航空發動機低溫試驗流量參數異常診斷與分析

張炳誠 劉雪嬌 楊 懿

(1 中國航發北京航科發動機控制系統科技有限公司 北京 102200)

(2 北京航天試驗技術研究所 北京 100074)

1 引言

航空發動機燃油泵調節器通過感受燃氣發生器的轉速信號,對飛機油箱來油進行增壓,同時接收電子控制器指令按發動機控制規律控制燃油計量裝置的開度,確保各飛行條件和飛行狀態下按其發動機的需要提供良好狀態的燃油,保證發動機的正常工作。當數控系統失效時,燃油泵調節器可以自動切換備份裝置實現發動機正常工作,確保飛行器安全返航。

對于航空發動機這種工作環境惡劣、可靠性要求高、結構復雜的核心關鍵產品,正式定型前均需要對其進行大量的試驗。研究人員需要分析大量的試驗數據,評判試驗結果,分析故障原因,優化設計,實現提高產品性能的目的。實踐中,大量研究人員總結了諸多分析產品故障的有效方法。隨著計算機性能和研究軟件的進步,研究人員多采用數值仿真建模和試驗驗證的方法,研究發動機零部件在不同工作介質、工況等條件下的工作特性。

嚴曉婧等[1]提出面向航空發動機,利用故障樹映射到ANN 的方法,實現動態安全風險分析。以某型飛機某型發動機危害性后果“發動機起火不可控”為案例,對該危險后果進行故障樹分析,對其建立故障樹并一一映射,采用人工神經網絡ANN 進行多次訓練。利用算例,將得到結果與FT 結果進行比較發現:ANN 與FT 結果匹配率較高,說明以FT 映射的ANN 模型是一種有效的風險評估技術。所提出的方法還可以應用到核電站系統、電力系統等其它高可靠性的復雜系統中。

宛偉健等[2]針對航空發動機的可靠性分析方法較少考慮系統失效時的動態特性的研究現狀,提出了一種將動態故障樹和概率模型檢測相結合的可靠性分析方法,對航空發動機的可靠性進行分析。建立基于故障樹的發動機動態行為馬爾科夫鏈模型,采用PRISM 概率模型檢測語言描述馬爾科夫鏈模型。通過定量分析,比較頂事件和基于相應條款規定的故障發生概率,驗證航空發動機的安全性。通過對某型航空渦輪發動機進行實例建模分析,驗證所提方法的正確性與可行性。

李小彪等[3]針對航空發動機運行過程中高壓轉子轉速擺動并引起其它分系統諧振的問題,分析了高壓轉子轉速的運行機理,在運行機理的基礎上建立了影響高壓轉子正常工作的故障樹,分析了故障影響因素。在地面試車和飛行等外場試驗過程中驗證了故障樹分析結果的準確性。

馬原等[4]采用CFD 法對液氮貯箱無排氣加注過程進行數值仿真。分析了加注口結構、壁面初始溫度等多種因素對微重力無排氣加注性能的影響。通過建立二維軸對稱模型和網格求解區域,分析計算液體閃蒸過程及氣液之間的熱質交換過程。通過試驗驗證了模型能夠合理展示箱內溫度場分布和相分布情況,并獲得貯箱壓力等參數變化信息。

肖潤峰等[5]研究了不同工作介質下,彎折型、旋轉型節流閥溫降和流量特性,建立了液氮、甲烷介質下微通道節流閥內低溫工質減壓流動及空化過程仿真模型。通過大量實驗數據,擬合了基于干度、壓降以及過冷度的質量流量關系式。為微通道節流閥設計提供了有價值的參考依據。

本研究采用故障樹分析方法對航空發動機低溫環境下流量參數異常進行分析,成功定位燃油泵調節器的計量活門低溫流動性差是造成低溫環境下流量差異的主要原因。通過建立不同溫度和流量下的仿真模,結合試驗數據驗證了仿真模型的準確性。對行業內研究人員對發動機故障進行分析診斷提供了參考方法。

2 發動機試驗低溫環境下工作機理

在不同環境溫度工況下,航空燃油密度和和體積流量會發生變化,燃油泵調節器同一計量開度的計量流量也會適應地出現變化,其對應關系即燃油溫度-流量特性。

發動機試驗過程中,油箱來油進入燃油泵調節器的齒輪泵,經加壓后一路燃油返回至低壓裝置用來引射進口燃油,另一路進入主控計量裝置。主控計量裝置感受電子控制器的信號,通過步進電機控制計量活門的位置,并由位移傳感器將位置信號反饋給電子控制器形成閉環。主控計量裝置失效后,可以通過備份計量裝置實現發動機的加速、減速控制。系統原理圖如圖1 所示。

圖1 燃油泵調節器原理圖Fig.1 Diagram of fuel pump regulator

3 發動機試驗低溫環境下流量故障描述和定位

3.1 故障描述

某型號航空發動機在進行低溫試驗過程中,發動機燃油泵調節器出油口低溫環境下流量較正常值偏低7—9 kg/h。試驗詳細數據如表1 所示。

表1 低溫環境下燃油流量給定與采集差異數據表Table 1 Fuel flow difference data table between given and collected in low temperature environment

3.2 故障定位

試驗后,技術人員對該型號發動機產品進行了相應的檢查,檢查內容如下:

(1)整機試驗前的檢查

該型號發動機所裝零組件均為入庫合格零件,裝配、試驗、包裝過程記錄完整、無異常。產品復驗并隨發動機數控系統進行半物理試驗,整個過程中產品工作正常。產品交付后隨發動機臺架開展了包括起動扭矩測量試驗、直升機引氣試驗、振動測量試驗、整機轉速上下臺階試驗等在內的多項試驗,試驗過程中產品工作正常,隨發動機累計工作時間超過100 小時。

(2)試驗后返廠檢查

問題出現后,一線技術人員開展燃油泵調節器返廠檢查工作。常溫條件下,燃油泵調節器、低壓裝置和燃油活門組件組成的燃油系統各狀態工作正常。燃油泵調節器出口小流量與給定相當,未出現流量偏低現象。

通過上述原因分析可知,常溫條件下燃油泵調節器出口流量正常,而低溫條件下燃油泵調節器出口流量值偏低。隨后開展低溫模擬試驗,將燃油系統在低溫箱內降溫至-20 ℃左右并保持1 h 以上,檢查燃油泵調節器低溫條件下的出口流量,并與常溫流量進行對比,詳見表2。

表2 燃油系統低溫檢查數據表Table 2 Fuel system low temperature inspection data sheet

通過表2 的數據可知,在15%和25%轉速下,燃油泵調節器在低溫時的出口流量較常溫時偏低,分別為4.7 kg/h 和4.2 kg/h,試驗現象與發動機低溫試驗現象一致。由此可見,燃油泵調節器是造成發動機試驗低溫環境下燃油流量異常的主要原因。

4 故障分析

4.1 故障描述

工程應用中,常采用故障樹分析方法對產品的故障進行定位分析。故障樹是實際系統故障組合傳遞的邏輯關系的正確抽象。主要有兩種建樹方法:人工建樹和計算機輔助建樹[6]。人工建樹是從頂事件開始,向下逐級推溯事件的直接原因,直到找到所有的底事件為止。人工建樹必須嚴格按照演繹邏輯認真、細致地進行。

建立故障樹的原則主要有兩條[7]:

(1)時間與時間之間用邏輯門連接;邏輯門之間事件連接,不能發生門-門,時間-事件短路。

(2)循序漸進規則。建立故障樹應對逐級建造,逐級找出必要而充分的原因。在對下一級作任何考慮之前,必須完成上一級。

建立故障樹的基本步驟為[8]:

(1)分析頂事件,尋找引起頂事件發生的、直接、必要且充分的原因,將頂事件作為輸出事件,將所有直接原因作為輸入事件,依據這些事件的邏輯關系用適當的邏輯門進行連接;

(2)分析與頂事件直接相連接的輸入事件;

(3)重復上述步驟,逐級向下分解,直至所有輸入事件不能分解為止,將這些輸入事件作為底事件;

(4)對故障樹進行規范化、簡化和模塊分解,一般選用布爾代數法定律。

燃油泵調節器低溫燃油流量偏低原因可分為兩大類:(1)計量后燃油發生了泄漏;(2)燃油泵調節器計量燃油流量不足。

本研究以“低溫環境下燃油泵調節器小流量偏低”為頂事件,依據建立故障樹的基本原則,對低溫條件下燃油泵調節器出口流量偏低問題,逐級梳理出了10 個底事件。故障樹分析圖如下圖2 所示。

圖2 燃油泵調節器故障樹分析圖Fig.2 Fault tree analysis diagram of fuel pump regulator

通過對X1—X10 共計10 個底事件進行分析,底事件“低溫下計量活門結構流通性較差(X8)”可能是造成低溫環境下燃油流量異常的主要原因。

4.2 計量活門結構分析

燃油泵調節器的計量活門是采用“計量油針-孔板”的結構形式,模型結構和剖面結構分別如圖3、4所示。計量活門由計量油針、計量活門襯套、套筒、導向裝置和計量器殼體組成。油針與孔板構成環形流通窗口如圖5 所示。δ是形成環形流通窗口的寬度,在小流量的時候,δ較小。當δ很小時,流通截面為一個很小的環形縫隙,不利于燃油的流通。小孔節流理論上與流體的粘度無關。常溫下,縫隙流動時流量與流體粘度成反比關系,燃油的粘度較小,能較為順利的流經節流窗口,流量與等效小孔節流的流量相當。但是當燃油溫度很低時,燃油的粘度增大,流通能力下降,燃油流量較常溫時降低。

圖3 計量活門模型結構圖Fig.3 Structure diagram of metering valve model

圖4 計量活門模型剖面結構圖Fig.4 Sectional structure diagram of metering valve mode

圖5 環形流通窗口示意圖Fig.5 Schematic diagram of annular flow window

4.3 仿真分析

4.3.1 建立模型

為了觀察的更直觀,簡化后的二維流場如圖6 所示。左邊是燃油進口,右邊是燃油出口,底部為油針型面,中間是孔板壁面。三維模型僅適用于小流量流場,因為當流場流動不劇烈,簡化后的流場可以滿足計算要求。當大流量狀態下,流場需要覆蓋更大的范圍,其建模和劃網格以及后期的仿真計算都要比前者復雜很多。分別建立大、小流量下的三維流場,分別如圖7、8 所示,建模網格圖分別如圖9、10 所示。

圖6 二維簡化流場Fig.6 Two-dimensional simplified flow field

圖7 剖面結構三維流場小流量狀態圖Fig.7 Three-dimensional flow field small flow state diagram of section structure

圖8 剖面結構三維流場大流量狀態圖Fig.8 Three-dimensional flow field large flow state diagram of section structure

圖9 剖面結構三維流場網格小流量狀態圖Fig.9 Three-dimensional flow field grid small flow state diagram of section structure

4.3.2 仿真分析

根據《中國航空材料手冊》6 分冊第377 頁航空噴氣燃料在不同溫度下的特性變化數據表,以20 ℃為例,該溫度下運動粘度為1.48 mm2/s,計算后的動力粘度為0.001 154 4 kg/(m·s),其余動力粘度值經計算后如下表3 所示。不同溫度下航空噴氣燃料粘度分析的仿真,就通過修改流體特性來進行仿真。

表3 不同溫度下航空噴氣燃料粘度分析計算表Table 3 Analysis and calculation table for viscosity of aviation jet fuel at different temperatures

圖10 剖面結構三維流場網格大流量狀態圖Fig.10 Three-dimensional flow field grid large flow state diagram of section structure

常溫20 ℃狀態下,從油針初始位置到200 L/h之間,選取了5 個油針開度值,即油針型面起始點距孔板距離L=0.16、0.8、1.17、2.4、3.61 mm 建立模型。這5 組 模 型,分 別 進 行-40、-20、0、20、40、60 ℃這6 種溫度狀態下的仿真。

4.3.3 仿真結果

經過仿真,L=0.16、0.8、1.17、2.4、3.61 mm 這5 個狀態下,-40、-20、0、20、40、60 ℃這6 種溫度的出口流量仿真結果如表4 和圖11 所示。

表4 不同溫度下流量仿真計算值Table 4 Flow simulation value at different temperatures

圖11 仿真分析結果圖Fig.11 Simulation analysis results

分析表4、圖11 可以得到以下結論:

(1)同一油針開度下,整體而言,出口流量隨溫度的降低而降低。計量活門從小開度到大開度在60 ℃與-40 ℃時流量變化值占常溫流量的比值分別為:56.6%、34.0%、20.7%、8.4%、12.0%。很明顯溫差變化,對小流量狀態下的流量值影響更明顯。

(2)大流量狀態下,低溫對出口流量值的影響很小。

4.3.4 仿真結果驗證

通過對計量油針組件進行試驗,對比驗證4.3.2的仿真結論。試驗設備原理圖如下圖12 所示。

圖12 計量油針試驗原理圖Fig.12 Schematic diagram of metering oil needle test

工作原理如下:首先采用恒溫油槽將油箱中的燃油溫度調整到指定的溫度,再經過進口油路進入高低溫溫度箱,最后連接試驗工裝,進口油路設置進口溫度傳感器和調節閥,試驗工裝內放置計量油針組件和彈簧,通過千分尺控制計量油針的開度,得到不同的出口流量,工裝連接出口油路,燃油回到恒溫油槽。在工裝相應位置設置計量油針計量前后測壓點,時時監控計量油針前后壓差。

在進行高低溫試驗時,常溫下選取一個小流量點,通過調整計量油針開度,調整進出口調壓閥,最終選取的是27.3 L/h 狀態為基準點,該狀態下的千分尺刻度歸零當做基準。隨后選擇L=0.3 mm、1.45 mm和2.9 mm 這3 個活門開度點設置為監控點,開展不同溫度下的流量試驗。通過設定不同的燃油溫度,所記錄的流量值如表5 所示。

表5 不同的燃油溫度下流量值Table 5 Flow value at different fuel temperatures

小流量時最低溫度-18.6 ℃較大流量時的-33.7 ℃差別較大。這是由于小流量狀態時,流量較小,燃油從恒溫油槽流出后,后外部管路溫度影響較大,由于連接管路散熱損失,導致小流量的最低溫達不到預期。對此只能根據實際情況進行分析。

由于出口流量受壓差變化較大,需要將試驗數據進行修正。由于大部分壓差值在0.27 MPa 附近,所以以0.27 MPa 為參照,將壓差過大或過小的出口流量進行一定程度的粗略修正。修正后的試驗數據如表6 和圖13 所示。(壓差相較270 kPa 的變化值為20 kPa 時,按流量3%修正;變化值為30 kPa 時,按流量4.5%修正;變化值為40 kPa 時,按流量6%修正)。

表6 修正后的流量數據Table 6 Corrected flow data

圖13 不同活門開度試驗數據圖Fig.13 Data chart of different valve opening tests

將圖13 的高低溫試驗數據和圖11 仿真數據圖進行對比。整體情況對比如圖14 所示。小流量下的對比圖如圖15 所示。

分析圖14 與圖15,可以得到以下結論:

圖14 全程試驗與仿真結果對比圖Fig.14 Comparison diagram of whole process and simulation results

圖15 小流量狀態試驗與仿真結果對比圖Fig.15 Comparison diagram of low flow state test and simulation results

(1)大流量狀態時,仿真的流量變化趨勢和實際試驗趨向一致,且大流量狀態下,溫度變化對流量影響越來越小。尤其是流量在250 L/h 時,溫度變化對實際出口流量基本無影響。

(2)小流量狀態下,出口流量受溫度變化變化較大。其中試驗結果與仿真結果對比,計量活門在小開度時,低溫較常溫狀態下流量變化約為30%,變化幅度更大。主要原因在于試驗過程中壓差值(270 kPa)與小流量狀態壓差值(200 kPa)不同。在后續仿真試驗中,將小流量狀態仿真的壓差值提高到270 kPa,二者的變化幅度基本相同。通過進一步分析可知,小流量、低溫工況下,溫度變化引起介質特性變化,油針型面和孔板間隙較小,燃油介質動力粘度增大,燃油介質流動的壁面邊界層增厚,導致流通間隙減小。這是導致低溫工況下流量偏低的根本原因。解決方案是優化計量油針型面形狀,改為單邊錐形。優化后的產品在后續的試驗過程中,低溫工況下流量參數正常。

5 結論

本研究針對航空發動機低溫試驗燃油流量偏低的問題,采用故障樹分析方法,建立基于低溫環境下燃油流量異常的故障樹。通過對底事件的分析,定位燃油泵調節器計量活門低溫環境下結構流通性較差是影響燃油流量重要因素。通過對計量活門結構分析,分別建立大、小流量工況下的三維模型。通過對比仿真模型分析和試驗驗證數據得出計量活門在小開度的工況下,低溫較常溫條件流量變化約為30%,準確定位了造成低溫下結構流通性差的根本原因并提出了相應的改進措施。