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(diào)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(nèi)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(diào)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(diào)導向器設定在高壓壓氣機可調(diào)導向器最小角度α可調(diào)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(nèi)由12.772kgf/cm2降至3.356kgf/cm2，排氣溫度在0.1s內(nèi)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(diào)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(diào)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(diào)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。