| 主权项 |
一种发动机在位交叉试验的排故方法，其特征是，本方法包括以下步骤：步骤一，通过座舱数据发现飞机的第一侧发动机(9)故障后，将地面静态检测仪(1)与飞机交流电源(6)连接；将地面静态检测仪(1)与飞机的第一侧发动机热电偶接线盒1(8)和飞机的第一侧发动机热电偶接线盒2(10)连接；将地面静态检测仪(1)与跨接盒(5)连接；将跨接盒(5)与飞机的第一侧发动机温控放大器(7)连接；以上连接完成后对飞机的第一侧发动机(9)进行静态测试，确认飞机的第一侧发动机故障；步骤二，通过飞机座舱的数据，确认飞机的第二侧发动机(20)工作参数正常；步骤三，在对应不合格项的飞机的第一侧发动机热电偶接线盒1(8)或者飞机的第一侧发动机热电偶2(10)处进行通路电阻值和绝缘电阻值的检查，判断是否是热电偶故障，如果数据合格，则排除热电偶故障，进入下一步；步骤四，断开飞机的第一侧发动机温控放大器(7)与飞机的第一侧发动机燃油流量调节器(11)和飞机的第一侧发动机防喘调节器(12)的连接；断开飞机的第二侧发动机温控放大器(17)与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的第二侧发动机防喘调节器(16)的连接；步骤五，将飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的 第二侧发动机防喘调节器(16)与飞机的第一侧发动机温控放大器(7)连接；步骤六，进行静态测试，若试验结果与飞机的第一侧发动机原状态试验时结果相同，则可判定飞机的第一侧发动机温控放大器(7)有故障，防喘调节器(12)或燃油流量调节器(11)无故障；若试验结果与飞机的第一侧发动机原状态试验时结果不同，则可判定飞机的第一侧发动机温控放大器(7)无故障；按照静态测试的数据，确定燃油流量调节器(11)或防喘调节器(12)中的故障件；步骤七，试验完，更换故障件，排除故障；恢复飞机的第二侧发动机温控放大器(17)与飞机的第二侧发动机燃油流量调节器(15)和飞机的第二侧发动机防喘调节器(16)的连接。 |
