某型航空發動機應急放油系統研究

馬會寧，李春光，崔利豐，廉征環

（1.中航工業西安航空動力控制有限公司，西安 710077；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

0 引言

某型航空發動機為第3代戰斗機的動力裝置,憑借其良好的性能，目前已廣泛投入使用。燃油控制系統的多參數控制、故障告警、自動消喘、噴口的無級調節等都最大限度地發揮了發動機的性能。但在使用中發生過應急放油控制系統可靠性差的問題，嚴重地影響了該型發動機的使用。

本文對該型發動機的應急放油控制系統進行研究，通過試驗找到了系統設計的不足，通過改進設計，使其滿足了發動機使用可靠性的要求。

1 故障概述

某飛機右發動機做完檢查工作后在地面開車，發動機各狀態參數均正常。由于飛機油箱中油量較多，飛機雙發在n2=85%時共進行了12次間歇性應急放油,放油時序及間隔如圖1所示。在第11次應急放油結束14 s后，進行第12次應急放油時，右發動機熄火，n2轉速自動下降，具體故障曲線如圖2所示。

圖1 應急放油時序及間隔

圖2 某發動機應急放油故障發生前后參數變化曲線

從圖2中可見，在第12次應急放油接通前，發動機低壓轉子轉速n1、高壓轉子轉速n2、低壓渦輪后溫度T6、風扇導葉角度α1、壓氣機靜子葉片角度α2等飛參數據較為平穩，均在正常范圍內，噴口直徑D8為機械最小噴口狀態，各參數與左發動機的相比無明顯差異。當應急放油接通瞬間，右發動機轉速、溫度迅速降低，n2轉速由85.4%下降到13.4%時（28.25 s），發現發動機轉速降低，將油門桿收回到停車位置。

2 應急放油系統工作原理

某型發動機應急放油系統參照某發動機設計主要功能是在飛行中根據需要放出飛機油箱中的多余燃油。在滿足應急放油條件（非加力狀態、n2＞57%、油箱余油多于1.5 t）時，手動給出應急放油接通電指令，激勵應急放油附件上的2個電磁閥。2個電磁閥接到電信號后，應急放油附件輸出液壓指令接通加力燃油泵，該泵出口燃油壓力突增，使該泵內轉換活門關閉齒輪泵后來油，并解除應急放油附件連鎖，使應急放油系統投入工作，將加力燃油泵后的燃油放至加力燃燒室，經過噴管排入大氣。

在應急放油接通瞬間，由于加力燃油泵轉換活門的油路切換，會對齒輪泵后壓力產生瞬間脈沖干擾，此時主燃油泵調節器內部壓差回油活門將投入工作，對系統干擾進行調節，以保持計量活門前后壓差恢復到恒定值。

3 驗證試驗

3.1 飛機驗證

在保持裝機狀態不變并增加相應測試參數條件下進行了2次雙發應急放油模擬試驗，均實現了故障再現。

第1次在進行到第17次應急放油時右發動機在n2＝85%時自動停車，左發動機工作正常；

第2次在進行到第8次應急放油時右發動機在n2＝85%時自動停車，左發動機工作正常。

2次故障復現放油間隔和時序如圖3所示。

圖3 放油時間時序和間隔

某發動機應急放油正常和異常停車時的參數變化分別如圖4、5所示。從圖中可見，在應急放油開關接通后，加力燃油泵打開時，主燃油泵調節器進口壓力Pin先減小（加力燃油泵填充過程），齒輪泵后壓力P22突然增大（轉換活門投入工作，關閉主泵供油轉為加力泵供油）。當加力泵填充完畢后，Pin增大，在Pin再次減小時開始放油。P22在出現干擾突增后，由于壓差活門投入工作，出現如圖5所示波形。

圖4 某發動機應急放油正常時參數變化

圖5 某發動機應急放油異常停車時參數變化

從上述數據及相關檢查工作可知：

（1）在停車過程中發動機進口供油正常，排除飛機供油導致異常停車的可能性；

（2）飛參中無喘振信號，消喘電磁閥無誤動作；

（3）停車前后未聽到異常響聲，排除發動機機械故障引起停車的可能性；

（4）停車過程中T6無突升，溫度、轉速快速降低（2 s內T6降低約70℃）；

（5）應急放油接通瞬間 Pin、P22、噴嘴前燃油壓力Pf、壓氣機出口壓力P31有明顯波動現象。

根據故障復現數據分析初步得出結論：發動機異常停車故障可能是由于短時間內連續多次接通應急放油過程中發動機相關參數波動較大，瞬間斷油引起燃燒室不穩定燃燒所導致的。

3.2 臺架試驗情況和數據分析

為了查清故障原因，在臺架上利用包括故障發動機在內的9臺發動機進行間歇應急放油試驗驗證，累計接通應急放油700多次，進行了不同發動機狀態下的對比驗證，應急放油間隔時序基本參照外場故障發生時的應急放油時序，其典型時序間隔如圖6所示。從試驗結果來看，故障發動機返廠后，在第2次原狀態臺架試驗第11次應急放油接通時出現1次停車，各參數變化規律與外場基本一致，隨后無論是改變放油轉速還是改變放油間隔和時序均未出現發動機停車，其他發動機也未發生停車現象。

圖6 臺架應急放油試驗典型時序

以采集頻率為5000 Hz的高頻采集系統的數據為基礎，對試驗中測量的相關參數進行比較分析。

（1）各臺發動機相關壓力對比

A、B、C、D、E 發動機單次接通應急放油過程中P22、P21、Pf和 P31的脈動情況對比如圖 7～10 所示。

從圖7～10中可見，應急放油接通瞬間，不同發動機 P22、P21、Pf、P31均有明顯波動，且所有發動機相關參數波動趨勢基本一致，主燃油系統調節規律相同。

（2）某發動機壓差特性（流量特性）分析

故障發動機單次應急放油接通過程與燃油流量直接相關的壓差特性對比如圖11所示。

圖7 P22參數對比

圖8 P21參數對比

圖9 Pf參數對比

圖10 P31參數對比

圖11 單次放油接通過程壓差特性

圖11中的數據曲線表明：（P22-P21）、（P21-Pf）與（Pf-P31）壓差脈動幅值依次衰減，判定引起流量脈動的來源為（P22-P21），即在壓差活門受到脈沖干擾信號后的快速調節過程產生流量波動。

（3）各臺發動機壓差活門特性對比

5臺發動機應急放油接通時主燃油泵調節器內部壓差活門特性對比如圖12所示。

圖12 單次放油接通過程壓差活門特性對比

圖12中的數據曲線表明：在單次放油接通過程中，故障發動機壓差活門調節過程與其他發動機的存在差異，振蕩幅值偏大。

（4）各臺發動機主燃燒室噴嘴前后壓差特性對比

5臺發動機應急放油接通時噴嘴前后壓差△Pf（△Pf=Pf-P31）特性對比如圖13所示。

圖13中的數據曲線表明：在單次放油接通過程中，故障發動機ΔPf由最低點恢復過程中恢復速度偏慢，在近0.1 s的范圍內比其他批產發動機的低200～300 kPa。

（5）在多次放油接通過程中ΔPfmin統計對比分析

1臺故障發動機與其他發動機應急放油接通時ΔPfmin趨勢對比如圖14所示，每1點為1次應急放油過程中ΔPf波動的最小值ΔPfmin。

圖14 多次應急放油接通過程ΔPfmin統計對比

圖14中的數據曲線表明：其他發動機應急放油接通瞬間ΔPfmin值統計分布高于故障發動機（3臺同型號發動機應急放油時ΔPfmin≥110 kPa；故障發動機應急放油時ΔPfmin大多數分布在0～200 kPa）；隨連續放油次數增加，ΔPfmin整體有減小趨勢。

4 故障原因分析

某型發動機主燃燒室供油調節系統和應急放油系統參照某發動機設計。噴口加力調節器和應急放油附件通過加力泵上的H3和H8管接頭壓力來控制加力泵的接通，對該接通過程的加力泵進口活門響應時間進行仿真，結果如圖15、16所示。接加力時H8不參與工作，應急放油時H3不參與工作。

圖15 在接通加力過程中加力泵進口活門響應時間

圖16 在接通應急放油過程中加力泵進口活門響應時間

從以上仿真結果得知：正常接通加力時，在加力泵進口活門打開過程中，移動7 mm（打開）時打開時間為3 s；接通應急放油時，在加力泵進口活門打開過程中，移動7 mm（打開）時打開時間為1.2 s。

在應急放油接通時，加力燃油泵轉換活門投入工作，瞬間停止主燃油泵調節器向加力系統供油，造成齒輪泵后壓力P22出現擾動（快速增大），干擾發生后為保證壓差恒定壓差回油活門自動調節，調節過程出現超調，導致燃燒室燃油噴嘴前后壓差即燃油流量瞬間減少；試驗結果表明，隨連續放油次數增加，其壓差值最低點即ΔPfmin有減小趨勢。

從大量試驗數據對比分析為基礎可知，故障發動機的上述調節過程與其他發動機的基本一致。

但某型發動機與某發動機主燃油噴嘴結構不同。某型發動機主燃油噴嘴內部設有單向活門，當噴嘴前后壓差達到約0.13±0.01 MPa時活門打開，燃油進入主燃燒室；反之當壓差減小到該值時活門關閉，停止向主燃燒室供油。這樣理論上在應急放油接通時如果噴嘴前后壓差減小到或低于0.13±0.01 MPa時，主燃燒室均為斷油狀態。而某發動機的主燃油噴嘴是在主燃油總管上設有多個固定節流孔，內部沒有活門，另外，某發動機采用主副油路供油，只有當主副油路噴嘴前后壓差全部為0或負值時才中斷向主燃燒室供油。

從試驗結果來看，某型發動機2次接通應急放油熄火時的噴嘴前后壓差均小于0.1 MPa，而其他發動機則全部高于噴嘴內部活門打開壓差0.13±0.01 MPa；某發動機雖然主油路噴嘴前后壓差為負，但副油路噴嘴前后壓差為正，故不存在熄火的可能。

綜合上述分析可知，某型發動機外場間歇應急放油停車故障的原因為：某型發動機在接通應急放油時均存在參數波動現象，在故障發動機連續接通應急放油接通過程中ΔPfmin比其他批產發動機低200～300 kPa，并且其值低于噴嘴打開壓差，導致燃燒室供油瞬間不足，造成不穩定燃燒，熄火停車。

5 解決措施

雖然該故障在某型發動機研制中屬首次發生，也無資料表明某發動機發生過類似現象。但從試驗驗證結果來看，某型發動機在應急放油接通時均存在參數波動現象，主燃燒室噴嘴前后壓差即供油量減少較多，甚至瞬間斷油。特別是故障發動機在應急放油接通過程中ΔPfmin比其他批產發動機的低200～300 kPa，解決措施應從應急放油接通過程中減小參數波動入手。

5.1 增加節流嘴措施

為從根本上將應急放油接通時噴嘴前后壓差降低量減小即提高ΔPfmin，通過對某型發動機燃油系統工作原理和應急放油接通時各參數變化的深入分析，認為該問題可通過改變應急放油接通時各參數變化的時序關系加以解決。具體來說，就是采取在應急放油附件管接頭通往加力燃油泵管接頭的內部增加節流嘴，延長應急放油開關接通后加力燃油泵進口活門打開時間，減少加力燃油泵內部轉換活門轉換過程對齒輪泵后供油壓力的影響，進而減小應急放油接通時壓差回油活門引起的各參數波動。

5.2 增加節流嘴后對系統的影響分析

對增加節流嘴后的系統進行了仿真驗證，試驗結果表明，在不同工作條件下，在應急放油附件接頭處增加Φ=1.0 mm的節流嘴，在應急放油工作狀態下，加力泵進口活門控制腔內的壓力均增大，不影響應急放油功能的實現，如圖17所示。

圖17 增加節流嘴對加力泵功能實現的影響

新增節流嘴位于應急放油附件管接頭通往加力燃油泵管接頭管路上，該管路的作用是在應急放油信號發出后用于打開加力燃油泵，新增節流嘴僅與加力燃油泵相關。

6 增加節流嘴效果驗證和直徑確定

對增加節流嘴后的3臺發動機在臺架狀態下進行應急放油試驗，結果表明：增加節流嘴后，應急放油接通時ΔPfmin明顯增大，且節流嘴直徑越小，改善效果越明顯。（1）采用Φ＝1.2 mm的節流嘴，ΔPfmin增大約 200～300 kPa；（2）采用 Φ＝1.0 mm的節流嘴，ΔPfmin增大約200～700 kPa；（3）采用 Φ＝0.8 mm的節流嘴，ΔPfmin增大約500～800 kPa。

根據試驗驗證結果，兼顧增加節流嘴后的改善效果和節流嘴的抗污染能力，并確保在應急放油開關接通后加力燃油泵可靠打開，故障解決措施中采用Φ＝1.0 mm的節流嘴。

7 措施驗證

7.1 地面臺架驗證

如前所述，增加Φ=1.0mm的節流嘴可有效改善應急放油接通時燃油系統波動，ΔPfmin增大約200～700 kPa。

（1）增加節流嘴后，應急放油接通時加力燃油泵進口活門打開時間延長，且節流嘴直徑越小，延長時間越多：不加裝節流嘴時，加力燃油泵打開時間約為0.1 s；采用Φ＝1.0 mm的節流嘴時，加力燃油泵打開時間約為0.25 s。

（2）增加節流嘴后，應急放油接通時n2波動量相對減小，且節流嘴直徑越小，波動量越小，但因加裝前n2波動不大，所以表現不是很明顯：不加裝節流嘴時，n2波動（n2降低）約為0.36%；采用Φ＝1.0 mm的節流嘴時，n2波動（n2降低）約為0.2%。

（3）增加節流嘴后，應急放油接通時ΔPf的波動量明顯減小，且節流嘴直徑越小，波動量越小，采用Φ＝1.0 mm的節流嘴時應急放油接通瞬間ΔPf的波動量減小約50%。

增加節流嘴后對發動機無影響，各項功能和性能正常。

7.2 裝機和飛行驗證

在某飛機左發動機上增加Ф＝1.0 mm的節流嘴，在右發動機未增加節流嘴。更換前后進行了地面開車檢查，隨后進行了飛行驗證。結果為：

增加節流嘴前地面應急放油接通時左、右發動機的ΔPf波動量相當；左發動機增加Φ＝1.0 mm的節流嘴后空中飛行ΔPf波動量明顯減小；相對于右發動機，左發動機空中波動幅度約減小200 kPa。

在地面狀態下左發動機增加Φ＝1.0 mm的節流嘴后，ΔPfmin較增加前提高約200 kPa；

在空中飛行時，增加Φ＝1.0 mm的節流嘴的左發動機的ΔPfmin增大比右發動機的約高200 kPa。

根據地面臺架試驗、裝機地面試驗和飛行驗證結果，在應急放油附件管接頭通往加力泵接通活門管接頭的內部增加Φ＝1.0 mm的節流嘴可使應急放油接通時主燃油噴嘴前、后壓差最低值提高200～700 kPa，并且增加節流嘴后對發動機其他功能和性能無影響。

8 結論

（1）某發動機發生的間歇應急放油停車故障是由于在連續接通應急放油過程中主燃油噴嘴前、后壓差瞬間減小較多，導致燃燒室瞬間供油不足，造成不穩定燃燒，發動機熄火。

（2）在應急放油附件1號管接頭內部增加Φ＝1.0 mm的節流嘴可有效改善應急放油接通時主燃油噴嘴前、后壓差的波動，改善應急放油系統的工作穩定性。

（3）地面試車和飛行驗證結果表明，該改進措施可有效提高應急放油接通時主燃燒室噴嘴前、后壓差最低值，防止主燃燒室斷油熄火。

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