某型飛機發(fā)動機狀態(tài)不增加原因分析試驗研究

劉航 代凡凡 陳春

摘要：針對某型飛機發(fā)動機地面開車過程中出現(xiàn)的發(fā)動機狀態(tài)不增加現(xiàn)象進行了故障原因分析，通過模擬試驗確定了遭遇加速性時發(fā)動機狀態(tài)不增加的原因，提出了遭遇加速性時發(fā)動機狀態(tài)不增加的排除措施，并進行了試驗驗證。

關(guān)鍵詞：狀態(tài)不增加;遭遇加減速;超溫;模擬試驗

中圖分類號：V231? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）05-0110-03

0? 引言

航空發(fā)動機是飛機的心臟，是航空機械設(shè)備中故障率最高、調(diào)整最復(fù)雜、維護工作量最大的系統(tǒng)，其工作狀態(tài)的好壞直接影響到飛機的安全可靠與運行[1]。

某型飛機配裝的發(fā)動機在地面開車過程中，油門桿角度從α油門桿≈56°變化到α油門桿≈18°，且過9s后到α油門桿≈66°，發(fā)動機狀態(tài)沒有增加，在這之后記錄到t*低壓渦輪溫度持續(xù)增加（大約44s），并達到876℃，超過發(fā)動機極限工作溫度。推油門桿的速率接近做加減速性的，特點如遭遇加速性。

1? 故障原因及分析

1.1 某型發(fā)動機工作狀態(tài)保證

某型發(fā)動機主自動控制系統(tǒng)工作時，在所有使用條件下，發(fā)動機工作狀態(tài)的控制由電子裝置來實現(xiàn)。電子裝置根據(jù)設(shè)置的算法和控制律計算出發(fā)動機參數(shù)程序值，控制律的執(zhí)行通過發(fā)動機工作參數(shù)控制閉合回路來保證，以確保發(fā)動機在設(shè)置的狀態(tài)下可靠的工作。同樣，在電子裝置中實現(xiàn)了保證發(fā)動機在所有工作狀態(tài)下安全工作的功能。

非加力狀態(tài)是從慢車到最大狀態(tài)（含最大狀態(tài)）的狀態(tài)。非加力狀態(tài)的工作通過主燃燒室燃油流量控制回路、可調(diào)導向器位置控制回路和可調(diào)尾噴管控制回路來保證。電子裝置保證在出現(xiàn)“發(fā)動機正在工作”和“主系統(tǒng)主燃燒室燃油流量控制”標識時，在發(fā)動機所有穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)非加力工作狀態(tài)下控制各回路的工作。

1.1.1 穩(wěn)態(tài)工作

發(fā)動機工作狀態(tài)根據(jù)發(fā)動機油門桿角度位置進行控制。發(fā)動機油門桿與發(fā)動機供油系統(tǒng)附件沒有機械聯(lián)系。電子裝置接收來自角位移傳感器的發(fā)動機油門桿角度位置信息。

控制發(fā)動機工作狀態(tài)時，電子裝置計量燃油流量，保證維持低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速給定值（程序值）n低壓換算程序。此時，電子裝置根據(jù)P*進口、t*進口、H飛行、功率提取、引氣和n低壓換算當前值的變化來維持n低壓換算程序。

1.1.2 瞬態(tài)工作

發(fā)動機油門桿位置變化時，發(fā)動機根據(jù)瞬態(tài)的算法和控制律來工作。同時，狀態(tài)的變化速度取決于發(fā)動機油門桿的移動速度。

在1s內(nèi)將發(fā)動機油門桿從慢車狀態(tài)移到最大狀態(tài)時，發(fā)動機工作參數(shù)根據(jù)加速性控制律而變化。完成加速性時，電子裝置計量燃油流量，保證維持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速給定的加速度。此時，電子裝置根據(jù)外部條件P*進口、t*進口和n高壓修正高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速給定（程序）加速度。加速性時，電子裝置根據(jù)G燃油最大程序控制律限制最大燃油流量;

在1s內(nèi)將發(fā)動機油門桿從最大狀態(tài)移到慢車狀態(tài)時，發(fā)動機工作參數(shù)根據(jù)針對減速性給出的減速性控制律而變化。完成減速性時，電子裝置計量燃油流量，根據(jù)G燃油最小程序保證燃油流量的變化。

1.2 故障機理分析

發(fā)動機在快速推-收油門桿過程中，發(fā)動機狀態(tài)根據(jù)瞬態(tài)的算法和控制率來變化，當再次推油門桿時（第22s，圖1），壓氣機后增壓比由2.4突降到1.9，發(fā)動機壓氣機中出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，之后增壓比未相應(yīng)油門桿角度變化。圖1反映的是在上述情況下發(fā)動機的參數(shù)變化情況。

根據(jù)對發(fā)動機的參數(shù)的分析，在發(fā)生氣流分離前一刻，主燃燒室燃油流量以≈140kg/h/s的速率增加，發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速值較?。ā?1.5%）且高壓轉(zhuǎn)子加速度為負值（≈-1.5%/s），且存在功率提取增加的可能，這些因素的疊加是產(chǎn)生壓氣機氣流分離可能原因。

壓氣機中的氣流分離現(xiàn)象導致高壓壓氣機后空氣壓力減小，這本身導致了發(fā)動機進口燃油流量限制保護功能作動，從而導致狀態(tài)不增加。

此后，發(fā)動機轉(zhuǎn)速持續(xù)下降，而燃油流量維持最小的程序設(shè)定值，發(fā)動機排氣溫度也相應(yīng)持續(xù)升高，直至超過最大排氣溫度。

1.3 試驗驗證

為了研究必要的措施并對其進行驗證，在發(fā)動機臺架上進行了試驗，試驗中最大程度模擬出現(xiàn)上述狀態(tài)不增加的情況時的條件。發(fā)動機裝備了飛機進氣道、發(fā)電機和液壓泵。發(fā)動機喘振保護功能在試驗時也處于解鎖狀態(tài)。試驗中按照加減速性的速率推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，設(shè)置α油門桿≈18°和開始推到α油門桿≈56°位置之間的時間間隔為Δτ≈（5-12）s，而且發(fā)電機和液壓泵也在不同時間加載。

試驗結(jié)果是類似出現(xiàn)在飛機上的壓氣機氣流分離現(xiàn)象在時間間隔為Δτ加減速≈（9±1）s的時候得到的，此時的發(fā)動機參數(shù)變化見圖2。

在其它時間間隔下Δτ加減速未出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，同時當按照加減速性的速率推油門桿α油門桿=56°→18°→56°，且時間間隔為Δτ加減速≈9s，發(fā)電機和液壓泵未加載的情況下，未出現(xiàn)壓氣機氣流分離現(xiàn)象。

完成的試驗和分析表明，不利的因素組合只有在完成遭遇加速性，且類似推油門桿，時間間隔Δτ加減速≈（9±1）s時可能出現(xiàn)。在時間間隔更小和更大時（Δτ加減速<8s或Δτ加減速>10s），穩(wěn)定性裕度是足夠的，未發(fā)生壓氣機氣流分離現(xiàn)象，因為當Δτ加減速<8s時，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速值還很大，而當Δτ加減速>10s時，高壓轉(zhuǎn)子加速度值接近零。

功率提取的變化（增大）加重了影響，從而增加了高壓轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力，減小了其轉(zhuǎn)速。

2? 故障解決措施及臺架試驗驗證

根據(jù)上述原因分析及驗證結(jié)果，為了防止再次出現(xiàn)同樣的故障，需采取相應(yīng)的解決措施。

2.1 解決措施

分析及驗證結(jié)果表明，以上現(xiàn)象只出現(xiàn)在一定的因素組合下。為了避免這種因素組合，針對控制器軟件研究和采取了以下措施：

最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速額定值由原來的58.1%提高到62%;

當高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速值較小時燃油流量上升梯度額定值在原基礎(chǔ)上減小了約25%。

2.2 臺架試驗驗證

采取上述措施后在發(fā)動機臺架上進行了驗證。多次反復(fù)按照加減速性速率在不同時間間隔Δτ加減速下推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°和接通飛機附件傳動所需的發(fā)動機功率提取證明了所采取措施是有效的。

而且在發(fā)動機臺架上進行了措施余度充分性試驗，結(jié)果良好：按照加減速性速率，在時間間隔為Δτ加減速≈9s時推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，且最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速值為60%（取代所采取的值62%），這證明了所采取措施的穩(wěn)定性余度是足夠的。

3? 結(jié)論

發(fā)動機完成遭遇加速性時加之不利的因素組合引起了壓氣機中的氣流分離現(xiàn)象，高壓壓氣機后空氣壓力減小，觸發(fā)了發(fā)動機進口燃油流量限制保護功能作動，從而導致狀態(tài)不增加。

通過更改最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速額定值以及燃油流量上升梯度額定值的措施解決該問題，并且通過試驗驗證了該方法是能夠滿足發(fā)動機正常使用要求。

參考文獻：

[1]劉龍園.基于origin語言的某型教練機發(fā)動機燃油系統(tǒng)故障診斷與分析[J].教練機，2013.

[2]劉哲.航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振問題分析[D].2012.