航空发动机异常收喷口故障分析

李 杨 韦周庆 马寅月

（1．海军装备部驻沈阳地区第二军事代表室，辽宁 沈阳 110043；2．中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司，辽宁 沈阳 110043）

1 故障概况

某航空发动机在使用过程中，飞机起飞时发现发动机尾部喷出火团，中断起飞，飞机返回。

检查发动机及部附件外观无异常，喷口加力调节器外观，喷口刻度指示正常，反馈钢索良好，喷口加力调节器与其他机件连接的导管无渗漏。喷口控制油滤检查，内部油液清洁，无金属屑末，油滤无多余附着物。油门刻度值与喷口加力调节器刻度盘数值对应关系正常。检查发动机气流通道，左发整流支板，低、高压压气机，低、高压涡轮叶片、喷口未见损伤；有发动机低压压气机一级叶片1片进气边有凹坑，另有6片轻微擦伤，损伤叶片可修复。

图1 航空发动机喷口收放功能示意图

2 喷口控制系统组成及原理

航空发动机喷口控制系统主要是由喷口调节器、柱塞泵、综合电子调节器和发动机进口温度感受附件组成的，其中，喷口调节器是主要组成部分，其主要功能为：供给附件伺服机构定压燃油；按给定程序实现涡轮膨胀比пT；控制喷口临界截面积；当着陆时，按飞机电气系统的信号关闭喷口调节片；按主燃油泵调节器指令打开喷口调节片；按油门杆控制加力燃油泵进口活门[1]。

喷口调节器由喷口调节器程序机构、根据油门杆工作的液压延迟器、пT调节器的程序机构、节流状态喷口控制机构、空气减压气机组件、电磁阀、按油门杆控制的滑油转换活门控制开关、喷口临界截面积重调机构等组成。

某型航空发动机设定在转速上升时高压转速N2=79±2%时收小喷口，在转速下降时N2≥74%放大喷口[3]。

当飞机着陆时，为了保证飞机大迎角着陆所需推力以及防止喷口触地，在起落架放下时、N2＜91.5%且飞行速度大于170 km/h时，由飞机电气系统向着陆收喷口电磁阀发出收喷口指令。

航空发动机实现喷口收放功能的主要部件包括指令压力活门、N2指令形成器活塞杆、慢车域控制活门、喷口控制活门及定压活门，发动机喷口收放功能工作示意图如图1所示。

在发动机工作时，N2指令形成器活塞杆移动，压紧或放松弹簧1，弹簧力经杠杆传递给指令压力活门的顶针，顶针带动指令压力活门移动，改变定压油通往回油腔的流通面积形成指令压力pKOM，该指令压力通往喷口加力调节器上的慢车域控制活门。慢车域控制活门根据指令压力信号，在N2在一定转速时，打开通往喷口关断活门的油路，将定压油引至喷口控制活门控制腔，活门移动，打开喷口控制活门通往喷口作动筒的高压油路，控制喷口收缩[1]。

3 故障原因分析

3.1 飞行参数判读

飞机加油门起飞10 s后加力接通，转速、温度正常；6 s后喷口放到最大；1 s后喷口开始异常收小，低压转子转速开始下降；7 s后出现“喘振”信号，0.5 s后消失。

3.2 原因分析

3.2.1 喷口调节异常导致发动机喘振

飞参显示油门刻度在全加力状态未变化时，发动机喷口开始异常收小，低压转子转速开始下降，表明喷口调节出现异常；发动机加力状态下喷口直径异常变小，发动机出口堵塞，使发动机共同工作线移向喘振边界，造成发动机喘振[2]。

3.2.2 喷口调节异常原因分析

根据该型航空发动机喷口控制系统构造与工作原理，造成喷口控制异常的可能因素有：调节器内部故障；喷口作动筒油压不足；喷口收放执行机构卡滞；控制系统异常发出着陆收喷口信号； N2换算指令压力异常；进口温度感受附件故障；空气过滤减压器后漏气；低压涡轮后P6压力管漏气。

3.3 验证试验

3.3.1 发动机返厂验证情况

将发动机返厂后，在试车台架进行了验证试车，共进行4次试车，具体试车情况如下。1）第一次验证试车：全加力状态检查4次，全加力喷口直径刻度值正常；检查喷口液压限动线2次，喷口直径刻度值正常。2）第二次验证试车：再次检查最大状态喷口刻度值正常。

针对验证试车情况进行分析讨论，根据可能的故障因素，决定模拟着陆收喷口进行了2次验证试车：在最大状态接通台架自动起动箱表速和起落架模拟开关，起动箱未发出着陆收喷口信号，喷口刻度值正常。随后断开信号，在最大状态接通台架自动起动箱表速和起落架模拟开关，起动箱发出着陆收喷口信号，喷口刻度值迅速变小，与使用故障现象相同。

该航空发动机返厂检查试车验证，正常试车状态未复现故障，发动机工作正常。在最大状态模拟着陆收喷口，出现了与之前相同的现象。

3.3.2 自动起动箱及飞机线路检查情况

飞机线路检查情况：断开综调至自动起动箱插头，检查插针、插孔无松动、损坏和缩针现象；检查综调至起动箱线路，正常。

自动起动箱检查情况：

在起动箱29插针加27 V电压，同时在25插针加27 V电压，此时28与35插针应不导通，但实际测量其仍处于导通状态。初步判断自动起动箱内部信号控制逻辑异常。

测量起动箱25插针与21插针阻值为无穷大，情况异常。

打开起动箱外罩，检查内部继电器、延时组件电路板、连接导线及灌封胶料等外观无异常。

测量信号控制继电器线圈电阻值正常；测量继电器线圈正端与25插针连接导线，不导通；用手拉动该导线，导线从插座灌封胶内脱出，检查断点，发现插针断裂，导线与插针焊接处未见异常。

3.4 自动起动箱工作原理及插针断裂原因

自动起动箱式发动机起动系统的组成部分，自动起动箱的工作原理是：按时间或飞机、发动机和起动机发出的信号，完成起动机和发动机的起动控制及其他功能[2]。

自动起动箱的主要功能是：发动机地面起动、发动机冷运转、起动机冷运转、发动机空中起动、油门杆自动起动、空中再起动开关起动、发动机遭遇起动、在任意时刻中断起动过程、中断发动机或起动机冷运转过程、为再次接通自动起动箱做好准备、着陆收喷口控制、应急放油控制、发动机减速控制等。

在接通发动机控制系统的电源，按压起动按钮后，信号进入自动起动箱，自动起动箱自动接通飞机起动增压泵和打开起动机排气管调节片的控制装置，经过一段时间后，起动机排气管调节片运动到打开位置，机械装置闭合微动开关，自动起动箱进入发动机地面起动程序，按时间和转速进行发动机的地面起动控制。

自动起动箱在箱内底座安装了电磁继电器、电阻器、二极管和定时器，底座的侧面安装了4个与飞机电气线路连接的插座。

飞机着陆时，速度信号器的触点闭合，发动机高压转子的转速下降到低于关闭起动机排气门时的转速限制值时，自动起动箱向喷口关闭调节片电磁阀发出信号，喷口关闭电磁阀通过切断πT调节器喷口调节电磁阀给出关闭喷口调节片的指令，控制收扩喷口进行收小喷口的动作，即实现着陆收喷口动作。

因自动起动箱25插针断裂，造成着陆收喷口控制逻辑异常。该自动起动箱密封插座插针断裂故障性质属于疲劳断裂，疲劳裂纹从插针焊杯一侧与插头连接的根部起始。插座插针断裂的主要原因是插头上部导线束绑扎固定不良，使用中导线束振动在插针根部产生较大应力，加之插针酸洗工艺不完善在插针表面形成腐蚀缺陷降低了插针抗疲劳强度，促进了裂纹萌生。

3.5 改进措施

针对插针疲劳断裂故障原因提出优化导线束绑扎固定方式（双U型改为单U型）、改进插针的酸洗工艺、加强检测。

4 结论

航空发动机着陆收喷口控制逻辑和工作原理是：发动机N2、表速、起落架放下状态3个条件同时满足时，由自动起动箱发出着陆收喷口信号。在飞机起飞状态，发动机一般处于中间或加力状态，N2转速较高（＞91.5%），不会发出着陆收喷口信号。

经过检查确认，自动起动箱内部25插针断裂，着陆收喷口控制继电器不能正常工作，逻辑异常，未能正确判断信号，导致起飞后发出着陆收喷口信号，发动机喷口异常收小，发动机喷口异常收小导致喘振。