某型發動機空中起動故障分析

馬燕榮，馬明明

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

1 引言

航空發動機空中起動性能檢查是其飛行試驗的重要科目之一。某型中等推力渦扇發動機有3種空中起動方式：（1）當高壓壓氣機轉速下降到50%以下時，無需飛行員操作，在空中自動迎面起動；（2）當高壓壓氣機轉速下降，或是在風車狀態時，需飛行員操作在空中自動起動；（3）發動機空中手動（應急）起動。為了檢查該型發動機在飛行條件下的使用性能，在飛行臺上進行了試飛。

本文就此型發動機在飛行臺試飛過程中空中起動出現的故障進行分析研究。

2 故障現象

發動機在飛行臺上高度Hp約為8 km，速度Vi約為400 km/h進行加速和空中起動試驗，在試驗過程中，當發動機慢車3～5 min后拉停，按要求準備進行自動迎面起動。當高壓轉速n2下降到38%左右時，將油門桿推至慢車位置，進行空中自動起動后，發動機高、低壓轉速迅速n2、n1迅速上升至約74%和40%，其排氣溫度T4也隨之持續上升，當n2到達慢車轉速時，表明發動機機空中自動起動成功；3 min后將發動機拉停，當n2下降到約40%時，油門桿推至慢車位置，進行第2次空中自動起動，n2、n1迅速上升至74%和40%左右時，其T4持續上升，第2次空中自動起動成功；約3 min后，將發動機再次拉停，進行第3次空中自動起動，當n2下降到37%左右時，將油門桿推至慢車進行起動，n2、n1上升至74%和40%左右后穩定，此時，T4繼續上升，并沒有下降的趨勢，而且n1有些偏低，因此，嘗試推油門桿后，發現轉速未變，T4繼續上升，連續收、推油門桿，轉速無變化，而T4繼續上升，當T4升到約768℃時，立即停止試驗。

3 故障分析

發動機在8 km進行空中自動迎面起動試驗時，相關參數隨時間變化情況如圖1所示。

由圖 1（a）可見，當油門桿收到停車位后，發動機轉速n、T4和油路壓力Pfse迅速下降，尾噴管臨界截面面積Ae放至最大，當n2下降到試驗要求的范圍內，油門桿推至慢車位置，T4持續上升。還可以看出，在試驗前穩定平飛階段，n2、n1分別穩定在75%和51%左右，試驗后，其n2、n1分別穩定在74%和40%左右。也就是說，相對于發動機空中起動試驗前穩定平飛狀態，n2變化不明顯，n1明顯下降，即發動機空中起動后，n2、n1轉差明顯變大（試驗前穩定平飛，n2－n1＝24%；空中起動后轉速穩定，n2－n1＝32%～34%）；從圖中還發現，在空中起動開始（8 km慢車狀態平飛）時，Ae處于較小狀態，將油門桿收到停車位后，尾噴口放到最大位置，此后在8 km連續進行的3次空中自動迎面起動試驗過程中，Ae始終保持在最大狀態，沒發生任何變化。

此次發動機空中起動故障只是發生在第3次自動迎面起動過程中，但是從圖 1（a）可見，在發動機在起動過程中，Ae處于最大位置不變，溫度上升過高，n1較低。由此可以認為，發動機在8 km高度的3次空中迎面自動起動中，工作均不正常，當進行前2次空中起動試驗時，n2到30 s左右時，并未發現發動機工作不正常，因此，在判斷第1次起動成功后，繼續進行了第2、3次空中起動。

由圖 1（b）可見，在發動機空中自動迎面起動中，高壓壓氣機出口與進口壓比p2/p1）在上升的過程中出現了1個明顯的下降波動，而下降后再次上升的斜率明顯要小于波動前的；n2上升曲線比較平滑，n1則出現了明顯的平直段，然后再次上升的斜率明顯的小于平直段前；T4也出現微小的波動，但上升率無明顯的變化。

從故障現象上看，溫度上升很高，轉速不變，應該是“熱懸掛”現象。由發動機相關參數變化（圖1（b））分析，在發動機起動過程中，高壓壓氣機壓比p2/p1在增大過程中出現明顯的減小，可能是由于燃油供油過多，造成高壓壓氣機失速，高壓出口壓力減小，而低壓出口的壓力增大，發動機自動加速起動器感受高壓壓氣機后壓力和艙壓，艙壓不變，高壓壓氣機壓力減小后燃油供油也降低。但由于高壓壓氣機出現失速，進入燃燒室的空氣流量減少要多于供油量的減少，所以仍處于富油燃燒。由于此時高溫燃氣已經在渦輪發生堵塞，導致渦輪后總壓上升很慢，造成落壓比增加緩慢，最終達不到Ae進行調節的范圍。而在整個起動過程中，雖然渦輪總膨脹比較小，但相對對高壓渦輪影響小，對低壓渦輪影響大，而此時高壓壓氣機已出現失速，高壓轉子的剩余功率較大，轉速上升快，低壓轉速的剩余功率小，轉速上升慢，反映在數據上，就是轉速穩定后，相對與慣性起動前發動機慢車狀態，低壓轉速下降多，高壓轉速變化不明顯，造成轉差明顯變大。

當高壓壓氣機處于失速狀態時，在冷運轉狀態下，發動機停車后通道熱阻減少，通道氣流速度和空氣流量增加，分離區慢慢解體和消除。發動機在空中試驗過程中油門稈動作時其相關參數變化情況如圖2所示。從圖2（b）可見，將油門桿拉停后，高壓壓氣機壓力突升，壓比突增，然后才隨著發動機停車減小。但接下來又繼續將油門桿推到慢車起動，整個過程與第1次基本上一致，發動機仍出現了不穩定的狀態。隨著發動機拉停后，進行第3次空中起動，其T4明顯高于該高度慢車穩定狀態下的T4，判斷發動機可能出現故障，推油門桿，但轉速沒變化，溫度繼續上升;從圖 2（a）可見，推油門桿，高、低壓壓氣機出口壓力降低，壓氣機增壓比減小，發動機轉差增大；收油門桿，高、低壓壓氣機出口壓力升高，增壓比增大，發動機轉差減小，轉差的變化與壓比變化明顯相反。由此，隨著油門桿的增加，失速深度增大，導致壓比減小，轉差變大，而當油門桿的減少使熱燃氣對渦輪的堵塞變小，高壓壓氣機后的壓力升高，增壓比增大，失速微團減少，轉差變小。最終由于發動機T4上升過高，收油門桿停車。

在飛行臺試飛改裝過程中，需要將測試采集到的高度Hp信號送入發動機的控制器，控制器根據高度（6 km為門檻）對空中起動的供油進行調整，也就是說在高度6 km以上，在發動機空中起動過程中，控制器給出信號執行減油，待發動機起動成功后，再恢復到正常的供油規律。因此，由于高度信號輸入的不正確或控制器沒有接收到正確的高度信號，8 km慣性起動試驗中并沒有按照設計進行切油，仍然按6 km以下起動供油，造成在起動過程中供油過多，導致發動機處于不正常的工作狀態。

4 故障排除

為了驗證此次發動機空中起動故障引起的原因，在接下來的發動機空中起動試驗中，在出現故障的試驗點，采用了接通“空中起動”開關來實現發動機空中手動起動的方式（在進行此方式空中起動時，由飛機系統的EMMC接通起動自動調節器電磁閥，以實現對高度6 km以上空中起動過程修正向主燃燒室的供油）。

在高度為8km、速度400km/h時，進行空中手動起動，發動機工作狀態正常。

前2次試驗數據如圖3所示。圖中曲線1表示按手動起動的方式進行空中起動的副油路壓力，曲線2表示起動失敗時副油路壓力，從圖3可見，在手動起動中，副油路出現明顯的切油現象。

試驗結果和試驗數據比較表明，該型發動機空中起動不成功的原因在于在起動過程中供油沒進行高空修正，導致燃油量過高，渦輪出口壓力出現突升，壓力波向前傳，使高壓壓氣機失速，發動機排氣溫度過高，其轉速出現“熱懸掛”現象。

5 結論

在某型發動機飛行臺8 km空中起動試驗過程中，發動機工作不正常主要的原因在于起動過程中供油沒進行高空修正，造成燃油量過高，導致發動機排氣溫度過高，進而轉速出現“熱懸掛”現象。

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