渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行中的喘振故障分析

符小剛，許艷芝，汪濤

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安710089）

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行中的喘振故障分析

符小剛，許艷芝，汪濤

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安710089）

介紹了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行試驗(yàn)中出現(xiàn)的一次高空喘振故障，分析了故障現(xiàn)象。采用排除法逐一對(duì)比了進(jìn)氣道前方來(lái)流條件、燃燒室供油，以及從進(jìn)氣道喉道面積、高低壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片直至尾噴口喉道的一系列流道可調(diào)機(jī)構(gòu)的工作過(guò)程，分離出了最可能的致喘因素。分析結(jié)果表明，轉(zhuǎn)速下降過(guò)程中高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片偏度過(guò)大而對(duì)上游來(lái)流形成的堵塞，是引起喘振的主要原因。最后分析了該發(fā)動(dòng)機(jī)所執(zhí)行的消喘程序，及其未能使發(fā)動(dòng)機(jī)退出此次喘振狀態(tài)的原因，并提出改進(jìn)建議。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；喘振；消喘；壓氣機(jī)導(dǎo)向葉片；故障分析

1　引言

喘振是發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣流沿壓氣機(jī)軸線(xiàn)方向發(fā)生的低頻率、高振幅的振蕩現(xiàn)象［1］，是一種很大的發(fā)動(dòng)機(jī)激振力來(lái)源［2］，可導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)件強(qiáng)烈振動(dòng)乃至嚴(yán)重?fù)p壞、發(fā)動(dòng)機(jī)熱端超溫、性能急劇惡化、熄火停車(chē)等故障［3］，繼而誘發(fā)飛行事故，危及飛行安全［4］。

引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的原因主要分為三類(lèi)：①流道中的氣動(dòng)失穩(wěn)，包括超聲速進(jìn)氣道喘振、氣流在壓氣機(jī)葉片處的嚴(yán)重分離等；②不穩(wěn)定燃燒，包括加力燃燒室由前鋒裝置個(gè)別區(qū)段周期性的熄火、燃油系統(tǒng)壓力波動(dòng)、燃燒室擴(kuò)壓器中周期性的旋渦分離等可能原因造成的低頻振蕩燃燒［5］；③機(jī)械原因造成的發(fā)動(dòng)機(jī)流道各幾何可調(diào)機(jī)構(gòu)工作異常。

某型發(fā)動(dòng)機(jī)為帶加力燃燒室的軸流式雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，采用外壓式多波系進(jìn)氣道及收斂-擴(kuò)張式尾噴管，其喉道面積均可連續(xù)調(diào)節(jié)，試驗(yàn)載機(jī)為雙發(fā)飛機(jī)。下面將對(duì)其在飛行試驗(yàn)中出現(xiàn)的一次雙發(fā)喘振故障進(jìn)行分析。

2　故障現(xiàn)象

故障發(fā)生在高空，飛機(jī)由馬赫數(shù)Ma=1.5向Ma= 1.2減速過(guò)程中。由圖1和圖2中左右發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)的工作參數(shù)可以看出，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)在喘振前均由中間狀態(tài)開(kāi)始收油門(mén)減速，當(dāng)高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速n2下降至約86%時(shí)（圖中第7～8 s，油門(mén)桿角度?約為30°，比慢車(chē)狀態(tài)大），高壓壓氣機(jī)后壓力p31出現(xiàn)一次明顯異常振蕩，發(fā)動(dòng)機(jī)報(bào)喘振信號(hào)。此后，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)桿角度停留在42°左右，n2、n1（低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速）也響應(yīng)油門(mén)桿動(dòng)作先下降再趨于穩(wěn)定。渦輪后溫度T6的相對(duì)值T6/T1（T1為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度）在收油門(mén)過(guò)程中也跟隨下降，但在喘振信號(hào)出現(xiàn)后開(kāi)始快速上升，僅2 s就超過(guò)了發(fā)動(dòng)機(jī)在中間狀態(tài)時(shí)的值并繼續(xù)增大。這表明，開(kāi)始喘振8 s之后，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)仍未退出喘振狀態(tài)。

圖1　左發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)的工作參數(shù)Fig.1 Parameters of the left engine at surge

圖2　右發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)的工作參數(shù)Fig.2 Parameters of the right engine at surge

3　故障原因分析

如前文所述，引起喘振的原因，既可能有氣動(dòng)及燃燒不穩(wěn)定因素，也可能是機(jī)械調(diào)節(jié)異常所致，下面逐一分析。

3.1進(jìn)口氣流條件及進(jìn)氣道調(diào)節(jié)

由圖3中喘振時(shí)的飛行姿態(tài)（Hp為飛行高度）可知，喘振前后飛機(jī)在同一高度作平飛減速，Ma變化平穩(wěn)，迎角α、側(cè)滑角β及滾轉(zhuǎn)角φ都接近零，故不會(huì)因較大的飛行姿態(tài)或劇烈機(jī)動(dòng)而產(chǎn)生嚴(yán)重進(jìn)口氣流擾動(dòng)。

圖3　喘振時(shí)的飛機(jī)姿態(tài)Fig.3 Fight posture at engine surge

圖4所示為喘振前進(jìn)氣道喉道調(diào)節(jié)過(guò)程，圖中n1，cor為低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速，右下方以長(zhǎng)箭頭標(biāo)出了?收小方向（下同）?？梢?jiàn)，減速時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道喉道面積Throat調(diào)節(jié)過(guò)程符合理論控制值要求（該進(jìn)氣道及其喉道調(diào)節(jié)理論值已經(jīng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證）。且喘振發(fā)生前3 s，喉道面積已放至最小并穩(wěn)定，不會(huì)產(chǎn)生額外氣流擾動(dòng)；而較小的喉道面積也可有效阻止過(guò)多氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，避免在下游形成流道堵塞，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)通暢。由此可知，進(jìn)氣畸變及進(jìn)氣道喉道面積的調(diào)節(jié)，不是引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的原因。

3.2低壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)

圖5為低壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片偏角α1調(diào)節(jié)過(guò)程。圖中，α1值越大代表導(dǎo)向葉片與發(fā)動(dòng)機(jī)軸向的夾角越大，相應(yīng)葉柵通道的流通面積越?。环粗嗳?。可見(jiàn)，收油門(mén)減速過(guò)程中，左、右發(fā)動(dòng)機(jī)均多次低于穩(wěn)態(tài)控制最小值。但這種α1值偏低屬發(fā)動(dòng)機(jī)減速過(guò)程中正常的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)，即隨著換算轉(zhuǎn)速的減小導(dǎo)向葉片偏角提前于相應(yīng)的穩(wěn)態(tài)值一定量，從而提高減速過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作裕度。當(dāng)油門(mén)桿移動(dòng)停止時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)即回到穩(wěn)態(tài)控制區(qū)域。與之相比，全過(guò)程α1曲線(xiàn)均未超出穩(wěn)態(tài)控制最大值，也就不會(huì)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)氣流形成堵塞，這意味著低壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片的調(diào)節(jié)動(dòng)作，也不是引起喘振的原因。

圖4　喘振前進(jìn)氣道喉道調(diào)節(jié)過(guò)程Fig.4 Regulation of the inlet throat station before surge

圖5　低壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)過(guò)程Fig.5 Regulation of the guide vane before low pressure compressor

3.3高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)

圖6所示為高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片偏角α2調(diào)節(jié)過(guò)程，圖中n2，cor為高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速。與α1值類(lèi)似，圖中α2值越大，相應(yīng)葉柵通道的流道面積越小。可見(jiàn)，隨著油門(mén)桿角度的減小，左、右發(fā)動(dòng)機(jī)的α2值并未隨之減小，而是長(zhǎng)時(shí)間保持定值并很快超出控制允許最大值，直至發(fā)動(dòng)機(jī)報(bào)喘。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)α2值超限時(shí)刻A點(diǎn)和B點(diǎn)，在時(shí)間歷程圖中的位置分別見(jiàn)圖1和圖2。從A、B兩點(diǎn)起，兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的α2已超過(guò)穩(wěn)態(tài)控制區(qū)允許的最大值，并在之后與該限制線(xiàn)的偏差進(jìn)一步增大，這樣極易對(duì)來(lái)自上游的氣流形成堵塞，從而引發(fā)喘振。從圖上看，A、B兩點(diǎn)發(fā)生的時(shí)刻正好分別位于左、右發(fā)動(dòng)機(jī)報(bào)喘振前，且時(shí)間較近（約2 s），因此高壓壓氣機(jī)導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)異常，很可能是造成此次喘振的原因。

圖6　高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)過(guò)程Fig.6 Regulation of the guide vane before high pressure compressor

3.4燃燒室工作及尾噴管喉道調(diào)節(jié)

圖7所示為左發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管喉道調(diào)節(jié)過(guò)程，圖中pf為燃油壓力，p6為渦輪后壓力。從左發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)供油壓力pf/p31（代表油氣混合比）曲線(xiàn)可以看到，喘振前pf/p31值一直保持在2附近，曲線(xiàn)平緩，無(wú)劇烈波動(dòng)。這表明燃燒室內(nèi)油氣比例穩(wěn)定，極難引起燃燒室不穩(wěn)定工作。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)從中間狀態(tài)開(kāi)始減速，不存在加力燃燒室的振蕩燃燒問(wèn)題。

從圖中左發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管喉道面積Aex的調(diào)節(jié)過(guò)程可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)減小過(guò)程中，僅油門(mén)桿剛從中間狀態(tài)開(kāi)始收小時(shí)，噴口面積略有減小，其后并未隨轉(zhuǎn)速的下降繼續(xù)減小（Aex允許的最小值見(jiàn)圖中箭頭所示位置）。保持較大的喉道面積有利于氣流通過(guò)，不容易對(duì)上游氣流造成堵塞。右發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管調(diào)節(jié)過(guò)程參數(shù)變化與左發(fā)動(dòng)機(jī)的類(lèi)似。

由此可知，燃燒室供油及尾噴管的調(diào)節(jié)，也都不是引起喘振的原因。

綜合以上因素判斷，減速過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)導(dǎo)向葉片未跟隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的下降持續(xù)調(diào)節(jié)，是引起喘振的主要原因。

4　消喘機(jī)構(gòu)的工作

為防止喘振以及在喘振發(fā)生后使發(fā)動(dòng)機(jī)迅速脫離喘振狀態(tài)，當(dāng)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)一般都有自動(dòng)防喘機(jī)制。自動(dòng)防喘機(jī)制主要分為兩類(lèi)，一是短時(shí)增穩(wěn)系統(tǒng)，具體措施包括調(diào)節(jié)壓氣機(jī)導(dǎo)葉葉片、放氣（本次試飛所用發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有放氣功能）、改變發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口臨界面積、迅速減少供油、改變進(jìn)氣道喉道面積等。二是在短時(shí)增穩(wěn)系統(tǒng)基礎(chǔ)上發(fā)展的消喘復(fù)原系統(tǒng)［6］。另外，人工主動(dòng)降低發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)（即收小油門(mén)），減輕壓氣機(jī)葉片負(fù)荷，也有助于脫離喘振狀態(tài)。

圖7　左發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管喉道調(diào)節(jié)過(guò)程Fig.7 Regulation of the throat station of the left engine nozzle

圖8　左發(fā)動(dòng)機(jī)的消喘程序Fig.8 Process of surge elimination of the left engine

圖8所示為喘振發(fā)生后左發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行的消喘程序（右發(fā)動(dòng)機(jī)的與之相同）。可見(jiàn)，喘振發(fā)生后，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管喉道立即進(jìn)行了兩次放大程序。從圖中渦輪落壓比p31/p6曲線(xiàn)可看到第一次放大噴口對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)氣流的影響，第二次放大后尾噴口未再收小，而是一直放到最大（這是因?yàn)檗D(zhuǎn)速下降到了該發(fā)動(dòng)機(jī)完全放開(kāi)噴口的門(mén)限值，屬于正?？刂瞥绦颍瑓^(qū)別于消喘程序），這樣就達(dá)到了尾噴口的最大氣流通過(guò)能力，可看到相應(yīng)時(shí)間段p31/p6的值顯著上升。

從圖8中的pf/p31曲線(xiàn)還可以看到，發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行了頻率約1 Hz的切油程序。另外，報(bào)喘后點(diǎn)火器持續(xù)工作（見(jiàn)圖8中的點(diǎn)火信號(hào)）。雖然這些措施阻止了壓氣機(jī)內(nèi)流動(dòng)的繼續(xù)振蕩（圖1、圖2中的p31曲線(xiàn)在第8 s后趨于平緩，再無(wú)明顯振蕩），但T6仍很快超過(guò)之前在中間狀態(tài)工作時(shí)的值，并繼續(xù)上升超過(guò)該發(fā)動(dòng)機(jī)允許的最大值。

這表明，雖然消喘措施在一定程度上緩解了喘振，但并未使發(fā)動(dòng)機(jī)完全退出不穩(wěn)定工作狀態(tài)。圖8中，喘振信號(hào)持續(xù)僅0.5 s，pf/p31就上升到之前在中間狀態(tài)工作時(shí)的2倍；在第16 s處，pf/p31已上升至中間狀態(tài)時(shí)的1.5倍。這是因?yàn)楦邏簤簹鈾C(jī)前導(dǎo)向葉片偏角持續(xù)偏大，使得該處氣流通過(guò)量小于正常值。而同時(shí)供油量（對(duì)于被試發(fā)動(dòng)機(jī)，pf是T1與?的函數(shù)）正常響應(yīng)了油門(mén)桿的動(dòng)作，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)嚴(yán)重富油，這是造成T6持續(xù)上升直至超溫的直接原因。

如前所述，此次發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的直接原因，在于高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片偏角過(guò)大造成的流通面積偏小。因此，堵塞發(fā)生在該導(dǎo)向葉片所在截面，若在此導(dǎo)向葉片處或上游的低壓壓氣機(jī)段存在放氣機(jī)構(gòu)，則可能在一定程度上緩解喘振狀態(tài)（被試發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)此項(xiàng)功能）；另一方面，事后應(yīng)改進(jìn)高壓壓氣機(jī)導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，提高其調(diào)節(jié)可靠性，以避免此類(lèi)故障的再次發(fā)生。

5　結(jié)論及建議

（1）減速過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)前導(dǎo)向葉片（2）由于流動(dòng)堵塞發(fā)生在高壓壓氣機(jī)前，喘振時(shí)自動(dòng)執(zhí)行的切油、放大噴口動(dòng)作，并未使發(fā)動(dòng)機(jī)完全退出不穩(wěn)定工作狀態(tài)。

未跟隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的下降持續(xù)進(jìn)行調(diào)節(jié)，是引起此次發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的主要原因。

（3）在執(zhí)行消喘程序過(guò)程中，流道堵塞造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量減少而導(dǎo)致的油氣混合比持續(xù)增大，是引起渦輪后溫度持續(xù)上升的直接原因。

（4）事后應(yīng)改進(jìn)該發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓壓氣機(jī)導(dǎo)葉調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，提高其調(diào)節(jié)可靠性，以避免此類(lèi)故障的再次發(fā)生。

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［3］屈霽云，馬明明，王小峰，等.某型發(fā)動(dòng)機(jī)喘振特征分析及消喘系統(tǒng)驗(yàn)證試驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25（6）：1291—1296.

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Analysis of surge fault of a turbofan engine in flight

FU Xiao-gang，XU Yan-zhi，WANG Tao
（Engine Department of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

A surge fault of a turbofan engine during a flight test at high altitude was introduced，and the fault was analyzed.With exclusive method，air intake condition before inlet and fuel supply of combustion were compared in sequence together with series of variable mechanism including inlet throat，guide vane of the low and high pressure compressor，and exhaust throat.The results indicate that blockage to the flow upstream caused by the higher angle of guide vane before the high pressure compressor is the main course of the engine surge.Also the process of surge elimination of this engine was analyzed with the reason of ineffectiveness of that process to surge at this time，and improvement suggestion was proposed.

aero-engine；surge；surge elimination；compressor guide vane；fault analysis

V231.3

A

1672-2620（2015）04-0015-04

2014-08-07；

2015-07-26

符小剛（1983-），男，陜西寶雞人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能特性飛行試驗(yàn)研究工作。