某型涡桨发动机停车后复燃故障分析与解决

李琮 岳庆功 陈璐

摘要：本文针对外场发现的1台涡桨××发动机停车后复燃故障，对故障部位结构原理进行了分析，建立故障树，经飞参判读复查、燃油系统分析、燃油供油调节装置分解检查，初步确定故障原因为接停车电磁活门的导线绝缘层存在裂纹。通过故障机理分析及故障实验验证，准确定位故障原因，采取有效措施对故障进行归零。最后对外场使用的安全性进行了分析，并制定了纠正措施。

Abstract： This article in view of the turboprop engine re-ignition after parking fault found in the troops， analysis theory of fault structure， build up the fault tree， review flight parameter interpretation， analysis fuel system， disassemble and inspect fuel supply regulating device， preliminary determined the cause of the problem for the cracks in the wire insulation of solenoid valve for connecting and disconnecting .Through the fault mechanism analysis and experimental verification， pinpoint the cause of the problem， take effective measures to zero fault. Finally the safety of the use of external field are analyzed， and corrective measures.

关键词：涡桨发动机;复燃;裂纹;燃油;供油调节;故障

Key words： turboprop engine;reignition;crack;fuel;fuel supply adjustment;failure

中图分类号：V263.6                                  文献标识码：A                                  文章编号：1674-957X（2022）01-0155-04

0  引言

航空发动机是飞机的动力装置，是核心部位之一。航空发动机导线表面绝缘要求极高，航空发动机导线的绝缘故障问题一直影响着航空飞行器的安全使用。据统计，一架现代歼击机使用线缆长达5～10km，一架大型运输机线缆总长度达250km[1]。在飞行过程中，导线绝缘一旦发生了问题导致短路，就可能会向航空发动机控制系统发送错误的指令，达到一定程度时甚至可造成航空发动机停车后复燃，如果没有及时进行灭火，会导致航空发动机的内部结构受到严重损伤甚至报废，对飞行安全构成严重的威胁。

航空发动机控制导线在工作过程中，其绝缘介质会不可避免的受到热、电、磁、化学、机械等诸多因素影响，如果短路或者断路，就会导致发动机控制系统无法按照规律执行控制命令甚至执行错误的命令。目前，航空发动机的导线绝缘性能问题已经引起了世界航空大国的广泛关注和重视。多起航空事故均与航空发动机控制导线意外短路有关，已成为威胁航空安全的重要影响因素。

本文以某型涡桨发动机停车后复燃为实例，分析了故障原因，提出改进措施，对深入研究控制导线短路对航空发动机的危害、改进控制导线绝缘层材料具有借鉴意义。

1  故障概述

近期外场机务人员在进行某型涡桨发动机地面试车时发现，停车后4发尾喷口出现冒烟、喷火，机务人员从尾喷管向发动机气流通道内喷入了干粉灭火液进行灭火，停车后对发动机进行检查，发现除涡轮叶片处有滑油痕迹外，其他处正常，攀桨检查时螺旋桨攀桨不动。

复查该发动机地面试车时各项参数，发现瞬时耗量显示异常，油门在65°附近时瞬时耗量显示比1发大200～300kg/h，其余参数无明显异常。停车过程中，转速下降到12%左右，排气温度下降到200℃左右，之后排气温度开始上升，最大到279℃，瞬时耗量停车过程中持续显示410kg/h。

2  飞参判读分析

故障发生后，对飞参数据进行了分析，从故障时的飞参数据可以看出（见图1），在按下停车开关后，在0：22：40时刻前，1发和4发的转速、燃油压力、排气温度同时开始下降，且變化趋势相同，但在0：22：41时刻以后，燃油压力和转速下降趋势仍保持基本相同，而4发的排气温度下降速度低于1发，甚至在0：22：49达到最低排气温度193.7℃后，开始升高，到0：23：35时刻升高至279℃，而1发在0：22：41时刻后排气温度仍继续下降，未出现排气温度升高的现象。

初步分析认为，在停车过程中，当接通停车电磁活门后，油门开关关闭，此时，大部分燃油被切断，燃烧室中的油气比低于熄火边界，发动机熄火。未完全切断的燃油（以下简称异常供油），继续喷入燃烧室，与进入燃烧室的空气混合后从尾喷管喷出，这时，由于燃烧室熄火，涡轮前温度快速下降，此时的油气混合物在涡轮中做功量很小，因此，转速开始下降，发动机气流通道中的空气流量随着转速的下降快速减少，而随着转速的下降，燃油压力先快速下降（约4s），之后在0.46～0.54MPa维持约46s，当转速低于5.4%后，燃油压力才继续下降，而异常供油与燃油压力成正比，因此异常供油的下降速度远低于空气流量的下降速度，当转速下降至16～20%时，此时的空气流量与燃油的混合物油气比达到了可稳定燃烧的油气比范围，在燃烧室和涡轮中，此时零件表面温度仍然很高，这部分燃油与空气的混合物被零件表面的余温点燃，造成发动机停车过程中出现复燃。此时，发动机的空气流量已很少，复燃产生的燃气量也很少，且温度较低，对涡轮做功量很小，不足以带动发动机转子（压气机、涡轮、减速器、附件传动、螺旋桨等）旋转，因此发动机转速继续下降（下降速度与1发基本相当），而随着转速的下降，空气流量继续减少，而异常供油减少较慢，造成排气温度随着转速的下降先下降后升高，先下降至193.7℃，后升高至279℃。

在停车过程中，虽然发动机中出现了复燃现象，但涡轮后燃气温度的温升较小（最高只升高至279℃），表明此时燃油系统异常供油量应该较小。

3  燃油系统原理分析

燃油在飞机上由电动增压泵2抽出，经防火开关3和粗油滤4进入发动机上的辅助燃油泵6，辅助燃油泵将由电动增压泵2抽出的燃油增压后，从辅助燃油泵出口，燃油分为两路[2]：（图2）

一路为起动油路，经起动供油电磁活门11通到起动喷嘴12。起动供油电磁活门11由起动系统中的自动定时器自动操纵工作，当起动按钮按下后，经9s起动供油电磁活门11打开，燃油进入起动喷嘴12，第25s时起动供油电磁活门11关闭，停止起动供油。

另一路为工作油路，经细油滤8和流量表传感器7进入主燃油泵9。从主燃油泵9出来的高压燃油，流入燃油调节器10，并调节至需要的油量流到工作喷嘴13，喷入发动机燃烧室。调节剩余的燃油经燃油调节器10的回油单向活门流至主燃油泵9的进油口。

当发动机需要停车时，飞行员按下停车按钮，燃油调节器上的停车电磁活门接通，油腔的泄油口打开，油腔中滑油泄油后压力降低，活塞右侧的压力减小，弹簧推动活塞向右移动，拉杆与活塞向右移动的过程中，拉动叉形摇臂，叉形摇臂拨动拨杆转动，扭转油门开关，关闭限流口，切断燃油供给，发动机停车。

4  故障树分析

4.1 建立故障树

针对发动机停车过程中复燃现象，绘制了故障树[3]，见图3。

4.2 故障树分析

4.2.1 飞机线路异常（短路或断路）X1

故障发生后，对飞机停车开关至发动机主电缆J插头19#针脚线路进行了检查，未发现异常。更换发动机后，飞机使用情况良好，未出现类似现象，可排除飞机线路异常X1事件。

4.2.2 主电缆线路异常（短路或断路）X2

发动机返厂后，对主电缆分解检查，发现停车电磁活门线路670mm处有半圈裂纹。分析认为，在停车过程中，停车电磁活门线路处于通电状态，接停车电磁活门的导线在发动机振动下，裂纹处导线线芯可能会与导线外部的防波管短时接通，造成接停车电磁的线路短路，停车电磁活门断电，发动机油门开关会打开，燃调在停车过程中向发动机继续供油。

因此，停车电磁活门线路670mm处有半圈裂纹，在发动机工作过程中可能会造成停车电磁的线路短路，不能排除主电缆线路异常（短路或断路）X2事件。

4.2.3 燃调单向活门卡滞，无法关死X3

根据燃调试验器试验结果，在慢车转速下，接通停车电磁活门，燃调单向活门出口的漏油量合格，如果单向活门无法关死，那么在燃油压力下降至0MPa以前，燃油会通过节流开关间隙、单向活门、工作喷嘴喷入燃烧室，与空气进行混合，当混合的油气达到合适的油气比后，可能会被燃烧室或涡轮中的余温点燃，从而造成发动机在低转速时复燃。

燃调进行分解检查，分解燃调单向活门组件，单向活门打开压力、密封性合格，且零件外观检查良好，未出现卡滞痕迹。

因此，可以排除燃调单向活门卡滞，无法关死X3事件。

4.2.4 燃调油门开关卡滞，关闭不到位X4

如果油门开关关闭不到位，那么在停车过程中，燃油压力和燃油流量下降速度较慢，而从飞参数据可以看出，在刚按下停车按钮4s内，发动机的燃油压力迅速下降，且下降速度与1发基本相同，表明油门开关已正常关闭。

如果油门开关未完全关闭，那么从油门开关处流出的燃油将远大于油门开关与油门开关衬套间隙（实测配合间隙0.011～0.014mm）的泄漏量，在慢车转速或接近慢车转速下即可达到稳定燃烧的油气比，排气温度将在更高的转速时就开始升高，且发动机转速下降速度会慢于1发，而实际两台发动机转速下降速度基本相同。直到转速达到16～20%时，发动机排气温度下降速度开始慢于1发，分析认为此时出现了复燃现象，且复燃后涡轮后燃气温度最高只达到279℃，表明此时燃油量较少。正常情况下，当燃油压力低于0.451MPa时，因单向活门关闭，此时即使油门开关打开，燃油也无法进入燃烧室，此时火焰应熄灭，涡轮后燃气温度应逐渐下降。但发动机在燃油压力低于0.24MPa以下时，排气温度仍在上升，且停转后仍出现了复燃现象，与故障现象不一致。

燃调试验器结果表明，燃调油门开关能够正常关闭，关闭后泄漏量满足技术文件的要求，燃调分解检查结果表明，停车电磁活门性能合格，油門开关移动、转动灵活，表面无划伤，未发现卡滞迹象。

因此，可排除油门开关卡滞，关闭不到位X4事件。

4.2.5 燃调油门开关泄漏量过大X5

燃调在燃调试验器试验上，检查油门开关的泄漏量（在慢车转速，接通停车电磁活门，检查单向活门出口的泄漏量），油门开关关闭时泄漏量均在规定范围内。

分解检查燃调节流开关组件，节流开关衬套密封圈外观良好，节流开关组件间隙、压差活门组件间隙、压差回油活门间隙均在合格范围内，因此，可排除油门开关泄漏量大X5事件。

4.2.6 停车放油腔内活塞卡滞X6

正常情况下，当停车电磁活门接通时，燃调中油腔放油，拉杆将叉形摇臂拉至最右端，叉形摇臂带动拨杆旋转，将放油开关关闭。如果放油腔内活塞在右移的过程中出现卡滞，那么油门开关将无法关死。在停车过程中，油门开关无法关闭，燃油流量始终维持在慢车燃油流量，发动机转速不会下降，会出现按停车按钮无法停车的现象。

燃调分解检查停车电磁活塞及衬套外观良好，间隙合格 ，工作面无划伤，停车电磁活塞移动、转动灵活。

因此，可排除燃调停车放油腔内活塞卡滞X6事件。

4.2.7 起动切油分流活门泄漏量大X7

如果在起动过程中，按下起动切油开关时，如果切油分流活门卡滞在打开状态，那么起动切油分流活门将不再起作用，此时切油路将的通断将只由起动切油电磁阀控制。

理论上来说，在燃调中，燃油可从油孔、切油电磁阀、切油分流活门和节流嘴才能达到单向活门前，但在该油路中，有一个回油单向活门，其打开压力为39.2kPa，因此，在停车后，油门开关关闭，当接通起动切油电磁阀，从该油路达到单向活门前的油压最大为39.2kPa，远低于单向活门的打开压力。在这种情况下，即使起动切油分流活门卡滞，且按下了起动切油按钮，但由于从切油分流活门达到单向活门前的压力过低，无法打开单向活门。

燃调试验器试验时，起动切油电磁阀工作正常，分解检查切油分流活门，无异常磨痕，表明切油分流活门未出现卡滞故障。

因此，可排除起动切油分流活门泄漏量大X7事件。

4.2.8 起动供油电磁活门油路无法关死X8

经咨询机组人员，在停车过程中，机组未按下起动按钮向起动供油电磁阀供电。

起动供油电磁阀返厂检查结果表明，起动供油电磁阀能够正常打开关闭，断电状态，无泄漏;对起动供油电磁阀进行分解检查，相关零组件工作表面状态良好，尺寸计量结果合格，未发现异常。因此可排除供油电磁活门故障导致起动供油路无法关死X8事件。

4.2.9 误按起动按钮X9

经对试车人员进行咨询，停车过程中未按下起动按钮。对飞参中的停车开关信号进行飞参判读，停车过程中停车电磁活门始终处于接通状态，表明停车过程中未按起动按钮。因此，可排除误按起动按钮X9事件。

4.2.10 飞机起动供油线路异常供电X10

故障发生后，对飞机上起动供油电磁阀相关控制线路的导通性、绝缘性进行检查，未发现异常。飞机4发位更换发动机后工作正常，可排除飞机线路异常供电X10事件。

4.2.11 主电缆F5-2线路异常得电X11

主电缆上的F5-2线路与起动供油电磁活门连接，对该导线进行分解检查，该导线绝缘层良好，未发现异常，因此，可排除主电缆F5-2线路异常得电X11事件。

通过对故障树中11个事件进行分析，除主电缆线路异常（短路或断路）X2事件无法排除外，其余10个事件可以排除。

5  故障机理分析

从故障树分析结果可以看出，主电缆上的接停车电磁活门的导线存在裂纹，可能导致发动机停车过程中停车电磁活门短路，造成发动机停车过程中误供燃油。下面针对导线裂纹造成发动机停车复燃的机理进行分析。

发动机停车时，由试车人员按下停车开关，飞机上的电門处于停车位置，机上的电源将通过发动机主电缆插头针脚、接停车电磁活门的导线，接通停车电磁活门。燃调切断燃油供给，燃烧室熄火，发动机停车。

由于发动机主电缆中接停车电磁活门的分支电缆内部导线绝缘层裂纹，在发动机停车过程中，绝缘层裂纹的导线线芯在发动机振动下，可能会出现短时与外部的防波管接触，造成电缆短路[4]，此时停车电磁活门断电，从而使燃调继续向发动机供油，燃油从工作喷嘴喷入燃烧室，与燃烧室中的空气掺混形成油气。虽然按下停车开关时，燃烧室熄火，但此时发动机中的余温仍较高，远高于燃油的闪点温度，因此，油气被燃烧室或涡轮部件的余温点燃，造成发动机复燃。

电缆导线绝缘层未完全断裂，线芯在发动机振动作用下连续多次与防波管接触，造成停车电磁活门反复处于接通、断开状态，由于导线与防波管接触时间短，不足以使油门开关完全打开。此时油门开关实际开口很小，同时发动机停车过程中，随着转速的下降燃油压力逐渐下降，燃调向燃烧室实际供油量很小。因此，发动机停车过程中虽然出现了复燃现象，但由于燃油流量很少，T4温度最高只升高至279℃。

发动机导线绝缘层裂纹的原因是导线所选用的绝缘层材料抗热应力开裂能力不足，同时导线的生产加工过程中导线绝缘层残余内应力过大，在发动机长期工作过程中受到温度交变、振动、冲击等因素作用下，内应力释放，绝缘层收缩，导致裂纹萌生、扩展。

6  故障机理验证

对主电缆导通/绝缘性能进行了检查，未发现异常。对主电缆的所有导线绝缘层进行了目视检查，发现接停车电磁活门、接扭矩滑油压力传感器、接直流电动滑油泵的导线上存在一定的裂纹，其中接扭矩滑油压力传感器、接直流电动滑油泵的导线与燃油供油无关，不会造成该故障。接停车电磁活门的导线在670mm处存在半圈裂纹，在发动机停车工作过程中导线绝缘层裂纹处的线芯有可能与导线外部防波管接触，从而造成接停车电磁活门的线路短路。

7  故障结论

综上所述，由于接停车电磁活门的导线绝缘层裂纹，在停车过程中，导线线芯在发动机振动作用下可能会与防波管接触，接停车电磁活门的线路被短路，燃调在停车过程中继续向发动机供油，造成发动机停车过程中复燃。发动机导线绝缘层裂纹的原因是导线所选用的绝缘层材料抗热应力开裂能力不足，同时导线的生产加工过程中导线绝缘层残余内应力过大，在发动机长期工作过程中受到温度交变、振动、冲击等因素作用下，内应力释放，绝缘层收缩，导致裂纹萌生、扩展。

发动机停车过程中出现复燃后，用户从尾喷管喷入的灭火液在涡轮内大量沉积，沉积的灭火液粉末及烧结的块状灭火液填充在发动机转子和静子件之间，造成涡轮转子卡滞，攀桨不动。

8  纠正措施

①鉴于新导线的选材、验证需要较长的周期，为了保障外场使用安全，发动机更换为原状态的导线。

②将起动供油电磁阀更换新件，对该发动机配装的燃调进行大修。

③外场所有使用导线的主电缆，全部更换为定型状态的主电缆新件。

④为保证外场发动机的使用安全，发动机在停车时，应注意观察发动机排气温度下降情况，如果出现排气温度上升的现象，应立即关闭飞机上的防火开关及飞机上的电动增压泵，切断发动机的燃油供给，并补充进行应急顺桨停车，保证油门开关能够关闭到位。

参考文献：

[1]杨奋为.军用电连接器的应用和发展[J].机电元件，2007，27（3）：42-49.

[2]南方航空动力机械公司.某发动机技术说明书[M].1981：10.1-10.28.

[3]吴虎.航空发动机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2005：258-274.

[4]王芳，蒋丽.飞机电缆典型故障分析[J].航空维修与工程，2017（6）：89-90.