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摘要：针对某型航空发动机加力接通延迟故障，根据发动机加力状态控制计划和调节规律，建立了以“加力接通延迟”为顶事件的故障树与故障处理流程图进行排故，有效提高了排故效率和试车合格率。
关键词：航空发动机；加力接通延迟；故障树；故障处理流程图
Keywords：aero-engine；afterburner power-on delay；fault tree；fault handling flow chart
0 引言
某型航空发动机为模拟电子—机械液压控制的军用双转子加力涡轮风扇发动机。受喷口喉道面积与加力供油量匹配性影响，该型发动机接通加力的控制规律复杂，燃烧条件恶劣，涉及因素较多，使用过程中燃油控制系统故障频发，厂内试车以及外场多次发生加力接通延迟问题。
为了准确定位该型发动机加力控制系统的故障点，本文研究了加力接通过程中加力燃油系统工作的原理，建立以“加力接通延迟”为顶事件的故障树，通过故障树与排故流程图方法逐级进行故障排查，可以高效准确地对故障进行定位和处理。
1 发动机加力接通延迟定义与加力燃油系统工作原理
航空发动机加力接通延迟问题的定义是：飞机在起飞线快推油门杆起飞或在空中飞行推油门杆进入加力域时，发动机按给定程序接通加力，但接通时间超出技术要求，从加力接通信号出现至接通加力状态的时间过长。技术要求为：单发加力接通时间小于4.75s，或者双发加力接通时间差小于2s。
某型航空发动机加力燃油系统原理图如图1所示。发动机油门杆推到加力域任意位置，液压延迟器活塞杆上的衬套随油门杆下移，同时带动加力泵接通活门下移，关闭加力泵活塞左腔的回油路，使加力泵开始向加力燃油系统供油。燃油压力信号器向发动机综合调节器发出“已向加力燃烧室输油”的信号，发动机综调加力控制与信号模块开始工作，向加力点火装置发出信号，使加力燃烧室产生30s的电火花，最小加力电磁活门通电。电磁活门打开定压油的来油，使顶杆活塞上移到小加力位置。燃油经加力起动输油圈流入加力燃烧室。
当加力燃烧室内离子火焰探测器检测到火焰信号后，向发动机综调发出信号，发动机综调加力控制与信号模块发出指令，液压延迟器活塞杆上的回油孔重新打开，液压延迟器活塞下移到油门杆给定的衬套位置。发动机的加力状态与油门杆位置相对应。根据上述工作原理分析，当加力起动油压低、点火系统故障、加力输油圈雾化情况、液压延迟器调整不当、指令油压力低、液压放大器调整不当等原因均会引起发动机加力接通延迟。
2 加力接通延迟故障树的建立
良好的加速性是航空发动机控制系统的重要性能指标之一，同时也影响整机的最大推力。加力接通时间延迟可能导致飞行员对发动机加力接通状态判断失误，尤其在起飞阶段，可能导致飞行员误以为飞机加力接不通将油门杆拉回，使飞机中断起飞后滑回跑道，影响飞行安全。而发动机加力接通延迟故障的厂内试车与外场可调整手段和措施有限，现有的故障处理模式效率较低，无法根本解决该问题。
航空发动机加力控制系统是一个复杂的系统。加力燃烧室由于风速高、压力低，点火条件恶劣。加力点火涉及的部附件有喷口加力调节器、综合调节器、喷口油源泵、离子火焰探测器、加力燃油分配器等。通过对加力燃烧室以及加力燃油调节系统结构和工作原理进行分析，决定采用故障树的方法来解决这个问题。
选定加力燃油调节系统“发动机加力接通延迟”故障作为故障树的顶事件。从这一顶事件出发，先找出直接导致事件发生的各种可能因素或因素组合，再找出这些因素的直接因素，逐级向下深入，一直追溯到不需要繼续分析的底事件为止，如图2、图3所示。
3 加力接通延迟台架试车以及外场典型故障分析
3.1 由离子火焰探测器故障引起的加力接通延迟
某次发动机台架试车，在检验试车第五阶段检查过渡态加减速性能。接通小加力状态时，慢车到最大状态加力接通时间长，发动机接通加力时间延迟。检查台架线缆与数采系统，发现试车设备状况正常。检查发动机试车曲线，查看接通状态试车参数，发现从中间状态接通到加力状态时，快推油门杆，加力接通时间延迟5s。其他试车参数正常，离子火焰探测器的电流值在50～200μA之间大幅跳动。
按照故障树与排故流程图逐级进行排查，检查离子火焰探测器与综调连接线缆，检查加力点火装置与点火电嘴安装状况，更换综调后再次试车，故障依旧。更换离子火焰探测器后，发动机再次试车，进入小加力状态后各状态参数良好，慢车到最大状态，检查发动机过渡态时加力接通时间正常，从中间状态进入最大状态时加力接通时间在合格范围内，加力接通延迟故障排除。
该类故障为台架试车典型故障，主要是由于离子火焰探测器灵敏度差，或离子火焰探测器失效进而不能有效感受到加力燃烧室点火状态，延迟发送信号导致综调判断发动机加力接通状态延迟。离子火焰探测器故障还可能导致加力接通状态加力信号灯闪烁、进入小加力接通状态I左、I右电流值不合格以及加力接不通等加力系统故障。
3.2 由供气系统故障引起的加力接通延迟
某次发动机台架试车在附加试车检查过渡态加减速性能时，发现加力接通时间超过规定上线，离子火焰探测器检测电流值I左、I右正常。检查发动机N2R转速、油门杆、喷口位置，均在合格范围内。检查加力供油，发现燃油流量比R1、Ri、Ro值位于合格范围下线，随后调整加力I区燃油调整钉Ф15，发现R1、Ri、Ro无明显变化，调整P31′′调整供油量，变化量较小。检查过渡态加速性时接通延迟依旧。 按故障树与排故流程图逐级进行排查，初步断定为空气系统故障。检查台架空气减压过滤器以及连接气管，清洗后安装检查气密性，合格后再次进行试车。进入小加力状态后各个状态参数良好，慢车到最大状态检查发动机过渡态时加力接通时间正常，从中间状态进入小加力状态加力接通时间在合格范围内，加力接通延迟故障排除。
供气系统异常主要表现在当调整发动机加力系统供油量或调整几何通道时试车参数变化不明显或无变化。这种情况下，在试车排故过程中应着重检查供气管路以及空气过滤减压器。供气管路需进行检查与清洗，或更换供气管路、空气过滤减压器。供气系统故障还可能导致加力燃油供油量发生压力波动或油气匹配性差，导致发动机试车推力性能不合格。
3.3 由加力燃油系统性能调整时起动输油圈I区燃油供油量与落压比调整的油气匹配性引起的加力接通延迟
某次外场飞机地面试车时，6次进入加力状态中的3次左发加力接通时间长，加力信号延迟5s，加力I区油压为1.7MPa，高压压气机后P31压力为1.8MPa，喷口闭环值为2.6。查看故障试车曲线，发现当油门杆快推进入加力域时加力信号延迟5s，喷口受落压比控制响应速度延迟约5s，试车曲线如图4所示。
外场初步故障会诊认为，该发动机中间状态下受综调N2限制，外场工作时间已使用至后期，压气机工作效率偏低，進入加力燃烧室的供气量偏低，油气比不匹配导致加力接通延迟。由于压气机工作效率较低，导致高压压气机P31供气压力偏低，进而导致喷口加力调节器落压比控制器薄膜上腔压力偏低，薄膜向上弯曲，拉簧使杠杆反时针转动，挡板活门开大，喷口开大，低压涡轮后P6压力减少，使落压比按调节计划Πt=f（T1）控制喷口截面积保持涡轮后落压比不变。在中间状态喷口偏大，不利于发动机接通加力状态。由于压气机工作效率较低，导致高压压气机P31供气压力偏低，进而导致进入加调摆差活门的压力偏低，加力起动I区压力偏低，发动机接通加力延迟。
检查发动机舱、喷口—加力调节器、输油圈和供压导管，无燃油渗漏。检查预燃区离子火焰探测器与火焰稳定器的具体方位与方向，更换离子火焰探测器后，地面试车良好。飞机在地面起飞过程的飞行参数良好，飞机返回后检查飞行参数，发现空中接通加力时加力接通延迟4s。再一次地面试车，检查占空比S1，符合技术要求。之后，通过P1调整钉将α2开度调大一个刻度，对发动机空气过滤减压器喷口闭环值进行调整。通过P31′调整喷口闭环值刻度，将中间状态闭环前后的喷口闭环值调整至2.4，进一步地面试车，发现延迟时间保持在2.5s。进一步调整Ф15加力I区调整钉，将加力I区油压调整至2.2MPa，地面试车良好。之后进行了多架次飞行，加力接通延迟情况不再复现，飞行状况恢复正常。
对此次故障进行原因分析发现，离子火焰探测器长时间使用后可能表面产生积炭，导致灵敏度降低，通过优化点火时刻的油气比，调整中间状态喷口闭环值刻度，有利于发动机接通加力。加力I区起动供油量与喷口落压比调整的油气匹配性影响加力接通时间。受空中飞行包线的影响，发动机加力接通过程相对于低空或地面试车时更加困难，外场通过更换离子火焰探测器，调整位置尺寸与发动机油气比性能，可以有效解决一般性的发动机加力接通延迟问题。
4 总结与应用
影响加力接通延迟的因素具有多样性，离子火焰探测器安装位置、燃油喷嘴偏转角度、喷口落压比等均会影响加力接通延迟时间。此外，车台台架与飞机线缆故障、α1与α2角度和加力供油量等也会影响加力接通延迟，一般情况下贫油不利于点火。
遇到此类故障时，应初步检查发动机试车参数与飞参曲线，检查台架或发动机舱、喷口加力调节器、输油圈和供压导管有无燃油渗漏。检查预燃区离子火焰探测器与火焰稳定器的具体方位与方向，必要时可更换离子火焰探测器或进将内外涵离子火焰传感器安装位置的互换。对点火环境的检查调整为检查发动机综合电子调节器自检加力点火系统，检查发动机加速性和“中间”以上占空比S1，如不符合要求，则需进行调整。将喷口加力调节器C23节流器流通量调小，减缓液压延迟器的响应速度，尾喷管喉道直径增大速度减慢，有助于加力点火。将喷口加力调节器Ф25节流器流通量调小，提高加力供油三级指令油压的建立速度，同时也有助于加力点火。调整α2开度，适当调大α2角度，调整发动机空气过滤减压器喷口闭环值以及通过Ф15调整钉调整加力I区起动油压也有助于减少加力接通延迟时间。
上述通过故障树以及流程图逐级排故的方法，可以快速准确地进行故障定位。对2019～2020年厂内试车与外场使用情况进行统计对比，对于加力接通延迟单一故障，该方法平均节约40%的发动机排故时间，使发动机试车合格率提升30%，有效提高了排故效率和试车合格率。
参考文献
[1]周宗才，谢寿生，等. 发动机性能与排故手册[Z]. 空军工程大学，1996.
[2]史定华.故障树分析技术方法与理论[M]. 北京：北京师范大学出版社，1993.
[3]张帆，唐建根，刘高尚，孙西，等.某型航空发动机加力接通状态加力信号灯闪烁故障分析[J]. 航空维修与工程，2020增刊：60-63.
关键词：航空发动机；加力接通延迟；故障树；故障处理流程图
Keywords：aero-engine；afterburner power-on delay；fault tree；fault handling flow chart
0 引言
某型航空发动机为模拟电子—机械液压控制的军用双转子加力涡轮风扇发动机。受喷口喉道面积与加力供油量匹配性影响，该型发动机接通加力的控制规律复杂，燃烧条件恶劣，涉及因素较多，使用过程中燃油控制系统故障频发，厂内试车以及外场多次发生加力接通延迟问题。
为了准确定位该型发动机加力控制系统的故障点，本文研究了加力接通过程中加力燃油系统工作的原理，建立以“加力接通延迟”为顶事件的故障树，通过故障树与排故流程图方法逐级进行故障排查，可以高效准确地对故障进行定位和处理。
1 发动机加力接通延迟定义与加力燃油系统工作原理
航空发动机加力接通延迟问题的定义是：飞机在起飞线快推油门杆起飞或在空中飞行推油门杆进入加力域时，发动机按给定程序接通加力，但接通时间超出技术要求，从加力接通信号出现至接通加力状态的时间过长。技术要求为：单发加力接通时间小于4.75s，或者双发加力接通时间差小于2s。
某型航空发动机加力燃油系统原理图如图1所示。发动机油门杆推到加力域任意位置，液压延迟器活塞杆上的衬套随油门杆下移，同时带动加力泵接通活门下移，关闭加力泵活塞左腔的回油路，使加力泵开始向加力燃油系统供油。燃油压力信号器向发动机综合调节器发出“已向加力燃烧室输油”的信号，发动机综调加力控制与信号模块开始工作，向加力点火装置发出信号，使加力燃烧室产生30s的电火花，最小加力电磁活门通电。电磁活门打开定压油的来油，使顶杆活塞上移到小加力位置。燃油经加力起动输油圈流入加力燃烧室。
当加力燃烧室内离子火焰探测器检测到火焰信号后，向发动机综调发出信号，发动机综调加力控制与信号模块发出指令，液压延迟器活塞杆上的回油孔重新打开，液压延迟器活塞下移到油门杆给定的衬套位置。发动机的加力状态与油门杆位置相对应。根据上述工作原理分析，当加力起动油压低、点火系统故障、加力输油圈雾化情况、液压延迟器调整不当、指令油压力低、液压放大器调整不当等原因均会引起发动机加力接通延迟。
2 加力接通延迟故障树的建立
良好的加速性是航空发动机控制系统的重要性能指标之一，同时也影响整机的最大推力。加力接通时间延迟可能导致飞行员对发动机加力接通状态判断失误，尤其在起飞阶段，可能导致飞行员误以为飞机加力接不通将油门杆拉回，使飞机中断起飞后滑回跑道，影响飞行安全。而发动机加力接通延迟故障的厂内试车与外场可调整手段和措施有限，现有的故障处理模式效率较低，无法根本解决该问题。
航空发动机加力控制系统是一个复杂的系统。加力燃烧室由于风速高、压力低，点火条件恶劣。加力点火涉及的部附件有喷口加力调节器、综合调节器、喷口油源泵、离子火焰探测器、加力燃油分配器等。通过对加力燃烧室以及加力燃油调节系统结构和工作原理进行分析，决定采用故障树的方法来解决这个问题。
选定加力燃油调节系统“发动机加力接通延迟”故障作为故障树的顶事件。从这一顶事件出发，先找出直接导致事件发生的各种可能因素或因素组合，再找出这些因素的直接因素，逐级向下深入，一直追溯到不需要繼续分析的底事件为止，如图2、图3所示。
3 加力接通延迟台架试车以及外场典型故障分析
3.1 由离子火焰探测器故障引起的加力接通延迟
某次发动机台架试车，在检验试车第五阶段检查过渡态加减速性能。接通小加力状态时，慢车到最大状态加力接通时间长，发动机接通加力时间延迟。检查台架线缆与数采系统，发现试车设备状况正常。检查发动机试车曲线，查看接通状态试车参数，发现从中间状态接通到加力状态时，快推油门杆，加力接通时间延迟5s。其他试车参数正常，离子火焰探测器的电流值在50～200μA之间大幅跳动。
按照故障树与排故流程图逐级进行排查，检查离子火焰探测器与综调连接线缆，检查加力点火装置与点火电嘴安装状况，更换综调后再次试车，故障依旧。更换离子火焰探测器后，发动机再次试车，进入小加力状态后各状态参数良好，慢车到最大状态，检查发动机过渡态时加力接通时间正常，从中间状态进入最大状态时加力接通时间在合格范围内，加力接通延迟故障排除。
该类故障为台架试车典型故障，主要是由于离子火焰探测器灵敏度差，或离子火焰探测器失效进而不能有效感受到加力燃烧室点火状态，延迟发送信号导致综调判断发动机加力接通状态延迟。离子火焰探测器故障还可能导致加力接通状态加力信号灯闪烁、进入小加力接通状态I左、I右电流值不合格以及加力接不通等加力系统故障。
3.2 由供气系统故障引起的加力接通延迟
某次发动机台架试车在附加试车检查过渡态加减速性能时，发现加力接通时间超过规定上线，离子火焰探测器检测电流值I左、I右正常。检查发动机N2R转速、油门杆、喷口位置，均在合格范围内。检查加力供油，发现燃油流量比R1、Ri、Ro值位于合格范围下线，随后调整加力I区燃油调整钉Ф15，发现R1、Ri、Ro无明显变化，调整P31′′调整供油量，变化量较小。检查过渡态加速性时接通延迟依旧。 按故障树与排故流程图逐级进行排查，初步断定为空气系统故障。检查台架空气减压过滤器以及连接气管，清洗后安装检查气密性，合格后再次进行试车。进入小加力状态后各个状态参数良好，慢车到最大状态检查发动机过渡态时加力接通时间正常，从中间状态进入小加力状态加力接通时间在合格范围内，加力接通延迟故障排除。
供气系统异常主要表现在当调整发动机加力系统供油量或调整几何通道时试车参数变化不明显或无变化。这种情况下，在试车排故过程中应着重检查供气管路以及空气过滤减压器。供气管路需进行检查与清洗，或更换供气管路、空气过滤减压器。供气系统故障还可能导致加力燃油供油量发生压力波动或油气匹配性差，导致发动机试车推力性能不合格。
3.3 由加力燃油系统性能调整时起动输油圈I区燃油供油量与落压比调整的油气匹配性引起的加力接通延迟
某次外场飞机地面试车时，6次进入加力状态中的3次左发加力接通时间长，加力信号延迟5s，加力I区油压为1.7MPa，高压压气机后P31压力为1.8MPa，喷口闭环值为2.6。查看故障试车曲线，发现当油门杆快推进入加力域时加力信号延迟5s，喷口受落压比控制响应速度延迟约5s，试车曲线如图4所示。
外场初步故障会诊认为，该发动机中间状态下受综调N2限制，外场工作时间已使用至后期，压气机工作效率偏低，進入加力燃烧室的供气量偏低，油气比不匹配导致加力接通延迟。由于压气机工作效率较低，导致高压压气机P31供气压力偏低，进而导致喷口加力调节器落压比控制器薄膜上腔压力偏低，薄膜向上弯曲，拉簧使杠杆反时针转动，挡板活门开大，喷口开大，低压涡轮后P6压力减少，使落压比按调节计划Πt=f（T1）控制喷口截面积保持涡轮后落压比不变。在中间状态喷口偏大，不利于发动机接通加力状态。由于压气机工作效率较低，导致高压压气机P31供气压力偏低，进而导致进入加调摆差活门的压力偏低，加力起动I区压力偏低，发动机接通加力延迟。
检查发动机舱、喷口—加力调节器、输油圈和供压导管，无燃油渗漏。检查预燃区离子火焰探测器与火焰稳定器的具体方位与方向，更换离子火焰探测器后，地面试车良好。飞机在地面起飞过程的飞行参数良好，飞机返回后检查飞行参数，发现空中接通加力时加力接通延迟4s。再一次地面试车，检查占空比S1，符合技术要求。之后，通过P1调整钉将α2开度调大一个刻度，对发动机空气过滤减压器喷口闭环值进行调整。通过P31′调整喷口闭环值刻度，将中间状态闭环前后的喷口闭环值调整至2.4，进一步地面试车，发现延迟时间保持在2.5s。进一步调整Ф15加力I区调整钉，将加力I区油压调整至2.2MPa，地面试车良好。之后进行了多架次飞行，加力接通延迟情况不再复现，飞行状况恢复正常。
对此次故障进行原因分析发现，离子火焰探测器长时间使用后可能表面产生积炭，导致灵敏度降低，通过优化点火时刻的油气比，调整中间状态喷口闭环值刻度，有利于发动机接通加力。加力I区起动供油量与喷口落压比调整的油气匹配性影响加力接通时间。受空中飞行包线的影响，发动机加力接通过程相对于低空或地面试车时更加困难，外场通过更换离子火焰探测器，调整位置尺寸与发动机油气比性能，可以有效解决一般性的发动机加力接通延迟问题。
4 总结与应用
影响加力接通延迟的因素具有多样性，离子火焰探测器安装位置、燃油喷嘴偏转角度、喷口落压比等均会影响加力接通延迟时间。此外，车台台架与飞机线缆故障、α1与α2角度和加力供油量等也会影响加力接通延迟，一般情况下贫油不利于点火。
遇到此类故障时，应初步检查发动机试车参数与飞参曲线，检查台架或发动机舱、喷口加力调节器、输油圈和供压导管有无燃油渗漏。检查预燃区离子火焰探测器与火焰稳定器的具体方位与方向，必要时可更换离子火焰探测器或进将内外涵离子火焰传感器安装位置的互换。对点火环境的检查调整为检查发动机综合电子调节器自检加力点火系统，检查发动机加速性和“中间”以上占空比S1，如不符合要求，则需进行调整。将喷口加力调节器C23节流器流通量调小，减缓液压延迟器的响应速度，尾喷管喉道直径增大速度减慢，有助于加力点火。将喷口加力调节器Ф25节流器流通量调小，提高加力供油三级指令油压的建立速度，同时也有助于加力点火。调整α2开度，适当调大α2角度，调整发动机空气过滤减压器喷口闭环值以及通过Ф15调整钉调整加力I区起动油压也有助于减少加力接通延迟时间。
上述通过故障树以及流程图逐级排故的方法，可以快速准确地进行故障定位。对2019～2020年厂内试车与外场使用情况进行统计对比，对于加力接通延迟单一故障，该方法平均节约40%的发动机排故时间，使发动机试车合格率提升30%，有效提高了排故效率和试车合格率。
参考文献
[1]周宗才，谢寿生，等. 发动机性能与排故手册[Z]. 空军工程大学，1996.
[2]史定华.故障树分析技术方法与理论[M]. 北京：北京师范大学出版社，1993.
[3]张帆，唐建根，刘高尚，孙西，等.某型航空发动机加力接通状态加力信号灯闪烁故障分析[J]. 航空维修与工程，2020增刊：60-63.