某型飛機發動機狀態不增加原因分析試驗研究

劉航 代凡凡 陳春

摘要：針對某型飛機發動機地面開車過程中出現的發動機狀態不增加現象進行了故障原因分析，通過模擬試驗確定了遭遇加速性時發動機狀態不增加的原因，提出了遭遇加速性時發動機狀態不增加的排除措施，并進行了試驗驗證。

關鍵詞：狀態不增加;遭遇加減速;超溫;模擬試驗

中圖分類號：V231? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）05-0110-03

0? 引言

航空發動機是飛機的心臟，是航空機械設備中故障率最高、調整最復雜、維護工作量最大的系統，其工作狀態的好壞直接影響到飛機的安全可靠與運行[1]。

某型飛機配裝的發動機在地面開車過程中，油門桿角度從α油門桿≈56°變化到α油門桿≈18°，且過9s后到α油門桿≈66°，發動機狀態沒有增加，在這之后記錄到t*低壓渦輪溫度持續增加（大約44s），并達到876℃，超過發動機極限工作溫度。推油門桿的速率接近做加減速性的，特點如遭遇加速性。

1? 故障原因及分析

1.1 某型發動機工作狀態保證

某型發動機主自動控制系統工作時，在所有使用條件下，發動機工作狀態的控制由電子裝置來實現。電子裝置根據設置的算法和控制律計算出發動機參數程序值，控制律的執行通過發動機工作參數控制閉合回路來保證，以確保發動機在設置的狀態下可靠的工作。同樣，在電子裝置中實現了保證發動機在所有工作狀態下安全工作的功能。

非加力狀態是從慢車到最大狀態（含最大狀態）的狀態。非加力狀態的工作通過主燃燒室燃油流量控制回路、可調導向器位置控制回路和可調尾噴管控制回路來保證。電子裝置保證在出現“發動機正在工作”和“主系統主燃燒室燃油流量控制”標識時，在發動機所有穩態和瞬態非加力工作狀態下控制各回路的工作。

1.1.1 穩態工作

發動機工作狀態根據發動機油門桿角度位置進行控制。發動機油門桿與發動機供油系統附件沒有機械聯系。電子裝置接收來自角位移傳感器的發動機油門桿角度位置信息。

控制發動機工作狀態時，電子裝置計量燃油流量，保證維持低壓轉子換算轉速給定值（程序值）n低壓換算程序。此時，電子裝置根據P*進口、t*進口、H飛行、功率提取、引氣和n低壓換算當前值的變化來維持n低壓換算程序。

1.1.2 瞬態工作

發動機油門桿位置變化時，發動機根據瞬態的算法和控制律來工作。同時，狀態的變化速度取決于發動機油門桿的移動速度。

在1s內將發動機油門桿從慢車狀態移到最大狀態時，發動機工作參數根據加速性控制律而變化。完成加速性時，電子裝置計量燃油流量，保證維持高壓轉子轉速給定的加速度。此時，電子裝置根據外部條件P*進口、t*進口和n高壓修正高壓轉子轉速給定（程序）加速度。加速性時，電子裝置根據G燃油最大程序控制律限制最大燃油流量;

在1s內將發動機油門桿從最大狀態移到慢車狀態時，發動機工作參數根據針對減速性給出的減速性控制律而變化。完成減速性時，電子裝置計量燃油流量，根據G燃油最小程序保證燃油流量的變化。

1.2 故障機理分析

發動機在快速推-收油門桿過程中，發動機狀態根據瞬態的算法和控制率來變化，當再次推油門桿時（第22s，圖1），壓氣機后增壓比由2.4突降到1.9，發動機壓氣機中出現氣流分離現象，之后增壓比未相應油門桿角度變化。圖1反映的是在上述情況下發動機的參數變化情況。

根據對發動機的參數的分析，在發生氣流分離前一刻，主燃燒室燃油流量以≈140kg/h/s的速率增加，發動機高壓轉子轉速值較?。ā?1.5%）且高壓轉子加速度為負值（≈-1.5%/s），且存在功率提取增加的可能，這些因素的疊加是產生壓氣機氣流分離可能原因。

壓氣機中的氣流分離現象導致高壓壓氣機后空氣壓力減小，這本身導致了發動機進口燃油流量限制保護功能作動，從而導致狀態不增加。

此后，發動機轉速持續下降，而燃油流量維持最小的程序設定值，發動機排氣溫度也相應持續升高，直至超過最大排氣溫度。

1.3 試驗驗證

為了研究必要的措施并對其進行驗證，在發動機臺架上進行了試驗，試驗中最大程度模擬出現上述狀態不增加的情況時的條件。發動機裝備了飛機進氣道、發電機和液壓泵。發動機喘振保護功能在試驗時也處于解鎖狀態。試驗中按照加減速性的速率推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，設置α油門桿≈18°和開始推到α油門桿≈56°位置之間的時間間隔為Δτ≈（5-12）s，而且發電機和液壓泵也在不同時間加載。

試驗結果是類似出現在飛機上的壓氣機氣流分離現象在時間間隔為Δτ加減速≈（9±1）s的時候得到的，此時的發動機參數變化見圖2。

在其它時間間隔下Δτ加減速未出現氣流分離現象，同時當按照加減速性的速率推油門桿α油門桿=56°→18°→56°，且時間間隔為Δτ加減速≈9s，發電機和液壓泵未加載的情況下，未出現壓氣機氣流分離現象。

完成的試驗和分析表明，不利的因素組合只有在完成遭遇加速性，且類似推油門桿，時間間隔Δτ加減速≈（9±1）s時可能出現。在時間間隔更小和更大時（Δτ加減速<8s或Δτ加減速>10s），穩定性裕度是足夠的，未發生壓氣機氣流分離現象，因為當Δτ加減速<8s時，高壓轉子轉速值還很大，而當Δτ加減速>10s時，高壓轉子加速度值接近零。

功率提取的變化（增大）加重了影響，從而增加了高壓轉子旋轉阻力，減小了其轉速。

2? 故障解決措施及臺架試驗驗證

根據上述原因分析及驗證結果，為了防止再次出現同樣的故障，需采取相應的解決措施。

2.1 解決措施

分析及驗證結果表明，以上現象只出現在一定的因素組合下。為了避免這種因素組合，針對控制器軟件研究和采取了以下措施：

最小限制高壓轉子換算轉速額定值由原來的58.1%提高到62%;

當高壓轉子換算轉速值較小時燃油流量上升梯度額定值在原基礎上減小了約25%。

2.2 臺架試驗驗證

采取上述措施后在發動機臺架上進行了驗證。多次反復按照加減速性速率在不同時間間隔Δτ加減速下推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°和接通飛機附件傳動所需的發動機功率提取證明了所采取措施是有效的。

而且在發動機臺架上進行了措施余度充分性試驗，結果良好：按照加減速性速率，在時間間隔為Δτ加減速≈9s時推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，且最小限制高壓轉子換算轉速值為60%（取代所采取的值62%），這證明了所采取措施的穩定性余度是足夠的。

3? 結論

發動機完成遭遇加速性時加之不利的因素組合引起了壓氣機中的氣流分離現象，高壓壓氣機后空氣壓力減小，觸發了發動機進口燃油流量限制保護功能作動，從而導致狀態不增加。

通過更改最小限制高壓轉子換算轉速額定值以及燃油流量上升梯度額定值的措施解決該問題，并且通過試驗驗證了該方法是能夠滿足發動機正常使用要求。

參考文獻：

[1]劉龍園.基于origin語言的某型教練機發動機燃油系統故障診斷與分析[J].教練機，2013.

[2]劉哲.航空燃氣渦輪發動機喘振問題分析[D].2012.