某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不增加原因分析試驗(yàn)研究

劉航 代凡凡 陳春

摘要：針對(duì)某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車過程中出現(xiàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不增加現(xiàn)象進(jìn)行了故障原因分析，通過模擬試驗(yàn)確定了遭遇加速性時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不增加的原因，提出了遭遇加速性時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不增加的排除措施，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

關(guān)鍵詞：狀態(tài)不增加;遭遇加減速;超溫;模擬試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V231? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-957X（2021）05-0110-03

0? 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的心臟，是航空機(jī)械設(shè)備中故障率最高、調(diào)整最復(fù)雜、維護(hù)工作量最大的系統(tǒng)，其工作狀態(tài)的好壞直接影響到飛機(jī)的安全可靠與運(yùn)行[1]。

某型飛機(jī)配裝的發(fā)動(dòng)機(jī)在地面開車過程中，油門桿角度從α油門桿≈56°變化到α油門桿≈18°，且過9s后到α油門桿≈66°，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)沒有增加，在這之后記錄到t*低壓渦輪溫度持續(xù)增加（大約44s），并達(dá)到876℃，超過發(fā)動(dòng)機(jī)極限工作溫度。推油門桿的速率接近做加減速性的，特點(diǎn)如遭遇加速性。

1? 故障原因及分析

1.1 某型發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)保證

某型發(fā)動(dòng)機(jī)主自動(dòng)控制系統(tǒng)工作時(shí)，在所有使用條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的控制由電子裝置來實(shí)現(xiàn)。電子裝置根據(jù)設(shè)置的算法和控制律計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)程序值，控制律的執(zhí)行通過發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)控制閉合回路來保證，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)置的狀態(tài)下可靠的工作。同樣，在電子裝置中實(shí)現(xiàn)了保證發(fā)動(dòng)機(jī)在所有工作狀態(tài)下安全工作的功能。

非加力狀態(tài)是從慢車到最大狀態(tài)（含最大狀態(tài)）的狀態(tài)。非加力狀態(tài)的工作通過主燃燒室燃油流量控制回路、可調(diào)導(dǎo)向器位置控制回路和可調(diào)尾噴管控制回路來保證。電子裝置保證在出現(xiàn)“發(fā)動(dòng)機(jī)正在工作”和“主系統(tǒng)主燃燒室燃油流量控制”標(biāo)識(shí)時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)所有穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)非加力工作狀態(tài)下控制各回路的工作。

1.1.1 穩(wěn)態(tài)工作

發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿角度位置進(jìn)行控制。發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿與發(fā)動(dòng)機(jī)供油系統(tǒng)附件沒有機(jī)械聯(lián)系。電子裝置接收來自角位移傳感器的發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿角度位置信息。

控制發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)時(shí)，電子裝置計(jì)量燃油流量，保證維持低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速給定值（程序值）n低壓換算程序。此時(shí)，電子裝置根據(jù)P*進(jìn)口、t*進(jìn)口、H飛行、功率提取、引氣和n低壓換算當(dāng)前值的變化來維持n低壓換算程序。

1.1.2 瞬態(tài)工作

發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿位置變化時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)瞬態(tài)的算法和控制律來工作。同時(shí)，狀態(tài)的變化速度取決于發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿的移動(dòng)速度。

在1s內(nèi)將發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿從慢車狀態(tài)移到最大狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)根據(jù)加速性控制律而變化。完成加速性時(shí)，電子裝置計(jì)量燃油流量，保證維持高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速給定的加速度。此時(shí)，電子裝置根據(jù)外部條件P*進(jìn)口、t*進(jìn)口和n高壓修正高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速給定（程序）加速度。加速性時(shí)，電子裝置根據(jù)G燃油最大程序控制律限制最大燃油流量;

在1s內(nèi)將發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿從最大狀態(tài)移到慢車狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)根據(jù)針對(duì)減速性給出的減速性控制律而變化。完成減速性時(shí)，電子裝置計(jì)量燃油流量，根據(jù)G燃油最小程序保證燃油流量的變化。

1.2 故障機(jī)理分析

發(fā)動(dòng)機(jī)在快速推-收油門桿過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)根據(jù)瞬態(tài)的算法和控制率來變化，當(dāng)再次推油門桿時(shí)（第22s，圖1），壓氣機(jī)后增壓比由2.4突降到1.9，發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)中出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，之后增壓比未相應(yīng)油門桿角度變化。圖1反映的是在上述情況下發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)變化情況。

根據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)的分析，在發(fā)生氣流分離前一刻，主燃燒室燃油流量以≈140kg/h/s的速率增加，發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速值較小（≈61.5%）且高壓轉(zhuǎn)子加速度為負(fù)值（≈-1.5%/s），且存在功率提取增加的可能，這些因素的疊加是產(chǎn)生壓氣機(jī)氣流分離可能原因。

壓氣機(jī)中的氣流分離現(xiàn)象導(dǎo)致高壓壓氣機(jī)后空氣壓力減小，這本身導(dǎo)致了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油流量限制保護(hù)功能作動(dòng)，從而導(dǎo)致狀態(tài)不增加。

此后，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速持續(xù)下降，而燃油流量維持最小的程序設(shè)定值，發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度也相應(yīng)持續(xù)升高，直至超過最大排氣溫度。

1.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了研究必要的措施并對(duì)其進(jìn)行驗(yàn)證，在發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架上進(jìn)行了試驗(yàn)，試驗(yàn)中最大程度模擬出現(xiàn)上述狀態(tài)不增加的情況時(shí)的條件。發(fā)動(dòng)機(jī)裝備了飛機(jī)進(jìn)氣道、發(fā)電機(jī)和液壓泵。發(fā)動(dòng)機(jī)喘振保護(hù)功能在試驗(yàn)時(shí)也處于解鎖狀態(tài)。試驗(yàn)中按照加減速性的速率推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，設(shè)置α油門桿≈18°和開始推到α油門桿≈56°位置之間的時(shí)間間隔為Δτ≈（5-12）s，而且發(fā)電機(jī)和液壓泵也在不同時(shí)間加載。

試驗(yàn)結(jié)果是類似出現(xiàn)在飛機(jī)上的壓氣機(jī)氣流分離現(xiàn)象在時(shí)間間隔為Δτ加減速≈（9±1）s的時(shí)候得到的，此時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化見圖2。

在其它時(shí)間間隔下Δτ加減速未出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，同時(shí)當(dāng)按照加減速性的速率推油門桿α油門桿=56°→18°→56°，且時(shí)間間隔為Δτ加減速≈9s，發(fā)電機(jī)和液壓泵未加載的情況下，未出現(xiàn)壓氣機(jī)氣流分離現(xiàn)象。

完成的試驗(yàn)和分析表明，不利的因素組合只有在完成遭遇加速性，且類似推油門桿，時(shí)間間隔Δτ加減速≈（9±1）s時(shí)可能出現(xiàn)。在時(shí)間間隔更小和更大時(shí)（Δτ加減速<8s或Δτ加減速>10s），穩(wěn)定性裕度是足夠的，未發(fā)生壓氣機(jī)氣流分離現(xiàn)象，因?yàn)楫?dāng)Δτ加減速<8s時(shí)，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速值還很大，而當(dāng)Δτ加減速>10s時(shí)，高壓轉(zhuǎn)子加速度值接近零。

功率提取的變化（增大）加重了影響，從而增加了高壓轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)阻力，減小了其轉(zhuǎn)速。

2? 故障解決措施及臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)上述原因分析及驗(yàn)證結(jié)果，為了防止再次出現(xiàn)同樣的故障，需采取相應(yīng)的解決措施。

2.1 解決措施

分析及驗(yàn)證結(jié)果表明，以上現(xiàn)象只出現(xiàn)在一定的因素組合下。為了避免這種因素組合，針對(duì)控制器軟件研究和采取了以下措施：

最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速額定值由原來的58.1%提高到62%;

當(dāng)高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速值較小時(shí)燃油流量上升梯度額定值在原基礎(chǔ)上減小了約25%。

2.2 臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證

采取上述措施后在發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架上進(jìn)行了驗(yàn)證。多次反復(fù)按照加減速性速率在不同時(shí)間間隔Δτ加減速下推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°和接通飛機(jī)附件傳動(dòng)所需的發(fā)動(dòng)機(jī)功率提取證明了所采取措施是有效的。

而且在發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架上進(jìn)行了措施余度充分性試驗(yàn)，結(jié)果良好：按照加減速性速率，在時(shí)間間隔為Δτ加減速≈9s時(shí)推油門桿α油門桿≈56°→18°→56°，且最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速值為60%（取代所采取的值62%），這證明了所采取措施的穩(wěn)定性余度是足夠的。

3? 結(jié)論

發(fā)動(dòng)機(jī)完成遭遇加速性時(shí)加之不利的因素組合引起了壓氣機(jī)中的氣流分離現(xiàn)象，高壓壓氣機(jī)后空氣壓力減小，觸發(fā)了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口燃油流量限制保護(hù)功能作動(dòng)，從而導(dǎo)致狀態(tài)不增加。

通過更改最小限制高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速額定值以及燃油流量上升梯度額定值的措施解決該問題，并且通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該方法是能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)正常使用要求。

參考文獻(xiàn)：

[1]劉龍園.基于origin語言的某型教練機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)故障診斷與分析[J].教練機(jī)，2013.

[2]劉哲.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振問題分析[D].2012.