摘要：航空发动机尾喷管是发动机能量转化的重要部件，本文介绍某型涡喷发动机喷口的组成、工作原理、喷口常见故障，分析发动机喷口发生变化的原因，研究发动机喷口尺寸与收放速度对发动机N₁、N₂、T₄、F_N等参数和稳定性的影响。经分析发现，发动机喷口尺寸与收放速度对发动机稳定性与可靠性影响较大，在飞机工作中要综合匹配调整发动机各参数、正确操纵油门，才能保证飞行安全。研究结论对其他类型涡喷发动机的调试、维护和飞行安全有一定借鉴作用。

关键词：尾喷口；喷口尺寸；收放速度；工作稳定性

中图分类号：V263.6   文献标识码：B   文章编号：1671-2064(2023)19-0079-05

0引言

航空发动机尾喷管是发动机能量转化的重要部件，若发动机喷口收放系统发生故障、调整不当或维护不正确，会造成发动机喷口尺寸与收放速度超差，影响发动机涡轮后压力P₄、落压比π_T、涡轮功P_T、低压转子转速N₁、高压转子转速N₂、涡轮后燃气温度T₄和发动机推力F_N等参数，造成发动机工作不稳定，甚至导致发动机熄火，影响发动机工作稳定性、可靠性和安全性。

1发动机尾喷管

某型涡喷发动机尾喷管是收敛式二元喷管，其调节系统由可变电阻传感器、可变电阻盒、状态操纵盒、转速操纵盒、辅助继电器盒、加力箱、加力电门、信号发送器、液压电磁阀、带反馈传感器的液压作动筒、液压同步活门、尾喷口调节环和尾喷口调节片等组成。其调节系统属于开环式分级调节，喷口状态分为慢车状态喷口（也称最大机械喷口）、最大状态喷口φ_Zd、可调最大状态喷口φ_KTZd、最小加力喷口φ_XJ、全加力电桥喷口φ_QJ1和全加力机械喷口φ_QJ。其中，φ_XJ、φ_QJ1和φ_KTZd是电桥平衡喷口，φ_QJ和φ_Zd是机械限动喷口。

一般情况下，发动机喷口减小，涡轮后压力P₄增加，发动机落压比π_T=P₃/P₄减小（P₃为涡轮前压力），P_T下降，N₁、N₂有减小趋势；反之发动机喷口增加，P₄减小、π_T增加、PT增加，N₁和N₂有增加趋势。为提高发动机起动时的可靠性，起动时尾喷口完全打开，以防止起动不成功、超温或喘振；为提高发动机加力接通可靠性，在接通加力时采用放喷口延迟或供油延迟等调整技术；高度在11km以上，为了防止急收油门和提高断开加力的可靠性，设置了可调最大电桥延迟喷口。

该型发动机喷口故障，常表现为喷口尺寸超差、收放时间超标、喷口不随动、左右发动机油门联锁操纵时喷口不同步等。当喷口调整不当或故障时，若伴随着超包线飞行、高转速急收油门、低转速急推油门或进发不匹配、发动机燃油调节不匹配（系统故障或调整不当），会引起发动机工作不稳定，左右发动机推力差增大，易造成飞行侧滑或冲出跑道^[1]，甚至导致发动机喘振或熄火，危及飞行安全。

发动机在使用时喷口常发生变化的主要原因：（1）在发动机磨合期内，尤其在发动机加减速、大表速、大过载等科目飞行后，喷口尺寸一般会略微变大。（2）喷口电桥电路故障，反馈传感器导线接触不良，可变电阻器发生故障，或滑动变阻阻值受外界湿度、温度和污染等影响发生漂移。（3）发动机没有按规定时间要求暖机与冷机，且喷口测量时误差较大（如测量精度不足、测量时发动机筒体温度不符合要求）。（4）发动机台架点调整过高或供油系统故障，尾喷口内积存较多余油，易造成发动机喷口发生局部烧蚀、翘曲和变形。（5）外部散热条件恶化，如发动机通风冷却系统通风口堵塞或变形。（6）发动机大状态（如加力状态）使用时间超过规定。

发动机喷口不随动主要原因：（1）从加力箱通往喷口反馈传感器导线损伤、电连接器故障。（2）喷口液压电磁阀故障。（3）通往喷口电磁阀的主液压系统油路故障。（4）飞机加力箱故障。（5）发动机地面试车时，试车架电气或油路故障。（6）P₂放气控制盒故障。（7）发动机喷口作动筒、调节片等活动部位发生异常卡滞和渗漏油，调节环偏斜量超过规定，造成发动机喷口收放不同步。

发动机喷口一般为不规则椭圆形，测量时发动机喷口调节片温度和环境温度尽可能接近15℃，且在直径方向上多次测量，该型发动机取12点不同测量部位的平均值,喷口直径测量工具为定力测具。为了保证可靠性，该型发动机喷口测量采取如下原则：（1）发动机首次装机地面试车前。（2）发动机工作第一个10±1小时。（3）发动机每工作25±5小时。（4）大表速、大M数和升限等特殊科目飞行前。

2发动机喷口尺寸与收放时间对发动机稳定性的影响

2.1 发动机喷口尺寸对其工作稳定性的影响

（1）对于某型双转子涡喷发动机而言，若φ_Zd过大（与发动机履历本公差为±2mm，下同），P₄下降很多，π_T和P_T有增加趋势，发动机主泵调节器按照N₁=const（常数）调节，将油料供给减小，N₂、T₄和F_N将减小，N₂降低会造成N₂对N₁节流，易诱发喘振（低压转子易率先发生喘振）。在高空小速度飞行时，发动机主燃烧室组织稳燃烧困难，易造成工作不稳定，导致发动机推力脉动，甚至发生喘振和熄火。同理，若φ_Zd偏小，P_T减小，发动机主泵调节器按照N₁=const调节，将增加油料供给，使发动机N₂、T₄、F_N增加，易造成发动机T₄超温、N₂超转、参数摆动(N₂、T₄)和推力脉动，甚至发动机喘振和熄火。

（2）若全加力机械喷口φ_QJ偏大（亦称机械最大喷口直径），P₄将下降，π_T和P_T都将增加，在H≤11km时，发动机落压比调节器保持π_T=P₃/P₄≈P₂/P₄不变（在H≥17km时，发动机由高空限制器独立按P₂"调整加力油量），增加加力燃烧室燃油供给，加力推力过大，易造成加力燃烧室振荡燃烧、加力不稳定、加力脉动，甚至造成加力燃烧室和主燃烧室熄火停车。尤其在低空大表速飞行时，φ_QJ过大，有可能造成最大表速超标，导致发动机或进气道喘振，损伤飞机和发动机构件。同理，若φ_QJ偏小，P₄将增加，π_T和P_T将下降，发动机加力泵减小加力燃烧室燃油供给，加力推力过小，易造成加力燃烧室振荡燃烧、加力不稳定、加力脉动，甚至造成加力燃烧室或主燃烧室熄火。在大表速飞行时，易导致发动机推力不足、飞行表速不达标；在高空小表速飞行时易造成发动机加力脉动，甚至导致加力熄火、发动机喘振或熄火。

（3）若全加力电桥喷口φ_QJ1偏大，加力协动补油滞后，在接通加力时易贫油熄火；φ_QJ1过小，加力补油过早，在接通加力时，易发生富油喘振停机。

（4）若φ_XJ过大，发动机推力虽然有所提高，但易引起加力震荡燃烧、加力脉动。反之，φ_XJ过小，易造成发动机加力油道压力过小（小加力油道总管压力通常为全加力油道总管压力的1/3～1/2），也易引起加力脉动，甚至造成发动机熄火。尤其在高空飞行时接通与断开加力时，若φ_XJ超标且在“小加力状态”停留时间较长（t≥3s），易引起加力熄火停机；若动高度在17km以上，飞行速度较小（如高空升限），而飞机迎角和侧滑角较大，由于发动机燃烧室入口油气混合气初温和初压较低，燃烧室稳定燃烧条件变差，当发动机于“部分加力状态”或“小加力状态”工作时间过长，或φ_XJ超标时，易造成发动机工作不稳定，使N₁、N₂和T₄摆动，产生加力脉动，飞机有纵向振荡，严重时发动机会喘振、熄火。

（5）φ_KTZd是发动机在高度H≥11km、从“小加力状态”向“最大状态”收油门时喷口收到可调最大位置延迟的过渡状态喷口，目的是防止发动机急收油门时，因发动机喷口收得过快而带来的发动机工作不稳定。若φ_KTZd超标，发动机在断开加力时易造成主燃烧室急速减油，发动机N₁、N₂、T₄突变增大，导致工作不稳定，甚至造成熄火停机。

（6）起动时，若φ_QJ偏小或未完全打开，可导致起动困难和起动喘振、超温等现象。

发动机喷口尺寸调整时，各喷口尺寸相互影响，检查要全面（见表1）。若发动机喷口超差，对于接近飞行包线边界飞行的飞机来说，易导致发动机工作不稳定，诱发喘振或空中熄火，影响飞行安全^[2]。

表1 某型涡喷发动机喷口尺寸与调整方法

发动机喷口直径	调整部位	对发动机影响
全加力状态机械喷口直径	顺拧发动机液压喷口作动筒活塞杆1圈，全加力状态机械喷口直径增大2～3mm	顺拧活塞杆1圈，使发动机加力比增大，T4增大10～20℃，并影响全加力电桥喷口、小加力喷口、可调最大喷口直径
全加力状态电桥喷口直径 （加力箱上KJL电门接通， 电插头PR48J64A拔下）	顺（里）拧可变电阻器R-20D上的QJ1螺钉1响，加力喷口直径减小2～3mm	顺（里）拧可变电阻器R-20D上的QJ1螺钉1响，使发动机加力比和发动机推力减小， T4降低10～20℃，并影响小加力喷口、可调最大喷口直径
最小加力状态喷口直径 （加力箱上KJL电门接通）	顺（里）拧可变电阻器R-20D上的XJ螺钉1圈，最小加力状态喷口直径增大2～3mm	顺（里）拧可变电阻器R-20D上的XJ螺钉1响，使发动机加力比和发动机推力增大， T4增大10～20℃，并影响全加力电桥喷口直径和可调最大喷口直径
最大状态喷口直径 （加力箱上KJL电门接通）	顺拧发动机液压喷口作动筒最大限动螺母1圈，最大状态喷口直径减小2～3mm	T4增大10～20℃，对其他喷口直径无影响
可调最大状态喷口直径（加力箱上KJL、KP、KF电门接通）	顺（里）拧可变电阻器R-20D上的QJ2螺钉1圈，可调最大状态喷口直径增大2～3mm	对其他喷口直径无影响

2.2 发动机喷口收放时间对其工作稳定性的影响

（1）若发动机从“全加力状态”到“最大状态”喷口置换时间过短（规定t=5±1s），发动机收喷口时间过快，发动机在断开加力时易造成P₄突升，使发动机N₁、N₂和T₄等参数突变超标，导致发动机调节不跟随、工作不稳定，甚至熄火；反之，收喷口时间过慢，发动机在断开加力时，也易造成上述现象。调整发动机与液压作动筒相连的右后承力环上同步活门节流嘴流量，流量增大喷口置换时间变短；同步调整（尺寸公差±2mm）“同步调整活门”上的调整螺钉，里拧喷口，喷口置换速度增大。

（2）若发动机从“最大状态”到“全加力状态”时间过短（规定t=4±1s），发动机放喷口时间过快，发动机在接通加力时，易造成P₄突降，使N₁、N₂和T₄等参数突升或突降超标，导致发动机调节不跟随、工作不稳定，甚至加力接不通、发动机发生熄火；反之，放喷口时间过慢，发动机在接通加力时，也易导致上述现象。调整发动机与液压作动筒相连的左前承力环上同步活门节流嘴流量，流量增大喷口置换时间变；同步调整（尺寸公差±2mm）“活门”上的调整螺钉，里拧喷口，喷口置换速度增大。

（3）若左右发动机喷口超差、喷口不同步或不转换，易造成左右发动机温度差大（>50℃），使左右发动机推力不平衡，易导致飞机侧滑，增加飞行员操作。

2.3 发动机喷口对接通加力的影响

该型发动机加力和喷口系统控制包括喷口收放、加力点火、加力供油和加力补充放气等综合调整过程，当接通加力时喷口收放速度过快或过慢，易造成加力不稳定，甚至导致加力接不通和空中停车。

（1）在接通加力时，若发动机加力燃油延时与喷口延时工作不匹配、加力喷口打开早于燃油供给（放喷口延时短或不延时），或φ_Zd和φ_QJ过大，或从“最大状态”到“全加力状态”喷口置换时间过短（规定4±1s），则发动机在接通加力的瞬间，P₄下降。由于发动机处于较低的N₁、P₄、T₄环境下，导致加力燃油不易点燃、燃烧不稳定，使发动机N₂超转、T₄急降急增超标（规定N_2max≤106.5％，T₄急降为10～120℃，T₄急增≤850℃），造成加力脉动、加力接不通，甚至导致主燃烧室熄火、发动机喘振停车。为防止发生上述现象，首先，应调小φ_Zd和φ_QJ。其次，调长“最大状态”到“全加力状态”喷口放喷口时间。最后，改变加力箱上的延时时间，使放喷口延时时间调长、燃油延时时间缩短。

（2）接通加力时，若发动机加力喷口不随动、加力燃油延时与喷口延时工作不匹配、加力喷口打开晚于燃油供给,放喷口延时时间过长、供油延时过短，或从“最大状态”到“全加力状态”喷口置换时间过长（规定4±1s），则发动机在接通加力瞬间，由于加力燃烧室油气混合气温度和压力过低、来不及立即点燃，在接通加力瞬间发动机N₂较N₁下降较多，N₂对N₁节流。发动机主泵调节器为保持N₁不变，增加主燃烧室供油，N₁转速急增（规定≤106.5%，5s后≤103％）、T₄急增（规定≤850℃），易造成在接通加力瞬间P4急增、发动机爆燃、加力推力脉动、参数超标（如N₂、T₄），甚至导致发动机喘振、主燃烧室富油熄火。发动机排气温度指示先下降、后急增，若发动机尾喷口冒黑烟并伴有爆音，则标志着主燃烧室或加力燃烧室富油燃烧；若发动机尾喷口冒白烟、发动机温度降低，则标志着主燃烧室或加力燃烧室熄火。同样，在接通加力时，若发动机在“最大状态”停留时间过短，或油门推得过急、过频，易造成发动机喷口来不及放大而燃油供给过量，继而导致发动机加力燃烧室爆燃，甚至导致发动机熄火。为防止发生上述现象，首先，进入加力状态前，油门杆在“最大状态”稳定5～10s；其次，调短“最大状态”到“全加力状态”放喷口时间；最后，改变加力箱上的喷口和燃油延时时间，使放喷口延时时间调短、燃油延时时间调长。

2.4发动机喷口对断开加力的影响

（1）若该型发动机φ_XJ、φ_Zd、φ_KTZd尺寸过大（H≥11km，N₂≥93%），或喷口不随动缩小，在切断加力时，加力供油切断过早，而喷口收得较慢（规定为5±１s），导致P₄急剧下降，π_T、N₂、N₁有增加趋势，发动机主泵调节器按N₁=const（常数）调节，减小主泵供油，造成N₂、T₄急降过大（T₄急降规定10～120℃），发动机高低压转子转差过大，发动机N₂对N₁节流，低压压气机易发生喘振，甚至发生熄火^[3]。因此在M>1.5、H>15km时，飞行员不要直接收油门到“最大状态”以下断开加力，待飞机减速到M＜1.5后，再收油门到“最大状态”以下。

（2）若该型发动机φ_XJ、φ_Zd、φ_KTZd过小（H≥11km，N₂≥93%），在切断加力时，加力供油切断过晚，而喷口收得较快（规定为5±1s），则在断开加力瞬间，由于加力燃烧室油气混合气还在燃烧、P₄增加，PT减小，N₂、N₁有下降趋势，发动机主泵调节器按N₁=const调节，增加主燃烧室供油，导致发动机超温、超转、主燃烧室富油熄火停车。发动机N₁转速先突降（转速急增规定≤106.5%，5秒后≤103％），而后发动机T₄急增（规定≤850℃）。为了改善发动机稳定性，应先调大发动机φ_XJ、φ_Zd和φ_KTZd喷口尺寸，再调长“全加力状态”到“最大状态”收喷口时间。

（3）飞机断加力时，若φ_XJ尺寸超标，发动机长时间工作于“小加力状态”或“部分加力状态”（t≥3s），尤其在高空小表速时，发动机更易受到外界干扰，使进发匹配失调，发动机油气混合气不能很好地组织稳定燃烧，易造成加力脉动，甚至导致喘振和熄火停车。

（4）当大表速或大M数飞行退出加力时，若发动机喷口直径(φ_QJ、φ_XJ、φ_Zd)过大或喷口不随动，加之收油门过量、过猛（没有在小加力位置停留1～2s，或在最大位置停留2～3s），直接收油门到“最大状态”以下，导致发动机尾喷口鱼鳞片收得比发动机油门切油晚，使P₄减小，π_T、P_T、N₁增加，而由于转速调节器调节作用，减少供油量，导致T₃和N₂下降，N₂对N₁更加节流，易导致燃烧室内油气比、压力变化幅度、总余气系数等参数超过贫油稳定燃烧边界而发生熄火停机，并导致喷口和进气道骤然拥堵而引起进气道前激波脱体，使进气道畸变和喘振，易诱发发动机喘振或熄火。

3发动机喷口调整时的注意事项

3.1综合匹配调整发动机参数

机务人员应综合匹配调整发动机参数：（1）将发动机喷口直径、喷口收放时间、喷口延时时间、加力燃油延时时间、P_加前、P_加后、P_副、P₂′、P₂″等相关性能参数在合格范围内综合匹配调整，使发动机动态和稳态的油气匹配、各性能处于最佳状态。（2）针对大M数、大表速、升限等飞行科目，对于φ_Zd、φ_KTZd、φ_XJ、φ_QJ、φ_QJ1喷口直径与喷口收放时间做适应性检查与调整。（3）定检和换季时，精确测量发动机喷口尺寸和收放时间。

例如，2000年12月6日，在排除该型飞机升限故障时，发现左右发动机“全加力状态”喷口变大，机务人员单纯将双发“全加力状态”喷口调小,未匹配调整双发加力状态供油量P₂''和P₂′参数，导致发动机推力下降(在大M数科目时,飞行员反映发动机推力不足,左右发动机T₄温度约为700～720℃),致使飞机升限未达标。后将发动机参数综合匹配调整，将左右发动机P₂′各里拧14响,使左右发动机“全加力状态”温度分别增至750℃、730℃，飞机再次升空飞行考核,发动机推力上升明显,飞机升限达标。

3.2飞行员正确操纵油门

在飞行时推收油门时机成熟，保证发动机喷口收放速度与燃油供给速度相适应，保证发动机稳定燃烧：在高空大M数（M≥1.5、H>15km）飞行断开加力时，尽量缩短发动机在“部分加力状态”和“小加力状态”工作时间，发动机一般从“全加力状态”喷口收到“最大状态”喷口需要4～6s，通常油门需在小加力位置停留1～2s、在最大位置停留约2～3s，保证喷口收到位，方可继续收油门到最大位置以下，防止发动机过渡态不稳定。尤其在动高度附近（H>17km）飞行时，飞行员操纵驾驶杆与油门杆尽量柔和，且不宜收油门离开全加力位置。飞行验证表明，动高度附近飞行时，将发动机油门置于全加力位置，对于发动机稳定工作最有利^[4-7]。见表2。

表2 某型涡喷发动机排故措施实例

发动机产品	停机现象	停机原因	排除方法
某型1001号	H=13.7km、M=2.2，关加力爆音停机	全加力喷口、小加力喷口超上限	全加力喷口由642mm调到637mm、小加力喷口由613.2mm调到613.2mm
某型0805号	大M数，H=13.7km、M=2.2时，当减速平飞关加力后，两侧进气道有较大爆音	右发:小加力喷口614mm(履历本为609mm)超差，一次加力喷口641.4mm（履历本为638.5mm）超差。右发:小加力喷口尺寸610.2mm（履历本为606mm）超差，一次加力喷口637.2mn（履历本为635mm）超差；左发：小加力喷口尺寸613.2mm（履历本为609mm）超差，一次加力喷口642mm（履历本为638mm）超差	将右发：小加力喷口尺寸调至606.2mm，一次加力喷口调至634.2mm； 将左发:小加力喷口尺寸调至609mm，一次加力喷口调至637mm
某型0003号	调整试飞时，发动机在最大状态推力脉动，N1、N2、T4参数摆动	地面检查发动机最大状态喷口直径为526.5mm超差，比履历本521mm值大5.5mm	将发动机最大状态喷口调整为521.3mm后，发动机推力脉动消失

4结语

某型发动机喷口尺寸与收放速度，应与发动机燃油供给速度相适应，以保证发动机稳定性与可靠性。在具体维护工作中，机务人员要综合匹配调整发动机主泵调节器和加力泵调节器等各项参数，飞行时飞行员也应依据高度和速度正确操纵油门，才能保证飞行安全。

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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