江煒

摘要：飛行試驗(yàn)是新型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證的重要環(huán)節(jié)，是全面檢驗(yàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要手段。發(fā)動(dòng)機(jī)喘振是指發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行過(guò)程中，其氣流沿壓氣機(jī)軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅震蕩現(xiàn)象。喘振具有多發(fā)性、突發(fā)性的特點(diǎn)，極易導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)工況惡化并出現(xiàn)機(jī)械損傷。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)生喘振，有可能影響飛行安全并造成嚴(yán)重后果。本文根據(jù)某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)中發(fā)生的喘振故障，分析產(chǎn)生喘振故障的原因及典型解決措施，探討其對(duì)商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研制的啟示。

Abstract： Flight test is an important part of the airworthiness certification of a new type of aero-engine， and an important means of comprehensively inspecting the performance of aero-engines. Engine surge refers to the low-frequency and high-amplitude oscillations of the airflow along the axis of the compressor during the operation of the engine. Surge has the characteristics of multiple and sudden occurrence， which can easily lead to deterioration of engine working conditions and mechanical damage. Surge during the flight test of an aero engine may affect flight safety and cause serious consequences. Based on the surge failure that occurred in the flight test of a certain type of engine， this paper analyzes the causes of surge failure and typical solutions， and discusses its enlightenment to the development of commercial turbofan engines with large bypass ratios.

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī);飛行試驗(yàn);喘振故障;解決措施

Key words： aero-engine;flight test;surge failure;solution

中圖分類號(hào)：V233.7? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-957X（2021）19-0117-04

0? 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)，包括試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)直接配裝于飛機(jī)平臺(tái)上開展試驗(yàn)和試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)掛載于飛機(jī)平臺(tái)上開展飛行試驗(yàn)兩種類型[1]。飛行試驗(yàn)可以獲取試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在真實(shí)的飛行條件下的整機(jī)性能、工作特性，可以最大限度地暴露發(fā)動(dòng)機(jī)的各類問題及缺陷。渦輪風(fēng)扇式航空發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過(guò)程中，有可能會(huì)因各種故障出現(xiàn)喘振問題。如不對(duì)其采取有效措施調(diào)節(jié)，則喘振故障現(xiàn)象所導(dǎo)致的低頻率高振幅的氣流振蕩將會(huì)帶動(dòng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)葉片產(chǎn)生強(qiáng)烈振動(dòng)，極易使其在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生嚴(yán)重?fù)p壞，甚至斷裂，造成發(fā)動(dòng)機(jī)空停、非包容性失效等一系列嚴(yán)重后果。喘振后果的嚴(yán)重性，使得我們?cè)诎l(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)以及后續(xù)的運(yùn)行環(huán)節(jié)中，均需重點(diǎn)關(guān)注和預(yù)防該現(xiàn)象。在本文的研究中，為了更好地判斷航空發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)喘振現(xiàn)象的原因，需要就發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行中的供油量、喘振裕度、穩(wěn)定裕度等影響因素進(jìn)行分析，找出問題原因，并制定相應(yīng)解決措施。

1? 喘振現(xiàn)象產(chǎn)生原因分析

要想針對(duì)喘振現(xiàn)象制定合理的解決措施，首先必須了解喘振的基本概念。航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部構(gòu)造非常精密，因此，任何細(xì)微的問題都有可能導(dǎo)致出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。喘振能夠使壓氣機(jī)軸線方向氣流產(chǎn)生低頻率、高幅度的振蕩，上述振蕩將會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)件出現(xiàn)強(qiáng)烈的機(jī)械振動(dòng)以及熱端部件的異常高溫，并在極短的時(shí)間內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)造成嚴(yán)重的機(jī)械破壞。渦輪風(fēng)扇式發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)喘振的主要原因，可以氣流分離的形成以及發(fā)展理論說(shuō)明。根據(jù)具體情況判斷，當(dāng)流量系數(shù)過(guò)小時(shí)，氣流在壓氣機(jī)葉片進(jìn)口處的沖角為正值，氣流沖向葉面的凹面，在葉片凸面產(chǎn)生渦流，并導(dǎo)致氣流分離現(xiàn)象的出現(xiàn)。根據(jù)慣性，氣流在出現(xiàn)后，將緊貼葉面的凹面流動(dòng)，在凸面產(chǎn)生強(qiáng)烈的渦流。繼而，該渦流會(huì)迅速發(fā)展，在葉柵前后產(chǎn)生壓力差，并在葉柵前后的壓力差作用下，出現(xiàn)氣流的流動(dòng)、分離、中斷，周而復(fù)始，形成惡性循環(huán)。如在上述過(guò)程中未有效能控制氣流，則上述氣流有可能逆沖出壓氣機(jī)，引發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生喘振現(xiàn)象[2]。

2? 喘振故障監(jiān)控方法

就發(fā)動(dòng)機(jī)喘振而言，為了確定能夠?qū)崟r(shí)反映出發(fā)動(dòng)機(jī)失速或喘振狀態(tài)的參數(shù)，需要對(duì)上述時(shí)段內(nèi)壓氣機(jī)的出口壓力、空氣流量、轉(zhuǎn)速、振動(dòng)以及噪音等因素進(jìn)行分析。發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的監(jiān)控通常通過(guò)在控制系統(tǒng)中設(shè)定的喘振信號(hào)來(lái)實(shí)現(xiàn)。喘振信號(hào)一般通過(guò)壓氣機(jī)出口壓力的變化來(lái)進(jìn)行判定。比較典型的方法之一，是將壓力器出口總壓脈動(dòng)與壓氣機(jī)出口平均總壓的比值的大小作為是否進(jìn)入喘振的判斷標(biāo)準(zhǔn)[3]。

3? 某型發(fā)動(dòng)機(jī)喘振具體故障分析

下面首先以某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)的喘振故障為例，對(duì)其進(jìn)行故障原因分析。

3.1 喘振現(xiàn)象復(fù)盤? 圖1為某型發(fā)動(dòng)機(jī)開展高空飛行出現(xiàn)喘振停車故障時(shí)主要參數(shù)的變化曲線。從圖中易知，喘振發(fā)生于約9秒處，此時(shí)油門桿正處于上移過(guò)程中。9秒后受喘振信號(hào)觸發(fā)影響，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、排氣溫度及壓氣機(jī)出口總壓P31均開始下降，在下降過(guò)程中同時(shí)存在一定的擺動(dòng)。約1秒后，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降至空中慢車轉(zhuǎn)速附近，此時(shí)排氣溫度開始大幅上升，同時(shí)伴隨有轉(zhuǎn)速懸掛現(xiàn)象。約28秒時(shí)排氣溫度超限，觸發(fā)切油保護(hù)，隨后操作人員將發(fā)動(dòng)機(jī)手動(dòng)拉停，油門桿回到零位。根據(jù)上述過(guò)程描述，易知在發(fā)動(dòng)機(jī)喘振后，觸發(fā)了發(fā)動(dòng)機(jī)消喘，但消喘最終并未起效。下面就上述問題進(jìn)行初步的分析。

3.2 風(fēng)扇以及壓氣機(jī)進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)向葉片調(diào)節(jié)

以某型發(fā)動(dòng)機(jī)為例，根據(jù)其風(fēng)扇以及壓氣機(jī)的進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)向葉片的調(diào)節(jié)趨勢(shì)，可以得知發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)向葉片“a1”以及壓氣機(jī)進(jìn)口可調(diào)導(dǎo)向葉片“a2”在調(diào)節(jié)過(guò)程中，其發(fā)生的相關(guān)變化。如圖2和圖3所示，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生時(shí)，“a1”以及“a2”開度位置均處于正常調(diào)節(jié)范圍內(nèi)，隨后在發(fā)動(dòng)機(jī)消喘功能控制的影響下，“a2”在全過(guò)程內(nèi)共進(jìn)行了五次消喘調(diào)節(jié)，如圖3箭頭所示。而在上述過(guò)程中，由于“a1”已提前打開至最小調(diào)節(jié)極限位，因此在消喘調(diào)節(jié)過(guò)程中，其位置不變。由此可見，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振前后，“a1”以及“a2”調(diào)節(jié)過(guò)程符合設(shè)計(jì)的消喘控制規(guī)律要求，其調(diào)節(jié)規(guī)律未見異常[4]。

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管喉道面積調(diào)節(jié)? 將發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口喉部面積標(biāo)記為D8，圖四即為其隨高壓換算轉(zhuǎn)速變化的曲線圖。如圖4所示，在發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生前，D8處于正常的小喉部面積位置。發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生后，D8根據(jù)控制規(guī)律正常完成了4次消喘措施，即適度放大尾噴口喉部面積[5]。隨后，由于發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)換轉(zhuǎn)速隨著消喘控制措施的采取而降低，D8按照正常控制規(guī)律，調(diào)節(jié)至大喉部面積狀態(tài)。如上可知，在發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生前后，D8調(diào)節(jié)規(guī)律亦未見異常[4]。

3.4 主燃油控制分析? 根據(jù)控制規(guī)律設(shè)計(jì)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)監(jiān)測(cè)到喘振的發(fā)生時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的作用下，消喘切油程序?qū)⒈蛔詣?dòng)激活，并在上述消喘切油程序結(jié)束后自動(dòng)恢復(fù)向燃燒室供油，以使得發(fā)動(dòng)機(jī)盡快恢復(fù)到喘振前的穩(wěn)定狀態(tài)，避免出現(xiàn)空中停車。根據(jù)采集到的發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室燃油供油壓力變化曲線（圖5），可以得知在喘振前，油門桿上推后，主燃燒室燃油供油壓力正常上升。當(dāng)喘振發(fā)生后，發(fā)動(dòng)機(jī)前后共執(zhí)行了5次消喘切油程序。在第一次切油執(zhí)行完畢后，發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)速即迅速下降至空中慢車（及以下），隨后出現(xiàn)疑似空中停車現(xiàn)象。隨后在消喘切油和自動(dòng)恢復(fù)向燃燒室供油等控制規(guī)律的來(lái)回切換及共同作用下，主燃燒室的燃油供油壓力始終在供油量下限位附近擺動(dòng)，并因此而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)在上述過(guò)程中出現(xiàn)了明顯的轉(zhuǎn)速懸掛、排氣超溫等異?，F(xiàn)象。由上易知，發(fā)動(dòng)機(jī)消喘切油出現(xiàn)異常，第1次消喘切油后直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)疑似空?，F(xiàn)象，后續(xù)消喘切油和恢復(fù)供油之間的來(lái)回切換則使得發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)了轉(zhuǎn)速懸掛現(xiàn)象[4]。

3.5 飛行平臺(tái)進(jìn)氣擾動(dòng)影響情況? 如圖6，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生前后，飛行平臺(tái)的馬赫數(shù)穩(wěn)定，飛行迎角和俯仰角均穩(wěn)定在較小范圍內(nèi)，縱向和側(cè)向過(guò)載干擾較小，整體飛行姿態(tài)穩(wěn)定，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣條件良好，無(wú)任何嚴(yán)重的進(jìn)氣擾動(dòng)影響因素。因此，可以排除進(jìn)氣擾動(dòng)對(duì)喘振發(fā)生以及消喘失敗的影響[4]。

3.6 發(fā)動(dòng)機(jī)消喘機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)檢查情況

在落地后進(jìn)行地面檢查的過(guò)程中，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)控制消喘切油深度的節(jié)流嘴出現(xiàn)了一定程度的脫落，上述情況會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)在執(zhí)行消喘切油程序時(shí)，過(guò)度切油[4]。

3.7 加速性檢查? 上述喘振發(fā)生在發(fā)動(dòng)機(jī)加速過(guò)程中。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)從慢車狀態(tài)至中間狀態(tài)的加速性數(shù)據(jù)（表1）進(jìn)行檢查可知，發(fā)動(dòng)機(jī)在喘振發(fā)生高度（0.647Hp.max）正常加速時(shí)發(fā)生喘振，其加速時(shí)間略小于在較低高度時(shí)進(jìn)行的相同加速所需的時(shí)間。[4]說(shuō)明在提高工作高度及略微提升加速時(shí)間的共同影響下，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度較之前偏低，可以合理推論，加速供油量與穩(wěn)定裕度之間的匹配可能存在問題。

3.8 喘振停車故障原因? 綜上，分析某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)過(guò)程中喘振停車故障原因，其喘振發(fā)生時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)正常，進(jìn)氣穩(wěn)定，消喘機(jī)構(gòu)控制規(guī)律正常，燃油控制規(guī)律正常。發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度不足，有較大可能是導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)在正常飛行試驗(yàn)的加速過(guò)程中出現(xiàn)喘振的主要原因。后續(xù)消喘失敗以及發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)空中停車，則是由于啟動(dòng)裝置機(jī)械問題導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)消喘氣切油過(guò)深引起。在消喘切油和啟動(dòng)恢復(fù)供油的共同作用下，使發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)轉(zhuǎn)速懸掛現(xiàn)象，是發(fā)動(dòng)機(jī)消喘失效的主要原因之一[4]。

4? 常見的航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振故障預(yù)防措施

4.1 改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)自身結(jié)構(gòu)預(yù)防喘振? 在改進(jìn)過(guò)程中，需要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)自身的結(jié)構(gòu)進(jìn)行針對(duì)性調(diào)整，以預(yù)防喘振現(xiàn)象。例如，現(xiàn)代渦扇式航空發(fā)動(dòng)機(jī)一般設(shè)計(jì)為雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化、壓氣機(jī)偏離設(shè)計(jì)工作狀態(tài)時(shí)，雙轉(zhuǎn)子或三轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓/中壓部分將會(huì)自動(dòng)完成轉(zhuǎn)速調(diào)整匹配，以保障各級(jí)壓氣機(jī)進(jìn)口流量系數(shù)接近設(shè)計(jì)值，使壓氣機(jī)穩(wěn)定工作，增加喘振裕度。同時(shí)，可采用進(jìn)氣道內(nèi)表面處理，通過(guò)開直槽或斜槽的方法，當(dāng)其進(jìn)氣槽增大，接近氣流分離狀態(tài)時(shí)，氣流可沿開槽方向流入進(jìn)氣道，使氣道內(nèi)氣流速度加快，削弱氣流分流現(xiàn)象，從而避免出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。此外，對(duì)壓氣機(jī)葉片進(jìn)行必要的造型設(shè)計(jì)，也可以在一定程度上消除或推遲喘振現(xiàn)象的發(fā)生[6]。

4.2 終端設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)防止喘振現(xiàn)象發(fā)生? 通過(guò)設(shè)計(jì)喘振的監(jiān)視及控制系統(tǒng)，可以防止喘振現(xiàn)象發(fā)生。典型的喘振控制系統(tǒng)通常由信號(hào)、控制、執(zhí)行三部分組成，當(dāng)該系統(tǒng)的信號(hào)部分監(jiān)測(cè)到喘振信號(hào)時(shí)，其立即將上述信號(hào)傳遞給控制系統(tǒng)，控制部分分析后，執(zhí)行部分自動(dòng)執(zhí)行預(yù)設(shè)的消喘程序，從而避免喘振現(xiàn)象的發(fā)生或在喘振發(fā)生后立即消除。喘振控制系統(tǒng)通常可以通過(guò)以下幾種方式防止喘振。例如，通過(guò)在壓氣機(jī)預(yù)設(shè)的某些中間級(jí)進(jìn)行級(jí)間放氣、在增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)進(jìn)口處設(shè)置多級(jí)聯(lián)動(dòng)式的可調(diào)導(dǎo)向葉片、設(shè)置適當(dāng)?shù)墓┯鸵?guī)律以迅速改變發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)使其退出喘振區(qū)域等。

5? 對(duì)商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)的啟示

飛行試驗(yàn)是商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研制的重要組成部分。飛行試驗(yàn)臺(tái)，相較于地面試車臺(tái)和高空試車臺(tái)，在獲取發(fā)動(dòng)機(jī)在真實(shí)工作條件下的性能數(shù)據(jù)方面，具有無(wú)可比擬的優(yōu)勢(shì)?？罩衅饎?dòng)、進(jìn)氣畸變等試驗(yàn)科目?jī)H能夠在飛行試驗(yàn)中開展。在飛行試驗(yàn)的苛刻條件下，被試發(fā)動(dòng)機(jī)可以充分暴露其設(shè)計(jì)、制造和運(yùn)行中存在的各類問題。同時(shí)，飛行試驗(yàn)是商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證的必由之路。根據(jù)CCAR33部的規(guī)定，商用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在裝配至目標(biāo)機(jī)型試飛取得適航合格證前，應(yīng)首先進(jìn)行它機(jī)取證。在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中，喘振作為易發(fā)、多發(fā)且發(fā)生后果較為嚴(yán)重的故障，一直受到重點(diǎn)關(guān)注。一個(gè)型號(hào)在開展飛行試驗(yàn)前，必定已在地面試車臺(tái)和高空試車臺(tái)進(jìn)行了充分的試驗(yàn)，并針對(duì)試驗(yàn)中暴露的喘振現(xiàn)象，進(jìn)行了深刻詳盡的故障原因分析和針對(duì)性改進(jìn)。但通過(guò)本文分析的某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)喘振故障分析可以看出，即便是已根據(jù)地面試車臺(tái)和高空試車臺(tái)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了改進(jìn)的發(fā)動(dòng)機(jī)，在試驗(yàn)環(huán)境更為真實(shí)的飛行試驗(yàn)中，仍然暴露出了喘振及消喘失敗的問題。這就要求我們一方面要根據(jù)引起喘振的條件，通過(guò)地面試驗(yàn)和仿真數(shù)據(jù)，提前調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和控制規(guī)律，檢驗(yàn)飛行試驗(yàn)中喘振監(jiān)測(cè)措施的有效性;另一方面，應(yīng)提前考慮到原有控制手段可能的失效，以及上述控制手段失效后可能發(fā)生的喘振、懸掛等現(xiàn)象及其后果，并提前準(zhǔn)備有針對(duì)性的應(yīng)急響應(yīng)措施，確保飛行試驗(yàn)的安全;此外，應(yīng)嚴(yán)格試驗(yàn)紀(jì)律，做好相應(yīng)策劃，對(duì)被試發(fā)動(dòng)機(jī)，在飛行試驗(yàn)前應(yīng)首先策劃詳盡的檢查方案和內(nèi)容，做好技術(shù)交底，檢查人員應(yīng)做到認(rèn)真檢查、正確操作和有效維護(hù)，避免因人為因素導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的意外失效，避免浪費(fèi)寶貴的飛行試驗(yàn)時(shí)間，甚至引發(fā)喘振乃至更嚴(yán)重的后果。

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