李世林 中國民航飛行學院航空工程學院 618307

飛行中喘振的預防與處置

李世林 中國民航飛行學院航空工程學院 618307

喘振是航空發(fā)動機壓氣機的一種不正常工作狀態(tài)，會嚴重危及到飛行安全。本文闡述飛行中發(fā)動機喘振的形成機理，討論喘振的誘發(fā)因素，分析其預防及處置措施，可以為飛行安全操作提供理論依據(jù)。

飛行；喘振；速度三角形；預防

Aviation flight；speed triangle； prevention

喘振是發(fā)動機中壓氣機的一種不穩(wěn)定工作狀態(tài)，是由于壓氣機進口空氣流量驟然減小而引起的氣流沿壓氣機軸向發(fā)生低頻高振幅的氣流振蕩現(xiàn)象。發(fā)動機發(fā)生喘振時，其壓氣機出口壓力和流量劇烈波動，動機轉速不穩(wěn)定、排氣溫度升高、發(fā)動機振動加劇，并伴隨發(fā)動機放炮的聲音。若不及時修正喘振狀態(tài)，可能會導致發(fā)動機性能急劇惡化，內部機件損傷，甚至發(fā)動機富油熄火，將嚴重危及飛行安全。因此討論喘振的形成機理，分析其預防及處置方法，將為安全飛行提供理論依據(jù)

1. 喘振機理

壓氣機喘振的根本原因是氣流分離。當流量系數(shù)小于設計值時，如轉速不變而空氣流量減小，氣流相對速度方向偏離了葉片前緣方向而變陡，行成正沖角，此時，隨著流量系數(shù)的減小，氣流首先就會在個別的葉片葉背上出現(xiàn)分離現(xiàn)象。由于空氣流動慣性，總有脫離葉背的趨勢，這就加劇了氣流分離，所以分離區(qū)不斷擴大，同時引起扭速和葉輪功的增加，進而使壓氣機增壓能力提高，氣體前后壓差增加，壓氣機變“重”。當流量系數(shù)減小到一定值時，分離區(qū)沿徑向和周向傳播，分離區(qū)迅速擴大。氣流分離使氣流向前運動的動能減小，前后壓差增加，后面的高壓氣體始終有一種回沖的趨勢，當氣體向后流動的動能不足以克服氣流回沖的趨勢時，氣流就會倒流，使壓氣機通道出現(xiàn)堵塞。但這一倒流卻又減小了壓氣機前后的壓差，氣流在葉輪的推動下，又向后流動。此時，由于進口的流量仍小于設計值，于是又出現(xiàn)分離區(qū)，流動受阻，動能減小，氣流又會倒流。如此反復，就造成壓氣機內的氣流來回振蕩，使空氣流量時大時小，壓力時高時低，工作不穩(wěn)定。

2. 誘發(fā)壓氣機喘振的因素

2.1 發(fā)動機轉速低于設計值過多

當發(fā)動機轉速從設計值減小時，發(fā)動機流量也相應減小。因葉輪轉速減小時，壓氣機每級葉輪的增壓比能力被削弱。由于逐級積累，壓氣機后面級空氣密度與設計值相比減小太多，壓氣機后面級的通道面積對其空氣密度而言就顯的太小，后級氣流存在堵塞傾向。由于后級氣流不暢，必然引起壓氣機進口空氣的進一步減小，所以最終引起壓氣機前級流量系數(shù)小于設計值，誘發(fā)壓氣機進入喘振狀態(tài)。由于流量連續(xù)，氣流軸向速度將逐漸增加，流量系數(shù)回升，在中間某級流量系數(shù)將等于設計值。隨著流量系數(shù)繼續(xù)回升，壓氣機后級流量系數(shù)大于設計值，引起壓氣機進入渦輪狀態(tài)，壓氣機各級速度三角形如圖1所示。

2.2 壓氣機進口總溫過高

當壓氣機進口總溫升高時，由于熱空氣不易壓縮，各級壓氣機葉輪增壓效率降低。由于逐級積累，使壓氣機后級空氣密度較設計值減小太多，這與轉速過低的影響相似，最終引起壓氣機前級流量系數(shù)小于設計值，誘發(fā)發(fā)動機進入喘振狀態(tài)。由于流量連續(xù)，氣流軸向速度逐漸增加，在壓氣機中間某級流量系數(shù)等于設計值，而壓氣機后級的流量系數(shù)將大于設計值，引起壓氣機進入渦輪狀態(tài)，其速度三角形如圖2所示。

圖1 轉速過低時的速度三角形

圖2 進口總溫過高時的速度三角形

2.3 空氣流量驟然減小

壓氣機進口空氣流量驟然減小時，壓氣機進口氣流速度迅速減小，首先使前級流量系數(shù)小于設計值，引起前級喘振。由于流量連續(xù)，氣流軸向速度逐級減小，使后級流量系數(shù)低于設計值更多，最終將引起壓氣機前后級都喘振。

3. 喘振的預防措施

現(xiàn)代航空發(fā)動機通過安裝可調放氣活門、可變靜子葉片等設備，可以有效提高壓氣機在非設計狀態(tài)下工作的穩(wěn)定性。但在一定的飛行條件下，若飛行員操作不當，發(fā)動機仍然有發(fā)生喘振的可能。所以，為了防止喘振發(fā)生，需要注意以下事項。

3.1 柔和操縱油門

發(fā)動機加速時，若前推油門桿過猛，燃油量增加過快，渦輪前溫度迅速升高，燃氣急劇膨脹。由于渦輪導向器的限流作用，使發(fā)動機進口空氣流量驟然減小，容易誘發(fā)壓氣機喘振。

3.2 柔和操縱飛機

若操縱飛機粗猛，飛機姿態(tài)變化過大，容易引起側滑，在進氣道能會產生氣流分離，使壓氣機進口流場不均；若飛行員拉桿過猛，飛機迎角突然變大，進氣道內會發(fā)生嚴重的氣流分離，進入發(fā)動機的空氣流量會急劇減小。

3.3 預防發(fā)動機進氣道積冰

當發(fā)動機進氣道積冰時，一方面使發(fā)動機進口空氣流量減少；另一方面由于積冰使進氣道表面不規(guī)則，引起進氣道中氣流分離加劇。所以，進氣道積冰容易引起壓氣機喘振，飛行中應正確使用發(fā)動機防冰裝置，防止發(fā)動機進氣道積冰。

3.4 避免外來物損傷

若外來物進入發(fā)動機，一方面將損傷壓氣機葉片，容易發(fā)生氣流分離；同時也會引起發(fā)動機進口空氣流量減小，最終使壓氣機的工作穩(wěn)定性降低，壓氣機喘振的傾向增強。在發(fā)動機進行試車前，應檢查進氣道有無遺留雜物，檢查停機坪周圍，特別是發(fā)動機前面的場地是否已打掃干凈，以免發(fā)動機工作時，將外物吸入發(fā)動機內。

3.5 正確使用反推裝置

飛機正常著陸或中止起飛使用反推裝置時，當滑行速度較小時，一般為60～80海里/小時，應及時推出發(fā)動機反推狀態(tài)，防止由于反推裝置工作時，由于發(fā)動機進口空氣流量的迅速減小而引起壓氣機喘振。

3.6 預防夏季低空風切變

夏季氣溫氣壓高，空氣難以壓縮，且低空風向劇變，容易使進氣道口氣流驟減，引發(fā)喘振。

4. 喘振的處置

發(fā)動機工作時，若出現(xiàn)鳥擊、內部損傷、引氣系統(tǒng)故障以及葉片工作間隙變化時，都有可能引起喘振。當發(fā)動機處于低空高功率狀態(tài)，會發(fā)生較大的放炮聲，發(fā)動機振動加劇，并伴隨飛機較大的范圍的偏航。發(fā)動機處于高空狀態(tài)時，一般會由于功率狀態(tài)改變或飛行高度變化而引起發(fā)動機喘振，此時放炮聲音較小，振動較弱，但會引起較大的排氣溫度變化。

喘振一般分為自行恢復、機組干預后恢復和不可恢復的喘振三種。發(fā)生自行恢復的喘振時，發(fā)動機的轉速、排氣溫度及發(fā)動機振動值會有輕微波動，伴隨短暫的發(fā)動機放炮聲后，發(fā)動機會自動恢復到其正常工作狀態(tài)。對于此類喘振，機組只需繼續(xù)控制飛行狀態(tài)，而不需要采取其他恢復措施。

發(fā)生機組干預后恢復的喘振時，機組會發(fā)現(xiàn)排氣溫度大幅升高，出現(xiàn)超限，并伴隨較強的振動。此時需要回收油門桿，降低功率，適當頂桿增速，讓發(fā)動機恢復穩(wěn)定工作。喘振結束后，保持飛行，緩慢推桿，逐漸恢復功率，直至發(fā)動機各參數(shù)恢復正常。若推桿過程中，又產生喘振，則該發(fā)動機只能工作在低功率狀態(tài)或者慢車狀態(tài)工作。發(fā)動機在慢車狀態(tài)時，仍然可以發(fā)出一部分功率供飛行推進以及飛機其它系統(tǒng)使用。發(fā)生喘振時，若機組不采取行動恢復發(fā)動機，發(fā)動機將繼續(xù)喘振，則可能發(fā)生次生損傷，直至完全損壞發(fā)動機。

發(fā)生不可恢復喘振時，若完成恢復步驟后仍不能解除喘振時，或者發(fā)動機排氣溫度處于超限狀態(tài)時，發(fā)動機轉速迅速下降，應當及時關閉發(fā)動機，此時喘振一般伴隨嚴重的發(fā)動機損傷。

若在地面啟動時發(fā)生喘振，則應該立即停車，待檢查修理完畢后再開車試運行。

5. 總結

喘振在飛行的各個階段都可能發(fā)生，但通過正確的運行操作，可以大大降低喘振發(fā)生的概率。若發(fā)生喘振，任何情況下，第一任務都是保證飛行的姿態(tài)，只有穩(wěn)定的飛行，才可能有時間來恢復發(fā)動機穩(wěn)定工作。對于飛行中發(fā)生的發(fā)動機喘振，應該按照飛行使用手冊中的程序處理。

[1] 趙廷渝. 航空燃氣渦輪動力裝置[M]. 成都: 西南交大出版社.2008

[2] CFMI. CFM56-3 line maintenance manual [M]. CFMI Company.2010

Engine Surge Prevention and Dealing in Flight

Li Shilin Aviation Engineering Institute, Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307

Surge is a kind of engine abnormal working situation, and would severely damages aero engine and harms flight safety. This paper put forward the surge theory, analyzed the inducements for engine surge in flight. At last, prevention and dealing methods were discussed to make a safe fight manipulate. This thesis gave the theoretical foundation for engine surge in flight.

10.3969/j.issn.1001-8972.2011.10.026

李世林，1978年生，成都人，講師，博士研究生，主要從事航空工程研究。