王煥林 李振賀 李鵬

摘要：某型飛機(jī)飛行中報(bào)出“座艙高度超過8km”告警信息，故障信息顯示“座艙失密”。通過對座艙密封系統(tǒng)進(jìn)行原理分析，結(jié)合地面檢查結(jié)果定位故障部件，并對故障件進(jìn)行分解檢查和試驗(yàn)，明確了故障的根本原因，制定了相應(yīng)的維修措施。

關(guān)鍵詞：座艙；失密；告警；氣密開關(guān)；聯(lián)接鎖

Keywords：cockpit；breakdown；alarm；air switch；connecting lock

飛機(jī)座艙的密封性為非絕對氣密，飛行過程中通過增壓空氣持續(xù)供給，可以保證座艙壓力按照既定規(guī)律進(jìn)行控制調(diào)節(jié)。在高空中一旦發(fā)生座艙失密，將會危機(jī)飛行員人身安全，屬于嚴(yán)重的事故癥候。

1 故障現(xiàn)象

某飛機(jī)高空飛行，飛機(jī)氣壓高度8km左右時(shí)報(bào)出“座艙高度超過8km”信號，故障信息顯示“座艙失密”，隨后飛機(jī)氣壓高度降下降至7.5km時(shí)，“座艙高度超過8km”信號消失，此告警信號持續(xù)時(shí)間約1min。著陸后飛行員反映，告警出現(xiàn)時(shí)未感覺明顯異常，氧氣指示器座艙余壓為0，后艙飛行員描述返航過程中該參數(shù)全程均為0。初步判斷整個(gè)飛行過程中座艙無余壓。

查看飛參數(shù)據(jù)，結(jié)果如下：飛機(jī)于14：04：11起飛，最大爬升率21m/ s；在14：11：32高度為8260m時(shí)（此時(shí)發(fā)動機(jī)N2轉(zhuǎn)速96%，油門桿位置113，馬赫數(shù)0.8）報(bào)出“座艙高度超過8km”信號，PFL顯示“座艙失密”；飛機(jī)繼續(xù)沖至最大高度8587m后迅速下降（最大下降率70m/s），在14：12：45降低氣壓高度為7544時(shí)（此時(shí)發(fā)動機(jī)N2轉(zhuǎn)速83%～84%，油門桿位置33～34，馬赫數(shù)0.8）“座艙高度超過8km”信號消失，此報(bào)警持續(xù)時(shí)間1min13s，并且前后艙備用氧相繼接通和斷開。之后飛機(jī)下降高度至3km，保持一段平飛后繼續(xù)下降高度直至返航著陸。全程的飛參數(shù)據(jù)表明，氧氣系統(tǒng)只在“座艙高度超過8km”報(bào)警過程轉(zhuǎn)換為備用氧工作，其余狀態(tài)均為機(jī)載制氧。

2 座艙蓋系統(tǒng)相關(guān)機(jī)構(gòu)工作原理

座艙蓋氣密系統(tǒng)的功用是保證座艙蓋關(guān)閉鎖定后密封座艙，座艙蓋解鎖后解除座艙密封。當(dāng)座艙蓋上鎖后，氣密開關(guān)接通。由座艙蓋冷氣系統(tǒng)氮?dú)馄刻峁┑牡獨(dú)猓紫冉?jīng)過減壓器組件二次減壓，經(jīng)過前座艙操縱臺上的應(yīng)急解除氣密開關(guān)到達(dá)位于座艙蓋聯(lián)接鎖上的氣密開關(guān)，再經(jīng)過位于座艙蓋和座艙蓋聯(lián)接鎖分離面間的氣密斷接器，到達(dá)座艙蓋上氣密軟管，使座艙密封。座艙蓋開鎖后，氣密開關(guān)關(guān)閉，將座艙蓋氣密軟管中的氮?dú)夥诺?，解除座艙密封?/p>

座艙蓋聯(lián)接鎖通過后支臂與座艙下加強(qiáng)板的交點(diǎn)固定，前端的殼體與座艙蓋連接，由作動筒提供開啟和關(guān)閉的動力，通過兩側(cè)拉桿調(diào)整聯(lián)接鎖的軸線，保證其與機(jī)身相協(xié)調(diào)。座艙蓋開啟時(shí)，首先聯(lián)接鎖開鎖，聯(lián)接鎖整體向后移動，待腰型槽前端與安裝軸頂死、聯(lián)接鎖殼體無法繼續(xù)向后移動時(shí)，聯(lián)接鎖開鎖，使其向上轉(zhuǎn)動，帶動座艙蓋實(shí)現(xiàn)開蓋。座艙蓋關(guān)閉過程與開啟過程相反，聯(lián)接鎖上鎖時(shí)，弓嘴梁與扇形件產(chǎn)生瞬間的過盈配合，作動筒繼續(xù)收縮，弓嘴梁與扇形件繼續(xù)下沉，直至扇形件后端與搖臂端面貼合，此時(shí)聯(lián)接鎖達(dá)到最大撓度。

3 故障排查

根據(jù)故障現(xiàn)象，結(jié)合座艙蓋系統(tǒng)原理，梳理出可能導(dǎo)致座艙失密問題的因素，包括座艙結(jié)構(gòu)、座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)及座艙蓋氣密系統(tǒng)密封性等，并形成如圖1所示的故障樹。

3.1 飛行后檢查

檢查座艙蓋開閉鎖正常，冷氣系統(tǒng)壓力正常，氣密軟管外觀完好，氣壓操縱開關(guān)能自動回中立位置，應(yīng)急解除氣密開關(guān)位置正確，飛行中艙蓋鎖鎖閉正常。因此排除底事件C2、C4、C6、C11。

3.2 機(jī)體結(jié)構(gòu)間隙及外觀檢查

檢查艙蓋及座艙結(jié)構(gòu)外觀正常，各機(jī)構(gòu)間間隙正常，座艙蓋周邊密封劑未脫落或開膠，座艙壓力調(diào)節(jié)器開關(guān)位置正確，排氣活門、安全活門正常。因此排除底事件A1和C1。

3.3 座艙壓力調(diào)節(jié)器檢查

將座艙壓力調(diào)節(jié)器置于“接通”位置，檢查內(nèi)部氣動轉(zhuǎn)換部件工作正常，檢查飛機(jī)動靜壓系統(tǒng)氣密性正常。因此排除底事件B1和B3。

3.3 座艙氣密系統(tǒng)檢查

1）氣密管路連接情況檢查

座艙內(nèi)連接管路無異常；氣密軟管充氣后，減壓器組件出口到氣密開關(guān)的管路接頭無漏氣現(xiàn)象；拆開座艙蓋后，發(fā)現(xiàn)氣密斷接器上的氣密膠圈存在磨損。因此，排除底事件C3，確定存在底事件C7問題。

2）座艙排氣活門工作性能檢查

將座艙壓力調(diào)節(jié)器放置“檢查”位置，檢查發(fā)現(xiàn)左側(cè)座艙蓋氣密軟管與下加強(qiáng)板對接處的一字槽螺栓的槽口有漏氣現(xiàn)象。因此，排除底事件B2（排氣活門故障），確定存在底事件A2。但出現(xiàn)了飛行時(shí)相似的故障現(xiàn)象，座艙內(nèi)出現(xiàn)失密現(xiàn)象，且出現(xiàn)“隨著座艙增壓，氣密軟管壓力下降”的現(xiàn)象，說明氣密軟管的壓力不足是導(dǎo)致座艙空中失密的直接原因。

3）座艙氣密性檢查

第一次氣密試驗(yàn)出現(xiàn)“隨著座艙增加，氣密軟管壓力下降”的現(xiàn)象，但氣密軟管壓力只下降到0.13MPa，沒有出現(xiàn)座艙失密情況。由于氣密試驗(yàn)?zāi)軌驖M足要求，因此排除底事件A2。

更換斷接器密封膠圈后進(jìn)行第二次氣密試驗(yàn)，氣密軟管壓力受座艙壓力影響發(fā)生變化的現(xiàn)象依然存在。因此排除底事件C7。

在酒精箱氣壓軟管接口處接上壓力表，安裝好座艙蓋，檢查氣密軟管壓力仍為0.16MPa，軟管處測得減壓器出口壓力為0.194MPa。此時(shí)，氮?dú)馄繅毫?3MPa降至11MPa。因此排除底事件C5。

將座艙壓力調(diào)節(jié)器開關(guān)置于“斷開”位置，氣密軟管壓力初始值0.16MPa，在座艙蓋關(guān)閉后，增大氣密開關(guān)控制行程，進(jìn)行第三次座艙氣密試驗(yàn)。隨著座艙增壓，氣密軟管的壓力保持不變，說明氣密開關(guān)安全行程對于氣密軟管壓力下降有直接影響。進(jìn)一步檢查氣密開關(guān)安全行程為1.7mm，不符合2.5±0.3mm的要求。

上述試驗(yàn)說明底事件C9是飛機(jī)座艙空中失密的主要原因。

4）其他驗(yàn)證工作

檢查作動筒剩余行程為2.4mm，大于圖紙要求的0.5～2mm，說明作動筒收回到位。因此排除底事件C10。

氣密開關(guān)分解后檢查，指標(biāo)滿足出廠要求，外觀完好。因此排除底事件C8。

4 問題定位及機(jī)理分析

通過上述排查，除底事件C9外，其余故障樹中的底事件均可以排除。通過試驗(yàn)驗(yàn)證，底事件C9（即氣密開關(guān)安全行程不夠）是造成飛機(jī)座艙空中失密的主要原因，故障現(xiàn)象能夠復(fù)現(xiàn)。

氣密開關(guān)位于座艙蓋聯(lián)接鎖上。座艙蓋聯(lián)接鎖上鎖后，由弓嘴梁壓制搖臂，搖臂另一端壓縮氣密開關(guān)的接頭（見圖2），因此氣密開關(guān)的安全行程受聯(lián)接鎖弓嘴梁位置影響很大。

4.1 聯(lián)接鎖的檢查情況

對座艙蓋聯(lián)接鎖機(jī)上狀態(tài)進(jìn)行檢查。

1）航向左側(cè)聯(lián)接鎖扇形件與搖臂之間存在約0.5mm間隙（見圖3），說明上鎖后聯(lián)接鎖產(chǎn)生的撓度不夠，即氣密開關(guān)安全行程不夠。

2）拆除艙蓋后，檢查發(fā)現(xiàn)聯(lián)接鎖航向右側(cè)拉桿與螺母的標(biāo)線未對齊，左側(cè)拉桿螺母已松動（見圖3），且螺母無涂漆安裝的痕跡，不符合裝配工藝要求。

3）拆除聯(lián)接鎖后，發(fā)現(xiàn)固定聯(lián)接鎖的交點(diǎn)襯套端面有磨損（見圖4），說明聯(lián)接鎖運(yùn)動時(shí)軸線發(fā)生偏移，左外側(cè)襯套磨損與左側(cè)拉桿變長導(dǎo)致的現(xiàn)象一致。

分解座艙蓋聯(lián)接鎖后發(fā)現(xiàn)：左側(cè)后支臂腰型槽側(cè)端面與聯(lián)接鎖安裝交點(diǎn)襯套磨損嚴(yán)重，右側(cè)無此問題；左側(cè)拉桿出現(xiàn)松動問題，拉桿長度可能變長；左側(cè)弓嘴梁與扇形件最大間隙1.3mm，右側(cè)弓嘴梁與扇形件最大間隙0.75mm；兩側(cè)弓嘴梁與扇形件接觸面均有磨損情況，左側(cè)比右側(cè)嚴(yán)重；兩側(cè)扇形搖臂的襯套均松動；兩側(cè)滑塊的小軸均有磨損。4.2 原因分析

根據(jù)上述檢查結(jié)果，發(fā)現(xiàn)聯(lián)接鎖在機(jī)上狀態(tài)有些偏斜，其運(yùn)動和受力情況均有異常。聯(lián)接鎖在廠內(nèi)裝配工裝上檢查時(shí)，除部分交點(diǎn)位置和弓嘴梁出現(xiàn)磨損和襯套松動問題外，交點(diǎn)位置、尺寸等均符合工裝定位要求。由此判定聯(lián)接鎖的初始狀態(tài)符合工藝要求，后續(xù)出現(xiàn)變化的只有拉桿長度。為此進(jìn)行以下兩個(gè)試驗(yàn)。

1）驗(yàn)證扇形件和搖臂間隙對氣密開關(guān)行程的影響。試驗(yàn)證明，隨著扇形件和搖臂貼合面間隙的增大，氣密開關(guān)的行程明顯減少，當(dāng)間隙達(dá)到0.5mm時(shí)，氣密開關(guān)行程的影響約為0.7mm，與機(jī)上反映出來的現(xiàn)象相吻合。

2）兩側(cè)拉桿長度不協(xié)調(diào)對聯(lián)接鎖上鎖狀態(tài)的影響。隨著右側(cè)拉桿的調(diào)長，左側(cè)聯(lián)接鎖扇形件與搖臂的間隙逐漸變大，說明聯(lián)接鎖左側(cè)撓度值沒有達(dá)到最大值，氣密開關(guān)的壓入量逐漸變小，即氣密開關(guān)的安全行程不斷減小。測量的變化量基本一致，將拉桿調(diào)長1圈時(shí)，壓入量變化值約為0.9mm。試驗(yàn)證明，在聯(lián)接鎖兩側(cè)拉桿長度不協(xié)調(diào)的情況下，會影響聯(lián)接鎖的上鎖狀態(tài)，同時(shí)也會影響氣密開關(guān)的安全行程。

4.3 故障機(jī)理

上述分析和試驗(yàn)結(jié)果表明，由于裝配時(shí)未按要求給保險(xiǎn)螺母涂底漆，在飛行振動環(huán)境下飛機(jī)的保險(xiǎn)螺母出現(xiàn)松動，使單側(cè)拉桿的長度出現(xiàn)變化，導(dǎo)致兩側(cè)拉桿長度不協(xié)調(diào)，引起上鎖狀態(tài)單側(cè)弓嘴梁下沉不到位（即上鎖撓度未達(dá)到極限），影響了氣密開關(guān)的安全行程。在此狀態(tài)下，座艙蓋聯(lián)接鎖長期使用，造成搖臂轉(zhuǎn)筒、弓嘴梁、扇形件、交點(diǎn)襯套變形和磨損，加重了聯(lián)接鎖上氣密開關(guān)行程的不穩(wěn)定性。在氣密開關(guān)安全行程不符合要求的情況下，座艙增壓時(shí)，氣密軟管壓力下降，導(dǎo)致空中座艙失密。

5 采取的措施

針對故障產(chǎn)生的原因，建議采取以下措施：

1）對該飛機(jī)座艙蓋鎖機(jī)構(gòu)相關(guān)損傷、變形的零組件和橡膠件進(jìn)行更換，更換后恢復(fù)安裝，保證氣密開關(guān)的安全行程滿足2.5±0.3mm。

2）舉一反三，對同系列型號其他飛機(jī)進(jìn)行普查。對聯(lián)接鎖拉桿接頭沒有涂漆安裝的保險(xiǎn)螺母進(jìn)行涂漆安裝；無法按設(shè)計(jì)要求拆卸聯(lián)接鎖拉桿接頭涂漆的，應(yīng)對艙蓋聯(lián)接鎖拉桿上的緊固螺母涂敷SL2240螺紋鎖固用密封膠并鎖緊；對于拉桿長度已產(chǎn)生變化的，對聯(lián)接鎖重新調(diào)整安裝，并檢查氣密開關(guān)安全行程應(yīng)滿足2.5±0.3mm。

3）后續(xù)使用維護(hù)中，應(yīng)結(jié)合定檢周期適時(shí)開展專項(xiàng)擴(kuò)大檢查工作，確保對聯(lián)接鎖機(jī)構(gòu)采取的措施有效。

作者簡介

王煥林，工程師，主要從事軍用飛機(jī)武器及救生系統(tǒng)機(jī)務(wù)維修保障工作。

李振賀，工程師，主要從事軍用飛機(jī)武器及救生系統(tǒng)機(jī)務(wù)維修保障工作。

李鵬，工程師，主要從事軍用飛機(jī)武器及救生系統(tǒng)機(jī)務(wù)維修保障工作。