某型发动机加力控制系统故障与分析

王立志张香华

（沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，辽宁 沈阳 110043）

某型发动机加力控制系统故障与分析

王立志张香华

（沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，辽宁 沈阳 110043）

摘要：某型航空发动机控制接通加力的过程比较复查，涉及因素较多，本文主要针对某型发动机台架试车时出现的一起加力接不通现象，介绍了该发动机加力燃油系统、喷口控制系统和加力接通电气控制系统的功能，重点描述加力接通过程的工作原理。根据其工作原理分析了产生该故障的可能原因，在此基础上对控制加力接通的电气系统进行了有针对性地分析，查找到了故障的确切原因，最后更换加力燃油信号器，排除了故障。

航空发动机；接加力；故障；分析

加力燃烧（或复燃）是增加发动机基本推力以提高飞机的起飞、爬升及军用飞机的作战性能的一种方法，虽然加力状态会增加发动机的耗油率，但却是短时间增加推力的最好办法，尤其对于军用发动机来讲，其决定着飞机的作战性能，对于现代战斗机的发动机，加力已经成为必不可缺的重要功能。

某型发动机是军用双转子涡轮风扇发动机，该型发动机采用复燃加力方式，以增加燃油消耗率到非加力状态3倍的代价，使推力增加至1.8倍，达到14t级，对提高战斗机的作战性能有着至关重要的作用。本文介绍了一起某型发动机加力接通故障，并借此分析了该型发动机加力系统的组成和工作原理，通过分析加力接通过程，最终确定加力信号器故障，是导致本次加力未接通的直接原因。通过更换加力信号器，故障得以排除。

1.故障现象

某型航空发动机进行台架试车检查时出现异常，进入加力状态后，发现加力指示灯未亮，即加力未能接通，但是试车人员发现尾喷口出现正常加力火焰，加力已经接通。之后，将发动机由作战状态转换为训练状态（转速和温度均下调），以减少发动机负荷、降低发动机寿命损耗，再次推油门杆进入加力状态，加力指示灯未亮，尾喷口无加力火焰，加力未能接通，冷却停车，本次试车结束。此次故障最大的特点就是，加力系统未正常投入工作，但加力依旧成功接通。

2.加力系统组成和原理

某型发动机采用模拟电子与液压机械相结合的调节系统，最大状态和加力状态，由综合电子调节器的n1、n2、T4三个调节通道采取低选形式控制，当发动机的n1、n2、T4中某一值首先达到综合电子调节器限制值，则由该通道保持限制值不变，其他参数的变化取决于发动机的气动联系；当综合电子调节器出现故障时，发动机改为主泵调节器的机械液压控制。

加力状态，如果发动机主机未由综合电子调节器的T4通道控制，则加力状态发动机保持主机状态不变，如果发动机主机由综合调节器的T6通道控制，则加力状态时控制温度提高若干温度。加力油量和喷口由加力喷口控制器，按Wfa/P2=f（T1、PLA）和πT=f（T1）给定规律控制，精确调整保证发动机主机状态。加力系统的燃油控制和喷口控制均为液压机械式。加力系统从功能上主要由加力燃油系统、喷口控制系统和控制加力接通的电气系统3部分组成。

2.1 加力燃油系统

加力燃油系统功能是向加力燃烧室供给燃油，并自动调节供油量以保证加力燃烧室稳定工作，为开环控制系统。其主要附件有：加力燃油泵、喷口加力调节器（加力燃油计量部分）、加力燃油分布器、加力输油圈和相应管路。加力燃油系统核心部件是喷口加力调节器。喷口加力调节器根据油门杆位置、进气温度T1和主燃烧室气压P2控制燃油流量，然后将燃油输送到加力燃油分布器，加力燃油分布器再将燃油分配到几个输油圈。

2.2 喷口调节系统

喷口调节系统功能是自动调节尾喷口直径以调节加力燃烧室内气压，保证加力接通后发动机稳定工作。该系统为闭环控制系统，核心部件为喷口加力调节器内的落压比调节器，其他附件有：喷口油源泵、喷口加力调节器（加力喷口控制部分）、喷口作动筒等。

2.3 电气系统

控制加力接通的电气系统功能是点燃加力燃油，控制加力稳定可靠的接通，并将加力接通与否反馈至飞机座舱，其主要零附件有：综合电子调节器（加力模块）、加力点火控制盒、加力点火装置、加力点火电嘴、喷口加力调节器上的传感器和高速电磁阀、火焰探测器。该系统核心部件为综合电子调节器，负责控制加力燃油控制系统一定时序进行工作，并在条件满足时控制点火系统点火。

3.加力接通的过程

某型发动机加力接通过程中，加力燃油系统、喷口调节器和电气系统需要协调工作，任意一环出现问题均会引起严重的后果。为保证加力可靠的接通并保证加力接通时发动机稳定工作，加力接通过程可分为5个阶段。

第一阶段，燃油供给准备阶段：从发动机油门杆进入加力域开始（油门杆角度72°～75°），主泵调节器上的液压延迟器将油门杆位移信号以油压形式传递给喷口加力调节器和加力燃油调节器，加力燃油系统接到信号后，立即向加力燃油分布器和加力1路燃油管供油，在加力燃烧室形成可燃油气，同时，喷口加力调节器上的加力信号器感受到喷口加力调节器进入加力状态时指令油压（约为10kg力）变化，发出“接通加力”信号。喷口加力调节器的落压比调节器也在此时投入工作，保证发动机主机工作稳定。

第二阶段，加力点火阶段：综合电子调节器中的加力控制与信号组合，在收到“接通加力”信号时，立即向喷口加力调节器的“最小加力电磁阀”供电，使加力燃油系统只能向加力起动燃油总管供油。并根据发动机状态进行一定延时后，向加力点火控制盒发送点火指令。加力点火控制盒收到综合电子调节器发送的点火指令后，加力点火控制盒向加力点火装置供电。加力点火装置内的储能电容器进行电荷积累，经过加力点火电嘴电极间隙瞬时放电，形成高能电火花直接点燃油气。

第三阶段，加力接通阶段：若加力点火已成功，右侧火焰探测器探测到加力火焰，则向综合电子调节器发出“加力已接通”信号，综合电子调节器切断“最小加力电磁阀”的供电，并向飞机座舱加力灯发送高电平信号使其常亮，电气系统的加力接通程序结束。若加力点火3s后仍未成功，综合电子调节器未收到“加力已接通”信号，则切断最小加力电磁阀的供电。同时，向飞机座舱加力灯发送脉冲信号使其闪亮。

第四阶段，部分加力阶段：上推油门杆（75°～93°），喷口加力调节器的最小加力电磁阀停止工作后，发动机依次接通内涵和外涵，加力燃油系统增大加力燃油室的供油量。

第五阶段，接通全加力阶段：继续增大油门杆角度（93°～108°），加力燃油系统对加力燃油室的供油量达到最大，发动机主机和加力系统、气动负荷、推力等全部性能参数达到最大工作状态。

某型发动机由于电气系统只在点火阶段限制加力燃油流量，因此，电气系统与加力燃油控制系统基本是相互独立的，加力燃油系统最终都会向加力燃烧室供给足量燃油。这种设计显然有一定的缺陷，但是也有着简单使用的特点。

4.故障原理分析

通过“加力指示灯未亮”的现象，可判断控制加力接通的电气系统未能投入工作，因为电气系统投入工作后加力指示灯只可能有常亮和闪亮两种状态，但这仍无法解释为何会出现加力火焰。

根据“电气系统未能投入工作”的基本判断，试车人员检查综合电子调节器的工作情况和加力燃油压力信号器的测试线路，经检查综合电子调节器工作正常，加力燃油压力信号器测试线路正常。在加力燃油压力信号器处安装测压管后再次开车，此处压力指示正常，但是加力燃油压力信号器信号灯仍然未亮。故确定是加力燃油压力信号器故障，原因是该信号器未将压力信号传入综合电子调节器，导致综合电子调节器加力组件未传出接通加力信号，致使加力未接通。根据电气系统的原理，加力燃油信号器输出的信号实际意义是“油门杆进入加力域”，是电气系统工作的首要条件，即加力信号器无输出信号，则电气不会投入工作。更换喷口加力调节器下方的加力信号器后，发动机试车检查，加力接通数次均无异常现象，转化为训练状态，接通加力数次也均正常。因故障现象消失、故障部位和排故之初的判断吻合，因此判断故障已经排除。

对于加力未接通却出现加力火焰的矛盾现象，经多方求证，认为是某型发动机涡轮后燃气温度高，远超国内其他各型发动机，高温燃气将燃油直接引燃造成的。而在训练状态因涡轮后温度较低，较战斗状态低几十摄氏度，未能将燃油直接引燃，所以没有出现这种矛盾现象。

结语

某型发动机接通加力时，是一个复查的过程，涉及燃油系统和点火系统，台架试车中出现故障的情况也比较多，现象表现不一，引起原因多种多样，通过系统研究，故障还是有迹可循的。只要对发动机的加力控制系统的原理很清楚，面对不同的故障现象，都是可以准确、快速地排除故障。

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