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摘要：航空發動機尾噴管是發動機能量轉化的重要部件，本文介紹某型渦噴發動機噴口的組成、工作原理、噴口常見故障，分析發動機噴口發生變化的原因，研究發動機噴口尺寸與收放速度對發動機N₁、N₂、T₄、F_N等參數和穩定性的影響。經分析發現，發動機噴口尺寸與收放速度對發動機穩定性與可靠性影響較大，在飛機工作中要綜合匹配調整發動機各參數、正確操縱油門，才能保證飛行安全。研究結論對其他類型渦噴發動機的調試、維護和飛行安全有一定借鑒作用。

關鍵詞：尾噴口；噴口尺寸；收放速度；工作穩定性

中圖分類號：V263.6   文獻標識碼：B   文章編號：1671-2064(2023)19-0079-05

0引言

航空發動機尾噴管是發動機能量轉化的重要部件，若發動機噴口收放系統發生故障、調整不當或維護不正確，會造成發動機噴口尺寸與收放速度超差，影響發動機渦輪后壓力P₄、落壓比π_T、渦輪功P_T、低壓轉子轉速N₁、高壓轉子轉速N₂、渦輪后燃氣溫度T₄和發動機推力F_N等參數，造成發動機工作不穩定，甚至導致發動機熄火，影響發動機工作穩定性、可靠性和安全性。

1發動機尾噴管

某型渦噴發動機尾噴管是收斂式二元噴管，其調節系統由可變電阻傳感器、可變電阻盒、狀態操縱盒、轉速操縱盒、輔助繼電器盒、加力箱、加力電門、信號發送器、液壓電磁閥、帶反饋傳感器的液壓作動筒、液壓同步活門、尾噴口調節環和尾噴口調節片等組成。其調節系統屬于開環式分級調節，噴口狀態分為慢車狀態噴口（也稱最大機械噴口）、最大狀態噴口φ_Zd、可調最大狀態噴口φ_KTZd、最小加力噴口φ_XJ、全加力電橋噴口φ_QJ1和全加力機械噴口φ_QJ。其中，φ_XJ、φ_QJ1和φ_KTZd是電橋平衡噴口，φ_QJ和φ_Zd是機械限動噴口。

一般情況下，發動機噴口減小，渦輪后壓力P₄增加，發動機落壓比π_T=P₃/P₄減?。?i>P₃為渦輪前壓力），P_T下降，N₁、N₂有減小趨勢；反之發動機噴口增加，P₄減小、π_T增加、PT增加，N₁和N₂有增加趨勢。為提高發動機起動時的可靠性，起動時尾噴口完全打開，以防止起動不成功、超溫或喘振；為提高發動機加力接通可靠性，在接通加力時采用放噴口延遲或供油延遲等調整技術；高度在11km以上，為了防止急收油門和提高斷開加力的可靠性，設置了可調最大電橋延遲噴口。

該型發動機噴口故障，常表現為噴口尺寸超差、收放時間超標、噴口不隨動、左右發動機油門聯鎖操縱時噴口不同步等。當噴口調整不當或故障時，若伴隨著超包線飛行、高轉速急收油門、低轉速急推油門或進發不匹配、發動機燃油調節不匹配（系統故障或調整不當），會引起發動機工作不穩定，左右發動機推力差增大，易造成飛行側滑或沖出跑道^[1]，甚至導致發動機喘振或熄火，危及飛行安全。

發動機在使用時噴口常發生變化的主要原因：（1）在發動機磨合期內，尤其在發動機加減速、大表速、大過載等科目飛行后，噴口尺寸一般會略微變大。（2）噴口電橋電路故障，反饋傳感器導線接觸不良，可變電阻器發生故障，或滑動變阻阻值受外界濕度、溫度和污染等影響發生漂移。（3）發動機沒有按規定時間要求暖機與冷機，且噴口測量時誤差較大（如測量精度不足、測量時發動機筒體溫度不符合要求）。（4）發動機臺架點調整過高或供油系統故障，尾噴口內積存較多余油，易造成發動機噴口發生局部燒蝕、翹曲和變形。（5）外部散熱條件惡化，如發動機通風冷卻系統通風口堵塞或變形。（6）發動機大狀態（如加力狀態）使用時間超過規定。

發動機噴口不隨動主要原因：（1）從加力箱通往噴口反饋傳感器導線損傷、電連接器故障。（2）噴口液壓電磁閥故障。（3）通往噴口電磁閥的主液壓系統油路故障。（4）飛機加力箱故障。（5）發動機地面試車時，試車架電氣或油路故障。（6）P₂放氣控制盒故障。（7）發動機噴口作動筒、調節片等活動部位發生異?？蜐B漏油，調節環偏斜量超過規定，造成發動機噴口收放不同步。

發動機噴口一般為不規則橢圓形，測量時發動機噴口調節片溫度和環境溫度盡可能接近15℃，且在直徑方向上多次測量，該型發動機取12點不同測量部位的平均值,噴口直徑測量工具為定力測具。為了保證可靠性，該型發動機噴口測量采取如下原則：（1）發動機首次裝機地面試車前。（2）發動機工作第一個10±1小時。（3）發動機每工作25±5小時。（4）大表速、大M數和升限等特殊科目飛行前。

2發動機噴口尺寸與收放時間對發動機穩定性的影響

2.1 發動機噴口尺寸對其工作穩定性的影響

（1）對于某型雙轉子渦噴發動機而言，若φ_Zd過大（與發動機履歷本公差為±2mm，下同），P₄下降很多，π_T和P_T有增加趨勢，發動機主泵調節器按照N₁=const（常數）調節，將油料供給減小，N₂、T₄和F_N將減小，N₂降低會造成N₂對N₁節流，易誘發喘振（低壓轉子易率先發生喘振）。在高空小速度飛行時，發動機主燃燒室組織穩燃燒困難，易造成工作不穩定，導致發動機推力脈動，甚至發生喘振和熄火。同理，若φ_Zd偏小，P_T減小，發動機主泵調節器按照N₁=const調節，將增加油料供給，使發動機N₂、T₄、F_N增加，易造成發動機T₄超溫、N₂超轉、參數擺動(N₂、T₄)和推力脈動，甚至發動機喘振和熄火。

（2）若全加力機械噴口φ_QJ偏大（亦稱機械最大噴口直徑），P₄將下降，π_T和P_T都將增加，在H≤11km時，發動機落壓比調節器保持π_T=P₃/P₄≈P₂/P₄不變（在H≥17km時，發動機由高空限制器獨立按P₂"調整加力油量），增加加力燃燒室燃油供給，加力推力過大，易造成加力燃燒室振蕩燃燒、加力不穩定、加力脈動，甚至造成加力燃燒室和主燃燒室熄火停車。尤其在低空大表速飛行時，φ_QJ過大，有可能造成最大表速超標，導致發動機或進氣道喘振，損傷飛機和發動機構件。同理，若φ_QJ偏小，P₄將增加，π_T和P_T將下降，發動機加力泵減小加力燃燒室燃油供給，加力推力過小，易造成加力燃燒室振蕩燃燒、加力不穩定、加力脈動，甚至造成加力燃燒室或主燃燒室熄火。在大表速飛行時，易導致發動機推力不足、飛行表速不達標；在高空小表速飛行時易造成發動機加力脈動，甚至導致加力熄火、發動機喘振或熄火。

（3）若全加力電橋噴口φ_QJ1偏大，加力協動補油滯后，在接通加力時易貧油熄火；φ_QJ1過小，加力補油過早，在接通加力時，易發生富油喘振停機。

（4）若φ_XJ過大，發動機推力雖然有所提高，但易引起加力震蕩燃燒、加力脈動。反之，φ_XJ過小，易造成發動機加力油道壓力過小（小加力油道總管壓力通常為全加力油道總管壓力的1/3～1/2），也易引起加力脈動，甚至造成發動機熄火。尤其在高空飛行時接通與斷開加力時，若φ_XJ超標且在“小加力狀態”停留時間較長（t≥3s），易引起加力熄火停機；若動高度在17km以上，飛行速度較小（如高空升限），而飛機迎角和側滑角較大，由于發動機燃燒室入口油氣混合氣初溫和初壓較低，燃燒室穩定燃燒條件變差，當發動機于“部分加力狀態”或“小加力狀態”工作時間過長，或φ_XJ超標時，易造成發動機工作不穩定，使N₁、N₂和T₄擺動，產生加力脈動，飛機有縱向振蕩，嚴重時發動機會喘振、熄火。

（5）φ_KTZd是發動機在高度H≥11km、從“小加力狀態”向“最大狀態”收油門時噴口收到可調最大位置延遲的過渡狀態噴口，目的是防止發動機急收油門時，因發動機噴口收得過快而帶來的發動機工作不穩定。若φ_KTZd超標，發動機在斷開加力時易造成主燃燒室急速減油，發動機N₁、N₂、T₄突變增大，導致工作不穩定，甚至造成熄火停機。

（6）起動時，若φ_QJ偏小或未完全打開，可導致起動困難和起動喘振、超溫等現象。

發動機噴口尺寸調整時，各噴口尺寸相互影響，檢查要全面（見表1）。若發動機噴口超差，對于接近飛行包線邊界飛行的飛機來說，易導致發動機工作不穩定，誘發喘振或空中熄火，影響飛行安全^[2]。

表1 某型渦噴發動機噴口尺寸與調整方法

發動機噴口直徑	調整部位	對發動機影響
全加力狀態機械噴口直徑	順擰發動機液壓噴口作動筒活塞桿1圈，全加力狀態機械噴口直徑增大2～3mm	順擰活塞桿1圈，使發動機加力比增大，T4增大10～20℃，并影響全加力電橋噴口、小加力噴口、可調最大噴口直徑
全加力狀態電橋噴口直徑 （加力箱上KJL電門接通， 電插頭PR48J64A拔下）	順（里）擰可變電阻器R-20D上的QJ1螺釘1響，加力噴口直徑減小2～3mm	順（里）擰可變電阻器R-20D上的QJ1螺釘1響，使發動機加力比和發動機推力減小， T4降低10～20℃，并影響小加力噴口、可調最大噴口直徑
最小加力狀態噴口直徑 （加力箱上KJL電門接通）	順（里）擰可變電阻器R-20D上的XJ螺釘1圈，最小加力狀態噴口直徑增大2～3mm	順（里）擰可變電阻器R-20D上的XJ螺釘1響，使發動機加力比和發動機推力增大， T4增大10～20℃，并影響全加力電橋噴口直徑和可調最大噴口直徑
最大狀態噴口直徑 （加力箱上KJL電門接通）	順擰發動機液壓噴口作動筒最大限動螺母1圈，最大狀態噴口直徑減小2～3mm	T4增大10～20℃，對其他噴口直徑無影響
可調最大狀態噴口直徑（加力箱上KJL、KP、KF電門接通）	順（里）擰可變電阻器R-20D上的QJ2螺釘1圈，可調最大狀態噴口直徑增大2～3mm	對其他噴口直徑無影響

2.2 發動機噴口收放時間對其工作穩定性的影響

（1）若發動機從“全加力狀態”到“最大狀態”噴口置換時間過短（規定t=5±1s），發動機收噴口時間過快，發動機在斷開加力時易造成P₄突升，使發動機N₁、N₂和T₄等參數突變超標，導致發動機調節不跟隨、工作不穩定，甚至熄火；反之，收噴口時間過慢，發動機在斷開加力時，也易造成上述現象。調整發動機與液壓作動筒相連的右后承力環上同步活門節流嘴流量，流量增大噴口置換時間變短；同步調整（尺寸公差±2mm）“同步調整活門”上的調整螺釘，里擰噴口，噴口置換速度增大。

（2）若發動機從“最大狀態”到“全加力狀態”時間過短（規定t=4±1s），發動機放噴口時間過快，發動機在接通加力時，易造成P₄突降，使N₁、N₂和T₄等參數突升或突降超標，導致發動機調節不跟隨、工作不穩定，甚至加力接不通、發動機發生熄火；反之，放噴口時間過慢，發動機在接通加力時，也易導致上述現象。調整發動機與液壓作動筒相連的左前承力環上同步活門節流嘴流量，流量增大噴口置換時間變；同步調整（尺寸公差±2mm）“活門”上的調整螺釘，里擰噴口，噴口置換速度增大。

（3）若左右發動機噴口超差、噴口不同步或不轉換，易造成左右發動機溫度差大（>50℃），使左右發動機推力不平衡，易導致飛機側滑，增加飛行員操作。

2.3 發動機噴口對接通加力的影響

該型發動機加力和噴口系統控制包括噴口收放、加力點火、加力供油和加力補充放氣等綜合調整過程，當接通加力時噴口收放速度過快或過慢，易造成加力不穩定，甚至導致加力接不通和空中停車。

（1）在接通加力時，若發動機加力燃油延時與噴口延時工作不匹配、加力噴口打開早于燃油供給（放噴口延時短或不延時），或φ_Zd和φ_QJ過大，或從“最大狀態”到“全加力狀態”噴口置換時間過短（規定4±1s），則發動機在接通加力的瞬間，P₄下降。由于發動機處于較低的N₁、P₄、T₄環境下，導致加力燃油不易點燃、燃燒不穩定，使發動機N₂超轉、T₄急降急增超標（規定N_2max≤106.5％，T₄急降為10～120℃，T₄急增≤850℃），造成加力脈動、加力接不通，甚至導致主燃燒室熄火、發動機喘振停車。為防止發生上述現象，首先，應調小φ_Zd和φ_QJ。其次，調長“最大狀態”到“全加力狀態”噴口放噴口時間。最后，改變加力箱上的延時時間，使放噴口延時時間調長、燃油延時時間縮短。

（2）接通加力時，若發動機加力噴口不隨動、加力燃油延時與噴口延時工作不匹配、加力噴口打開晚于燃油供給,放噴口延時時間過長、供油延時過短，或從“最大狀態”到“全加力狀態”噴口置換時間過長（規定4±1s），則發動機在接通加力瞬間，由于加力燃燒室油氣混合氣溫度和壓力過低、來不及立即點燃，在接通加力瞬間發動機N₂較N₁下降較多，N₂對N₁節流。發動機主泵調節器為保持N₁不變，增加主燃燒室供油，N₁轉速急增（規定≤106.5%，5s后≤103％）、T₄急增（規定≤850℃），易造成在接通加力瞬間P4急增、發動機爆燃、加力推力脈動、參數超標（如N₂、T₄），甚至導致發動機喘振、主燃燒室富油熄火。發動機排氣溫度指示先下降、后急增，若發動機尾噴口冒黑煙并伴有爆音，則標志著主燃燒室或加力燃燒室富油燃燒；若發動機尾噴口冒白煙、發動機溫度降低，則標志著主燃燒室或加力燃燒室熄火。同樣，在接通加力時，若發動機在“最大狀態”停留時間過短，或油門推得過急、過頻，易造成發動機噴口來不及放大而燃油供給過量，繼而導致發動機加力燃燒室爆燃，甚至導致發動機熄火。為防止發生上述現象，首先，進入加力狀態前，油門桿在“最大狀態”穩定5～10s；其次，調短“最大狀態”到“全加力狀態”放噴口時間；最后，改變加力箱上的噴口和燃油延時時間，使放噴口延時時間調短、燃油延時時間調長。

2.4發動機噴口對斷開加力的影響

（1）若該型發動機φ_XJ、φ_Zd、φ_KTZd尺寸過大（H≥11km，N₂≥93%），或噴口不隨動縮小，在切斷加力時，加力供油切斷過早，而噴口收得較慢（規定為5±１s），導致P₄急劇下降，π_T、N₂、N₁有增加趨勢，發動機主泵調節器按N₁=const（常數）調節，減小主泵供油，造成N₂、T₄急降過大（T₄急降規定10～120℃），發動機高低壓轉子轉差過大，發動機N₂對N₁節流，低壓壓氣機易發生喘振，甚至發生熄火^[3]。因此在M>1.5、H>15km時，飛行員不要直接收油門到“最大狀態”以下斷開加力，待飛機減速到M＜1.5后，再收油門到“最大狀態”以下。

（2）若該型發動機φ_XJ、φ_Zd、φ_KTZd過?。?i>H≥11km，N₂≥93%），在切斷加力時，加力供油切斷過晚，而噴口收得較快（規定為5±1s），則在斷開加力瞬間，由于加力燃燒室油氣混合氣還在燃燒、P₄增加，PT減小，N₂、N₁有下降趨勢，發動機主泵調節器按N₁=const調節，增加主燃燒室供油，導致發動機超溫、超轉、主燃燒室富油熄火停車。發動機N₁轉速先突降（轉速急增規定≤106.5%，5秒后≤103％），而后發動機T₄急增（規定≤850℃）。為了改善發動機穩定性，應先調大發動機φ_XJ、φ_Zd和φ_KTZd噴口尺寸，再調長“全加力狀態”到“最大狀態”收噴口時間。

（3）飛機斷加力時，若φ_XJ尺寸超標，發動機長時間工作于“小加力狀態”或“部分加力狀態”（t≥3s），尤其在高空小表速時，發動機更易受到外界干擾，使進發匹配失調，發動機油氣混合氣不能很好地組織穩定燃燒，易造成加力脈動，甚至導致喘振和熄火停車。

（4）當大表速或大M數飛行退出加力時，若發動機噴口直徑(φ_QJ、φ_XJ、φ_Zd)過大或噴口不隨動，加之收油門過量、過猛（沒有在小加力位置停留1～2s，或在最大位置停留2～3s），直接收油門到“最大狀態”以下，導致發動機尾噴口魚鱗片收得比發動機油門切油晚，使P₄減小，π_T、P_T、N₁增加，而由于轉速調節器調節作用，減少供油量，導致T₃和N₂下降，N₂對N₁更加節流，易導致燃燒室內油氣比、壓力變化幅度、總余氣系數等參數超過貧油穩定燃燒邊界而發生熄火停機，并導致噴口和進氣道驟然擁堵而引起進氣道前激波脫體，使進氣道畸變和喘振，易誘發發動機喘振或熄火。

3發動機噴口調整時的注意事項

3.1綜合匹配調整發動機參數

機務人員應綜合匹配調整發動機參數：（1）將發動機噴口直徑、噴口收放時間、噴口延時時間、加力燃油延時時間、P_加前、P_加后、P_副、P₂′、P₂″等相關性能參數在合格范圍內綜合匹配調整，使發動機動態和穩態的油氣匹配、各性能處于最佳狀態。（2）針對大M數、大表速、升限等飛行科目，對于φ_Zd、φ_KTZd、φ_XJ、φ_QJ、φ_QJ1噴口直徑與噴口收放時間做適應性檢查與調整。（3）定檢和換季時，精確測量發動機噴口尺寸和收放時間。

例如，2000年12月6日，在排除該型飛機升限故障時，發現左右發動機“全加力狀態”噴口變大，機務人員單純將雙發“全加力狀態”噴口調小,未匹配調整雙發加力狀態供油量P₂''和P₂′參數，導致發動機推力下降(在大M數科目時,飛行員反映發動機推力不足,左右發動機T₄溫度約為700～720℃),致使飛機升限未達標。后將發動機參數綜合匹配調整，將左右發動機P₂′各里擰14響,使左右發動機“全加力狀態”溫度分別增至750℃、730℃，飛機再次升空飛行考核,發動機推力上升明顯,飛機升限達標。

3.2飛行員正確操縱油門

在飛行時推收油門時機成熟，保證發動機噴口收放速度與燃油供給速度相適應，保證發動機穩定燃燒：在高空大M數（M≥1.5、H>15km）飛行斷開加力時，盡量縮短發動機在“部分加力狀態”和“小加力狀態”工作時間，發動機一般從“全加力狀態”噴口收到“最大狀態”噴口需要4～6s，通常油門需在小加力位置停留1～2s、在最大位置停留約2～3s，保證噴口收到位，方可繼續收油門到最大位置以下，防止發動機過渡態不穩定。尤其在動高度附近（H>17km）飛行時，飛行員操縱駕駛桿與油門桿盡量柔和，且不宜收油門離開全加力位置。飛行驗證表明，動高度附近飛行時，將發動機油門置于全加力位置，對于發動機穩定工作最有利^[4-7]。見表2。

表2 某型渦噴發動機排故措施實例

發動機產品	停機現象	停機原因	排除方法
某型1001號	H=13.7km、M=2.2，關加力爆音停機	全加力噴口、小加力噴口超上限	全加力噴口由642mm調到637mm、小加力噴口由613.2mm調到613.2mm
某型0805號	大M數，H=13.7km、M=2.2時，當減速平飛關加力后，兩側進氣道有較大爆音	右發:小加力噴口614mm(履歷本為609mm)超差，一次加力噴口641.4mm（履歷本為638.5mm）超差。右發:小加力噴口尺寸610.2mm（履歷本為606mm）超差，一次加力噴口637.2mn（履歷本為635mm）超差；左發：小加力噴口尺寸613.2mm（履歷本為609mm）超差，一次加力噴口642mm（履歷本為638mm）超差	將右發：小加力噴口尺寸調至606.2mm，一次加力噴口調至634.2mm； 將左發:小加力噴口尺寸調至609mm，一次加力噴口調至637mm
某型0003號	調整試飛時，發動機在最大狀態推力脈動，N1、N2、T4參數擺動	地面檢查發動機最大狀態噴口直徑為526.5mm超差，比履歷本521mm值大5.5mm	將發動機最大狀態噴口調整為521.3mm后，發動機推力脈動消失

4結語

某型發動機噴口尺寸與收放速度，應與發動機燃油供給速度相適應，以保證發動機穩定性與可靠性。在具體維護工作中，機務人員要綜合匹配調整發動機主泵調節器和加力泵調節器等各項參數，飛行時飛行員也應依據高度和速度正確操縱油門，才能保證飛行安全。

參考文獻

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The Research on the Influence of the Exhaust Nozzle’Turbojet Engine on Its Working Stability

LIU Guoyu¹,ZHAO Anjia¹,HAN Chuanrun²

(1.Shenyang Aircraft Industries（Group）Co., Ltd., Shenyang  Liaoning  110850;

2.92950 PLA Troops, Xingcheng  Liaoning  125001)

Abstract:The exhaust nozzle of aero turbojet engine is an important component of aero engine energy conversion. This paper introduces the composition, working principle and common failures of the nozzle of a certain type of turbojet engine, and analyzes the reasons for the change of the engine’nozzle . The paper studies the effect of the engine nozzle size and the retracting speed on engine parameters,such as N1,N2,T4,FN and stability, it gets the conclusion thatthe size of the engine nozzle and the retracting speed have a great influence on the stability and reliability of the engine.In order to ensure the safety of flight, it is necessary to integrated match the engine parameters and control the throttle correctly in the aircraft work.This method has a certain reference for the debugging, maintenance and flight safety of other types of turbojet engines.

Key words:nozzle of exhaust;size;retractable speed;flight safety