航空发动机课程设计(完整版).doc

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1、航空发动机课程设计（完整版）(文档可以直接使用，也可根据实际需要修改使用,可编辑 欢迎下载）航空工程学院航空发动机综合课程设计题 目Engine 1 does not stop during shut down sequence with FIRE Pushbutton Switchwith FIRE Pushbutton Switch按压火警按钮开关1号引擎不停车作者姓名董涛专业名称热能与动力工程指导教师李世林提交日期答辩日期目录第1章 CFM56-5发动机概述- 1 -第2章 燃油与控制系统- 3 -2.1 系统介绍- 3 -2.2燃油控制系统- 3 -2.3燃油指示系统- 5 -2.4

2、燃油分配系统- 5 -燃油分配系统的作用- 6 -燃油分配- 6 -第3章 火警探测及灭火系统- 7 -3.1 概述- 7 -3.2 火警探测系统的组成- 8 -火警探测系统组成部分- 8 -火警探测器位置- 8 -火警探测器功用- 9 -3.3 火警探测器原理- 9 -火警探测器常用形式- 9 -气动式火警探测器- 10 -3.4 灭火系统- 11 -概述- 11 -固定式灭火系统- 12 -典型飞机防火系统- 13 -第4章 故障分析- 14 -4.1 故障原因分析- 14 -故障原因概述- 14 -故障原因详细分析- 15 -4.2 排故过程- 18 -4.3 故障树- 19 -4.4

3、系统结构框图- 20 -4.5 系统功能框图- 20 -附录.工卡- 22 -第1章 CFM56-5发动机概述CFM56-5 是装载于A319/320/321/340飞机上的高涵道比、双转子、轴流式的涡轮风扇发动机。是有美国通用电气公司（GE）和法国国营航空发动机研制公司（SNECMA）组成的国际公司（CFMI）研制生产的，图1-1为CFM56-5B发动机。该发动机包括4级整体的风扇和低压压气机（增压器）（1级风扇，1级风扇出口导向叶片，3级增压级转子，4级增压级静子），由4级低压涡轮驱动；9级高压压气机（9级转子，1级可调进口导向叶片，3级可调静子叶片，5级固定静子叶片），由1级高压涡轮驱动

4、；环形燃烧室。进气口：环形，无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板，无防冰装置。风扇：单级轴流式。CFM56-5带叶中阻尼凸台，有36片叶片，盘与叶片材料为钛合金，盘后于增压级鼓筒相联，风扇轴由两个轴承支承。风扇机匣由不锈钢制的3个圆环和12根支柱焊成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板。低压压气机：3级轴流式（CFM56-5C为4级）。3级转子为整体钛合金锻制成，出口处沿圆周均布12个可调放气活门，可于低功率状态将部分空气放入风扇通道。高压压气机：9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片可调，静子机匣为对开式，69级机匣为双层结构，外层机匣上设有5级空气引出

5、口，内测机匣为低膨胀合金制成并在5级引出空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子鼓筒12级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3级盘为钛合金锻件制成，49级为惯性摩擦焊成。转子叶片13级为钛合金制成，49级为IN718制成，第1级转子叶片叶尖切线速度为400m/s，展弦比为1.49。13级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中，49级固定于环形燕尾槽中。所有转子叶片可以单独更换，各级均设孔探仪检查口。燃烧室：短环形。火焰筒内外壁均有分段气膜冷却，火焰筒头部有20个高压空气雾化喷嘴，燃烧室机匣材料为IN718。采用降低污染的双环腔设计。高压涡轮：单级轴流式。导向器叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却，高压

6、涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后两个轴承支承，在所有系列中，其最大工作转速允许到15183r/min，由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。低压涡轮：4级轴流式（CFM56-5A为4.5级，CFM56-5C为5级），涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控制，涡轮后机匣为12个支板结构，中心支承低压转子后支点，低压涡轮轴上4号中介轴支承高压转子。尾喷管：固定面积收敛喷管，风扇流道内设置反推力装置。控制系统：全权数字式电子控制。启动系统：空气起动机装在附件齿轮机匣上。图1-1 CFM56-5B发动机第2章 燃油与控制系统2.1 系统介绍CFM56发动机是一种高涵道比，双转子，

7、轴流式的涡轮风扇发动机。CFM56-5B是一种采用全功能数字电子控制(FADEC)系统来控制燃油流量的发动机。它的燃油系统由以下三个子系统构成：燃油控制系统；燃油指示系统；燃油分配系统。 全功能数字电子控制(FADEC)系统功能如图2-1所示：图2-1 全权数字式电子控制(FADEC)功能图如上图所示，全功能数字电子控制(FADEC)系统的组成是：液压机械装置(HMU),它将来至电子控制装置传来的电信号转换成液压压力来驱动发动机的各种控制活门和作动筒。周边部件，如用于控制以及监控的活门，作动筒和传感器。2.2燃油控制系统发动机燃油控制组将组件的类型主要有液压机械式，电子发动机控制和全权电子发动

8、机控制。 三种类型的功能及结构如下：液压机械式：飞重调速器和数个敏感元件包括压气机出口压力，燃烧筒压力和排气压力。大多数情况下，发动机燃油泵被整合到燃油控制组件。电子发动机控制(EEC)：电子发动机控制主要是液压机械燃油控制同时加装了电气元件来防止发动机的过热和超速。当燃油控制的电气部分失效，电子发动机控制会还原到标准的液压机械燃油控制。全权电子发动机控制(FADEC) 电子计算机控制伺服驱动燃油活门。这种情况下功率控制杆是通过电缆连到燃油控制。CFM56-5B发动机采用的是全权数字电子控制(FADEC)燃油控制组件驾驶舱到发动机没有机械的连接，类似于电传操纵(fly by wire)的飞机控

9、制系统。组成：专用的交流发电机和电源；大脑发动机控制组件(ECU)，包括两台完全相同的电脑，称为A通道和B通道，执行发动机控制计算，监控发动机状态；肌肉液压机械装置(HMU)，将来自发动机控制组件(ECU)的电信号转换成液压；传感器控制和监控。 全权数字式电子控制(FADEC)部件如图2-2所示：图2-2 全权数字式电子控制(FADEC)部件由上图还能看出全权数字电子控制(FADEC)不止能进行燃油控制，还能进行启动，点火，可调静止叶片(VSV)，可调放气活门(VBV),间隙/冷却控制，故障探测等。2.3燃油指示系统燃油指示系统能给出燃油流量，每台发动机燃油消耗量以及燃油滤堵塞情况的目视指示。

10、燃油指示系统如图2-3所示：图2-3 燃油指示系统燃油流量传感器将电信号传给电子控制装置的通道A和通道B。这些信号然后在电子控制装置中被数字化并传给飞机，用于“燃油流量”和“已使用的燃油”指示。燃油流量信息总是显示在上面的飞机电子中央监视器上，发动机/警告显示页面。发动机燃油系统正是通过飞机电子集中监控显示，警告灯和警示灯来得到监控的。2.4 燃油分配系统燃油分配主要部件如表2-1所示：表2-1 燃油分配系统部件1整体驱动发电机滑油冷却器7燃油流量传感器2回油活门8燃油喷嘴过滤器3主燃油/滑油热交换器9燃烧分级活门4燃油泵和过滤组件10燃油喷嘴5伺服燃油加热器11发动机控制组件滑油温度感应器6

11、液压机械组件12燃油过滤器压差活门燃油分配系统的分布如图2-4所示：图2-4 燃油分配部件位置 燃油分配系统的作用向燃烧室输送燃油；提供干净的燃油给伺服燃油系统；冷却发动机滑油和IDG的滑油。 燃油分配来自飞机油箱的燃油通过燃油管路进入燃油泵，燃油经过低压油泵，压力提高了，压力燃油流进主燃油滑油热交换器，目的冷却回油。然后返回燃油泵中的油滤，经过高压油泵，压力进一步提高，此后的燃油被分成两路：主油路通过燃油计量系统，燃油流量传感器，燃油喷嘴油滤，然后直接流入燃油喷嘴和BSV。副油路经过伺服燃油加热器，目的是加热燃油，防止冰块进入敏感的伺服系统。加热的燃油流过HMU计量机械装置，然后流入各个相应

12、的活门和作动筒。HMU中没用的燃油经过IDG滑油冷却器流回主燃油滑油热交换器，继续参加循环。在这个回路上可能有FRV，它可将未用的燃油送回油箱。在返回油箱之前，热燃油和燃油泵第一级出口的冷燃油混合，降低其温度。燃油分配系统如图2-5所示：图2-5 燃油分配系统图第3章 火警探测及灭火系统3.1 概述飞机火警探测系统是用来探测飞机发动机舱APU舱火带情况的重要系统。它一般是由敏感器、电气控制电路、告警系统及灭火系统(民用飞机)等组成。发动机在工作中因机件严重磨损，燃油泄漏，电气着火等可能出现火警，若不加以控制，不仅会严重损坏发动机，还直接危及飞行安全。因此现代飞机均设置了发动机的火警探测系统，在

13、发动机发生火情时，及时准确的发出火警信号，并可对发动机实施灭火。随着探测器设计技术的发展和电子技术的进步，现代发动机火警探测系统的设计有了很大的改进。同时飞机在其轻质、振动的结构中装载了大量的高可燃性的燃油，同时它搭载的发动机还排出非常热的尾气；另外，复杂的电气系统中，电机和继电器产生的火花，无线电设备和雷达发射机产生的电磁辐射。因此，火警探测和保护在现代飞机上的作用是非常重要的。一个完整的飞机灭火系统主要包括火警探测和灭火两大部分。为了迅速地发现和扑灭火灾，通常在动力装置和机体的某些关键部位安装固定式火警探测器和灭火装置。在驾驶舱和客舱内，常配备足够数量的手提式灭火器。3.2 火警探测系统的

14、组成 火警探测系统组成部分现代飞机的发动机火警探测系统主要由三部分组成：火警探测器，处理火警探测器信号的逻辑电路（火警探测组件ABC）和告警系统，如图3-1所示。 图3-1 火警探测器组成 火警探测器位置火警探测器（图3-2）用于探测火警，向火警探测组件提供火警信号。火警探测器布置在发动机的风扇机匣，燃烧室机匣（核心机匣）和发动机与飞机相接的吊舱上，基本可以保证发动机在任何位置发生火情，都可以及时被探测到。为了保证火警探测系统的可靠性，每个位置上均有两个相同但彼此独立的火警探测器，这些探测器按图3-1的结构组成两个独立的探测环路A和B，各自探测发动机的火警，每个环路的三个火警探测器的输出端采用

15、并联相连，只要其中一个探测器发出火警信号，环路就输出火警信号，当然其中有一个故障，环路就发出故障信号。图3-2 火警探测器在发动机的位置 火警探测器功用火警探测组件根据火警探测器环路的信号判断发动机火警的真伪，然后向告警系统输出告警信号。火警探测组件由两个独立的逻辑判断电路通道组成，其判断逻辑的严密与否决定了火警探测系统火警警告的可信度。告警系统主要是接受来自火警探测组件的信号，当发动机发生火警时向飞行员发出告警。若火警探测组件（FDU）输出的是火警信号将触发座舱顶板和发动机起动面板上的火警信号灯，同时火警信号还将送到飞行警告计算机（FWC）和显示管理计算机（DMC），分别触发相应主警告灯和音

16、频信号和在飞机中央电子监视器（ECAM）的发动机警告显示器（EWD）显示“ENGFIRE”信息，从四个方面提醒飞行员某台发动机失火。若火警探测组件输出的是环路失效信号，此信号将送到飞行警告计算机，并在飞机中央电子监视器（CAM）的发动机警告显示器（EWD）上显示“ENGLOOPFAULT”信息，提醒飞行员某台发动机火警探测器某条环路故障，故障信息还可以传递给中央故障数据界面组件，为机务人员提供维护参考信息。3.3 火警探测器原理 火警探测器常用形式发动机火警探测系统常用的火警探测器有两种形式：热敏电阻式和气动式。热敏电阻式火警探测器容易受环境电磁噪声的影响，检测敏感元件自身故障检测电路也较为复

17、杂。而气动式火警探测器抗干扰能力好，容易实现探测器自身的检测。因此现代飞机的发动机火警探测器广泛采用气动式火警探测器。 气动式火警探测器气动式的火警探测器由三部分组成：气体室，报警电门和自检电门，气体室一端为不锈钢细管，其中充满一定压力的氦气，用于探测发动机的火警，另一端控制报警电门和自检电门的活动触点。根据气体室中气体压力不同，火警探测器共可以向外输出三种信号：探测器正常信号，火警信号和探测器失效信号。在探测器工作正常且发动机无火警时，如图3-3所示，气体室中的压力，将自检电门的活动触点顶向左边弯曲，保持自检电门的活动触点和固定触点相接触，使自检电门闭合，但此时该压力不足以使报警电门的活动触

18、点和固定触点闭合，报警电门断开。当火警探测器得到电能的供应后，电流从电源经电阻元件，流经自检电门的触点，将探测器正常工作信号送到信号线。 图3-3 探测到无火警时的工作状态 图3-4 探测到有火警时的工作状态若探测器所处环境的温度升高到一定值（一般此值是400C），如图3-4所示，气体室里密闭气体的压力增加，推动报警电门的活动触点也向左弯曲和固定触点接通，电流将从电源直接通过报警电门流向信号线，此时信号线输出发动机火警信号。若探测器因为某种故障原因导致气体室气体泄漏，压力降低，将使自检电门和报警电门的活动触点和固定触点断开，电流不能从电源流向信号线，此时信号线输出探测器失效信号，如图3-5所示

19、。图3-5 探测器故障时的工作状态根据上述分析我们可以看出如果探测器得不到正常的电能供应，信号线输出的结果将和探测器本身故障结果相同，所以在探测器的电源输入端还应检测电源是否正常供电，如果探测器没有电能供应，直接送出探测器电源故障。因此探测系统应有两条输出信号线（如图3-6所示），其中一条输出电源的工作情况，另一条输出探测器信号线的探测结果。通过这样的方法可以区分电源故障和探测器本身的故障。图3-6 探测系统的输出信号线3.4 灭火系统 概述功用：用于对飞机发动机、短舱、主客（货）舱、行李舱、APU、燃油箱、某些飞机的机翼内、起落架轮舱以及一些危险区域发生的火灾进行迅速、可靠的扑灭作用。 分类

20、：手提式和固定式 灭火方式：自动报警自动灭火；自动报警人工灭火；迫降自动灭火；自动喷射式灭火；人工手提灭火瓶式灭火 灭火剂：二氧化碳、氮气和卤化烃等 二氧化碳：液态二氧化碳保存在一个密闭的容器里面，液体汽化膨胀成气体，可隔绝空气， 二氧化碳与空气接触形成干冰，在干冰汽化的过程中，吸收热量，可起到冷却的作用， 二氧化碳大约是空气总量的1.5倍，它可以冲淡燃烧物表面的空气和减少氧气的含量，像碳酸氢钠和碳酸氢钾之类的干粉灭火剂灭火时，会生成二氧化碳气体覆盖在火焰表面，隔绝氧气而使火熄灭，二氧化碳主要用于熄灭易燃液体着火和电气设备着火，在自供氧的化学剂着火时，如硝酸盐纤维素（某些飞机的涂料），二氧化碳

21、灭火剂是无效的。当镁和钛（在飞机结构和部件材料中使用）着火时，不能用二氧化碳灭火。二氧化碳有轻微的毒性 氮气：通过冲淡氧气和隔离氧气的方法来灭火，提供的温度更低，并且提供冲淡氧气的容积几乎是二氧化碳的两倍，比二氧化碳更有效。氮气的主要缺点是必须以液态贮存，氮气对人体的危害跟二氧化碳相同 卤化烃：由普通的烃基甲烷和烃基乙烷用卤素原子置换一个或多个氢原子而形成的化合物。用于形成灭火化合物的卤素有氟、氯和溴， 卤化烃可同燃烧时产生的“分子生成物”反应，有效地阻止能量传递化学冷却，“化学冷却” 灭火机理比冲淡氧气和冷却有效得多。目前，在飞机上广泛使用的卤化烃灭火剂有一溴三氟甲烷（CBrF3）和溴氯二氟

22、甲烷（CBrClF2），毒性很低、无腐蚀性、喷发迅速、无残留物、无需清除和中和。 固定式灭火系统组成：灭火瓶灭火剂释放管路灭火控制板信号指示片：黄色、红色种类：二氧化碳灭火系统高释放率（HRD）灭火系统 二氧化碳灭火系统：主要用于早期活塞式发动机的灭火，灭火剂：二氧化碳 高释放率（HRD）灭火系统：主要用于现代喷气式飞机灭火，CFM56-5B发动机用此灭火系统，如图3-7所示，灭火剂：Halon 1301 图3-7 HRD高释放率灭火瓶3.4.3 典型飞机防火系统 保护区域：发动机、起落架轮舱、APU等位置 火警探测系统：发动机：每台发动机各有两套连续环路式 火警探测系统 起落架轮舱：火警或过

23、热的传感器 第4章 故障分析4.1 故障原因分析 故障原因概述目标故障：Engine 1 does not stop during shut down sequence with FIRE Pushbutton Switch（按压火警按钮开关一号引擎不停车）1. 发现故障首先要在TSM手册中根据现有的关键词找到相应的章节号。根据所查 章节号TASK73-00-00-810-920得知，该故障可能引起的原因分别是：ENG/APU FIRE PNL（ENG/APU火警面板）Actuator-LP Fuel Valve （低压燃油阀门作动器）LP Fuel Valve （低压燃油阀门）Check V

24、alve （单向阀门）aircraft wiring （飞机线路）按压火警按钮，则会切断油箱给发动机的供油，从而使发动机停车，则此故障应该从油箱和发动机的油路联系着手。而油箱和发动机的联系有两条路，一条是油箱给发动机的供油管路，由油箱直接向燃油泵的低压级供给低压燃油，途径低压燃油阀门，低压燃油阀门由两个低压燃油阀门作动器控制，此作动器为28V直流电驱动的电动马达，火警按钮也是通过操纵此作动器使低压燃油阀门关闭切断低压油路从而使发动机停车。另一条路是为了防止发动机燃油系统压力过高而设置的，当发动机燃油系统压力过高时使系统内燃油返回油箱降低压力，通过一个单向阀门实现，此阀门只允许燃油由油路流回油箱

25、，若此阀门故障，则会使油箱内燃油进入发动机燃油系统，且此阀门是单独工作，不受控制装置的控制，即使按压火警按钮，发动机也不会停车。 故障原因详细分析图4-1 燃油分配1.ENG/APU火警面板故障图4-2 发动机火警面板 发动机火警面板如图4-2所示，由图4-1可知，当按下火警按钮开关时，它会发出一个信号到低压燃油阀门作动器，操作低压燃油阀门关闭，切断低压油路，使发动机的燃油供应与油箱切断，从而使发动机得不到燃油供应，然后停车。如果ENG/APU火警面板发生故障，按下开关而不发出信号，则低压燃油阀门作动器不会相应动作，不关闭低压燃油阀门，则发动机就不停车。此面板发生故障的可能有：按钮开关损坏，开

26、关按钮的接口损坏。2.低压燃油阀门作动器故障图4-3 低压燃油阀门作动器低压燃油阀门作动器如图4-3所示，低压燃油阀门作动器有两个，是两个28VDC电动马达，通过游星齿轮连接保证有一个能正常工作，当按压火警按钮开关时会输出一个28V直流信号传给低压燃油阀门作动器，使其动作，关闭低压油路，使发动机停车。如果低压燃油阀门作动筒器出现故障，当收到传来的电信号时，作动器不会动作，低压燃油阀门不会关闭，不能切断低压油路，则发动机就不会停车。低压燃油阀门作动器发生故障的可能有：游星齿轮磨损，齿轮卡阻。3.低压燃油阀门故障图4-4 低压燃油阀门低压燃油阀门如图4-4所示， 低压燃油阀门是切断低压油路的最终执

27、行机构，当低压燃油阀门作动器作动时，它会随动关闭，切断低压油路从而使发动机停车，如果它故障时则不能随动关闭，低压油路不被切断，发动机不会停车。低压燃油阀门故障的可能原因有：阀门卡阻不能完全关闭，阀门损坏。4.单向阀门故障图4-5 单向阀门 单向阀门如图4-5所示，由图4-1可以看出若此阀门故障，即使低压燃油阀门关闭，油箱依然会通过此阀门使燃油流进发动机燃油系统，不能切断油箱和发动机的联系，从而发动机不会停车。单向阀门故障的可能原因有：密封不良，弹簧损坏。5.飞机线路故障飞机线路故障：按压火警按钮开关，则会产生一个28V直流电信号送给低压燃油阀门作动器，完成相应的动作，切断发动机燃油供给，使发动

28、机停车，若火警按钮开关与低压燃油阀门作动器之间传输电信号的线路出现故障，则低压燃油阀门作动器收不到相应信号，电动马达不会工作，不能关闭低压燃油阀门，发动机不会停车。飞机线路故障的可能原因有：短路，断路。4.2 排故过程首先，给出的故障可能原因：ENG/APU火警面板，低压燃油阀门作动器，低压燃油阀门，单向阀门，飞机线路。飞机有很多电路连接，电线是最为常见的部件，而且线路所处的环境复杂，由于温度，震动等原因，线路出现短路，断路是非常常见的故障之一，所以应该先从线路原因开始排查。断开低压燃油阀门作动器的线路连接，因为此作动器是28V直流驱动的电动马达，所以在断开后应该能在线路接头处用电压表测量到2

29、8V直流电压，如果能测到则说明ENG/APU火警面板和连接线路没有问题，故障原因在低压燃油阀门作动器，低压燃油阀门或者单向阀门。然后因为没法判断这三个可能故障发生的可能性大小，则就近的先排查低压燃油阀门作动器，更换低压燃油阀门作动器然后测试，若故障排除则说明故障原因是低压燃油阀门作动器失效，若故障仍然存在则说明故障发生在低压燃油阀门或者单向活门。然后更换低压燃油阀门在测试，若故障排除，则说明故障原因是低压燃油阀门失效，若故障仍然存在则说明故障发生在单向活门，直接更换单向活门就能排除故障。如果在断开低压燃油阀门作动器的线路连接后，在接头处没有测量到28V直流电压，则说明故障原因是飞机线路失效或者

30、ENG/APU火警面板失效，然后就更换低压燃油阀门作动器到ENG/APU火警面板之间的线路，若故障排除，则说明故障原因是飞机线路失效，若故障仍然存在，则说明是ENG/APU火警面板上的开关按钮失效，只需更换次按钮就能排除故障。4.3 故障树图4-6表示该故障（按压火警按钮开关1号发动机不停车）的故障树，由图可以看出发动机/火警面板故障，低压燃油活门作动器故障，低压燃油活门故障，单向活门故障，飞机线路故障，这几个故障其中任何一个发生都会导致目标故障按压火警按钮开关1号发动机不停车的发生，而每一个子故障又有相应的更为详细的故障原因，并予以分析，作出了下图此故障的故障树。图4-6 按压火警按钮开关1

31、号发动机不停车故障树X1：开关按钮损坏 X2：开关按钮接口损坏X3：齿轮磨损 X4：齿轮卡阻X5：阀门卡阻 X6：阀门损坏X7：密封不良 X8：弹簧损坏X9：短路 X10：断路4.4 系统结构框图 上文已对关于目标故障的各个部件：发动机火警面板，低压燃油活门作动器，低压燃油活门，单向活门，飞机线路作出了描述，根据它们在飞机上的位置连接关系做出了如图4-7的系统结构框图，它表示了这些部件在物理上的连接关系。图4-7 系统结构框图由以上系统结构框图可以看出，飞机燃油箱的燃油有两条路和发动机燃油系统相连接，一条是通过单向活门，另一条则是通过低压燃油活门，这是主体部分。单向活门是不受控制装置控制的，它

32、起到一个给系统释压的作用；低压燃油活门则是受控制装置的控制，首先是由发动机火警面板上的开关发出一个28V直流电信号通过飞机线路传到低压燃油活门作动器，此作动器是28V直流驱动的电动马达，再由此作动器驱动低压燃油活门动作。4.5 系统功能框图 根据各个部件之间的连接以及功能关系做出了如图4-8的功能框图，它表示了系统实施切断燃油这个最终目的而需要进行的功能步骤。图4-8 系统功能框图此系统的功能是当按压发动机火警面板上的开关时必须要切断燃油，目的是为了保护发动机。首先是由发动机火警面板上的开关发出一个28V直流电信号通过飞机线路传到低压燃油活门作动器，此作动器是28V直流驱动的电动马达，再由此作

33、动器产生一个机械信号来作动低压燃油活门，使活门关闭，实现切断燃油的功能。主要参考文献1 A320飞机维修手册.AIRBUS2 A320 故障隔离手册.AIRBUS3 ADOC Nvigator手册管理软件.AIRBUS4 A320 CBT TRAINING.AIRBUS5 唐庆如，敖良忠.AREO-ENGINE LINE MAINTENANCE.中国民用航空飞行学院.009 6 朱新宇,彭卫东,何建.民航飞机电气系统.中国民用航空飞行学院附录.工卡 A/C REG机号REV.DATE修正日期TITLE 标题Engine 1 does not stop during shut down sequ

34、ence with FIRE Pushbutton Switch 按压火警顺序按钮一号引擎不停车CARD NO 卡号B-25902009-01-06Z76-CA-101-1Item工序Job Description工作单内容MECH工作者INSP检查者TASK73-00-00-810-920Engine 1 does not stop during shut down sequence with FIRE Pushbutton Switch按压火警按钮开关一号引擎不停车1.Possible Causes故障可能原因- ENG/APU FIRE PNL (1WD) 引擎/辅助动力装置火警面板-

35、Actuator-LP Fuel Valve (9QG) 低压燃油阀门作动筒- LP Fuel Valve (12QM) 低压燃油阀门- Check Valve (122QM) 单向阀门- aircraft wiring 飞机布线系统2.Job Set-up Information工卡信息的建立参照信息AMM 26-12-12-000-001 Removal of the ENG/APU Fire Panel(1WD) 拆除引擎/辅助动力装置火警控制板AMM 26-12-12-000-004 Removal of the FIRE Pushbutton Switch (ENG/APU Fire

36、 Panel 1WD) 拆除消防控制按钮（引擎/辅助动力装置火警控制板AMM 26-12-12-400-001 Installation of the ENG/APU Fire Panel (1WD) 安装引擎/辅助动力装置消防系统控制板AMM 26-12-12-400-004 Installation of the FIRE Pushbutton Switch (ENG/APU Fire Panel 1WD) 安装消防控制按钮（引擎/辅助动力装置消防系统控制板 A/C REG机号REV.DATE修正日期TITLE 标题Engine 1 does not stop during shut do

37、wn sequence with FIRE Pushbutton Switch 按压火警顺序按钮一号引擎不停车CARD NO 卡号B-25902009-01-06Z76-CA-101-1Item工序Job Description工作单内容MECH工作者INSP检查者AMM 28-16-00-710-002 Operational Check of Pylon Check Valve to Ensure Valve not Failed Open 检查单向阀门确保阀门不失效开启AMM 28-16-42-000-001 Removal of the Fuel Recirculation Check

38、-valve 拆除燃油回油系统单向阀门AMM 28-16-42-400-001 Installation of the FuelRecirculation Check-valve 安装燃油回油系统单向阀门AMM 28-24-41-000-001 Removal of the LP Fuel Valve12QM(13QM) 拆除低压燃油阀门AMM 28-24-41-400-001 Installation of the LP Fuel Valve 12QM(13QM) 安装低压燃油阀门AMM 28-24-51-000-001 Removal of the LP Fuel Valve Actuat

39、or 拆除低压燃油阀门作动筒AMM 28-24-51-400-001 Installation of the LP Fuel Valve Actuator 安装低压燃油阀门作动筒ASM 28-24/003.Fault Confirmation 故障确认A.Test 测试（1）Not applicable, the fault is evident 故障很清晰无需测试4.Fault Isolation 故障隔离* ON A/C 001-008, 011-029, 031-065, 068-069, 071-099, 201-210, 226-229, 403-410A.If the fault

40、symptom is identified by the crew observation ENG 1 - During ENG shut down sequence with FIRE P/B: ENG DOES NOT STOP如果“一号引擎在按压消防顺序控制按钮后不停车”被机组人员发现 A/C REG机号REV.DATE修正日期TITLE 标题Engine 1 does not stop during shut down sequence with FIRE Pushbutton Switch 按压火警顺序按钮一号引擎不停车CARD NO 卡号B-25902009-01-06Z76-CA

41、-101-1Item工序Job Description工作单内容MECH工作者INSP检查者- disconnect the connectors AA and BB from Actuator-LP Fuel Valve (9QG) and make sure that, when the Fire push button is pushed, there is 28 VDC at pins C of the connectors AA and BB:断开低压燃油单向阀门上的AA与BB的连接并确定当消防按钮按下时AA与BB之间有28V直流电通过（1）If there is 28VDC: 如果

42、有28V直流电通过：replace the Actuator-LP Fuel Valve (9QG)安装回低压燃油阀门作动筒AMM TASK 28-24-51-000-001 and AMM TASK 28-24-51-400-001 A/C REG机号REV.DATE修正日期TITLE 标题Engine 1 does not stop during shut down sequence with FIRE Pushbutton Switch 按压火警顺序按钮一号引擎不停车CARD NO 卡号B-25902009-01-06Z76-CA-101-1Item工序Job Description工作

43、单内容MECH工作者INSP检查者AMM TASK 28-24-51-000-001Removal of the LP Fuel Valve Actuator拆除低压燃油阀门作动筒WARNING : PUT THE SAFETY DEVICES AND THE WARNING NOTICES IN POSITION BEFORE YOU警告：让安全装置和警告在你之前就位START A TASK ON OR NEAR:开始任务- THE FLIGHT CONTROLS- 飞行控制- THE FLIGHT CONTROL SURFACES- 飞行控制面板- THE LANDING GEAR AND THE RELATED DOORS- 起落架及舱门- COMPONENTS THAT MOVE.- 移动组件WARNING : MAKE SURE THAT THE GROUND SAFETY-LOCKS ARE IN POSITION ON THE LANDING GEAR.警告：确定起落架地面安全锁锁上.1 . Reason for the Job 工作原因 Self Explanatory 自我解释2 . Job Set-up Information 工卡建立信息A. Fixtures, Tools, Test and S