某型發動機加力控制系統故障與分析

王立志張香華

（沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，遼寧 沈陽 110043）

某型發動機加力控制系統故障與分析

王立志張香華

（沈陽黎明航空發動機（集團）有限責任公司，遼寧 沈陽 110043）

摘要：某型航空發動機控制接通加力的過程比較復查，涉及因素較多，本文主要針對某型發動機臺架試車時出現的一起加力接不通現象，介紹了該發動機加力燃油系統、噴口控制系統和加力接通電氣控制系統的功能，重點描述加力接通過程的工作原理。根據其工作原理分析了產生該故障的可能原因，在此基礎上對控制加力接通的電氣系統進行了有針對性地分析，查找到了故障的確切原因，最后更換加力燃油信號器，排除了故障。

航空發動機；接加力；故障；分析

加力燃燒（或復燃）是增加發動機基本推力以提高飛機的起飛、爬升及軍用飛機的作戰性能的一種方法，雖然加力狀態會增加發動機的耗油率，但卻是短時間增加推力的最好辦法，尤其對于軍用發動機來講，其決定著飛機的作戰性能，對于現代戰斗機的發動機，加力已經成為必不可缺的重要功能。

某型發動機是軍用雙轉子渦輪風扇發動機，該型發動機采用復燃加力方式，以增加燃油消耗率到非加力狀態3倍的代價，使推力增加至1.8倍，達到14t級，對提高戰斗機的作戰性能有著至關重要的作用。本文介紹了一起某型發動機加力接通故障，并借此分析了該型發動機加力系統的組成和工作原理，通過分析加力接通過程，最終確定加力信號器故障，是導致本次加力未接通的直接原因。通過更換加力信號器，故障得以排除。

1.故障現象

某型航空發動機進行臺架試車檢查時出現異常，進入加力狀態后，發現加力指示燈未亮，即加力未能接通，但是試車人員發現尾噴口出現正常加力火焰，加力已經接通。之后，將發動機由作戰狀態轉換為訓練狀態（轉速和溫度均下調），以減少發動機負荷、降低發動機壽命損耗，再次推油門桿進入加力狀態，加力指示燈未亮，尾噴口無加力火焰，加力未能接通，冷卻停車，本次試車結束。此次故障最大的特點就是，加力系統未正常投入工作，但加力依舊成功接通。

2.加力系統組成和原理

某型發動機采用模擬電子與液壓機械相結合的調節系統，最大狀態和加力狀態，由綜合電子調節器的n1、n2、T4三個調節通道采取低選形式控制，當發動機的n1、n2、T4中某一值首先達到綜合電子調節器限制值，則由該通道保持限制值不變，其他參數的變化取決于發動機的氣動聯系；當綜合電子調節器出現故障時，發動機改為主泵調節器的機械液壓控制。

加力狀態，如果發動機主機未由綜合電子調節器的T4通道控制，則加力狀態發動機保持主機狀態不變，如果發動機主機由綜合調節器的T6通道控制，則加力狀態時控制溫度提高若干溫度。加力油量和噴口由加力噴口控制器，按Wfa/P2=f（T1、PLA）和πT=f（T1）給定規律控制，精確調整保證發動機主機狀態。加力系統的燃油控制和噴口控制均為液壓機械式。加力系統從功能上主要由加力燃油系統、噴口控制系統和控制加力接通的電氣系統3部分組成。

2.1 加力燃油系統

加力燃油系統功能是向加力燃燒室供給燃油，并自動調節供油量以保證加力燃燒室穩定工作，為開環控制系統。其主要附件有：加力燃油泵、噴口加力調節器（加力燃油計量部分）、加力燃油分布器、加力輸油圈和相應管路。加力燃油系統核心部件是噴口加力調節器。噴口加力調節器根據油門桿位置、進氣溫度T1和主燃燒室氣壓P2控制燃油流量，然后將燃油輸送到加力燃油分布器，加力燃油分布器再將燃油分配到幾個輸油圈。

2.2 噴口調節系統

噴口調節系統功能是自動調節尾噴口直徑以調節加力燃燒室內氣壓，保證加力接通后發動機穩定工作。該系統為閉環控制系統，核心部件為噴口加力調節器內的落壓比調節器，其他附件有：噴口油源泵、噴口加力調節器（加力噴口控制部分）、噴口作動筒等。

2.3 電氣系統

控制加力接通的電氣系統功能是點燃加力燃油，控制加力穩定可靠的接通，并將加力接通與否反饋至飛機座艙，其主要零附件有：綜合電子調節器（加力模塊）、加力點火控制盒、加力點火裝置、加力點火電嘴、噴口加力調節器上的傳感器和高速電磁閥、火焰探測器。該系統核心部件為綜合電子調節器，負責控制加力燃油控制系統一定時序進行工作，并在條件滿足時控制點火系統點火。

3.加力接通的過程

某型發動機加力接通過程中，加力燃油系統、噴口調節器和電氣系統需要協調工作，任意一環出現問題均會引起嚴重的后果。為保證加力可靠的接通并保證加力接通時發動機穩定工作，加力接通過程可分為5個階段。

第一階段，燃油供給準備階段：從發動機油門桿進入加力域開始（油門桿角度72°～75°），主泵調節器上的液壓延遲器將油門桿位移信號以油壓形式傳遞給噴口加力調節器和加力燃油調節器，加力燃油系統接到信號后，立即向加力燃油分布器和加力1路燃油管供油，在加力燃燒室形成可燃油氣，同時，噴口加力調節器上的加力信號器感受到噴口加力調節器進入加力狀態時指令油壓（約為10kg力）變化，發出“接通加力”信號。噴口加力調節器的落壓比調節器也在此時投入工作，保證發動機主機工作穩定。

第二階段，加力點火階段：綜合電子調節器中的加力控制與信號組合，在收到“接通加力”信號時，立即向噴口加力調節器的“最小加力電磁閥”供電，使加力燃油系統只能向加力起動燃油總管供油。并根據發動機狀態進行一定延時后，向加力點火控制盒發送點火指令。加力點火控制盒收到綜合電子調節器發送的點火指令后，加力點火控制盒向加力點火裝置供電。加力點火裝置內的儲能電容器進行電荷積累，經過加力點火電嘴電極間隙瞬時放電，形成高能電火花直接點燃油氣。

第三階段，加力接通階段：若加力點火已成功，右側火焰探測器探測到加力火焰，則向綜合電子調節器發出“加力已接通”信號，綜合電子調節器切斷“最小加力電磁閥”的供電，并向飛機座艙加力燈發送高電平信號使其常亮，電氣系統的加力接通程序結束。若加力點火3s后仍未成功，綜合電子調節器未收到“加力已接通”信號，則切斷最小加力電磁閥的供電。同時，向飛機座艙加力燈發送脈沖信號使其閃亮。

第四階段，部分加力階段：上推油門桿（75°～93°），噴口加力調節器的最小加力電磁閥停止工作后，發動機依次接通內涵和外涵，加力燃油系統增大加力燃油室的供油量。

第五階段，接通全加力階段：繼續增大油門桿角度（93°～108°），加力燃油系統對加力燃油室的供油量達到最大，發動機主機和加力系統、氣動負荷、推力等全部性能參數達到最大工作狀態。

某型發動機由于電氣系統只在點火階段限制加力燃油流量，因此，電氣系統與加力燃油控制系統基本是相互獨立的，加力燃油系統最終都會向加力燃燒室供給足量燃油。這種設計顯然有一定的缺陷，但是也有著簡單使用的特點。

4.故障原理分析

通過“加力指示燈未亮”的現象，可判斷控制加力接通的電氣系統未能投入工作，因為電氣系統投入工作后加力指示燈只可能有常亮和閃亮兩種狀態，但這仍無法解釋為何會出現加力火焰。

根據“電氣系統未能投入工作”的基本判斷，試車人員檢查綜合電子調節器的工作情況和加力燃油壓力信號器的測試線路，經檢查綜合電子調節器工作正常，加力燃油壓力信號器測試線路正常。在加力燃油壓力信號器處安裝測壓管后再次開車，此處壓力指示正常，但是加力燃油壓力信號器信號燈仍然未亮。故確定是加力燃油壓力信號器故障，原因是該信號器未將壓力信號傳入綜合電子調節器，導致綜合電子調節器加力組件未傳出接通加力信號，致使加力未接通。根據電氣系統的原理，加力燃油信號器輸出的信號實際意義是“油門桿進入加力域”，是電氣系統工作的首要條件，即加力信號器無輸出信號，則電氣不會投入工作。更換噴口加力調節器下方的加力信號器后，發動機試車檢查，加力接通數次均無異常現象，轉化為訓練狀態，接通加力數次也均正常。因故障現象消失、故障部位和排故之初的判斷吻合，因此判斷故障已經排除。

對于加力未接通卻出現加力火焰的矛盾現象，經多方求證，認為是某型發動機渦輪后燃氣溫度高，遠超國內其他各型發動機，高溫燃氣將燃油直接引燃造成的。而在訓練狀態因渦輪后溫度較低，較戰斗狀態低幾十攝氏度，未能將燃油直接引燃，所以沒有出現這種矛盾現象。

結語

某型發動機接通加力時，是一個復查的過程，涉及燃油系統和點火系統，臺架試車中出現故障的情況也比較多，現象表現不一，引起原因多種多樣，通過系統研究，故障還是有跡可循的。只要對發動機的加力控制系統的原理很清楚，面對不同的故障現象，都是可以準確、快速地排除故障。

[1]陳玉春，王朝蓬，黃興魯，等，功率提取法在渦噴發動機起動特性模擬及控制規律設計中的應用[J].航空動力學報，2010，25（6）：1277-1283.

[2]馬燕榮，馬明明，王小峰.某型發動機喘振特診分析及消喘系統驗證試驗[J]航空動力學報，2010，25（6）：1291-1296.

[3]張紹基，劉世官.航空發動機消喘控制系統設計與試驗[J].航空動力學報，2012，27（1）：204-210.

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