航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試技術(shù)

董英萃

(大連科技學(xué)院 機械工程學(xué)院，遼寧 大連 116052)

0 引言

當(dāng)代航空事業(yè)快速發(fā)展，航空渦扇發(fā)動機作為飛機動力源，航空動力技術(shù)已經(jīng)成為衡量一個國家科技實力重要標(biāo)識之一[1]。航空渦扇發(fā)動機是一個結(jié)構(gòu)復(fù)雜的熱力學(xué)系統(tǒng)，工作條件相對復(fù)雜，其研究領(lǐng)域涉及流體力學(xué)、電子技術(shù)和工程材料學(xué)等，包含了科技工業(yè)多個領(lǐng)域，因此，有關(guān)航空渦扇發(fā)動機研發(fā)是具有必要性的[2]。發(fā)動過程是航空渦扇發(fā)動機首個階段，安全可靠啟動是飛機正常起飛的基礎(chǔ)，該過程十分復(fù)雜，故障率高，尤其在惡劣氣候條件下，航空渦扇發(fā)動機安全性大大降低，因此，對航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試研究是具有現(xiàn)實意義的[3]。由于航空渦扇發(fā)動機可測量參數(shù)少，根據(jù)有限的可測參數(shù)及時判斷加力供油系統(tǒng)故障現(xiàn)象，采用傳統(tǒng)測試技術(shù)具有一定難度。此外，航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)故障的發(fā)生往往是由于系統(tǒng)運行困難、氣動超溫、轉(zhuǎn)速懸掛等原因引起的，使用傳統(tǒng)的基于專家經(jīng)驗排故測試技術(shù)已經(jīng)無法滿足實際測試需求。為了實現(xiàn)排故過程從無序到有序的高效轉(zhuǎn)變，在排故初期，提出了航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試技術(shù)，使航天航空領(lǐng)域可以開展更多工程實用價值研究。

1 航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)工作原理

航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)主要是由燃油壓力泵、主泵、加力調(diào)節(jié)器、燃油分布器、加力內(nèi)外涵道噴嘴和發(fā)動機噴嘴等組成[4]。航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)構(gòu)成如1所示。

圖1 航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)

燃油壓力泵主要用來提高供油系統(tǒng)的燃油壓力；主泵負責(zé)將定量燃油提供給主燃燒室；加力泵負責(zé)給航空渦扇發(fā)動機提供一定燃油；加力調(diào)節(jié)器主要是通過改變加力燃油量，調(diào)節(jié)加力調(diào)節(jié)器工作狀態(tài)，并與其他接口接通，控制加力區(qū)，為燃油分布器提供燃油總管所需分級指令；加力分布器是根據(jù)加力泵出口的燃油，控制壓力大小，并將加力泵供給的燃油自動分配給各個區(qū)噴嘴，通過加力內(nèi)外涵道，預(yù)先將總管填充燃油，以此保證加力分布器工作更加平穩(wěn)[5]。

航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)采用模擬電子與液壓機械相結(jié)合的方式，使用液壓模式，向加力燃燒室提供燃油，并自動調(diào)節(jié)供油量，以此保證加力燃燒室穩(wěn)定工作[6]。加力供油系統(tǒng)核心部分是加力調(diào)節(jié)器，調(diào)節(jié)器根據(jù)油門桿位置，將燃油輸送到加力分布器之中，并將燃油分配到5個輸油管之中[7]。通過噴口自動調(diào)節(jié)功能，自動調(diào)節(jié)尾噴口直徑，以此保證燃燒室內(nèi)氣壓恒定，使加力分布器接通發(fā)動機后能穩(wěn)定工作[8]。航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)是閉環(huán)控制系統(tǒng)，其核心組件為噴口調(diào)節(jié)器，通過控制加力接通的電氣系統(tǒng)，可保證燃油穩(wěn)定傳輸，而電子調(diào)節(jié)器負責(zé)控制加力燃油系統(tǒng)時序，以此滿足時控點火系統(tǒng)能夠及時點火[9]。

加力供油系統(tǒng)控制原理如圖2所示。

圖2 加力供油系統(tǒng)控制原理

加力供油系統(tǒng)采用全權(quán)數(shù)字電子發(fā)動機操縱機構(gòu)，能夠根據(jù)油門桿旋轉(zhuǎn)角度、系統(tǒng)運行參數(shù)、航空渦扇發(fā)動機工作狀態(tài)以及工作狀態(tài)等參數(shù)，向加力供油系統(tǒng)與噴口控制裝置內(nèi)輸入加力燃油計量活門位置指令[10]。同時，通過高速占空比電磁閥改變電液轉(zhuǎn)換，以此控制計量活門內(nèi)腔壓力大小，保證活門能夠向預(yù)期位置穩(wěn)定運動。通過改變加力燃燒室內(nèi)供油油量，與計量活門機械連接的傳感器進行指令交互傳輸。根據(jù)數(shù)字電子控制器計量活門當(dāng)前位置，可形成計量活門位置閉環(huán)控制系統(tǒng)，由此完成航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)工作[11]。

2 航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試技術(shù)

2.1 加力供油系統(tǒng)計量活門擺動排故測試

航空渦扇發(fā)動機在工作初期，加力燃油控制正常，噴口控制裝置供油壓力和加力噴水反壓較為穩(wěn)定，然而工作一段時間之后，出現(xiàn)了加力外涵供油異常波動現(xiàn)象，在此期間，未進行任何與加力供油相關(guān)的元器件調(diào)整[12]。根據(jù)加力供油系統(tǒng)總流量需求，在油門桿位置無明顯變化時，計量活門位置存在異常波動情況[13]?？毡入姶砰y輸入信號出現(xiàn)了周期性擺動情況，出現(xiàn)這種現(xiàn)象的主要原因是加力外涵供油流量不足。針對加力供油系統(tǒng)計量活門出現(xiàn)的異常擺動故障，列出故障樹，如圖3所示。

根據(jù)故障原因分析結(jié)果，對加力供油系統(tǒng)計量活門擺動異常情況進行故障排查，故障排查依據(jù)如下所示：

1)PID控制器參數(shù)設(shè)計不當(dāng)，其與多臺發(fā)動機直接匹配，并在該過程中未出現(xiàn)任何控制問題，及時調(diào)整PID控制器參數(shù)，說明不是控制參數(shù)設(shè)計不當(dāng)引起的故障，此時控制參數(shù)設(shè)計不當(dāng)故障未排除；

2)更換電液轉(zhuǎn)換元件，其中一件為正常使用，另一件為新件，不是由于電液轉(zhuǎn)換元件引起的故障，因此，兩種情況下電液轉(zhuǎn)換元件故障未消除；

3)計量活門組件靈活、加工尺寸滿足要求，不是計量活門組件摩擦力出現(xiàn)異常，此時計量活門組件摩擦力異常故障未排除；

4)檢查動力表面存在的軸向劃痕，更換無障礙線性可變差動變壓器計量活門組件后，檢查孔底部存在的金屬堆積物。使用線性可變差動變壓器裝配在一個功能完全正常的產(chǎn)品，故障重復(fù)出現(xiàn)。故障原因定位，線性可變差動變壓器動子和靜子存在摩擦力異?，F(xiàn)象，此時線性可變差動變壓器摩擦力異常故障排除。

通過故障原因分析，確認線性可變差動變壓器摩擦力異常。線性可變差動變壓器結(jié)構(gòu)示意圖如圖4所示。

圖4 線性可變差動變壓器結(jié)構(gòu)示意圖

線性可變差動變壓器是由兩個基本元件組成的，分別是靜止線圈組件和可移動電樞。線性可變差動變壓器所產(chǎn)生的與核心位移直接成比例形式全部輸出，并與初級線圈間隔對稱。非基礎(chǔ)磁性核心運動能夠改變每個線圈互感，以此確定線圈感應(yīng)電壓。

使用F150型號的內(nèi)窺鏡具有8 mm探頭和200 W高清像素，其噴口控制裝置配裝線性可變差動變壓器靜子組件內(nèi)孔，通過內(nèi)窺鏡檢查發(fā)現(xiàn)，線性可變差動變壓器底部存在金屬堆積物，此時需要確定加力外涵供油周期。當(dāng)計量活門位置出現(xiàn)偏移時，計量活門給定位置也發(fā)生改變，此時控制器開始進行調(diào)節(jié)。然而，由于線性可變差動變壓器動子鐵芯與內(nèi)孔存在一定磨損，造成計量活門運作過程中摩擦力偏大，正常配置的控制器PID參數(shù)無法配合占空比電磁閥高效運作，導(dǎo)致靜差逐步增大。累計控制量能夠克服摩擦力，直到反饋值回到既定值附近位置，不斷往復(fù)，使加力外涵油壓出現(xiàn)變化，促使計量活門出現(xiàn)周期性擺動。

當(dāng)計量活門出現(xiàn)周期性擺動時，由于線性可變差動變壓器部分公差超出預(yù)期設(shè)計的指標(biāo)，使得動子鐵芯和靜子之間出現(xiàn)明顯金屬毛刺，嚴(yán)重影響了計量活門組件運行效率。由于動子組件連接桿相對較長，需使用螺紋焊接形式固定連接桿和移動桿，并當(dāng)變壓器出現(xiàn)異常運作形式時，動子鐵芯和靜子內(nèi)孔中心軸線之間形成小于90°的夾角，導(dǎo)致動子組件未能滿足內(nèi)部自由靈活使用的要求，由此完成加力供油系統(tǒng)計量活門擺動排故測試。

2.2 加力供油系統(tǒng)啟動點火排故測試

加力啟動供油裝置是由啟動裝置和供油裝置兩部分組成的，核心工作點為啟動點噴嘴和工作噴嘴。其中啟動點噴嘴是由燃油泵啟動活門控制的，在啟動10 s后就會立刻啟動點火噴嘴，形成啟動火焰，并持續(xù)噴火30 s；工作噴嘴是由燃油泵主要供油系統(tǒng)提供的，在啟動15 s后就會立刻對電磁活門進行斷電處理，此時回油活門呈現(xiàn)全開狀態(tài)。當(dāng)最小流量活門進入工作噴嘴時，該噴嘴噴入燃燒室后打火，航空渦扇發(fā)動機便可開始工作，并產(chǎn)生工作功率。

加力啟動供油裝置具體故障情況如表1所示。

如表1所示，航空渦扇發(fā)動機升溫在啟動過程中出現(xiàn)滯后現(xiàn)象，故障時的發(fā)動機溫度上升初始點與正常溫度點存在一定滯后時差。航空渦扇發(fā)動機溫度上升，表示主燃燒室已經(jīng)被點燃，渦輪開始正常工作，此時渦輪后排氣溫度上升滯后，說明主燃油供給也產(chǎn)生了滯后。如果主燃油滯后太多，說明系統(tǒng)錯過了最佳點火時間，因此，根據(jù)表1所示故障現(xiàn)象，分析加力啟動供油裝置啟動原理：

表1 加力啟動供油裝置具體故障情況

在啟動過程中，航空渦扇發(fā)動機噴嘴供油發(fā)生滯后，導(dǎo)致點火不及時現(xiàn)象發(fā)生。燃油泵中與之相關(guān)的主要因素有：供油系統(tǒng)供油量偏??；回油活門不靈活。局部分解燃油泵，測量回油活門流量，依據(jù)現(xiàn)有技術(shù)規(guī)定，燃油泵在實驗平臺下獲取的數(shù)據(jù)是靜態(tài)數(shù)據(jù)。整個實驗過程是在穩(wěn)定狀態(tài)下實現(xiàn)的，而航空渦扇發(fā)動機是在實時動態(tài)過程中實現(xiàn)的，以此分析故障泵參數(shù)是否與航空渦扇發(fā)動機實際動態(tài)過程。

在加力啟動供油裝置啟動過程中損失的壓力大小，計算公式如式(1)所示：

GT=ΔG1+ΔG2+ΔG3+ΔG4+ΔG5

(1)

公式(1)中：ΔG1表示燃燒管道中阻力和閥門誤差所形成的總壓力損失；ΔG2表示流量調(diào)節(jié)器計量閥上的壓力損失；ΔG3表示活門上的壓力損失；ΔG4表示反閥上壓力損失；ΔG5表示燃燒室壓力損失。

在已知航空渦扇發(fā)動機啟動過程壓力損失情況下，關(guān)閉回油活門，獲取航空渦扇發(fā)動機工作噴嘴燃油流量，并將此壓力值代入燃油泵之中進行仿真分析，模擬關(guān)閉電磁活門時的油泵出口壓力，壓力仿真曲線如圖5所示。

圖5 關(guān)閉電磁活門油泵出口壓力仿真曲線

在電磁活門啟動前5 s內(nèi)，油泵出口壓力保持不變，始終為19.5 P；當(dāng)時間為5.0～8.4 s時，油泵出口壓力大小由19.5 P降到4.5 P；當(dāng)時間為8.4 s時，油泵出口壓力大小又恢復(fù)為19.5 P。

圖6所示為關(guān)閉電磁活門油泵出口壓力實際曲線。

由圖6可知，在電磁活門啟動前4.4 s內(nèi)，油泵出口壓力變化較小，大約為16 P；當(dāng)時間為4.4～5.1 s時，油泵出口壓力大小由16 P降到9.5 P；當(dāng)時間為5.1～7.3 s時，油泵出口壓力大小由9.5 P升到15.5 P；當(dāng)時間超過7.3 s時，油泵出口壓力大小又恢復(fù)為16 P。

仿真曲線與實際曲線存在一定差異，表現(xiàn)在電磁活門斷電后，回油時間較短，主要是系統(tǒng)中沒有受到摩擦力，不會對結(jié)果造成任何影響，由此可以判定仿真分析與實際工作狀態(tài)，以此模擬故障情況。通過在燃油泵回油活門彈簧下增加調(diào)整墊的方式，能夠加大活門的預(yù)壓力，因此，排除加力供油系統(tǒng)啟動點火故障。

3 試驗驗證及分析

為驗證模擬分析航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試技術(shù)研究的準(zhǔn)確性，采用MAX197 DIP28數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)測試不同故障情況下航空渦扇發(fā)動機信號，各個信號采集頻率為25 kHz，加力供油系統(tǒng)傳感器放置于發(fā)動機機蓋處。各個傳感器參數(shù)設(shè)置如表2所示。

表2 設(shè)備參數(shù)設(shè)置

3.1 故障規(guī)則界面選擇

在實驗過程中，專家系統(tǒng)是人機交互重要組成部分，工作人員可通過人機界面定位航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)故障。

1)數(shù)據(jù)庫連接：基于VC6.0微軟基礎(chǔ)類庫設(shè)計，使用ADO接口調(diào)用動態(tài)數(shù)據(jù)鏈，以此訪問后臺數(shù)據(jù)庫；

2)在訪問數(shù)據(jù)庫后，關(guān)閉數(shù)據(jù)庫，釋放初始化動態(tài)鏈，在微軟基礎(chǔ)類庫應(yīng)用程序中，用CoInitialize函數(shù)初始化動態(tài)鏈接庫，并創(chuàng)建UDL 數(shù)據(jù)源數(shù)據(jù)源文件，以此對數(shù)據(jù)庫屬性進行測試分析。當(dāng)數(shù)據(jù)庫連接成功后，專家系統(tǒng)選擇界面，一旦成功登錄系統(tǒng)，工作人員選擇對故障數(shù)據(jù)庫進行查詢與管理。

3.2 實測振動速度信號

采用origin軟件描述實測振動速度信號和受到外界環(huán)境干擾影響信號，如圖7所示。

圖7 振動速度信號

由圖7可知，當(dāng)曲軸轉(zhuǎn)角為-150°、20°時，振動速度達到高峰值，分別為120 m/s、110 m/s；當(dāng)曲軸轉(zhuǎn)角為-80°、120°時，振動速度達到低峰值，分別為-80 m/s、-90 m/s。實際測量信號在0 m/s附近波動，并不存在低頻波動。而受到外界環(huán)境干擾測量信號存在低頻波動，對于振動速度測量具有較大影響。

3.3 試驗結(jié)果與分析

根據(jù)上述內(nèi)容，分別采用傳統(tǒng)測試技術(shù)和所研究測試技術(shù)對計量活門擺動排故測試和啟動點火排故測試精準(zhǔn)度進行對比分析。

3.3.1 計量活門擺動排故測試

分別采用兩種測試技術(shù)對計量活門擺動排故測試精準(zhǔn)度展開分析，結(jié)果如表3所示。

表3 兩種測試技術(shù)對計量活門擺動排故測試精準(zhǔn)度分析

由表3可知：采用所研究測試技術(shù)在實驗次數(shù)為2次時，測試精準(zhǔn)度達到最高為0.981 5，在實驗次數(shù)為5次時，測試精準(zhǔn)度達到最低為0.978 2；采用傳統(tǒng)測試技術(shù)在實驗次數(shù)為2次時，測試精準(zhǔn)度達到最高為0.633 7，在實驗次數(shù)為4次時，測試精準(zhǔn)度達到最低為0.587 4。由此可知，所研究測試技術(shù)對計量活門擺動排故測試精準(zhǔn)度較高。

3.3.2 啟動點火排故測試

分別采用兩種測試技術(shù)對啟動點火排故測試精準(zhǔn)度展開分析，結(jié)果如表4所示。

表4 兩種測試技術(shù)對啟動點火排故測試精準(zhǔn)度分析

由表4可知：采用所研究測試技術(shù)在實驗次數(shù)為4次時，測試精準(zhǔn)度達到最高為0.961 5，在實驗次數(shù)為3次時，測試精準(zhǔn)度達到最低為0.951 2；采用傳統(tǒng)測試技術(shù)在實驗次數(shù)為1次時，測試精準(zhǔn)度達到最高為0.558 2，在實驗次數(shù)為4次時，測試精準(zhǔn)度達到最低為0.321 8。由此可知，所研究測試技術(shù)對啟動點火排故測試精準(zhǔn)度較高。

4 結(jié)束語

航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)的啟動是一種較為復(fù)雜的氣動熱力學(xué)過程，使用起動部件可以模擬不同環(huán)境下系統(tǒng)起動過程中轉(zhuǎn)速、溫度和壓力隨加力供油的非線性動態(tài)變化關(guān)系，通過對部件故障分析，結(jié)合系統(tǒng)故障真實數(shù)據(jù)，分析總結(jié)航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)故障測試技術(shù)。根據(jù)對發(fā)動機故障模式的分析，從中提取用于故障測試的特征參數(shù)，根據(jù)航空工程使用測試邏輯，并進行了實驗驗證。由實驗驗證結(jié)果可知，該技術(shù)測試精準(zhǔn)度較高，實現(xiàn)了航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)穩(wěn)定運行。

航空渦扇發(fā)動機加力供油系統(tǒng)排故測試中的邏輯準(zhǔn)則通過對系統(tǒng)數(shù)據(jù)相關(guān)分析獲得，未來需要更多真實數(shù)據(jù)對已提出的故障測試邏輯進行驗證和補充，使測試邏輯更加貼近實際內(nèi)容，測試結(jié)果更加可靠。