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        渦槳發(fā)動機低功率控制故障分析

        2022-04-28 21:41:47化東勝張苗楊振杰
        航空維修與工程 2022年3期

        化東勝 張苗 楊振杰

        摘要:針對某型渦槳發(fā)動機試驗室出現(xiàn)的功率控制異?,F(xiàn)象,對發(fā)動機功率控制的工作原理、故障探測和處置邏輯等進行了介紹,并根據(jù)故障現(xiàn)象分析了故障原因,最終提出了故障排查措施,為后續(xù)渦槳發(fā)動機功率控制系統(tǒng)的設(shè)計提供有價值的參考,對型號研制中可能出現(xiàn)的類似故障提供解決思路。

        關(guān)鍵詞:渦槳發(fā)動機;發(fā)動機功率控制故障;功率桿角度;全權(quán)限發(fā)動機電子控制器

        Keywords:turboprop engine;engine power control fault;power lever angel;FADEC

        0 引言

        渦槳發(fā)動機的主要功能是根據(jù)飛機的控制指令和外界大氣環(huán)境,輸出相應(yīng)的發(fā)動機功率,驅(qū)動螺旋槳工作,為飛機提供拉力。發(fā)動機功率控制的主要控制輸入就是功率桿角度(PLA)信號。對于新研制的發(fā)動機,在完成發(fā)動機的臺架試驗后,通常還需要進行發(fā)動機系統(tǒng)與飛機的試驗室集成聯(lián)試,以檢查系統(tǒng)的功能、接口等的匹配性,降低發(fā)動機裝機聯(lián)試的風(fēng)險。本文以某型渦槳發(fā)動機在航電臺架集成試驗過程中發(fā)現(xiàn)的功率控制異常現(xiàn)象為例,剖析故障原因,提出解決措施并最終排除故障。

        1 工作原理

        某型渦槳飛機的發(fā)動機采用雙裕度的FADEC控制,發(fā)動機接收飛機提供的大氣數(shù)據(jù)、發(fā)動機功率桿角度(PLA)等信號,控制發(fā)動機的功率輸出。該發(fā)動機PLA范圍0~100°,功率桿從后至前設(shè)置的卡位有:最大反槳MAX REV,地面慢車GI、飛行慢車FI、最大爬升MCL、正常起飛NTO、最大起飛MTO,如圖1所示。

        正常情況下,該發(fā)動機功率控制原理圖如圖2所示,該發(fā)動機輸出功率(SHP)與功率桿角度(PLA)的對應(yīng)關(guān)系如圖3所示。

        發(fā)動機FADEC分為A通道和B通道。FADEC的A、B通道收到飛機的PLA、飛機大氣數(shù)據(jù)信息、飛機離散控制等信號后,需要先對數(shù)據(jù)的有效性進行判斷和篩選,并使用篩選后輸入信號控制的發(fā)動機功率。

        2 故障現(xiàn)象

        某型發(fā)動機完成初步研制工作后,將發(fā)動機系統(tǒng)集成到航電試驗室,對其功能、性能及接口等進行模擬試驗。模擬試驗時發(fā)現(xiàn),發(fā)動機右側(cè)功率控制正常,左側(cè)發(fā)動機沒有按照功率桿角度輸出預(yù)期的功率。左側(cè)發(fā)動機功率控制異?,F(xiàn)象如下。

        1)功率桿在從地面慢車(GI)位置前推的過程中,發(fā)動機功率從初始的90%左右逐漸減小至50%左右,功率桿繼續(xù)前推至最大起飛功率(MTO),發(fā)動機功率從50%左右逐漸增大至100%;

        2)功率桿在從MTO位置回拉的過程中,發(fā)動機功率從初始的100%功率逐漸減小至50%左右,功率桿繼續(xù)回拉至最大反槳(MAX REV),發(fā)動機功率又逐漸增大至100%。

        在臺架模擬試驗中,左側(cè)發(fā)動機無法進入低功率工作狀態(tài),發(fā)動機最小功率只能控制在50%左右,最小功率出現(xiàn)在功率桿中間位置。左側(cè)發(fā)動機模擬器輸出功率與功率桿角度之間關(guān)系如圖4所示。

        3 故障分析及處置

        根據(jù)該型發(fā)動機控制系統(tǒng)的工作原理,結(jié)合集成試驗發(fā)現(xiàn)的故障現(xiàn)象,對導(dǎo)致故障可能的原因進行逐一分析,并根據(jù)分析進行相應(yīng)的故障檢查和后期驗證,確定排故措施。

        3.1 故障原因分析

        左右發(fā)動機模擬器中駐留的軟件相同,故優(yōu)先對飛機外部輸入進行分析。將左側(cè)發(fā)動機功率桿放置在0~100°之間的某些特定位置,調(diào)整飛機的大氣輸入,改變駕駛艙動力控制離散量的輸入狀態(tài)等,均未發(fā)現(xiàn)發(fā)動機功率有明顯變化。初步推斷是功率桿輸出信號故障導(dǎo)致左側(cè)發(fā)動機功率控制異常。

        FADEC的A、B通道分別接收功率桿RVDT A和RVDT B輸出的電壓信號V1和V2,如圖5所示。FADEC將接收到的電壓信號轉(zhuǎn)換為功率桿角度數(shù)值,功率桿角度與電壓值(V1-V2)/(V1+V2)呈對應(yīng)關(guān)系。

        FADEC的A、B通道接收到PLA信號后,各自對接收到的數(shù)據(jù)進行有效性檢查,兩個通道之間也會對數(shù)據(jù)進行比較分析,并在有故障情況時執(zhí)行隔離措施。具體的檢查項目及處置措施如表1所示。

        根據(jù)表1中FADEC對功率桿角度的有效性檢查和處置措施結(jié)果,初步推測是左側(cè)發(fā)動機FADEC的A、B通道接收到的功率桿角度不一致,導(dǎo)致發(fā)動機功率控制故障。并以此為牽引,對功率桿的輸出信號進行檢查。

        3.2 排故檢查

        根據(jù)故障檢查結(jié)果和文件分析,對發(fā)動機接收到功率桿RVDT角度輸出進行檢查。在FADEC接收端的插頭位置,測量左側(cè)功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓值。為了對比分析,對右側(cè)功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓也進行測量記錄。左右功率桿RVDT輸出的電壓值如表2所示。

        對左右功率桿RVDT輸出電壓的測量結(jié)果進行分析,推測左側(cè)功率桿RVDT A輸出的V1和V2接線相反。對左側(cè)功率桿與左側(cè)發(fā)動機FADEC之間的接線進行檢查,檢查結(jié)果表明線纜連接正常。進一步懷疑油門臺內(nèi)部左側(cè)功率桿接線錯誤,并在油門臺輸出端測量左右功率桿RVDT輸出的電壓值,測量結(jié)果與表2、表3的測量結(jié)果基本一致。檢查油門臺交付測試報告(ATR),測試報告中無RVDT輸出電壓測量這一檢查項目。經(jīng)與供應(yīng)商協(xié)調(diào)并對油門臺拆解檢查,最終確認(rèn)是油門臺左側(cè)功率桿RVDT A的V1和V2內(nèi)部接線錯誤,導(dǎo)致左側(cè)功率桿輸出信號故障。

        3.3 排故措施

        根據(jù)檢查結(jié)果,左側(cè)RVDT A的V1和V2電壓輸出錯誤,導(dǎo)致FADEC A通道接收到的功率桿角度信號值與功率桿物理移動位置相反,即:功率桿前推,RVDT A輸出的功率桿角度減??;功率桿回拉,RVDT A輸出的功率桿角度增大。左側(cè)功率桿B通道RVDT輸出的角度正常,使得FADEC的A、B通道在進行功率桿角度交叉檢查時,發(fā)現(xiàn)A、B通道PLA差異超出判斷閾值,根據(jù)邏輯定義選用較大的功率桿角度控制發(fā)動機功率,最終導(dǎo)致左側(cè)發(fā)動機功率無法進入低功率工作狀態(tài)。

        根據(jù)排故檢查結(jié)果,對油門臺左側(cè)功率桿的線纜進行糾正后,重新在試驗室模擬發(fā)動機的功率控制功能,發(fā)動機控制正常,故障排除。

        4 總結(jié)

        為了檢驗發(fā)動機控制系統(tǒng)及其與飛機交聯(lián)功能、接口等設(shè)計的正確性,在發(fā)動機完成初步研制工作后,通常將其集成到飛機臺架上進行模擬聯(lián)試,以便發(fā)現(xiàn)設(shè)計過程中存在的問題,為產(chǎn)品的改進設(shè)計提供依據(jù),降低發(fā)動機裝機后的聯(lián)試風(fēng)險,節(jié)約研制成本和研制周期。

        上文提及的故障是由于油門臺的設(shè)計、制造過程管控不嚴(yán),特別是交付驗收檢查項目不完備,導(dǎo)致未能在產(chǎn)品交付前發(fā)現(xiàn)問題。

        以本案例為鑒,今后的型號研制中應(yīng)盡早將發(fā)動機系統(tǒng)集成到飛機環(huán)境中進行模擬聯(lián)試。另外,在產(chǎn)品驗收過程中,應(yīng)嚴(yán)格制定產(chǎn)品的驗收檢查項目,避免出現(xiàn)產(chǎn)品重要指標(biāo)檢驗環(huán)節(jié)或項目的遺漏。

        參考文獻

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