劉龍園，晏 瑩，李子昂，張向前，付細能

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

航空發(fā)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(tǒng)，其工作狀態(tài)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(fā)連射時，高溫高壓燃氣進入左側進氣道導致左發(fā)喘振，左發(fā)喘振保護系統(tǒng)開始工作，但發(fā)動機在恢復過程中出現(xiàn)“發(fā)動機工作狀態(tài)自動恢復失敗”現(xiàn)象，左發(fā)轉速降至低于慢車轉速形成“熱懸掛”，出現(xiàn)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(fā)動機介紹

1.1 某型發(fā)動機

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

該發(fā)動機具有較高的氣動穩(wěn)定性裕度，采用小功率的空氣發(fā)生器起動，推進效率較高，使用維護方便，經(jīng)濟性好。壓氣機和渦輪均為軸流式，采用高效短環(huán)形燃燒室，并采用單元體設計，發(fā)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(fā)動機喘振機理

壓氣機喘振是壓氣機的一種不穩(wěn)定工作狀態(tài)，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(fā)生低頻高幅的震蕩現(xiàn)象，即氣流在發(fā)動機壓氣機的葉片通道內嚴重分離，偏離了設計工作狀態(tài)而引起的，其主要表現(xiàn)為壓氣機出口和流量劇烈波動，發(fā)動機聲音變低沉，發(fā)動機轉速不穩(wěn)定，排氣溫度升高，發(fā)動機振動加劇，發(fā)動機推力迅速減小，嚴重時，甚至出現(xiàn)氣流倒流，并伴有放炮聲和燃燒室熄火[2]。

1.3 某型發(fā)動機防喘原理

1.3.1 發(fā)現(xiàn)壓氣機喘振

某型發(fā)動機所有工作狀態(tài)下（起動狀態(tài)除外）的發(fā)動機喘振保護由自身的電子控制裝置保證，即發(fā)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(fā)現(xiàn)喘振”信號并傳輸?shù)斤w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(shù)；

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

1.3.2 消除壓氣機喘振

發(fā)現(xiàn)喘振后，電子控制裝置激活喘振保護系統(tǒng)，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(jié)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(fā)動機工作狀態(tài)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(tǒng)的自動恢復工作狀態(tài)功能正在工作”，按照設定的判據(jù)輸出指令，保持按規(guī)律的燃油流量，并以此保證加速性的速度，將發(fā)動機工作狀態(tài)恢復到油門桿當前位置。

如果在恢復發(fā)動機原始工作狀態(tài)過程中形成了“發(fā)現(xiàn)喘振”標識，則ECU除執(zhí)行現(xiàn)有指令，再次完成消除壓氣機工作不穩(wěn)定性的時序。

2 某型發(fā)動機喘振后未自動恢復工作原因分析

2.1 某型發(fā)動機故障概述

某型教練機發(fā)動機在高度 H≈3050m，Vb≈410km/h進行航炮60發(fā)連射，左發(fā)最大狀態(tài)，右發(fā)0.2最大狀態(tài),左發(fā)出現(xiàn)喘振，右發(fā)工作正常。

經(jīng)飛參分析，航炮發(fā)射持續(xù)時間為3.1s，在航炮發(fā)射過程中，航炮廢氣進入左側進氣道從而導致左發(fā)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(fā)喘振保護系統(tǒng)工作，燃油流量降至0kg/h，持續(xù)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(fā)動機自動恢復工作，開始供工作燃油。

但是在左發(fā)自動恢復過程中，左發(fā)出現(xiàn)了第二次發(fā)現(xiàn)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(fā)動機轉速繼續(xù)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(fā)動機空中起動，起動成功后返航著陸。

圖2 左發(fā)喘振保護工作參數(shù)

2.2 某型發(fā)動機故障原因分析

飛行后，將發(fā)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(fā)現(xiàn)用于測量發(fā)動機進口總壓的集氣盒K02接管嘴焊疤附近出現(xiàn)長約12mm的穿透性裂紋。

集氣盒是用于從發(fā)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(fā)動機燃油泵-調節(jié)器和發(fā)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(fā)動機喘振的依據(jù)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(fā)現(xiàn)喘振，而喘振門限值取決于發(fā)動機進口空氣總壓[3]。此時集氣盒漏氣，故左發(fā)進口空氣總壓與實際不符，出現(xiàn)進口空氣總壓測量不準確，因此左發(fā)出現(xiàn)二次喘振。

與此同時，電子控制裝置在自動恢復發(fā)動機工作狀態(tài)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(fā)動機進口空氣總壓有關[3]，此時集氣盒漏氣，左發(fā)進口空氣總壓與實際不符，出現(xiàn)進口空氣總壓測量不準確，因此導致發(fā)動機自動恢復不成功。

綜合上述分析，某型教練機左發(fā)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(xiàn)穿透性裂紋導致漏氣，電子控制裝置測量的發(fā)動機進口空氣總壓與實際不符，從而導致左發(fā)二次出現(xiàn)喘振和發(fā)動機狀態(tài)未自動恢復。

3 某型發(fā)動機喘振后未自動恢復工作解決措施

出現(xiàn)上述故障后，更換了某型教練機左發(fā)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(tài)激活喘振保護系統(tǒng)，左發(fā)喘振保護系統(tǒng)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(fā)工作在最大狀態(tài)，右發(fā)工作在0.3最大狀態(tài)，左發(fā)喘振，但是喘振保護系統(tǒng)工作正常，未出現(xiàn)發(fā)動機工作狀態(tài)恢復失敗現(xiàn)象，故障已排除，左發(fā)喘振保護系統(tǒng)工作參數(shù)詳見圖4所示。

圖4 左發(fā)喘振保護工作參數(shù)

4 結語

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

飛行后分析飛參及檢查發(fā)現(xiàn)，用于測量發(fā)動機進口總壓的集氣盒K02接管嘴焊疤附近出現(xiàn)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(fā)動機進口空氣總壓與實際不符，該參數(shù)與電子控制裝置發(fā)現(xiàn)發(fā)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(fā)動機進口空氣總壓傳感器連接的集氣盒出現(xiàn)穿透性裂紋漏氣是導致左發(fā)二次喘振和發(fā)動機狀態(tài)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(tǒng)及空中航炮發(fā)射試飛驗證，左發(fā)喘振保護系統(tǒng)工作正常，故障已排除。