趙安家，孟哲理，高洪權(quán)

(1.中航工業(yè)沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 客戶服務(wù)部，沈陽，110850； 2.中國人民解放軍95858部隊(duì)，沈陽 110035)

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大表速飛行時(shí)加力喘振導(dǎo)致空停故障的研究

趙安家1，孟哲理2，高洪權(quán)1

(1.中航工業(yè)沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 客戶服務(wù)部，沈陽，110850； 2.中國人民解放軍95858部隊(duì)，沈陽 110035)

喘振是一種危害性較大的發(fā)動(dòng)機(jī)非正常工作模態(tài)，尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)喘振危害程度更大。依據(jù)具體案例，分析了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振的發(fā)生機(jī)理、危害、故障模式，研究了加力喘振故障的排查方法，分析得出：大表速飛行時(shí)加力喘振導(dǎo)致空停故障是由于飛行員沒有掌控好發(fā)動(dòng)機(jī)推力-速度特性，使飛機(jī)超出了飛行包線右邊界導(dǎo)致，對(duì)機(jī)務(wù)和飛行工作具有一定的借鑒意義。

加力；大表速；喘振；危害

低空大表速是飛機(jī)不解體前提下，飛行速度所能達(dá)到的最大值，是一種高風(fēng)險(xiǎn)飛行科目。它受飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、飛機(jī)顫振邊界和發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力影響，如果處置不當(dāng)，會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)空中解體，造成等級(jí)事故。

某型號(hào)飛機(jī)試飛過程中，在完成升限飛行科目后，當(dāng)飛機(jī)下降高度到11km，以加力狀態(tài)下降高度沖大表速時(shí)，左右渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生加力喘振，飛機(jī)劇烈抖動(dòng)，隨后左發(fā)動(dòng)機(jī)停車，飛機(jī)單發(fā)著陸成功。飛行后檢查發(fā)現(xiàn)：飛機(jī)左進(jìn)氣道一級(jí)活動(dòng)調(diào)節(jié)板與二級(jí)活動(dòng)調(diào)節(jié)板相互干涉卡傷，左調(diào)節(jié)板局部變形撕裂，左調(diào)節(jié)板液壓作動(dòng)筒搖臂與后調(diào)節(jié)板拉桿耳環(huán)螺栓根部斷裂，左輔助進(jìn)氣門條板與左進(jìn)氣道蒙皮多處鼓動(dòng)變形，左發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道轉(zhuǎn)接段錯(cuò)位，左發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅰ級(jí)壓氣機(jī)葉片有多處嚴(yán)重?fù)p傷，左發(fā)動(dòng)機(jī)分流環(huán)呈撕裂狀態(tài)。

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振

航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振通常指發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)下，壓氣機(jī)葉片出現(xiàn)的一種非正常工作情況下的氣流分離(圖1)[1]，是氣流沿壓氣機(jī)軸線方向發(fā)生的低頻率(幾赫茲～十幾赫茲)、高振幅的氣流振蕩。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)加力喘振時(shí)，通常會(huì)發(fā)生以下現(xiàn)象：(1)發(fā)動(dòng)機(jī)工作不連續(xù)，軸向有喘息聲，壓氣機(jī)出口壓力和流量大幅波動(dòng)，甚至有氣流倒流，沖向上游進(jìn)氣道，嚴(yán)重時(shí)會(huì)引起進(jìn)氣道喘振和發(fā)動(dòng)機(jī)流道損傷，發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)值急劇增大(甚至發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)值超標(biāo))，工作聲音變得低沉；(2)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度急劇升高(甚至超溫)，燒壞渦輪葉片等結(jié)構(gòu)部位；(3)發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能急劇下降，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣空氣流量驟減驟增，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和增壓比突降，壓氣機(jī)效率、渦輪效率、發(fā)動(dòng)機(jī)推力減??；(4)嚴(yán)重時(shí)，尾噴口會(huì)噴火并伴有放炮聲，常導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件強(qiáng)烈的機(jī)械振動(dòng)和燃燒室等熱端構(gòu)件超溫，造成發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件在短時(shí)間內(nèi)被破壞，甚至燃燒室與加力燃燒室發(fā)生熄火停車，危及飛機(jī)與飛行員的安全[2-4]。

在低空大表速飛行發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生加力喘振時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速高，進(jìn)氣道空氣質(zhì)量流量大，氣流在葉片葉背處分離嚴(yán)重，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)流道振蕩體動(dòng)量變化較大，其喘振危害程度最嚴(yán)重，常使飛機(jī)進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門、進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板、發(fā)動(dòng)機(jī)葉片、發(fā)動(dòng)機(jī)分流環(huán)等結(jié)構(gòu)件出現(xiàn)嚴(yán)重?fù)p傷。

圖1 壓氣機(jī)葉片氣流分離情況

2 大表速飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振故障的排查

大表速飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振故障模式[5]主要有飛機(jī)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)故障、飛機(jī)防喘系統(tǒng)故障、發(fā)動(dòng)機(jī)故障、發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)整不當(dāng)[6-7]、飛行員操作不當(dāng)[8-9]、外界條件等(圖2)。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振故障分析樹

某型發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)飛參數(shù)據(jù)如表1所示，其中，T為飛行時(shí)間，H為飛行高度，VC為飛行真空速度，T1為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度，N1為發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，N2為發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，α1為發(fā)動(dòng)機(jī)低壓導(dǎo)向器轉(zhuǎn)角，α2為發(fā)動(dòng)機(jī)高壓導(dǎo)向器轉(zhuǎn)角，T4為渦輪后溫度，PC為發(fā)動(dòng)機(jī)噴口直徑，B為發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)值、YMG為油門桿刻度，BW為進(jìn)氣道斜板位置。

表1 某飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振飛參數(shù)據(jù)

T/(h：m：s)H/mMVC/km/hT1/℃YMG/°N1/%N2/%α1/%α2/%T4/℃PC/%BW/%B/(mm/s)01：23：281011509526374-1481173949956109168977076496145226左發(fā)12239729331096686717647130368右發(fā)01：23：537862134410872711179100397710946737738875157183左發(fā)1224979984109865478589214121右發(fā)01：23：5772961418118540811739591008105464679389209187左發(fā)12249769911033621796907248187右發(fā)01：24：046233154813666721178944101986659681289544521左發(fā)12249561013841561811916465187右發(fā)01：24：11544016214888751175969103265554823879635221左發(fā)12159491028631524820906633187右發(fā)01：24：1254171622149288111759741009631549822881653219左發(fā)12129451019595517819906654202右發(fā)01：24：135416262214908841172963103162543823884666222左發(fā)12129461026593508817905668209右發(fā)01：24：1454421622149088411779631033593536820884676231左發(fā)12119501027583504816906681229右發(fā)01：24：1554981622148587810469631035601536819878682236左發(fā)10819381024574507814906689237右發(fā)01：24：165543158114468641182956940-523787498649693466左發(fā)120980591971361697718819323右發(fā)01：24：175579152213937951181784906-52329693795983258左發(fā)120979191572329657549965254右發(fā)01：24：19568414211299675137668867-5024562967598185左發(fā)23786099470332710479974232右發(fā)

2.1 外界條件影響

查看飛機(jī)航跡，飛行區(qū)周圍無突風(fēng)、結(jié)冰等惡劣天氣，大氣性能穩(wěn)定，該飛機(jī)周圍無其它飛機(jī)飛行，排除外界條件誘發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的可能。

2.2 飛機(jī)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)故障

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)(如調(diào)板自動(dòng)調(diào)節(jié)器、板位傳感器、調(diào)板電磁閥、大氣機(jī)等故障)，可引發(fā)飛機(jī)進(jìn)氣道調(diào)板不能很好地隨發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速N1R調(diào)節(jié)，常導(dǎo)致進(jìn)發(fā)匹配失調(diào)，造成加力狀態(tài)壓氣機(jī)喘振。查看表1飛參數(shù)據(jù)中有關(guān)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)參數(shù)T1、N1、BW后發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)工作正常，排除了進(jìn)氣道調(diào)節(jié)系統(tǒng)發(fā)生故障的可能。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)故障或調(diào)整不當(dāng)

若發(fā)動(dòng)機(jī)在關(guān)加力過程中，噴管控制活門調(diào)整螺釘C18調(diào)整不當(dāng)(如順擰過量),或加力供油量節(jié)流層板Ф25調(diào)整不當(dāng)(如流量過小或堵塞),或加力噴口調(diào)節(jié)器故障(如噴口收速度較慢)，則加力燃油迅速減速，渦輪后燃?xì)鈮毫6下降很多，渦輪落壓比增加，N1、N2有增加趨勢(shì)。發(fā)動(dòng)機(jī)主燃油調(diào)節(jié)器調(diào)整減油，造成高壓壓氣機(jī)對(duì)低壓壓氣機(jī)節(jié)流，低壓壓氣機(jī)率先發(fā)生喘振，接著高壓壓氣機(jī)發(fā)生喘振，超過發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室穩(wěn)定燃燒邊界，發(fā)動(dòng)機(jī)便會(huì)發(fā)生熄火停車。

同理，C33噴口重調(diào)活門螺釘調(diào)整不當(dāng)(如順擰過大)，噴口最小直徑過小，將影響發(fā)動(dòng)機(jī)噴口收放時(shí)間；“中間”狀態(tài)噴口過大或“小加力”狀態(tài)噴口直徑過大，導(dǎo)致在關(guān)加力過程中，渦輪后燃?xì)鈮毫6下降很多，使發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生加力喘振，嚴(yán)重時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生熄火停車。

PHA幾何通道螺釘5與螺釘6、低壓靜子導(dǎo)向器α1與高壓靜子導(dǎo)向器α2[10]反饋鋼索長(zhǎng)度、P1和P16螺釘?shù)日{(diào)整不當(dāng)，能使N2與N1之間的轉(zhuǎn)差增加太多(規(guī)定≤5%～7%)，也會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生加力喘振。

查看本次飛行參數(shù)，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)各參數(shù)符合規(guī)定，發(fā)動(dòng)機(jī)供油、轉(zhuǎn)速、噴口、高低壓導(dǎo)向器[11-12]等調(diào)節(jié)規(guī)律正常，說明發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)整正常，發(fā)動(dòng)機(jī)無故障。

2.4 飛行員操作不當(dāng)

2.4.1 發(fā)動(dòng)機(jī)在“小加力”和“部分加力”工作時(shí)間過長(zhǎng)

“小加力”狀態(tài)和“部分加力”狀態(tài)是發(fā)動(dòng)機(jī)一種過渡狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)過渡狀態(tài)是一種偏離發(fā)動(dòng)機(jī)最佳設(shè)計(jì)值的非穩(wěn)定工作狀態(tài)，由于“小加力”狀態(tài)與“部分加力”狀態(tài)的加力油道壓力比“最大”狀態(tài)小得多，其穩(wěn)定燃燒條件比“最大”狀態(tài)穩(wěn)定燃燒條件變差，容易受進(jìn)氣道進(jìn)氣畸變和發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)干擾。如果發(fā)動(dòng)機(jī)在“小加力”狀態(tài)和“部分加力”狀態(tài)工作時(shí)間過長(zhǎng)(超過3 s)，容易產(chǎn)生加力脈動(dòng)現(xiàn)象，誘發(fā)壓氣機(jī)喘振。在沖大表速退出加力狀態(tài)后，收油門到“小加力”狀態(tài)一般應(yīng)保持1～2 s，若收油門需要收到“中間”狀態(tài)以下，則在“中間”狀態(tài)保持2～3 s以上,保證發(fā)動(dòng)機(jī)噴口調(diào)節(jié)跟隨油門變化，防止油門收得過急，造成發(fā)動(dòng)機(jī)貧油熄火停車。查看本次飛行參數(shù)，飛行員推收油門速度符合規(guī)定，排除了該故障模式發(fā)生的可能。

2.4.2 飛機(jī)帶大坡度、大側(cè)滑角、大迎角飛行

飛機(jī)在表速Vb≥900 km/h飛行時(shí)，應(yīng)盡量保持飛行高度在8 km左右平飛加速，若飛機(jī)帶大坡度(≥45°)、大側(cè)滑角(≥30°)、大迎角(≥20°)飛行，會(huì)使進(jìn)氣道氣流產(chǎn)生較大畸變，導(dǎo)致進(jìn)發(fā)匹配失調(diào)，造成加力狀態(tài)壓氣機(jī)喘振。查看關(guān)于飛機(jī)坡度、側(cè)滑角、迎角、進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板等飛行參數(shù)，數(shù)據(jù)符合規(guī)定，排除了因飛機(jī)姿態(tài)角過大誘發(fā)加力喘振的可能[13]。

2.4.3 飛機(jī)在進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板起調(diào)高度和速度附近

當(dāng)馬赫數(shù)M=1.35左右時(shí)，飛機(jī)在進(jìn)氣道調(diào)板起調(diào)高度6 km或8 km附近飛行，易造成進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板反復(fù)起調(diào)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣不穩(wěn)定，造成發(fā)動(dòng)機(jī)加力熄火停車。查看關(guān)于進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板工作時(shí)的速度和高度參數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振前進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板工作穩(wěn)定，排除了這種因素誘發(fā)加力喘振的可能[14-15]。

2.4.4 飛機(jī)超出飛行包線邊界

當(dāng)飛機(jī)以“最大”狀態(tài)沖大表速，若飛機(jī)下滑角(≥40°)較大時(shí)，飛機(jī)增速很快，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力迅速增大，飛機(jī)速度不易掌控，極易超出飛行包線右邊界。當(dāng)飛機(jī)速度超出大表速規(guī)定的最大速度值(Vb≥1 400 km/h)很多時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)負(fù)荷明顯增大，進(jìn)氣道處于超臨界狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣入口溫度以0.2THM2增加(TH為即時(shí)高度下大氣靜溫，M為飛機(jī)即時(shí)馬赫數(shù))，使壓氣機(jī)壓縮效率下降，渦輪后溫度T4增加。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)加力超溫信號(hào)或外涵道喘振壓力信號(hào)器工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)綜合調(diào)節(jié)器發(fā)出K1指令時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)投入工作，整個(gè)飛機(jī)便出現(xiàn)強(qiáng)烈的推力脈動(dòng)。

飛機(jī)在低空大表速(1 400 km/h≥Vb>1 000 km/h)飛行時(shí)，若在退出大表速前，飛機(jī)沒有充分減速而急劇大桿量收油門于“中間”狀態(tài)以下，易導(dǎo)致噴口排氣壅塞、壓氣機(jī)喘振和進(jìn)氣道畸變，發(fā)動(dòng)機(jī)甚至?xí)l(fā)生熄火停車。在退出大表速飛行時(shí)，在過載允許條件下，可以嘗試用柔和拉桿爬升辦法減速，在速度小于1 000 km/h(M≤0.85)時(shí)可不失時(shí)機(jī)地放減速板，待速度充分下降后，再收油門于發(fā)動(dòng)機(jī)小推力狀態(tài)，否則易導(dǎo)致退出加力時(shí)熄火停車。查看飛參數(shù)據(jù)，在01:24:11、H=5.4 km時(shí),飛機(jī)速度已超出飛行包線邊界(規(guī)定Vb≤1 400 km/h),在01:24:14時(shí)最大表速Vbmax=1 490 km/h。據(jù)此可以判斷，飛行員在沖大表速時(shí)沒有控制好飛機(jī)速度，飛機(jī)超出飛行包線右邊界飛行，誘發(fā)左右發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)喘振，左發(fā)動(dòng)機(jī)因喘振超出了該發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室穩(wěn)定燃燒工作范圍而導(dǎo)致空中停車。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振過程分析

據(jù)表1飛參數(shù)據(jù)顯示：在01:23:53時(shí)刻斜板起調(diào)，在01:23:57時(shí)刻左右發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)差很大，低壓壓氣機(jī)對(duì)高壓壓氣機(jī)產(chǎn)生了節(jié)流，在01:24:12時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)推力開始衰減。在01:24:11、H=5.4 km時(shí),飛機(jī)已超出飛行包線邊界(規(guī)定Vb≤1 400 km/h),在01:24:14時(shí)刻最大表速Vbmax=1 490 km/h，在01:24:15時(shí)刻左發(fā)壓氣機(jī)喘振，在01:24:16時(shí)刻左進(jìn)氣道發(fā)生喘振，飛行員感覺飛機(jī)有明顯的縱向沖動(dòng)，在01:24:18時(shí)刻左發(fā)動(dòng)機(jī)停車。在01:24:19時(shí)刻飛行員操縱油門桿關(guān)加力，當(dāng)油門收到“部分加力”時(shí)飛行員聽到后面?zhèn)鱽懋惓５陌l(fā)動(dòng)機(jī)喘振聲響(左發(fā)喘振32次、右發(fā)喘振25次)。

在01:24:16時(shí)刻，左發(fā)N2≥85%。由于左發(fā)喘振壓力信號(hào)器△PCK=△P/P=△U交/U直≥(0.3±0.05)、生成喘振信號(hào)，延時(shí)0.05秒后送給左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)、調(diào)板、自動(dòng)起動(dòng)裝置，隨后左進(jìn)氣道斜板附加放出10%，減小發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流通面積、空氣流量減小，K1指令到ЙМ-3消喘停車電磁閥工作，發(fā)動(dòng)機(jī)按最小供油量向外供油，同時(shí)切斷主燃燒室供油，使N2、N1、α1、α2都減小，ЙМ-4、ЙМ-6工作，將加力供油量和噴口控制在最小加力狀態(tài)，ЙМ-3工作，噴口臨界面積重調(diào)活門使噴口放大，K1使自動(dòng)起動(dòng)裝置進(jìn)行8s的補(bǔ)氧點(diǎn)火工作，進(jìn)行空中慣性自動(dòng)起動(dòng)；低壓壓氣機(jī)進(jìn)氣導(dǎo)向器可變彎度葉片偏轉(zhuǎn)角向換算轉(zhuǎn)速減小方向下降(5±1)%[16-17]。此時(shí)由于飛機(jī)上加力自動(dòng)節(jié)流電門處于“接通”位置，發(fā)生喘振的左發(fā)動(dòng)機(jī)又將右發(fā)動(dòng)機(jī)(在01:24:17時(shí)刻)帶入“小加力”狀態(tài)。左發(fā)(從01:24:16時(shí)刻到01:24:17時(shí)刻)N1轉(zhuǎn)速急降17.2%，N1對(duì)N2節(jié)流，高速壓縮氣體在低壓壓氣機(jī)和低壓渦輪處劇烈節(jié)流，壓縮氣體以激波形式上竄，低壓壓氣機(jī)處壓縮空氣壅塞，進(jìn)入氣流道、低壓渦輪前高溫高壓燃?xì)膺M(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)外涵流道，沖擊進(jìn)氣道調(diào)板結(jié)構(gòu)、輔助進(jìn)氣門和內(nèi)外涵道分流環(huán)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)流道壓縮空氣密度較大、壓比高，一次喘振就將進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)(圖3)和發(fā)動(dòng)機(jī)(圖4)打傷。

圖3 大表速喘振后左進(jìn)氣道調(diào)板損傷情況

圖4 大表速喘振后左發(fā)動(dòng)機(jī)分流環(huán)損傷情況

在發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生喘振后，調(diào)板延遲附加放出10%，一級(jí)活動(dòng)調(diào)板受超音速氣流作用受到向后的作用力，二級(jí)活動(dòng)調(diào)板受到來自壓氣機(jī)喘振的高壓上竄氣流向前向上的氣動(dòng)力和調(diào)板轉(zhuǎn)動(dòng)搖臂向下放出的液壓力綜合作用，使二級(jí)活動(dòng)調(diào)板急劇向前上方撞擊一級(jí)活動(dòng)調(diào)板，使一級(jí)活動(dòng)調(diào)板被撞傷,并壓入二級(jí)活動(dòng)調(diào)板內(nèi)，并在鉸接部位發(fā)生斷裂。

可見，本次飛機(jī)空中停車的原因是飛行員沒有掌控好發(fā)動(dòng)機(jī)推力-速度特性(圖5)，使飛機(jī)超出了飛行包線右邊界(圖6)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)喘振所致。

圖5 某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力速度特性

圖6 某型飛機(jī)飛行包線

4 結(jié)論

經(jīng)過分析，本次空停故障原因是由于飛行員沒有掌控好發(fā)動(dòng)機(jī)推力-速度特性,操作不當(dāng)，使飛機(jī)超出了飛行包線右邊界,造成發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振導(dǎo)致。發(fā)動(dòng)機(jī)空停原因很多，本次故障分析全面，定位準(zhǔn)確，通過技術(shù)人員對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)(α1、α2、πκ等)與進(jìn)氣道調(diào)板系統(tǒng)等有關(guān)參數(shù)適當(dāng)優(yōu)化，并與飛行員就大表速飛行方法進(jìn)行技術(shù)交流，避免了后續(xù)飛機(jī)在低空大表速科目飛行時(shí)發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)加力喘振和空中停車，保證了飛行安全。

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

Research on stop fault of aero-engine in a flight with high speed caused by afterburner surge

ZHAO An-jia1，MENG Zhe-li2，GAO Hong-quan1

(1.Customer Servicing Department，AVIC Shenyang aircraft Industries(group)co.,Ltd.,Shenyang 110850，China； 2. The People′s Liberation Army,95858 Troops,Shenyang 110035,China)

Aero-engine surge is a kind of dangerous abnormal work mode of aero-engines,especially under afterburner condition.In this paper,occurrence mechanism,harms and fault mode of aero-engine surge were analyzed based on a specific case.Some methods of trouble shoot for engine afterburner′surge were also studied.The results show that the pilot did not well control thrust-speed characteristic of aero-engine,causing aircraft to exceed the right boundary of flight envelope.This study will provide an useful guidance for maintenance and flight of aircraft.

afterburner;high speed;surge;harm

2016-03-27

趙安家(1970-)，男，遼寧莊河人，高級(jí)工程師，主要研究方向：飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)試試飛技術(shù)，E-mail:2918438137@qq.com。

2095-1248(2016)05-0018-06

V231.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2016.05.004