一种排除飞机慢车停车故障的方法与流程

本发明涉及一种航空器维修技术，特别是一种排除飞机慢车停车故障的方法，更具体涉及排除cirrussr20飞机慢车停车故障的方法。

背景技术：

美国cirrusdesign公司生产的sr20飞机号称“空中宝马”，采用整机复合材料结构并配备有整机降落伞系统，具有卓越的飞行品质和较高的安全性，在私人用途和飞行培训等方面获得了广泛的应用，cirrus公司的sr系列飞机在全球的保有量已超过6000架。

cirrussr20飞机配置了美国tcm公司生产的io-360-es型航空活塞发动机，在运行中经常出现发动机地面慢车停车故障，特别是多次在飞机着陆后脱离跑道过程中出现发动机停车，给飞行员带来很大的心理压力。

cirrussr20飞机及发动机燃油系统中一共有两个供油泵。一个是位于飞机燃油系统中的电动燃油增压泵，该泵只在需要的时候人工打开起辅助供油作用（以下称辅助泵）；另一个是位于发动机燃油系统中的发动机驱动燃油泵，是该型发动机燃油控制系统的核心部件，是发动机工作过程中的主用油泵（以下称主用泵），其特定转速时的输出油压决定了发动机的基准工作点。在安装逻辑上辅助泵位于主用泵之前，辅助泵输出的燃油经主燃油滤过滤后进入主用泵。cirrussr20飞机维修手册中规定辅助泵的输出压力应在4-6psi之间，tcmio-360-es发动机手册中规定的主用泵基准工作点范围是在600rpm时主用泵输出油压应在7-9psi之间，手册及厂方相关技术文件中仅对主、副油泵输出油压正常规定范围做出了规定，对主、副油泵输出压力之间的对应关系并未做出额外的说明和要求。

cirrussr20飞机在运行实践中经常出现的发动机慢车停车有三种表现形式：一是飞机落地后收油门至慢车状态然后发动机停车，即“落地停车”，这种发动机停车出现在飞机刚落地脱离跑道的过程中，由于刚刚着陆，如果停车故障早出现几分钟那时飞机还在着陆进近中，对单发动机的cirrussr20飞机而言将是极大的安全威胁，所以这种“落地停车”给飞行员带来很大的心理压力；二是地面开启辅助泵后发动机转速持续降低直至停车，即“打泵停车”；三是关闭辅助泵瞬间发动机停车，即“关泵停车”。慢车停车是cirrussr20飞机上的固有故障，尽管cirrussr系列飞机在全球的保有量已超过6000架，但多年来这个问题一直未能得到有效解决；tcm作为全球性的航空活塞发动机制造公司，其产品也并不唯一地使用在cirrussr系列飞机上，且多采用原理相似的发动机燃油喷射系统，但tcm公司对其发动机运行中频繁出现的慢车停车故障的发生机理也未有揭示。航空维修工程领域内对采用tcm燃油喷射系统相关发动机的慢车停车故障的排除方法也无学术报道。由于故障原因不明，运行实践中频繁出现的发动机慢车停车故障给飞行员带来巨大心理压力，而维修技术人员对此也只能是大量更换故障发动机上燃油系统相关部件，带来了巨大的人力物力损失，也带来较大的飞行安全风险。而故障机理不清，难以对发动机出现空中停车的几率进行风险评估，基于安全考虑，政府适航监管部门针对某航空运行单位sr20机队频繁出现发动机地面慢车停车的运行状况暂停了其sr20机队的运行直至采取有效措施。

通过运行实践中对cirrussr20飞机“落地停车”、“打泵停车”、“关泵停车”等慢车停车疑难故障的发生机理的深入研究和长时间的实践验证，本发明对可靠解决cirrussr20飞机的慢车停车故障给出了便于工程实践操作的判断标准和执行方法，而且由于涉及到对tcmio-360-es发动机主用泵性能的筛选判断，故本发明所公布的技术方案对其它采用tcm发动机燃油喷射控制系统的机型上解决类似故障具有较大借鉴意义。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提供一种经济性好地排除飞机慢车停车故障的方法，更具体涉及排除cirrussr20飞机慢车停车故障的方法，可靠解决cirrussr20飞机在正常运行中频繁出现的“落地停车”、“打泵停车”、“关泵停车”等顽固性慢车停车疑难故障；进一步解决的技术问题还包括以预防tcmio-360-es发动机各类慢车停车故障为目的的便于在cirrussr20飞机上对飞机-发动机燃油系统综合性能进行监控判断的操作方法和参数标准，达到实时跟踪监控发动机性能状况、及早发现故障趋势、以较高可靠性解决cirrussr20飞机顽固性慢车停车故障的目的；更进一步解决的技术问题还包括在满足上条的基础上兼顾经济性，对不能通过性能检测的拟淘汰的高价部件例如发动机驱动燃油泵进行性能优化，恢复其使用价值。

为了实现解决上述技术问题的目的，本发明采用了如下技术方案：

一种经济性好地排除飞机慢车停车故障的方法，具体用以解决cirrussr20飞机慢车停车故障，包括如下步骤：

第一阶段：以优胜劣汰为目的，进行tcmio-360-es发动机主用泵（发动机驱动燃油泵）性能筛选，通过衡量主用泵的慢车工作点稳定程度，决定是否更换该主用泵；

本发明提出的在航空器运行环节对经出厂测试合格的主用泵进行以慢车（工作点）稳定性为指标的二次筛选，主要是在发动机地面试车中通过模拟飞机实际运行中发动机的各种使用状态、并以基准工作点漂移量作为量化指标来衡量主用泵的慢车工作点稳定程度；

实际运行中飞机在起飞、降落阶段需要开启辅助泵，而辅助泵开启状态下主用泵回油油室燃油薄膜存在有推动慢车活门开度增大的附加力，所以在飞机全油门起飞时因开启辅助泵将使慢车活门开度进一步增大；对主用泵慢车稳定性的测试应模拟飞机实际运行状态使慢车活门开度尽可能最大，然后收回油门考察慢车活门复位至基准开度的能力；

具体步骤包括：

1）以尽可能小的起动转速起动发动机，如发动机温度及滑油温度低于该发动机技术手册温度规定值则按规定程序完成暖机操作直至温度合格；

2）将发动机转速稳定在600rpm的标定转速上，记录发动机主用泵的输出油压，该油压在cirrussr20飞机技术手册中称之为非计量燃油压力，设其为p1；必要时调整主用泵慢车油压调整螺钉使p1处于7-9psi之间；

3）推油门至最大功率位并开启辅助泵即电动燃油增压泵，在全油门状态工作3-5s后收油门，在发动机转速约1500-2000rpm时关闭辅助泵；

4）继续收油门至600rpm的发动机标定转速上，记录发动机主用泵的输出油压，设其为p2；

5）计算p1和p2差值，设δp=p1-p2，差值越大说明该主用泵的稳定性越差，如δp≥2psi则可判定该主用泵的性能不能满足正常运行要求，更换该主用泵；

第二阶段：以减小辅助泵对主用泵影响程度为目的，进行cirrussr20飞机正常慢车状态下发动机最佳基准工作点的优化设置：

按tcmio-360-es型发动机技术手册的规定，基准工作点设置是在600rpm的标定转速上进行的，但飞机运行中正常使用的慢车转速是800±50rpm，所以在600rpm设置好基准工作点后还须把发动机慢车转速调整为800±50rpm后飞机方可投入运行；工程实践表明600rpm时设置的混合比参数不适合800±50rpm，需要在800±50rpm转速上再次进行调整，这又会对已经在基准工作点上设置好的其它参数产生影响，如此反复，费时费力；

改进步骤如下：

1）起动发动机，如发动机温度及滑油温度低于该发动机技术手册温度规定值则按规定程序完成暖机操作；

2）推油门至发动机转速1700±100rpm并持续10-15s清洁火花塞；

3）收油门至800±50rpm的cirrussr20飞机正常运行慢车转速上检查贫富油，发动机转速变化量应为约70±10rpm；必要时调整慢车贫富油调整螺钉；

4）调整后推油门至1700±100rpm持续10-15s清洁火花塞；

5）再次收油门至800±50rpm，记录此时的发动机实际转速为n1，n1即为不开辅助泵时的实际慢车转速；开启辅助泵即电动燃油增压泵后，记录发动机实际转速为n2，n2即为开启辅助泵后发动机的实际转速；发动机转速改变量δn=n2-n1，应满足∣δn∣≤50rpm；

由于在飞机的发动机燃油系统中开启辅助泵后会对主用泵的供油压力造成影响，就会改变发动机的油气比，并通过发动机转速的变化进行体现。第一次在800rpm检查贫富油，即为确定发动机在这个转速状态时的油气比是否合适，然后清洁火花塞后再次回到800rpm，这时油气比基本上不会变化；然后开启辅助泵，在辅助泵影响下油气比会发生比较大的变化，通过发动机转速改变值衡量发动机的稳定可靠性，转速改变量越大表明油气比改变量也越大。所以这实际上是通过发动机转速该变量来衡量辅助泵对主用泵的影响程度。

6）如δn<-50rpm，则调高主用泵即发动机驱动燃油泵的输出油压，输出油压为非计量燃油压力；如δn>50rpm，则调低主用泵输出油压；每次调整后均重复执行第二阶段步骤2）至第二阶段步骤5）；

7）收油门至600rpm的发动机标定转速上，检查主用泵（发动机驱动燃油泵）输出油压应在7-9psi范围内，如超出该范围仍无法满足第二阶段步骤6），则更换辅助泵（电动燃油增压泵）；

8）更换辅助泵时应依据第二阶段步骤7）中主用泵的输出油压视情选择合适的辅助泵，如主用泵的输出油压大于9psi则选择换用输出油压偏下限的辅助泵，反之输出油压小于7psi需选择输出油压偏上限的辅助泵；更换辅助泵后需重复执行第二阶段步骤1）至第二阶段步骤7）进行再次调整；

第三阶段：以发动机性能实时掌控为目的，在运行实践中对飞机-发动机燃油系统的综合性能进行监控检查：

tcmio-360-es型发动机技术手册中采用油压判断主用泵基准工作点，执行判断时需要重新设置发动机转速至指定的标定转速且需要接入专用测试设备，操作较为繁琐，不能在飞机运行中随时测试监控，不便于对发动机性能状况的实时掌控；

考虑到发动机燃油为不可压缩的低粘度流体，故发动机燃油系统也应符合液压系统一般原理，可知在燃油系统管路内部通道孔径一定的情况下燃油压力与燃油流量存在一定的对应关系；同时由航空发动机原理可知当油门开度不变时发动机燃油流量变化能够引起气缸内混合气的油气比发生变化最终反映在发动机转速的变化上。基于此并考虑实际运行环境中操作的便捷性需求，本发明提出以发动机转速和发动机燃油流量作为参考量进行主用泵基准工作点偏移程度的量化判断；

实现步骤如下：

1）收油门至800±50rpm的正常慢车转速，记录此时的发动机实际转速为n3，n3即为不开辅助泵时的实际慢车转速；开启辅助泵即电动燃油增压泵后，记录发动机实际转速为n4，n4即为开启辅助泵后发动机的实际转速；发动机转速改变量δn2=n4-n3，应满足∣δn2∣≤50rpm，否则返回第一阶段和第二阶段；

2）检查发动机在特定转速时的最低燃油流量：800rpm应不小于1.3gph、900rpm时应不小于1.4gph，否则返回第一阶段和第二阶段；

3）维修中如更换辅助泵，需执行第二阶段；

第四阶段：基于主用泵慢车活门稳定性能优化的慢车活门体油路改进：

一种慢车活门体油路改进方法，所述的慢车活门体油路包括，芯柱上设置有活门体，芯柱端部与慢车活门体中心孔底部之间形成对慢车活门体的移动具有阻尼作用的阻尼腔；阻尼腔内为发动机燃油；阻尼腔的底部设置有贯通回油油室和阻尼腔的卸荷孔，在芯柱向慢车活门体中心孔底部运动时，卸荷孔将阻尼腔内的油液向回油油室排出，在芯柱远离慢车活门体中心孔底部运动时，卸荷孔将回油油室的油液导入到阻尼腔内，起到减小阻尼的目的。

具体的，所述的慢车活门体油路，包括一个慢车活门，慢车活门的左侧内部为中心孔，中心孔内设置有芯柱，圆柱孔的直径与芯柱的外径互相配合，慢车活门的右侧为弹簧支撑板，弹簧支撑板右侧设置有慢车油压弹簧。

设置卸荷孔后，减小慢车活门体与芯柱之间的径向配合间隙以提高活门体的径向稳定性。径向配合间隙减小后通过该配合间隙中逸出的燃油的量本身已不多，而且完全可以通过略减小慢车活门开度的方式得到补偿，完全不影响主用泵控制单元的最终总回油量，兼得了慢车活门体的轴向灵活性和径向稳定性。

设计思路是：在原慢车活门体上与芯柱配合的中心孔为盲孔，当活门体安装在芯柱上后，芯柱端部与活门体中心孔底部之间就形成一个空腔，该空腔的存在对活门体的移动具有阻尼作用，称为阻尼腔。为保证活门体在芯柱上轴向移动过程中的径向稳定性，活门体与芯柱之间的径向配合间隙较小，显然该配合间隙越小阻尼腔的阻尼作用就越大，阻尼过大使慢车活门体轴向移动缓慢，不仅降低了主用泵内控制单元的响应速度带来输出油压对转速的响应滞后，而且也是“关泵停车”故障得以发生的基础前提。

可见在原设计状态下慢车活门体的轴向灵活性和径向稳定性成为一对矛盾，为保证主用泵输出油压对转速的响应速度，只能在径向稳定性方面做出妥协，所以在分解慢车稳定性较差的主用泵后可以看到芯轴表面上存在有慢车活门体径向摆动留下的周向纹。针对此本发明提出去除阻尼腔的技术方案，具体实现方法是在慢车活门体的盲孔底部加工一贯穿卸荷孔。

添加卸荷孔后就可以减小慢车活门体与芯柱之间的径向配合间隙以提高活门体的径向稳定性，径向配合间隙减小后通过该配合间隙中逸出的燃油的量本身已不多，而且完全可以通过略减小慢车活门开度的方式得到补偿，完全不影响主用泵控制单元的最终总回油量，兼得了慢车活门体的轴向灵活性和径向稳定性。

在cirrussr20飞机装载的tcmio-360-es航空活塞发动机上，发动机驱动燃油泵（以下称主用泵）是发动机燃油控制系统的核心部件，为发动机不同转速状态下提供合适的燃油压力。主用泵由增压单元和控制单元两部分组成，其中增压单元为一旋板泵，控制单元由大车活门、慢车活门以及混合比活门组成。由于旋板泵为定容积泵，每旋转一周排出的燃油量是固定的，为保证充足的燃油供给，发动机任何转速时旋板泵输出的燃油量均大于发动机的实际需求，多余的燃油通过控制单元提供的回油通道返回旋板泵入口。由于油液的不可压缩性，控制单元实际上是通过对增压单元输出端进行适当的回油来保证主用泵输出合适的燃油压力。控制单元为旋板泵的输出端（输出油室）提供了两条并联的回油通道，其中一条由大车活门和慢车活门组成串联关系后共同组成，燃油经大车活门进入中间油室再经慢车活门流向回油油室，该通道可根据预设条件和外界环境条件自动控制回油量；另一条回油通道由混合比活门独立组成，正常状态下混合比活门处于关闭的状态（全富油位），需要时由人工操纵活门开度控制回油量。混合比全富油位时旋板泵输出的超出发动机实际需求的多余燃油将全部通过“大车活门-慢车活门”通道流向回油油室。

慢车活门是个套在芯柱上并可沿芯柱做轴向移动的圆盘状活门，芯柱是固定在基座上的一段圆柱体直导向杆。活门体两端截面积不等，大端中心位置沿轴向开有盲孔，盲孔套在芯柱上与芯柱配合共同为活门提供周向定位以保证活门体在芯柱上轴向移动过程中的稳定性。慢车活门前为中间油室，慢车活门后为回油油室，中间油室与回油油室之间的燃油压力差为慢车活门提供活门开大的力；慢车活门体小端与燃油薄膜贴合在一起，慢车油压弹簧隔着燃油薄膜压在慢车活门体小端端面上，为慢车活门提供活门关小的力，慢车活门体就在一定弹簧预紧力基础上根据不同的中间油室油压通过在芯柱上轴向移动来改变活门体与基座之间的间隙，也就是改变活门的开度。燃油薄膜在回油油室和慢车油压弹簧所处的膜盒腔之间提供密封和隔离，调整慢车油压调整螺钉时螺钉轴向位置改变，改变了慢车油压弹簧对慢车活门体的基础预紧力，也就控制了中间油室经慢车活门的基础回油量。

主用泵在特定标定转速时的输出油压决定了发动机的基准工作点。按tcmio-360-es型发动机技术手册的规定，基准工作点的调整是在600rpm的发动机转速时调整主用泵上的慢车油压调整螺钉使主用泵输出油压处于7-9psi之间。设置发动机的基准工作点后，慢车活门将在一定的中间油室燃油压力和慢车油压弹簧共同作用下达到平衡，慢车活门保持一定的开度，设其为基准开度，相应地也将此时慢车活门体在芯柱上的位置称为基准位置。发动机转速改变后增压单元输出的燃油量改变，因油液的不可压缩性，将引起慢车活门前中间油室的油压变化，慢车活门体的平衡被打破，慢车活门体将芯柱上移动并在新的位置上达到平衡，此时慢车活门开度改变，回油量改变。在全油门状态下慢车活门的开度达到最大。按照tcmio-360-es型发动机技术手册的描述，基准状态下设置的混合比等参数将会对发动机各转速时的整体性能产生影响，毫无疑问发动机的基准工作点应该是稳定的，即全油门状态工作后再次收油门至标定位，慢车活门体应该能够回到基准位置。但工程实践表明，在一些cirrussr20飞机的发动机上，经全油门并再次回到慢车状态后发现原本设置好的慢车混合比等参数发生较大改变，在600rpm的标定转速上重新测试发现主用泵的输出油压较之前的设置值偏低，表明慢车活门体并未回复至基准位置，慢车活门的开度大于基准开度，导致“大车活门-慢车活门”回油通道的回油量增加，主用泵输出油压降低，即发动机的基准工作点出现了偏移。

受装配工艺等多种因素影响每台发动机都有自己的个体特性，手册中给出的仅仅只是主用泵基准工作点的正常允许范围，在具体发动机上还应参考哪些具体因素来最终决定将基准工作点设置在什么样的具体值上却未有说明，在相关技术文献上也未有揭示，工程实践中工作者对主用泵基准工作点的设置主要依靠个人经验，使最终的基准工作点在7-9psi的正常范围内具有一定的随机性，或者为使数据不易超限而“一刀切”地将所有发动机的基准工作点统一设置在正常范围的中间值8psi上，这些操作显然都抹杀了发动机的个体特性差异，大概率地导致多数发动机的基准工作点偏离最佳位置。

在主用泵内部，回油油室与主用泵的燃油入口是相通的，即控制单元将多余燃油返回到主用泵燃油入口以进行再次循环利用，所以回油油室内的油压与主用泵燃油入口的油压相等。主用泵基准工作点设置是在不开启辅助泵状态下进行的，可认为此时回油油室与主用泵入口的油压均为0psi。在开启辅助泵状态下，主用泵入口及主用泵回油室内均有一定油压存在，该油压大小等于辅助泵的输出油压，这一油压存在于主用泵内回油油室里，一方面作用在燃油薄膜上成为推动慢车活门开度增大的附加力使回油量增加，另一方面又成为中间油室燃油通过慢车活门回油的背压使回油量减小，可见辅助泵输出油压能够对主用泵带来一定的影响，但主用泵最终的输出油压如何变化则依具体情况不同而不能一概而论。如果辅助泵的输出油压处于4-6psi正常范围的偏上区域而主用泵基准工作点设置于在7-9psi正常范围的偏下区域时，开启辅助供油泵后“背压”会成为主要因素使最终回油量减小，主用泵输出油压向油压升高方向偏移，对发动机多供油使油气混合气偏富发动机转速降低，超过一定门限值即引起发动机过富油停车，实践中称之为“打泵停车”；反之“附加力”会成为主要因素使最终回油量增加，主用泵输出油压向油压降低方向偏移，对发动机少供油使油气混合气偏贫发动机转速升高，超过一定门限值则引起发动机过贫油停车，实践中也表现为“打泵停车”。所以“打泵停车”是出现在辅助泵持续开启期间。如果辅助泵对主用泵的这种影响程度在一定门限内使开启辅助供油泵期间发动机没有停车，但可能会在关闭辅助供油泵瞬间因“背压”和“附加力”同时消失、慢车活门尚未来得及归位的短暂时间内，单纯的慢车活门开大因素引起回油量过多致使主用泵输出油压过低导致发动机过贫油停车，实践上称之为“关泵停车”。所以“关泵停车”出现在关闭辅助泵的瞬间。

工程实践表明，主用泵基准工作点的偏移总是朝向燃油压力降低的方向，这将导致发动机慢车状态下偏贫油，超过一定的阈值将诱发过贫油停车。偏移是绝对的，合格是相对的，对偏移量过大的主用泵应判为不合格而换掉，这个筛选标准是在航空器运行环节对经出厂测试合格的主用泵所进行的二次测试，筛选标准高于出厂标准。这个针对性的操作判断方法和筛选标准在厂方及相关工程技术领域文献均未有揭示，是本发明的创新点之一。

基于主用泵的设计原理可知即使是经过二次筛选的主用泵依然受辅助泵输出油压的影响，所以辅助泵对主用泵的影响是不可忽视的慢车停车诱因之一，针对该实际问题本发明提出在进行tcmio-360-es型发动机的基准工作点设置时应考虑辅助泵输出油压的影响，并针对性地给出了操作方法和参数判断标准，这是本发明的创新点之二。

任何机械部件在使用中均会存在磨损以及环境条件改变等多种影响因素综合导致的性能变化，如何在飞机运行条件下有效监控主用泵性能漂移以及如何进行量化判断，在相关技术文献均未有揭示，提出以预防tcmio-360-es发动机各类慢车停车故障为目的且便于在工程实践中对cirrussr20飞机的飞机-发动机燃油系统综合性能进行监控判断的操作方法和参数标准，是本发明的创新点之三。

特别地，tcmio-360-es型发动机技术手册中明确发动机燃油系统部件更换后需重新进行主用泵基准工作点设置，而辅助泵属于机身燃油系统，故工程实践中更换辅助泵后均不进行主用泵基准工作点设置。由于不同的辅助泵的输出油压存在个体差异，基于创新点二提出更换辅助泵后需进行主用泵基准工作点验证、必要时重新设置，是本发明的创新点之四。

在以上各创新点的技术方案得到有效执行后，cirrussr20飞机的各类发动机慢车停车故障即可得到有效预防并可靠解决。在以上技术方案中，对未能通过二次筛选的主用泵进行了淘汰处理，由于该泵是该型发动机燃油系统的核心部件，价格较为昂贵，直接淘汰存在一定的经济损失；为提高经济性，本发明又提出了基于主用泵慢车活门稳定性能优化的慢车活门体油路改进方法，是本发明的创新点之五。

通过采用上述技术方案，本发明具有以下的有益效果：

1）、可便捷监控主用泵基准工作点偏移情况，做到对发动机性能的实时掌控。

由于cirrussr20飞机上没有机载燃油压力表，不能实时显示主用泵输出的燃油压力参数，故本发明所公布的技术方案采用飞机上已有的发动机转速和发动机燃油流量参数来完成对主用泵基准工作点偏移程度等关键指标的判断和监控，不再如同传统方法那样需要重新设定发动机转速和接入专用设备，在正常操作中即可“顺便”完成对主用泵基准工作点的正确性判断，操作方法简单易行，实现了在飞机运行中对发动机关键参数的便捷监控，可确保能够在飞机运行中对发动机性能状况做到实时掌控，满足安全需求。

2）、参数设置有据可循，排故换件有的放矢，过程简单效果好，减少人力物力浪费，经济指标好。

在本发明公布本方法之前，飞机和发动机厂家均未揭示cirrussr20飞机主用泵（发动机驱动燃油泵）的性能特点和测试判断方法及参数标准，航空维修工程领域内也无相关学术研究报道。按照厂家推荐的传统方法，对该型发动机进行基准工作点设置时仅需在指定的600rpm标定转速状态下将发动机驱动燃油泵的输出燃油压力调整在7-9psi范围内即可，具体设置为何值完全取决于操作者的主观意愿和维修经验，使最终的基准工作点在7-9psi的正常范围内具有一定的随机性，或者为使数据不易超限而“一刀切”地将所有发动机的基准工作点统一设置在“7-9psi”正常范围的中间值8psi上。这种操作方法没有计入发动机个体特性差异因素将大概率出现主用泵基准工作点偏离最佳位置，没有考虑辅助泵（电动燃油增压泵）对主用泵的影响，但由于技术文件体系中并无任何参考判据，学术领域也无研究报道，造成长期以来对cirrussr20飞机的发动机慢车停车故障机理不清，付出大量人力物力仍难以有效解决。

本发明所采用技术方案在工程实践中验证期间，通过对主用泵性能的二次筛查等系列技术方案的执行，参数设置有据可循，排故换件有的放矢，过程简单效果好，减少人力物力浪费，经济指标较好。

3）采用基于主用泵慢车活门稳定性能优化的慢车活门体油路改进技术方案后，在主用泵性能筛选环节被淘汰的所有主用泵均能通过二次筛选，使得价格较为昂贵的主用泵得到了“废物利用”，使高价部件的价值得到了充分体现，在保证可靠性的基础上进一步提高了经济性。

附图说明

图1是cirrussr20飞机装载的tcmio-360-es航空活塞发动机的大车活门与慢车活门对输出油室的回油通道示意图。

图2是tcmio-360-es航空活塞发动机的大车活门与慢车活门对输出油室的慢车活门油路放大图。

图3是慢车活门体油路改进示意图。

图中，1-大车活门，2-输出油室，3-中间油室，4-慢车活门，5-回油油室，6-芯柱，7-燃油薄膜，8-膜盒腔通大气孔，9-慢车油压调整螺钉，10-慢车油压弹簧，11-慢车活门座，12-阻尼腔，13-卸荷孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本专利进一步解释说明。但本专利的保护范围不限于具体的实施方式。

实施例1

如附1-3图所示，本专利的一种经济性好地排除飞机慢车停车故障的方法，具体用以解决cirrussr20飞机慢车停车故障。

第一阶段：以优胜劣汰为目的，进行tcmio-360-es发动机主用泵性能筛选，通过衡量主用泵的慢车工作点稳定程度，决定是否更换该主用泵。主用泵即发动机驱动燃油泵。

具体步骤包括：

1）以尽可能小的起动转速起动发动机，如发动机温度及滑油温度低于规定值则按规定程序完成暖机操作；

2）将发动机转速稳定在600rpm的标定转速上，记录发动机主用泵的输出油压p1；

3）推油门至最大功率位并开启辅助泵，在全油门状态工作约3-5秒后收油门，在发动机转速约1500-2000rpm时关闭辅助泵；

4）继续收油门至600rpm的发动机标定转速上，记录发动机主用泵的输出油压p2；

5）计算p1和p2差值δp=p1-p2，如δp≥2psi则可判定该主用泵的性能不能满足正常运行要求，更换该主用泵。

第二阶段：以减小辅助泵对主用泵影响程度为目的，进行cirrussr20飞机正常慢车状态下发动机最佳基准工作点的快速设置。

实现步骤如下：

1）起动发动机，如发动机温度及滑油温度低于规定值则按规定程序完成暖机操作；

2）推油门至发动机转速1700±100rpm并持续10-15s清洁火花塞；

3）收油门至800±50rpm的cirrussr20飞机正常运行慢车转速上检查贫富油，发动机转速变化量应为约70±10rpm；必要时调整慢车贫富油调整螺钉；

4）调整后推油门至1700±100rpm持续15s清洁火花塞；

5）再次收油门至800±50rpm，记录此时的发动机实际转速为n1（不开辅助泵时的实际慢车转速）；开启辅助泵即电动燃油增压泵后，记录发动机实际转速为n2（开启辅助泵后发动机的实际转速）；发动机转速改变量δn=n2-n1，应满足∣δn∣≤50rpm；

6）如δn<-50rpm，则调高主用泵即发动机驱动燃油泵的输出油压非计量燃油压力；如δn>50rpm，则调低主用泵输出油压；每次调整后均重复执行第二阶段步骤2）至步骤5）；

7）收油门至600rpm的发动机标定转速上，检查主用泵输出油压应在7-9psi范围内，如超出该范围仍无法满足步骤6），则更换辅助泵（电动燃油增压泵）；

8）更换辅助泵时应依据第二阶段步骤7）中主用泵的输出油压视情选择合适的辅助泵，如主用泵的输出油压大于9psi则更换辅助泵时选择换用输出油压偏下限的辅助泵，反之需选择输出油压偏上限的辅助泵；更换辅助泵后需重复执行第二阶段步骤1）至步骤7）进行再次调整。

第三阶段：以发动机性能实时掌控为目的，在运行实践中对飞机-发动机燃油系统的综合性能进行监控检查。

实现步骤如下：

1）收油门至800±50rpm的正常慢车转速，记录此时的发动机实际转速为n3，n3即为不开辅助泵时的实际慢车转速；开启辅助泵即电动燃油增压泵后，记录发动机实际转速为n4，n4即为开启辅助泵后发动机的实际转速；发动机转速改变量δn2=n4-n3，应满足∣δn2∣≤50rpm，否则返回第一阶段和第二阶段；

2）检查发动机特定转速时的最低燃油流量：800rpm时应不小于1.3gph、900rpm时应不小于1.4gph，否则返回第一阶段和第二阶段；

3）维修中如更换辅助泵，返回需执行第二阶段。

第四阶段：基于主用泵慢车活门稳定性能优化的慢车活门体油路改进：

在阻尼腔的底部设置有贯通回油油室和阻尼腔的卸荷孔，在芯柱向慢车活门体中心孔底部运动时，卸荷孔将阻尼腔内的油液向回油油室排出，在芯柱远离慢车活门体中心孔底部运动时，卸荷孔将回油油室的油液导入到阻尼腔内。

设置卸荷孔后，减小慢车活门体与芯柱之间的径向配合间隙以提高活门体的径向稳定性。

数据统计：

在未采用本技术方案之前，某航空运行单位40架cirrussr20飞机在50个月时间里累计运行140870小时，发生慢车停车故障75起，平均故障率1878小时/起，1.5起/月。平均每发生一起慢车停车故障造成经济损失1.2万元。

部分采用本技术方案后，该航空运行单位40架cirrussr20飞机在5.5个月时间里累计运行25474小时，发生慢车停车故障3起，平均故障率4631小时/起，0.5起/月。

完全采用本技术方案后，该航空运行单位的40架cirrussr20飞机在持续统计期内已连续运行超过30个月，累计运行时间超过106430小时，发生慢车停车故障0起。

实践证据表明本方法可有效排除业界多年来一直未能有效解决的cirrussr20飞机顽固性慢车停车故障，对保障飞行安全效果显著，社会效益明显。经济效益方面单对该航空运行单位一家而言以后每年均可为其节约经费22万余元。