某型航空发动机落压比调节器性能及故障分析

苏志善，王大迪

（西安航空动力控制有限公司，西安 710077）

某型航空发动机落压比调节器性能及故障分析

苏志善，王大迪

（西安航空动力控制有限公司，西安 710077）

根据某型航空发动机落压比调节器的控制原理，建立压力比敏感元件的数学模型，分析了落压比调节器的滞环误差、不敏感区、灵敏度等影响参数。分析结果表明：πT值偏离故障是由薄膜灵敏度太差和反馈弹簧力值偏小造成的。

落压比；灵敏度；滞环误差；液压机械调节器；故障分析；航空发动机

0 引言

作为控制系统研制的顶层要求，航空发动机控制计划对控制系统设计具有决定性意义。该计划的基本目标：（1）在给定的工作状态下，使发动机获得最佳的推力特性和经济性；（2）在给定的过渡过程时间内，保持给定的工作状态不变和实现发动机工作状态转换；（3）限制稳态和过渡态发动机元件上的机械负载和热负载，以保持发动机工作过程的稳定性和结构强度。近代加力式涡扇发动机有2种喷口控制计划：（1）保持风扇出口气流速度按一定规律变化的；（2）保持涡轮落压比按一定规律变化的。上述2种喷口控制计划已分别用于美、俄大中推力级涡扇发动机。

某型航空发动机是中国自行设计研制的新一代加力式双轴涡轮风扇发动机,其喷口控制计划采用保持涡轮落压比按一定规律变化的。实现该计划的某型喷口加力调节器是集加力燃油控制和喷口控制于一身，具有完善的发动机状态控制功能的液压-机械式控制系统。本文分析了该落压比调节器的各项性能，利用分析结果准确找到某台喷口加力调节器的故障原因，成功地排除了故障。

1 落压比调节器

某型喷口加力调节器的发动机落压比πT调节系统是指发动机在中间及最大状态下按给定程序调节涡轮的总落压比（P2/P6，其中P2是发动机高压压气机后的空气压力、P6是低压涡轮后的燃气压力）的变πT值调节系统。根据不同的发动机进气总温T1*来实现该温度下的πT控制，其换算关系为

式中：a、b、c为常数。

该控制系统是1个闭环控制系统，通过喷口临界截面面积的调节实现落压比的控制，其功能如图1所示，结构原理如图2所示。

2 πT调节系统调节精度和影响因素分析

为了分析落压比调节器的滞环误差、不敏感区和灵敏度，对件10杠杆进行受力分析，（如图3所示）。杠杆支点由尺寸为A、B、C、D的共同起点。

从图3可得杠杆的初始力矩平衡方程为

式中：Ft1c为P′2腔内的弹簧力，角标c为弹簧初始安装力；Ft2c为件6反馈的弹簧力；Ft3c为件11的弹簧力；Fm为系统阻尼力，即杠杆转动受到的摩擦力矩和薄膜自身内摩擦力矩的总和；Ff为挡板负载；S为薄膜有效面积。

当压差 ΔP=P′2-P6减小，薄膜上移 ΔL1后，喷嘴挡板开度增大，由文献[4]可知，挡板负载为

式中：Ff1为喷嘴液体动负载；Ff2为静压力负载；d、Q、PQ分别为喷嘴直径、流量和压力。

喷嘴挡板的开度微增大后，喷嘴流量Q增加，Ff1增大；但是喷嘴腔压力PQ减小，Ff2减小，经计算挡板负载力Ff的变化量极小，本文将其忽略不计。而系统阻尼Fm是1个固有力，薄膜微量上移ΔL1其变化也极小，本文也忽略不计。本文只考虑3个弹簧力的变化，所以杠杆的力矩平衡方程为

式中：Kt1、Kt2、Kt3均为弹簧刚度。

将式（5）代入式（4）得

整理后可得

同理，当压差 ΔP=P′2-P6增大，薄膜下移 -ΔL2后可得

式中：ΔY1、ΔY2为挡板活门开度变化量。

所以可得滞环误差为

由以上分析可得：由于杠杆转动时存在系统阻尼，转动力矩首先必须克服系统阻尼力矩后才能推动杠杆转动，因此存在滞环误差。由式（9）可知减小摩擦力矩、增大弹簧刚度，可以减小滞环误差。滞环使系统的静态特性存在不敏感区，即在该区域内有ΔP=P'2-P6=P6（πTεa-1）输入（即 πT输入），无位移 ΔY 输出，即敏感元件不敏感。当系统无输出（ΔY1=-ΔY2=0）时，有对应的 πT1、πT2，即

所以不敏感区

由于P6、分压比εa和薄膜面积S都属于系统参数，所以式（12）表明不敏感区δπT随系统阻力Fm的增大而增大（即杠杆转动受到的摩擦力矩和薄膜自身内摩擦力矩越大，不敏感区也就越大）。再将式（7）对ΔP求导，可得元件的灵敏度为

可见当杠杆比一定时，减小弹簧刚度、增加薄膜面积，可以提高系统的灵敏度，然而实际落压比调节器中薄膜面积都比较大，弹簧刚度都比较小。

3 πT调节系统故障分析

3.1 故障现象

在某型发动机台架试车中，喷口加力调节器出现进入和退出加力状态时πT值有明显的突降、突升的现象，同时在上推加力过程中πT逐步减小（减小值在0.3左右），减小值有随πT值的减小而逐步增大的趋势。针对上述故障，利用正常验收πT=f（T1*）特性的方法，将故障附件、标准附件的薄膜上、下腔管接头分别反接，然后液压作动筒带负载工作，在同一试验器上录取πT值。试验数据见表1、2。

从表1、2中可见，正、反接薄膜上、下腔管接头测得的πT值，故障件的相差较大，标准附件的相差较小。此外录取故障附件πT迟滞性（即测量）性能超标（要求小于490Pa，实测为872Pa）、反馈弹簧力值偏下限（要求为 15.48±0.77N，实测为14.75N），其余检查正常。

表1 故障附件

表2 标准附件

3.2 故障原因分析

在某型喷口加力调节器调试大纲中对πT调节器灵敏度要求为小于490Pa，而故障件实录为872Pa。所以由式（12）可得故障件的不敏感区为

其原因如下：（1）在性能试验时，P6=0.1MPa，最小减压比εamin=0.111，所以可得故障件的不敏感区为0.157；（2）件6反馈弹簧力值偏下限，造成克服系统阻尼的作用减小，即系统阻力Fm无法正常抵销，造成不敏感区超出系统的规定值；（3）在发动机进入、退出加力状态时，加力燃油造成P6增大、减小的影响对不敏感区负、正方向起作用，造成πT值有明显的突降、突升现象；（4）πT调节器存在过大的不敏感区，不能及时调整好给定和实际的πT值之间的差距。上推加力过程中加力燃油逐渐增多，实际P6值比理想P6值越来越大，同时P2值不变，实际πT值就越来越小，且给定和实际πT值的差ΔπT也就越来越大，即在上推加力过程中，πT逐步减小，减小值有随πT值的减小而逐步增大。

3.3 排故措施及结果

针对第3.2节中的分析，更换故障件的πT薄膜、反馈拉簧，其中更换下的πT薄膜的灵敏性检查合格，实录为333Pa（技术要求为490Pa；故障件实测为872Pa）；更换下的反馈拉簧力值偏上限（技术要求为15.48±0.77N，实测为16.13N，更换前的弹簧力实测为14.75N）。重新进行上述作动筒带载试验，试验结果见表3。

表3 排故后的附件性能

从表3中可见，排故后的附件在作动筒带载试验前、后的πT值接近，一致性良好，未出现明显偏离现象。说明更换零件后的系统在有外界阻尼时能及时消除影响，稳定而准确地实现调节功能。排故后的附件装于发动机上后也能正常工作，更加说明了排故措施的正确性。

4 结论

经分析可知，某型航空发动机在上推加力过程中πT逐步减小（减小值在0.3左右）的主要原因是薄膜灵敏度太差和反馈拉簧力值偏小。薄膜灵敏度差造成πT值偏离规定值，反馈拉簧力值偏小导致系统阻尼Fm无法得到平衡和抵销，造成不敏感区进一步扩大，最终表现为πT值偏离0.3。

通过对比试验和发动机试车结果分析，准确地找到故障原因，更换新的薄膜和弹簧，排除了故障。

[1]谢寿生.某型加力涡扇发动机[M].西安：空军工程学院，2002.

[2]周宗才.飞机推进系统控制[M].西安：空军工程学院，1997.

[3]航空喷气发动机自动控制设计手册组委会.航空喷气发动机自动控制设计手册：下册[M].北京：国防工业出版社，1984.

[4]刘杰，张绍基.某涡扇发动机供油和喷口控制系统间互相影响分析[J].航空发动机，1999（1）：25-29.

Performance and Failure Analysis of an Aeroengine Nozzle Pressure Ratio Regulator

SU Zhi-shan,WANG Da-di
（Xi'an Aviation Power Control Co.,Ltd,Xi'an 710077,China）

Based on the control principle of an aeroengine nozzle pressure ratio regulator,a mathematical model of pressure ratio sensor was established.The parameters including hysteresis error,insensitive region and sensitivity of nozzle pressure ratio regulator were analyzed.The analysis results indicate that the failure of πTdeparture result from bad film sensitivity and small spring force value.

nozzle pressure ratio;sensitivity;hysteresis error;hydro-mechanicalregulator;failure analysis；aeroengine

苏志善（1984），男，从事航空发动机控制系统设计和研发。