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摘要：针对一起“超温I”告警故障，通过机理分析，确定了故障原因，并对由温度限制器引起的故障进行了排除，为类似故障的排除提供参考。
关键词：发动机;超温;三极管
某型飞机温控系统用于监控发动机的排气温度，当发动机的温度超过限油调定值时会减少发动机的燃油供油量，当温度超过停车保护调定值时会自动控制发动机停车，保护发动机，其主要控制部件为温度限制器。该型飞机的温度限制器为国外进口产品，但稳定性差、故障率高，且电子产品发生故障的时机不确定，一直是修理、维护的难点。
1故障现象
某型飞机飞行过程中，当高度200m、速度500km/h、转速93%～95%时，综合告警显示盒上出现“超温I”告警信号，主注意灯闪亮，转速下降至60%;将“温控系统”电门关闭后，加油门至转速100%，爬高至3000m，5min后重新打开“温控系统”电门，综合告警显示盒内“超温I”告警信号消失，温控系统工作正常。在地面进行多次试车，故障复现。当发动机稳定工作，转速在90%时，断开“温控系统”开关后再次接通，综合告警盒“超温I”告警灯亮，主注意灯持续闪亮，再次试车后故障消失。
2温控系统和温度限制器工作原理
2.1温控系统工作原理
某型飞机温控系统由热电偶传感器、PTl2-9-2温度限制器、电源发动机控制盒、温控系统电源开关、温控系统检查开关等组成。正常情况下，当发动机排气温度达到700±15℃时，温度限制器输出信号，使综合告警系统发出“超温I”告警信号，并控制发动机限油活门工作。当发动机排气温度达到730±15℃时，温度限制器输出信号，在地面由综合告警系统发出“超温II”告警信号，使发动机停车活门工作，发动机停车;在空中由综合告警系统发出“超温II”告警信号，使发动机限油活门工作（在起飞、着陆状态，只输出告警信号，限油活门不工作）。
2.2温度限制器工作原理
如图1所示，发动机上热电偶温度传感器将发动机温度转换为热电动势信号，输入温度限制器内的比较元件;稳定器将机上27V直流电转换为变换器需要的17V直流电压，定值器根据u冷的数值和变换器输出的35V电压给定基准电压，也同样输入到比较元件。比较元件对两路输入信号进行比较，输出差异信号，通过放大变换装置进行放大处理，当通过热电偶采集到的发动机温度超过温度限制器内的温度调定值时，触发器工作，输出控制信号控制发动机限油活门工作和输出告警信号。
热电偶的热电动势大小不仅与测量端温度（如发动机的温度）有关，还取决于u冷自由端（冷端）的温度。采用热电偶方式进行温度测量时需保持冷端温度恒定，且难以实现，通常在电路中引入一个随冷端温度变化的附加电动势，自动补偿冷端温度的变化，保证测量精度。PT12-9温度限制器中的冷端补償电阻R22与定值器部分组成了一个随冷端温度变化的附加电动势，自动补偿冷端温度的变化。
3排故过程
根据温控系统的工作原理，针对故障现象，对机上温控系统的相关部附件、电缆的外观进行检查，未见异常;对系统的电缆线路进行了导通、绝缘，检查电缆插头、电源发动机控制盒、开关等，性能均符合要求。通过原理分析以及机上逐一排查，初步排除了机上温控系统线路、开关和电源发动机控制盒等故障的可能性。判断可能是PTl2-9-2温度限制器工作异常，导致温控系统误输出“超温I”工作信号。
多次检查温度限制器在常温下的工作电流、告警温度调定值、输出脉冲频率、延迟时间等性能指标，各项指标均符合技术要求，未见异常。分解检查产品内部各元器件外观、焊点等，均符合要求。
为进一步查找故障点，参考当日飞机飞行状态。飞行参数记录飞行时的大气温度为38.8℃，飞行高度仅200m左右。温度限制器安装于电源舱上部密闭腔内，在阳光照晒下其所处环境温度可能更高，有可能诱发电子元器件性能下降，为此决定对温度限制器进行高温试验，以进一步查找故障点。
依据GJBl50.3A-2009（（军用装备实验室环境试验方法第3部分：高温试验》相关规定，将高温温度设置为60°C进行产品的性能测试。将温度限制器置于高低温恒温箱内，当温度达到55℃左右并稳定后，此时检测设备模拟给定的温度相当于发动机温度为424℃，出现“超温I”告警的异常工作信号，同时，检测设备上的u冷显示值由215mV降为13.2mV。逐步降低高低温恒温箱内温度，当温度下降至约40°C时故障现象消失。将高低温恒温箱内温度再次升至55℃，保持一段时问后，故障再次出现。
根据PTl2-9-2温度限制器原理图，为了锁定故障点，针对可能引起温度限制器异常输出“超温I”告警的因素确定故障树，如图2所示。
产品在高温55℃时出现故障现象，u冷由21.5mV降为13.2mV，根据故障树对故障元器件进行逐一排查。
1）定值器B3-4。u冷和变换器供电电压会影响定值器B3-4的基准电压，定值器E3-4的基准电压（1.7V）与正常时基准信号（0.2V）有较大区别，而基准电压是由R22电阻随冷端温度变化而自动变化的，或是由P2继电器动作引起基准电压变化的。对R22电阻进行更换，并对P2继电器的工作性能进行检查，更换R22电阻后故障现象仍然存在，RP2继电器工作正常，可以排除定值器B3-4内部元件是导致基准电压异常的故障原因。因此，故障可能存在于变换器或稳定器。
2）变换器。检查变换器输出电压为9V左右（正常时应为35V左右），输入电压为5.6V（正常时应为17V），因此判断引起输出电压不正常是由稳定器输入的电压异常导致。
3）稳定器。检查稳定器输出电压为5.6V（正常时应为17V），放大驱动三极管输出电压为27V（正常时应为12V）。根据图1、图3可知，稳定器发生故障，原因可能为稳定器中的放大驱动三极管故障导通所致。 4）T3组件。检查T3组件中三极管基极存在27V控制信号，使三极管导通，输出信号为27V直流信号，工作正常，由此可以排除T3组件故障。
5）TF-14触发器。检查TF-14触发器中三极管基极存在27V控制信号，使三极管导通，TF-14触发器正常工作输出27V控制信号，由此可以排除TF-14触发器故障。
6）放大器yT-7A。检查放大器YT-7A中三极管基极存在25.5V控制信号，使三极管导通，放大器yT-7A正常工作输出27V控制信号，由此可以排除放大器yT-7A故障。
7）微分电路磁放大器YM-8AM。检查微分电路磁放大器YM-8AM中的差异电压信号已达到1.5V左右（正常为0.15V左右），差异电压信号是由定值器B 3-4的基准电压决定的，与定值器B 3-4提供的基准电压异常（1.7V）相吻合，因此可以排除微分电路磁放大器yM-8AM故障。
4故障机理分析
稳定器是一典型串联稳压电路，由调整三极管、放大驱动三极管和稳压二极管三部分组成，如图3所示，其作用是将机上27V直流电转换为变换器需要的17V工作电压。放大驱动三极管对稳压二极管和调整三极管输出电压进行比较，输出驱动电压控制调整三极管的导通角，使输出电压稳定至17V。经检测，发生故障时放大驱动三极管由放大状态变为了导通状态（集电极与发射极导通），使调整三极管的导通角变小，输出电压降低（实测故障时电压为5.6V），使定值器输出基准电压升高，导致触发器工作，温度限制器输出“超温I”告警信号。
由图1可知，定值器输出的基准电压由u玲的数值和变换器输出的供电电压确定。故障出现时，检测设备上的u玲显示值由正常的21.5mV降為13.2mV，定值器输出基准电压1.7V，与正常工作电压0.2V有较大差别，此时测量变换器输出电压为9V（正常为35V），稳定器输出电压为5.6V（正常为17V），由此确定稳定器存在故障。
5试验验证
将稳定器中的放大驱动三极管拆下进行单独测试，常温下测量三极管的集电极与发射极电阻为无穷大（正常）;对其进行单独加温，随着环境温度的升高电阻值呈现下降趋势，当温度达到40℃时，其电阻为20Ω左右，表明该三极管高温性能变差，不能正常工作。经查阅相关资料，放大驱动三极管型号是1T403H，为锗半导体三极管，受温度影响大，工作稳定性差，本产品在设计、制造时已考虑到该三极管特性，在该三极管外部单独加装了较大体积的散热片，如图4所示，减少温度影响。该故障三极管进行单独加温试验时出现集电极与发射极电阻下降，说明该三极管高温时性能变差，静态工作点发生了漂移。随后，将故障三极管串装至另一件温度限制器上，加温至57℃左右时故障复现;故障温度限制器更换三极管后，进行常温和高温试验，产品工作正常。
综上所述，根据飞行过程中故障出现时温度限制器所处的环境温度，以及三极管的特性，某型飞机“超温I”告警故障是由于温度限制器异常输出信号导致，引起温度限制器异常输出“超温I”告警信号的原因是：温度限制器中的放大驱动三极管（1T403H型）性能下降，高温时集电极与发射极异常导通，引发故障。
6结束语
温度限制器PTl2-9-2内部采用的为磁放大器、分立半导体电子元器件、扼流圈、变压器式变换器等电路形式，该形式属于上世纪技术，比较落后，稳定性差，经过长时间的装备使用后故障率高。电子产品发生故障的时机不确定，在使用过程中难免会出现各类故障，应充分分析故障出现时的各类环境因素和飞行状态，有针对性地进行排除。
关键词：发动机;超温;三极管
某型飞机温控系统用于监控发动机的排气温度，当发动机的温度超过限油调定值时会减少发动机的燃油供油量，当温度超过停车保护调定值时会自动控制发动机停车，保护发动机，其主要控制部件为温度限制器。该型飞机的温度限制器为国外进口产品，但稳定性差、故障率高，且电子产品发生故障的时机不确定，一直是修理、维护的难点。
1故障现象
某型飞机飞行过程中，当高度200m、速度500km/h、转速93%～95%时，综合告警显示盒上出现“超温I”告警信号，主注意灯闪亮，转速下降至60%;将“温控系统”电门关闭后，加油门至转速100%，爬高至3000m，5min后重新打开“温控系统”电门，综合告警显示盒内“超温I”告警信号消失，温控系统工作正常。在地面进行多次试车，故障复现。当发动机稳定工作，转速在90%时，断开“温控系统”开关后再次接通，综合告警盒“超温I”告警灯亮，主注意灯持续闪亮，再次试车后故障消失。
2温控系统和温度限制器工作原理
2.1温控系统工作原理
某型飞机温控系统由热电偶传感器、PTl2-9-2温度限制器、电源发动机控制盒、温控系统电源开关、温控系统检查开关等组成。正常情况下，当发动机排气温度达到700±15℃时，温度限制器输出信号，使综合告警系统发出“超温I”告警信号，并控制发动机限油活门工作。当发动机排气温度达到730±15℃时，温度限制器输出信号，在地面由综合告警系统发出“超温II”告警信号，使发动机停车活门工作，发动机停车;在空中由综合告警系统发出“超温II”告警信号，使发动机限油活门工作（在起飞、着陆状态，只输出告警信号，限油活门不工作）。
2.2温度限制器工作原理
如图1所示，发动机上热电偶温度传感器将发动机温度转换为热电动势信号，输入温度限制器内的比较元件;稳定器将机上27V直流电转换为变换器需要的17V直流电压，定值器根据u冷的数值和变换器输出的35V电压给定基准电压，也同样输入到比较元件。比较元件对两路输入信号进行比较，输出差异信号，通过放大变换装置进行放大处理，当通过热电偶采集到的发动机温度超过温度限制器内的温度调定值时，触发器工作，输出控制信号控制发动机限油活门工作和输出告警信号。
热电偶的热电动势大小不仅与测量端温度（如发动机的温度）有关，还取决于u冷自由端（冷端）的温度。采用热电偶方式进行温度测量时需保持冷端温度恒定，且难以实现，通常在电路中引入一个随冷端温度变化的附加电动势，自动补偿冷端温度的变化，保证测量精度。PT12-9温度限制器中的冷端补償电阻R22与定值器部分组成了一个随冷端温度变化的附加电动势，自动补偿冷端温度的变化。
3排故过程
根据温控系统的工作原理，针对故障现象，对机上温控系统的相关部附件、电缆的外观进行检查，未见异常;对系统的电缆线路进行了导通、绝缘，检查电缆插头、电源发动机控制盒、开关等，性能均符合要求。通过原理分析以及机上逐一排查，初步排除了机上温控系统线路、开关和电源发动机控制盒等故障的可能性。判断可能是PTl2-9-2温度限制器工作异常，导致温控系统误输出“超温I”工作信号。
多次检查温度限制器在常温下的工作电流、告警温度调定值、输出脉冲频率、延迟时间等性能指标，各项指标均符合技术要求，未见异常。分解检查产品内部各元器件外观、焊点等，均符合要求。
为进一步查找故障点，参考当日飞机飞行状态。飞行参数记录飞行时的大气温度为38.8℃，飞行高度仅200m左右。温度限制器安装于电源舱上部密闭腔内，在阳光照晒下其所处环境温度可能更高，有可能诱发电子元器件性能下降，为此决定对温度限制器进行高温试验，以进一步查找故障点。
依据GJBl50.3A-2009（（军用装备实验室环境试验方法第3部分：高温试验》相关规定，将高温温度设置为60°C进行产品的性能测试。将温度限制器置于高低温恒温箱内，当温度达到55℃左右并稳定后，此时检测设备模拟给定的温度相当于发动机温度为424℃，出现“超温I”告警的异常工作信号，同时，检测设备上的u冷显示值由215mV降为13.2mV。逐步降低高低温恒温箱内温度，当温度下降至约40°C时故障现象消失。将高低温恒温箱内温度再次升至55℃，保持一段时问后，故障再次出现。
根据PTl2-9-2温度限制器原理图，为了锁定故障点，针对可能引起温度限制器异常输出“超温I”告警的因素确定故障树，如图2所示。
产品在高温55℃时出现故障现象，u冷由21.5mV降为13.2mV，根据故障树对故障元器件进行逐一排查。
1）定值器B3-4。u冷和变换器供电电压会影响定值器B3-4的基准电压，定值器E3-4的基准电压（1.7V）与正常时基准信号（0.2V）有较大区别，而基准电压是由R22电阻随冷端温度变化而自动变化的，或是由P2继电器动作引起基准电压变化的。对R22电阻进行更换，并对P2继电器的工作性能进行检查，更换R22电阻后故障现象仍然存在，RP2继电器工作正常，可以排除定值器B3-4内部元件是导致基准电压异常的故障原因。因此，故障可能存在于变换器或稳定器。
2）变换器。检查变换器输出电压为9V左右（正常时应为35V左右），输入电压为5.6V（正常时应为17V），因此判断引起输出电压不正常是由稳定器输入的电压异常导致。
3）稳定器。检查稳定器输出电压为5.6V（正常时应为17V），放大驱动三极管输出电压为27V（正常时应为12V）。根据图1、图3可知，稳定器发生故障，原因可能为稳定器中的放大驱动三极管故障导通所致。 4）T3组件。检查T3组件中三极管基极存在27V控制信号，使三极管导通，输出信号为27V直流信号，工作正常，由此可以排除T3组件故障。
5）TF-14触发器。检查TF-14触发器中三极管基极存在27V控制信号，使三极管导通，TF-14触发器正常工作输出27V控制信号，由此可以排除TF-14触发器故障。
6）放大器yT-7A。检查放大器YT-7A中三极管基极存在25.5V控制信号，使三极管导通，放大器yT-7A正常工作输出27V控制信号，由此可以排除放大器yT-7A故障。
7）微分电路磁放大器YM-8AM。检查微分电路磁放大器YM-8AM中的差异电压信号已达到1.5V左右（正常为0.15V左右），差异电压信号是由定值器B 3-4的基准电压决定的，与定值器B 3-4提供的基准电压异常（1.7V）相吻合，因此可以排除微分电路磁放大器yM-8AM故障。
4故障机理分析
稳定器是一典型串联稳压电路，由调整三极管、放大驱动三极管和稳压二极管三部分组成，如图3所示，其作用是将机上27V直流电转换为变换器需要的17V工作电压。放大驱动三极管对稳压二极管和调整三极管输出电压进行比较，输出驱动电压控制调整三极管的导通角，使输出电压稳定至17V。经检测，发生故障时放大驱动三极管由放大状态变为了导通状态（集电极与发射极导通），使调整三极管的导通角变小，输出电压降低（实测故障时电压为5.6V），使定值器输出基准电压升高，导致触发器工作，温度限制器输出“超温I”告警信号。
由图1可知，定值器输出的基准电压由u玲的数值和变换器输出的供电电压确定。故障出现时，检测设备上的u玲显示值由正常的21.5mV降為13.2mV，定值器输出基准电压1.7V，与正常工作电压0.2V有较大差别，此时测量变换器输出电压为9V（正常为35V），稳定器输出电压为5.6V（正常为17V），由此确定稳定器存在故障。
5试验验证
将稳定器中的放大驱动三极管拆下进行单独测试，常温下测量三极管的集电极与发射极电阻为无穷大（正常）;对其进行单独加温，随着环境温度的升高电阻值呈现下降趋势，当温度达到40℃时，其电阻为20Ω左右，表明该三极管高温性能变差，不能正常工作。经查阅相关资料，放大驱动三极管型号是1T403H，为锗半导体三极管，受温度影响大，工作稳定性差，本产品在设计、制造时已考虑到该三极管特性，在该三极管外部单独加装了较大体积的散热片，如图4所示，减少温度影响。该故障三极管进行单独加温试验时出现集电极与发射极电阻下降，说明该三极管高温时性能变差，静态工作点发生了漂移。随后，将故障三极管串装至另一件温度限制器上，加温至57℃左右时故障复现;故障温度限制器更换三极管后，进行常温和高温试验，产品工作正常。
综上所述，根据飞行过程中故障出现时温度限制器所处的环境温度，以及三极管的特性，某型飞机“超温I”告警故障是由于温度限制器异常输出信号导致，引起温度限制器异常输出“超温I”告警信号的原因是：温度限制器中的放大驱动三极管（1T403H型）性能下降，高温时集电极与发射极异常导通，引发故障。
6结束语
温度限制器PTl2-9-2内部采用的为磁放大器、分立半导体电子元器件、扼流圈、变压器式变换器等电路形式，该形式属于上世纪技术，比较落后，稳定性差，经过长时间的装备使用后故障率高。电子产品发生故障的时机不确定，在使用过程中难免会出现各类故障，应充分分析故障出现时的各类环境因素和飞行状态，有针对性地进行排除。