航空發動機導流葉片角度調節參數變化故障分析

范世新，黃猛，鄭明

航空發動機導流葉片角度調節參數變化故障分析

范世新1，黃猛2，鄭明1

(1.沈陽黎明航空發動機(集團)有限責任公司，遼寧沈陽110043；2.中國人民解放軍駐黎明公司軍代表室，遼寧沈陽110043)

某型發動機低壓壓氣機進口導流葉片角度α1，其電子調節部分執行機構電磁活門的占空比(Sα)，在整個調節過程中是起關鍵作用的重要參數，但在臺架試車過程中曾多臺次出現在不同次檢查時Sα數值變化的故障。通過對α1主調節系統工作原理的深入分析，確定試車中Sα變化故障是由于燃油調節機構摻混入空氣所致，并得到試車驗證。本研究對發動機試車中類似故障的排除具有重要的參考意義。

航空發動機；進口導流葉片角度；調節系統；占空比；帶襯筒活塞

1 引言

某發動機為保證低壓壓氣機一定的喘振裕度和空氣流量，對低壓壓氣機進口導流葉片角度α1進行了調節[1，2]。α1的主調節系統是電子-液壓機械調節系統，在發動機正常工作時，根據發動機低壓轉子換算轉速n1np的變化，主要由綜合調節器α1調節通道調節；當綜合調節器α1調節通道故障時，系統自動切換到根據發動機高壓轉子換算轉速n2np，由液壓機械調節器調節[3]。

α1電子調節部分執行機構的電磁活門，根據綜合調節器α1調節通道發出的載有占空比(Sα)的電脈沖信號進行開、關，進而控制帶調節襯筒活塞右腔的油壓。占空比定義為：電磁活門輸入周期為T的電脈沖信號，一個周期的電脈沖信號使電磁活門開、關一次，處于打開狀態的時間為T1，將T1/T稱為占空比。其中，在整個調節過程中，Sα是直接決定著調節品質好壞的重要參數。

在發動機檢驗試車規范中，有專門的試車程序要求對Sα進行檢查，即將發動機過渡到n1np=90%狀態，測量此時的Sα為50%±4%。如果Sα不符合技術條件，則在停車后調整占空比調整節流器，使Sα符合技術條件要求。增大占空比調整節流器的流量則Sα增大，減小占空比調整節流器的流量則Sα減小[4]。

但在該發動機實際試車過程中，曾多臺次出現Sα數值變化故障。具體為：當按技術條件檢查Sα時數值偏小，在更換流量稍大的占空比調整節流器后，開車首次檢查Sα數值合格，但當發動機運轉一定時間后再次檢查，Sα數值則發生變化，且大于規定值。

2 α1電子-液壓機械調節系統

2.1系統組成

α1電子-液壓機械調節系統(圖1)，主要由綜合調節器α1調節通道(電子調節器)、α1液壓機械調節器和α1導流葉片等組成。綜合調節器α1調節通道，由信號生成器、α1程序生成器、校正裝置、脈寬調制器、電子部分的執行機構(α1電磁活門)等組成。α1液壓機械調節器，主要由帶調節襯筒活塞、占空比調整節流器、分油活門、作動筒、杠桿、反饋凸輪等組成。

圖1 低壓壓氣機進口導流葉片調節系統Fig.1 Low-pressure compressor IGV control system

2.2系統工作原理

2.2.1綜合調節器α1調節通道工作原理

信號生成器有n1np信號生成器和α1信號生成器。n1np信號生成器將綜合調節器n1通道輸入的正比于n1(n1為低壓壓氣機轉子物理轉速)和t1(t1為發動機進口溫度)的電壓信號，生成正比于n1np的電壓信號并送至α1程序生成器。α1信號生成器將位移傳感器測量的實際α1信號，轉換成正比于α1的電壓信號后輸送到程序生成器[5]。

α1程序生成器根據n1np值形成所需的α1調節程序值信號，并對比α1信號生成器生成的α1信號值，形成失調信號Δα1，經校正裝置后輸入到脈寬調制器。脈寬調制器再將失調信號調制成Sα的電脈沖信號。

Sα信號經功率放大器放大后輸給執行機構——α1電磁活門，實施對α1的調節。將α1調到與n1np相符的角度上，失調信號消失。失調信號為零時Sα=50% (理想狀態)，失調信號為負時Sα＜50%，失調信號為正時Sα＞50%。Sα與Δα1間的關系如圖2所示。

圖2 Sα與Δα1間的關系Fig.2 Variation ofSαwithΔα1

2.2.2α1電子-液壓機械調節系統的工作過程

發動機處于穩定工作狀態時，電子部分的Sα= 50%，襯筒處于中立位置，分油活門蓋住作動筒左右腔油路，作動筒活塞位置一定，α1與發動機工作狀態相適應。

當推油門時，發動機在加速調節器的控制下轉速不斷增大。由于高壓轉子的轉動慣性較小，隨著轉速的增大，通過主泵調節器n2np轉速指令形成裝置和杠桿的作用，使α1液壓機械調節器的分油活門左移，打開作動筒活塞左腔的回油路和右腔的來油路，使作動筒活塞開始左移，α1朝增大發動機空氣流量方向轉動。與此同時，綜合調節器α1調節通道形成α1偏差信號(失調信號)Δα1，作用到校正裝置上進行系統動態品質校正，再經脈寬調制器調制成Sα＜50%的寬脈沖信號作用到α1電磁活門上，電磁活門的回油開度減小，帶襯筒活塞右腔油壓增大使活塞左移，分油活門相對于襯筒的開度減小，保證調節系統先快后慢的動態特性。

隨著作動筒活塞的左移，α1不斷增大，通過α1液壓機械調節器反饋凸輪的轉動，使分油活門開始向中立位置右移。同理，由于Δα1開始增大，Sα也開始增大，電磁活門開度開始開大，帶襯筒活塞也開始朝中立位置右移。在襯筒還處在中立位置左邊時，分油活門已追趕上襯筒，并蓋住襯筒通往作動筒活塞左右腔的油路。

隨著發動機轉速的增大，α1增大，Δα1增大，Sα逐漸增大，電磁活門進一步開大，回油量增多，帶襯筒活塞右移，作動筒活塞右腔來油路和左腔回油路重新溝通。當襯筒運動到原中立位置時，Δα1增大到等于零，Sα=50%，分油活門在反饋凸輪作用下重新蓋住襯筒上的油路，調節過程結束，α1與發動機新的狀態相對應。

3 Sα變化故障機理分析

通過上述分析可知，Sα的大小與Δα1直接有關，而Δα1由α1程序生成器形成的α1調節程序值信號和α1信號生成器測量的實際α1信號的差值決定。Sα變大，實際上是Δα1變大。Δα1變大，一方面可能是由于α1程序生成器形成的α1調節程序值信號變大引起，另一方面可能是實際的α1變小所致。如果綜合調節器輸入的低壓轉子轉速信號和發動機進口溫度信號正常，那么Sα變大只能是實際的α1變小所致。

Sα變大，則電磁活門打開的時間增長，回油量增多，帶調節襯筒活塞右腔油壓減小，活塞右移回到原中立位置，增大了作動筒活塞左腔回油路和右腔來油路，迫使作動筒活塞左移，使α1增大。因此，α1減小實際上是由于帶襯筒活塞右腔油壓變大所致。

由于Sα變化故障，是在更換流量稍大的占空比調整節流器后發動機運轉一定時間出現的。由此可見，活塞右腔油壓是在更換占空比調整節流器后發動機運轉一定時間變大的?？紤]到整個過程中唯一的人為因素，是更換了占空比調整節流器，那么導致活塞右腔油壓變大的最大可能，是在更換占空比調整節流器時主泵調節器帶襯筒活塞右腔摻混入了空氣。在發動機運轉時間較短時，帶襯筒活塞右腔由于摻混了空氣而油壓較低，造成調節的假象。而在發動機運轉一定時間后，帶襯筒活塞右腔的空氣逐漸排盡，油壓最終變大。因此，Sα變大故障最可能的原因，是更換占空比調整節流器時帶襯筒活塞右腔摻混入了空氣。

4 試車驗證

為驗證前文分析給出的Sα變大故障原因，利用一臺曾出現過Sα變大故障的發動機進行驗證試車。結果表明，當主泵調節器占空比調整節流器拆下后，再重新安裝造成帶襯筒活塞右腔有氣體時，Sα值偏小；反復開車幾次，隨著氣體逐漸排凈，Sα值增大到合格范圍。驗證試車結果證實了分析的正確性。

5 結束語

本文通過深入分析α1電子-液壓機械調節系統工作原理，確定試車中占空比變化故障，是由于更換占空比調整節流器時，帶襯筒活塞右腔摻混入空氣引起，并通過驗證試車得到驗證。本研究對于發動機試車過程中類似故障的排除具有重要的指導意義。

[1]姜偉，趙士杭，龐為，等.燃氣輪機原理、結構與應用[M].西安：空軍工程學院，1998.

[2]廉筱純，吳虎.航空發動機原理[M].西安：西北工業大學出版社，2005.

[3]謝壽生.加力渦扇發動機[M].西安：空軍工程學院，1998.

[4]周宗才，謝壽生.發動機的性能調整與排故手冊[M].西安：空軍工程學院，1996.

[5]周宗才.飛機推進系統控制[M].西安：空軍工程學院，1997.

Failure Analysis on Adjustable Parameter Deviation of Aero-Engine′s Compressor Inlet Guide Vane Angle

FAN Shi-xin1，HUANG Meng2，ZHENG Ming1
(1.Shenyang Liming Aero-engine Group Corporation Ltd.，AVIC，Shenyang 110043，China；2.Air Force Representative in Liming，Shenyang 110043，China)

Sα,the open time ratio signal from electronic control unit for the electro-magnetic valve,of the angleα1actuator of an engine′s low-pressure compressor IGV,is an important parameter during the whole adjusting work.During engine bed tests,Sαvalue deviation failures appeared several times among repeating checks.Based on the analysis of working principle ofα1angle control system and verification by engine tests,it was ascertained that the open time ratioSαparameter deviation failure was caused by the mixing of air into fuel control system.This research is referential to clear the similar failures in engine testing.

aero-engine；IGV’s angle；control system；open time ratio；sleeve-piston

V263.6；V233.7

A

1672-2620(2013)04-0048-03

2013-03-25；

2013-07-24

范世新(1972-)，男，遼寧海城人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機地面試車和整機振動測試分析工作。