涡桨发动机低功率控制故障分析

化东胜 张苗 杨振杰

摘要：针对某型涡桨发动机试验室出现的功率控制异常现象，对发动机功率控制的工作原理、故障探测和处置逻辑等进行了介绍，并根据故障现象分析了故障原因，最终提出了故障排查措施，为后续涡桨发动机功率控制系统的设计提供有价值的参考，对型号研制中可能出现的类似故障提供解决思路。

关键词：涡桨发动机；发动机功率控制故障；功率杆角度；全权限发动机电子控制器

Keywords：turboprop engine；engine power control fault；power lever angel；FADEC

0 引言

涡桨发动机的主要功能是根据飞机的控制指令和外界大气环境，输出相应的发动机功率，驱动螺旋桨工作，为飞机提供拉力。发动机功率控制的主要控制输入就是功率杆角度（PLA）信号。对于新研制的发动机，在完成发动机的台架试验后，通常还需要进行发动机系统与飞机的试验室集成联试，以检查系统的功能、接口等的匹配性，降低发动机装机联试的风险。本文以某型涡桨发动机在航电台架集成试验过程中发现的功率控制异常现象为例，剖析故障原因，提出解决措施并最终排除故障。

1 工作原理

某型涡桨飞机的发动机采用双裕度的FADEC控制，发动机接收飞机提供的大气数据、发动机功率杆角度（PLA）等信号，控制发动机的功率输出。该发动机PLA范围0～100°，功率杆从后至前设置的卡位有：最大反桨MAX REV，地面慢车GI、飞行慢车FI、最大爬升MCL、正常起飞NTO、最大起飞MTO，如图1所示。

正常情况下，该发动机功率控制原理图如图2所示，该发动机输出功率（SHP）与功率杆角度（PLA）的对应关系如图3所示。

发动机FADEC分为A通道和B通道。FADEC的A、B通道收到飞机的PLA、飞机大气数据信息、飞机离散控制等信号后，需要先对数据的有效性进行判断和筛选，并使用筛选后输入信号控制的发动机功率。

2 故障现象

某型发动机完成初步研制工作后，将发动机系统集成到航电试验室，对其功能、性能及接口等进行模拟试验。模拟试验时发现，发动机右侧功率控制正常，左侧发动机没有按照功率杆角度输出预期的功率。左侧发动机功率控制异常现象如下。

1）功率杆在从地面慢车（GI）位置前推的过程中，发动机功率从初始的90%左右逐渐减小至50%左右，功率杆继续前推至最大起飞功率（MTO），发动机功率从50%左右逐渐增大至100%；

2）功率杆在从MTO位置回拉的过程中，发动机功率从初始的100%功率逐渐减小至50%左右，功率杆继续回拉至最大反桨（MAX REV），发动机功率又逐渐增大至100%。

在台架模拟试验中，左侧发动机无法进入低功率工作状态，发动机最小功率只能控制在50%左右，最小功率出现在功率杆中间位置。左侧发动机模拟器输出功率与功率杆角度之间关系如图4所示。

3 故障分析及处置

根据该型发动机控制系统的工作原理，结合集成试验发现的故障现象，对导致故障可能的原因进行逐一分析，并根据分析进行相应的故障检查和后期验证，确定排故措施。

3.1 故障原因分析

左右发动机模拟器中驻留的软件相同，故优先对飞机外部输入进行分析。将左侧发动机功率杆放置在0～100°之间的某些特定位置，调整飞机的大气输入，改变驾驶舱动力控制离散量的输入状态等，均未发现发动机功率有明显变化。初步推断是功率杆输出信号故障导致左侧发动机功率控制异常。

FADEC的A、B通道分别接收功率杆RVDT A和RVDT B输出的电压信号V1和V2，如图5所示。FADEC将接收到的电压信号转换为功率杆角度数值，功率杆角度与电压值（V1-V2）/（V1+V2）呈对应关系。

FADEC的A、B通道接收到PLA信号后，各自对接收到的数据进行有效性检查，两个通道之间也会对数据进行比较分析，并在有故障情况时执行隔离措施。具体的检查项目及处置措施如表1所示。

根据表1中FADEC对功率杆角度的有效性检查和处置措施结果，初步推测是左侧发动机FADEC的A、B通道接收到的功率杆角度不一致，导致发动机功率控制故障。并以此为牵引，对功率杆的输出信号进行检查。

3.2 排故检查

根据故障检查结果和文件分析，对发动机接收到功率杆RVDT角度输出进行检查。在FADEC接收端的插头位置，测量左侧功率杆RVDT A和RVDT B的输出电压值。为了对比分析，对右侧功率杆RVDT A和RVDT B的输出电压也进行测量记录。左右功率杆RVDT输出的电压值如表2所示。

对左右功率杆RVDT输出电压的测量结果进行分析，推测左侧功率杆RVDT A输出的V1和V2接线相反。对左侧功率杆与左侧发动机FADEC之间的接线进行检查，检查结果表明线缆连接正常。进一步怀疑油门台内部左侧功率杆接线错误，并在油门台输出端测量左右功率杆RVDT输出的电压值，测量结果与表2、表3的测量结果基本一致。检查油门台交付测试报告（ATR），测试报告中无RVDT输出电压测量这一检查项目。经与供应商协调并对油门台拆解检查，最终确认是油门台左侧功率杆RVDT A的V1和V2内部接线错误，导致左侧功率杆输出信号故障。

3.3 排故措施

根据检查结果，左侧RVDT A的V1和V2电压输出错误，导致FADEC A通道接收到的功率杆角度信号值与功率杆物理移动位置相反，即：功率杆前推，RVDT A输出的功率杆角度减小；功率杆回拉，RVDT A输出的功率杆角度增大。左侧功率杆B通道RVDT输出的角度正常，使得FADEC的A、B通道在进行功率杆角度交叉检查时，发现A、B通道PLA差异超出判断阈值，根据逻辑定义选用较大的功率杆角度控制发动机功率，最终导致左侧发动机功率无法进入低功率工作状态。

根据排故检查结果，对油门台左侧功率杆的线缆进行纠正后，重新在试验室模拟发动机的功率控制功能，发动机控制正常，故障排除。

4 总结

为了检验发动机控制系统及其与飞机交联功能、接口等设计的正确性，在发动机完成初步研制工作后，通常将其集成到飞机台架上进行模拟联试，以便发现设计过程中存在的问题，为产品的改进设计提供依据，降低发动机装机后的联试风险，节约研制成本和研制周期。

上文提及的故障是由于油门台的设计、制造过程管控不严，特别是交付验收检查项目不完备，导致未能在产品交付前发现问题。

以本案例为鉴，今后的型号研制中应尽早将发动机系统集成到飞机环境中进行模拟联试。另外，在产品验收过程中，应严格制定产品的验收检查项目，避免出现产品重要指标检验环节或项目的遗漏。

參考文献

[1]贺尔铭.民用航空发动机控制原理及典型系统来[M].北京：国防工业出版社，2002.

[2]（美）赵连春（Jaw，L.C.），（美）马丁利（Mattingly，J.D.）著. 张新国等，译.飞机发动机控制—设计、系统分析和健康监视[M].北京：航空工业出版社，2011.

[3] CCAR-25-R4中国民用航空规章 第25部 运输类飞机适航标准[S]. 2011.

[4] FAR PART 33 Airworthiness standards for aircraft engines [S]. 2019.