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。

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