某型教練機發動機喘振后未自動恢復工作故障診斷與分析

劉龍園，晏 瑩，李子昂，張向前，付細能

(航空工業洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

航空發動機是飛機的心臟，是航空機械設備中故障率最高、調整最復雜、維護工作量最大的系統，其工作狀態的好壞直接影響到飛機的安全可靠與運行[1]。

某型教練機進行空中航炮60發連射時，高溫高壓燃氣進入左側進氣道導致左發喘振，左發喘振保護系統開始工作，但發動機在恢復過程中出現“發動機工作狀態自動恢復失敗”現象，左發轉速降至低于慢車轉速形成“熱懸掛”，出現超溫，隨后飛行員收油門停車并進行空中起動，起動成功后返航著陸。

1 發動機介紹

1.1 某型發動機

某型發動機是一種雙轉子、雙涵道的渦輪分扇發動機，發動機控制采用全權限數字控制系統，可以保證在任何飛行狀態下，最大限度地發揮發動機的性能，并驅動發電機發電和液壓泵供壓，為飛機環控和燃油系統提供壓縮空氣。

該發動機具有較高的氣動穩定性裕度，采用小功率的空氣發生器起動，推進效率較高，使用維護方便，經濟性好。壓氣機和渦輪均為軸流式，采用高效短環形燃燒室，并采用單元體設計，發動機由12個主要模塊組成，包括風扇、帶傳動機匣、分流機匣、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、渦輪支承、外機匣、轉接管、排氣錐、延伸筒和尾噴管等組成。

1.2 發動機喘振機理

壓氣機喘振是壓氣機的一種不穩定工作狀態，是由于壓氣機進口空氣流量驟然減少而引起的氣流沿壓氣機軸向發生低頻高幅的震蕩現象，即氣流在發動機壓氣機的葉片通道內嚴重分離，偏離了設計工作狀態而引起的，其主要表現為壓氣機出口和流量劇烈波動，發動機聲音變低沉，發動機轉速不穩定，排氣溫度升高，發動機振動加劇，發動機推力迅速減小，嚴重時，甚至出現氣流倒流，并伴有放炮聲和燃燒室熄火[2]。

1.3 某型發動機防喘原理

1.3.1 發現壓氣機喘振

某型發動機所有工作狀態下（起動狀態除外）的發動機喘振保護由自身的電子控制裝置保證，即發動機工作時，電子控制裝置分析P*高壓壓氣機的變化量，當 C壓降≥C壓降門限值時，形成“發現喘振”信號并傳輸到飛機多功能顯示器上進行顯示和告警。

其中，C壓降——壓氣機后的空氣壓降系數；

C壓降門限值——壓氣機后的空氣壓降系數門限值，它取決于發動機進口空氣總壓P*空氣。

1.3.2 消除壓氣機喘振

發現喘振后，電子控制裝置激活喘振保護系統，控制停止供工作燃油、接通點火附件、供起動燃油、以最大速度將調節泵計量元件設定在最小燃油流量GT最小程序和以最大速度將高壓壓氣機可調導向器設定在高壓壓氣機可調導向器最小角度α可調導向器程序最小上；

1.3.3 發動機工作狀態自動恢復

當喘振信號消失時，電子控制裝置形成“喘振保護系統的自動恢復工作狀態功能正在工作”，按照設定的判據輸出指令，保持按規律的燃油流量，并以此保證加速性的速度，將發動機工作狀態恢復到油門桿當前位置。

如果在恢復發動機原始工作狀態過程中形成了“發現喘振”標識，則ECU除執行現有指令，再次完成消除壓氣機工作不穩定性的時序。

2 某型發動機喘振后未自動恢復工作原因分析

2.1 某型發動機故障概述

某型教練機發動機在高度 H≈3050m，Vb≈410km/h進行航炮60發連射，左發最大狀態，右發0.2最大狀態,左發出現喘振，右發工作正常。

經飛參分析，航炮發射持續時間為3.1s，在航炮發射過程中，航炮廢氣進入左側進氣道從而導致左發壓氣機后壓力在0.1s內由12.772kgf/cm2降至3.356kgf/cm2，排氣溫度在0.1s內由768.375℃升至905.25℃。左發喘振保護系統工作，燃油流量降至0kg/h，持續時間0.4s，排氣溫度由905.25℃降至738.562℃，再過0.4s，排氣溫度降至553.188℃，緊接著左發動機自動恢復工作，開始供工作燃油。

但是在左發自動恢復過程中，左發出現了第二次發現喘振，燃油流量在增加過程中再次降低，可調導向器角度在增加過程中再次減小，導致發動機轉速繼續降低，且高壓轉速低于慢車轉速，為59.422%，排氣溫度升至798.312℃，并報出超溫告警，最大排氣溫度802.625℃，隨后飛行員收油門停車并進行發動機空中起動，起動成功后返航著陸。

圖2 左發喘振保護工作參數

2.2 某型發動機故障原因分析

飛行后，將發動機拆下并檢查了可調導向器傳動機構、高低渦輪葉片和渦輪導向器，均正常，但是發現用于測量發動機進口總壓的集氣盒K02接管嘴焊疤附近出現長約12mm的穿透性裂紋。

集氣盒是用于從發動機進口的三個無流量空氣總壓受感器引入空氣壓力，然后將空氣壓力輸送到發動機燃油泵-調節器和發動機進口空氣壓力傳感器測量，如下圖3所示。

圖3 集氣盒連接示意

而電子控制裝置判斷發動機喘振的依據是壓氣機后壓力的變化率，當壓氣機后壓力的變化率大于等于喘振門限值時，即發現喘振，而喘振門限值取決于發動機進口空氣總壓[3]。此時集氣盒漏氣，故左發進口空氣總壓與實際不符，出現進口空氣總壓測量不準確，因此左發出現二次喘振。

與此同時，電子控制裝置在自動恢復發動機工作狀態時，按加速性來保證燃油供油量，加速性的燃油供油量與左發動機進口空氣總壓有關[3]，此時集氣盒漏氣，左發進口空氣總壓與實際不符，出現進口空氣總壓測量不準確，因此導致發動機自動恢復不成功。

綜合上述分析，某型教練機左發進口空氣總壓傳感器連接的集氣盒K02接管嘴焊疤附近出現穿透性裂紋導致漏氣，電子控制裝置測量的發動機進口空氣總壓與實際不符，從而導致左發二次出現喘振和發動機狀態未自動恢復。

3 某型發動機喘振后未自動恢復工作解決措施

出現上述故障后，更換了某型教練機左發進口空氣總壓集氣盒并進行了地面試車，在慢車和最大狀態激活喘振保護系統，左發喘振保護系統工作正常。

隨后某型教練機在高度H≈5000m，Vb≈400km/h進行航炮連射，左發工作在最大狀態，右發工作在0.3最大狀態，左發喘振，但是喘振保護系統工作正常，未出現發動機工作狀態恢復失敗現象，故障已排除，左發喘振保護系統工作參數詳見圖4所示。

圖4 左發喘振保護工作參數

4 結語

某型教練機在進行空中航炮發射時，航炮廢氣進入左側發動機進氣道導致左發喘振，左發喘振保護系統工作，發動機自動切油后自動恢復系統開始工作，但在自動恢復過程中，發動機供油量異常，導致發動機轉速持續降低，出現懸掛超溫，最終發動機自動恢復失敗。

飛行后分析飛參及檢查發現，用于測量發動機進口總壓的集氣盒K02接管嘴焊疤附近出現長約12mm的穿透性裂紋，集氣盒漏氣，導致電子控制裝置測量的發動機進口空氣總壓與實際不符，該參數與電子控制裝置發現發動機喘振的門限值及自動恢復過程的加速控制均有密切的關系，故左發動機進口空氣總壓傳感器連接的集氣盒出現穿透性裂紋漏氣是導致左發二次喘振和發動機狀態未自動恢復的原因，更換集氣盒后，通過地面試車檢查喘振保護系統及空中航炮發射試飛驗證，左發喘振保護系統工作正常，故障已排除。