航空發動機異常收噴口故障分析

李 楊 韋周慶 馬寅月

（1．海軍裝備部駐沈陽地區第二軍事代表室，遼寧 沈陽 110043；2．中國航發沈陽黎明航空發動機有限責任公司，遼寧 沈陽 110043）

1 故障概況

某航空發動機在使用過程中，飛機起飛時發現發動機尾部噴出火團，中斷起飛，飛機返回。

檢查發動機及部附件外觀無異常，噴口加力調節器外觀，噴口刻度指示正常，反饋鋼索良好，噴口加力調節器與其他機件連接的導管無滲漏。噴口控制油濾檢查，內部油液清潔，無金屬屑末，油濾無多余附著物。油門刻度值與噴口加力調節器刻度盤數值對應關系正常。檢查發動機氣流通道，左發整流支板，低、高壓壓氣機，低、高壓渦輪葉片、噴口未見損傷；有發動機低壓壓氣機一級葉片1片進氣邊有凹坑，另有6片輕微擦傷，損傷葉片可修復。

圖1 航空發動機噴口收放功能示意圖

2 噴口控制系統組成及原理

航空發動機噴口控制系統主要是由噴口調節器、柱塞泵、綜合電子調節器和發動機進口溫度感受附件組成的，其中，噴口調節器是主要組成部分，其主要功能為：供給附件伺服機構定壓燃油；按給定程序實現渦輪膨脹比пT；控制噴口臨界截面積；當著陸時，按飛機電氣系統的信號關閉噴口調節片；按主燃油泵調節器指令打開噴口調節片；按油門桿控制加力燃油泵進口活門[1]。

噴口調節器由噴口調節器程序機構、根據油門桿工作的液壓延遲器、пT調節器的程序機構、節流狀態噴口控制機構、空氣減壓氣機組件、電磁閥、按油門桿控制的滑油轉換活門控制開關、噴口臨界截面積重調機構等組成。

某型航空發動機設定在轉速上升時高壓轉速N2=79±2%時收小噴口，在轉速下降時N2≥74%放大噴口[3]。

當飛機著陸時，為了保證飛機大迎角著陸所需推力以及防止噴口觸地，在起落架放下時、N2＜91.5%且飛行速度大于170 km/h時，由飛機電氣系統向著陸收噴口電磁閥發出收噴口指令。

航空發動機實現噴口收放功能的主要部件包括指令壓力活門、N2指令形成器活塞桿、慢車域控制活門、噴口控制活門及定壓活門，發動機噴口收放功能工作示意圖如圖1所示。

在發動機工作時，N2指令形成器活塞桿移動，壓緊或放松彈簧1，彈簧力經杠桿傳遞給指令壓力活門的頂針，頂針帶動指令壓力活門移動，改變定壓油通往回油腔的流通面積形成指令壓力pKOM，該指令壓力通往噴口加力調節器上的慢車域控制活門。慢車域控制活門根據指令壓力信號，在N2在一定轉速時，打開通往噴口關斷活門的油路，將定壓油引至噴口控制活門控制腔，活門移動，打開噴口控制活門通往噴口作動筒的高壓油路，控制噴口收縮[1]。

3 故障原因分析

3.1 飛行參數判讀

飛機加油門起飛10 s后加力接通，轉速、溫度正常；6 s后噴口放到最大；1 s后噴口開始異常收小，低壓轉子轉速開始下降；7 s后出現“喘振”信號，0.5 s后消失。

3.2 原因分析

3.2.1 噴口調節異常導致發動機喘振

飛參顯示油門刻度在全加力狀態未變化時，發動機噴口開始異常收小，低壓轉子轉速開始下降，表明噴口調節出現異常；發動機加力狀態下噴口直徑異常變小，發動機出口堵塞，使發動機共同工作線移向喘振邊界，造成發動機喘振[2]。

3.2.2 噴口調節異常原因分析

根據該型航空發動機噴口控制系統構造與工作原理，造成噴口控制異常的可能因素有：調節器內部故障；噴口作動筒油壓不足；噴口收放執行機構卡滯；控制系統異常發出著陸收噴口信號； N2換算指令壓力異常；進口溫度感受附件故障；空氣過濾減壓器后漏氣；低壓渦輪后P6壓力管漏氣。

3.3 驗證試驗

3.3.1 發動機返廠驗證情況

將發動機返廠后，在試車臺架進行了驗證試車，共進行4次試車，具體試車情況如下。1）第一次驗證試車：全加力狀態檢查4次，全加力噴口直徑刻度值正常；檢查噴口液壓限動線2次，噴口直徑刻度值正常。2）第二次驗證試車：再次檢查最大狀態噴口刻度值正常。

針對驗證試車情況進行分析討論，根據可能的故障因素，決定模擬著陸收噴口進行了2次驗證試車：在最大狀態接通臺架自動起動箱表速和起落架模擬開關，起動箱未發出著陸收噴口信號，噴口刻度值正常。隨后斷開信號，在最大狀態接通臺架自動起動箱表速和起落架模擬開關，起動箱發出著陸收噴口信號，噴口刻度值迅速變小，與使用故障現象相同。

該航空發動機返廠檢查試車驗證，正常試車狀態未復現故障，發動機工作正常。在最大狀態模擬著陸收噴口，出現了與之前相同的現象。

3.3.2 自動起動箱及飛機線路檢查情況

飛機線路檢查情況：斷開綜調至自動起動箱插頭，檢查插針、插孔無松動、損壞和縮針現象；檢查綜調至起動箱線路，正常。

自動起動箱檢查情況：

在起動箱29插針加27 V電壓，同時在25插針加27 V電壓，此時28與35插針應不導通，但實際測量其仍處于導通狀態。初步判斷自動起動箱內部信號控制邏輯異常。

測量起動箱25插針與21插針阻值為無窮大，情況異常。

打開起動箱外罩，檢查內部繼電器、延時組件電路板、連接導線及灌封膠料等外觀無異常。

測量信號控制繼電器線圈電阻值正常；測量繼電器線圈正端與25插針連接導線，不導通；用手拉動該導線，導線從插座灌封膠內脫出，檢查斷點，發現插針斷裂，導線與插針焊接處未見異常。

3.4 自動起動箱工作原理及插針斷裂原因

自動起動箱式發動機起動系統的組成部分，自動起動箱的工作原理是：按時間或飛機、發動機和起動機發出的信號，完成起動機和發動機的起動控制及其他功能[2]。

自動起動箱的主要功能是：發動機地面起動、發動機冷運轉、起動機冷運轉、發動機空中起動、油門桿自動起動、空中再起動開關起動、發動機遭遇起動、在任意時刻中斷起動過程、中斷發動機或起動機冷運轉過程、為再次接通自動起動箱做好準備、著陸收噴口控制、應急放油控制、發動機減速控制等。

在接通發動機控制系統的電源，按壓起動按鈕后，信號進入自動起動箱，自動起動箱自動接通飛機起動增壓泵和打開起動機排氣管調節片的控制裝置，經過一段時間后，起動機排氣管調節片運動到打開位置，機械裝置閉合微動開關，自動起動箱進入發動機地面起動程序，按時間和轉速進行發動機的地面起動控制。

自動起動箱在箱內底座安裝了電磁繼電器、電阻器、二極管和定時器，底座的側面安裝了4個與飛機電氣線路連接的插座。

飛機著陸時，速度信號器的觸點閉合，發動機高壓轉子的轉速下降到低于關閉起動機排氣門時的轉速限制值時，自動起動箱向噴口關閉調節片電磁閥發出信號，噴口關閉電磁閥通過切斷πT調節器噴口調節電磁閥給出關閉噴口調節片的指令，控制收擴噴口進行收小噴口的動作，即實現著陸收噴口動作。

因自動起動箱25插針斷裂，造成著陸收噴口控制邏輯異常。該自動起動箱密封插座插針斷裂故障性質屬于疲勞斷裂，疲勞裂紋從插針焊杯一側與插頭連接的根部起始。插座插針斷裂的主要原因是插頭上部導線束綁扎固定不良，使用中導線束振動在插針根部產生較大應力，加之插針酸洗工藝不完善在插針表面形成腐蝕缺陷降低了插針抗疲勞強度，促進了裂紋萌生。

3.5 改進措施

針對插針疲勞斷裂故障原因提出優化導線束綁扎固定方式（雙U型改為單U型）、改進插針的酸洗工藝、加強檢測。

4 結論

航空發動機著陸收噴口控制邏輯和工作原理是：發動機N2、表速、起落架放下狀態3個條件同時滿足時，由自動起動箱發出著陸收噴口信號。在飛機起飛狀態，發動機一般處于中間或加力狀態，N2轉速較高（＞91.5%），不會發出著陸收噴口信號。

經過檢查確認，自動起動箱內部25插針斷裂，著陸收噴口控制繼電器不能正常工作，邏輯異常，未能正確判斷信號，導致起飛后發出著陸收噴口信號，發動機噴口異常收小，發動機噴口異常收小導致喘振。