某涡喷发动机喷口对其工作稳定性影响的研究

刘国钰 赵安家 韩传润

（1.沈阳飞机工业（集团）有限公司，辽宁沈阳 110850；2.中国人民解放军92950部队，辽宁兴城 125100）

0 引言

航空发动机尾喷管是发动机能量转化的重要部件，若发动机喷口收放系统发生故障、调整不当或维护不正确，会造成发动机喷口尺寸与收放速度超差，影响发动机涡轮后压力P4、落压比πT、涡轮功PT、低压转子转速N1、高压转子转速N2、涡轮后燃气温度T4和发动机推力FN等参数，造成发动机工作不稳定，甚至导致发动机熄火，影响发动机工作稳定性、可靠性和安全性。

1 发动机尾喷管

某型涡喷发动机尾喷管是收敛式二元喷管，其调节系统由可变电阻传感器、可变电阻盒、状态操纵盒、转速操纵盒、辅助继电器盒、加力箱、加力电门、信号发送器、液压电磁阀、带反馈传感器的液压作动筒、液压同步活门、尾喷口调节环和尾喷口调节片等组成（见图1）。其调节系统属于开环式分级调节，喷口状态分为慢车状态喷口（也称最大机械喷口）、最大状态喷口φZd、可调最大状态喷口φKTZd、最小加力喷口φXJ、全加力电桥喷口φQJ1和全加力机械喷口φQJ。其中，φXJ、φQJ1和φKTZd是电桥平衡喷口，φQJ和φZd是机械限动喷口。

一般情况下，发动机喷口减小，涡轮后压力P4增加，发动机落压比πT=P3/P4减小（P3为涡轮前压力），PT下降，N1、N2有减小趋势；反之发动机喷口增加，P4减小、πT增加、PT 增加，N1和N2有增加趋势。为提高发动机起动时的可靠性，起动时尾喷口完全打开，以防止起动不成功、超温或喘振；为提高发动机加力接通可靠性，在接通加力时采用放喷口延迟或供油延迟等调整技术；高度在11km 以上，为了防止急收油门和提高断开加力的可靠性，设置了可调最大电桥延迟喷口。

该型发动机喷口故障，常表现为喷口尺寸超差、收放时间超标、喷口不随动、左右发动机油门联锁操纵时喷口不同步等。当喷口调整不当或故障时，若伴随着超包线飞行、高转速急收油门、低转速急推油门或进发不匹配、发动机燃油调节不匹配（系统故障或调整不当），会引起发动机工作不稳定，左右发动机推力差增大，易造成飞行侧滑或冲出跑道[1]，甚至导致发动机喘振或熄火，危及飞行安全。

发动机在使用时喷口常发生变化的主要原因：（1）在发动机磨合期内，尤其在发动机加减速、大表速、大过载等科目飞行后，喷口尺寸一般会略微变大。（2）喷口电桥电路故障，反馈传感器导线接触不良，可变电阻器发生故障，或滑动变阻阻值受外界湿度、温度和污染等影响发生漂移。（3）发动机没有按规定时间要求暖机与冷机，且喷口测量时误差较大（如测量精度不足、测量时发动机筒体温度不符合要求）。（4）发动机台架点调整过高或供油系统故障，尾喷口内积存较多余油，易造成发动机喷口发生局部烧蚀、翘曲和变形。（5）外部散热条件恶化，如发动机通风冷却系统通风口堵塞或变形。（6）发动机大状态（如加力状态）使用时间超过规定。

发动机喷口不随动主要原因：（1）从加力箱通往喷口反馈传感器导线损伤、电连接器故障。（2）喷口液压电磁阀故障。（3）通往喷口电磁阀的主液压系统油路故障。（4）飞机加力箱故障。（5）发动机地面试车时，试车架电气或油路故障。（6）P2放气控制盒故障。（7）发动机喷口作动筒、调节片等活动部位发生异常卡滞和渗漏油，调节环偏斜量超过规定，造成发动机喷口收放不同步。

发动机喷口一般为不规则椭圆形，测量时发动机喷口调节片温度和环境温度尽可能接近15℃，且在直径方向上多次测量，该型发动机取12 点不同测量部位的平均值,喷口直径测量工具为定力测具。为了保证可靠性，该型发动机喷口测量采取如下原则：（1）发动机首次装机地面试车前。（2）发动机工作第一个10±1 小时。（3）发动机每工作25±5 小时。（4）大表速、大M 数和升限等特殊科目飞行前。

2 发动机喷口尺寸与收放时间对发动机稳定性的影响

2.1 发动机喷口尺寸对其工作稳定性的影响

（1）对于某型双转子涡喷发动机而言，若φZd过大（与发动机履历本公差为±2mm，下同），P4下降很多，πT和PT有增加趋势，发动机主泵调节器按照N1=const（常数）调节，将油料供给减小，N2、T4和FN将减小，N2降低会造成N2对N1节流，易诱发喘振（低压转子易率先发生喘振）。在高空小速度飞行时，发动机主燃烧室组织稳燃烧困难，易造成工作不稳定，导致发动机推力脉动，甚至发生喘振和熄火。同理，若φZd偏小，PT减小，发动机主泵调节器按照N1=const调节，将增加油料供给，使发动机N2、T4、FN增加，易造成发动机T4超温、N2超转、参数摆动(N2、T4)和推力脉动，甚至发动机喘振和熄火。

（2）若全加力机械喷口φQJ偏大（亦称机械最大喷口直径），P4将下降，πT和PT都将增加，在H≤11km时，发动机落压比调节器保持πT=P3/P4≈P2/P4不变（在H≥17km 时，发动机由高空限制器独立按P2"调整加力油量），增加加力燃烧室燃油供给，加力推力过大，易造成加力燃烧室振荡燃烧、加力不稳定、加力脉动，甚至造成加力燃烧室和主燃烧室熄火停车。尤其在低空大表速飞行时，φQJ过大，有可能造成最大表速超标，导致发动机或进气道喘振，损伤飞机和发动机构件。同理，若φQJ偏小，P4将增加，πT和PT将下降，发动机加力泵减小加力燃烧室燃油供给，加力推力过小，易造成加力燃烧室振荡燃烧、加力不稳定、加力脉动，甚至造成加力燃烧室或主燃烧室熄火。在大表速飞行时，易导致发动机推力不足、飞行表速不达标；在高空小表速飞行时易造成发动机加力脉动，甚至导致加力熄火、发动机喘振或熄火。

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（3）若全加力电桥喷口φQJ1偏大，加力协动补油滞后，在接通加力时易贫油熄火；φQJ1过小，加力补油过早，在接通加力时，易发生富油喘振停机。

（4）若φXJ过大，发动机推力虽然有所提高，但易引起加力震荡燃烧、加力脉动。反之，φXJ过小，易造成发动机加力油道压力过小（小加力油道总管压力通常为全加力油道总管压力的1/3 ～1/2），也易引起加力脉动，甚至造成发动机熄火。尤其在高空飞行时接通与断开加力时，若φXJ超标且在“小加力状态”停留时间较长（t≥3s），易引起加力熄火停机；若动高度在17km 以上，飞行速度较小（如高空升限），而飞机迎角和侧滑角较大，由于发动机燃烧室入口油气混合气初温和初压较低，燃烧室稳定燃烧条件变差，当发动机于“部分加力状态”或“小加力状态”工作时间过长，或φXJ超标时，易造成发动机工作不稳定，使N1、N2和T4摆动，产生加力脉动，飞机有纵向振荡，严重时发动机会喘振、熄火。

（5）φKTZd是发动机在高度H≥11km、从“小加力状态”向“最大状态”收油门时喷口收到可调最大位置延迟的过渡状态喷口，目的是防止发动机急收油门时，因发动机喷口收得过快而带来的发动机工作不稳定。若φKTZd超标，发动机在断开加力时易造成主燃烧室急速减油，发动机N1、N2、T4突变增大，导致工作不稳定，甚至造成熄火停机。

（6）起动时，若φQJ偏小或未完全打开，可导致起动困难和起动喘振、超温等现象。

发动机喷口尺寸调整时，各喷口尺寸相互影响，检查要全面（见表1）。若发动机喷口超差，对于接近飞行包线边界飞行的飞机来说，易导致发动机工作不稳定，诱发喘振或空中熄火，影响飞行安全[2]。

表1 某型涡喷发动机喷口尺寸与调整方法

2.2 发动机喷口收放时间对其工作稳定性的影响

（1）若发动机从“全加力状态”到“最大状态”喷口置换时间过短（规定t=5±1s），发动机收喷口时间过快，发动机在断开加力时易造成P4突升，使发动机N1、N2和T4等参数突变超标，导致发动机调节不跟随、工作不稳定，甚至熄火；反之，收喷口时间过慢，发动机在断开加力时，也易造成上述现象。调整发动机与液压作动筒相连的右后承力环上同步活门节流嘴流量，流量增大喷口置换时间变短；同步调整（尺寸公差±2mm）“同步调整活门”上的调整螺钉，里拧喷口，喷口置换速度增大。

（3）若左右发动机喷口超差、喷口不同步或不转换，易造成左右发动机温度差大（>50℃），使左右发动机推力不平衡，易导致飞机侧滑，增加飞行员操作。

2.3 发动机喷口对接通加力的影响

该型发动机加力和喷口系统控制包括喷口收放、加力点火、加力供油和加力补充放气等综合调整过程，当接通加力时喷口收放速度过快或过慢，易造成加力不稳定，甚至导致加力接不通和空中停车。

（1）在接通加力时，若发动机加力燃油延时与喷口延时工作不匹配、加力喷口打开早于燃油供给（放喷口延时短或不延时），或φZd和φQJ过大，或从“最大状态”到“全加力状态”喷口置换时间过短（规定4±1s），则发动机在接通加力的瞬间，P4下降。由于发动机处于较低的N1、P4、T4环境下，导致加力燃油不易点燃、燃烧不稳定，使发动机N2超转、T4急降急增超标（规定N2max≤106.5%，T4急降为10 ～120℃，T4急增≤850℃），造成加力脉动、加力接不通，甚至导致主燃烧室熄火、发动机喘振停车。为防止发生上述现象，首先，应调小φZd和φQJ。其次，调长“最大状态”到“全加力状态”喷口放喷口时间。最后，改变加力箱上的延时时间，使放喷口延时时间调长、燃油延时时间缩短。

（2）接通加力时，若发动机加力喷口不随动、加力燃油延时与喷口延时工作不匹配、加力喷口打开晚于燃油供给,放喷口延时时间过长、供油延时过短，或从“最大状态”到“全加力状态”喷口置换时间过长（规定4±1s），则发动机在接通加力瞬间，由于加力燃烧室油气混合气温度和压力过低、来不及立即点燃，在接通加力瞬间发动机N2较N1下降较多，N2对N1节流。发动机主泵调节器为保持N1不变，增加主燃烧室供油，N1转速急增（规定≤106.5%，5s 后≤103%）、T4急增（规定≤850℃），易造成在接通加力瞬间P4 急增、发动机爆燃、加力推力脉动、参数超标（如N2、T4），甚至导致发动机喘振、主燃烧室富油熄火。发动机排气温度指示先下降、后急增，若发动机尾喷口冒黑烟并伴有爆音，则标志着主燃烧室或加力燃烧室富油燃烧；若发动机尾喷口冒白烟、发动机温度降低，则标志着主燃烧室或加力燃烧室熄火。同样，在接通加力时，若发动机在“最大状态”停留时间过短，或油门推得过急、过频，易造成发动机喷口来不及放大而燃油供给过量，继而导致发动机加力燃烧室爆燃，甚至导致发动机熄火。为防止发生上述现象，首先，进入加力状态前，油门杆在“最大状态”稳定5 ～10s；其次，调短“最大状态”到“全加力状态”放喷口时间；最后，改变加力箱上的喷口和燃油延时时间，使放喷口延时时间调短、燃油延时时间调长。

2.4 发动机喷口对断开加力的影响

（1）若该型发动机φXJ、φZd、φKTZd尺寸过大（H≥11km，N2≥93%），或喷口不随动缩小，在切断加力时，加力供油切断过早，而喷口收得较慢（规定为5±1s），导致P4急剧下降，πT、N2、N1有增加趋势，发动机主泵调节器按N1=const（常数）调节，减小主泵供油，造成N2、T4急降过大（T4急降规定10 ～120℃），发动机高低压转子转差过大，发动机N2对N1节流，低压压气机易发生喘振，甚至发生熄火[3]。因此在M>1.5、H>15km 时，飞行员不要直接收油门到“最大状态”以下断开加力，待飞机减速到M＜1.5 后，再收油门到“最大状态”以下。

（2）若该型发动机φXJ、φZd、φKTZd过小（H≥11km，N2≥93%），在切断加力时，加力供油切断过晚，而喷口收得较快（规定为5±1s），则在断开加力瞬间，由于加力燃烧室油气混合气还在燃烧、P4增加，PT 减小，N2、N1有下降趋势，发动机主泵调节器按N1=const调节，增加主燃烧室供油，导致发动机超温、超转、主燃烧室富油熄火停车。发动机N1转速先突降（转速急增规定≤106.5%，5 秒后≤103%），而后发动机T4急增（规定≤850℃）。为了改善发动机稳定性，应先调大发动机φXJ、φZd和φKTZd喷口尺寸，再调长“全加力状态”到“最大状态”收喷口时间。

（3）飞机断加力时，若φXJ尺寸超标，发动机长时间工作于“小加力状态”或“部分加力状态”（t≥3s），尤其在高空小表速时，发动机更易受到外界干扰，使进发匹配失调，发动机油气混合气不能很好地组织稳定燃烧，易造成加力脉动，甚至导致喘振和熄火停车。

（4）当大表速或大M数飞行退出加力时，若发动机喷口直径(φQJ、φXJ、φZd)过大或喷口不随动，加之收油门过量、过猛（没有在小加力位置停留1 ～2s，或在最大位置停留2 ～3s），直接收油门到“最大状态”以下，导致发动机尾喷口鱼鳞片收得比发动机油门切油晚，使P4减小，πT、PT、N1增加，而由于转速调节器调节作用，减少供油量，导致T3和N2下降，N2对N1更加节流，易导致燃烧室内油气比、压力变化幅度、总余气系数等参数超过贫油稳定燃烧边界而发生熄火停机，并导致喷口和进气道骤然拥堵而引起进气道前激波脱体，使进气道畸变和喘振，易诱发发动机喘振或熄火。

3 发动机喷口调整时的注意事项

3.1 综合匹配调整发动机参数

机务人员应综合匹配调整发动机参数：（1）将发动机喷口直径、喷口收放时间、喷口延时时间、加力燃油延时时间、P加前、P加后、P副、等相关性能参数在合格范围内综合匹配调整，使发动机动态和稳态的油气匹配、各性能处于最佳状态。（2）针对大M数、大表速、升限等飞行科目，对于φZd、φKTZd、φXJ、φQJ、φQJ1喷口直径与喷口收放时间做适应性检查与调整。（3）定检和换季时，精确测量发动机喷口尺寸和收放时间。

例如，2000 年12 月6 日，在排除该型飞机升限故障时，发现左右发动机“全加力状态”喷口变大，机务人员单纯将双发“全加力状态”喷口调小,未匹配调整双发加力状态供油量P2''和P2′参数，导致发动机推力下降(在大M数科目时,飞行员反映发动机推力不足,左右发动机T4温度约为700 ～720℃),致使飞机升限未达标。后将发动机参数综合匹配调整，将左右发动机P2′各里拧14 响,使左右发动机“全加力状态”温度分别增至750℃、730℃，飞机再次升空飞行考核,发动机推力上升明显,飞机升限达标。

3.2 飞行员正确操纵油门

在飞行时推收油门时机成熟，保证发动机喷口收放速度与燃油供给速度相适应，保证发动机稳定燃烧：在高空大M数（M≥1.5、H>15km）飞行断开加力时，尽量缩短发动机在“部分加力状态”和“小加力状态”工作时间，发动机一般从“全加力状态”喷口收到“最大状态”喷口需要4 ～6s，通常油门需在小加力位置停留1 ～2s、在最大位置停留约2 ～3s，保证喷口收到位，方可继续收油门到最大位置以下，防止发动机过渡态不稳定。尤其在动高度附近（H>17km）飞行时，飞行员操纵驾驶杆与油门杆尽量柔和，且不宜收油门离开全加力位置。飞行验证表明，动高度附近飞行时，将发动机油门置于全加力位置，对于发动机稳定工作最有利[4-7]。见表2。

表2 某型涡喷发动机排故措施实例

4 结语

某型发动机喷口尺寸与收放速度，应与发动机燃油供给速度相适应，以保证发动机稳定性与可靠性。在具体维护工作中，机务人员要综合匹配调整发动机主泵调节器和加力泵调节器等各项参数，飞行时飞行员也应依据高度和速度正确操纵油门，才能保证飞行安全。