郭政波，楊 雄，姚尚宏

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，陜西 西安 710089)

0 引 言

高端無人機與有人駕駛飛機相比，具有體積小、重量輕、機動性好、隱身能力高、突防能力強、運行成本低、環(huán)境適應性強等優(yōu)勢，這些優(yōu)勢很大程度上依賴于動力系統的能力，作為無人機的“心臟”，動力裝置對無人機的性能、成本和可靠性等具有決定性影響[1]。航空發(fā)動機燃燒室是航空發(fā)動機的重要組成部分，主要由擴壓器、火焰筒、噴嘴、旋流器、點火器、聯焰管等組成，發(fā)動機工作時，供入燃燒室的燃料與來自壓氣機的高壓空氣混合，形成可燃的油氣混合氣，并進行充分有效地燃燒。燃燒后的高溫、高壓燃氣推動渦輪后在噴管中進一步膨脹、加速，從而形成反作用推力。余氣系數和油氣比作為表征燃燒室工作性能、可靠性和穩(wěn)定性的重要參數，工程中在分析發(fā)動機空中貧油或富油熄火、燃燒室工作質量及發(fā)動機工作穩(wěn)定性方面受到工程師的普遍青睞，在實際飛行中具有重要的研究價值[2]。

筆者針對某型高空長航時無人機發(fā)動機空中停車故障，基于試飛故障數據，深入分析了停車前發(fā)動機油氣比和余氣系數的變化，研究了發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性，探尋了故障機理，最終確定了其故障原因為發(fā)動機燃燒室富油熄火，并給出了相應的解決措施，在后續(xù)試飛中對解決措施的有效性進行了驗證，以保證發(fā)動機的安全性和可靠性，為促進該型發(fā)動機的加快成熟提供了技術支撐。

1 無人機發(fā)動機停車過程分析

無人機在高空巡航高度、小速度飛行時發(fā)動機遭遇加減速過程典型參數變化曲線如圖1所示，其中架次2和架次3飛行中出現了發(fā)動機停車事故征侯。圖1中Hp表示飛行高度，Vi表示飛行表速，α表示油門角度，n1表示轉子轉速，Pfu表示副油路壓力。從圖1中可以看出，3次都進行了不同程度地自動推、拉桿動作。以兩次發(fā)動機停車時刻to=44 s為基準，to時刻后，架次1中發(fā)動機繼續(xù)正常工作，架次2和架次3飛行中發(fā)動機空中停車。值得注意的是，架次1飛行中發(fā)動機副油路壓力沒有超限，架次2飛行中發(fā)動機停車前副油路壓力Pfu超出限制值7.5 MPa，架次3飛行中停車前副油路壓力接近限制值。

圖1 發(fā)動機遭遇加減速過程典型參數變化曲線

3個架次發(fā)動機推、拉桿前后主要參數變化見表1所列。

表1 遭遇加速過程中推、拉桿前后發(fā)動機參數變化

通過對比圖1和表1可以得到：

(1) 架次1的兩次推桿除了歷程時間(第一次13.35 s，第二次7.35 s)不一樣，其他情況基本相同，發(fā)動機工作正常。架次3第一次推桿油門初始位置高，最終推到50.1°，比架次1油門位置高，其他的情況與架次1第二次推桿接近，發(fā)動機工作正常。

(2) 架次2的推桿歷時較長為22.43 s，油門從43.6°推至52.5°，接近限制值55°，副油路壓力變化較大，增大了4.61 MPa，壓力超限，發(fā)動機停車。次3第二次推桿和架次2相似，歷時16.61 s，油門從45.7°推至51.8°，副油路壓力增大了4.07 MPa，副油路壓力超限；架次3第三次推桿歷時8.25 s，油門從46.2°推至53.4°，接近限制值55°，副油路壓力增大了3.25 MPa，副油路壓力接近極限值7.5 MPa，發(fā)動機停車。

(3) 架次2遭遇加速和架次3的第三次遭遇加速有一個共同點：發(fā)動機轉速工作在較低位置且處于下降階段，而發(fā)動機處于推桿階段，油門位置較高，接近限制值55°。

2 發(fā)動機空中停車原因分析

架次2和架次3巡航飛行時，發(fā)動機遭遇加速過程中轉速和副油路壓力變化關系如圖2所示。

圖2 6月2日和11月14日遭遇加速過程中副油路壓力與轉速變化曲線

從圖1、2可以看出，2次空?，F象的共同點：①推油門前轉速處于下降過程；②推油門到較大位置；③停車前出現副油路壓力急增。圖3是典型架次發(fā)動機遭遇加速過程中油門與轉速變化關系。由圖1、3可以看出架次1發(fā)動機工作正常情況下，油門對應轉速符合理論設計值，發(fā)動機工作正常；而架次2、架次3停車點油門位置約為52.8°、53.3°，停車點發(fā)動機轉速基本相同，n1=94.3%，低于圖4中對應的理論設計值97.8%，由油門桿位置決定的供油量和n1轉速決定的進氣量匹配性變差，油氣比增大，加劇發(fā)動機富油程度，導致發(fā)動機空中富油停車。

以上分析表明，較高的油門位置增大了發(fā)動機的供油，但發(fā)動機正處于較低轉速恢復加速的工作狀態(tài)，不能按油門位置及時提高轉速，出現了進氣與供油不匹配的情況，因此油門桿位置決定的供油量和發(fā)動機轉速對應的進氣量不匹配是導致發(fā)動機富油停車的直接原因。下面從燃燒穩(wěn)定性的角度展開詳細分析。

圖3 典型架次發(fā)動機遭遇加速過程中油門與轉速變化關系

燃燒室工作特點之一就是混合氣的燃燒是在高速氣流中進行的。只有在燃燒區(qū)保持著穩(wěn)定的點火源，才能保證燃燒室穩(wěn)定燃燒，這點主要是取決于混合氣的余氣系數是否合適，是否超出穩(wěn)定燃燒范圍。因此，余氣系數超出穩(wěn)定燃燒范圍是燃燒室熄火、發(fā)動機空中停車的根本原因。

受發(fā)動機測試條件的限制，采用間接方法計算發(fā)動機油氣比和余氣系數，其中空氣流量按轉速、進口總溫計算，燃油流量按副油路壓力計算[3]，可以得到無人機發(fā)動機在巡航高度正常工作時，在不同馬赫數下發(fā)動機的油氣比F、余氣系數β與低壓轉速n1的關系曲線如下圖4、5所示，圖4、5中M表示馬赫數。

圖4 不同馬赫數下油氣比與低壓轉速的關系曲線

從圖4、5可以看出，發(fā)動機正常穩(wěn)態(tài)工作時，發(fā)動機余氣系數大于3.5，且隨馬赫數增大而增大；油氣比均小于0.018 9，且隨著馬赫數的減小而降低。

同時，計算了2次發(fā)動機空中停車前發(fā)動機的油氣比與余氣系數如表2所列。

由圖4、5和表2可以得出，與發(fā)動機正常狀態(tài)時相比，2次空中停車時的余氣系數和油氣比發(fā)生了較大的偏離，因此發(fā)動機處于富油狀態(tài)，工作點反映在下圖6中靠近穩(wěn)定區(qū)域的下邊界，燃燒室穩(wěn)定工作裕度變小，若進行遭遇加減速或者推拉油門桿時，發(fā)動機響應有滯后，燃燒室工作點靠近富油邊界，很容易引起燃燒室熄火，在2次停車的試飛架次中得到了驗證。

圖5 不同馬赫數下余氣系數與低壓轉速的關系曲線

日期余氣系數β(計算值)油氣比F(計算值)架次23.0670.0226架次33.0030.0241

圖6 典型燃燒室穩(wěn)定工作區(qū)域

3 解決措施及驗證

通過對發(fā)動機空中停車故障的數據分析，定位了故障原因，最終針對該故障做了如下解決措施：

(1) 優(yōu)化試飛航路規(guī)劃：飛機爬升到巡航高度改平后保持直線平飛30 km以上，避免飛控自動大幅度推油門桿。

(2) 優(yōu)化發(fā)動機電子控制器軟件。當油門指令小于50°時，油門不允許超過轉速對應油門設計位，并保持20 s，20 s后油門正常跟隨飛控指令。

解決措施完成后，在后續(xù)的飛行中，故障未復現，發(fā)動機工作穩(wěn)定，措施有效。

4 結 語

對某型無人機發(fā)動機空中停車故障進行了分析，計算了停車前發(fā)動機油氣比和余氣系數的變化，探尋了故障機理，確定了其故障原因，并結合試飛實際，給出了合理的解決措施。在積累發(fā)動機停車故障定位經驗的同時，也為無人機動力系統在設計上的優(yōu)化提供了數據支持。