渦扇發動機飛行中的喘振故障分析

符小剛，許艷芝，汪濤

（中國飛行試驗研究院發動機所，西安710089）

渦扇發動機飛行中的喘振故障分析

符小剛，許艷芝，汪濤

（中國飛行試驗研究院發動機所，西安710089）

介紹了渦扇發動機在飛行試驗中出現的一次高空喘振故障，分析了故障現象。采用排除法逐一對比了進氣道前方來流條件、燃燒室供油，以及從進氣道喉道面積、高低壓壓氣機前導向葉片直至尾噴口喉道的一系列流道可調機構的工作過程，分離出了最可能的致喘因素。分析結果表明，轉速下降過程中高壓壓氣機前導向葉片偏度過大而對上游來流形成的堵塞，是引起喘振的主要原因。最后分析了該發動機所執行的消喘程序，及其未能使發動機退出此次喘振狀態的原因，并提出改進建議。

航空發動機；喘振；消喘；壓氣機導向葉片；故障分析

1　引言

喘振是發動機內氣流沿壓氣機軸線方向發生的低頻率、高振幅的振蕩現象［1］，是一種很大的發動機激振力來源［2］，可導致發動機機件強烈振動乃至嚴重損壞、發動機熱端超溫、性能急劇惡化、熄火停車等故障［3］，繼而誘發飛行事故，危及飛行安全［4］。

引起發動機喘振的原因主要分為三類：①流道中的氣動失穩，包括超聲速進氣道喘振、氣流在壓氣機葉片處的嚴重分離等；②不穩定燃燒，包括加力燃燒室由前鋒裝置個別區段周期性的熄火、燃油系統壓力波動、燃燒室擴壓器中周期性的旋渦分離等可能原因造成的低頻振蕩燃燒［5］；③機械原因造成的發動機流道各幾何可調機構工作異常。

某型發動機為帶加力燃燒室的軸流式雙轉子渦扇發動機，采用外壓式多波系進氣道及收斂-擴張式尾噴管，其喉道面積均可連續調節，試驗載機為雙發飛機。下面將對其在飛行試驗中出現的一次雙發喘振故障進行分析。

2　故障現象

故障發生在高空，飛機由馬赫數Ma=1.5向Ma= 1.2減速過程中。由圖1和圖2中左右發動機喘振時的工作參數可以看出，兩臺發動機在喘振前均由中間狀態開始收油門減速，當高壓壓氣機轉速n2下降至約86%時（圖中第7～8 s，油門桿角度?約為30°，比慢車狀態大），高壓壓氣機后壓力p31出現一次明顯異常振蕩，發動機報喘振信號。此后，兩臺發動機油門桿角度停留在42°左右，n2、n1（低壓壓氣機轉速）也響應油門桿動作先下降再趨于穩定。渦輪后溫度T6的相對值T6/T1（T1為發動機進口溫度）在收油門過程中也跟隨下降，但在喘振信號出現后開始快速上升，僅2 s就超過了發動機在中間狀態時的值并繼續增大。這表明，開始喘振8 s之后，兩臺發動機仍未退出喘振狀態。

圖1　左發動機喘振時的工作參數Fig.1 Parameters of the left engine at surge

圖2　右發動機喘振時的工作參數Fig.2 Parameters of the right engine at surge

3　故障原因分析

如前文所述，引起喘振的原因，既可能有氣動及燃燒不穩定因素，也可能是機械調節異常所致，下面逐一分析。

3.1進口氣流條件及進氣道調節

由圖3中喘振時的飛行姿態（Hp為飛行高度）可知，喘振前后飛機在同一高度作平飛減速，Ma變化平穩，迎角α、側滑角β及滾轉角φ都接近零，故不會因較大的飛行姿態或劇烈機動而產生嚴重進口氣流擾動。

圖3　喘振時的飛機姿態Fig.3 Fight posture at engine surge

圖4所示為喘振前進氣道喉道調節過程，圖中n1，cor為低壓轉子換算轉速，右下方以長箭頭標出了?收小方向（下同）。可見，減速時發動機進氣道喉道面積Throat調節過程符合理論控制值要求（該進氣道及其喉道調節理論值已經飛行試驗驗證）。且喘振發生前3 s，喉道面積已放至最小并穩定，不會產生額外氣流擾動；而較小的喉道面積也可有效阻止過多氣流進入發動機，避免在下游形成流道堵塞，有利于發動機內流動通暢。由此可知，進氣畸變及進氣道喉道面積的調節，不是引起發動機喘振的原因。

3.2低壓壓氣機前導向葉片調節

圖5為低壓壓氣機前導向葉片偏角α1調節過程。圖中，α1值越大代表導向葉片與發動機軸向的夾角越大，相應葉柵通道的流通面積越小；反之亦然。可見，收油門減速過程中，左、右發動機均多次低于穩態控制最小值。但這種α1值偏低屬發動機減速過程中正常的動態調節，即隨著換算轉速的減小導向葉片偏角提前于相應的穩態值一定量，從而提高減速過程中發動機的穩定工作裕度。當油門桿移動停止時，發動機即回到穩態控制區域。與之相比，全過程α1曲線均未超出穩態控制最大值，也就不會對進氣道內氣流形成堵塞，這意味著低壓壓氣機前導向葉片的調節動作，也不是引起喘振的原因。

圖4　喘振前進氣道喉道調節過程Fig.4 Regulation of the inlet throat station before surge

圖5　低壓壓氣機前導向葉片調節過程Fig.5 Regulation of the guide vane before low pressure compressor

3.3高壓壓氣機前導向葉片調節

圖6所示為高壓壓氣機前導向葉片偏角α2調節過程，圖中n2，cor為高壓轉子換算轉速。與α1值類似，圖中α2值越大，相應葉柵通道的流道面積越小。可見，隨著油門桿角度的減小，左、右發動機的α2值并未隨之減小，而是長時間保持定值并很快超出控制允許最大值，直至發動機報喘。兩臺發動機α2值超限時刻A點和B點，在時間歷程圖中的位置分別見圖1和圖2。從A、B兩點起，兩臺發動機的α2已超過穩態控制區允許的最大值，并在之后與該限制線的偏差進一步增大，這樣極易對來自上游的氣流形成堵塞，從而引發喘振。從圖上看，A、B兩點發生的時刻正好分別位于左、右發動機報喘振前，且時間較近（約2 s），因此高壓壓氣機導向葉片調節異常，很可能是造成此次喘振的原因。

圖6　高壓壓氣機前導向葉片調節過程Fig.6 Regulation of the guide vane before high pressure compressor

3.4燃燒室工作及尾噴管喉道調節

圖7所示為左發動機尾噴管喉道調節過程，圖中pf為燃油壓力，p6為渦輪后壓力。從左發動機相對供油壓力pf/p31（代表油氣混合比）曲線可以看到，喘振前pf/p31值一直保持在2附近，曲線平緩，無劇烈波動。這表明燃燒室內油氣比例穩定，極難引起燃燒室不穩定工作。此外，發動機從中間狀態開始減速，不存在加力燃燒室的振蕩燃燒問題。

從圖中左發動機尾噴管喉道面積Aex的調節過程可以看出，在發動機狀態減小過程中，僅油門桿剛從中間狀態開始收小時，噴口面積略有減小，其后并未隨轉速的下降繼續減小（Aex允許的最小值見圖中箭頭所示位置）。保持較大的喉道面積有利于氣流通過，不容易對上游氣流造成堵塞。右發動機尾噴管調節過程參數變化與左發動機的類似。

由此可知，燃燒室供油及尾噴管的調節，也都不是引起喘振的原因。

綜合以上因素判斷，減速過程中，發動機高壓壓氣機導向葉片未跟隨發動機轉速的下降持續調節，是引起喘振的主要原因。

4　消喘機構的工作

為防止喘振以及在喘振發生后使發動機迅速脫離喘振狀態，當代航空發動機一般都有自動防喘機制。自動防喘機制主要分為兩類，一是短時增穩系統，具體措施包括調節壓氣機導葉葉片、放氣（本次試飛所用發動機沒有放氣功能）、改變發動機尾噴口臨界面積、迅速減少供油、改變進氣道喉道面積等。二是在短時增穩系統基礎上發展的消喘復原系統［6］。另外，人工主動降低發動機狀態（即收小油門），減輕壓氣機葉片負荷，也有助于脫離喘振狀態。

圖7　左發動機尾噴管喉道調節過程Fig.7 Regulation of the throat station of the left engine nozzle

圖8　左發動機的消喘程序Fig.8 Process of surge elimination of the left engine

圖8所示為喘振發生后左發動機執行的消喘程序（右發動機的與之相同）。可見，喘振發生后，發動機尾噴管喉道立即進行了兩次放大程序。從圖中渦輪落壓比p31/p6曲線可看到第一次放大噴口對發動機內氣流的影響，第二次放大后尾噴口未再收小，而是一直放到最大（這是因為轉速下降到了該發動機完全放開噴口的門限值，屬于正常控制程序，區別于消喘程序），這樣就達到了尾噴口的最大氣流通過能力，可看到相應時間段p31/p6的值顯著上升。

從圖8中的pf/p31曲線還可以看到，發動機執行了頻率約1 Hz的切油程序。另外，報喘后點火器持續工作（見圖8中的點火信號）。雖然這些措施阻止了壓氣機內流動的繼續振蕩（圖1、圖2中的p31曲線在第8 s后趨于平緩，再無明顯振蕩），但T6仍很快超過之前在中間狀態工作時的值，并繼續上升超過該發動機允許的最大值。

這表明，雖然消喘措施在一定程度上緩解了喘振，但并未使發動機完全退出不穩定工作狀態。圖8中，喘振信號持續僅0.5 s，pf/p31就上升到之前在中間狀態工作時的2倍；在第16 s處，pf/p31已上升至中間狀態時的1.5倍。這是因為高壓壓氣機前導向葉片偏角持續偏大，使得該處氣流通過量小于正常值。而同時供油量（對于被試發動機，pf是T1與?的函數）正常響應了油門桿的動作，導致發動機嚴重富油，這是造成T6持續上升直至超溫的直接原因。

如前所述，此次發動機喘振的直接原因，在于高壓壓氣機前導向葉片偏角過大造成的流通面積偏小。因此，堵塞發生在該導向葉片所在截面，若在此導向葉片處或上游的低壓壓氣機段存在放氣機構，則可能在一定程度上緩解喘振狀態（被試發動機無此項功能）；另一方面，事后應改進高壓壓氣機導向葉片調節機構，提高其調節可靠性，以避免此類故障的再次發生。

5　結論及建議

（1）減速過程中發動機高壓壓氣機前導向葉片（2）由于流動堵塞發生在高壓壓氣機前，喘振時自動執行的切油、放大噴口動作，并未使發動機完全退出不穩定工作狀態。

未跟隨發動機轉速的下降持續進行調節，是引起此次發動機喘振的主要原因。

（3）在執行消喘程序過程中，流道堵塞造成發動機進氣量減少而導致的油氣混合比持續增大，是引起渦輪后溫度持續上升的直接原因。

（4）事后應改進該發動機的高壓壓氣機導葉調節機構，提高其調節可靠性，以避免此類故障的再次發生。

［1］張森.航空發動機喘振問題分析［J］.企業導報，2013，（9）：274.

［2］彭澤琰，劉剛.航空燃氣輪機原理：上冊［M］.北京：國防工業出版社，2000：96.

［3］屈霽云，馬明明，王小峰，等.某型發動機喘振特征分析及消喘系統驗證試驗［J］.航空動力學報，2010，25（6）：1291—1296.

［4］胡鑫.淺析發動機喘振對飛行安全的影響［J］.科技創新導報，2012，（16）：82.

［5］索蘇諾夫B A，切普金B M.航空發動機和動力裝置的原理、計算及設計［M］.沈陽發動機設計研究所，譯. 2007：117.

［6］羅澤明，鄭麗，張玉憲.航空發動機喘振的研究與發展［J］.機械設計與制造工程，2015，44（6）：1.

Analysis of surge fault of a turbofan engine in flight

FU Xiao-gang，XU Yan-zhi，WANG Tao
（Engine Department of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

A surge fault of a turbofan engine during a flight test at high altitude was introduced，and the fault was analyzed.With exclusive method，air intake condition before inlet and fuel supply of combustion were compared in sequence together with series of variable mechanism including inlet throat，guide vane of the low and high pressure compressor，and exhaust throat.The results indicate that blockage to the flow upstream caused by the higher angle of guide vane before the high pressure compressor is the main course of the engine surge.Also the process of surge elimination of this engine was analyzed with the reason of ineffectiveness of that process to surge at this time，and improvement suggestion was proposed.

aero-engine；surge；surge elimination；compressor guide vane；fault analysis

V231.3

A

1672-2620（2015）04-0015-04

2014-08-07；

2015-07-26

符小剛（1983-），男，陜西寶雞人，工程師，碩士，主要從事航空發動機性能特性飛行試驗研究工作。