航空發(fā)動(dòng)機(jī)異常收噴口故障分析

李 楊 韋周慶 馬寅月

（1．海軍裝備部駐沈陽地區(qū)第二軍事代表室，遼寧 沈陽 110043；2．中國(guó)航發(fā)沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，遼寧 沈陽 110043）

1 故障概況

某航空發(fā)動(dòng)機(jī)在使用過程中，飛機(jī)起飛時(shí)發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)尾部噴出火團(tuán)，中斷起飛，飛機(jī)返回。

檢查發(fā)動(dòng)機(jī)及部附件外觀無異常，噴口加力調(diào)節(jié)器外觀，噴口刻度指示正常，反饋鋼索良好，噴口加力調(diào)節(jié)器與其他機(jī)件連接的導(dǎo)管無滲漏。噴口控制油濾檢查，內(nèi)部油液清潔，無金屬屑末，油濾無多余附著物。油門刻度值與噴口加力調(diào)節(jié)器刻度盤數(shù)值對(duì)應(yīng)關(guān)系正常。檢查發(fā)動(dòng)機(jī)氣流通道，左發(fā)整流支板，低、高壓壓氣機(jī)，低、高壓渦輪葉片、噴口未見損傷；有發(fā)動(dòng)機(jī)低壓壓氣機(jī)一級(jí)葉片1片進(jìn)氣邊有凹坑，另有6片輕微擦傷，損傷葉片可修復(fù)。

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴口收放功能示意圖

2 噴口控制系統(tǒng)組成及原理

航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制系統(tǒng)主要是由噴口調(diào)節(jié)器、柱塞泵、綜合電子調(diào)節(jié)器和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度感受附件組成的，其中，噴口調(diào)節(jié)器是主要組成部分，其主要功能為：供給附件伺服機(jī)構(gòu)定壓燃油；按給定程序?qū)崿F(xiàn)渦輪膨脹比пT；控制噴口臨界截面積；當(dāng)著陸時(shí)，按飛機(jī)電氣系統(tǒng)的信號(hào)關(guān)閉噴口調(diào)節(jié)片；按主燃油泵調(diào)節(jié)器指令打開噴口調(diào)節(jié)片；按油門桿控制加力燃油泵進(jìn)口活門[1]。

噴口調(diào)節(jié)器由噴口調(diào)節(jié)器程序機(jī)構(gòu)、根據(jù)油門桿工作的液壓延遲器、пT調(diào)節(jié)器的程序機(jī)構(gòu)、節(jié)流狀態(tài)噴口控制機(jī)構(gòu)、空氣減壓氣機(jī)組件、電磁閥、按油門桿控制的滑油轉(zhuǎn)換活門控制開關(guān)、噴口臨界截面積重調(diào)機(jī)構(gòu)等組成。

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)定在轉(zhuǎn)速上升時(shí)高壓轉(zhuǎn)速N2=79±2%時(shí)收小噴口，在轉(zhuǎn)速下降時(shí)N2≥74%放大噴口[3]。

當(dāng)飛機(jī)著陸時(shí)，為了保證飛機(jī)大迎角著陸所需推力以及防止噴口觸地，在起落架放下時(shí)、N2＜91.5%且飛行速度大于170 km/h時(shí)，由飛機(jī)電氣系統(tǒng)向著陸收噴口電磁閥發(fā)出收噴口指令。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)噴口收放功能的主要部件包括指令壓力活門、N2指令形成器活塞桿、慢車域控制活門、噴口控制活門及定壓活門，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口收放功能工作示意圖如圖1所示。

在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，N2指令形成器活塞桿移動(dòng)，壓緊或放松彈簧1，彈簧力經(jīng)杠桿傳遞給指令壓力活門的頂針，頂針帶動(dòng)指令壓力活門移動(dòng)，改變定壓油通往回油腔的流通面積形成指令壓力pKOM，該指令壓力通往噴口加力調(diào)節(jié)器上的慢車域控制活門。慢車域控制活門根據(jù)指令壓力信號(hào)，在N2在一定轉(zhuǎn)速時(shí)，打開通往噴口關(guān)斷活門的油路，將定壓油引至噴口控制活門控制腔，活門移動(dòng)，打開噴口控制活門通往噴口作動(dòng)筒的高壓油路，控制噴口收縮[1]。

3 故障原因分析

3.1 飛行參數(shù)判讀

飛機(jī)加油門起飛10 s后加力接通，轉(zhuǎn)速、溫度正常；6 s后噴口放到最大；1 s后噴口開始異常收小，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速開始下降；7 s后出現(xiàn)“喘振”信號(hào)，0.5 s后消失。

3.2 原因分析

3.2.1 噴口調(diào)節(jié)異常導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)喘振

飛參顯示油門刻度在全加力狀態(tài)未變化時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口開始異常收小，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速開始下降，表明噴口調(diào)節(jié)出現(xiàn)異常；發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)下噴口直徑異常變小，發(fā)動(dòng)機(jī)出口堵塞，使發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作線移向喘振邊界，造成發(fā)動(dòng)機(jī)喘振[2]。

3.2.2 噴口調(diào)節(jié)異常原因分析

根據(jù)該型航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制系統(tǒng)構(gòu)造與工作原理，造成噴口控制異常的可能因素有：調(diào)節(jié)器內(nèi)部故障；噴口作動(dòng)筒油壓不足；噴口收放執(zhí)行機(jī)構(gòu)卡滯；控制系統(tǒng)異常發(fā)出著陸收噴口信號(hào)； N2換算指令壓力異常；進(jìn)口溫度感受附件故障；空氣過濾減壓器后漏氣；低壓渦輪后P6壓力管漏氣。

3.3 驗(yàn)證試驗(yàn)

3.3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)返廠驗(yàn)證情況

將發(fā)動(dòng)機(jī)返廠后，在試車臺(tái)架進(jìn)行了驗(yàn)證試車，共進(jìn)行4次試車，具體試車情況如下。1）第一次驗(yàn)證試車：全加力狀態(tài)檢查4次，全加力噴口直徑刻度值正常；檢查噴口液壓限動(dòng)線2次，噴口直徑刻度值正常。2）第二次驗(yàn)證試車：再次檢查最大狀態(tài)噴口刻度值正常。

針對(duì)驗(yàn)證試車情況進(jìn)行分析討論，根據(jù)可能的故障因素，決定模擬著陸收噴口進(jìn)行了2次驗(yàn)證試車：在最大狀態(tài)接通臺(tái)架自動(dòng)起動(dòng)箱表速和起落架模擬開關(guān)，起動(dòng)箱未發(fā)出著陸收噴口信號(hào)，噴口刻度值正常。隨后斷開信號(hào)，在最大狀態(tài)接通臺(tái)架自動(dòng)起動(dòng)箱表速和起落架模擬開關(guān)，起動(dòng)箱發(fā)出著陸收噴口信號(hào)，噴口刻度值迅速變小，與使用故障現(xiàn)象相同。

該航空發(fā)動(dòng)機(jī)返廠檢查試車驗(yàn)證，正常試車狀態(tài)未復(fù)現(xiàn)故障，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常。在最大狀態(tài)模擬著陸收噴口，出現(xiàn)了與之前相同的現(xiàn)象。

3.3.2 自動(dòng)起動(dòng)箱及飛機(jī)線路檢查情況

飛機(jī)線路檢查情況：斷開綜調(diào)至自動(dòng)起動(dòng)箱插頭，檢查插針、插孔無松動(dòng)、損壞和縮針現(xiàn)象；檢查綜調(diào)至起動(dòng)箱線路，正常。

自動(dòng)起動(dòng)箱檢查情況：

在起動(dòng)箱29插針加27 V電壓，同時(shí)在25插針加27 V電壓，此時(shí)28與35插針應(yīng)不導(dǎo)通，但實(shí)際測(cè)量其仍處于導(dǎo)通狀態(tài)。初步判斷自動(dòng)起動(dòng)箱內(nèi)部信號(hào)控制邏輯異常。

測(cè)量起動(dòng)箱25插針與21插針阻值為無窮大，情況異常。

打開起動(dòng)箱外罩，檢查內(nèi)部繼電器、延時(shí)組件電路板、連接導(dǎo)線及灌封膠料等外觀無異常。

測(cè)量信號(hào)控制繼電器線圈電阻值正常；測(cè)量繼電器線圈正端與25插針連接導(dǎo)線，不導(dǎo)通；用手拉動(dòng)該導(dǎo)線，導(dǎo)線從插座灌封膠內(nèi)脫出，檢查斷點(diǎn)，發(fā)現(xiàn)插針斷裂，導(dǎo)線與插針焊接處未見異常。

3.4 自動(dòng)起動(dòng)箱工作原理及插針斷裂原因

自動(dòng)起動(dòng)箱式發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)的組成部分，自動(dòng)起動(dòng)箱的工作原理是：按時(shí)間或飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)和起動(dòng)機(jī)發(fā)出的信號(hào)，完成起動(dòng)機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)控制及其他功能[2]。

自動(dòng)起動(dòng)箱的主要功能是：發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)、起動(dòng)機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)、油門桿自動(dòng)起動(dòng)、空中再起動(dòng)開關(guān)起動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇起動(dòng)、在任意時(shí)刻中斷起動(dòng)過程、中斷發(fā)動(dòng)機(jī)或起動(dòng)機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)過程、為再次接通自動(dòng)起動(dòng)箱做好準(zhǔn)備、著陸收噴口控制、應(yīng)急放油控制、發(fā)動(dòng)機(jī)減速控制等。

在接通發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的電源，按壓起動(dòng)按鈕后，信號(hào)進(jìn)入自動(dòng)起動(dòng)箱，自動(dòng)起動(dòng)箱自動(dòng)接通飛機(jī)起動(dòng)增壓泵和打開起動(dòng)機(jī)排氣管調(diào)節(jié)片的控制裝置，經(jīng)過一段時(shí)間后，起動(dòng)機(jī)排氣管調(diào)節(jié)片運(yùn)動(dòng)到打開位置，機(jī)械裝置閉合微動(dòng)開關(guān)，自動(dòng)起動(dòng)箱進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)程序，按時(shí)間和轉(zhuǎn)速進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的地面起動(dòng)控制。

自動(dòng)起動(dòng)箱在箱內(nèi)底座安裝了電磁繼電器、電阻器、二極管和定時(shí)器，底座的側(cè)面安裝了4個(gè)與飛機(jī)電氣線路連接的插座。

飛機(jī)著陸時(shí)，速度信號(hào)器的觸點(diǎn)閉合，發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速下降到低于關(guān)閉起動(dòng)機(jī)排氣門時(shí)的轉(zhuǎn)速限制值時(shí)，自動(dòng)起動(dòng)箱向噴口關(guān)閉調(diào)節(jié)片電磁閥發(fā)出信號(hào)，噴口關(guān)閉電磁閥通過切斷πT調(diào)節(jié)器噴口調(diào)節(jié)電磁閥給出關(guān)閉噴口調(diào)節(jié)片的指令，控制收擴(kuò)噴口進(jìn)行收小噴口的動(dòng)作，即實(shí)現(xiàn)著陸收噴口動(dòng)作。

因自動(dòng)起動(dòng)箱25插針斷裂，造成著陸收噴口控制邏輯異常。該自動(dòng)起動(dòng)箱密封插座插針斷裂故障性質(zhì)屬于疲勞斷裂，疲勞裂紋從插針焊杯一側(cè)與插頭連接的根部起始。插座插針斷裂的主要原因是插頭上部導(dǎo)線束綁扎固定不良，使用中導(dǎo)線束振動(dòng)在插針根部產(chǎn)生較大應(yīng)力，加之插針?biāo)嵯垂に嚥煌晟圃诓遽槺砻嫘纬筛g缺陷降低了插針抗疲勞強(qiáng)度，促進(jìn)了裂紋萌生。

3.5 改進(jìn)措施

針對(duì)插針疲勞斷裂故障原因提出優(yōu)化導(dǎo)線束綁扎固定方式（雙U型改為單U型）、改進(jìn)插針的酸洗工藝、加強(qiáng)檢測(cè)。

4 結(jié)論

航空發(fā)動(dòng)機(jī)著陸收噴口控制邏輯和工作原理是：發(fā)動(dòng)機(jī)N2、表速、起落架放下狀態(tài)3個(gè)條件同時(shí)滿足時(shí)，由自動(dòng)起動(dòng)箱發(fā)出著陸收噴口信號(hào)。在飛機(jī)起飛狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)一般處于中間或加力狀態(tài)，N2轉(zhuǎn)速較高（＞91.5%），不會(huì)發(fā)出著陸收噴口信號(hào)。

經(jīng)過檢查確認(rèn)，自動(dòng)起動(dòng)箱內(nèi)部25插針斷裂，著陸收噴口控制繼電器不能正常工作，邏輯異常，未能正確判斷信號(hào)，導(dǎo)致起飛后發(fā)出著陸收噴口信號(hào)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口異常收小，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口異常收小導(dǎo)致喘振。