无人机用涡喷发动机转速不跟随油门故障分析

郭政波，房剑锋，刘振刚

(中国飞行试验研究院发动机所，西安 710089)

1 引言

无人机(UAV)以其优越的作战性能得到了世界军事强国的高度重视。特别是高空长航时无人机、无人作战飞机、无人轰炸机以及高超声速无人机等高端无人机，已成为国际军事领域研究的热点[1-2]。作为无人机的心脏，动力装置对无人机的性能、成本和可靠性等具有决定性影响[3]。近年来，随着先进无人机战技指标的不断提升，相应地对发动机技术指标提出了更加苛刻的要求，要求发动机在高空低压、低温、低速环境下，具备耗油率低、较大负载和引气、油门速率限幅、工作稳定等主要能力。要实现这些能力，发动机燃油控制系统的功能、性能及其高可靠性就显得尤为重要[4-6]。为此，业内专家对发动机燃油系统进行了大量研究。李波等[7]针对航空发动机燃油热管理系统进行了AMESim建模仿真及试验验证，为工程人员开展航空发动机燃油热管理系统方案设计和评估提供了参考。张东辉等[8]就高温燃油特性变化对发动机控制系统、液压机械装置、电器元件和发动机滑油系统的影响进行了分析，给出了燃油温度限制的参考值。曹惠玲等[9]应用贝叶斯网络对航空发动机燃油泵组件进行了故障征兆分析和概率计算、数据验证，引入了代价函数对结果进行评估，为航空发动机燃油系统安全运行提供了合理可靠的检测途径。杨康等[10]针对航空发动机燃油系统故障样本少难以诊断的问题，提出采用分层SDG模型进行故障诊断，缩小故障源搜索空间，根据测量节点之间内在联系向前搜索，获得了备选故障源的集合。而在工程应用中，航空发动机主燃油系统在性能设计或制造水平上的提高，离不开一次次的排故和技术积累，特别是实际飞行中所出现故障的分析定位尤为重要。

本文针对无人机用涡喷发动机试飞中出现的转速不跟随油门故障，通过对比发动机地面故障复现试验及实际试飞中转速不跟随油门故障数据，分析了主燃油系统工作原理，构建了故障树，分析了故障机理，定位了故障原因，并给出了相应的解决措施；在地面试验和后续试飞中对解决措施的可行性和有效性进行了验证，为促进无人机用涡喷发动机的研发提供了技术支撑。

2 燃油系统工作原理

图1 燃油系统工作原理Fig.1 Working principle of fuel system

发动机燃油系统的功能是向燃烧室供给一定压力和流量的燃油，当油门变化时能迅速可靠地改变其工作状态，同时防止发动机超温、超压、超转，保证航空发动机迅速可靠起动。无人机用涡喷发动机燃油系统主要由离心增压泵、燃油滤、主燃油泵调节器(简称主泵)、燃油喷嘴等组成，其工作原理如图1所示。发动机工作时，燃油从飞机油箱流出，经飞机燃油供油泵→流量表→断油防火开关→离心增压泵→燃滑油附件→燃油滤→细油滤后进入主泵。正常情况下，进入主泵的燃油被柱塞泵增压后经压力分配器进入主泵，然后到主、副燃油总管，经燃油喷嘴进入燃烧室。应急工作模式下，由副油路单独供给燃烧室燃油（图1中虚线所示）。

当无人机在巡航高度执行任务时，所处环境的大气压力和温度较低，空气密度小，无人机任务载荷设备需要较大的负载和引气，发动机工作稳定裕度较低，工作可靠性降低。同时，高空低速飞行时雷诺数较低，还会带来发动机性能下降等问题。为改善燃油雾化效果，增加燃烧室的燃烧稳定性，发动机采用副油路单独供油，以提高副油路供油压力和发动机油气匹配度，保证发动机正常稳定工作。具体供油控制规律为：若副油路压力小于设定阈值且满足判定周期后，发动机电子控制器会自动接通断油电磁阀，切断主油路通往燃烧室的油路，由副油路单独向燃烧室供油；当无人机从巡航高度开始下降后，发动机电子控制器自动收油门到慢车，断开断油电磁阀，恢复主、副油路供油。

3 故障现象

3.1 飞行故障现象

无人机在巡航高度执行任务过程中，共出现了3次发动机转速不跟随油门故障，且情况基本相同。首次故障具体描述如下：无人机在巡航高度以有利巡航速度飞行，发动机副油路单独供油，从油门杆角度α=43°收至高空慢车(α=33°)过程中，发动机低压转子相对换算转速与α不对应，发动机出现了转速不跟随油门故障，如图2所示。

图2 发动机转速不跟随油门历程曲线Fig.2 The process curve of engine speed not following the throttle

3.2 地面故障复现

根据飞行故障现象描述，开展主燃油泵调节器地面故障复现试验。为模拟发动机发生故障时的工作情况，在主燃油泵试验器上设定了3个试验条件：①关闭主油路；②=93%；③起动自动器高空慢车调节薄膜压差Δpm=10～50 kPa。在主燃油泵调节器地面故障复现试验中，将油门杆调至α=43°，稳定后收油门杆至高空慢车位(α=33°)，供油量W基本保持不变，与飞行中故障现象相似。试验结果如表1所示。

表1 故障复现试验结果Table 1 Failure recurrence test results

4 故障分析

4.1 故障树

分析发动机工作机理和系统部件间的逻辑关系[11]，针对可能引起发动机转速不跟随油门的故障模式建立故障树，如图3所示。根据故障树，导致转速不跟随油门的因素可集中归类为飞机系统和发动机系统两大块。根据飞行历程复查、飞行员描述、故障机理、飞参数据分析和地面试验，对故障树中描述的事件开展排查分析：

(1) 燃油化验正常，可排除油污染事件。

(2) 故障后无人机应急返航，发动机地面开车检查工作正常、控制逻辑正确，可排除油门杆反馈不准确、主机故障、电路故障、电子控制器故障。

(3) 通过地面开车、部件分解以及主燃油泵调节器故障复现试验，排除了柱塞泵故障、定压差活门故障、定压活门故障、放油活门故障、慢车活门故障、油门开关油针故障、中心油滤堵塞、燃油急降电磁阀故障、斜盘故障、油门杆故障。

图3 发动机转速不跟随油门故障树Fig.3 Fault tree of engine speed not following the throttle

(4) 通过飞行员描述、安全监控及飞参数据分析，燃油调节电磁阀关断和恢复主油路功能正常，排除燃油调节器故障。

(5) 开展地面台架摸底试验，转速调节器调节灵敏性好，功能正常，排除转速调节器故障。

(6) 压力分配器负责分配主、副油路燃油，飞行中功能正常。

(7) 升压限制器在发动机加速时负责限制副油路油压升高速度，仅对加速性能有影响，可排除。

(8) 起动自动器和液压延迟器负责高空慢车转速控制，与本次故障密切相关，且地面故障复现表明这两个部件很可能是故障源。

4.2 故障机理分析

从发动机高空慢车供油核心调节部件——起动自动器入手进行分析。起动自动器由活门、调节薄膜、平衡弹簧等组成，主要作用是保证发动机进入到慢车状态所需供油，其工作原理如图4所示。图中，pfu为副油路压力，p0为大气压力，p3为压气机后空气压力。

图4 起动自动器工作机理Fig.4 Working mechanism of the starter

当无人机在巡航高度工作时，发动机主燃油泵调节器关闭主油路，仅副油路供油，活门左侧的副油路燃油压力会迅速升高。而压气机后空气压力经节流嘴减压后进入调节薄膜右腔，调节薄膜左腔与大气相通，大气压力与减压后的压气机后空气压力共同作用使平衡弹簧伸缩，因此活门的开度取决于活门两端的作用力。如果活门左侧的燃油压力大于活门右侧的压力，活门就会打开，大量燃油进入低压腔，造成低压腔压力升高。由于液压延迟器调节活塞直接由低压腔燃油和定压油的压差调节，因此当低压腔压力升高到一定程度后，液压延迟器调节活塞压差低于裕度值，液压延迟器活塞随油门杆的作动失效，导致转速不跟随油门故障。

4.3 起动自动器活门及薄膜压力分析

起动自动器活门打开后，放油嘴直径D1=4.2～5.2 mm，调节薄膜有效直径D2=5.4 mm，薄膜内三组弹簧的刚度系数k分别为1.665、2.355和3.675，弹簧压缩量极限值为3.0 mm。根据起动自动器和液压延迟器转速调节机理，以活门为对象，可建立活门打开的薄膜压差与副油路压力、伸缩量的关系：

式中：Δx为弹簧伸缩量。

基于地面故障复现试验数据，通过公式(1)计算得到不同弹簧在最大和最小压缩量下活门打开极限情况下薄膜压差与副油路压力的关系，见图5。从图中可看出，故障中薄膜压差均小于活门打开的极限薄膜压差，活门左侧油压大于右侧压力，起动自动器活门打开，大量放油，直接导致了故障的发生。

图5 活门打开极限情况下薄膜压差与副油路压力的关系Fig.5 The relationship between the differential pressure of the thin film and the auxiliary oil pressure under the valve opening limit

薄膜腔压力的减压系数pm/p3与压比p0/p3的设计特性曲线如图6所示。以调节薄膜为对象，建立薄膜两端压差关系：

式中：pm为薄膜压力。

表2示出了实际试飞中出现的3次转速不跟随油门故障的主要压力参数，以及对照图6设计特性曲线通过公式(2)计算得到的3次故障的薄膜压差。

5 解决措施及验证

图7为故障发动机起动自动器供气管路示意图。压气机后空气压力经放气嘴和放气窗分压后进入薄膜腔。其中，放气窗在高转速、高压比下投入工作，取消放气窗可以提高薄膜腔压力，达到关闭起动自动器活门放油的效果。

图6 薄膜腔减压系数与压比的设计特性曲线Fig.6 Design characteristic curve for thin film pressure reduction coefficient and pressure ratio

表2 3次故障活门前后的压力Table 2 Pressure before and after the valve during three faults

图7 起动自动器进气管路示意图Fig.7 Schematic diagram of starter inlet line

5.1 取消放气窗可行性分析

从发动机压气机引气，经节流作用以及起动放气嘴和放气窗分压后供给起动自动器薄膜腔。由图6可知，带放气窗的压比p0/p3在0.25以上时，减压系数较小，减压作用不明显；当p0/p3小于0.25时，则有明显的减压放气作用。起动自动器放气嘴直径范围为0.8～1.8 mm，取消放气窗后，计算所得减压系数见表3。可见，在放气嘴直径范围，最低减压系数为0.70，此时起动自动器薄膜压力最低。发动机出现故障时减压系数约为0.30或更小，因此取消放气窗后起动自动器能够关闭活门，避免放油。

5.2 取消放气窗影响分析

取消起动自动器放气窗后的影响分析如下：

(1) 起动时，压比p0/p3较高，放气窗未投入工作，不影响起动。

表3 不同放气嘴减压系数Table 3 Reduction coefficients of different deflation valve

(2) 该型无人机用发动机使用包线窄、飞行表速低，压气机后空气压力也较低，使用中压气机后最大静压不超过1.0 MPa，高空中压力更低，而薄膜材料可承受约1.3 MPa压力，因此取消起动自动器供气管路上的放气窗安全可靠。

5.3 试飞验证

针对故障解决措施进行了实际试飞验证，结果如图8所示。从图中看出，实施解决措施后的发动机在巡航高度飞行时转速与油门杆角度匹配正确、跟随性好，符合设计指标。

图8 实际试飞验证结果Fig.8 Verification results of actual flight test

6 结论

(1) 发动机在巡航高度工作时，副油路单独供油，起动自动器活门前油压升高明显，大于活门后调节薄膜腔压力，致使活门打开、大量放油，液压延迟器低压腔压力升高、作动失效，丧失转速调节功能，最终导致转速不跟随油门故障。

(2) 取消起动自动器供气管路上的放气窗，可提高薄膜腔压力，关闭起动自动器活门放油，既能保证起动自动器正常工作，也可解决高空转速不跟随油门故障；实际试飞也验证了这一解决措施的可行性和有效性。