航空动力学报

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某类航空发动机防冰控制系统故障排查方法

童岩鹏，杨洋，刘槐，薛阳

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）

摘要：本文主要对某类航空发动机防冰控制系统作以介绍，并根据防冰控制系统的工作原理，结合故障树分析方法，给出了航空发动机装在飞机上和在台架试车时发生防冰控制系统故障的排除方法，可用于指导防冰故障的排除。

关键词：航空发动机；防冰系统；故障排除方法；

0 引言

某航空发动机为全权限数字式电子控制系统，也称为FADEC系统（Full Authority Digital Electronic Control），是指利用计算机为核心的数字式电子控制系统来完成发动机对控制系统所规定的全部任务。它以数字电子控制器为核心，与液压机械执行机构及传感器共同来完成控制系统所规定的全部任务，下文简称为电调控制系统。在整个飞行包线范围内，在发动机所有稳态和过渡态工作时实现各种控制功能、参数的极限限制、防喘、消喘、故障诊断、隔离与重构、状态监视等功能[1-3]。

航空发动机是采用从高压压气机后引气的间歇式热气防冰系统。由高压压气机引出的热空气以“对流—撞击—气膜”复合的形式加热整流帽罩和风扇进口可变弯度导流叶片。在飞行马赫数M＜1.2的情况下，根据数字电子控制器的信号自动接通或断开防冰系统。主要包括防冰控制附件、防冰气动电磁阀、防冰气滤、数字电子控制器、电源等[4-5]。

本文主要介绍防冰系统的组成，工作原理以及出现防冰故障的排查方法和解决措施。

1 防冰系统介绍

防冰系统主要包括防冰控制附件、防冰气动电磁阀、防冰气滤、数字电子控制器、电源等。

防冰控制附件的作用是将引自高压压气机后的热空气供给防冰部件，按照系统的指令接通和断开防冰系统，将防冰系统接通或断开的信号送至机载参数记录系统，表明防冰系统已被接通或断开。防冰控制附件通过导线和数字电子控制器联结于机载参数记录与显示系统。

防冰气动电磁阀的功能是传送指令、接通控制附件。工作时额定直流电压为27V。电磁阀安装在风扇机匣上，通过管路与控制附件和燃烧室扩散段引气接口相连，通过导线联结于飞机电气系统。

数字电子控制器接收并判断发动机进口总温、飞行马赫数和飞行高度等信息，传送电信号指令以接通和断开发动机防冰系统，并向机载参数记录与显示系统传送信号。

按以下方式进行防冰控制：

1）数字电子控制器根据发动机进口总温T1、飞行高度H、飞行马赫数M自动接通和断开发动机防冰系统，并向机载记录设备传送信号。

2）如果防冰系统未能按照要求接通时，应发出“防冰故障”信号，并由机载记录设备记录。

2 防冰系统工作原理

在飞行马赫数M＜1.2的情况下，当数字电子控制器发出“接通”信号时，气动电磁阀打开，接通燃烧室扩散段后的供气路，气流经气滤和活门供至控制附件的气缸的无杆腔。在空气压力的作用下，控制附件内的节气门开启，将高压压气机第五级后的热空气送出，加热整流帽罩和风扇进口可变弯度导流叶片。同时，微动开关被接通，将发动机防冰系统接通的电信号送至机载参数记录与显示系统。

来自高压压气机后的高压热空气通过供气管道经防冰附件进入进气机匣集气腔，然后流向整流支板。整流支板横截面采用“对流—撞击—气膜”复合加热形式防冰。叶片不可动部分分为前、后两腔，叶片前缘两侧沿径向均布条状气膜缝。后腔前隔板有撞击孔。从机匣集气腔进入叶片的热空气，一部分经后腔流向帽罩，一部分经后腔前隔板上的孔进入前腔，撞击叶片内壁前缘，然后从前缘缝隙流出，在支板的外表面形成热空气保护层。从叶片后腔进入整流帽罩的空气，沿缝隙通道向头部方向流动，加热帽罩。在帽罩头部，热空气从螺塞帽周向小孔流出，在帽罩的外表面形成气膜保护层。这样，整流帽罩和风扇进口可变弯度导流叶片就得到了防冰保护。

当控制附件出口的空气压力增加超过给定值时，控制附件会通过自身的结构来关小通向风扇进口导流叶片和整流帽罩的气路，使出口空气压力降低并保持在一定的范围之内。

当气动电磁阀的电信号指令消失时，由燃烧室扩散段通向控制附件的气路关闭，通向风扇进口导流叶片和整流帽罩的防冰气路也随之关闭，即防冰系统关闭，机载参数记录与显示系统上接通防冰系统的电信号消失。

发动机在转速大于某一数值后，进口温度小于一定数值后，高度小于一定数值后，马赫数小于一定数值时，满足防冰条件，控制器发出防冰接通指令，通过飞机继电器，接通防冰气动电磁阀，当电磁阀打开后，将高压五级热空气接通至防冰控制附件，通过压力差打开防冰控制附件，将热空气送出，防冰控制附件接通后产生位移，微动开关采集位移信号后，将防冰接通信号反馈至控制器，形成闭环回路。

图1防冰控制回路构成

3 防冰控制系统故障树

根据防冰控制系统原理，列出故障树，用于防冰控制系统故障排查参考，见图2 。

图2  防冰控制系统故障树

4 排查指导流程

发动机装在飞机上防冰系统故障的检查流程：

首先判断飞机电源及汇流条供电是否正常，飞机是否做相关电源试验，若按相关流程飞机做电源检查，报防冰系统相关的故障，则结合下次开车判断，若下次开车未做相关电源检查，防冰系统工作正常，则无问题，若继续报故，则按防冰系统排故方案流程进行检查及故障定位。

若在发动机处于静态时，防冰接通报故，则断开数字电子控制器，测量插头的管脚与地之间的电压，若电压为27V，则断开防冰微动开关插头，测量1、2管脚是否导通，若导通则防冰微动开关异常，需更换。若电压为0，则排除防冰微动开关内部短路的可能性，可能是控制器内部电路问题或飞机电缆有串电造成干扰。

若数字电子控制器未收到防冰压力反馈信号，则断开数字电子控制器的插头及发动机电缆插头，测量飞机线路是否断路。若正常，则断开防冰微动开关插头，测量发动机电缆是否正常，若正常，则更换防冰微动开关。

若满足防冰控制条件时，则检查数字电子控制器输出至防冰气动电磁阀的线路。若在冬天时，可先在防冰控制附件的进口和出口用电吹风进行加热后开车验证，若仍异常，为准确定位，可先更换防冰气动电磁阀进行验证，否则更换防冰控制附件。

发动机在台架上防冰系统故障的检查流程：

首先判断台架电源供电是否正常，若正常且继续报故，则按防冰系统排故方案流程进行检查及故障定位。

若在发动机处于静态时，防冰接通报故，则断开数字电子控制器，测量插头的管脚与地之间的电压，若电压为27V，则断开防冰微动开关插头，测量1、2管脚是否导通，若导通则防冰微动开关异常，需更换。若电压为0，则排除防冰微动开关内部短路的可能性，可能是控制器内部电路问题或台架电缆有串电造成干扰。

若在发动机试车检查防冰控制压力时，若防冰压力正常，数字电子控制器未收到防冰压力反馈信号，则断开数字电子控制器的插头及发动机电缆插头，测量台架线路的是否断路。若正常，则断开防冰微动开关插头，测量发动机电缆是否正常，若正常，则更换防冰微动开关。

若满足防冰控制条件时，台架测量的防冰压力未变化，则检查数字电子控制器输出至防冰气动电磁阀的线路，静态检查防冰气动电磁阀是否正常（可通过给出手动防冰，通过声音判断电磁阀是否正常），若防冰气动电磁阀声音正常，则可能防冰控制附件工作异常。若在冬天时，可先在防冰控制附件的进口和出口用电吹风进行加热后开车验证，若仍异常，为准确定位，可先更换防冰气动电磁阀进行验证，否则更换防冰控制附件。

图6  防冰控制系统故障流程排查图

5 结论

本文介绍的防冰控制系统故障排除方法可用于航空发动机防冰类故障的排除，实际应用效果证明该套方法有效。

参考文献：

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基金项目：国家自然基金（基金号：61890925）。

作者简介：童岩鹏（1990），男，工程师，硕士，发动机控制专业。