蘇志善，王大迪

（西安航空動(dòng)力控制有限公司，西安 710077）

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)落壓比調(diào)節(jié)器性能及故障分析

蘇志善，王大迪

（西安航空動(dòng)力控制有限公司，西安 710077）

根據(jù)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)落壓比調(diào)節(jié)器的控制原理，建立壓力比敏感元件的數(shù)學(xué)模型，分析了落壓比調(diào)節(jié)器的滯環(huán)誤差、不敏感區(qū)、靈敏度等影響參數(shù)。分析結(jié)果表明：πT值偏離故障是由薄膜靈敏度太差和反饋彈簧力值偏小造成的。

落壓比；靈敏度；滯環(huán)誤差；液壓機(jī)械調(diào)節(jié)器；故障分析；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

作為控制系統(tǒng)研制的頂層要求，航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制計(jì)劃對(duì)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有決定性意義。該計(jì)劃的基本目標(biāo)：（1）在給定的工作狀態(tài)下，使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得最佳的推力特性和經(jīng)濟(jì)性；（2）在給定的過(guò)渡過(guò)程時(shí)間內(nèi)，保持給定的工作狀態(tài)不變和實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換；（3）限制穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)元件上的機(jī)械負(fù)載和熱負(fù)載，以保持發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的穩(wěn)定性和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。近代加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)有2種噴口控制計(jì)劃：（1）保持風(fēng)扇出口氣流速度按一定規(guī)律變化的；（2）保持渦輪落壓比按一定規(guī)律變化的。上述2種噴口控制計(jì)劃已分別用于美、俄大中推力級(jí)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)是中國(guó)自行設(shè)計(jì)研制的新一代加力式雙軸渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī),其噴口控制計(jì)劃采用保持渦輪落壓比按一定規(guī)律變化的。實(shí)現(xiàn)該計(jì)劃的某型噴口加力調(diào)節(jié)器是集加力燃油控制和噴口控制于一身，具有完善的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)控制功能的液壓-機(jī)械式控制系統(tǒng)。本文分析了該落壓比調(diào)節(jié)器的各項(xiàng)性能，利用分析結(jié)果準(zhǔn)確找到某臺(tái)噴口加力調(diào)節(jié)器的故障原因，成功地排除了故障。

1 落壓比調(diào)節(jié)器

某型噴口加力調(diào)節(jié)器的發(fā)動(dòng)機(jī)落壓比πT調(diào)節(jié)系統(tǒng)是指發(fā)動(dòng)機(jī)在中間及最大狀態(tài)下按給定程序調(diào)節(jié)渦輪的總落壓比（P2/P6，其中P2是發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)后的空氣壓力、P6是低壓渦輪后的燃?xì)鈮毫Γ┑淖儲(chǔ)蠺值調(diào)節(jié)系統(tǒng)。根據(jù)不同的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總溫T1*來(lái)實(shí)現(xiàn)該溫度下的πT控制，其換算關(guān)系為

式中：a、b、c為常數(shù)。

該控制系統(tǒng)是1個(gè)閉環(huán)控制系統(tǒng)，通過(guò)噴口臨界截面面積的調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)落壓比的控制，其功能如圖1所示，結(jié)構(gòu)原理如圖2所示。

2 πT調(diào)節(jié)系統(tǒng)調(diào)節(jié)精度和影響因素分析

為了分析落壓比調(diào)節(jié)器的滯環(huán)誤差、不敏感區(qū)和靈敏度，對(duì)件10杠桿進(jìn)行受力分析，（如圖3所示）。杠桿支點(diǎn)由尺寸為A、B、C、D的共同起點(diǎn)。

從圖3可得杠桿的初始力矩平衡方程為

式中：Ft1c為P′2腔內(nèi)的彈簧力，角標(biāo)c為彈簧初始安裝力；Ft2c為件6反饋的彈簧力；Ft3c為件11的彈簧力；Fm為系統(tǒng)阻尼力，即杠桿轉(zhuǎn)動(dòng)受到的摩擦力矩和薄膜自身內(nèi)摩擦力矩的總和；Ff為擋板負(fù)載；S為薄膜有效面積。

當(dāng)壓差 ΔP=P′2-P6減小，薄膜上移 ΔL1后，噴嘴擋板開(kāi)度增大，由文獻(xiàn)[4]可知，擋板負(fù)載為

式中：Ff1為噴嘴液體動(dòng)負(fù)載；Ff2為靜壓力負(fù)載；d、Q、PQ分別為噴嘴直徑、流量和壓力。

噴嘴擋板的開(kāi)度微增大后，噴嘴流量Q增加，F(xiàn)f1增大；但是噴嘴腔壓力PQ減小，F(xiàn)f2減小，經(jīng)計(jì)算擋板負(fù)載力Ff的變化量極小，本文將其忽略不計(jì)。而系統(tǒng)阻尼Fm是1個(gè)固有力，薄膜微量上移ΔL1其變化也極小，本文也忽略不計(jì)。本文只考慮3個(gè)彈簧力的變化，所以杠桿的力矩平衡方程為

式中：Kt1、Kt2、Kt3均為彈簧剛度。

將式（5）代入式（4）得

整理后可得

同理，當(dāng)壓差 ΔP=P′2-P6增大，薄膜下移 -ΔL2后可得

式中：ΔY1、ΔY2為擋板活門(mén)開(kāi)度變化量。

所以可得滯環(huán)誤差為

由以上分析可得：由于杠桿轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)存在系統(tǒng)阻尼，轉(zhuǎn)動(dòng)力矩首先必須克服系統(tǒng)阻尼力矩后才能推動(dòng)杠桿轉(zhuǎn)動(dòng)，因此存在滯環(huán)誤差。由式（9）可知減小摩擦力矩、增大彈簧剛度，可以減小滯環(huán)誤差。滯環(huán)使系統(tǒng)的靜態(tài)特性存在不敏感區(qū)，即在該區(qū)域內(nèi)有ΔP=P'2-P6=P6（πTεa-1）輸入（即 πT輸入），無(wú)位移 ΔY 輸出，即敏感元件不敏感。當(dāng)系統(tǒng)無(wú)輸出（ΔY1=-ΔY2=0）時(shí)，有對(duì)應(yīng)的 πT1、πT2，即

所以不敏感區(qū)

由于P6、分壓比εa和薄膜面積S都屬于系統(tǒng)參數(shù)，所以式（12）表明不敏感區(qū)δπT隨系統(tǒng)阻力Fm的增大而增大（即杠桿轉(zhuǎn)動(dòng)受到的摩擦力矩和薄膜自身內(nèi)摩擦力矩越大，不敏感區(qū)也就越大）。再將式（7）對(duì)ΔP求導(dǎo)，可得元件的靈敏度為

可見(jiàn)當(dāng)杠桿比一定時(shí)，減小彈簧剛度、增加薄膜面積，可以提高系統(tǒng)的靈敏度，然而實(shí)際落壓比調(diào)節(jié)器中薄膜面積都比較大，彈簧剛度都比較小。

3 πT調(diào)節(jié)系統(tǒng)故障分析

3.1 故障現(xiàn)象

在某型發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試車(chē)中，噴口加力調(diào)節(jié)器出現(xiàn)進(jìn)入和退出加力狀態(tài)時(shí)πT值有明顯的突降、突升的現(xiàn)象，同時(shí)在上推加力過(guò)程中πT逐步減小（減小值在0.3左右），減小值有隨πT值的減小而逐步增大的趨勢(shì)。針對(duì)上述故障，利用正常驗(yàn)收πT=f（T1*）特性的方法，將故障附件、標(biāo)準(zhǔn)附件的薄膜上、下腔管接頭分別反接，然后液壓作動(dòng)筒帶負(fù)載工作，在同一試驗(yàn)器上錄取πT值。試驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1、2。

從表1、2中可見(jiàn)，正、反接薄膜上、下腔管接頭測(cè)得的πT值，故障件的相差較大，標(biāo)準(zhǔn)附件的相差較小。此外錄取故障附件πT遲滯性（即測(cè)量）性能超標(biāo)（要求小于490Pa，實(shí)測(cè)為872Pa）、反饋彈簧力值偏下限（要求為 15.48±0.77N，實(shí)測(cè)為14.75N），其余檢查正常。

表1 故障附件

表2 標(biāo)準(zhǔn)附件

3.2 故障原因分析

在某型噴口加力調(diào)節(jié)器調(diào)試大綱中對(duì)πT調(diào)節(jié)器靈敏度要求為小于490Pa，而故障件實(shí)錄為872Pa。所以由式（12）可得故障件的不敏感區(qū)為

其原因如下：（1）在性能試驗(yàn)時(shí)，P6=0.1MPa，最小減壓比εamin=0.111，所以可得故障件的不敏感區(qū)為0.157；（2）件6反饋彈簧力值偏下限，造成克服系統(tǒng)阻尼的作用減小，即系統(tǒng)阻力Fm無(wú)法正常抵銷(xiāo)，造成不敏感區(qū)超出系統(tǒng)的規(guī)定值；（3）在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入、退出加力狀態(tài)時(shí)，加力燃油造成P6增大、減小的影響對(duì)不敏感區(qū)負(fù)、正方向起作用，造成πT值有明顯的突降、突升現(xiàn)象；（4）πT調(diào)節(jié)器存在過(guò)大的不敏感區(qū)，不能及時(shí)調(diào)整好給定和實(shí)際的πT值之間的差距。上推加力過(guò)程中加力燃油逐漸增多，實(shí)際P6值比理想P6值越來(lái)越大，同時(shí)P2值不變，實(shí)際πT值就越來(lái)越小，且給定和實(shí)際πT值的差ΔπT也就越來(lái)越大，即在上推加力過(guò)程中，πT逐步減小，減小值有隨πT值的減小而逐步增大。

3.3 排故措施及結(jié)果

針對(duì)第3.2節(jié)中的分析，更換故障件的πT薄膜、反饋拉簧，其中更換下的πT薄膜的靈敏性檢查合格，實(shí)錄為333Pa（技術(shù)要求為490Pa；故障件實(shí)測(cè)為872Pa）；更換下的反饋拉簧力值偏上限（技術(shù)要求為15.48±0.77N，實(shí)測(cè)為16.13N，更換前的彈簧力實(shí)測(cè)為14.75N）。重新進(jìn)行上述作動(dòng)筒帶載試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3。

表3 排故后的附件性能

從表3中可見(jiàn)，排故后的附件在作動(dòng)筒帶載試驗(yàn)前、后的πT值接近，一致性良好，未出現(xiàn)明顯偏離現(xiàn)象。說(shuō)明更換零件后的系統(tǒng)在有外界阻尼時(shí)能及時(shí)消除影響，穩(wěn)定而準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)功能。排故后的附件裝于發(fā)動(dòng)機(jī)上后也能正常工作，更加說(shuō)明了排故措施的正確性。

4 結(jié)論

經(jīng)分析可知，某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)在上推加力過(guò)程中πT逐步減?。p小值在0.3左右）的主要原因是薄膜靈敏度太差和反饋拉簧力值偏小。薄膜靈敏度差造成πT值偏離規(guī)定值，反饋拉簧力值偏小導(dǎo)致系統(tǒng)阻尼Fm無(wú)法得到平衡和抵銷(xiāo)，造成不敏感區(qū)進(jìn)一步擴(kuò)大，最終表現(xiàn)為πT值偏離0.3。

通過(guò)對(duì)比試驗(yàn)和發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)結(jié)果分析，準(zhǔn)確地找到故障原因，更換新的薄膜和彈簧，排除了故障。

[1]謝壽生.某型加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)[M].西安：空軍工程學(xué)院，2002.

[2]周宗才.飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)控制[M].西安：空軍工程學(xué)院，1997.

[3]航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)控制設(shè)計(jì)手冊(cè)組委會(huì).航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)控制設(shè)計(jì)手冊(cè)：下冊(cè)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1984.

[4]劉杰，張紹基.某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)供油和噴口控制系統(tǒng)間互相影響分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，1999（1）：25-29.

Performance and Failure Analysis of an Aeroengine Nozzle Pressure Ratio Regulator

SU Zhi-shan,WANG Da-di
（Xi'an Aviation Power Control Co.,Ltd,Xi'an 710077,China）

Based on the control principle of an aeroengine nozzle pressure ratio regulator,a mathematical model of pressure ratio sensor was established.The parameters including hysteresis error,insensitive region and sensitivity of nozzle pressure ratio regulator were analyzed.The analysis results indicate that the failure of πTdeparture result from bad film sensitivity and small spring force value.

nozzle pressure ratio;sensitivity;hysteresis error;hydro-mechanicalregulator;failure analysis；aeroengine

蘇志善（1984），男，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和研發(fā)。