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里分成多路且数字化，为传输给安装在飞机上的计算机 "做准备。该通信线路按 "%& ’ () ’ *++,-多路总线的规定构成。 "是总线控制器， ".是 ’远程终端。在应用于 / ’*+时，两台发动机上的 ".与挂在该总线上的 "相互传输信息。
该 "也使用飞机的有关参数，使发动机故障与飞行状态联系起来，这有助于诊断过程。这些飞机参数为：飞行马赫数、迎角、法向加速度、总发动机燃油流量、高度、机轮承重和 / ’*0飞机增加的参数。
"可以数字形式通过飞机 "%& ’ () ’ *++,多路总线（双余度）直接利用上述参数，因此 "是一种既带有非冗余又带余度的 ’ *++,接口的数字装置。（,）数据类型从发动机监控系统 "得到 1类数据：诊断数据、部件寿命跟踪数据、趋势数据和飞行员要存的数据。
诊断数据，是储存检测的发动机不正常的参数数据。这可能是较多个超限、一个限制控制程序超限、或是辅助系统不正常、滑油油位低等。除检测超限外，该系统包括用于识别发动机线路更换装置引起超限的隔离逻辑，这个探测 2隔离逻辑存于发动机监控系统的计算机中。所储存的诊断数据的总量取决于超限或故障的形式。当认定故障前的信息是有用时，如存在压气机喘振时，则存储 *3组数据的记录， 04有效。另外，还存储探测到的所有故障后的数据。由于超温和超转十分重要，识别出故障后要存储 *5个数据记录（64）。然而对于大多数的故障和超限，仅存储 1个记录事件（34有效）。
"部件寿命跟踪数据，它由发动机监控系统处理机（".）计算和存储到累积基地址，并且由地面计算机系统跟踪有寿命限制的发动机部件，这种跟踪可为维护计划和准备备件做出预测。该数据由发动机运转时间和循环组成： (1-超温的时间、发动机运转时间、加力工作时间、加力接通 2断开循环、低循环疲劳次数、全热态循环、巡航一中间一巡航循环。
趋势数据，它是起飞过程中由 "自动采集和存储趋势数据，每次飞行存储 1组数据记录（34有效），在下一个任务之前不再存储更进一步的趋势数据。
飞行员初始化数据， "除自动地存储异常结果数据之外，还能够应飞行员要求存储数据，在座舱开关动作时，存储故障前数据（04有效）和故障后的数据（34有效）。在 "处理存储数据中飞行员提出请求时，最多能接受 3个请求，即不造成数据记录的重复。
%数据流， "数据由 "采集，而部件寿命跟踪数据由 ".计算并存储。当发动机装在飞机上时，所有存储的系统数据均是有效的，并且可由数据显示和传输装置（ ))7
(8）存取 "的数据。 ))(8在机载设备与空军地面计算机系统之间提供通信口。 ))7 (8还具有显示功能，维修人员通过这种显示在维修站可以查看所探测的故障和确定的隔离信息，这种显示还包括超转、超温峰值和当时的超过时间。
进入地面计算机系统的所有数据的单一入口点设在飞机维修装置上，该装置使数据规格化并进行处理，超限数据和飞行员初婚化数据可予显示，并且得到硬拷贝。然后，把趋势和部件寿命跟踪数据传送到基地、维修机构的发动机管理部门。一般，飞机维修装置负责一个飞行中队（31架）。发动机管理部门把三台飞机维修装置的数据和机载试验舱设备来的数据汇集在一起，处理趋势数据和显示图表。部件寿命跟踪数据被规格化，传送到空军跟踪系统，用基地主计算机进行计算。
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（）系统硬件
发动机监控系统处理机 "%安装在 &’’(发动机大致 )点钟位置，在 个振动隔离器上，并用燃油冷却。该装置采用一台 ’)位微处理机，并应用多层印刷电路板插件技术，它由发动机交流发电机供电，耗电 *(+。
发动机监控系统计算机 ",安装在襟翼传动舱里，该隔舱位于中机身，由冷却空气限制该舱的最高温度。用于 & -’)飞机时， ",采用对流冷却方式；在 &一 ’.飞机上， ",安装在发动机进气道扩压器区的左侧。 ",有 ’)位微处理机和使用多层印刷电路板插件结构，由飞机供 /01直流电，约耗电 (+。
数据显示和转换装置 2234包括一个 /01电池电源。该电源在数据传输操作期间用于自身供电和机载装置（ ",、"%）供电。 2234带有 /(个字符的液晶显示器，以使故障 5隔离信息显示在维修站。 2234使用与 ",相同的 ’)位微处理机，采用相同的电路板技术，包括足够用的非易失存储器，允许在一段时间内一个中队（/架）的 & -’.或 &-’)飞机向下传送数据。
地面计算机系统是一台微机，内有软盘驱动器和 ’(678硬盘。微机系统安装在各个飞机维修装置设备上。其软件包括对 "数据作处理和规格化，并把该数据送给专用用户。综上， "能够在飞行期间获得发动机和飞机的有关数据，处理这些数据，给地面维修站提供简明的输出信号，确定维修作业。
三、常用故障诊断技术
’9故障诊断
对于诊断系统，一是不分解发动机就能够定量检测和评价发动机的故障和劣化强度及性能；二是能够预测发动机的可靠性，确定出现异常情况下的维修措施。一般情况下，故障诊断系统主要由敏感元件、数据采集系统、数据处理系统和显示系统组成。其中监测的一部分参数可在飞机上进行简单处理。当出现故障时，可将故障显示给驾驶员，或用灯光及音响报警。全部记录的信息将由地面维修站的中心计算机处理。
为了确定故障是否处于发展阶段，是否会产生有害影响，必须综合考虑发动机的应力、强度和功能之间的关系。综合诊断是应力诊断、故障征兆诊断和性能、强度诊断的综合结果，通过综合诊断才能得到异常的预测、寿命预测和修正方法，才能定量地掌握发动机的劣化及故障状况。图 0 -: -)示出故障与劣化框图。
经验表明，发动机故障最高的是热端部件。对于非加力涡扇发动机来说，燃烧室故障占 *(9 ;<、涡轮占 *(9 .<、风扇及压气机占 ’*9 .<、扩压器占 ’’9 ;<、燃油系统占 *9 ’<、轴承及润滑占 *9 *<、附属系统占 *9 ’<、其余占 9 ’<。
/9检测技术
这是测量出反映发动机故障特征和发展趋势的各种参数，即应力参数、征兆参数、性能和强度参数。定量地掌握发动机的应力参数、显示出应力大小、成分、分布和应力场是发动机故障诊断的最基本要求。
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本文链接地址：
飞机检测与维修实用手册 4(69)
