器有压力信号传感器（发动机的入口压力P20，供燃烧窒的高压级

24、气压P30，环境大气压力P0，整体排气压力PINT）和排气温度EGT，它们的初级信号都是经发动机控制计算机EEC内的接收器和模数转换器处理后，才向EEC内的两个通道提供数字信号。双通道传感器是由两个性能完全相同的传感器（有些安装位置不同）同时向EEC内的A和B两通道输出模似电信号，经EEC模数转换器处理后变为数字信号，向EEC内和计算机提供数字信号。 发动机性能参数之间，可以经EEC处理和计算后相互取获，从而增大了计算机的容错能力，如大气压力P0可用来计算发动机入口压力P2.0，而P0和T2.0可以从大气数据计算机或前一时刻数值获取，又如N3可由P3.0计算后得到（但会影响发动机控制）。发动机

25、监控计算机EEC对发动机传感器的故障检测方法有两种方法，一种是传感器输出数值范围检测（RANGE CHECK），即在发动机在不同状态（起动，慢车，大于慢车位运转等），检测传感器输出数值是否大于最小值和小于最大值，如不规定值范围内，EEC则会设置并存储相应的故障信息和代码。另一种是二量值或三量值比较检测（CROSS CHECK），即两个通道（A和B）相同参数相互比较或与计算值相比较，如果两个值之间误差值大于规定值，或者其中有一个值与其它二个值不同，EEC则会设置并存储相应的故障信息和代码。以下是有关各类发动机性能参数传感器的故障信息和代码，它们都表示相应环路失效，即传感器，连接线路和EEC内接收

26、/处理器组成一个环路,它们之中 任一部件存在故障,都有可能引起相应环路失效,产生相同的故障信息和代码。*发动机入口压力/温度探头P2.0/T2.0发动机入口压力/温度探头P2.0/T2.0安装在发动机进气道上方,主要用来计算发动机EPR值和感受环境温度.为了预防探头结冰,还设有专门的加温电路和加温电流传感器(类似空速管加温)。 当发动机监控计算机EEC电源接通后，EEC会自动加电检测，如果发动机入口压力P20值不在规定范围内（如气管漏气或堵塞），EEC则会设置并存储的故障信息和代码为350-24 P20 LINE FAULT;如果EEC内A和B两个通道的发动机入口压力P2.0值不一致，EEC则

27、会设置并存储的故障信息和代码为157-28 P20 CROSS CHECK;如果发动机入口温度传感器T2.0的A或者B通道的输出温度值范围不在-82至117（相当于传感器电阻值为84至115.7欧姆）, EEC则会设置并存储的故障信息和代码为351-15A或351-16B T20 SIGNAL;如果发动机入口温度T20的A和B两通道温度值相差5，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为351-14 T20 CROS CHECK。 在发动机运转时，如果发动机入口压力P20值不在规定范围内(1.5-23psia）或者与大气数据误差大于4%，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为 353-15 P20

28、 SIG INVALID;如果发动机入口温度和压力探头防冰加热器，间歇不加热或加热电流传感器触点接触不良，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为351-22 ENG PROBE INTERMIT;如果发动机入口温度和压力探头防冰加热器，一直不加热或加热电流传感器失效，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为350-29 ENG PROBE HEAT;如果EEC内A和B两通道感受的发动机入口温度和压力探头防冰加热器加热状态不一致，EEC则会设置并存储该故障信息和代码为160-24 ENG PROBE HEAT XCK。99/6我公司2568号飞机右发,曾因P2.0/T2.0探头加温有间歇性故障,

29、引起探头结冰,使发动机入口压力P2.0失效,EEC因而不能计算EPR值(P2.0与PINT的比值),自动转为N1控制模式,EICAS显示状态和维护信息“R ENG EEC MODE”,RPIMU显示的故障信息和代码为“350-29 ENG PROB HEAT，353-15 P2.0 SIG INVAILD”*环境大气压力P0 在发动机监控计算机EEC的壳体上有一个带滤网通气口，用来感受环境大气压力P0，修正发动机功率。 当发动机监控计算机EEC电源接通后，EEC会自动加电检测，如果EEC内A和B两个通道相差0.34psia, EEC则会设置并存储的故障信息和代码为157-29 P0 CROSS

30、 CHECK。产生原因可能是EEC内部接收器故障。 当发动机运转时，如果EEC内两通道感受的压力值超出规定范围（1.5至18psia）,EEC则会设置并存储的故障信息和代码为157-21 P0 INTERFACE。 产生原因可能是EEC的壳体上有一个通气滤网堵塞或EEC内部接收器故障。767在营运中,发动机可能受环境污染,电磁干扰和暴雨等影响,曾多次发生EEC感受的大气压力和温度值P0和T2.0，与飞机上的大气数据计算机输出值不一致,故障代码和信息为“162-22和162-21 LABEL 162 BIT 22/21”。*发动机整体排气压力PINT发动机整体排气压力PINT是发动机内外函道的综

31、合排气压力值，主要用于计算发动机的EPR值。当发动机运转时，如果EEC内的整体排气压力值超出范围（1.5至35 psia，）, 则会设置并存储该故障信息和代码157-24 PINT SIGNAL。产生原因可能是EEC内部接收器故障或管道堵塞。 *燃油喷嘴供气压力P3.0它是由发动机第17号燃油喷嘴的高压级供气压力，经气管直接向EEC提供的,主要用来计算发动机N3转速的等效值,增加EEC的容错能力。在发动机运转时，如果EEC内的P3.0值超出范围（运行为1.5至584 psia,起动为1.5至110 psia）, 则会设置并存储的故障信息和代码为157-22 P30 SIGNAL。产生原因可能是

32、EEC内部接收器故障或管道堵塞。*发动机转速传感器N1，N2 发动机低压和中压压气机转速传感器N1，N2都是双通道电感式传感器并设有备用传感器，发动机转速变化，电感量变化，经EEC内的电路处理后输出转速信号，EEC对N1和N2转速传感器的自检相同,我们以N2为例说明。 在发动机运转时，如果EEC内A 或B通道感受的N2转速值超出规定范围（0至140%,慢车为20至140%）,并且A和B两通道比较相差10%(慢车为5.9%)，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为352-25A或350-26B N2 SIGNAL。 产生原因可能是N2信号传输电路或EEC内部接收器故障。在发动机起动和慢车时，如果EEC内A和B两通道的N2转速值相差10%，EEC则会设置并存储的故障信息和代码为354-15 N2 CROSS CHECK。一般传感器故障只会有相应的通道故障信息和代码（352-25A或350-26B N2 SIGNAL）。在排故障中最好用各通道的传感器与备用的传感器互换来判断故障。在故障隔离手册中，是发动机在离线状态下（停车），通过维护人员测量传感器及连接电路的电阻值来区别是外接传感器及连接电路还是EEC内部故障，最明显的缺陷是发动机在线状态下（运转），传感器及连接电路易受工作环境（高温，振动）的影响，出现间歇性故障，发动机在离线状态下测量结果不一