某渦槳發(fā)動機(jī)輸出功率降低故障原因分析與驗證

鐘櫚 黃慶 丁金濤

摘 ?要：針對某渦槳發(fā)動機(jī)出現(xiàn)輸出扭矩降低的現(xiàn)象，分析了功率下降的原因。采用整機(jī)臺架模擬試驗的方法，研究了進(jìn)氣道不同堵塞面積對發(fā)動機(jī)功率的影響。針對進(jìn)氣道膠圈提出了改進(jìn)設(shè)計方案，并在車臺上進(jìn)行了兩種密封膠圈的對比驗證試驗，試驗結(jié)果表明改進(jìn)設(shè)計的密封膠圈方案將發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)功率提升了17%。

關(guān)鍵詞：渦槳發(fā)動機(jī);進(jìn)氣堵塞;進(jìn)氣道密封圈;改進(jìn)設(shè)計;故障

中圖分類號：V263.6??文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A ???文章編號：1671-2064（2019）16-0000-00

航空發(fā)動機(jī)安裝到飛機(jī)上之后，由于進(jìn)氣道、排氣管設(shè)計的固有形式，進(jìn)氣分離系統(tǒng)（防砂濾系統(tǒng)）對進(jìn)氣的影響，以及從發(fā)動機(jī)引氣等因素，會消耗一部分發(fā)動機(jī)功率，即發(fā)動機(jī)安裝損失。隨著飛機(jī)對發(fā)動機(jī)的要求變?yōu)楦鼮閷ｉT化，飛機(jī)與發(fā)動機(jī)的匹配問題變得突出，20世紀(jì)60年代初期，美國裝TF30渦扇發(fā)動機(jī)的F-111戰(zhàn)斗機(jī)甚至由于匹配問題而被迫從戰(zhàn)場退役。直八型飛機(jī)也曾出現(xiàn)進(jìn)氣道污染積垢后造成發(fā)動機(jī)功率下降，飛機(jī)無法在最大重量起飛。

某型渦槳發(fā)動機(jī)使用過程中出現(xiàn)多臺發(fā)動機(jī)輸出扭矩不足，造成飛機(jī)爬升率偏低，不能爬升至最大高度等問題。針對此問題進(jìn)行原因分析排查和試驗驗證，并提出相關(guān)零件的改進(jìn)設(shè)計方案。

1 飛發(fā)連接結(jié)構(gòu)

發(fā)動機(jī)采用單平面安裝，通過三個減振器固定在飛機(jī)的承力框架上。來流經(jīng)過S型進(jìn)氣道后直接進(jìn)入發(fā)動機(jī)軸流壓氣機(jī)內(nèi)，渦輪后的尾氣由排氣裝置兩側(cè)向后排出。

飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)機(jī)匣連接情況如圖1所示。半圓型的密封膠圈通過壓板螺釘固定在壓氣機(jī)機(jī)匣的法蘭邊上，發(fā)動機(jī)固定在飛機(jī)的承力框后，密封膠圈通過零件的制造公差保證壓在進(jìn)氣道的出口法蘭邊上，實現(xiàn)密封、隔振和補償機(jī)匣軸向位移等功能。密封膠圈與進(jìn)氣道只有接觸和軸向約束，無其它連接件固定。

2 故障現(xiàn)象

多架飛機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時，發(fā)現(xiàn)在滿載狀態(tài)下，由7000米高度向上爬升，發(fā)動機(jī)Ng處于最大轉(zhuǎn)速狀態(tài)，飛機(jī)的爬升率僅有0.2～0.3m/s，無法到達(dá)指定高度，爬升困難。即這些飛機(jī)性能沒有達(dá)到設(shè)計指標(biāo)，功率不足。

3原因排查

一般造成發(fā)動機(jī)功率降低的原因可能為發(fā)動機(jī)的性能衰減，安裝損失增加等等。

3.1發(fā)動機(jī)本體性能檢查

將發(fā)動機(jī)本體返廠進(jìn)行臺架性能檢查，在試車臺上使用測扭器精確測量發(fā)動機(jī)槳軸的輸出扭矩，得到發(fā)動機(jī)的輸出功率，考慮環(huán)境溫度轉(zhuǎn)換為換算轉(zhuǎn)速下的換算功率，如圖2所示。從圖中可以看出在返廠檢查的發(fā)動機(jī)換算功率曲線與出廠時的換算功率曲線基本重合，試車時環(huán)境溫度相差較大使得換算轉(zhuǎn)速的范圍不同。據(jù)此數(shù)據(jù)，可以排除發(fā)動機(jī)本體性能衰退因素造成輸出功率降低。

3.2 飛機(jī)安裝情況檢查

通過排查飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的連接情況，發(fā)現(xiàn)多架飛機(jī)的連接密封膠圈向流道內(nèi)凸起，凸起量約為3～5mm。如圖3所示，在發(fā)動機(jī)安裝完成后，由于膠圈內(nèi)徑與壓氣機(jī)機(jī)匣內(nèi)徑一致，膠圈受壓變形后膠圈必然向內(nèi)側(cè)凸起，發(fā)動機(jī)工作時，壓氣機(jī)前流道內(nèi)的靜壓P1要比環(huán)境壓力P0低，在壓差的作用下凸起量將進(jìn)一步增大，且發(fā)動機(jī)功率狀態(tài)越高壓差越大，凸起量也將隨著增加。

為了確定密封膠圈的凸起量對發(fā)動機(jī)功率的影響，進(jìn)行整機(jī)臺架試驗?zāi)M進(jìn)氣道被膠圈凸起時發(fā)動機(jī)的工作情況。

4地面臺架模擬進(jìn)氣道堵塞試驗

4.1 試驗方案

為減少試驗變量，只模擬膠圈凸起高度對發(fā)動機(jī)性能的影響。如圖4所示，利用現(xiàn)有的試驗資源，在車臺進(jìn)氣道和壓氣機(jī)機(jī)匣之間安裝一個模擬堵塞環(huán)形金屬板。設(shè)置三個零件加工方案，分別選擇凸起量△H為0mm、3mm和5mm，模擬堵塞板的具體參數(shù)如表1所示。

4.2試驗結(jié)果

安裝三種不同的模擬堵塞板時錄取發(fā)動機(jī)各轉(zhuǎn)速狀態(tài)下的穩(wěn)態(tài)性能參數(shù)和加速時的數(shù)據(jù)。

4.2.1 功率影響

圖5為試驗各狀態(tài)下發(fā)動機(jī)換算功率與換算轉(zhuǎn)速關(guān)系曲線，從圖中可以看出，在低換算轉(zhuǎn)速下，模擬板的影響較小，隨著換算轉(zhuǎn)速增加，功率降低的絕對量值有非常明顯的增加。

功率下降量值統(tǒng)計如圖6所示，圖中可以看出方案B的最大狀態(tài)功率損失達(dá)到7.6%，而方案C的最大狀態(tài)功率損失高達(dá)26.1%。

4.2.2 溫度影響

圖7為發(fā)動機(jī)換算轉(zhuǎn)速下的渦輪見溫度T4.5曲線，方案B和方案A的T4.5數(shù)據(jù)基本一致，而方案C較方案A在低功率狀態(tài)時T4.5要高，高功率狀態(tài)時兩者基本一致。

4.2.3 壓氣機(jī)后壓力影響

圖8為壓氣機(jī)后的氣流靜壓參數(shù)，其變化趨勢與發(fā)動機(jī)功率變化趨勢基本一致。

4.2.4 耗油率的影響

圖9為發(fā)動機(jī)換算轉(zhuǎn)速下的耗油率曲線，數(shù)據(jù)表明凸起量越大，耗油率上升越多。方案C的耗油率相比方案A，在慢車時，耗油率升高達(dá)到15.8%;在最大狀態(tài)時，耗油率升高了19.4%。

5 機(jī)理分析

發(fā)動機(jī)功率降低的機(jī)理分析如下：第一，膠圈凸起后使流動損失增加，壓氣機(jī)前的來流總壓降低，同時流通面積減少，導(dǎo)致流量減少，使發(fā)動機(jī)的功率下降。第二，由于膠圈凸起后使壓氣機(jī)前流場產(chǎn)生較大畸變，壓氣機(jī)效率降低，壓氣機(jī)出口壓力降低，循環(huán)壓比降低后導(dǎo)致輸出功減少。

基于以上分析，膠圈變形凸起將導(dǎo)致發(fā)動機(jī)輸出功率下降，耗油率上升，與模擬試驗數(shù)據(jù)變化趨勢一致。

6 改進(jìn)設(shè)計

針對膠圈出現(xiàn)的變形情況，提出一種改進(jìn)方案，改進(jìn)前后的對比如圖10所示。

（1）在進(jìn)氣道與機(jī)匣之間增加一個連接導(dǎo)套，進(jìn)氣道增加一個連接槽;

（2）將軸向密封改為徑向密封。

7 臺架驗證試驗

在臺架上進(jìn)行改進(jìn)前后兩種結(jié)構(gòu)的整機(jī)試驗，發(fā)動機(jī)試車數(shù)據(jù)如表2所示，可以看出，發(fā)動機(jī)更換密封膠圈后T4.5溫度下降6℃，功率上升17%，改進(jìn)措施有效。

8 結(jié)語

（1）發(fā)動機(jī)輸出功率降低的原因為發(fā)動機(jī)與飛機(jī)進(jìn)氣道連接密封膠圈變形凸起所致;

（2）地面模擬試驗表明當(dāng)膠圈凸起堵塞面積分別為7.9%和13%時，發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)的功率損失達(dá)7.6%和26.1%。

（3）改進(jìn)設(shè)計飛機(jī)發(fā)動機(jī)連接方案裝機(jī)試驗表明發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)功率提升17%。

收稿日期：2019-07-29

作者簡介：鐘櫚（1985—），男，江西贛州人，碩士研究生，主管，工程師，研究方向：發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)。