A320飞机刹车蓄压器压力保持不住排故与分析

<正>我公司A320机队时常会出现刹车蓄压器压力不够这一故障,针对该故障笔者从系统原理进行了一定的分析和总结,以便于大家在今后的工作中能更快速地判断故障的原因。     

飞机刹车蓄压器故障分析及其改进

针对某型飞机刹车蓄压器外场使用可靠性差的问题,分析了故障对飞行安全的影响以及故障产生的原因.其技术改进方案提高了刹车蓄压器系统的可靠性.     

某型飞机蓄压器结构优化

某型飞机蓄压器工作压力较高,使用寿命较长,工作中往复运动次数较多,强度及疲劳强度要求高,造成寿命试验过程中发生两起故障。本文针对故障进行了分析,优化了蓄压器结构。     

某型飞机蓄压器胶囊开裂故障分析

针对某型飞机蓄压器使用过程中无压力情况进行排查,通过理论分析和失效分析,列出蓄压器胶囊开裂故障树,确定故障原因并提出改进措施.     

某型飞机刹车储压器故障分析与解决

通过一起波音737-800飞机在航前工作时刹车储压器压力下降快的故障,参照系统原理进行分析,对照故障隔离手册,排除故障原因,给出解决措施,并提出可靠性建议:应结合系统原理手册(SSM)和系统描述部分(SDS),从系统工作原理出发,快速排除非故障件,定位疑似故障件,为日后排故工作的开展提供参考。     

抑制纵向耦合振动蓄压器设计问题探讨

本文论述抑制纵向耦合振荡蓄压器设计中降频要求和消减管道中压力脉动要求的合理折衷问题.提出了“谐振型蓄压器”和“容抗型蓄压器”两类不同的设计方案,分析了两者的特点和容抗型蓄压器的优点.本文还讨论了蓄压器自振频率的试验测定问题.     

耐高液（气）压部附件测试系统的开发

飞机上耐高液（气）压部附件易发生泄漏破损等问题，对飞机的安全运行至关重要。本文开发了一种测试系统，以气体和液体为介质，以飞机蓄压器为例，通过压力检查、泄露测试、摩擦阻力测试，检测待测部件是否合格。检测结果证明，该测试系统可作为飞机机械系统耐高液（气）压部附件检测的一种参考方法。     

考虑多参数变化的POGO振动稳定性分析

针对多参数变化对POGO振动稳定性的影响分析不足,搭建了捆绑火箭结构系统与推进系统耦合的POGO振动模型。筛选出助推器氧路的泵阻力系数、泵惯性系数、蓄压器压力、蓄压器能量值(PV值)等对POGO振动影响较大的参数,运用正交试验法,分析这些参数共同变化对POGO振动稳定性的影响。发现提高助推器氧路泵的阻力系数、蓄压器PV值,减小助推器氧路的泵的惯性系数、蓄压器压力可以提高POGO振动的稳定性,由极差分析得到各结构参数对POGO振动稳定性影响的主次顺序,同时得到提高POGO振动系统稳定性的最优方案,系统稳定性概率为99.7%,提高了7.3%。     

波音737NG飞机刹车压力下降快故障分析与排除

介绍了一起波音737NG飞机刹车压力下降快故障,由于FIM手册对此类故障论述较少,没有可执行的具体排故方法。本文介绍了一种"二分法",获得了与手册等效的排故措施,可以快速便捷地查找故障源,为航线排故工作提供借鉴。     

民机液压系统安全阀下游回油管路动态压力分析

针对民机液压系统中液压泵持续大流量输出导致安全阀开启后瞬时向回油管路泄压这种回油管路压力较高的典型场景,基于AMESim软件平台建立了安全阀下游回油管路动态压力分析模型,对一些可能影响安全阀下游回油管路动态压力的液压系统元件及参数进行了分析。仿真结果分析表明:液压系统中元件的液容和液阻效应可以降低回油管路动态压力峰值;系统安全阀开启快慢对下游回油管路动态压力峰值有明显影响。当溢流阀开启时间在一定范围内时,溢流阀开启速度越快,回油管路动态压力峰值越低。当溢流阀开启时间超过一定范围时,溢流阀开启速度越慢,回油管路动态压力峰值越低;系统中增加蓄压器回油管路动态压力峰值明显降低,且蓄压器体积越大,回油管路动态压力峰值越低,但变化相对较小。蓄压器的有无对回油管路动态压力峰值的影响较大,其体积大小相对来说影响较小。仿真结果能够为民机液压系统设计初期回油管路设计压力确定提供参考。     

带低压油腔活塞式蓄压器故障的分析

本文通过歼七飞机现场调试中出现的带低压油腔活塞式蓄压器故障，进行了理论分析，阐述了试验结果、产生故障的主要原因和解决措施。     

美国POGO 抑制装置的材料工艺

综合介绍了美国运载火箭发展历史中所使用的囊式蓄压器、弹簧活塞式蓄压器、金属膜盒式蓄压

器和注气式蓄压器等POGO 抑制装置的材料和工艺发展。通过对美国POGO 抑制装置的材料与工艺的介绍,

为我国相关领域的材料和工艺发展提供参考。

     

空客A320正常刹车故障排故分析

空客A320飞机的正常刹车故障在MEL里属于NO GO项目,排故不彻底容易导致航班长时间延误。本文分析了一起正常刹车疑难故障的排除过程并得出结论,即正常刹车压力传感器96GG的压力信号是否异常应通过ABCU而不是BSCU来判断。本结论对未来排除正常刹车故障具有一定的参考价值。     

顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响

隔板与机匣之间留有间隙,间隙的存在势必会对超声速膨胀器的内部流场和总体性能产生影响,为了获得超声速膨胀器内部间隙流动的流动细节,采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ε湍流模型,就顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响进行了数值研究。结果表明:膨胀流道出口斜激波导致吸力面压力高于压力面,隔板尾缘附近部分泄漏流体经间隙流回压力面侧;间隙的存在导致吸力面进口及中、后部近下端壁压力上升,而压力面前缘附近压力下降,对比同一隔板位置,间隙高度每增加1%喉部高度,超声速膨胀器隔板载荷系数最高下降2.6%;端壁损失和斜激波损失降低,但产生了泄漏损失,三维流道内总的流动损失增加,膨胀器效率降低,本文研究范围内效率最多下降8.8%;马蹄涡、泄漏涡及二者之间的相互作用是顶部区域的主要涡系结构;前缘附近气流经间隙流到吸力面侧和尾缘附近泄漏流体越过间隙重新流回压力面侧是间隙内气流的主要运动形式。     

MD-90飞机升降舵液压系统设计分析

一、概述 MD-90升降舵液压系统采用由液压能源的左、右液压系统同时供压的方式(MD82仅用左系统供压),即每只升降舵上的舵面作动筒由左、右两套液压系统同时供压,供压压力为3000psi.此压力经过升降舵液压系统中相应左、右系统的压力调节器减压为15000psi,经过马达作动切断阀.液压应急切断阀,然后一路到达人工转换作动筒,一路经操纵阀、旁通阀到达舵面作动筒移动舵面.     

某型飞机蓄压器O型橡胶密封圈失效分析

某型飞机蓄压器在例行耐久循环试验过程中,因进气口端的O型密封圈失效而发生了漏气故障。通过对失效橡胶密封圈形态的宏观观察、断口微观分析及工作过程分析,找出了该橡胶密封圈失效原因,并提出了建议。     

伺服机构油箱-蓄压器密封件研制

前言伺服机构油箱一蓄压器所用的5073胶压制的“O”型圈,在-40℃下的典型试验中,发生喷泄现象,使产品不能正常工作。二级蓄压器壳体与活塞间的接触氮气的胶圈,曾改用P801胶,仍不能满足伺服机构的设     

液体火箭发动机泄漏故障实时仿真

以某泵压式供应系统的液体火箭发动机作为研究对象, 进行泄漏故障状态下的模拟, 为提取泄漏故障模式、优化监控参数、泄漏故障检测和诊断奠定了基础。仿真的结果表明, 模型能够较精确实时地仿真泄漏故障     

脉冲循环试验中的几个问题

近几年来,我们液压试验组,对 Z—8机无扩口导管接头,J—8飞机护板作动筒,J—7飞机蓄压器进行了压力脉冲循环试验。积累了一些经验。供以后进行这方面试验作参考。     

基于变能量蓄压器的POGO抑制技术初步研究

随着运载火箭技术的不断发展,火箭的规模也越来越大,这导致火箭的结构纵向、局部振动频率和横向频率也越来越低,用于POGO抑制设计的安全频率窗口也变窄,一次充气式蓄压器的抑制装置已不能满足设计要求。为此对基于可变能量蓄压器的抑制技术进行了初步研究。