某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲故障分析

張帆 李俊杰 劉高尚 唐建根 張國(guó)紅

摘要：針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲故障，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)控制計(jì)劃和調(diào)節(jié)規(guī)律，建立了以“加力接通延遲”為頂事件的故障樹與故障處理流程圖進(jìn)行排故，有效提高了排故效率和試車合格率。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī)；加力接通延遲；故障樹；故障處理流程圖

Keywords：aero-engine；afterburner power-on delay；fault tree；fault handling flow chart

0 引言

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)為模擬電子—機(jī)械液壓控制的軍用雙轉(zhuǎn)子加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。受噴口喉道面積與加力供油量匹配性影響，該型發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力的控制規(guī)律復(fù)雜，燃燒條件惡劣，涉及因素較多，使用過程中燃油控制系統(tǒng)故障頻發(fā)，廠內(nèi)試車以及外場(chǎng)多次發(fā)生加力接通延遲問題。

為了準(zhǔn)確定位該型發(fā)動(dòng)機(jī)加力控制系統(tǒng)的故障點(diǎn)，本文研究了加力接通過程中加力燃油系統(tǒng)工作的原理，建立以“加力接通延遲”為頂事件的故障樹，通過故障樹與排故流程圖方法逐級(jí)進(jìn)行故障排查，可以高效準(zhǔn)確地對(duì)故障進(jìn)行定位和處理。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲定義與加力燃油系統(tǒng)工作原理

航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲問題的定義是：飛機(jī)在起飛線快推油門桿起飛或在空中飛行推油門桿進(jìn)入加力域時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)按給定程序接通加力，但接通時(shí)間超出技術(shù)要求，從加力接通信號(hào)出現(xiàn)至接通加力狀態(tài)的時(shí)間過長(zhǎng)。技術(shù)要求為：?jiǎn)伟l(fā)加力接通時(shí)間小于4.75s，或者雙發(fā)加力接通時(shí)間差小于2s。

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃油系統(tǒng)原理圖如圖1所示。發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿推到加力域任意位置，液壓延遲器活塞桿上的襯套隨油門桿下移，同時(shí)帶動(dòng)加力泵接通活門下移，關(guān)閉加力泵活塞左腔的回油路，使加力泵開始向加力燃油系統(tǒng)供油。燃油壓力信號(hào)器向發(fā)動(dòng)機(jī)綜合調(diào)節(jié)器發(fā)出“已向加力燃燒室輸油”的信號(hào)，發(fā)動(dòng)機(jī)綜調(diào)加力控制與信號(hào)模塊開始工作，向加力點(diǎn)火裝置發(fā)出信號(hào)，使加力燃燒室產(chǎn)生30s的電火花，最小加力電磁活門通電。電磁活門打開定壓油的來油，使頂桿活塞上移到小加力位置。燃油經(jīng)加力起動(dòng)輸油圈流入加力燃燒室。

當(dāng)加力燃燒室內(nèi)離子火焰探測(cè)器檢測(cè)到火焰信號(hào)后，向發(fā)動(dòng)機(jī)綜調(diào)發(fā)出信號(hào)，發(fā)動(dòng)機(jī)綜調(diào)加力控制與信號(hào)模塊發(fā)出指令，液壓延遲器活塞桿上的回油孔重新打開，液壓延遲器活塞下移到油門桿給定的襯套位置。發(fā)動(dòng)機(jī)的加力狀態(tài)與油門桿位置相對(duì)應(yīng)。根據(jù)上述工作原理分析，當(dāng)加力起動(dòng)油壓低、點(diǎn)火系統(tǒng)故障、加力輸油圈霧化情況、液壓延遲器調(diào)整不當(dāng)、指令油壓力低、液壓放大器調(diào)整不當(dāng)?shù)仍蚓鶗?huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲。

2 加力接通延遲故障樹的建立

良好的加速性是航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的重要性能指標(biāo)之一，同時(shí)也影響整機(jī)的最大推力。加力接通時(shí)間延遲可能導(dǎo)致飛行員對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通狀態(tài)判斷失誤，尤其在起飛階段，可能導(dǎo)致飛行員誤以為飛機(jī)加力接不通將油門桿拉回，使飛機(jī)中斷起飛后滑回跑道，影響飛行安全。而發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲故障的廠內(nèi)試車與外場(chǎng)可調(diào)整手段和措施有限，現(xiàn)有的故障處理模式效率較低，無法根本解決該問題。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力控制系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)。加力燃燒室由于風(fēng)速高、壓力低，點(diǎn)火條件惡劣。加力點(diǎn)火涉及的部附件有噴口加力調(diào)節(jié)器、綜合調(diào)節(jié)器、噴口油源泵、離子火焰探測(cè)器、加力燃油分配器等。通過對(duì)加力燃燒室以及加力燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和工作原理進(jìn)行分析，決定采用故障樹的方法來解決這個(gè)問題。

選定加力燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)“發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲”故障作為故障樹的頂事件。從這一頂事件出發(fā)，先找出直接導(dǎo)致事件發(fā)生的各種可能因素或因素組合，再找出這些因素的直接因素，逐級(jí)向下深入，一直追溯到不需要繼續(xù)分析的底事件為止，如圖2、圖3所示。

3 加力接通延遲臺(tái)架試車以及外場(chǎng)典型故障分析

3.1 由離子火焰探測(cè)器故障引起的加力接通延遲

某次發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試車，在檢驗(yàn)試車第五階段檢查過渡態(tài)加減速性能。接通小加力狀態(tài)時(shí)，慢車到最大狀態(tài)加力接通時(shí)間長(zhǎng)，發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力時(shí)間延遲。檢查臺(tái)架線纜與數(shù)采系統(tǒng)，發(fā)現(xiàn)試車設(shè)備狀況正常。檢查發(fā)動(dòng)機(jī)試車曲線，查看接通狀態(tài)試車參數(shù)，發(fā)現(xiàn)從中間狀態(tài)接通到加力狀態(tài)時(shí)，快推油門桿，加力接通時(shí)間延遲5s。其他試車參數(shù)正常，離子火焰探測(cè)器的電流值在50～200μA之間大幅跳動(dòng)。

按照故障樹與排故流程圖逐級(jí)進(jìn)行排查，檢查離子火焰探測(cè)器與綜調(diào)連接線纜，檢查加力點(diǎn)火裝置與點(diǎn)火電嘴安裝狀況，更換綜調(diào)后再次試車，故障依舊。更換離子火焰探測(cè)器后，發(fā)動(dòng)機(jī)再次試車，進(jìn)入小加力狀態(tài)后各狀態(tài)參數(shù)良好，慢車到最大狀態(tài)，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)時(shí)加力接通時(shí)間正常，從中間狀態(tài)進(jìn)入最大狀態(tài)時(shí)加力接通時(shí)間在合格范圍內(nèi)，加力接通延遲故障排除。

該類故障為臺(tái)架試車典型故障，主要是由于離子火焰探測(cè)器靈敏度差，或離子火焰探測(cè)器失效進(jìn)而不能有效感受到加力燃燒室點(diǎn)火狀態(tài)，延遲發(fā)送信號(hào)導(dǎo)致綜調(diào)判斷發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通狀態(tài)延遲。離子火焰探測(cè)器故障還可能導(dǎo)致加力接通狀態(tài)加力信號(hào)燈閃爍、進(jìn)入小加力接通狀態(tài)I左、I右電流值不合格以及加力接不通等加力系統(tǒng)故障。

3.2 由供氣系統(tǒng)故障引起的加力接通延遲

某次發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試車在附加試車檢查過渡態(tài)加減速性能時(shí)，發(fā)現(xiàn)加力接通時(shí)間超過規(guī)定上線，離子火焰探測(cè)器檢測(cè)電流值I左、I右正常。檢查發(fā)動(dòng)機(jī)N2R轉(zhuǎn)速、油門桿、噴口位置，均在合格范圍內(nèi)。檢查加力供油，發(fā)現(xiàn)燃油流量比R1、Ri、Ro值位于合格范圍下線，隨后調(diào)整加力I區(qū)燃油調(diào)整釘Ф15，發(fā)現(xiàn)R1、Ri、Ro無明顯變化，調(diào)整P31′′調(diào)整供油量，變化量較小。檢查過渡態(tài)加速性時(shí)接通延遲依舊。

按故障樹與排故流程圖逐級(jí)進(jìn)行排查，初步斷定為空氣系統(tǒng)故障。檢查臺(tái)架空氣減壓過濾器以及連接氣管，清洗后安裝檢查氣密性，合格后再次進(jìn)行試車。進(jìn)入小加力狀態(tài)后各個(gè)狀態(tài)參數(shù)良好，慢車到最大狀態(tài)檢查發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)時(shí)加力接通時(shí)間正常，從中間狀態(tài)進(jìn)入小加力狀態(tài)加力接通時(shí)間在合格范圍內(nèi)，加力接通延遲故障排除。

供氣系統(tǒng)異常主要表現(xiàn)在當(dāng)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)加力系統(tǒng)供油量或調(diào)整幾何通道時(shí)試車參數(shù)變化不明顯或無變化。這種情況下，在試車排故過程中應(yīng)著重檢查供氣管路以及空氣過濾減壓器。供氣管路需進(jìn)行檢查與清洗，或更換供氣管路、空氣過濾減壓器。供氣系統(tǒng)故障還可能導(dǎo)致加力燃油供油量發(fā)生壓力波動(dòng)或油氣匹配性差，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)試車推力性能不合格。

3.3 由加力燃油系統(tǒng)性能調(diào)整時(shí)起動(dòng)輸油圈I區(qū)燃油供油量與落壓比調(diào)整的油氣匹配性引起的加力接通延遲

某次外場(chǎng)飛機(jī)地面試車時(shí)，6次進(jìn)入加力狀態(tài)中的3次左發(fā)加力接通時(shí)間長(zhǎng)，加力信號(hào)延遲5s，加力I區(qū)油壓為1.7MPa，高壓壓氣機(jī)后P31壓力為1.8MPa，噴口閉環(huán)值為2.6。查看故障試車曲線，發(fā)現(xiàn)當(dāng)油門桿快推進(jìn)入加力域時(shí)加力信號(hào)延遲5s，噴口受落壓比控制響應(yīng)速度延遲約5s，試車曲線如圖4所示。

外場(chǎng)初步故障會(huì)診認(rèn)為，該發(fā)動(dòng)機(jī)中間狀態(tài)下受綜調(diào)N2限制，外場(chǎng)工作時(shí)間已使用至后期，壓氣機(jī)工作效率偏低，進(jìn)入加力燃燒室的供氣量偏低，油氣比不匹配導(dǎo)致加力接通延遲。由于壓氣機(jī)工作效率較低，導(dǎo)致高壓壓氣機(jī)P31供氣壓力偏低，進(jìn)而導(dǎo)致噴口加力調(diào)節(jié)器落壓比控制器薄膜上腔壓力偏低，薄膜向上彎曲，拉簧使杠桿反時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，擋板活門開大，噴口開大，低壓渦輪后P6壓力減少，使落壓比按調(diào)節(jié)計(jì)劃Πt=f（T1）控制噴口截面積保持渦輪后落壓比不變。在中間狀態(tài)噴口偏大，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力狀態(tài)。由于壓氣機(jī)工作效率較低，導(dǎo)致高壓壓氣機(jī)P31供氣壓力偏低，進(jìn)而導(dǎo)致進(jìn)入加調(diào)擺差活門的壓力偏低，加力起動(dòng)I區(qū)壓力偏低，發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力延遲。

檢查發(fā)動(dòng)機(jī)艙、噴口—加力調(diào)節(jié)器、輸油圈和供壓導(dǎo)管，無燃油滲漏。檢查預(yù)燃區(qū)離子火焰探測(cè)器與火焰穩(wěn)定器的具體方位與方向，更換離子火焰探測(cè)器后，地面試車良好。飛機(jī)在地面起飛過程的飛行參數(shù)良好，飛機(jī)返回后檢查飛行參數(shù)，發(fā)現(xiàn)空中接通加力時(shí)加力接通延遲4s。再一次地面試車，檢查占空比S1，符合技術(shù)要求。之后，通過P1調(diào)整釘將α2開度調(diào)大一個(gè)刻度，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)空氣過濾減壓器噴口閉環(huán)值進(jìn)行調(diào)整。通過P31′調(diào)整噴口閉環(huán)值刻度，將中間狀態(tài)閉環(huán)前后的噴口閉環(huán)值調(diào)整至2.4，進(jìn)一步地面試車，發(fā)現(xiàn)延遲時(shí)間保持在2.5s。進(jìn)一步調(diào)整Ф15加力I區(qū)調(diào)整釘，將加力I區(qū)油壓調(diào)整至2.2MPa，地面試車良好。之后進(jìn)行了多架次飛行，加力接通延遲情況不再?gòu)?fù)現(xiàn)，飛行狀況恢復(fù)正常。

對(duì)此次故障進(jìn)行原因分析發(fā)現(xiàn)，離子火焰探測(cè)器長(zhǎng)時(shí)間使用后可能表面產(chǎn)生積炭，導(dǎo)致靈敏度降低，通過優(yōu)化點(diǎn)火時(shí)刻的油氣比，調(diào)整中間狀態(tài)噴口閉環(huán)值刻度，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力。加力I區(qū)起動(dòng)供油量與噴口落壓比調(diào)整的油氣匹配性影響加力接通時(shí)間。受空中飛行包線的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過程相對(duì)于低空或地面試車時(shí)更加困難，外場(chǎng)通過更換離子火焰探測(cè)器，調(diào)整位置尺寸與發(fā)動(dòng)機(jī)油氣比性能，可以有效解決一般性的發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲問題。

4 總結(jié)與應(yīng)用

影響加力接通延遲的因素具有多樣性，離子火焰探測(cè)器安裝位置、燃油噴嘴偏轉(zhuǎn)角度、噴口落壓比等均會(huì)影響加力接通延遲時(shí)間。此外，車臺(tái)臺(tái)架與飛機(jī)線纜故障、α1與α2角度和加力供油量等也會(huì)影響加力接通延遲，一般情況下貧油不利于點(diǎn)火。

遇到此類故障時(shí)，應(yīng)初步檢查發(fā)動(dòng)機(jī)試車參數(shù)與飛參曲線，檢查臺(tái)架或發(fā)動(dòng)機(jī)艙、噴口加力調(diào)節(jié)器、輸油圈和供壓導(dǎo)管有無燃油滲漏。檢查預(yù)燃區(qū)離子火焰探測(cè)器與火焰穩(wěn)定器的具體方位與方向，必要時(shí)可更換離子火焰探測(cè)器或進(jìn)將內(nèi)外涵離子火焰?zhèn)鞲衅靼惭b位置的互換。對(duì)點(diǎn)火環(huán)境的檢查調(diào)整為檢查發(fā)動(dòng)機(jī)綜合電子調(diào)節(jié)器自檢加力點(diǎn)火系統(tǒng)，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)加速性和“中間”以上占空比S1，如不符合要求，則需進(jìn)行調(diào)整。將噴口加力調(diào)節(jié)器C23節(jié)流器流通量調(diào)小，減緩液壓延遲器的響應(yīng)速度，尾噴管喉道直徑增大速度減慢，有助于加力點(diǎn)火。將噴口加力調(diào)節(jié)器Ф25節(jié)流器流通量調(diào)小，提高加力供油三級(jí)指令油壓的建立速度，同時(shí)也有助于加力點(diǎn)火。調(diào)整α2開度，適當(dāng)調(diào)大α2角度，調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)空氣過濾減壓器噴口閉環(huán)值以及通過Ф15調(diào)整釘調(diào)整加力I區(qū)起動(dòng)油壓也有助于減少加力接通延遲時(shí)間。

上述通過故障樹以及流程圖逐級(jí)排故的方法，可以快速準(zhǔn)確地進(jìn)行故障定位。對(duì)2019～2020年廠內(nèi)試車與外場(chǎng)使用情況進(jìn)行統(tǒng)計(jì)對(duì)比，對(duì)于加力接通延遲單一故障，該方法平均節(jié)約40%的發(fā)動(dòng)機(jī)排故時(shí)間，使發(fā)動(dòng)機(jī)試車合格率提升30%，有效提高了排故效率和試車合格率。

參考文獻(xiàn)

[1]周宗才，謝壽生，等. 發(fā)動(dòng)機(jī)性能與排故手冊(cè)[Z]. 空軍工程大學(xué)，1996.

[2]史定華.故障樹分析技術(shù)方法與理論[M]. 北京：北京師范大學(xué)出版社，1993.

[3]張帆，唐建根，劉高尚，孫西，等.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通狀態(tài)加力信號(hào)燈閃爍故障分析[J]. 航空維修與工程，2020增刊：60-63.