CESSNA172（精选五篇）
CESSNA172 篇1
EGT(EXHAUST GAS TEMPERATURE),即排气温度系统,用于测量排气温度。排气温度指示系统给出了一个飞行员使用的燃油和空气混合的指示。在CESSNA172R飞机中,A型机(安装分离式仪表的飞机)的EGT系统包括一个指示器和一个EGT传感器,EGT传感器感受飞机排气温度,指示器安装在驾驶舱仪表板上,给飞行员提供排气温度指示。B型机(安装G1000系统的飞机)的EGT系统包括4个EGT传感器,一个GEA71组件,EGT数据通过GEA71处理后,传输到GDU1040上进行显示,给飞行员提供发动机4个气缸的排气温度指示。
故障分析
2015年度截至12月10日,遂宁分院执管的17架172R飞机共发生EGT传感器故障12起,更换EGT传感器11件,故障千时率0.524。
2014年度EGT传感器共更换5件,故障千时率0.325。
2015年度EGT传感器故障率上升明显。图一为遂宁分院172R机群EGT故障统计。
经故障与资料分析,我们认为EGT系统的故障现象主要包括以下几种情况。
1.EGT出叉不指示
2.EGT排气温度低
3.EGT乱指、波动
下面我们依次来分析这三种故障现象的成因。
1. EGT出叉不指示
通过多年的排故经验和排故措施数据统计,导致EGT出叉不指示的原因为:1.EGT传感器热端失效,包括裂纹甚至断裂。2.EGT传感器导线破损。3.EGT传感器插头内导线松脱。以上三种故障成因的本质上是一致的,只是前者是热电偶热端失效,后两者是冷端失效,即热电偶回路断路,传感器无法产生接触电势(在这里就是温度信号),导致指示器无法接收EGT温度信号,指示器出叉不指示。该故障的排故措施为:1.更换EGT传感器。2.重新安装EGT传感器插头导线并确认接触良好。
2. EGT排气温度低
通过对K型热电偶(CESSNA172R飞机采用的EGT传感器为K型热电偶)的原理分析得知,EGT排气温度低,成因为传感器信号回路中接触电阻增大,传输到指示器的接触电势减小,从而导致EGT排气温度指示偏低。而在实践中,导致EGT回路接触电阻变大的原因为传感器插头受到污染,或插头内导线松动。该故障的排故措施为:清洁传感器插头,或重新安装插头内导线直至接触良好。
3. EGT乱指、波动
该故障成因较为简单,一般为传感器热端失效,无法产生正常接触电势,传输到指示器的温度信号为异常电势信号,导致EGT乱指、波动。该故障的排故措施为更换EGT传感器。
安装工艺
通过对故障和资料的分析,我们认为,除了上述分析的几种故障成因之外,新传感器的安装工艺亦有可能为后期的EGT系统带来故障隐患,且这些要求往往在维护工作中被忽视,甚至成为维护工作的盲点,下面我们通过EGT传感器附带的用户安装手册,与大家来进行探讨。
1.传感器安装孔尺寸应符合规定尺寸要求。
安装要点:应先使用#32(0.120in/3.05mm)尺寸或#32(0.116in/2.95mm)尺寸的钻头钻孔,然后使用#32(0.1285in/3.26nn)尺寸的钻头修整钻孔。
通过以上的安装要求,我们可以得出如下安全提示:如果为使用正确的砖头钻孔,钻出的安装孔与传感器探头尺寸不匹配,将存在安装时安装孔刮伤传感器探头的风险,从而降低传感器的使用寿命,提前导致传感器故障。
2.安装传感器位置和方向应正确。
安装要点:安装传感器和拧紧卡环时应保持传感器探头与排气管垂直。
安全提示:若安装时传感器探头与排气管不垂直,将导致传感器探头在排气管内部处于歪曲状态,这种安装状态产生的应力亦可能引起传感器探头的损伤,导致传感器提前失效。
3. 传感器卡环的拉紧螺帽应打力矩并保险。
安装要点:传感器卡环的拉近螺帽应打力矩30-35英寸/磅,然后打保险。
安全提示:传感器卡环的拉紧螺帽若未按要求打力矩,力矩过大,可能压伤探头,力矩过小,探头未安装到位,在长期的振动环境中,探头亦容易损伤。按正常力矩安装而未打保险,卡环可能在长期振动环境中松动甚至松脱,导致传感器探头损伤。
4. 传感器探头与导线连接处弯折的问题。
安装要点:传感器探头根部导线不能过度弯折,且不能与排气管接触。
安全提示:传感器探头根部导线应保证足够的曲率,过度弯折可能损伤导线。导线若与排气管接触,长期高温将烫伤导线,导致故障。
5. 关于传感器接头包扎的问题
安装要点:对传感器插头进行包扎处理。
安全提示:目前,学院172R飞机的EGT传感器的接头未进行包扎处理,运行过程存在传感器接头被污染导致故障的安全隐患。
维护建议
通过以上的故障分析和对EGT传感器安装工艺的探讨,我们得出了如下维护建议:
更换或安装新的EGT传感器时,严格按照厂家的安装要求进行;
结合定检维护工作,对所有飞机的EGT传感器安装情况按厂家工艺要求进行整改,规范了根部导线的弯折问题、拉紧螺帽力矩和保险问题、接头包扎;
结合定检维护工作,定期检查传感器外观、导线状况、插头安装是否良好,清洁传感器插头。
结语
CESSNA172 篇2
关键词：结构,机身,机翼,尾翼,维护
1 机身
Cessna172R飞机机身为全金属半硬壳式结构, 它由前部、中部和尾部3部分组成。机身结构是由成型的隔框、纵向桁条、加强通道和蒙皮等构成。机身结构共有16个隔框 (如图1所示) 。
机身前部 (1#-7#框) 是飞机的座舱部分, 其主要结构是受力隔框和各种受力加强条等。前部有发动机架的4个安装连接点, 它通过机身前部0#框分别与左、右侧的四根纵向桁条相连接, 而纵向桁条又与机身1#、2#和3#加强隔框相连接, 这样就可以将发动机架传来的载荷通过纵向桁条传给机身结构。机身前部0#框后有前起落架固定框架与之相连接, 用于安装前起落架组件, 并承受和传递前起落架传来的载荷;机身前部4#框和7#框上部分别有一加强梁, 用于连接左、右机翼, 且承受和传递机翼传来的载荷。机身前部5#框和6#框也是加强框, 用于安装主起落架组件。
机身中部和后部 (7#-15#框) 内部有电子设备舱和行李舱。机身后部的14#框和15#框是加强隔框, 用于安装水平安定面、垂直安定面组件。机身后部结构并无独立的纵向桁条, Cessna飞机制造商将机身后部蒙皮弯边来作为纵向桁条使用, 这种巧妙的设计有利于减轻飞机重量。
2 机翼
机翼为全金属、支柱支撑的半硬壳式结构, 采用两根翼梁。内部结构包括内置前梁、成型的前油箱梁、后梁和副翼区内成型的辅助梁组件。每个机翼包括一个翼片及一个整体油箱、副翼和襟翼。肋条是成形的板材, 包括前部、中部和后缘。在172系列飞机上, 应力蒙皮铆接在肋条和翼梁上形成刚性结构。机翼后缘安装有副翼和襟翼组件。
左、右机翼1#-3#翼肋之间的内部是密封的 (如图2所示) , 来形成整体燃油箱。密封区始于翼根外侧到支柱连接点, 从机翼前梁到后梁。机翼上、下表面有检查口。通过检查口能够到达襟翼和副翼隔框、操纵系统、左翼内的襟翼动作筒、线路及其连接点、通风系统的翼上部分、支柱连接头、燃油箱内部, 以便于对这些部位进行维护检查。
3 尾翼
尾部包括水平安定面、垂直安定面、方向舵、升降舵及配平调整片 (如图3所示) 。水平和垂直安定面均为全金属、悬臂、半硬壳式结构, 包括梁、桁条、肋和蒙皮。蒙皮用铆钉铆接在支撑结构上。水平安定面是一片式结构, 包括梁、加强肋和蒙皮。
升降舵结构包括梁、加强肋和蒙皮面。蒙皮铆接在肋和梁上。平衡配重位于每个升降舵外缘的铰链线前。调整片位于右升降舵, 结构包括梁、加强肋和蒙皮, 并铆接在一起。垂直安定面的结构包括前后梁、加强肋和蒙皮。方向舵亦如此。
4 日常维护要求
4.1 机身结构检查
(1) 检查机身各铭牌在位, 字迹清晰和固定可靠, 机身结构无变形, 固定件无松动。
(2) 检查防火墙结构和所装部件状况良好、固定可靠。
(3) 检查发动机整流罩减震支架状况良好、固定可靠。
(4) 机身-整流罩固定边密封条状况良好、固定可靠。
(5) 检查舱门整体状况良好。检查锁闩、铰链和密封带状况良好, 操作正常, 连接件固定可靠。
(6) 检查机身表面蒙皮应无损伤、铆钉无松动, 漆层应完好。检查各盖板和整流罩固定可靠。
(7) 检查窗和风挡全面状况良好。检查插销、铰链和密封件应状况良好, 操作正常, 固定件固定可靠。
(8) 检查机身内部结构隔框、门柱、桁条、加强条和蒙皮应无腐蚀、裂纹、弯曲褶皱 (屈服变形) , 铆钉、螺栓和螺帽应固定可靠。
4.2 机翼结构检查
(1) 检查左、右机翼表面和翼尖, 蒙皮应无损伤, 铆钉无松动, 并且漆面应完好, 固定可靠。
(2) 检查左、右机翼翼梁、翼肋、蒙皮和桁条应无裂纹、起皱, 铆钉无松动、腐蚀或其它损伤。
(3) 检查机翼斜撑杆和撑杆整流罩应无凹坑、裂纹, 螺钉和铆钉应无松动, 漆面应完好, 固定可靠。
(4) 检查左、右翼梁和机翼斜撑杆接头应无过度磨损。检查连接螺栓固定可靠, 视情重新拧紧力矩 (注:拧紧力矩为480～690英寸.磅) 。
(5) 检查左、右机翼翼梁前后部连接螺栓固定可靠。
(6) 检查左、右翼根整流包皮固定可靠。
4.3 尾翼结构检查
(1) 检查水平安定面及其翼尖和尾锥结构, 隔框、翼梁、翼肋和蒙皮应无裂纹、起皱、损伤, 铆钉无松动, 无腐蚀或其它损伤, 漆面完好。检查各检查口盖、整流片和翼尖固定可靠。
(2) 检查垂直安定面隔框、翼梁、翼肋和蒙皮应无裂纹、起皱、损伤, 铆钉无松动, 无腐蚀或其它损伤, 漆面完好。检查各检查口盖、整流片和翼尖固定可靠。
(3) 检查垂直安定面与水平安定面结合整流罩固定可靠。
(4) 检查水平安定面左、右后连接螺栓固定可靠。
(5) 检查检查垂直安定面左、右后连接螺栓固定可靠。
(6) 检查水平安定面左、右前连接螺栓固定可靠。
(7) 检查垂直安定面左、右前连接螺栓固定可靠。
5 结语
通过对Cessna172R飞机结构的深入了解和学习, 有助于机务人员改进维护工作提高维护质量。对保证学院飞行训练安全和降低训练成本有重要意义。
参考文献
[1]Cessna 172R Pilot’s Operating Handbook, Cessna Aircraft Company, 2008.
[2]Cessna 172R Maintenance Manual, Cessna Aircraft Company, 2008.
[3]Cessna 172R Parts Catalog, Cessna Aircraft Company, 2008.
CESSNA172 篇3
1点火系统的组成
点火系统由以下重要部件组成:磁电机及磁电机开关, 电嘴和高压导线。 当发动机工作时, 磁电机利用电磁感应原理产生高压电, 并适时地将高压电通过高压导线分配到各个汽缸的电嘴。电嘴利用高压电产生电火花, 点燃汽缸内的混合气, 从而推动汽缸内活塞做功。
2常见故障现象分析
(1) 发动机不能慢车或工作不正常。
故障原因:一是点火电嘴故障, 如间隙不正确或者被水蒸汽或过多的沉积物污染;二是磁电机冲击联轴器棘爪保持在耦合位; 三是高压导线故障。
建议措施:1清洁电嘴, 重新调节电极间隙并进行测试, 视情更换有缺陷的电嘴。2对高压导线进行目视检查, 若没发生缺陷, 用导线测试仪进行检查, 视情更换有缺陷的导线。3磁电机冲击联轴器工作时应该听到较大的“CLICK”声响。拆下磁电机检查可能的原因, 视情更换有缺陷的磁电机。
(2) 发动机抖动, 现象为:发动机在任何转速上都不能平稳的工作, 加速不了。
故障原因:一是电嘴积铅严重, 电嘴性能不好影响汽缸工作; 二是磁电机的接线是否正确。
建议措施:1单磁工作, 以判断在什么位置, 抖动会发生, 如果抖动只发生在单个磁电机工作时, 那么将该磁电机对应的电嘴拆下进行检查, 一般故障都能顺利的解决, 电嘴问题引起的发动机抖动在该故障现象中占了绝大部分。所以建议在进行电嘴维护时, 使用钝性工具将汽缸下部电嘴孔壁上的积铅清理干净, 这样也能大大地减少由于电嘴积铅引起的发动机抖动。2在电嘴没问题的情况下, 对磁电机进行检查。
(3) 发动机不能正常的在磁电机开关位置上选择。
故障原因:点火开关触电烧蚀。
建议措施:对点火开关触电用酒精进行清洁, 如果比较严重, 就需进行更换。
(4) 磁电机不点火。现象为:发动机无法起动, 无点火迹象;发动机加速性差;检查磁电机掉转 (单磁工作) 时, 发动机停车。
故障原因:点火开关故障;电容器故障;线圈故障;触点间隙设定不正确;磁电机“P”极接地;冲击联轴器故障;驱动齿轮损坏。
建议措施:按一定的顺序来进行排除, 先从简单的做起:拆下磁电机, 冲击联轴器棘爪在发动机启动速度下应该耦合, 冲击联轴器工作时应该听到较大的“CLICK”声响。拆下磁电机, 检查可能的原因, 视情更换有缺陷的磁电机。用电容表来测量电容值, 同时检查触电间隙是否在规定范围。如果在完成了上面工作, 故障问题还是存在, 对点火开关进行清洁。最后在做了以上工作, 故障现象还存在的话, 对磁电机进行更换。
(5) 磁电机掉转多。现象为:试车检查单磁工作时, 磁电机掉转超过规定。
故障原因:磁电机外定时不正确;磁电机内定时不正确;电嘴污染或电嘴间隙不正确;导线故障。
建议措施:1一般来说先检查高压导线是不是完好的, 如果有损坏要利用工具对其进行修复, 导线没有问题的话。那就需要拆下电嘴, 检查电嘴的情况。如果电嘴没有问题的话, 检查磁电机外定时, 掉转多通常意味着磁电机在外定时安装时角度安装过小, 如果在检查外定时发现磁电机外定时角度较小, 则故障排除, 只需要将磁电机外定时角度调大一点。2在所有工作做完了之后, 故障现象仍然还在话, 拆下磁电机, 对磁电机内定时进行检查。
(6) 磁电机内部渗油。现象为:打开磁电机后盖检查时, 发现壳体内有较多的油迹。滑油或润滑剂在高温下蒸发会污染触点, 使断电器接触不良, 接触电阻增大, 断电时的低压电流减小, 二次线圈电压减小。
故障原因:磁电机安装在发动机的附件机匣上, 靠磁电机前端的密封轴承和滑油密封圈来进行密封。当密封轴承和滑油密封圈的密封作用失效或者磁电机转轴上有划伤时, 发动机滑油会渗入磁电机内部;前轴承本身密封性差, 轴承内的润滑剂在高温下渗入磁电机, 此时油迹为较粘稠。
建议措施:用酒精对磁电机内部进行清洁, 对电容进行测试, 如果有必要的话, 需要更换断电器。然后装上新的密封垫, 开车后再进行检查, 一般来说这个故障原因比较单一, 比较好排除。
3日常维护注意事项
3.1电嘴的维护
(1) 结合每50飞行小时的周期拆下发动机的所有电嘴, 并用钢针勾掉积在中央极和旁极的大量铅, 使用汽油将多余的铅渣洗掉。 (2) 利用间隙调整工具, 将电嘴中央极和旁极的间隙调到规定值, 如果中央极烧蚀得比较严重的话, 间隙无法再进行调试, 那么就必须更换成新的电嘴。调试电嘴间隙时, 要使用合适的力度, 避免造成中央极压裂的事情发生 (。3) 利用喷砂工具, 将电嘴进行喷砂和跳火试验 (蓝色连续的火花) , 如果出现跳火不正常, 就必须更换成新的电嘴 (。4) 电嘴如果不能及时使用应该放入烘箱进行存放, 以保持电嘴的性能。 (5) 特别注意的是, 坚决不能使用在拆装过程掉在地上的电嘴, 因为, 碰撞可能会造成电嘴瓷管的破裂, 从而造成发动机点火系统工作不好, 必须更换。
3.2磁电机的维护
(1) 结合100飞行小时的周期拆下磁电机, 清洁外表面, 打开后盖, 脱开分电装置, 检查分电臂有无松动和严重烧蚀、分电盘安装孔有无严重磨损现象、磁电机轴承密封状况和碳刷组件是否良好。 (2) 目视检查冲击联轴器和磁电机驱动齿轮状况是否良好, 固定可靠。 (3) 清洁和检查断电器触点间隙和烧蚀情况, 视情进行更换。
3.3高压导线的维护
定期检查高压导线状况是否良好、固定可靠。清洁绝缘头与弹簧上污物, 对绝缘层有磨损的高压导线用高温胶带进行包扎处理。
4结语
点火系统作为发动机故障率较高的一个系统, 典型故障主要表现为电嘴积铅、高压导线绝缘层被击穿、磁电机定时不准确等故障而造成发动机抖动。主要通过电嘴的清洁、更换高压导线、磁电机的分解、定时的校准来解决点火系统故障。发动机在使用和维护中, 保障点火系统处在良好的工作环境下, 检查时注意点火系统的异常状况, 并及时送修, 均能控制点火系统的故障率, 保障飞机的安全飞行。
摘要：航空活塞式发动机点火系统的功用是产生高压电并适时地形成电火花点燃汽缸中的混合气。点火系统的工作是不是正常, 直接影响发动机的功率, 经济性和发动机工作的可靠性。点火系统作为发动机故障率较高的一个系统, 典型故障主要表现为电嘴积铅、高压导线绝缘层被击穿、磁电机定时不准确等故障而造成发动机抖动。该文主要从172R飞机点火系统故障现象出发, 将日常维护中遇到的故障原因和解决方法逐项罗列。
关键词：CESSNA172R,点火系统,故障分析,磁电机,电嘴
参考文献
[1]CESSNA 172R飞机维护手册 (中文版) [Z].2005.
[2]阎成鸿.CESSNA 172R型飞机机型培训教程[M].航空工业出版社, 2008.
CESSNA172 篇4
飞行操纵系统的主要作用是通过操纵飞机操纵面来控制飞机的飞行姿态, 它是飞机最重要的系统之一。
软式操纵系统包括钢索、钢索接头、滑轮、扇形轮和松紧螺套等, 其核心部件就是钢索。钢索由钢丝扭合而成。每根钢索通常由7 股钢丝扭合在一起, 每股包括7 根或19 根钢丝, 用7 × 7 或者7 × 19表示。在飞机操纵操纵系统中, 需要两根钢索构成回路, 以保证飞机舵面能在两个相反的方向旋转, 两根钢索轮流起作用, 一根主动, 一根被动[1]。钢索具有构造简单, 尺寸较小, 重量较轻, 通过性好的优点; 它的缺点是刚度小受力后容易被拉长, 钢索张力受温度影响大等。钢索在使用当中常见的故障包括断丝、锈蚀、腐蚀、压伤、个股凸起、磨损等, 其中最常见的故障是磨损、断丝和锈蚀。
某飞行学院可靠性数据统计显示: 2012 年CESSNA172R型飞机飞行操纵系统钢索故障率千时率为0. 32, 大部分涉及主操纵系统 ( 副翼、升降舵、方向舵) 钢索故障; 而同期PA44 - 180 飞机飞行操纵系统钢索故障率千时率仅为0. 02, 且主操纵系统钢索未发生过故障。机务部组织工程技术人员对钢索磨损故障开展工程调查, 从CESSNA172R飞机钢索损伤的位置、区域结构、损伤形式和故障的原因等方面展开了调查和分析。
1 副翼钢索
CESSNA172R飞机副翼操纵系统由链轮、链条、滑轮、钢索、钢索导向器、双臂曲柄和传动杆等组成 ( 见图1) 。
CESSNA172R飞机机队累计发现38 根副翼钢索发生磨损, 其中左副翼后钢索20 根, 左副翼前缘钢索1 根, 右副翼前缘钢索8 根, 右副翼后钢索9根。副翼钢索主要故障位置在左右机身过壁孔处、左右机翼WS71. 125 防磨块处和右副翼自驾舵机支架处。
为了分析CESSNA172R飞机副翼操纵系统钢索故障的原因, 对比了CESSNA172R、PA44 - 180、SR20 三种翼展相近, 且钢索规格相同的飞机的副翼操纵系统 ( 见表1) 。
通过对比发现: 相对于其它机型CESSNA172R飞机副翼操纵系统钢索张力范围更大, 机翼区域使用的滑轮数量较少, 辅助使用了防磨块, 通常情况钢索于防磨块之间有一定的间隙。这就决定了CESSNA172R飞机机翼内副翼钢索稳定支撑点 ( 滑轮) 相对较少, 钢索跨度相对较大; 而CESSNA172R飞机副翼钢索张力值范围比相似机型大约30% , 当钢索张力在规定范围下限附近时钢索相对比较松弛, 加上支撑点少, 运行过程中钢索振幅也较大, 而飞机结构紧凑, 钢索与防磨块/结构件之间的间隙过小, 故容易发生碰磨。FAA的研究证实: 跨度大, 长直走向的钢索, 在振动中会使钢丝硬化, 硬化的钢丝容易脆断, 最终会导致钢索失效[8]。从故障统计来看, 全长273 英寸, 且无滑轮支撑的后副翼钢索磨损达29 根, 占副翼钢索磨损总数的76. 32% 。
综上所述, 飞机副翼钢索磨损的主要原因是: 飞机设计不合理, 钢索的跨度过大, 张力范围相对较宽使钢索振动幅度大。
2 方向舵钢索
CESSNA172R飞机方向舵操纵系统由脚蹬机构、复位弹簧、钢索、滑轮和相关连接件组成, 系统各部件通过相互连接和相互作用, 组成一个闭环回路 ( 见图2) 。方向舵操纵系统的闭环回路不同于一般软式飞行操纵系统的钢索回路, 一般软式飞行操纵系统的钢索回路的张紧程度是通过直接调节钢索张力值来直接设置, 而CESSNA172R飞机方向舵系统的钢索回路的张紧程度是通过调节脚蹬枢轴到前防火墙的距离来进行设置的, 通过调节钢索的长度改变复位弹簧的长度, 进而改变弹簧张力达到改变回路张力的目的。
CESSNA172R飞机方向舵钢索磨损断丝均为右侧钢索, 钢索与FS142. 00 的滑轮接触处发生磨损。
CESSNA172R飞机维护手册规定脚蹬枢轴到前防火墙的距离标准距离是16. 51cm。通过对机队飞机的普查发现: 调整前, 脚蹬枢轴到防火墙距离普遍小于手册规定值。进一步通过对数据整理、统计和分析发现随着脚蹬枢轴到防火墙距离的减小, 方向舵钢索的磨损发生率显著增加, 而距离大于15. 5cm的钢索未发生磨损 ( 见图3) 。
注:数字下面加下划线表示钢索出现了磨损
据此: 随飞行小时的增加, 脚蹬枢轴到防火墙的距离也会变小; 当脚蹬枢轴到防火墙距离减小到一定程度 ( 临界值是15. 5cm) , 发生钢索磨损故障的可能性就会显著增加; 而故障均发生在右方向舵钢索主要是分院在飞行训练中右转弯操纵比左转弯更多。
综上所述, 飞机方向舵钢索磨损原因主要是: 脚蹬枢轴到防火墙的距离减小, 导致方向舵钢索张力变小, 钢索松弛。
3 升降舵钢索
CESSNA172R飞机升降舵系统由操纵杆、传动管、钢索、双臂曲柄、滑轮和相关连接件等组成。
CESSNA172R飞机升降舵操纵系统FS205. 81处升降舵上部钢索发生2 起断丝超标故障; 机身尾部的升降舵双臂曲柄处, 钢索球头于钢索连接处发生了1 次钢索断。
钢索断丝主要由钢索应力循环引起, 而 σmax钢索应力循环的最大应力[9]:
式中: σy为钢索预张力产生的应力; σw为钢索弯曲产生的应力; σg为钢索工作张力产生的拉伸应力。
钢索的弯曲应力可以按巴赫公式计算:
式中: E为钢索的拉伸弹性模量, 它不仅低于钢丝材料的弹性模量, 而且具有一定的非线性; d为钢丝直径; D为转向滑轮槽底直径。
由式 (3) 可知, σy和σg通常保持不变, 钢索的最大应力主要受滑轮直径D, 也称为是钢索弯曲半径影响。弯曲应力是钢索应力循环的主要成分。根据巴赫公式, 钢索的弯曲应力与滑轮直径成反比, 滑轮直径越小, 钢索的弯曲应力越高。由此可以推断, 如果钢索发生疲劳破断, 转向滑轮直径最小处将是其疲劳最薄弱部位。钢索的实际破断部位与理论分析结果相一致, 而且在钢索破断区域存在小段的钢丝, 表明钢索足以弯曲应力为主要控制因素的疲劳断裂。由于滑轮部位的钢索在传动中要反复受到弯曲和拉直的作用, 即经常要受到重复载荷, 而且还与滑轮产生相对滑动, 因而滑轮部位的钢索最容易发生断丝。
由图4 可见, 机身后部方向舵上钢索的支撑滑轮位置较接近后双臂曲柄 ( 靠后侧) , 升降舵向上偏转时, 钢索弯曲变形增大, 故钢索的弯曲应力也相对较大, 最终导致方向舵钢索在FS205. 81 滑轮处出现了磨损断丝故障; 而机身后部方向舵下钢索的支撑滑轮位置距后双臂曲柄 ( 靠后侧) 比较远, 升降舵向上、下偏转时对钢索弯曲变形影响不大。
因此: 机身后部方向舵上钢索的失效是以弯曲应力为主要控制因素的疲劳断裂, 钢索与滑轮及钢丝与钢丝间的磨损促使了疲劳裂纹的萌生。
升降舵处双臂曲柄连接处的钢索球头边缘的钢索断, 主要原因是: 飞机露天停放, 钢索活动连接点腐蚀后无法正常转动, 在飞行操纵过程中, 连接点处的升降钢索受到反复弯折, 最终导致钢索疲劳断裂。
4 襟翼钢索
CESSNA172R飞机襟翼操纵系统由襟翼控制机构、襟翼电机和传动机构、推拉连杆、钢索、随动钢索、驱动滑轮、滑轮和相关连接件等组成 ( 见图5) 。
CESSNA172R飞机襟翼操纵系统钢索的主要磨损点是: 襟翼在收上位时 ( 0°) , 钢索与左、右机身过壁隔框孔处相碰磨; 襟翼在放下位时 ( 30°) 钢索与左襟翼内侧导轨相碰撞。
CESSNA172R飞机襟翼操纵系统的结构特点是, 右襟翼通过右驱动凸轮上的摇臂连接作动机构, 摇臂连接作动机构属于机械硬式连接, 无弹性; 左襟翼通过钢索连接到右驱动凸轮, 右驱动凸轮与右摇臂机械连接, 而钢索连接属于软式连接, 有弹性。
通过对襟翼系统的结构特点和损伤形式的分析表明: 襟翼在收上位 ( 0°) 时, 襟翼和机翼呈流线形, 左、右襟翼之间钢索的软式连接存在一定的弹性, 在运行中会发生振动, 振幅过大的钢索就会碰触到邻近的结构件。CESSNA172R飞机因结构设计原因, 钢索穿过机身处, 钢索和机身过壁隔框孔距离较小 ( 平均约5mm) , 即约50% 的飞机钢索与结构件的距离小于5mm, 有的钢索甚至直接接触到了机身金属隔框。最后, 在频繁的训练飞行中, 反复操纵襟翼钢索, 与结构件的摩擦和碰撞最终导致了钢索失效。襟翼在放下位 ( 30°) 时, 放下的襟翼受气流影响明显, 左襟翼通过钢索连接并保持, 襟翼容易晃动, 并带动钢索大幅振动, 钢索与左襟翼内侧导轨相碰, 在钢索上碰撞出凹坑; 右襟翼通过摇臂机械硬连接, 晃动较小, 故右襟翼钢索尚未发现此类损伤。
综上所述, 飞机襟翼钢索失效的主要原因是: 襟翼钢索跨度过大, 且与结构件间隙过小导致钢索碰磨结构件。
5 预防飞行操纵钢索失效的措施
根据以上对CESSNA172R型飞机飞行操纵系统钢索损伤的位置、区域结构、损伤形式的调查和分析, 在不改变现有飞行操纵系统结构的情况下, 制定以下预防钢索失效的措施:
( 1) 严格检查钢索, 及时更换不合格的钢索。对于断丝散开的钢索可用抹布检查; 对于磨损区域比较光滑或有光滑凹坑的钢索, 应将钢索松脱, 轻微旋转、弯曲 ( 弯曲检查时钢索弯曲半径不能小于钢索直径的50 倍) 钢索损伤部位, 检查钢索损伤状况[10], 此时钢索磨损的区域会有钢丝散开; 对于难以接近检查的钢索应借助孔探仪、反光镜等工具设备或通过操纵使钢索移动到可检查区域; 对钢索与滑轮接触面检查, 应将钢索翻转, 必要时可将钢索来回移动检查。单独的10 英寸长度范围内钢索断丝不超过6 根, 否则应更换钢索。
( 2) 钢索张力值调整至中等偏上, 有利于减小钢索振动幅度。
( 3) 保证钢索与防磨块/机身隔框有适当间隙, 避免与防磨块/机身隔框直接接触; 调整座舱顶部滑轮位置 ( 通过调整间隔垫片) , 从而调整襟翼钢索与机身过壁孔的间隙。
( 4) 注意检查操纵系统的活动部件, 尤其是外露的钢索于摇臂的接头, 确保活动部件运动灵活, 无腐蚀和外来物污染。
( 5) 结合机体100 小时定期维护, 检查飞行操纵钢索已发现过磨损的区域和疲劳危险区域 ( 如:钢索工作长度范围内上穿、下穿或绕滑轮、衬套处;或穿过导缆器或存在钢索弯曲、摩擦的部分或某种工作方式; 或距离型锻接头1 英尺以内的钢索) 。
( 6) 结合换季维护, 对整个操纵系统钢索进行全面检查, 包括接头检查、钢索检查和钢索张力检查等。
6 结束语
CESSNA172R飞机的设计贯彻了结构紧凑、重量轻、成本低的设计理念, 故在飞机系统的可靠性方面存在先天不足。在高强度的训练飞行中, 飞机操纵系统钢索故障的频繁发生就是系统可靠性差的显性表现。但通过可靠性数据的收集、整理和分析, 制定出科学的维护计划和维护措施, 并严格按照相关技术标准实施检查, 就能够通过预防性维护保证飞机操纵系统安全可靠。
摘要：CESSNA172R飞机飞行操纵 (副翼、升降舵、方向舵、襟翼) 系统钢索多次发生磨损、断裂故障, 严重威胁了飞行安全。根据该机型结构设计特点, 通过相似机型系统类比、数据可靠性分析等方法分析了各飞行操纵系统钢索失效的主要原因, 提出了预防飞行操纵钢索失效的措施。通过调整飞机的操纵钢索系统的维护周期, 改进钢索的检查和维护技术, 提高飞机在全寿命周期中的安全可靠性。
关键词：CESSNA172R,飞机,故障,钢索
参考文献
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CESSNA172 篇5
近年来, 我们学院初教机CESSNA 172R飞机在地面滑行期间, 发生多起飞行员在使用方向舵脚蹬修正滑跑方向及转向时前轮转弯动作筒工作迟缓或出现失效的情况, 从而导致飞机偏离跑道或滑行道的事故征候。大致的故障过程基本都是飞机起飞或着陆滑跑时, 飞行员发现飞机有向偏离中心位置的偏转, 蹬方向舵脚蹬进行修正时未能及时修正从而导致飞行员收油门中断起飞, 直至刹停在跑道上、偏离跑道或冲出跑道等事故症候。此类故障易导致严重事故, 危机飞行安全, 分析故障原因, 避免此类故障发生具有重要的现实意义。
前起落架转弯可通过方向舵脚蹬进行操纵, 弹簧转弯操纵杆连接前起落架转弯臂组件与方向舵脚蹬扭力管, 转弯范围相对中立位置每边大约10°, 结合刹车使用, 可获得向左、右最大30°偏转角[2]。飞机前轮转弯动作筒是由通过施加在脚蹬机构力的方向的改变来调节其弹簧摩擦力和机轮摩擦力的大小, 从而达到操纵飞机转弯的目的。
1 前轮转弯动作筒的构造
1.1 前轮转弯动作筒的组成
前轮转弯作动筒在没有装机之前, 垫片 (弹簧座) 在弹簧作用下紧靠在止挡位 (图1和图2) , U形夹和拉杆可以在外筒内移动 (图1和图2) 。
1.2 前轮转弯作动筒的安装
(1) 抬起飞机前轮, 通过定中块使机轮保持中立。
(2) 飞机脚蹬摆平, 方向舵处于中立。
(3) 连接后接头。
(4) 用手将拉杆拉出, 图1检查U形夹与前面的连接轴承孔是否对正, 对不正, 调整U形夹直到对正。
2 前轮转弯动作筒的工作过程、常见故障及排除方法
2.1 前轮转弯动作筒的工作过程
在地面滑行正常左转弯时, 左作动筒产生拉力, 弹簧预紧力比较大, 一般大于机轮转弯摩擦力, 作动筒运动如同刚体运动, 右作动筒随动。右转弯则相反。在满舵位机轮转弯各10°。
在刹车和拖动飞机转弯时, 转弯可达各30°。这时, 由于作动筒后连接点到极限位不能动。以左转为例, 左作动筒拉杆缩如作动筒。图2。右作动筒拉杆伸出, 并压缩弹簧。图3。
在空中飞行时, 机轮定中, U型夹不能动 (前端) 。蹬左舵, 作动筒运动与上述相反。
2.2 前轮转弯动作筒的常见故障及排除方法
前轮转弯动作筒安装不正确, 故障现象包括空中蹬舵重、地面大角度转弯、拖飞机接头受力大。需要重新对前轮转弯动作筒进行定中安装。
地面转弯操纵迟缓 (空行程) :在刹车和拖动飞机转弯时, 前轮转弯力矩由外力或不平衡的主轮阻力矩产生, 转弯角度可增大为±30°, 以左转为例:左动作筒拉杆缩入作动筒, 右动作筒拉杆伸出, 并压缩弹簧。转弯结束后在弹簧回复力作用下, 转弯动作筒拉杆和弹簧回到初始位置。若压缩后的弹簧出现卡阻且不能及时复位, 如图2所示, 由于该动作筒拉杆与弹簧座垫片之间存在间隙, 那么再次蹬脚蹬进行该侧转弯操纵时, 拉杆将先消除间隙才能产生转弯拉力, 从而出现地面转弯操纵迟缓现象。在地面滑行中, 发现正常蹬舵转弯操纵出现迟缓现象, 可以踩刹车提供转弯力矩, 滑会机库后检查是否是因为前轮转弯动作筒工作性能下降导致的空行程, 一般直接更换新件后故障可以排除。
地面大角度转弯或拖飞机接头受力大损坏 (卡死-刚性止挡) 。这种故障现象比较明显, 一般是转弯动作筒失效导致飞机前轮无法进行转弯。直接更换新件。
3 前轮转弯动作筒常见故障的维护经验总结
航后检查应该注意转弯作动筒的伸长量是否在正常范围内, 如果有异常, 抬起飞机机头使前轮支柱伸长定中, 对前轮偏离中心轴、转弯拉杆不对称的飞机进行调整, 转弯拉杆连接转弯摇臂螺帽按维护手册力矩标准拧紧[3]。如果上述工作完成后还发现飞机向一方向偏转, 建议直接更换动作筒。转弯作动筒的防尘罩如果出现损坏应该首先对其进行修复, 避免因进灰引起的转弯作动筒卡阻。后部球头固定螺帽不能拧的太紧, 避免因为拧的太紧造成转弯动作筒不能正常工作。
摘要：CESSNA 172R飞机前轮转弯动作筒为一“半刚性”连接件, 其工作原理是飞行员操纵飞机在地面正常滑行或转弯时, 一侧的动作筒在脚蹬机构的作用下产生拉力, 由于弹簧预紧力大于机轮转弯摩擦力, 该动作筒运动如同刚体运动, 另一侧的动作筒随动, 此时前轮转弯力矩由脚蹬带动动作筒产生, 转弯角度为±10°, 从而带动前起落架支柱操纵飞机进行转弯。本文主要介绍了在前轮转弯动作筒维护过程中遇到的常见故障、故障分析及经验总结。
关键词：前轮转弯动作筒,常见故障,分析
参考文献
[1]赵道文.飞机前轮转弯减摆助力器故障分析[J].机电产品开发与创新, 2012, (5) :20-21.
[2]罗裕富.Cessna172R型飞机前起落架原理及故障分析[J].中国高新技术企业, 2013 (10) .