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[摘 要]某型飞机在定型试飞过程中，配装的某型发动机飞行时发生加力状态自动断开故障，通过对故障的排除，发现飞机与发动机油门操纵系统即飞发接口设计协调中存在的不足，为此针对性的制定维修措施，并建议设计部门加以改进。
[关键词] 小加力 状态操纵盒CZH-4E 加力凸轮JM 73°电门
中图分类号：TP277
该型发动机为带有加力燃烧室的双转子涡轮喷气发动机，由八级轴流式压气机、环管燃烧室、二级轴流式涡轮、加力燃烧室和发动机附件组成；该型发动机配装某型飞机在定型试飞过程中工作稳定，可靠性较高。通过飞机的定型试飞暴露出飞机与发动机存在个别总体协调上的缺陷与不足，为设计改进提供了依据，为该型机的顺利定型奠定了基础。
1 故障现象
1.1 试飞员反映的故障现象
某型01架飞机进行设计定型增稳科目试飞，飞行高度6000 m，油门手柄由“最大”状态进入“全加力”状态，飞机水平增速，马赫数接近1.1时，试飞员将油门手柄由“全加力”状态缓慢收到“小加力”状态，发动机处于“小加力”状态工作，持续约3s左右；试飞员接通飞机增稳系统，此时发动机开始出现“加力”状态时通时断现象，持续约6 s左右，试飞员将油门手柄收到发动机“最大”状态；发动机稳定工作一段时间后，再次重复上述动作，发动机进入“全加力”稳定后逐渐收到“小加力”，油门手柄在“小加力”位置时“加力”状态时通时断。试飞员停止科目试飞返航。
1.2 飞参数据
发动机稳定在“最大”工作状态，飞机水平增速，约25 s后发动机进入“全加力”工作状态，飞机水平增速至音速时，油门收到“小加力”位置，喷口直径由“全加力”收到“小加力”状态，发动机也由“全加力”逐渐过渡到“小加力”状态，稳定工作约3 s后，发动机喷口直径突然从“小加力”喷口向“最大”状态喷口回收，随后又放大到“小加力”喷口，然后再次回收放出，如此动作反复3～4次，时间持续约6s～7s后，喷口直径收回到“最大”状态喷口。在此过程中，排气温度急降最低到650℃，低压转子转速急增到104%，高压转子转速急降到96%。发动机“加力”状态断开，油门手柄收到“最大”状态后，发动机逐步过渡并稳定在“最大”工作状态。
飞参数据见图1。
2 该型发动机加力系统简介
2.1 加力系统的组成
加力系统主要由加力燃烧室、加力燃油供给系统、加力电气控制/操纵系统组成。
加力燃烧室由加力扩散器和可调喷口组成；用来保证加力系统的接通、稳定燃烧及加力状态的改变，同时在加力状态接通后，为保证主机一定的工作状态，用喷口液压操纵系统控制可调喷口出口截面积随燃气温度的变化而变化，从小加力到全加力的喷口直径进行连续无级调节。
加力燃油供给系统用来供给和调节加力燃烧室所需燃油，保证发动机在各种加力状态下按照预定的涡轮落压比工作。
加力电气控制/调节系统按照输入的信号（即发动机油门杆位置信号）控制、调节发动机加力系统工作。
2.2 改变加力系统工作状态的附件
改变发动机加力系统工作状态的附件主要有：状态操纵盒CZH-4E、转速操纵盒CZH-7、加力电磁活门、主/副油路汽化器电磁开关、可变电阻传感器、可变电阻器、反馈传感器、自动加力箱等附件。
2.2.1 状态操纵盒CZH-4E
3 故障分析及排查
3.1 故障分析
通过试飞员反映的故障现象以及飞参数据可以看出，发动机从“最大”直接进入“全加力”状态，加力的接通及其工作良好，各参数正常、稳定；说明加力系统的接通、燃油供给/调节、喷口调节等各附件及系统工作正常。
发动机由“全加力”降低到“小加力”状态稳定工作很短时间后，喷口突然出现脉动其直径忽大忽小，排气温度降低，低压转子转速急升，高压转子转速逐步降低。
现象分析：发动机在“小加力”状态，能导致喷口脉动即喷口直径从“小加力”状态到“最大”状态之间反复脉动，根据上述的加力系统工作原理以及加力接通与断开的条件可知，当状态操纵盒CZH-4E内加力凸轮控制开关JM即73°电门故障时通时断时，或状态操纵盒CZH-4E内的加力自锁凸轮SM即68°电门以及转速操纵盒内的加力联锁凸轮JL即91%电门同时故障时通时断可导致此现象发生。
3.2 故障排查
4 故障定位与排除
4.1 故障定位
4.2 故障排除
4.2.1 故障排除
调整发动机操纵系统，将油门手柄紧靠小加力限动器时状态操纵盒指示刻度调整为74°。
4.2.2 故障排除验证
故障排除后的验证通过检查喷口调节规律和发动机试车两种方法实现。
a） 检查喷口调节规律
检查喷口调节规律，工作正常。
喷口调节规律检查结果见图6。
5 故障机理
根据发动机加力状态接通、断开的條件并结合地面的发动机操纵系统协调性及加力凸轮控制开关JM及73°电门检查结果可知，在飞行过程中试飞员将发动机状态由“全加力”收到“小加力”状态，此时状态操纵盒内的73°电门处于接通后的临界状态，即油门手柄控制的状态操纵盒转轴旋转的角度将将接通73°电门。发动机在“小加力”状态稳定稍许后，飞机接通增稳状态，飞机姿态随即改变；随着飞机姿态的改变发动机操纵系统受到微小振动后，发动机状态操纵盒内的73°电门断开，发动机退出加力工作状态。随着发动机状态的突变，推力的降低，发动机操纵系统受到反向的振动，73°电门接通，此时发动机的高压转子转速仍远高于91%，即发动机接通加力的条件满足，发动机进行接通“小加力”状态，喷口直径向“小加力”状态位置放出。发动机在进行接通加力的过程中，仍然由于振动的影响，73°电门再次断开，加力状态断开。如此反复3～4后，73°电门彻底断开，喷口收到“最大”工作状态，加力状态断开。 发动机在此过程中，喷口直径在发动机的“最大”状态和“小加力”状态反复波动，加力燃烧室处于时而预燃点火时而断开，即加力燃烧室未真正投入工作，导致涡轮落压比提高；随着涡轮落压比的提高，发动机低压转子转速上升，低压转子转速调节器为保证发动机等转速工作，降低供油量，致使发动机温度和高压转子转速降低。
6 维修措施与建议
根据上述的分析可以看出，发动机状态操纵盒内的73°电门装机后检查参数为73.5°，满足发动机出厂规定参数（73±1）°的要求；同时发动机操纵系统协调性在“小加力”状态无论是正常收油门时的73.5°还是快收油门时的73°，均符合飞机技术资料要求的（73±1）°；即无论是发动机的状态操纵盒还是发动机操纵系统均未出现故障。但当发动机操纵系统协调性在“小加力”状态的调整参数小于或等于73°电门的接通刻度时，则73°电门无法接通或当操纵系统受到振动后容易断开，致使发动机退出或无法接通“小加力”状态。
由此可以将该起故障最终定位为是由于飞机总体设计时，飞发接口协调中存在的缺陷与不足所致。
在飞机设计更改完善之前，应制定维修措施确保飞机、发动机可靠工作。
6.1 维修措施
维修措施主要包括：
a） 发动机装机前，检查状态操纵盒内的73°电门接通刻度，调整处于规定范围偏下限；
b） 发动机操纵系统协调性的调整在“小加力”状态的指示刻度应大于73°电门接通刻度；
c） 检查喷口调节规律时，油门手柄从“全加力”状态向“小加力”状态回收应反复多次并变速进行；
d） 将上述措施纳入维修技术管理，編制专用维修卡；
e） 对相同的飞机、发动机进行普查、调整。
6.2 建议
完善飞发接口设计。
建议将发动机状态操纵盒内的73°电门接通刻度出厂值规定为73°-1°，发动机操纵系统协调性在“小加力”状态的指示刻度规定值为74°-1°。
参考文献：
[1]王云.航空发动机原理.【M】北京. 北京航空航天大学出版社，2009.3
[2] 赵连春 （Link C. Jaw） （作者）， 杰克·马丁利 （Jack D. Mattingly） （作者）， 张新国 （译者）， 等.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，2012.12
[3]陈卫，程礼，李全通等.航空发动机监控技术.【M】北京. 国防工业出版社，2011.2
[关键词] 小加力 状态操纵盒CZH-4E 加力凸轮JM 73°电门
中图分类号：TP277
该型发动机为带有加力燃烧室的双转子涡轮喷气发动机，由八级轴流式压气机、环管燃烧室、二级轴流式涡轮、加力燃烧室和发动机附件组成；该型发动机配装某型飞机在定型试飞过程中工作稳定，可靠性较高。通过飞机的定型试飞暴露出飞机与发动机存在个别总体协调上的缺陷与不足，为设计改进提供了依据，为该型机的顺利定型奠定了基础。
1 故障现象
1.1 试飞员反映的故障现象
某型01架飞机进行设计定型增稳科目试飞，飞行高度6000 m，油门手柄由“最大”状态进入“全加力”状态，飞机水平增速，马赫数接近1.1时，试飞员将油门手柄由“全加力”状态缓慢收到“小加力”状态，发动机处于“小加力”状态工作，持续约3s左右；试飞员接通飞机增稳系统，此时发动机开始出现“加力”状态时通时断现象，持续约6 s左右，试飞员将油门手柄收到发动机“最大”状态；发动机稳定工作一段时间后，再次重复上述动作，发动机进入“全加力”稳定后逐渐收到“小加力”，油门手柄在“小加力”位置时“加力”状态时通时断。试飞员停止科目试飞返航。
1.2 飞参数据
发动机稳定在“最大”工作状态，飞机水平增速，约25 s后发动机进入“全加力”工作状态，飞机水平增速至音速时，油门收到“小加力”位置，喷口直径由“全加力”收到“小加力”状态，发动机也由“全加力”逐渐过渡到“小加力”状态，稳定工作约3 s后，发动机喷口直径突然从“小加力”喷口向“最大”状态喷口回收，随后又放大到“小加力”喷口，然后再次回收放出，如此动作反复3～4次，时间持续约6s～7s后，喷口直径收回到“最大”状态喷口。在此过程中，排气温度急降最低到650℃，低压转子转速急增到104%，高压转子转速急降到96%。发动机“加力”状态断开，油门手柄收到“最大”状态后，发动机逐步过渡并稳定在“最大”工作状态。
飞参数据见图1。
2 该型发动机加力系统简介
2.1 加力系统的组成
加力系统主要由加力燃烧室、加力燃油供给系统、加力电气控制/操纵系统组成。
加力燃烧室由加力扩散器和可调喷口组成；用来保证加力系统的接通、稳定燃烧及加力状态的改变，同时在加力状态接通后，为保证主机一定的工作状态，用喷口液压操纵系统控制可调喷口出口截面积随燃气温度的变化而变化，从小加力到全加力的喷口直径进行连续无级调节。
加力燃油供给系统用来供给和调节加力燃烧室所需燃油，保证发动机在各种加力状态下按照预定的涡轮落压比工作。
加力电气控制/调节系统按照输入的信号（即发动机油门杆位置信号）控制、调节发动机加力系统工作。
2.2 改变加力系统工作状态的附件
改变发动机加力系统工作状态的附件主要有：状态操纵盒CZH-4E、转速操纵盒CZH-7、加力电磁活门、主/副油路汽化器电磁开关、可变电阻传感器、可变电阻器、反馈传感器、自动加力箱等附件。
2.2.1 状态操纵盒CZH-4E
3 故障分析及排查
3.1 故障分析
通过试飞员反映的故障现象以及飞参数据可以看出，发动机从“最大”直接进入“全加力”状态，加力的接通及其工作良好，各参数正常、稳定；说明加力系统的接通、燃油供给/调节、喷口调节等各附件及系统工作正常。
发动机由“全加力”降低到“小加力”状态稳定工作很短时间后，喷口突然出现脉动其直径忽大忽小，排气温度降低，低压转子转速急升，高压转子转速逐步降低。
现象分析：发动机在“小加力”状态，能导致喷口脉动即喷口直径从“小加力”状态到“最大”状态之间反复脉动，根据上述的加力系统工作原理以及加力接通与断开的条件可知，当状态操纵盒CZH-4E内加力凸轮控制开关JM即73°电门故障时通时断时，或状态操纵盒CZH-4E内的加力自锁凸轮SM即68°电门以及转速操纵盒内的加力联锁凸轮JL即91%电门同时故障时通时断可导致此现象发生。
3.2 故障排查
4 故障定位与排除
4.1 故障定位
4.2 故障排除
4.2.1 故障排除
调整发动机操纵系统，将油门手柄紧靠小加力限动器时状态操纵盒指示刻度调整为74°。
4.2.2 故障排除验证
故障排除后的验证通过检查喷口调节规律和发动机试车两种方法实现。
a） 检查喷口调节规律
检查喷口调节规律，工作正常。
喷口调节规律检查结果见图6。
5 故障机理
根据发动机加力状态接通、断开的條件并结合地面的发动机操纵系统协调性及加力凸轮控制开关JM及73°电门检查结果可知，在飞行过程中试飞员将发动机状态由“全加力”收到“小加力”状态，此时状态操纵盒内的73°电门处于接通后的临界状态，即油门手柄控制的状态操纵盒转轴旋转的角度将将接通73°电门。发动机在“小加力”状态稳定稍许后，飞机接通增稳状态，飞机姿态随即改变；随着飞机姿态的改变发动机操纵系统受到微小振动后，发动机状态操纵盒内的73°电门断开，发动机退出加力工作状态。随着发动机状态的突变，推力的降低，发动机操纵系统受到反向的振动，73°电门接通，此时发动机的高压转子转速仍远高于91%，即发动机接通加力的条件满足，发动机进行接通“小加力”状态，喷口直径向“小加力”状态位置放出。发动机在进行接通加力的过程中，仍然由于振动的影响，73°电门再次断开，加力状态断开。如此反复3～4后，73°电门彻底断开，喷口收到“最大”工作状态，加力状态断开。 发动机在此过程中，喷口直径在发动机的“最大”状态和“小加力”状态反复波动，加力燃烧室处于时而预燃点火时而断开，即加力燃烧室未真正投入工作，导致涡轮落压比提高；随着涡轮落压比的提高，发动机低压转子转速上升，低压转子转速调节器为保证发动机等转速工作，降低供油量，致使发动机温度和高压转子转速降低。
6 维修措施与建议
根据上述的分析可以看出，发动机状态操纵盒内的73°电门装机后检查参数为73.5°，满足发动机出厂规定参数（73±1）°的要求；同时发动机操纵系统协调性在“小加力”状态无论是正常收油门时的73.5°还是快收油门时的73°，均符合飞机技术资料要求的（73±1）°；即无论是发动机的状态操纵盒还是发动机操纵系统均未出现故障。但当发动机操纵系统协调性在“小加力”状态的调整参数小于或等于73°电门的接通刻度时，则73°电门无法接通或当操纵系统受到振动后容易断开，致使发动机退出或无法接通“小加力”状态。
由此可以将该起故障最终定位为是由于飞机总体设计时，飞发接口协调中存在的缺陷与不足所致。
在飞机设计更改完善之前，应制定维修措施确保飞机、发动机可靠工作。
6.1 维修措施
维修措施主要包括：
a） 发动机装机前，检查状态操纵盒内的73°电门接通刻度，调整处于规定范围偏下限；
b） 发动机操纵系统协调性的调整在“小加力”状态的指示刻度应大于73°电门接通刻度；
c） 检查喷口调节规律时，油门手柄从“全加力”状态向“小加力”状态回收应反复多次并变速进行；
d） 将上述措施纳入维修技术管理，編制专用维修卡；
e） 对相同的飞机、发动机进行普查、调整。
6.2 建议
完善飞发接口设计。
建议将发动机状态操纵盒内的73°电门接通刻度出厂值规定为73°-1°，发动机操纵系统协调性在“小加力”状态的指示刻度规定值为74°-1°。
参考文献：
[1]王云.航空发动机原理.【M】北京. 北京航空航天大学出版社，2009.3
[2] 赵连春 （Link C. Jaw） （作者）， 杰克·马丁利 （Jack D. Mattingly） （作者）， 张新国 （译者）， 等.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，2012.12
[3]陈卫，程礼，李全通等.航空发动机监控技术.【M】北京. 国防工业出版社，2011.2