無人機(jī)用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障分析

郭政波，房劍鋒，劉振剛

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

1 引言

無人機(jī)(UAV)以其優(yōu)越的作戰(zhàn)性能得到了世界軍事強(qiáng)國的高度重視。特別是高空長航時(shí)無人機(jī)、無人作戰(zhàn)飛機(jī)、無人轟炸機(jī)以及高超聲速無人機(jī)等高端無人機(jī)，已成為國際軍事領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)[1-2]。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[3]。近年來，隨著先進(jìn)無人機(jī)戰(zhàn)技指標(biāo)的不斷提升，相應(yīng)地對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)指標(biāo)提出了更加苛刻的要求，要求發(fā)動(dòng)機(jī)在高空低壓、低溫、低速環(huán)境下，具備耗油率低、較大負(fù)載和引氣、油門速率限幅、工作穩(wěn)定等主要能力。要實(shí)現(xiàn)這些能力，發(fā)動(dòng)機(jī)燃油控制系統(tǒng)的功能、性能及其高可靠性就顯得尤為重要[4-6]。為此，業(yè)內(nèi)專家對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)進(jìn)行了大量研究。李波等[7]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)進(jìn)行了AMESim建模仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證，為工程人員開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)和評(píng)估提供了參考。張東輝等[8]就高溫燃油特性變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)、液壓機(jī)械裝置、電器元件和發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的影響進(jìn)行了分析，給出了燃油溫度限制的參考值。曹惠玲等[9]應(yīng)用貝葉斯網(wǎng)絡(luò)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油泵組件進(jìn)行了故障征兆分析和概率計(jì)算、數(shù)據(jù)驗(yàn)證，引入了代價(jià)函數(shù)對(duì)結(jié)果進(jìn)行評(píng)估，為航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)安全運(yùn)行提供了合理可靠的檢測(cè)途徑。楊康等[10]針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)故障樣本少難以診斷的問題，提出采用分層SDG模型進(jìn)行故障診斷，縮小故障源搜索空間，根據(jù)測(cè)量節(jié)點(diǎn)之間內(nèi)在聯(lián)系向前搜索，獲得了備選故障源的集合。而在工程應(yīng)用中，航空發(fā)動(dòng)機(jī)主燃油系統(tǒng)在性能設(shè)計(jì)或制造水平上的提高，離不開一次次的排故和技術(shù)積累，特別是實(shí)際飛行中所出現(xiàn)故障的分析定位尤為重要。

本文針對(duì)無人機(jī)用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試飛中出現(xiàn)的轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障，通過對(duì)比發(fā)動(dòng)機(jī)地面故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)及實(shí)際試飛中轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障數(shù)據(jù)，分析了主燃油系統(tǒng)工作原理，構(gòu)建了故障樹，分析了故障機(jī)理，定位了故障原因，并給出了相應(yīng)的解決措施；在地面試驗(yàn)和后續(xù)試飛中對(duì)解決措施的可行性和有效性進(jìn)行了驗(yàn)證，為促進(jìn)無人機(jī)用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)提供了技術(shù)支撐。

2 燃油系統(tǒng)工作原理

圖1 燃油系統(tǒng)工作原理Fig.1 Working principle of fuel system

發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的功能是向燃燒室供給一定壓力和流量的燃油，當(dāng)油門變化時(shí)能迅速可靠地改變其工作狀態(tài)，同時(shí)防止發(fā)動(dòng)機(jī)超溫、超壓、超轉(zhuǎn)，保證航空發(fā)動(dòng)機(jī)迅速可靠起動(dòng)。無人機(jī)用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)主要由離心增壓泵、燃油濾、主燃油泵調(diào)節(jié)器(簡稱主泵)、燃油噴嘴等組成，其工作原理如圖1所示。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，燃油從飛機(jī)油箱流出，經(jīng)飛機(jī)燃油供油泵→流量表→斷油防火開關(guān)→離心增壓泵→燃滑油附件→燃油濾→細(xì)油濾后進(jìn)入主泵。正常情況下，進(jìn)入主泵的燃油被柱塞泵增壓后經(jīng)壓力分配器進(jìn)入主泵，然后到主、副燃油總管，經(jīng)燃油噴嘴進(jìn)入燃燒室。應(yīng)急工作模式下，由副油路單獨(dú)供給燃燒室燃油（圖1中虛線所示）。

當(dāng)無人機(jī)在巡航高度執(zhí)行任務(wù)時(shí)，所處環(huán)境的大氣壓力和溫度較低，空氣密度小，無人機(jī)任務(wù)載荷設(shè)備需要較大的負(fù)載和引氣，發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定裕度較低，工作可靠性降低。同時(shí)，高空低速飛行時(shí)雷諾數(shù)較低，還會(huì)帶來發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降等問題。為改善燃油霧化效果，增加燃燒室的燃燒穩(wěn)定性，發(fā)動(dòng)機(jī)采用副油路單獨(dú)供油，以提高副油路供油壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)油氣匹配度，保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常穩(wěn)定工作。具體供油控制規(guī)律為：若副油路壓力小于設(shè)定閾值且滿足判定周期后，發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器會(huì)自動(dòng)接通斷油電磁閥，切斷主油路通往燃燒室的油路，由副油路單獨(dú)向燃燒室供油；當(dāng)無人機(jī)從巡航高度開始下降后，發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制器自動(dòng)收油門到慢車，斷開斷油電磁閥，恢復(fù)主、副油路供油。

3 故障現(xiàn)象

3.1 飛行故障現(xiàn)象

無人機(jī)在巡航高度執(zhí)行任務(wù)過程中，共出現(xiàn)了3次發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障，且情況基本相同。首次故障具體描述如下：無人機(jī)在巡航高度以有利巡航速度飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)副油路單獨(dú)供油，從油門桿角度α=43°收至高空慢車(α=33°)過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子相對(duì)換算轉(zhuǎn)速與α不對(duì)應(yīng)，發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)了轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障，如圖2所示。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不跟隨油門歷程曲線Fig.2 The process curve of engine speed not following the throttle

3.2 地面故障復(fù)現(xiàn)

根據(jù)飛行故障現(xiàn)象描述，開展主燃油泵調(diào)節(jié)器地面故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)。為模擬發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障時(shí)的工作情況，在主燃油泵試驗(yàn)器上設(shè)定了3個(gè)試驗(yàn)條件：①關(guān)閉主油路；②=93%；③起動(dòng)自動(dòng)器高空慢車調(diào)節(jié)薄膜壓差Δpm=10～50 kPa。在主燃油泵調(diào)節(jié)器地面故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)中，將油門桿調(diào)至α=43°，穩(wěn)定后收油門桿至高空慢車位(α=33°)，供油量W基本保持不變，與飛行中故障現(xiàn)象相似。試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。

表1 故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Failure recurrence test results

4 故障分析

4.1 故障樹

分析發(fā)動(dòng)機(jī)工作機(jī)理和系統(tǒng)部件間的邏輯關(guān)系[11]，針對(duì)可能引起發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不跟隨油門的故障模式建立故障樹，如圖3所示。根據(jù)故障樹，導(dǎo)致轉(zhuǎn)速不跟隨油門的因素可集中歸類為飛機(jī)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)兩大塊。根據(jù)飛行歷程復(fù)查、飛行員描述、故障機(jī)理、飛參數(shù)據(jù)分析和地面試驗(yàn)，對(duì)故障樹中描述的事件開展排查分析：

(1) 燃油化驗(yàn)正常，可排除油污染事件。

(2) 故障后無人機(jī)應(yīng)急返航，發(fā)動(dòng)機(jī)地面開車檢查工作正常、控制邏輯正確，可排除油門桿反饋不準(zhǔn)確、主機(jī)故障、電路故障、電子控制器故障。

(3) 通過地面開車、部件分解以及主燃油泵調(diào)節(jié)器故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)，排除了柱塞泵故障、定壓差活門故障、定壓活門故障、放油活門故障、慢車活門故障、油門開關(guān)油針故障、中心油濾堵塞、燃油急降電磁閥故障、斜盤故障、油門桿故障。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障樹Fig.3 Fault tree of engine speed not following the throttle

(4) 通過飛行員描述、安全監(jiān)控及飛參數(shù)據(jù)分析，燃油調(diào)節(jié)電磁閥關(guān)斷和恢復(fù)主油路功能正常，排除燃油調(diào)節(jié)器故障。

(5) 開展地面臺(tái)架摸底試驗(yàn)，轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)器調(diào)節(jié)靈敏性好，功能正常，排除轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)器故障。

(6) 壓力分配器負(fù)責(zé)分配主、副油路燃油，飛行中功能正常。

(7) 升壓限制器在發(fā)動(dòng)機(jī)加速時(shí)負(fù)責(zé)限制副油路油壓升高速度，僅對(duì)加速性能有影響，可排除。

(8) 起動(dòng)自動(dòng)器和液壓延遲器負(fù)責(zé)高空慢車轉(zhuǎn)速控制，與本次故障密切相關(guān)，且地面故障復(fù)現(xiàn)表明這兩個(gè)部件很可能是故障源。

4.2 故障機(jī)理分析

從發(fā)動(dòng)機(jī)高空慢車供油核心調(diào)節(jié)部件——起動(dòng)自動(dòng)器入手進(jìn)行分析。起動(dòng)自動(dòng)器由活門、調(diào)節(jié)薄膜、平衡彈簧等組成，主要作用是保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入到慢車狀態(tài)所需供油，其工作原理如圖4所示。圖中，pfu為副油路壓力，p0為大氣壓力，p3為壓氣機(jī)后空氣壓力。

圖4 起動(dòng)自動(dòng)器工作機(jī)理Fig.4 Working mechanism of the starter

當(dāng)無人機(jī)在巡航高度工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)主燃油泵調(diào)節(jié)器關(guān)閉主油路，僅副油路供油，活門左側(cè)的副油路燃油壓力會(huì)迅速升高。而壓氣機(jī)后空氣壓力經(jīng)節(jié)流嘴減壓后進(jìn)入調(diào)節(jié)薄膜右腔，調(diào)節(jié)薄膜左腔與大氣相通，大氣壓力與減壓后的壓氣機(jī)后空氣壓力共同作用使平衡彈簧伸縮，因此活門的開度取決于活門兩端的作用力。如果活門左側(cè)的燃油壓力大于活門右側(cè)的壓力，活門就會(huì)打開，大量燃油進(jìn)入低壓腔，造成低壓腔壓力升高。由于液壓延遲器調(diào)節(jié)活塞直接由低壓腔燃油和定壓油的壓差調(diào)節(jié)，因此當(dāng)?shù)蛪呵粔毫ι叩揭欢ǔ潭群螅簤貉舆t器調(diào)節(jié)活塞壓差低于裕度值，液壓延遲器活塞隨油門桿的作動(dòng)失效，導(dǎo)致轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障。

4.3 起動(dòng)自動(dòng)器活門及薄膜壓力分析

起動(dòng)自動(dòng)器活門打開后，放油嘴直徑D1=4.2～5.2 mm，調(diào)節(jié)薄膜有效直徑D2=5.4 mm，薄膜內(nèi)三組彈簧的剛度系數(shù)k分別為1.665、2.355和3.675，彈簧壓縮量極限值為3.0 mm。根據(jù)起動(dòng)自動(dòng)器和液壓延遲器轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)機(jī)理，以活門為對(duì)象，可建立活門打開的薄膜壓差與副油路壓力、伸縮量的關(guān)系：

式中：Δx為彈簧伸縮量。

基于地面故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過公式(1)計(jì)算得到不同彈簧在最大和最小壓縮量下活門打開極限情況下薄膜壓差與副油路壓力的關(guān)系，見圖5。從圖中可看出，故障中薄膜壓差均小于活門打開的極限薄膜壓差，活門左側(cè)油壓大于右側(cè)壓力，起動(dòng)自動(dòng)器活門打開，大量放油，直接導(dǎo)致了故障的發(fā)生。

圖5 活門打開極限情況下薄膜壓差與副油路壓力的關(guān)系Fig.5 The relationship between the differential pressure of the thin film and the auxiliary oil pressure under the valve opening limit

薄膜腔壓力的減壓系數(shù)pm/p3與壓比p0/p3的設(shè)計(jì)特性曲線如圖6所示。以調(diào)節(jié)薄膜為對(duì)象，建立薄膜兩端壓差關(guān)系：

式中：pm為薄膜壓力。

表2示出了實(shí)際試飛中出現(xiàn)的3次轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障的主要壓力參數(shù)，以及對(duì)照?qǐng)D6設(shè)計(jì)特性曲線通過公式(2)計(jì)算得到的3次故障的薄膜壓差。

5 解決措施及驗(yàn)證

圖7為故障發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)自動(dòng)器供氣管路示意圖。壓氣機(jī)后空氣壓力經(jīng)放氣嘴和放氣窗分壓后進(jìn)入薄膜腔。其中，放氣窗在高轉(zhuǎn)速、高壓比下投入工作，取消放氣窗可以提高薄膜腔壓力，達(dá)到關(guān)閉起動(dòng)自動(dòng)器活門放油的效果。

圖6 薄膜腔減壓系數(shù)與壓比的設(shè)計(jì)特性曲線Fig.6 Design characteristic curve for thin film pressure reduction coefficient and pressure ratio

表2 3次故障活門前后的壓力Table 2 Pressure before and after the valve during three faults

圖7 起動(dòng)自動(dòng)器進(jìn)氣管路示意圖Fig.7 Schematic diagram of starter inlet line

5.1 取消放氣窗可行性分析

從發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣，經(jīng)節(jié)流作用以及起動(dòng)放氣嘴和放氣窗分壓后供給起動(dòng)自動(dòng)器薄膜腔。由圖6可知，帶放氣窗的壓比p0/p3在0.25以上時(shí)，減壓系數(shù)較小，減壓作用不明顯；當(dāng)p0/p3小于0.25時(shí)，則有明顯的減壓放氣作用。起動(dòng)自動(dòng)器放氣嘴直徑范圍為0.8～1.8 mm，取消放氣窗后，計(jì)算所得減壓系數(shù)見表3。可見，在放氣嘴直徑范圍，最低減壓系數(shù)為0.70，此時(shí)起動(dòng)自動(dòng)器薄膜壓力最低。發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)減壓系數(shù)約為0.30或更小，因此取消放氣窗后起動(dòng)自動(dòng)器能夠關(guān)閉活門，避免放油。

5.2 取消放氣窗影響分析

取消起動(dòng)自動(dòng)器放氣窗后的影響分析如下：

(1) 起動(dòng)時(shí)，壓比p0/p3較高，放氣窗未投入工作，不影響起動(dòng)。

表3 不同放氣嘴減壓系數(shù)Table 3 Reduction coefficients of different deflation valve

(2) 該型無人機(jī)用發(fā)動(dòng)機(jī)使用包線窄、飛行表速低，壓氣機(jī)后空氣壓力也較低，使用中壓氣機(jī)后最大靜壓不超過1.0 MPa，高空中壓力更低，而薄膜材料可承受約1.3 MPa壓力，因此取消起動(dòng)自動(dòng)器供氣管路上的放氣窗安全可靠。

5.3 試飛驗(yàn)證

針對(duì)故障解決措施進(jìn)行了實(shí)際試飛驗(yàn)證，結(jié)果如圖8所示。從圖中看出，實(shí)施解決措施后的發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航高度飛行時(shí)轉(zhuǎn)速與油門桿角度匹配正確、跟隨性好，符合設(shè)計(jì)指標(biāo)。

圖8 實(shí)際試飛驗(yàn)證結(jié)果Fig.8 Verification results of actual flight test

6 結(jié)論

(1) 發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航高度工作時(shí)，副油路單獨(dú)供油，起動(dòng)自動(dòng)器活門前油壓升高明顯，大于活門后調(diào)節(jié)薄膜腔壓力，致使活門打開、大量放油，液壓延遲器低壓腔壓力升高、作動(dòng)失效，喪失轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)功能，最終導(dǎo)致轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障。

(2) 取消起動(dòng)自動(dòng)器供氣管路上的放氣窗，可提高薄膜腔壓力，關(guān)閉起動(dòng)自動(dòng)器活門放油，既能保證起動(dòng)自動(dòng)器正常工作，也可解決高空轉(zhuǎn)速不跟隨油門故障；實(shí)際試飛也驗(yàn)證了這一解決措施的可行性和有效性。