某型渦槳發動機停車后復燃故障分析與解決

李琮 岳慶功 陳璐

摘要：本文針對外場發現的1臺渦槳××發動機停車后復燃故障，對故障部位結構原理進行了分析，建立故障樹，經飛參判讀復查、燃油系統分析、燃油供油調節裝置分解檢查，初步確定故障原因為接停車電磁活門的導線絕緣層存在裂紋。通過故障機理分析及故障實驗驗證，準確定位故障原因，采取有效措施對故障進行歸零。最后對外場使用的安全性進行了分析，并制定了糾正措施。

Abstract： This article in view of the turboprop engine re-ignition after parking fault found in the troops， analysis theory of fault structure， build up the fault tree， review flight parameter interpretation， analysis fuel system， disassemble and inspect fuel supply regulating device， preliminary determined the cause of the problem for the cracks in the wire insulation of solenoid valve for connecting and disconnecting .Through the fault mechanism analysis and experimental verification， pinpoint the cause of the problem， take effective measures to zero fault. Finally the safety of the use of external field are analyzed， and corrective measures.

關鍵詞：渦槳發動機;復燃;裂紋;燃油;供油調節;故障

Key words： turboprop engine;reignition;crack;fuel;fuel supply adjustment;failure

中圖分類號：V263.6 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-957X（2022）01-0155-04

0 ?引言

航空發動機是飛機的動力裝置，是核心部位之一。航空發動機導線表面絕緣要求極高，航空發動機導線的絕緣故障問題一直影響著航空飛行器的安全使用。據統計，一架現代殲擊機使用線纜長達5～10km，一架大型運輸機線纜總長度達250km[1]。在飛行過程中，導線絕緣一旦發生了問題導致短路，就可能會向航空發動機控制系統發送錯誤的指令，達到一定程度時甚至可造成航空發動機停車后復燃，如果沒有及時進行滅火，會導致航空發動機的內部結構受到嚴重損傷甚至報廢，對飛行安全構成嚴重的威脅。

航空發動機控制導線在工作過程中，其絕緣介質會不可避免的受到熱、電、磁、化學、機械等諸多因素影響，如果短路或者斷路，就會導致發動機控制系統無法按照規律執行控制命令甚至執行錯誤的命令。目前，航空發動機的導線絕緣性能問題已經引起了世界航空大國的廣泛關注和重視。多起航空事故均與航空發動機控制導線意外短路有關，已成為威脅航空安全的重要影響因素。

本文以某型渦槳發動機停車后復燃為實例，分析了故障原因，提出改進措施，對深入研究控制導線短路對航空發動機的危害、改進控制導線絕緣層材料具有借鑒意義。

1 ?故障概述

近期外場機務人員在進行某型渦槳發動機地面試車時發現，停車后4發尾噴口出現冒煙、噴火，機務人員從尾噴管向發動機氣流通道內噴入了干粉滅火液進行滅火，停車后對發動機進行檢查，發現除渦輪葉片處有滑油痕跡外，其他處正常，攀槳檢查時螺旋槳攀槳不動。

復查該發動機地面試車時各項參數，發現瞬時耗量顯示異常，油門在65°附近時瞬時耗量顯示比1發大200～300kg/h，其余參數無明顯異常。停車過程中，轉速下降到12%左右，排氣溫度下降到200℃左右，之后排氣溫度開始上升，最大到279℃，瞬時耗量停車過程中持續顯示410kg/h。

2 ?飛參判讀分析

故障發生后，對飛參數據進行了分析，從故障時的飛參數據可以看出（見圖1），在按下停車開關后，在0：22：40時刻前，1發和4發的轉速、燃油壓力、排氣溫度同時開始下降，且變化趨勢相同，但在0：22：41時刻以后，燃油壓力和轉速下降趨勢仍保持基本相同，而4發的排氣溫度下降速度低于1發，甚至在0：22：49達到最低排氣溫度193.7℃后，開始升高，到0：23：35時刻升高至279℃，而1發在0：22：41時刻后排氣溫度仍繼續下降，未出現排氣溫度升高的現象。

初步分析認為，在停車過程中，當接通停車電磁活門后，油門開關關閉，此時，大部分燃油被切斷，燃燒室中的油氣比低于熄火邊界，發動機熄火。未完全切斷的燃油（以下簡稱異常供油），繼續噴入燃燒室，與進入燃燒室的空氣混合后從尾噴管噴出，這時，由于燃燒室熄火，渦輪前溫度快速下降，此時的油氣混合物在渦輪中做功量很小，因此，轉速開始下降，發動機氣流通道中的空氣流量隨著轉速的下降快速減少，而隨著轉速的下降，燃油壓力先快速下降（約4s），之后在0.46～0.54MPa維持約46s，當轉速低于5.4%后，燃油壓力才繼續下降，而異常供油與燃油壓力成正比，因此異常供油的下降速度遠低于空氣流量的下降速度，當轉速下降至16～20%時，此時的空氣流量與燃油的混合物油氣比達到了可穩定燃燒的油氣比范圍，在燃燒室和渦輪中，此時零件表面溫度仍然很高，這部分燃油與空氣的混合物被零件表面的余溫點燃，造成發動機停車過程中出現復燃。此時，發動機的空氣流量已很少，復燃產生的燃氣量也很少，且溫度較低，對渦輪做功量很小，不足以帶動發動機轉子（壓氣機、渦輪、減速器、附件傳動、螺旋槳等）旋轉，因此發動機轉速繼續下降（下降速度與1發基本相當），而隨著轉速的下降，空氣流量繼續減少，而異常供油減少較慢，造成排氣溫度隨著轉速的下降先下降后升高，先下降至193.7℃，后升高至279℃。

在停車過程中，雖然發動機中出現了復燃現象，但渦輪后燃氣溫度的溫升較?。ㄗ罡咧簧咧?79℃），表明此時燃油系統異常供油量應該較小。

3 ?燃油系統原理分析

燃油在飛機上由電動增壓泵2抽出，經防火開關3和粗油濾4進入發動機上的輔助燃油泵6，輔助燃油泵將由電動增壓泵2抽出的燃油增壓后，從輔助燃油泵出口，燃油分為兩路[2]：（圖2）

一路為起動油路，經起動供油電磁活門11通到起動噴嘴12。起動供油電磁活門11由起動系統中的自動定時器自動操縱工作，當起動按鈕按下后，經9s起動供油電磁活門11打開，燃油進入起動噴嘴12，第25s時起動供油電磁活門11關閉，停止起動供油。

另一路為工作油路，經細油濾8和流量表傳感器7進入主燃油泵9。從主燃油泵9出來的高壓燃油，流入燃油調節器10，并調節至需要的油量流到工作噴嘴13，噴入發動機燃燒室。調節剩余的燃油經燃油調節器10的回油單向活門流至主燃油泵9的進油口。

當發動機需要停車時，飛行員按下停車按鈕，燃油調節器上的停車電磁活門接通，油腔的泄油口打開，油腔中滑油泄油后壓力降低，活塞右側的壓力減小，彈簧推動活塞向右移動，拉桿與活塞向右移動的過程中，拉動叉形搖臂，叉形搖臂撥動撥桿轉動，扭轉油門開關，關閉限流口，切斷燃油供給，發動機停車。

4 ?故障樹分析

4.1 建立故障樹

針對發動機停車過程中復燃現象，繪制了故障樹[3]，見圖3。

4.2 故障樹分析

4.2.1 飛機線路異常（短路或斷路）X1

故障發生后，對飛機停車開關至發動機主電纜J插頭19#針腳線路進行了檢查，未發現異常。更換發動機后，飛機使用情況良好，未出現類似現象，可排除飛機線路異常X1事件。

4.2.2 主電纜線路異常（短路或斷路）X2

發動機返廠后，對主電纜分解檢查，發現停車電磁活門線路670mm處有半圈裂紋。分析認為，在停車過程中，停車電磁活門線路處于通電狀態，接停車電磁活門的導線在發動機振動下，裂紋處導線線芯可能會與導線外部的防波管短時接通，造成接停車電磁的線路短路，停車電磁活門斷電，發動機油門開關會打開，燃調在停車過程中向發動機繼續供油。

因此，停車電磁活門線路670mm處有半圈裂紋，在發動機工作過程中可能會造成停車電磁的線路短路，不能排除主電纜線路異常（短路或斷路）X2事件。

4.2.3 燃調單向活門卡滯，無法關死X3

根據燃調試驗器試驗結果，在慢車轉速下，接通停車電磁活門，燃調單向活門出口的漏油量合格，如果單向活門無法關死，那么在燃油壓力下降至0MPa以前，燃油會通過節流開關間隙、單向活門、工作噴嘴噴入燃燒室，與空氣進行混合，當混合的油氣達到合適的油氣比后，可能會被燃燒室或渦輪中的余溫點燃，從而造成發動機在低轉速時復燃。

燃調進行分解檢查，分解燃調單向活門組件，單向活門打開壓力、密封性合格，且零件外觀檢查良好，未出現卡滯痕跡。

因此，可以排除燃調單向活門卡滯，無法關死X3事件。

4.2.4 燃調油門開關卡滯，關閉不到位X4

如果油門開關關閉不到位，那么在停車過程中，燃油壓力和燃油流量下降速度較慢，而從飛參數據可以看出，在剛按下停車按鈕4s內，發動機的燃油壓力迅速下降，且下降速度與1發基本相同，表明油門開關已正常關閉。

如果油門開關未完全關閉，那么從油門開關處流出的燃油將遠大于油門開關與油門開關襯套間隙（實測配合間隙0.011～0.014mm）的泄漏量，在慢車轉速或接近慢車轉速下即可達到穩定燃燒的油氣比，排氣溫度將在更高的轉速時就開始升高，且發動機轉速下降速度會慢于1發，而實際兩臺發動機轉速下降速度基本相同。直到轉速達到16～20%時，發動機排氣溫度下降速度開始慢于1發，分析認為此時出現了復燃現象，且復燃后渦輪后燃氣溫度最高只達到279℃，表明此時燃油量較少。正常情況下，當燃油壓力低于0.451MPa時，因單向活門關閉，此時即使油門開關打開，燃油也無法進入燃燒室，此時火焰應熄滅，渦輪后燃氣溫度應逐漸下降。但發動機在燃油壓力低于0.24MPa以下時，排氣溫度仍在上升，且停轉后仍出現了復燃現象，與故障現象不一致。

燃調試驗器結果表明，燃調油門開關能夠正常關閉，關閉后泄漏量滿足技術文件的要求，燃調分解檢查結果表明，停車電磁活門性能合格，油門開關移動、轉動靈活，表面無劃傷，未發現卡滯跡象。

因此，可排除油門開關卡滯，關閉不到位X4事件。

4.2.5 燃調油門開關泄漏量過大X5

燃調在燃調試驗器試驗上，檢查油門開關的泄漏量（在慢車轉速，接通停車電磁活門，檢查單向活門出口的泄漏量），油門開關關閉時泄漏量均在規定范圍內。

分解檢查燃調節流開關組件，節流開關襯套密封圈外觀良好，節流開關組件間隙、壓差活門組件間隙、壓差回油活門間隙均在合格范圍內，因此，可排除油門開關泄漏量大X5事件。

4.2.6 停車放油腔內活塞卡滯X6

正常情況下，當停車電磁活門接通時，燃調中油腔放油，拉桿將叉形搖臂拉至最右端，叉形搖臂帶動撥桿旋轉，將放油開關關閉。如果放油腔內活塞在右移的過程中出現卡滯，那么油門開關將無法關死。在停車過程中，油門開關無法關閉，燃油流量始終維持在慢車燃油流量，發動機轉速不會下降，會出現按停車按鈕無法停車的現象。

燃調分解檢查停車電磁活塞及襯套外觀良好，間隙合格 ，工作面無劃傷，停車電磁活塞移動、轉動靈活。

因此，可排除燃調停車放油腔內活塞卡滯X6事件。

4.2.7 起動切油分流活門泄漏量大X7

如果在起動過程中，按下起動切油開關時，如果切油分流活門卡滯在打開狀態，那么起動切油分流活門將不再起作用，此時切油路將的通斷將只由起動切油電磁閥控制。

理論上來說，在燃調中，燃油可從油孔、切油電磁閥、切油分流活門和節流嘴才能達到單向活門前，但在該油路中，有一個回油單向活門，其打開壓力為39.2kPa，因此，在停車后，油門開關關閉，當接通起動切油電磁閥，從該油路達到單向活門前的油壓最大為39.2kPa，遠低于單向活門的打開壓力。在這種情況下，即使起動切油分流活門卡滯，且按下了起動切油按鈕，但由于從切油分流活門達到單向活門前的壓力過低，無法打開單向活門。

燃調試驗器試驗時，起動切油電磁閥工作正常，分解檢查切油分流活門，無異常磨痕，表明切油分流活門未出現卡滯故障。

因此，可排除起動切油分流活門泄漏量大X7事件。

4.2.8 起動供油電磁活門油路無法關死X8

經咨詢機組人員，在停車過程中，機組未按下起動按鈕向起動供油電磁閥供電。

起動供油電磁閥返廠檢查結果表明，起動供油電磁閥能夠正常打開關閉，斷電狀態，無泄漏;對起動供油電磁閥進行分解檢查，相關零組件工作表面狀態良好，尺寸計量結果合格，未發現異常。因此可排除供油電磁活門故障導致起動供油路無法關死X8事件。

4.2.9 誤按起動按鈕X9

經對試車人員進行咨詢，停車過程中未按下起動按鈕。對飛參中的停車開關信號進行飛參判讀，停車過程中停車電磁活門始終處于接通狀態，表明停車過程中未按起動按鈕。因此，可排除誤按起動按鈕X9事件。

4.2.10 飛機起動供油線路異常供電X10

故障發生后，對飛機上起動供油電磁閥相關控制線路的導通性、絕緣性進行檢查，未發現異常。飛機4發位更換發動機后工作正常，可排除飛機線路異常供電X10事件。

4.2.11 主電纜F5-2線路異常得電X11

主電纜上的F5-2線路與起動供油電磁活門連接，對該導線進行分解檢查，該導線絕緣層良好，未發現異常，因此，可排除主電纜F5-2線路異常得電X11事件。

通過對故障樹中11個事件進行分析，除主電纜線路異常（短路或斷路）X2事件無法排除外，其余10個事件可以排除。

5 ?故障機理分析

從故障樹分析結果可以看出，主電纜上的接停車電磁活門的導線存在裂紋，可能導致發動機停車過程中停車電磁活門短路，造成發動機停車過程中誤供燃油。下面針對導線裂紋造成發動機停車復燃的機理進行分析。

發動機停車時，由試車人員按下停車開關，飛機上的電門處于停車位置，機上的電源將通過發動機主電纜插頭針腳、接停車電磁活門的導線，接通停車電磁活門。燃調切斷燃油供給，燃燒室熄火，發動機停車。

由于發動機主電纜中接停車電磁活門的分支電纜內部導線絕緣層裂紋，在發動機停車過程中，絕緣層裂紋的導線線芯在發動機振動下，可能會出現短時與外部的防波管接觸，造成電纜短路[4]，此時停車電磁活門斷電，從而使燃調繼續向發動機供油，燃油從工作噴嘴噴入燃燒室，與燃燒室中的空氣摻混形成油氣。雖然按下停車開關時，燃燒室熄火，但此時發動機中的余溫仍較高，遠高于燃油的閃點溫度，因此，油氣被燃燒室或渦輪部件的余溫點燃，造成發動機復燃。

電纜導線絕緣層未完全斷裂，線芯在發動機振動作用下連續多次與防波管接觸，造成停車電磁活門反復處于接通、斷開狀態，由于導線與防波管接觸時間短，不足以使油門開關完全打開。此時油門開關實際開口很小，同時發動機停車過程中，隨著轉速的下降燃油壓力逐漸下降，燃調向燃燒室實際供油量很小。因此，發動機停車過程中雖然出現了復燃現象，但由于燃油流量很少，T4溫度最高只升高至279℃。

發動機導線絕緣層裂紋的原因是導線所選用的絕緣層材料抗熱應力開裂能力不足，同時導線的生產加工過程中導線絕緣層殘余內應力過大，在發動機長期工作過程中受到溫度交變、振動、沖擊等因素作用下，內應力釋放，絕緣層收縮，導致裂紋萌生、擴展。

6 ?故障機理驗證

對主電纜導通/絕緣性能進行了檢查，未發現異常。對主電纜的所有導線絕緣層進行了目視檢查，發現接停車電磁活門、接扭矩滑油壓力傳感器、接直流電動滑油泵的導線上存在一定的裂紋，其中接扭矩滑油壓力傳感器、接直流電動滑油泵的導線與燃油供油無關，不會造成該故障。接停車電磁活門的導線在670mm處存在半圈裂紋，在發動機停車工作過程中導線絕緣層裂紋處的線芯有可能與導線外部防波管接觸，從而造成接停車電磁活門的線路短路。

7 ?故障結論

綜上所述，由于接停車電磁活門的導線絕緣層裂紋，在停車過程中，導線線芯在發動機振動作用下可能會與防波管接觸，接停車電磁活門的線路被短路，燃調在停車過程中繼續向發動機供油，造成發動機停車過程中復燃。發動機導線絕緣層裂紋的原因是導線所選用的絕緣層材料抗熱應力開裂能力不足，同時導線的生產加工過程中導線絕緣層殘余內應力過大，在發動機長期工作過程中受到溫度交變、振動、沖擊等因素作用下，內應力釋放，絕緣層收縮，導致裂紋萌生、擴展。

發動機停車過程中出現復燃后，用戶從尾噴管噴入的滅火液在渦輪內大量沉積，沉積的滅火液粉末及燒結的塊狀滅火液填充在發動機轉子和靜子件之間，造成渦輪轉子卡滯，攀槳不動。

8 ?糾正措施

①鑒于新導線的選材、驗證需要較長的周期，為了保障外場使用安全，發動機更換為原狀態的導線。

②將起動供油電磁閥更換新件，對該發動機配裝的燃調進行大修。

③外場所有使用導線的主電纜，全部更換為定型狀態的主電纜新件。

④為保證外場發動機的使用安全，發動機在停車時，應注意觀察發動機排氣溫度下降情況，如果出現排氣溫度上升的現象，應立即關閉飛機上的防火開關及飛機上的電動增壓泵，切斷發動機的燃油供給，并補充進行應急順槳停車，保證油門開關能夠關閉到位。

參考文獻：

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