航空活塞發動機起動故障分析

張 翼，龔 智

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺研發中心，合肥 230088)

0 引言

某飛行器平臺的動力推進系統配置了兩臺進口航空活塞發動機，為飛行器在整個飛行包線內提供矢量推力，參與實現飛行器的姿態操縱和控制，在舵面效率較低的狀態下提供更多的飛行控制選擇，對于飛行器平臺技術戰術指標的實現具有至關重要的作用。該型航空活塞發動機成熟簡單可靠，采用二沖程燃燒循環，四氣缸水平對置結構，風冷散熱和混合氣潤滑，發動機額定功率為37 kW。

在飛行器平臺的測試驗證過程中，多次出現航空活塞發動機起動故障，表現為發動機起動時間過長、起動過程起動機拖轉的轉速偏低、發動機起動失敗、起動電機因頻繁長時間起動導致燒損。本文對飛行器平臺各研制階段發生的發動機起動故障情況進行了梳理，分析和研究發動機無法正常起動的根本原因，制定相應的改進和防控措施，旨在降低發動機起動故障的發生率，有效保障飛行器平臺的科研任務。

1 起動工作原理

起動機的內部構造如圖1所示，工作模式是將電能轉化為機械能，產生轉矩驅動發動機曲軸轉動。當起動機的電路接通后，起動機內部同時進行兩個動作：開關動鐵芯移動并拉動撥叉，起動接觸器閉合，起動機開始轉動。撥叉推動單向離合和驅動齒輪向右移動，轉動的驅動齒輪與發動機的飛輪齒圈嚙合并驅動飛輪轉動，這個過程起動機的驅動齒輪是主動齒輪，飛輪齒圈是從動齒輪。發動機起動成功后，飛輪齒圈的轉速比起動機驅動齒輪轉速高很多，飛輪齒圈便成為主動齒輪驅動起動機驅動齒輪，因為設置有單向離合器，驅動齒輪不會對起動機轉子產生高速沖擊影響。當電路斷開后，起動機停止轉動，同時開關動鐵芯在復位彈簧作用下回到原位，撥叉拉動驅動齒輪退出嚙合狀態。

圖1 起動機的內部構造

飛行器平臺的動力推進系統由發動機、螺旋槳和燃油裝置組成，動力推進系統各裝置的工作交聯關系如圖2所示?；陲w行器平臺進行發動機起動的操作步驟為：(1)飛控計算機向壓力監控單元發送取消熄火信號，壓力監控單元斷開熄火電路；(2)飛控計算機向配電盒發送起動信號，配電盒的起動電路接觸器閉合后接通起動電路，起動機轉動并與發動機飛輪齒圈嚙合，進而驅動發動機轉動；(3)發動機燃燒循環建立后自行運轉即為起動成功；(4)飛控計算機向配電盒發送取消起動信號，起動電路斷開，起動機停轉并與飛輪齒圈脫離。

圖2 動力推進系統各裝置的工作交聯關系

2 故障分析和原因定位

2.1 故障分析

根據航空活塞發動機的工作原理，結合起動失效模式對發動機起動故障進行分析，建立故障樹對潛在原因進行梳理和排查。發動機起動問題故障樹如圖3所示。故障樹頂層的故障現象是發動機無法起動，根據活塞發動機的系統和機構組成角度梳理出1級故障共5個，根據系統和機構的部件組成角度梳理出2級故障共24個，再按照技術狀態定義3級故障共11個。

2.2 故障排查

根據圖3中羅列的故障樹對發動機起動故障進行逐級排查分析和研究，在對系統狀態進行檢查和測試后，可以明確排除燃油供給系統故障(0103)、進排氣系統故障(0104)和曲柄連桿機構故障(0105)造成發動機無法起動的可能性。在對起動系統故障(0101)和點火系統故障(0102)的排查過程中，發現了一些異常現象，具體過程情況如下所述。

圖3 發動機起動問題故障樹

2.2.1 起動系統排查

檢查起動機驅動齒輪和發動機齒圈的嚙合狀態，手動拔出驅動齒輪與發動機齒圈嚙合并進行盤齒檢查，齒輪嚙合深度達到三分之二齒高，齒輪轉動順暢無卡滯問題。盤槳檢查發動機轉動慣量，在拆卸掉火花塞的狀態下，發動機靜態轉矩滿足技術要求，由此可判斷發動機內部傳動機構工作狀態正常。

在發生起動故障更換上新起動機后，對艇上發動機起動過程的電壓和電流狀態進行系統性的測試，發現一個現象：在發動機起動過程中，起動機正負極之間的電壓均會由28 V拉低至22 V左右，起動機正極電纜的起動瞬間峰值電流是隨著起動次數增多而逐漸降低，起動時間則是隨著起動次數增多而逐漸增長，在進行第24次起動時，發動機已無法起動運轉，起動過程中起動機發生冒煙燒毀，起動過程狀態參數如表1所示。

表1 起動過程狀態參數

對起動過程的電氣數據進行分析后發現，起動峰值電流始終偏小，首次起動的峰值電流也比經驗測試數據小了30 A。經檢測，從配電盒到起動機之間的整個起動回路的電阻值為22.6 mΩ，超出20 mΩ的限值要求。經拆解發現，燒毀的起動機內部嚴重燒蝕，電刷和整流子部分已經燒損破碎，燒損起動機拆解狀態如圖4所示。

圖4 燒損起動機拆解狀態

2.2.2 點火系統排查

在檢查起動故障發動機上的火花塞時，發現火花塞電機無燒蝕痕跡，電極間隙滿足要求，但是電極和散熱槽處覆蓋較多燃油，同時檢查發現氣缸內壁和活塞頭部都存留較多燃油。經分析，此積油來自起動前往燃燒室注射的燃油，因發動機多次起動不成功導致注入的燃油無法消耗掉而積存在燃燒室內。

為了排除積油淹缸的可能性，分兩步進行了測試檢查：首先，清洗火花塞后采用外置電路逐個進行點火測試，4個火花塞跳火狀態均正常，由此可分析判斷發動機的磁電機、點火線圈、點火線纜和熄火線纜狀態正常；其次，在對化油器清洗并通過盤槳來進一步清潔氣缸內的殘余積油后進行起動測試，該狀態下發動機一次性起動成功，但起動時間較長，在6 s左右。

2.3 原因定位

正常狀態下，起動機在2 s內就能將發動機拖轉到發動機自行運轉的轉速，發動機完成起動。該飛行器發動機多次發生起動故障，其根本原因有兩個：一是起動回路的電阻值超出限值要求，回路阻值過高導致起動峰值電流降低，因此起動轉矩減小，起動機拖動轉速達不到發動機自運行所需轉速；二是發動機的起動控制邏輯不合理，在起動時間的控制上并沒有與轉速實現閉環，而是采用8 s的固定起動時間。長時間起動拖轉過程使得起動機內部堆積大量熱，起動機內部的電刷和電極觸點發生局部燒蝕，起動性能不斷衰減，因此在多次起動測試后起動機徹底燒毀。更換回路總電阻值為8.2 Ω的起動線纜后進行起動測試，起動速度較之前狀態明顯加快，起動時間均在800 ms以內。起動過程的相關電氣參數如圖5所示。起動開始階段需要克服發動機內部機構的靜摩擦力，因此起動機的輸出扭矩為最大狀態，相應的峰值電流達到354 A，隨著拖動轉速的不斷提高，起動機的輸出扭矩和電流都不斷降低，當電流值下降至0～10 A范圍時，表明發動機已自行運轉并處于反拖起動機的狀態，相應電流變化的時間段即為發動機起動時間。

圖5 起動過程的相關電氣參數

排查過程中發現的注油淹缸問題，應該是此次發動機起動故障的間接原因而非根本原因，反復的起動排查測試致使注油次數過多，注入的燃油無法燃燒消耗掉，故發動機氣缸出現淹缸，該問題也同樣會導致發動機無法起動。

3 結論

通過飛行器平臺研制階段的發動機測試驗證工作，全面梳理和排查了發動機的起動問題，研究了發動機起動電路的電氣參數對起動性能的影響模式和原理，主要得到以下結論：

(1)起動回路的電阻值直接影響到起動峰值電流和起動時間，關系到發動機能否成功起動，需嚴格按照技術要求進行起動回路的電纜設計；

(2)長時間起動過程堆積的大量熱載荷易導致起動機內部電刷等部件燒蝕，優化發動機起動控制策略，通過基于發動機轉速的閉環控制邏輯縮短起動拖轉時間，減少熱載荷引起的損害；

(3)優化起動操作流程，避免因起動注油操作不當導致的淹缸影響到發動機起動性能。