裴培 崔世偉 吳騰飛

摘要：針對某型發(fā)動機出現(xiàn)的加力未接通并伴隨過渡態(tài)尾噴口異常放大現(xiàn)象，從噴口—加力燃油控制器工作原理出發(fā)，進行了廠內(nèi)性能參數(shù)檢查、加調(diào)部件分解檢查等以確定故障誘因。根據(jù)控制原理分析及檢查結(jié)果，綜合判定引起本次故障的具體原因為噴口—加力燃油控制器內(nèi)部落壓比測量大薄膜組件膜片變形，導(dǎo)致該發(fā)動機工作過程中尾噴口異常放大，加力燃燒條件變差，加力接通異常。

關(guān)鍵詞：加力；尾噴口；落壓比控制器；膜片

Keywords：afterburner；tail nozzle；pressure ratio controller；diaphragm

1 故障現(xiàn)象

某型飛機起飛過程中，座艙出現(xiàn)加力信號燈閃爍、加力未接通信號，中斷起飛后飛機正?；亍ｏw參判讀（見表1）后發(fā)現(xiàn)，在快推油門至最大狀態(tài)過程中發(fā)動機尾噴口異常放大。地面進行6次試車檢查，其中有2次發(fā)動機未進入加力狀態(tài)，測量檢查第5輸油圈油壓、熱射流裝置油壓等均符合工藝要求。

檢查發(fā)動機尾噴口角位移傳感器、反饋鋼索、作動筒及尾噴口反饋鋼索拉緊機構(gòu)，均無異常。測量離子火焰?zhèn)鞲衅骷跋嚓P(guān)電纜線路，無異常。初步判斷是噴口—加力燃油控制器異常，導(dǎo)致尾噴口調(diào)節(jié)異常，油門桿進入加力域后，加力燃燒室流場不穩(wěn)定，發(fā)動機進入加力失敗。更換噴口—加力燃油控制器后，地面試車發(fā)動機工作狀態(tài)良好，故障排除，故障件返廠進一步查明本次故障具體原因。

2 噴口—加力系統(tǒng)工作原理分析

2.1 噴口控制系統(tǒng)

如圖1所示，節(jié)流狀態(tài)噴口控制活門退出工作后，發(fā)動機在最大及加力狀態(tài)，經(jīng)空氣濾—減壓器的P2′壓力空氣與P4壓力空氣共同作用于落壓比調(diào)節(jié)器薄膜組件，通過分油活門改變柱塞泵向尾噴口作動筒的供、回油壓力改變發(fā)動機機尾噴口大小。當P2′=P4時，薄膜組件位置不再變化，作動筒供、回油壓力穩(wěn)定，發(fā)動機尾噴口大小穩(wěn)定。

當發(fā)動機油門桿進入加力域，在最小加力電磁活門作用下，一路定壓油作用于落壓比重調(diào)活門，落壓比控制器薄膜上腔P2′壓力減小，根據(jù)尾噴口閉環(huán)控制原理，尾噴口預(yù)放P4壓力同步減小，保證發(fā)動機加力接通過程的穩(wěn)定性。

2.2 加力燃油控制系統(tǒng)

加力燃油控制器根據(jù)油門桿指令，通過液壓延遲器及齒輪杠桿機構(gòu)使第五燃油總管計量裝置壓差活門左移，計量活門至燃油總管油路打開；同時，接通定壓油至燃油壓力信號器及加力燃油分配器的控制油路，綜調(diào)接收到燃油壓力信號器發(fā)出的接通加力信號，分別向熱射流裝置和最小加力電磁活門發(fā)出控制信號，打開第五加力燃油總管油路，保證發(fā)動機在小加力狀態(tài)接通加力。當加力燃燒室點燃后，電離火焰?zhèn)鞲衅飨蜃詣诱{(diào)節(jié)器發(fā)出加力已點燃信號，點火系統(tǒng)和最小加力電磁活門關(guān)閉（見圖2）。

3 故障原因分析

根據(jù)噴口—加力燃油控制系統(tǒng)各子模塊工作原理分析，加力接通異常故障涉及加調(diào)的主要故障模式有噴口調(diào)節(jié)異常、加力供油異常及性能異常等（見圖3），結(jié)合本次加力接通異常伴隨噴口異常放大現(xiàn)象，重點對噴口控制器的性能及相關(guān)部件進行參數(shù)/外觀檢查。

3.1 性能檢查

對該噴口—加力燃油控制器進行性能復(fù)查，檢查結(jié)果顯示常溫性能、起動輸油圈流量性能、加力供油加速性、起動總管加速性、Ф10指令壓力、加力泵接通活門等均符合工藝要求；接通加力信號器及相關(guān)電磁鐵性能參數(shù)符合要求；落壓比控制器性能參數(shù)P2П/P4的測量值為6.31，超過工藝標準。檢查結(jié)果表明，涉及發(fā)動機加力燃油控制部分的性能參數(shù)均合格，因此，落壓比控制器性能參數(shù)異?？赡苁菍?dǎo)致本次故障的根本原因。

3.2 分解檢查

為確定導(dǎo)致本次故障的零組件失效部位，對該噴口—加力燃油控制器進行內(nèi)部分解檢查。分解過程中發(fā)現(xiàn)擋板活門組件搖臂和支擋有局部銹蝕（見圖4），加力泵接通活門組件活動緊澀。

同時，在Ⅰ、Ⅳ壓差活門油嘴濾網(wǎng)處發(fā)現(xiàn)少量灰色纖維；在定壓活門組件和計量活門組件油濾表面發(fā)現(xiàn)細小金屬屑；控制壓力活門調(diào)整釘紅色密封膠圈有破損現(xiàn)象。

結(jié)合廠內(nèi)性能試驗檢查情況，未發(fā)現(xiàn)定壓油壓力和加力供油量性能出現(xiàn)明顯異常，分析認為以上分解檢查中發(fā)現(xiàn)的問題對該故障影響較小。

針對該發(fā)動機尾噴口異常放大現(xiàn)象，對落壓比控制器相關(guān)組件進行重點檢查。分解發(fā)現(xiàn)大薄膜組件的膜片有翹曲變形現(xiàn)象（見圖5），同時發(fā)現(xiàn)彈簧1長度異常（見圖6），該噴口—加力燃油控制器其余零組件分解過程中未見明顯異常。

對涉及落壓比控制器、關(guān)斷活門等相關(guān)組件的彈簧性能參數(shù)進行測量，測量結(jié)果顯示彈簧1在自由長度、彈力檢查中均不合格，其余彈簧性能在工藝范圍內(nèi)。該噴口—加力燃油控制器內(nèi)部相關(guān)彈簧具體性能數(shù)據(jù)見表1。

彈簧1在落壓比控制器內(nèi)的作用為比例反饋，彈簧性能不合格時會造成落壓比控制器調(diào)節(jié)遲滯，但工作過程中不會使噴口異常放大，該彈簧性能異常與本次故障現(xiàn)象不符，不是引起故障的根本原因。

4 故障結(jié)論

根據(jù)該發(fā)動機起飛加力未接通并伴隨噴口異常放大現(xiàn)象，結(jié)合外場開展的檢查工作及發(fā)動機加力系統(tǒng)控制規(guī)律分析，該起加力接不通故障是由噴口—加力燃油控制器噴口調(diào)節(jié)控制規(guī)律異常導(dǎo)致的。

經(jīng)過對噴口—加力燃油控制器進行性能復(fù)驗、分解檢查等情況的綜合分析，認為引起該發(fā)動機尾噴口異常放大的故障原因為落壓比控制器大薄膜翹曲變形。大薄膜翹曲變形導(dǎo)致發(fā)動機部分狀態(tài)下薄膜組件接觸上腔殼體（P2П腔殼體），造成薄膜不敏感區(qū)變大，落壓比控制器頂桿上移，分油活門上移，噴口作動筒有桿腔壓力增大，無桿腔壓力減小，使發(fā)動機尾噴口增大，當發(fā)動機進入加力時尾噴口預(yù)放過大，導(dǎo)致加力燃燒條件變差，出現(xiàn)加力接通異常。

5 工作建議

噴口—加力燃油控制系統(tǒng)工作異常，對飛機部分狀態(tài)推力及渦輪后溫度將產(chǎn)生較大影響。產(chǎn)品裝配過程中，應(yīng)注意噴口控制系統(tǒng)和加力燃油控制系統(tǒng)關(guān)鍵部附件的性能檢查，嚴控裝配質(zhì)量，加強裝配后的性能試驗檢查；外場使用過程中，應(yīng)結(jié)合日常檢查工作及飛參判讀，對加力過程中的T4溫度、尾噴口數(shù)值、加力接通時間等進行重點監(jiān)控，對發(fā)現(xiàn)的異常狀況及時處理，排除故障隱患。

參考文獻

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