高空長航時(shí)無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障分析

郭政波，楊 雄，姚尚宏

(中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，陜西 西安 710089)

0 引 言

高端無人機(jī)與有人駕駛飛機(jī)相比，具有體積小、重量輕、機(jī)動(dòng)性好、隱身能力高、突防能力強(qiáng)、運(yùn)行成本低、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)，這些優(yōu)勢(shì)很大程度上依賴于動(dòng)力系統(tǒng)的能力，作為無人機(jī)的“心臟”，動(dòng)力裝置對(duì)無人機(jī)的性能、成本和可靠性等具有決定性影響[1]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，主要由擴(kuò)壓器、火焰筒、噴嘴、旋流器、點(diǎn)火器、聯(lián)焰管等組成，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，供入燃燒室的燃料與來自壓氣機(jī)的高壓空氣混合，形成可燃的油氣混合氣，并進(jìn)行充分有效地燃燒。燃燒后的高溫、高壓燃?xì)馔苿?dòng)渦輪后在噴管中進(jìn)一步膨脹、加速，從而形成反作用推力。余氣系數(shù)和油氣比作為表征燃燒室工作性能、可靠性和穩(wěn)定性的重要參數(shù)，工程中在分析發(fā)動(dòng)機(jī)空中貧油或富油熄火、燃燒室工作質(zhì)量及發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性方面受到工程師的普遍青睞，在實(shí)際飛行中具有重要的研究價(jià)值[2]。

筆者針對(duì)某型高空長航時(shí)無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障，基于試飛故障數(shù)據(jù)，深入分析了停車前發(fā)動(dòng)機(jī)油氣比和余氣系數(shù)的變化，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性，探尋了故障機(jī)理，最終確定了其故障原因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室富油熄火，并給出了相應(yīng)的解決措施，在后續(xù)試飛中對(duì)解決措施的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性和可靠性，為促進(jìn)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的加快成熟提供了技術(shù)支撐。

1 無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)停車過程分析

無人機(jī)在高空巡航高度、小速度飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加減速過程典型參數(shù)變化曲線如圖1所示，其中架次2和架次3飛行中出現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)停車事故征侯。圖1中Hp表示飛行高度，Vi表示飛行表速，α表示油門角度，n1表示轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，Pfu表示副油路壓力。從圖1中可以看出，3次都進(jìn)行了不同程度地自動(dòng)推、拉桿動(dòng)作。以兩次發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)刻to=44 s為基準(zhǔn)，to時(shí)刻后，架次1中發(fā)動(dòng)機(jī)繼續(xù)正常工作，架次2和架次3飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車。值得注意的是，架次1飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)副油路壓力沒有超限，架次2飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)停車前副油路壓力Pfu超出限制值7.5 MPa，架次3飛行中停車前副油路壓力接近限制值。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加減速過程典型參數(shù)變化曲線

3個(gè)架次發(fā)動(dòng)機(jī)推、拉桿前后主要參數(shù)變化見表1所列。

表1 遭遇加速過程中推、拉桿前后發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)變化

通過對(duì)比圖1和表1可以得到：

(1) 架次1的兩次推桿除了歷程時(shí)間(第一次13.35 s，第二次7.35 s)不一樣，其他情況基本相同，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常。架次3第一次推桿油門初始位置高，最終推到50.1°，比架次1油門位置高，其他的情況與架次1第二次推桿接近，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常。

(2) 架次2的推桿歷時(shí)較長為22.43 s，油門從43.6°推至52.5°，接近限制值55°，副油路壓力變化較大，增大了4.61 MPa，壓力超限，發(fā)動(dòng)機(jī)停車。次3第二次推桿和架次2相似，歷時(shí)16.61 s，油門從45.7°推至51.8°，副油路壓力增大了4.07 MPa，副油路壓力超限；架次3第三次推桿歷時(shí)8.25 s，油門從46.2°推至53.4°，接近限制值55°，副油路壓力增大了3.25 MPa，副油路壓力接近極限值7.5 MPa，發(fā)動(dòng)機(jī)停車。

(3) 架次2遭遇加速和架次3的第三次遭遇加速有一個(gè)共同點(diǎn)：發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速工作在較低位置且處于下降階段，而發(fā)動(dòng)機(jī)處于推桿階段，油門位置較高，接近限制值55°。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車原因分析

架次2和架次3巡航飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加速過程中轉(zhuǎn)速和副油路壓力變化關(guān)系如圖2所示。

圖2 6月2日和11月14日遭遇加速過程中副油路壓力與轉(zhuǎn)速變化曲線

從圖1、2可以看出，2次空停現(xiàn)象的共同點(diǎn)：①推油門前轉(zhuǎn)速處于下降過程；②推油門到較大位置；③停車前出現(xiàn)副油路壓力急增。圖3是典型架次發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加速過程中油門與轉(zhuǎn)速變化關(guān)系。由圖1、3可以看出架次1發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常情況下，油門對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速符合理論設(shè)計(jì)值，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常；而架次2、架次3停車點(diǎn)油門位置約為52.8°、53.3°，停車點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速基本相同，n1=94.3%，低于圖4中對(duì)應(yīng)的理論設(shè)計(jì)值97.8%，由油門桿位置決定的供油量和n1轉(zhuǎn)速?zèng)Q定的進(jìn)氣量匹配性變差，油氣比增大，加劇發(fā)動(dòng)機(jī)富油程度，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)空中富油停車。

以上分析表明，較高的油門位置增大了發(fā)動(dòng)機(jī)的供油，但發(fā)動(dòng)機(jī)正處于較低轉(zhuǎn)速恢復(fù)加速的工作狀態(tài)，不能按油門位置及時(shí)提高轉(zhuǎn)速，出現(xiàn)了進(jìn)氣與供油不匹配的情況，因此油門桿位置決定的供油量和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣量不匹配是導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)富油停車的直接原因。下面從燃燒穩(wěn)定性的角度展開詳細(xì)分析。

圖3 典型架次發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加速過程中油門與轉(zhuǎn)速變化關(guān)系

燃燒室工作特點(diǎn)之一就是混合氣的燃燒是在高速氣流中進(jìn)行的。只有在燃燒區(qū)保持著穩(wěn)定的點(diǎn)火源，才能保證燃燒室穩(wěn)定燃燒，這點(diǎn)主要是取決于混合氣的余氣系數(shù)是否合適，是否超出穩(wěn)定燃燒范圍。因此，余氣系數(shù)超出穩(wěn)定燃燒范圍是燃燒室熄火、發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車的根本原因。

受發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試條件的限制，采用間接方法計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)油氣比和余氣系數(shù)，其中空氣流量按轉(zhuǎn)速、進(jìn)口總溫計(jì)算，燃油流量按副油路壓力計(jì)算[3]，可以得到無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航高度正常工作時(shí)，在不同馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)的油氣比F、余氣系數(shù)β與低壓轉(zhuǎn)速n1的關(guān)系曲線如下圖4、5所示，圖4、5中M表示馬赫數(shù)。

圖4 不同馬赫數(shù)下油氣比與低壓轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線

從圖4、5可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)正常穩(wěn)態(tài)工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)余氣系數(shù)大于3.5，且隨馬赫數(shù)增大而增大；油氣比均小于0.018 9，且隨著馬赫數(shù)的減小而降低。

同時(shí)，計(jì)算了2次發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車前發(fā)動(dòng)機(jī)的油氣比與余氣系數(shù)如表2所列。

由圖4、5和表2可以得出，與發(fā)動(dòng)機(jī)正常狀態(tài)時(shí)相比，2次空中停車時(shí)的余氣系數(shù)和油氣比發(fā)生了較大的偏離，因此發(fā)動(dòng)機(jī)處于富油狀態(tài)，工作點(diǎn)反映在下圖6中靠近穩(wěn)定區(qū)域的下邊界，燃燒室穩(wěn)定工作裕度變小，若進(jìn)行遭遇加減速或者推拉油門桿時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)有滯后，燃燒室工作點(diǎn)靠近富油邊界，很容易引起燃燒室熄火，在2次停車的試飛架次中得到了驗(yàn)證。

圖5 不同馬赫數(shù)下余氣系數(shù)與低壓轉(zhuǎn)速的關(guān)系曲線

日期余氣系數(shù)β(計(jì)算值)油氣比F(計(jì)算值)架次23.0670.0226架次33.0030.0241

圖6 典型燃燒室穩(wěn)定工作區(qū)域

3 解決措施及驗(yàn)證

通過對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障的數(shù)據(jù)分析，定位了故障原因，最終針對(duì)該故障做了如下解決措施：

(1) 優(yōu)化試飛航路規(guī)劃：飛機(jī)爬升到巡航高度改平后保持直線平飛30 km以上，避免飛控自動(dòng)大幅度推油門桿。

(2) 優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器軟件。當(dāng)油門指令小于50°時(shí)，油門不允許超過轉(zhuǎn)速對(duì)應(yīng)油門設(shè)計(jì)位，并保持20 s，20 s后油門正常跟隨飛控指令。

解決措施完成后，在后續(xù)的飛行中，故障未復(fù)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定，措施有效。

4 結(jié) 語

對(duì)某型無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車故障進(jìn)行了分析，計(jì)算了停車前發(fā)動(dòng)機(jī)油氣比和余氣系數(shù)的變化，探尋了故障機(jī)理，確定了其故障原因，并結(jié)合試飛實(shí)際，給出了合理的解決措施。在積累發(fā)動(dòng)機(jī)停車故障定位經(jīng)驗(yàn)的同時(shí)，也為無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)在設(shè)計(jì)上的優(yōu)化提供了數(shù)據(jù)支持。