渦槳發動機低功率控制故障分析

化東勝 張苗 楊振杰

摘要：針對某型渦槳發動機試驗室出現的功率控制異常現象，對發動機功率控制的工作原理、故障探測和處置邏輯等進行了介紹，并根據故障現象分析了故障原因，最終提出了故障排查措施，為后續渦槳發動機功率控制系統的設計提供有價值的參考，對型號研制中可能出現的類似故障提供解決思路。

關鍵詞：渦槳發動機；發動機功率控制故障；功率桿角度；全權限發動機電子控制器

Keywords：turboprop engine；engine power control fault；power lever angel；FADEC

0 引言

渦槳發動機的主要功能是根據飛機的控制指令和外界大氣環境，輸出相應的發動機功率，驅動螺旋槳工作，為飛機提供拉力。發動機功率控制的主要控制輸入就是功率桿角度（PLA）信號。對于新研制的發動機，在完成發動機的臺架試驗后，通常還需要進行發動機系統與飛機的試驗室集成聯試，以檢查系統的功能、接口等的匹配性，降低發動機裝機聯試的風險。本文以某型渦槳發動機在航電臺架集成試驗過程中發現的功率控制異常現象為例，剖析故障原因，提出解決措施并最終排除故障。

1 工作原理

某型渦槳飛機的發動機采用雙裕度的FADEC控制，發動機接收飛機提供的大氣數據、發動機功率桿角度（PLA）等信號，控制發動機的功率輸出。該發動機PLA范圍0～100°，功率桿從后至前設置的卡位有：最大反槳MAX REV，地面慢車GI、飛行慢車FI、最大爬升MCL、正常起飛NTO、最大起飛MTO，如圖1所示。

正常情況下，該發動機功率控制原理圖如圖2所示，該發動機輸出功率（SHP）與功率桿角度（PLA）的對應關系如圖3所示。

發動機FADEC分為A通道和B通道。FADEC的A、B通道收到飛機的PLA、飛機大氣數據信息、飛機離散控制等信號后，需要先對數據的有效性進行判斷和篩選，并使用篩選后輸入信號控制的發動機功率。

2 故障現象

某型發動機完成初步研制工作后，將發動機系統集成到航電試驗室，對其功能、性能及接口等進行模擬試驗。模擬試驗時發現，發動機右側功率控制正常，左側發動機沒有按照功率桿角度輸出預期的功率。左側發動機功率控制異常現象如下。

1）功率桿在從地面慢車（GI）位置前推的過程中，發動機功率從初始的90%左右逐漸減小至50%左右，功率桿繼續前推至最大起飛功率（MTO），發動機功率從50%左右逐漸增大至100%；

2）功率桿在從MTO位置回拉的過程中，發動機功率從初始的100%功率逐漸減小至50%左右，功率桿繼續回拉至最大反槳（MAX REV），發動機功率又逐漸增大至100%。

在臺架模擬試驗中，左側發動機無法進入低功率工作狀態，發動機最小功率只能控制在50%左右，最小功率出現在功率桿中間位置。左側發動機模擬器輸出功率與功率桿角度之間關系如圖4所示。

3 故障分析及處置

根據該型發動機控制系統的工作原理，結合集成試驗發現的故障現象，對導致故障可能的原因進行逐一分析，并根據分析進行相應的故障檢查和后期驗證，確定排故措施。

3.1 故障原因分析

左右發動機模擬器中駐留的軟件相同，故優先對飛機外部輸入進行分析。將左側發動機功率桿放置在0～100°之間的某些特定位置，調整飛機的大氣輸入，改變駕駛艙動力控制離散量的輸入狀態等，均未發現發動機功率有明顯變化。初步推斷是功率桿輸出信號故障導致左側發動機功率控制異常。

FADEC的A、B通道分別接收功率桿RVDT A和RVDT B輸出的電壓信號V1和V2，如圖5所示。FADEC將接收到的電壓信號轉換為功率桿角度數值，功率桿角度與電壓值（V1-V2）/（V1+V2）呈對應關系。

FADEC的A、B通道接收到PLA信號后，各自對接收到的數據進行有效性檢查，兩個通道之間也會對數據進行比較分析，并在有故障情況時執行隔離措施。具體的檢查項目及處置措施如表1所示。

根據表1中FADEC對功率桿角度的有效性檢查和處置措施結果，初步推測是左側發動機FADEC的A、B通道接收到的功率桿角度不一致，導致發動機功率控制故障。并以此為牽引，對功率桿的輸出信號進行檢查。

3.2 排故檢查

根據故障檢查結果和文件分析，對發動機接收到功率桿RVDT角度輸出進行檢查。在FADEC接收端的插頭位置，測量左側功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓值。為了對比分析，對右側功率桿RVDT A和RVDT B的輸出電壓也進行測量記錄。左右功率桿RVDT輸出的電壓值如表2所示。

對左右功率桿RVDT輸出電壓的測量結果進行分析，推測左側功率桿RVDT A輸出的V1和V2接線相反。對左側功率桿與左側發動機FADEC之間的接線進行檢查，檢查結果表明線纜連接正常。進一步懷疑油門臺內部左側功率桿接線錯誤，并在油門臺輸出端測量左右功率桿RVDT輸出的電壓值，測量結果與表2、表3的測量結果基本一致。檢查油門臺交付測試報告（ATR），測試報告中無RVDT輸出電壓測量這一檢查項目。經與供應商協調并對油門臺拆解檢查，最終確認是油門臺左側功率桿RVDT A的V1和V2內部接線錯誤，導致左側功率桿輸出信號故障。

3.3 排故措施

根據檢查結果，左側RVDT A的V1和V2電壓輸出錯誤，導致FADEC A通道接收到的功率桿角度信號值與功率桿物理移動位置相反，即：功率桿前推，RVDT A輸出的功率桿角度減小；功率桿回拉，RVDT A輸出的功率桿角度增大。左側功率桿B通道RVDT輸出的角度正常，使得FADEC的A、B通道在進行功率桿角度交叉檢查時，發現A、B通道PLA差異超出判斷閾值，根據邏輯定義選用較大的功率桿角度控制發動機功率，最終導致左側發動機功率無法進入低功率工作狀態。

根據排故檢查結果，對油門臺左側功率桿的線纜進行糾正后，重新在試驗室模擬發動機的功率控制功能，發動機控制正常，故障排除。

4 總結

為了檢驗發動機控制系統及其與飛機交聯功能、接口等設計的正確性，在發動機完成初步研制工作后，通常將其集成到飛機臺架上進行模擬聯試，以便發現設計過程中存在的問題，為產品的改進設計提供依據，降低發動機裝機后的聯試風險，節約研制成本和研制周期。

上文提及的故障是由于油門臺的設計、制造過程管控不嚴，特別是交付驗收檢查項目不完備，導致未能在產品交付前發現問題。

以本案例為鑒，今后的型號研制中應盡早將發動機系統集成到飛機環境中進行模擬聯試。另外，在產品驗收過程中，應嚴格制定產品的驗收檢查項目，避免出現產品重要指標檢驗環節或項目的遺漏。

參考文獻

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