某型發(fā)動機空中起動故障分析

馬燕榮，馬明明

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

1 引言

航空發(fā)動機空中起動性能檢查是其飛行試驗的重要科目之一。某型中等推力渦扇發(fā)動機有3種空中起動方式：（1）當高壓壓氣機轉(zhuǎn)速下降到50%以下時，無需飛行員操作，在空中自動迎面起動；（2）當高壓壓氣機轉(zhuǎn)速下降，或是在風車狀態(tài)時，需飛行員操作在空中自動起動；（3）發(fā)動機空中手動（應(yīng)急）起動。為了檢查該型發(fā)動機在飛行條件下的使用性能，在飛行臺上進行了試飛。

本文就此型發(fā)動機在飛行臺試飛過程中空中起動出現(xiàn)的故障進行分析研究。

2 故障現(xiàn)象

發(fā)動機在飛行臺上高度Hp約為8 km，速度Vi約為400 km/h進行加速和空中起動試驗，在試驗過程中，當發(fā)動機慢車3～5 min后拉停，按要求準備進行自動迎面起動。當高壓轉(zhuǎn)速n2下降到38%左右時，將油門桿推至慢車位置，進行空中自動起動后，發(fā)動機高、低壓轉(zhuǎn)速迅速n2、n1迅速上升至約74%和40%，其排氣溫度T4也隨之持續(xù)上升，當n2到達慢車轉(zhuǎn)速時，表明發(fā)動機機空中自動起動成功；3 min后將發(fā)動機拉停，當n2下降到約40%時，油門桿推至慢車位置，進行第2次空中自動起動，n2、n1迅速上升至74%和40%左右時，其T4持續(xù)上升，第2次空中自動起動成功；約3 min后，將發(fā)動機再次拉停，進行第3次空中自動起動，當n2下降到37%左右時，將油門桿推至慢車進行起動，n2、n1上升至74%和40%左右后穩(wěn)定，此時，T4繼續(xù)上升，并沒有下降的趨勢，而且n1有些偏低，因此，嘗試推油門桿后，發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速未變，T4繼續(xù)上升，連續(xù)收、推油門桿，轉(zhuǎn)速無變化，而T4繼續(xù)上升，當T4升到約768℃時，立即停止試驗。

3 故障分析

發(fā)動機在8 km進行空中自動迎面起動試驗時，相關(guān)參數(shù)隨時間變化情況如圖1所示。

由圖 1（a）可見，當油門桿收到停車位后，發(fā)動機轉(zhuǎn)速n、T4和油路壓力Pfse迅速下降，尾噴管臨界截面面積Ae放至最大，當n2下降到試驗要求的范圍內(nèi)，油門桿推至慢車位置，T4持續(xù)上升。還可以看出，在試驗前穩(wěn)定平飛階段，n2、n1分別穩(wěn)定在75%和51%左右，試驗后，其n2、n1分別穩(wěn)定在74%和40%左右。也就是說，相對于發(fā)動機空中起動試驗前穩(wěn)定平飛狀態(tài)，n2變化不明顯，n1明顯下降，即發(fā)動機空中起動后，n2、n1轉(zhuǎn)差明顯變大（試驗前穩(wěn)定平飛，n2－n1＝24%；空中起動后轉(zhuǎn)速穩(wěn)定，n2－n1＝32%～34%）；從圖中還發(fā)現(xiàn)，在空中起動開始（8 km慢車狀態(tài)平飛）時，Ae處于較小狀態(tài)，將油門桿收到停車位后，尾噴口放到最大位置，此后在8 km連續(xù)進行的3次空中自動迎面起動試驗過程中，Ae始終保持在最大狀態(tài)，沒發(fā)生任何變化。

此次發(fā)動機空中起動故障只是發(fā)生在第3次自動迎面起動過程中，但是從圖 1（a）可見，在發(fā)動機在起動過程中，Ae處于最大位置不變，溫度上升過高，n1較低。由此可以認為，發(fā)動機在8 km高度的3次空中迎面自動起動中，工作均不正常，當進行前2次空中起動試驗時，n2到30 s左右時，并未發(fā)現(xiàn)發(fā)動機工作不正常，因此，在判斷第1次起動成功后，繼續(xù)進行了第2、3次空中起動。

由圖 1（b）可見，在發(fā)動機空中自動迎面起動中，高壓壓氣機出口與進口壓比p2/p1）在上升的過程中出現(xiàn)了1個明顯的下降波動，而下降后再次上升的斜率明顯要小于波動前的；n2上升曲線比較平滑，n1則出現(xiàn)了明顯的平直段，然后再次上升的斜率明顯的小于平直段前；T4也出現(xiàn)微小的波動，但上升率無明顯的變化。

從故障現(xiàn)象上看，溫度上升很高，轉(zhuǎn)速不變，應(yīng)該是“熱懸掛”現(xiàn)象。由發(fā)動機相關(guān)參數(shù)變化（圖1（b））分析，在發(fā)動機起動過程中，高壓壓氣機壓比p2/p1在增大過程中出現(xiàn)明顯的減小，可能是由于燃油供油過多，造成高壓壓氣機失速，高壓出口壓力減小，而低壓出口的壓力增大，發(fā)動機自動加速起動器感受高壓壓氣機后壓力和艙壓，艙壓不變，高壓壓氣機壓力減小后燃油供油也降低。但由于高壓壓氣機出現(xiàn)失速，進入燃燒室的空氣流量減少要多于供油量的減少，所以仍處于富油燃燒。由于此時高溫燃氣已經(jīng)在渦輪發(fā)生堵塞，導(dǎo)致渦輪后總壓上升很慢，造成落壓比增加緩慢，最終達不到Ae進行調(diào)節(jié)的范圍。而在整個起動過程中，雖然渦輪總膨脹比較小，但相對對高壓渦輪影響小，對低壓渦輪影響大，而此時高壓壓氣機已出現(xiàn)失速，高壓轉(zhuǎn)子的剩余功率較大，轉(zhuǎn)速上升快，低壓轉(zhuǎn)速的剩余功率小，轉(zhuǎn)速上升慢，反映在數(shù)據(jù)上，就是轉(zhuǎn)速穩(wěn)定后，相對與慣性起動前發(fā)動機慢車狀態(tài)，低壓轉(zhuǎn)速下降多，高壓轉(zhuǎn)速變化不明顯，造成轉(zhuǎn)差明顯變大。

當高壓壓氣機處于失速狀態(tài)時，在冷運轉(zhuǎn)狀態(tài)下，發(fā)動機停車后通道熱阻減少，通道氣流速度和空氣流量增加，分離區(qū)慢慢解體和消除。發(fā)動機在空中試驗過程中油門稈動作時其相關(guān)參數(shù)變化情況如圖2所示。從圖2（b）可見，將油門桿拉停后，高壓壓氣機壓力突升，壓比突增，然后才隨著發(fā)動機停車減小。但接下來又繼續(xù)將油門桿推到慢車起動，整個過程與第1次基本上一致，發(fā)動機仍出現(xiàn)了不穩(wěn)定的狀態(tài)。隨著發(fā)動機拉停后，進行第3次空中起動，其T4明顯高于該高度慢車穩(wěn)定狀態(tài)下的T4，判斷發(fā)動機可能出現(xiàn)故障，推油門桿，但轉(zhuǎn)速沒變化，溫度繼續(xù)上升;從圖 2（a）可見，推油門桿，高、低壓壓氣機出口壓力降低，壓氣機增壓比減小，發(fā)動機轉(zhuǎn)差增大；收油門桿，高、低壓壓氣機出口壓力升高，增壓比增大，發(fā)動機轉(zhuǎn)差減小，轉(zhuǎn)差的變化與壓比變化明顯相反。由此，隨著油門桿的增加，失速深度增大，導(dǎo)致壓比減小，轉(zhuǎn)差變大，而當油門桿的減少使熱燃氣對渦輪的堵塞變小，高壓壓氣機后的壓力升高，增壓比增大，失速微團減少，轉(zhuǎn)差變小。最終由于發(fā)動機T4上升過高，收油門桿停車。

在飛行臺試飛改裝過程中，需要將測試采集到的高度Hp信號送入發(fā)動機的控制器，控制器根據(jù)高度（6 km為門檻）對空中起動的供油進行調(diào)整，也就是說在高度6 km以上，在發(fā)動機空中起動過程中，控制器給出信號執(zhí)行減油，待發(fā)動機起動成功后，再恢復(fù)到正常的供油規(guī)律。因此，由于高度信號輸入的不正確或控制器沒有接收到正確的高度信號，8 km慣性起動試驗中并沒有按照設(shè)計進行切油，仍然按6 km以下起動供油，造成在起動過程中供油過多，導(dǎo)致發(fā)動機處于不正常的工作狀態(tài)。

4 故障排除

為了驗證此次發(fā)動機空中起動故障引起的原因，在接下來的發(fā)動機空中起動試驗中，在出現(xiàn)故障的試驗點，采用了接通“空中起動”開關(guān)來實現(xiàn)發(fā)動機空中手動起動的方式（在進行此方式空中起動時，由飛機系統(tǒng)的EMMC接通起動自動調(diào)節(jié)器電磁閥，以實現(xiàn)對高度6 km以上空中起動過程修正向主燃燒室的供油）。

在高度為8km、速度400km/h時，進行空中手動起動，發(fā)動機工作狀態(tài)正常。

前2次試驗數(shù)據(jù)如圖3所示。圖中曲線1表示按手動起動的方式進行空中起動的副油路壓力，曲線2表示起動失敗時副油路壓力，從圖3可見，在手動起動中，副油路出現(xiàn)明顯的切油現(xiàn)象。

試驗結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)比較表明，該型發(fā)動機空中起動不成功的原因在于在起動過程中供油沒進行高空修正，導(dǎo)致燃油量過高，渦輪出口壓力出現(xiàn)突升，壓力波向前傳，使高壓壓氣機失速，發(fā)動機排氣溫度過高，其轉(zhuǎn)速出現(xiàn)“熱懸掛”現(xiàn)象。

5 結(jié)論

在某型發(fā)動機飛行臺8 km空中起動試驗過程中，發(fā)動機工作不正常主要的原因在于起動過程中供油沒進行高空修正，造成燃油量過高，導(dǎo)致發(fā)動機排氣溫度過高，進而轉(zhuǎn)速出現(xiàn)“熱懸掛”現(xiàn)象。

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