江煒

摘要：飛行試驗是新型號航空發(fā)動機適航取證的重要環(huán)節(jié)，是全面檢驗航空發(fā)動機性能的重要手段。發(fā)動機喘振是指發(fā)動機在運行過程中，其氣流沿壓氣機軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅震蕩現(xiàn)象。喘振具有多發(fā)性、突發(fā)性的特點，極易導致發(fā)動機工況惡化并出現(xiàn)機械損傷。在航空發(fā)動機飛行試驗過程中發(fā)生喘振，有可能影響飛行安全并造成嚴重后果。本文根據(jù)某型發(fā)動機飛行試驗中發(fā)生的喘振故障，分析產(chǎn)生喘振故障的原因及典型解決措施，探討其對商用大涵道比渦扇發(fā)動機研制的啟示。

Abstract： Flight test is an important part of the airworthiness certification of a new type of aero-engine， and an important means of comprehensively inspecting the performance of aero-engines. Engine surge refers to the low-frequency and high-amplitude oscillations of the airflow along the axis of the compressor during the operation of the engine. Surge has the characteristics of multiple and sudden occurrence， which can easily lead to deterioration of engine working conditions and mechanical damage. Surge during the flight test of an aero engine may affect flight safety and cause serious consequences. Based on the surge failure that occurred in the flight test of a certain type of engine， this paper analyzes the causes of surge failure and typical solutions， and discusses its enlightenment to the development of commercial turbofan engines with large bypass ratios.

關鍵詞：航空發(fā)動機;飛行試驗;喘振故障;解決措施

Key words： aero-engine;flight test;surge failure;solution

中圖分類號：V233.7? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）19-0117-04

0? 引言

航空發(fā)動機飛行試驗，包括試驗發(fā)動機直接配裝于飛機平臺上開展試驗和試驗發(fā)動機掛載于飛機平臺上開展飛行試驗兩種類型[1]。飛行試驗可以獲取試驗發(fā)動機在真實的飛行條件下的整機性能、工作特性，可以最大限度地暴露發(fā)動機的各類問題及缺陷。渦輪風扇式航空發(fā)動機在工作過程中，有可能會因各種故障出現(xiàn)喘振問題。如不對其采取有效措施調節(jié)，則喘振故障現(xiàn)象所導致的低頻率高振幅的氣流振蕩將會帶動航空發(fā)動機的壓氣機葉片產(chǎn)生強烈振動，極易使其在短時間內發(fā)生嚴重損壞，甚至斷裂，造成發(fā)動機空停、非包容性失效等一系列嚴重后果。喘振后果的嚴重性，使得我們在發(fā)動機試驗以及后續(xù)的運行環(huán)節(jié)中，均需重點關注和預防該現(xiàn)象。在本文的研究中，為了更好地判斷航空發(fā)動機出現(xiàn)喘振現(xiàn)象的原因，需要就發(fā)動機在運行中的供油量、喘振裕度、穩(wěn)定裕度等影響因素進行分析，找出問題原因，并制定相應解決措施。

1? 喘振現(xiàn)象產(chǎn)生原因分析

要想針對喘振現(xiàn)象制定合理的解決措施，首先必須了解喘振的基本概念。航空發(fā)動機內部構造非常精密，因此，任何細微的問題都有可能導致出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。喘振能夠使壓氣機軸線方向氣流產(chǎn)生低頻率、高幅度的振蕩，上述振蕩將會導致發(fā)動機機件出現(xiàn)強烈的機械振動以及熱端部件的異常高溫，并在極短的時間內發(fā)動機結構造成嚴重的機械破壞。渦輪風扇式發(fā)動機出現(xiàn)喘振的主要原因，可以氣流分離的形成以及發(fā)展理論說明。根據(jù)具體情況判斷，當流量系數(shù)過小時，氣流在壓氣機葉片進口處的沖角為正值，氣流沖向葉面的凹面，在葉片凸面產(chǎn)生渦流，并導致氣流分離現(xiàn)象的出現(xiàn)。根據(jù)慣性，氣流在出現(xiàn)后，將緊貼葉面的凹面流動，在凸面產(chǎn)生強烈的渦流。繼而，該渦流會迅速發(fā)展，在葉柵前后產(chǎn)生壓力差，并在葉柵前后的壓力差作用下，出現(xiàn)氣流的流動、分離、中斷，周而復始，形成惡性循環(huán)。如在上述過程中未有效能控制氣流，則上述氣流有可能逆沖出壓氣機，引發(fā)發(fā)動機產(chǎn)生喘振現(xiàn)象[2]。

2? 喘振故障監(jiān)控方法

就發(fā)動機喘振而言，為了確定能夠實時反映出發(fā)動機失速或喘振狀態(tài)的參數(shù)，需要對上述時段內壓氣機的出口壓力、空氣流量、轉速、振動以及噪音等因素進行分析。發(fā)動機喘振的監(jiān)控通常通過在控制系統(tǒng)中設定的喘振信號來實現(xiàn)。喘振信號一般通過壓氣機出口壓力的變化來進行判定。比較典型的方法之一，是將壓力器出口總壓脈動與壓氣機出口平均總壓的比值的大小作為是否進入喘振的判斷標準[3]。

3? 某型發(fā)動機喘振具體故障分析

下面首先以某型發(fā)動機飛行試驗過程中出現(xiàn)的喘振故障為例，對其進行故障原因分析。

3.1 喘振現(xiàn)象復盤? 圖1為某型發(fā)動機開展高空飛行出現(xiàn)喘振停車故障時主要參數(shù)的變化曲線。從圖中易知，喘振發(fā)生于約9秒處，此時油門桿正處于上移過程中。9秒后受喘振信號觸發(fā)影響，發(fā)動機轉速、排氣溫度及壓氣機出口總壓P31均開始下降，在下降過程中同時存在一定的擺動。約1秒后，發(fā)動機轉速降至空中慢車轉速附近，此時排氣溫度開始大幅上升，同時伴隨有轉速懸掛現(xiàn)象。約28秒時排氣溫度超限，觸發(fā)切油保護，隨后操作人員將發(fā)動機手動拉停，油門桿回到零位。根據(jù)上述過程描述，易知在發(fā)動機喘振后，觸發(fā)了發(fā)動機消喘，但消喘最終并未起效。下面就上述問題進行初步的分析。

3.2 風扇以及壓氣機進口可調導向葉片調節(jié)

以某型發(fā)動機為例，根據(jù)其風扇以及壓氣機的進口可調導向葉片的調節(jié)趨勢，可以得知發(fā)動機風扇進口可調導向葉片“a1”以及壓氣機進口可調導向葉片“a2”在調節(jié)過程中，其發(fā)生的相關變化。如圖2和圖3所示，當發(fā)動機喘振發(fā)生時，“a1”以及“a2”開度位置均處于正常調節(jié)范圍內，隨后在發(fā)動機消喘功能控制的影響下，“a2”在全過程內共進行了五次消喘調節(jié)，如圖3箭頭所示。而在上述過程中，由于“a1”已提前打開至最小調節(jié)極限位，因此在消喘調節(jié)過程中，其位置不變。由此可見，發(fā)動機喘振前后，“a1”以及“a2”調節(jié)過程符合設計的消喘控制規(guī)律要求，其調節(jié)規(guī)律未見異常[4]。

3.3 發(fā)動機尾噴管喉道面積調節(jié)? 將發(fā)動機尾噴口喉部面積標記為D8，圖四即為其隨高壓換算轉速變化的曲線圖。如圖4所示，在發(fā)動機喘振發(fā)生前，D8處于正常的小喉部面積位置。發(fā)動機喘振發(fā)生后，D8根據(jù)控制規(guī)律正常完成了4次消喘措施，即適度放大尾噴口喉部面積[5]。隨后，由于發(fā)動機高壓轉換轉速隨著消喘控制措施的采取而降低，D8按照正?？刂埔?guī)律，調節(jié)至大喉部面積狀態(tài)。如上可知，在發(fā)動機喘振發(fā)生前后，D8調節(jié)規(guī)律亦未見異常[4]。

3.4 主燃油控制分析? 根據(jù)控制規(guī)律設計，當發(fā)動機監(jiān)測到喘振的發(fā)生時，在發(fā)動機控制系統(tǒng)的作用下，消喘切油程序將被自動激活，并在上述消喘切油程序結束后自動恢復向燃燒室供油，以使得發(fā)動機盡快恢復到喘振前的穩(wěn)定狀態(tài)，避免出現(xiàn)空中停車。根據(jù)采集到的發(fā)動機主燃燒室燃油供油壓力變化曲線（圖5），可以得知在喘振前，油門桿上推后，主燃燒室燃油供油壓力正常上升。當喘振發(fā)生后，發(fā)動機前后共執(zhí)行了5次消喘切油程序。在第一次切油執(zhí)行完畢后，發(fā)動機高壓轉速即迅速下降至空中慢車（及以下），隨后出現(xiàn)疑似空中停車現(xiàn)象。隨后在消喘切油和自動恢復向燃燒室供油等控制規(guī)律的來回切換及共同作用下，主燃燒室的燃油供油壓力始終在供油量下限位附近擺動，并因此而導致發(fā)動機在上述過程中出現(xiàn)了明顯的轉速懸掛、排氣超溫等異?，F(xiàn)象。由上易知，發(fā)動機消喘切油出現(xiàn)異常，第1次消喘切油后直接導致發(fā)動機出現(xiàn)疑似空?，F(xiàn)象，后續(xù)消喘切油和恢復供油之間的來回切換則使得發(fā)動機出現(xiàn)了轉速懸掛現(xiàn)象[4]。

3.5 飛行平臺進氣擾動影響情況? 如圖6，發(fā)動機喘振發(fā)生前后，飛行平臺的馬赫數(shù)穩(wěn)定，飛行迎角和俯仰角均穩(wěn)定在較小范圍內，縱向和側向過載干擾較小，整體飛行姿態(tài)穩(wěn)定，發(fā)動機的進氣條件良好，無任何嚴重的進氣擾動影響因素。因此，可以排除進氣擾動對喘振發(fā)生以及消喘失敗的影響[4]。

3.6 發(fā)動機消喘機構結構檢查情況

在落地后進行地面檢查的過程中，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機控制消喘切油深度的節(jié)流嘴出現(xiàn)了一定程度的脫落，上述情況會造成發(fā)動機在執(zhí)行消喘切油程序時，過度切油[4]。

3.7 加速性檢查? 上述喘振發(fā)生在發(fā)動機加速過程中。對發(fā)動機從慢車狀態(tài)至中間狀態(tài)的加速性數(shù)據(jù)（表1）進行檢查可知，發(fā)動機在喘振發(fā)生高度（0.647Hp.max）正常加速時發(fā)生喘振，其加速時間略小于在較低高度時進行的相同加速所需的時間。[4]說明在提高工作高度及略微提升加速時間的共同影響下，發(fā)動機穩(wěn)定裕度較之前偏低，可以合理推論，加速供油量與穩(wěn)定裕度之間的匹配可能存在問題。

3.8 喘振停車故障原因? 綜上，分析某型發(fā)動機飛行試驗過程中喘振停車故障原因，其喘振發(fā)生時發(fā)動機參數(shù)正常，進氣穩(wěn)定，消喘機構控制規(guī)律正常，燃油控制規(guī)律正常。發(fā)動機穩(wěn)定裕度不足，有較大可能是導致發(fā)動機在正常飛行試驗的加速過程中出現(xiàn)喘振的主要原因。后續(xù)消喘失敗以及發(fā)動機出現(xiàn)空中停車，則是由于啟動裝置機械問題導致發(fā)動機消喘氣切油過深引起。在消喘切油和啟動恢復供油的共同作用下，使發(fā)動機出現(xiàn)轉速懸掛現(xiàn)象，是發(fā)動機消喘失效的主要原因之一[4]。

4? 常見的航空發(fā)動機喘振故障預防措施

4.1 改進發(fā)動機自身結構預防喘振? 在改進過程中，需要根據(jù)發(fā)動機自身的結構進行針對性調整，以預防喘振現(xiàn)象。例如，現(xiàn)代渦扇式航空發(fā)動機一般設計為雙轉子或三轉子結構，當發(fā)動機轉速變化、壓氣機偏離設計工作狀態(tài)時，雙轉子或三轉子發(fā)動機的高壓/中壓部分將會自動完成轉速調整匹配，以保障各級壓氣機進口流量系數(shù)接近設計值，使壓氣機穩(wěn)定工作，增加喘振裕度。同時，可采用進氣道內表面處理，通過開直槽或斜槽的方法，當其進氣槽增大，接近氣流分離狀態(tài)時，氣流可沿開槽方向流入進氣道，使氣道內氣流速度加快，削弱氣流分流現(xiàn)象，從而避免出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。此外，對壓氣機葉片進行必要的造型設計，也可以在一定程度上消除或推遲喘振現(xiàn)象的發(fā)生[6]。

4.2 終端設計控制系統(tǒng)防止喘振現(xiàn)象發(fā)生? 通過設計喘振的監(jiān)視及控制系統(tǒng)，可以防止喘振現(xiàn)象發(fā)生。典型的喘振控制系統(tǒng)通常由信號、控制、執(zhí)行三部分組成，當該系統(tǒng)的信號部分監(jiān)測到喘振信號時，其立即將上述信號傳遞給控制系統(tǒng)，控制部分分析后，執(zhí)行部分自動執(zhí)行預設的消喘程序，從而避免喘振現(xiàn)象的發(fā)生或在喘振發(fā)生后立即消除。喘振控制系統(tǒng)通常可以通過以下幾種方式防止喘振。例如，通過在壓氣機預設的某些中間級進行級間放氣、在增壓級和高壓壓氣機進口處設置多級聯(lián)動式的可調導向葉片、設置適當?shù)墓┯鸵?guī)律以迅速改變發(fā)動機狀態(tài)使其退出喘振區(qū)域等。

5? 對商用大涵道比渦扇發(fā)動機研發(fā)的啟示

飛行試驗是商用大涵道比渦扇發(fā)動機研制的重要組成部分。飛行試驗臺，相較于地面試車臺和高空試車臺，在獲取發(fā)動機在真實工作條件下的性能數(shù)據(jù)方面，具有無可比擬的優(yōu)勢?？罩衅饎?、進氣畸變等試驗科目僅能夠在飛行試驗中開展。在飛行試驗的苛刻條件下，被試發(fā)動機可以充分暴露其設計、制造和運行中存在的各類問題。同時，飛行試驗是商用大涵道比渦扇發(fā)動機適航取證的必由之路。根據(jù)CCAR33部的規(guī)定，商用大涵道比渦扇發(fā)動機在裝配至目標機型試飛取得適航合格證前，應首先進行它機取證。在發(fā)動機研制過程中，喘振作為易發(fā)、多發(fā)且發(fā)生后果較為嚴重的故障，一直受到重點關注。一個型號在開展飛行試驗前，必定已在地面試車臺和高空試車臺進行了充分的試驗，并針對試驗中暴露的喘振現(xiàn)象，進行了深刻詳盡的故障原因分析和針對性改進。但通過本文分析的某型發(fā)動機飛行試驗喘振故障分析可以看出，即便是已根據(jù)地面試車臺和高空試車臺試驗結果進行了改進的發(fā)動機，在試驗環(huán)境更為真實的飛行試驗中，仍然暴露出了喘振及消喘失敗的問題。這就要求我們一方面要根據(jù)引起喘振的條件，通過地面試驗和仿真數(shù)據(jù)，提前調整發(fā)動機結構和控制規(guī)律，檢驗飛行試驗中喘振監(jiān)測措施的有效性;另一方面，應提前考慮到原有控制手段可能的失效，以及上述控制手段失效后可能發(fā)生的喘振、懸掛等現(xiàn)象及其后果，并提前準備有針對性的應急響應措施，確保飛行試驗的安全;此外，應嚴格試驗紀律，做好相應策劃，對被試發(fā)動機，在飛行試驗前應首先策劃詳盡的檢查方案和內容，做好技術交底，檢查人員應做到認真檢查、正確操作和有效維護，避免因人為因素導致發(fā)動機的意外失效，避免浪費寶貴的飛行試驗時間，甚至引發(fā)喘振乃至更嚴重的后果。

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