某型航空發動機落壓比調節器性能及故障分析

蘇志善，王大迪

（西安航空動力控制有限公司，西安 710077）

某型航空發動機落壓比調節器性能及故障分析

蘇志善，王大迪

（西安航空動力控制有限公司，西安 710077）

根據某型航空發動機落壓比調節器的控制原理，建立壓力比敏感元件的數學模型，分析了落壓比調節器的滯環誤差、不敏感區、靈敏度等影響參數。分析結果表明：πT值偏離故障是由薄膜靈敏度太差和反饋彈簧力值偏小造成的。

落壓比；靈敏度；滯環誤差；液壓機械調節器；故障分析；航空發動機

0 引言

作為控制系統研制的頂層要求，航空發動機控制計劃對控制系統設計具有決定性意義。該計劃的基本目標：（1）在給定的工作狀態下，使發動機獲得最佳的推力特性和經濟性；（2）在給定的過渡過程時間內，保持給定的工作狀態不變和實現發動機工作狀態轉換；（3）限制穩態和過渡態發動機元件上的機械負載和熱負載，以保持發動機工作過程的穩定性和結構強度。近代加力式渦扇發動機有2種噴口控制計劃：（1）保持風扇出口氣流速度按一定規律變化的；（2）保持渦輪落壓比按一定規律變化的。上述2種噴口控制計劃已分別用于美、俄大中推力級渦扇發動機。

某型航空發動機是中國自行設計研制的新一代加力式雙軸渦輪風扇發動機,其噴口控制計劃采用保持渦輪落壓比按一定規律變化的。實現該計劃的某型噴口加力調節器是集加力燃油控制和噴口控制于一身，具有完善的發動機狀態控制功能的液壓-機械式控制系統。本文分析了該落壓比調節器的各項性能，利用分析結果準確找到某臺噴口加力調節器的故障原因，成功地排除了故障。

1 落壓比調節器

某型噴口加力調節器的發動機落壓比πT調節系統是指發動機在中間及最大狀態下按給定程序調節渦輪的總落壓比（P2/P6，其中P2是發動機高壓壓氣機后的空氣壓力、P6是低壓渦輪后的燃氣壓力）的變πT值調節系統。根據不同的發動機進氣總溫T1*來實現該溫度下的πT控制，其換算關系為

式中：a、b、c為常數。

該控制系統是1個閉環控制系統，通過噴口臨界截面面積的調節實現落壓比的控制，其功能如圖1所示，結構原理如圖2所示。

2 πT調節系統調節精度和影響因素分析

為了分析落壓比調節器的滯環誤差、不敏感區和靈敏度，對件10杠桿進行受力分析，（如圖3所示）。杠桿支點由尺寸為A、B、C、D的共同起點。

從圖3可得杠桿的初始力矩平衡方程為

式中：Ft1c為P′2腔內的彈簧力，角標c為彈簧初始安裝力；Ft2c為件6反饋的彈簧力；Ft3c為件11的彈簧力；Fm為系統阻尼力，即杠桿轉動受到的摩擦力矩和薄膜自身內摩擦力矩的總和；Ff為擋板負載；S為薄膜有效面積。

當壓差 ΔP=P′2-P6減小，薄膜上移 ΔL1后，噴嘴擋板開度增大，由文獻[4]可知，擋板負載為

式中：Ff1為噴嘴液體動負載；Ff2為靜壓力負載；d、Q、PQ分別為噴嘴直徑、流量和壓力。

噴嘴擋板的開度微增大后，噴嘴流量Q增加，Ff1增大；但是噴嘴腔壓力PQ減小，Ff2減小，經計算擋板負載力Ff的變化量極小，本文將其忽略不計。而系統阻尼Fm是1個固有力，薄膜微量上移ΔL1其變化也極小，本文也忽略不計。本文只考慮3個彈簧力的變化，所以杠桿的力矩平衡方程為

式中：Kt1、Kt2、Kt3均為彈簧剛度。

將式（5）代入式（4）得

整理后可得

同理，當壓差 ΔP=P′2-P6增大，薄膜下移 -ΔL2后可得

式中：ΔY1、ΔY2為擋板活門開度變化量。

所以可得滯環誤差為

由以上分析可得：由于杠桿轉動時存在系統阻尼，轉動力矩首先必須克服系統阻尼力矩后才能推動杠桿轉動，因此存在滯環誤差。由式（9）可知減小摩擦力矩、增大彈簧剛度，可以減小滯環誤差。滯環使系統的靜態特性存在不敏感區，即在該區域內有ΔP=P'2-P6=P6（πTεa-1）輸入（即 πT輸入），無位移 ΔY 輸出，即敏感元件不敏感。當系統無輸出（ΔY1=-ΔY2=0）時，有對應的 πT1、πT2，即

所以不敏感區

由于P6、分壓比εa和薄膜面積S都屬于系統參數，所以式（12）表明不敏感區δπT隨系統阻力Fm的增大而增大（即杠桿轉動受到的摩擦力矩和薄膜自身內摩擦力矩越大，不敏感區也就越大）。再將式（7）對ΔP求導，可得元件的靈敏度為

可見當杠桿比一定時，減小彈簧剛度、增加薄膜面積，可以提高系統的靈敏度，然而實際落壓比調節器中薄膜面積都比較大，彈簧剛度都比較小。

3 πT調節系統故障分析

3.1 故障現象

在某型發動機臺架試車中，噴口加力調節器出現進入和退出加力狀態時πT值有明顯的突降、突升的現象，同時在上推加力過程中πT逐步減小（減小值在0.3左右），減小值有隨πT值的減小而逐步增大的趨勢。針對上述故障，利用正常驗收πT=f（T1*）特性的方法，將故障附件、標準附件的薄膜上、下腔管接頭分別反接，然后液壓作動筒帶負載工作，在同一試驗器上錄取πT值。試驗數據見表1、2。

從表1、2中可見，正、反接薄膜上、下腔管接頭測得的πT值，故障件的相差較大，標準附件的相差較小。此外錄取故障附件πT遲滯性（即測量）性能超標（要求小于490Pa，實測為872Pa）、反饋彈簧力值偏下限（要求為 15.48±0.77N，實測為14.75N），其余檢查正常。

表1 故障附件

表2 標準附件

3.2 故障原因分析

在某型噴口加力調節器調試大綱中對πT調節器靈敏度要求為小于490Pa，而故障件實錄為872Pa。所以由式（12）可得故障件的不敏感區為

其原因如下：（1）在性能試驗時，P6=0.1MPa，最小減壓比εamin=0.111，所以可得故障件的不敏感區為0.157；（2）件6反饋彈簧力值偏下限，造成克服系統阻尼的作用減小，即系統阻力Fm無法正常抵銷，造成不敏感區超出系統的規定值；（3）在發動機進入、退出加力狀態時，加力燃油造成P6增大、減小的影響對不敏感區負、正方向起作用，造成πT值有明顯的突降、突升現象；（4）πT調節器存在過大的不敏感區，不能及時調整好給定和實際的πT值之間的差距。上推加力過程中加力燃油逐漸增多，實際P6值比理想P6值越來越大，同時P2值不變，實際πT值就越來越小，且給定和實際πT值的差ΔπT也就越來越大，即在上推加力過程中，πT逐步減小，減小值有隨πT值的減小而逐步增大。

3.3 排故措施及結果

針對第3.2節中的分析，更換故障件的πT薄膜、反饋拉簧，其中更換下的πT薄膜的靈敏性檢查合格，實錄為333Pa（技術要求為490Pa；故障件實測為872Pa）；更換下的反饋拉簧力值偏上限（技術要求為15.48±0.77N，實測為16.13N，更換前的彈簧力實測為14.75N）。重新進行上述作動筒帶載試驗，試驗結果見表3。

表3 排故后的附件性能

從表3中可見，排故后的附件在作動筒帶載試驗前、后的πT值接近，一致性良好，未出現明顯偏離現象。說明更換零件后的系統在有外界阻尼時能及時消除影響，穩定而準確地實現調節功能。排故后的附件裝于發動機上后也能正常工作，更加說明了排故措施的正確性。

4 結論

經分析可知，某型航空發動機在上推加力過程中πT逐步減小（減小值在0.3左右）的主要原因是薄膜靈敏度太差和反饋拉簧力值偏小。薄膜靈敏度差造成πT值偏離規定值，反饋拉簧力值偏小導致系統阻尼Fm無法得到平衡和抵銷，造成不敏感區進一步擴大，最終表現為πT值偏離0.3。

通過對比試驗和發動機試車結果分析，準確地找到故障原因，更換新的薄膜和彈簧，排除了故障。

[1]謝壽生.某型加力渦扇發動機[M].西安：空軍工程學院，2002.

[2]周宗才.飛機推進系統控制[M].西安：空軍工程學院，1997.

[3]航空噴氣發動機自動控制設計手冊組委會.航空噴氣發動機自動控制設計手冊：下冊[M].北京：國防工業出版社，1984.

[4]劉杰，張紹基.某渦扇發動機供油和噴口控制系統間互相影響分析[J].航空發動機，1999（1）：25-29.

Performance and Failure Analysis of an Aeroengine Nozzle Pressure Ratio Regulator

SU Zhi-shan,WANG Da-di
（Xi'an Aviation Power Control Co.,Ltd,Xi'an 710077,China）

Based on the control principle of an aeroengine nozzle pressure ratio regulator,a mathematical model of pressure ratio sensor was established.The parameters including hysteresis error,insensitive region and sensitivity of nozzle pressure ratio regulator were analyzed.The analysis results indicate that the failure of πTdeparture result from bad film sensitivity and small spring force value.

nozzle pressure ratio;sensitivity;hysteresis error;hydro-mechanicalregulator;failure analysis；aeroengine

蘇志善（1984），男，從事航空發動機控制系統設計和研發。