某涡喷发动机喷口对其工作稳定性影响的研究

2023-11-23刘国钰赵安家韩传润

中国科技纵横 2023年19期

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。