渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)低功率控制故障分析

化東勝 張苗 楊振杰

摘要：針對(duì)某型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)室出現(xiàn)的功率控制異?，F(xiàn)象，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制的工作原理、故障探測(cè)和處置邏輯等進(jìn)行了介紹，并根據(jù)故障現(xiàn)象分析了故障原因，最終提出了故障排查措施，為后續(xù)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考，對(duì)型號(hào)研制中可能出現(xiàn)的類似故障提供解決思路。

關(guān)鍵詞：渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)；發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制故障；功率桿角度；全權(quán)限發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器

Keywords：turboprop engine；engine power control fault；power lever angel；FADEC

0 引言

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的主要功能是根據(jù)飛機(jī)的控制指令和外界大氣環(huán)境，輸出相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)功率，驅(qū)動(dòng)螺旋槳工作，為飛機(jī)提供拉力。發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制的主要控制輸入就是功率桿角度（PLA）信號(hào)。對(duì)于新研制的發(fā)動(dòng)機(jī)，在完成發(fā)動(dòng)機(jī)的臺(tái)架試驗(yàn)后，通常還需要進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)與飛機(jī)的試驗(yàn)室集成聯(lián)試，以檢查系統(tǒng)的功能、接口等的匹配性，降低發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)聯(lián)試的風(fēng)險(xiǎn)。本文以某型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在航電臺(tái)架集成試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)現(xiàn)的功率控制異常現(xiàn)象為例，剖析故障原因，提出解決措施并最終排除故障。

1 工作原理

某型渦槳飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙裕度的FADEC控制，發(fā)動(dòng)機(jī)接收飛機(jī)提供的大氣數(shù)據(jù)、發(fā)動(dòng)機(jī)功率桿角度（PLA）等信號(hào)，控制發(fā)動(dòng)機(jī)的功率輸出。該發(fā)動(dòng)機(jī)PLA范圍0～100°，功率桿從后至前設(shè)置的卡位有：最大反槳MAX REV，地面慢車GI、飛行慢車FI、最大爬升MCL、正常起飛NTO、最大起飛MTO，如圖1所示。

正常情況下，該發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制原理圖如圖2所示，該發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率（SHP）與功率桿角度（PLA）的對(duì)應(yīng)關(guān)系如圖3所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)FADEC分為A通道和B通道。FADEC的A、B通道收到飛機(jī)的PLA、飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)信息、飛機(jī)離散控制等信號(hào)后，需要先對(duì)數(shù)據(jù)的有效性進(jìn)行判斷和篩選，并使用篩選后輸入信號(hào)控制的發(fā)動(dòng)機(jī)功率。

2 故障現(xiàn)象

某型發(fā)動(dòng)機(jī)完成初步研制工作后，將發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)集成到航電試驗(yàn)室，對(duì)其功能、性能及接口等進(jìn)行模擬試驗(yàn)。模擬試驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)右側(cè)功率控制正常，左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有按照功率桿角度輸出預(yù)期的功率。左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制異?，F(xiàn)象如下。

1）功率桿在從地面慢車（GI）位置前推的過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)功率從初始的90%左右逐漸減小至50%左右，功率桿繼續(xù)前推至最大起飛功率（MTO），發(fā)動(dòng)機(jī)功率從50%左右逐漸增大至100%；

2）功率桿在從MTO位置回拉的過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)功率從初始的100%功率逐漸減小至50%左右，功率桿繼續(xù)回拉至最大反槳（MAX REV），發(fā)動(dòng)機(jī)功率又逐漸增大至100%。

在臺(tái)架模擬試驗(yàn)中，左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法進(jìn)入低功率工作狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)最小功率只能控制在50%左右，最小功率出現(xiàn)在功率桿中間位置。左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器輸出功率與功率桿角度之間關(guān)系如圖4所示。

3 故障分析及處置

根據(jù)該型發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的工作原理，結(jié)合集成試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)的故障現(xiàn)象，對(duì)導(dǎo)致故障可能的原因進(jìn)行逐一分析，并根據(jù)分析進(jìn)行相應(yīng)的故障檢查和后期驗(yàn)證，確定排故措施。

3.1 故障原因分析

左右發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器中駐留的軟件相同，故優(yōu)先對(duì)飛機(jī)外部輸入進(jìn)行分析。將左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)功率桿放置在0～100°之間的某些特定位置，調(diào)整飛機(jī)的大氣輸入，改變駕駛艙動(dòng)力控制離散量的輸入狀態(tài)等，均未發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)功率有明顯變化。初步推斷是功率桿輸出信號(hào)故障導(dǎo)致左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制異常。

FADEC的A、B通道分別接收功率桿RVDT A和RVDT B輸出的電壓信號(hào)V1和V2，如圖5所示。FADEC將接收到的電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為功率桿角度數(shù)值，功率桿角度與電壓值（V1-V2）/（V1+V2）呈對(duì)應(yīng)關(guān)系。

FADEC的A、B通道接收到PLA信號(hào)后，各自對(duì)接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行有效性檢查，兩個(gè)通道之間也會(huì)對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較分析，并在有故障情況時(shí)執(zhí)行隔離措施。具體的檢查項(xiàng)目及處置措施如表1所示。

根據(jù)表1中FADEC對(duì)功率桿角度的有效性檢查和處置措施結(jié)果，初步推測(cè)是左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)FADEC的A、B通道接收到的功率桿角度不一致，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)功率控制故障。并以此為牽引，對(duì)功率桿的輸出信號(hào)進(jìn)行檢查。

3.2 排故檢查

根據(jù)故障檢查結(jié)果和文件分析，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)接收到功率桿RVDT角度輸出進(jìn)行檢查。在FADEC接收端的插頭位置，測(cè)量左側(cè)功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓值。為了對(duì)比分析，對(duì)右側(cè)功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓也進(jìn)行測(cè)量記錄。左右功率桿RVDT輸出的電壓值如表2所示。

對(duì)左右功率桿RVDT輸出電壓的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行分析，推測(cè)左側(cè)功率桿RVDT A輸出的V1和V2接線相反。對(duì)左側(cè)功率桿與左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)FADEC之間的接線進(jìn)行檢查，檢查結(jié)果表明線纜連接正常。進(jìn)一步懷疑油門(mén)臺(tái)內(nèi)部左側(cè)功率桿接線錯(cuò)誤，并在油門(mén)臺(tái)輸出端測(cè)量左右功率桿RVDT輸出的電壓值，測(cè)量結(jié)果與表2、表3的測(cè)量結(jié)果基本一致。檢查油門(mén)臺(tái)交付測(cè)試報(bào)告（ATR），測(cè)試報(bào)告中無(wú)RVDT輸出電壓測(cè)量這一檢查項(xiàng)目。經(jīng)與供應(yīng)商協(xié)調(diào)并對(duì)油門(mén)臺(tái)拆解檢查，最終確認(rèn)是油門(mén)臺(tái)左側(cè)功率桿RVDT A的V1和V2內(nèi)部接線錯(cuò)誤，導(dǎo)致左側(cè)功率桿輸出信號(hào)故障。

3.3 排故措施

根據(jù)檢查結(jié)果，左側(cè)RVDT A的V1和V2電壓輸出錯(cuò)誤，導(dǎo)致FADEC A通道接收到的功率桿角度信號(hào)值與功率桿物理移動(dòng)位置相反，即：功率桿前推，RVDT A輸出的功率桿角度減小；功率桿回拉，RVDT A輸出的功率桿角度增大。左側(cè)功率桿B通道RVDT輸出的角度正常，使得FADEC的A、B通道在進(jìn)行功率桿角度交叉檢查時(shí)，發(fā)現(xiàn)A、B通道PLA差異超出判斷閾值，根據(jù)邏輯定義選用較大的功率桿角度控制發(fā)動(dòng)機(jī)功率，最終導(dǎo)致左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)功率無(wú)法進(jìn)入低功率工作狀態(tài)。

根據(jù)排故檢查結(jié)果，對(duì)油門(mén)臺(tái)左側(cè)功率桿的線纜進(jìn)行糾正后，重新在試驗(yàn)室模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的功率控制功能，發(fā)動(dòng)機(jī)控制正常，故障排除。

4 總結(jié)

為了檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)及其與飛機(jī)交聯(lián)功能、接口等設(shè)計(jì)的正確性，在發(fā)動(dòng)機(jī)完成初步研制工作后，通常將其集成到飛機(jī)臺(tái)架上進(jìn)行模擬聯(lián)試，以便發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)過(guò)程中存在的問(wèn)題，為產(chǎn)品的改進(jìn)設(shè)計(jì)提供依據(jù)，降低發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)后的聯(lián)試風(fēng)險(xiǎn)，節(jié)約研制成本和研制周期。

上文提及的故障是由于油門(mén)臺(tái)的設(shè)計(jì)、制造過(guò)程管控不嚴(yán)，特別是交付驗(yàn)收檢查項(xiàng)目不完備，導(dǎo)致未能在產(chǎn)品交付前發(fā)現(xiàn)問(wèn)題。

以本案例為鑒，今后的型號(hào)研制中應(yīng)盡早將發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)集成到飛機(jī)環(huán)境中進(jìn)行模擬聯(lián)試。另外，在產(chǎn)品驗(yàn)收過(guò)程中，應(yīng)嚴(yán)格制定產(chǎn)品的驗(yàn)收檢查項(xiàng)目，避免出現(xiàn)產(chǎn)品重要指標(biāo)檢驗(yàn)環(huán)節(jié)或項(xiàng)目的遺漏。

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