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摘要：针对某型发动机出现的加力未接通并伴随过渡态尾喷口异常放大现象，从喷口—加力燃油控制器工作原理出发，进行了厂内性能参数检查、加调部件分解檢查等以确定故障诱因。根据控制原理分析及检查结果，综合判定引起本次故障的具体原因为喷口—加力燃油控制器内部落压比测量大薄膜组件膜片变形，导致该发动机工作过程中尾喷口异常放大，加力燃烧条件变差，加力接通异常。
关键词：加力；尾喷口；落压比控制器；膜片
Keywords：afterburner；tail nozzle；pressure ratio controller；diaphragm
1 故障现象
某型飞机起飞过程中，座舱出现加力信号灯闪烁、加力未接通信号，中断起飞后飞机正常滑回。飞参判读（见表1）后发现，在快推油门至最大状态过程中发动机尾喷口异常放大。地面进行6次试车检查，其中有2次发动机未进入加力状态，测量检查第5输油圈油压、热射流装置油压等均符合工艺要求。
检查发动机尾喷口角位移传感器、反馈钢索、作动筒及尾喷口反馈钢索拉紧机构，均无异常。测量离子火焰传感器及相关电缆线路，无异常。初步判断是喷口—加力燃油控制器异常，导致尾喷口调节异常，油门杆进入加力域后，加力燃烧室流场不稳定，发动机进入加力失败。更换喷口—加力燃油控制器后，地面试车发动机工作状态良好，故障排除，故障件返厂进一步查明本次故障具体原因。
2 喷口—加力系统工作原理分析
2.1 喷口控制系统
如图1所示，节流状态喷口控制活门退出工作后，发动机在最大及加力状态，经空气滤—减压器的P2′压力空气与P4压力空气共同作用于落压比调节器薄膜组件，通过分油活门改变柱塞泵向尾喷口作动筒的供、回油压力改变发动机机尾喷口大小。当P2′=P4时，薄膜组件位置不再变化，作动筒供、回油压力稳定，发动机尾喷口大小稳定。
当发动机油门杆进入加力域，在最小加力电磁活门作用下，一路定压油作用于落压比重调活门，落压比控制器薄膜上腔P2′压力减小，根据尾喷口闭环控制原理，尾喷口预放P4压力同步减小，保证发动机加力接通过程的稳定性。
2.2 加力燃油控制系统
加力燃油控制器根据油门杆指令，通过液压延迟器及齿轮杠杆机构使第五燃油总管计量装置压差活门左移，计量活门至燃油总管油路打开；同时，接通定压油至燃油压力信号器及加力燃油分配器的控制油路，综调接收到燃油压力信号器发出的接通加力信号，分别向热射流装置和最小加力电磁活门发出控制信号，打开第五加力燃油总管油路，保证发动机在小加力状态接通加力。当加力燃烧室点燃后，电离火焰传感器向自动调节器发出加力已点燃信号，点火系统和最小加力电磁活门关闭（见图2）。
3 故障原因分析
根据喷口—加力燃油控制系统各子模块工作原理分析，加力接通异常故障涉及加调的主要故障模式有喷口调节异常、加力供油异常及性能异常等（见图3），结合本次加力接通异常伴随喷口异常放大现象，重点对喷口控制器的性能及相关部件进行参数/外观检查。
3.1 性能检查
对该喷口—加力燃油控制器进行性能复查，检查结果显示常温性能、起动输油圈流量性能、加力供油加速性、起动总管加速性、Ф10指令压力、加力泵接通活门等均符合工艺要求；接通加力信号器及相关电磁铁性能参数符合要求；落压比控制器性能参数P2П/P4的测量值为6.31，超过工艺标准。检查结果表明，涉及发动机加力燃油控制部分的性能参数均合格，因此，落压比控制器性能参数异常可能是导致本次故障的根本原因。
3.2 分解检查
为确定导致本次故障的零组件失效部位，对该喷口—加力燃油控制器进行内部分解检查。分解过程中发现挡板活门组件摇臂和支挡有局部锈蚀（见图4），加力泵接通活门组件活动紧涩。
同时，在Ⅰ、Ⅳ压差活门油嘴滤网处发现少量灰色纤维；在定压活门组件和计量活门组件油滤表面发现细小金属屑；控制压力活门调整钉红色密封胶圈有破损现象。
结合厂内性能试验检查情况，未发现定压油压力和加力供油量性能出现明显异常，分析认为以上分解检查中发现的问题对该故障影响较小。
针对该发动机尾喷口异常放大现象，对落压比控制器相关组件进行重点检查。分解发现大薄膜组件的膜片有翘曲变形现象（见图5），同时发现弹簧1长度异常（见图6），该喷口—加力燃油控制器其余零组件分解过程中未见明显异常。
对涉及落压比控制器、关断活门等相关组件的弹簧性能参数进行测量，测量结果显示弹簧1在自由长度、弹力检查中均不合格，其余弹簧性能在工艺范围内。该喷口—加力燃油控制器内部相关弹簧具体性能数据见表1。
弹簧1在落压比控制器内的作用为比例反馈，弹簧性能不合格时会造成落压比控制器调节迟滞，但工作过程中不会使喷口异常放大，该弹簧性能异常与本次故障现象不符，不是引起故障的根本原因。
4 故障结论
根据该发动机起飞加力未接通并伴随喷口异常放大现象，结合外场开展的检查工作及发动机加力系统控制规律分析，该起加力接不通故障是由喷口—加力燃油控制器喷口调节控制规律异常导致的。
经过对喷口—加力燃油控制器进行性能复验、分解检查等情况的综合分析，认为引起该发动机尾喷口异常放大的故障原因为落压比控制器大薄膜翘曲变形。大薄膜翘曲变形导致发动机部分状态下薄膜组件接触上腔壳体（P2П腔壳体），造成薄膜不敏感区变大，落压比控制器顶杆上移，分油活门上移，喷口作动筒有杆腔压力增大，无杆腔压力减小，使发动机尾喷口增大，当发动机进入加力时尾喷口预放过大，导致加力燃烧条件变差，出现加力接通异常。
5 工作建议
喷口—加力燃油控制系统工作异常，对飞机部分状态推力及涡轮后温度将产生较大影响。产品装配过程中，应注意喷口控制系统和加力燃油控制系统关键部附件的性能检查，严控装配质量，加强装配后的性能试验检查；外场使用过程中，应结合日常检查工作及飞参判读，对加力过程中的T4温度、尾喷口数值、加力接通时间等进行重点监控，对发现的异常状况及时处理，排除故障隐患。
参考文献
[1]杨福刚，黄猛，范世新. 航空发动机加力控制系统典型故障研究[J].航空发动机，2012（3）.
[2]李学良，李小东，郑维新. 某型发动机加力控制系统及故障分析[J].中国科技纵横，2015（18）.
[3]王立志，张香春. 某型发动机加力控制系统故障与分析[J].中国新技术新产品，2016（20）.
关键词：加力；尾喷口；落压比控制器；膜片
Keywords：afterburner；tail nozzle；pressure ratio controller；diaphragm
1 故障现象
某型飞机起飞过程中，座舱出现加力信号灯闪烁、加力未接通信号，中断起飞后飞机正常滑回。飞参判读（见表1）后发现，在快推油门至最大状态过程中发动机尾喷口异常放大。地面进行6次试车检查，其中有2次发动机未进入加力状态，测量检查第5输油圈油压、热射流装置油压等均符合工艺要求。
检查发动机尾喷口角位移传感器、反馈钢索、作动筒及尾喷口反馈钢索拉紧机构，均无异常。测量离子火焰传感器及相关电缆线路，无异常。初步判断是喷口—加力燃油控制器异常，导致尾喷口调节异常，油门杆进入加力域后，加力燃烧室流场不稳定，发动机进入加力失败。更换喷口—加力燃油控制器后，地面试车发动机工作状态良好，故障排除，故障件返厂进一步查明本次故障具体原因。
2 喷口—加力系统工作原理分析
2.1 喷口控制系统
如图1所示，节流状态喷口控制活门退出工作后，发动机在最大及加力状态，经空气滤—减压器的P2′压力空气与P4压力空气共同作用于落压比调节器薄膜组件，通过分油活门改变柱塞泵向尾喷口作动筒的供、回油压力改变发动机机尾喷口大小。当P2′=P4时，薄膜组件位置不再变化，作动筒供、回油压力稳定，发动机尾喷口大小稳定。
当发动机油门杆进入加力域，在最小加力电磁活门作用下，一路定压油作用于落压比重调活门，落压比控制器薄膜上腔P2′压力减小，根据尾喷口闭环控制原理，尾喷口预放P4压力同步减小，保证发动机加力接通过程的稳定性。
2.2 加力燃油控制系统
加力燃油控制器根据油门杆指令，通过液压延迟器及齿轮杠杆机构使第五燃油总管计量装置压差活门左移，计量活门至燃油总管油路打开；同时，接通定压油至燃油压力信号器及加力燃油分配器的控制油路，综调接收到燃油压力信号器发出的接通加力信号，分别向热射流装置和最小加力电磁活门发出控制信号，打开第五加力燃油总管油路，保证发动机在小加力状态接通加力。当加力燃烧室点燃后，电离火焰传感器向自动调节器发出加力已点燃信号，点火系统和最小加力电磁活门关闭（见图2）。
3 故障原因分析
根据喷口—加力燃油控制系统各子模块工作原理分析，加力接通异常故障涉及加调的主要故障模式有喷口调节异常、加力供油异常及性能异常等（见图3），结合本次加力接通异常伴随喷口异常放大现象，重点对喷口控制器的性能及相关部件进行参数/外观检查。
3.1 性能检查
对该喷口—加力燃油控制器进行性能复查，检查结果显示常温性能、起动输油圈流量性能、加力供油加速性、起动总管加速性、Ф10指令压力、加力泵接通活门等均符合工艺要求；接通加力信号器及相关电磁铁性能参数符合要求；落压比控制器性能参数P2П/P4的测量值为6.31，超过工艺标准。检查结果表明，涉及发动机加力燃油控制部分的性能参数均合格，因此，落压比控制器性能参数异常可能是导致本次故障的根本原因。
3.2 分解检查
为确定导致本次故障的零组件失效部位，对该喷口—加力燃油控制器进行内部分解检查。分解过程中发现挡板活门组件摇臂和支挡有局部锈蚀（见图4），加力泵接通活门组件活动紧涩。
同时，在Ⅰ、Ⅳ压差活门油嘴滤网处发现少量灰色纤维；在定压活门组件和计量活门组件油滤表面发现细小金属屑；控制压力活门调整钉红色密封胶圈有破损现象。
结合厂内性能试验检查情况，未发现定压油压力和加力供油量性能出现明显异常，分析认为以上分解检查中发现的问题对该故障影响较小。
针对该发动机尾喷口异常放大现象，对落压比控制器相关组件进行重点检查。分解发现大薄膜组件的膜片有翘曲变形现象（见图5），同时发现弹簧1长度异常（见图6），该喷口—加力燃油控制器其余零组件分解过程中未见明显异常。
对涉及落压比控制器、关断活门等相关组件的弹簧性能参数进行测量，测量结果显示弹簧1在自由长度、弹力检查中均不合格，其余弹簧性能在工艺范围内。该喷口—加力燃油控制器内部相关弹簧具体性能数据见表1。
弹簧1在落压比控制器内的作用为比例反馈，弹簧性能不合格时会造成落压比控制器调节迟滞，但工作过程中不会使喷口异常放大，该弹簧性能异常与本次故障现象不符，不是引起故障的根本原因。
4 故障结论
根据该发动机起飞加力未接通并伴随喷口异常放大现象，结合外场开展的检查工作及发动机加力系统控制规律分析，该起加力接不通故障是由喷口—加力燃油控制器喷口调节控制规律异常导致的。
经过对喷口—加力燃油控制器进行性能复验、分解检查等情况的综合分析，认为引起该发动机尾喷口异常放大的故障原因为落压比控制器大薄膜翘曲变形。大薄膜翘曲变形导致发动机部分状态下薄膜组件接触上腔壳体（P2П腔壳体），造成薄膜不敏感区变大，落压比控制器顶杆上移，分油活门上移，喷口作动筒有杆腔压力增大，无杆腔压力减小，使发动机尾喷口增大，当发动机进入加力时尾喷口预放过大，导致加力燃烧条件变差，出现加力接通异常。
5 工作建议
喷口—加力燃油控制系统工作异常，对飞机部分状态推力及涡轮后温度将产生较大影响。产品装配过程中，应注意喷口控制系统和加力燃油控制系统关键部附件的性能检查，严控装配质量，加强装配后的性能试验检查；外场使用过程中，应结合日常检查工作及飞参判读，对加力过程中的T4温度、尾喷口数值、加力接通时间等进行重点监控，对发现的异常状况及时处理，排除故障隐患。
参考文献
[1]杨福刚，黄猛，范世新. 航空发动机加力控制系统典型故障研究[J].航空发动机，2012（3）.
[2]李学良，李小东，郑维新. 某型发动机加力控制系统及故障分析[J].中国科技纵横，2015（18）.
[3]王立志，张香春. 某型发动机加力控制系统故障与分析[J].中国新技术新产品，2016（20）.