申世才，郝曉樂(lè)

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安710089）

基于轉(zhuǎn)速變化率控制的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)試驗(yàn)研究

申世才，郝曉樂(lè)

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安710089）

首先介紹了轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)方案，然后介紹了試驗(yàn)對(duì)象、測(cè)量方案、試驗(yàn)內(nèi)容及數(shù)據(jù)處理，最后對(duì)采用轉(zhuǎn)速變化率控制的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究。結(jié)果表明：起動(dòng)過(guò)程轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升平穩(wěn)，排氣溫度較為理想，起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)和功率提取對(duì)轉(zhuǎn)速變化率影響較大；起動(dòng)成功率高，且起動(dòng)時(shí)間和排氣溫度有較大的裕度，起動(dòng)性能可進(jìn)一步提升；熱態(tài)起動(dòng)前若發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)余溫較高，可能導(dǎo)致起動(dòng)失敗。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；起動(dòng)控制規(guī)律；轉(zhuǎn)速變化率；起動(dòng)性能；排氣溫度；熱懸掛；通道余溫

1　引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)渡態(tài)，不同的大氣溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)冷、熱態(tài)等因素均影響起動(dòng)性能，而起動(dòng)性能直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的使用特性。GJB 243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求》明確規(guī)定，發(fā)動(dòng)機(jī)的地面起動(dòng)應(yīng)迅速可靠。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能一直是設(shè)計(jì)者和試驗(yàn)方非常重視的研究課題。

設(shè)計(jì)合理的起動(dòng)供油控制規(guī)律對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能至關(guān)重要［1-4］。目前，以油氣比作為控制變量的起動(dòng)供油控制規(guī)律為渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)普遍采用，其中以АЛ-31Ф系列發(fā)動(dòng)機(jī)為典型代表。油氣比起動(dòng)控制規(guī)律對(duì)渦輪前燃?xì)鉁囟忍峁┝艘环N很好的控制作用，且具有自動(dòng)消除喘振的特性［5］。但正是這種特性，使得油氣比起動(dòng)供油控制規(guī)律依賴(lài)于燃油流量的控制精度。由于起動(dòng)過(guò)程的供油量小且難以精確計(jì)量和控制，導(dǎo)致起動(dòng)過(guò)程中燃?xì)鉁囟瘸瑴?、壓縮系統(tǒng)喘振的可能性增加，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)可靠性［6］。相比之下，基于轉(zhuǎn)速變化率控制的起動(dòng)供油控制規(guī)律，對(duì)燃油流量的控制精度不敏感，且不受發(fā)動(dòng)機(jī)制造差異、老化和性能退化的影響［5-6］。文獻(xiàn)［7］基于全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)，提出了一種轉(zhuǎn)速速率閉環(huán)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程燃油調(diào)節(jié)方式，可提高起動(dòng)成功率。但迄今為止，轉(zhuǎn)速變化率閉環(huán)的起動(dòng)供油控制規(guī)律，在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)中的應(yīng)用少見(jiàn)公開(kāi)文獻(xiàn)提及。本文基于某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)采用轉(zhuǎn)速變化率控制的發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究。

2　轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)

以渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)為例，起動(dòng)過(guò)程可分為三個(gè)階段［8-9］。第一階段，燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子至發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功，該階段單純靠起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)，有：

式中：NCT為起動(dòng)機(jī)功率，NC為壓氣機(jī)功率，ηm為轉(zhuǎn)子效率，n為轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，J為轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

第二階段，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功進(jìn)入轉(zhuǎn)速變化率控制至起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)，有：

式中：NT為渦輪功率。該階段轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率，由起動(dòng)機(jī)功率和渦輪功率減去壓氣機(jī)功率后的剩余功率確定。

第三階段，起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)至慢車(chē)轉(zhuǎn)速，有：

該階段轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率由渦輪剩余功率確定。實(shí)際上，對(duì)于需要卸載的起動(dòng)過(guò)程，上述三個(gè)階段為簡(jiǎn)化的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，且未考慮各種摩擦所消耗的功率、飛機(jī)引氣和飛機(jī)附件的功率提取（交流發(fā)電機(jī)、直流發(fā)電機(jī)及液壓泵等）。若考慮這些因素對(duì)起動(dòng)的影響，上述公式中要相應(yīng)地減去這些功率。

由以上分析可知，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率由起動(dòng)機(jī)、渦輪、壓氣機(jī)的功率及功率提取等共同確定。轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)控制如圖1所示，采集發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速等輸入?yún)?shù)，給定高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率的計(jì)劃值。采集發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速等輸入?yún)?shù)，給定轉(zhuǎn)速變化率的計(jì)劃值。若轉(zhuǎn)子變化率未達(dá)到計(jì)劃值，則增加燃燒室供油量，直至轉(zhuǎn)子變化率達(dá)到計(jì)劃值；若轉(zhuǎn)子變化率超過(guò)計(jì)劃值，則減少主燃燒室供油量，直至轉(zhuǎn)子變化率減小至計(jì)劃值。因此，轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)供油控制規(guī)律，減弱了對(duì)燃油流量控制精準(zhǔn)的需求。同時(shí)，針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程的復(fù)雜性和多影響因素，還應(yīng)補(bǔ)充制定發(fā)動(dòng)機(jī)懸掛、喘振、排氣溫度等限制計(jì)劃，保證發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)成功率。

圖1　轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)控制框圖Fig.1 Start control laws with rotor speed variation

3　試驗(yàn)對(duì)象、測(cè)量方案及試驗(yàn)內(nèi)容

3.1試驗(yàn)對(duì)象

被試發(fā)動(dòng)機(jī)為加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其增壓系統(tǒng)由風(fēng)扇、高壓壓氣機(jī)組成，燃燒室為短環(huán)形燃燒室，控制系統(tǒng)為全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)。地面起動(dòng)采用轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)控制方案。發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)先由電起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)，再由燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)至一定轉(zhuǎn)速，發(fā)動(dòng)機(jī)噴油、補(bǔ)氧和點(diǎn)火，按預(yù)定邏輯時(shí)序執(zhí)行起動(dòng)程序。

3.2測(cè)量方案

采用KAM500采集器采集測(cè)量參數(shù)，測(cè)取的起動(dòng)過(guò)程相關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)及起動(dòng)機(jī)參數(shù)，見(jiàn)表1所示，測(cè)量點(diǎn)分布如圖2所示。

表1　測(cè)試參數(shù)Table 1 Test parameters

3.3試驗(yàn)內(nèi)容及數(shù)據(jù)處理

在不同大氣溫度條件下進(jìn)行冷態(tài)、熱態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)。分別以標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下地面起動(dòng)的最大允許時(shí)間和最大允許排氣溫度為標(biāo)準(zhǔn)值，進(jìn)行無(wú)量綱處理，得到相對(duì)起動(dòng)時(shí)間tˉ和相對(duì)排氣溫度6。

高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫?fù)Q算，分別得到高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速nHcor和低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速nLcor。

圖2　主要測(cè)試參數(shù)測(cè)量點(diǎn)示意圖Fig.2 Sketch map of measuring points

4　試驗(yàn)結(jié)果

4.1起動(dòng)過(guò)程分析

轉(zhuǎn)速變化率地面起動(dòng)過(guò)程典型參數(shù)時(shí)間歷程如圖3所示。由圖中可知，起動(dòng)的第一階段（0～0.30相對(duì)起動(dòng)時(shí)間）：由起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)高、低壓轉(zhuǎn)速上升。

圖3　轉(zhuǎn)速變化率起動(dòng)過(guò)程典型參數(shù)時(shí)間歷程Fig.3 Representative parameters in the start process with rotor speed variation

起動(dòng)的第二階段（0.30～0.68相對(duì)起動(dòng)時(shí)間）：發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功后，相對(duì)排氣溫度迅速上升，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率迅速增加，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值逐漸接近控制計(jì)劃給定值；0.44～0.48相對(duì)起動(dòng)時(shí)間內(nèi)，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率和相對(duì)排氣溫度變化率達(dá)到一個(gè)峰值后開(kāi)始逐漸降低，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值逐漸偏離控制計(jì)劃給定值，0.48相對(duì)起動(dòng)時(shí)間相對(duì)排氣溫度變化率轉(zhuǎn)為上升趨勢(shì)，說(shuō)明為保證轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率與控制計(jì)劃的符合性，燃燒室供油速率增加；0.53相對(duì)起動(dòng)時(shí)間，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率開(kāi)始保持在穩(wěn)定狀態(tài)，相對(duì)排氣溫度變化率轉(zhuǎn)為下降趨勢(shì)，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值沿控制計(jì)劃給定值小范圍波動(dòng)，反饋值與給定值基本保持一致，相對(duì)排氣溫度變化率繼續(xù)降低。

起動(dòng)的第三階段（0.68～0.89相對(duì)起動(dòng)時(shí)間）：0.68相對(duì)起動(dòng)時(shí)間起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)時(shí)，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值和控制計(jì)劃給定值迅速降低后轉(zhuǎn)為上升趨勢(shì)；0.75相對(duì)起動(dòng)時(shí)間開(kāi)始功率提取（飛機(jī)提取功率）時(shí)，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值迅速降低，偏離控制計(jì)劃給定值；0.68～0.75相對(duì)起動(dòng)時(shí)間內(nèi)，相對(duì)排氣溫度變化率相應(yīng)地出現(xiàn)突升現(xiàn)象，說(shuō)明由于起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)和功率提取剩余功率不足，必須增加渦輪功率；0.77相對(duì)起動(dòng)時(shí)間后，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率快速增加，相對(duì)排氣溫度達(dá)峰值后開(kāi)始逐漸降低，至0.89相對(duì)起動(dòng)時(shí)間起動(dòng)成功。

整個(gè)起動(dòng)過(guò)程，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值與控制計(jì)劃給定值符合性較好，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升平穩(wěn)，排氣溫度較為理想。

4.2起動(dòng)性能

共計(jì)進(jìn)行了100多次地面起動(dòng)試驗(yàn)，除地面熱態(tài)起動(dòng)時(shí)曾出現(xiàn)1次熱懸掛而導(dǎo)致起動(dòng)失敗外，其余起動(dòng)全部成功，起動(dòng)成功率大于99%。相對(duì)起動(dòng)時(shí)間和起動(dòng)過(guò)程的相對(duì)排氣溫度峰值統(tǒng)計(jì)見(jiàn)圖4、圖5，圖中Th為大氣溫度?？梢?jiàn)，相對(duì)起動(dòng)時(shí)間在0.73～0.91之間，且隨著大氣溫度的增加逐漸增加；起動(dòng)過(guò)程相對(duì)排氣溫度的峰值在0.59～0.79之間，且隨著大氣溫度的增加逐漸增加。因此，起動(dòng)時(shí)間和排氣溫度存在較大裕度，起動(dòng)性能還有潛力可挖。

4.3存在問(wèn)題

地面熱態(tài)起動(dòng)出現(xiàn)熱懸掛時(shí)起動(dòng)過(guò)程典型參數(shù)變化如圖6所示。可見(jiàn)，起動(dòng)的第二階段發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功后，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值開(kāi)始增加，但隨后約0.1相對(duì)起動(dòng)時(shí)間即開(kāi)始轉(zhuǎn)入降低趨勢(shì)，偏離控制計(jì)劃給定值，出現(xiàn)熱懸掛現(xiàn)象，最終排氣溫度超溫，收油門(mén)桿停車(chē)。

圖4　相對(duì)起動(dòng)時(shí)間隨大氣溫度的變化關(guān)系Fig.4 Relationship of start time and atmospheric temperature

圖5　相對(duì)排氣溫度峰值隨大氣溫度的變化關(guān)系Fig.5 Relationship of maximal exhaust temperature in the start process and atmospheric temperature

圖6　起動(dòng)熱懸掛停車(chē)典型參數(shù)歷程曲線(xiàn)Fig.6 Representative parameters in failed start process due to hot hang-up

對(duì)比相同進(jìn)氣條件下熱態(tài)起動(dòng)成功的試驗(yàn)數(shù)據(jù)（圖7）可知，起動(dòng)失敗的試驗(yàn)在點(diǎn)火供油之后，高壓壓氣機(jī)后壓力相對(duì)偏低，逐漸偏離正常趨勢(shì)，說(shuō)明在點(diǎn)火成功后即第二階段初期壓氣機(jī)就出現(xiàn)了失速，從而導(dǎo)致燃燒室供油量增加，渦輪后排氣溫度急劇上升，高、低壓轉(zhuǎn)速上升緩慢，出現(xiàn)熱懸掛現(xiàn)象。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，起動(dòng)失敗的試驗(yàn)起動(dòng)機(jī)工作正常，而起動(dòng)點(diǎn)火前渦輪后排氣溫度和高壓壓氣機(jī)進(jìn)口溫度，分別高出14℃和12℃，這說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)余溫相對(duì)較高，從而點(diǎn)火成功后引起壓氣機(jī)失速。

圖7　起動(dòng)過(guò)程供油量和高壓壓氣機(jī)后壓力隨高壓換算轉(zhuǎn)速的變化Fig.7 The changes of fuel and pressure after high pressure compressor with corrected compressor speed in start process

5　結(jié)論

（1）起動(dòng)過(guò)程，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速變化率反饋值和控制計(jì)劃給定值符合性較好，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速上升平穩(wěn)，排氣溫度較為理想，起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)和功率提取對(duì)轉(zhuǎn)速變化率影響較大。

（2）起動(dòng)成功率高，且起動(dòng)時(shí)間和排氣溫度有較大的裕度，起動(dòng)性能可進(jìn)一步提升。

（3）熱態(tài)起動(dòng)前若發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)余溫較高，可能導(dǎo)致起動(dòng)失敗。

（4）針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)余溫較高時(shí)可能導(dǎo)致起動(dòng)失敗的問(wèn)題，加入表征發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)溫度的參數(shù)（如高壓壓氣機(jī)進(jìn)口溫度等）進(jìn)行修正，應(yīng)能改善起動(dòng)情況，需開(kāi)展進(jìn)一步的試驗(yàn)研究。

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Experiment investigation of a turbofan engine ground start based on the control laws of rotor speed variation

SHEN Shi-cai，HAO Xiao-le
（Engine Department of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

The closed cycle start control laws of rotor speed variation were introduced.Then the test object，measurement scheme，test plan and data processing were recommended.Finally，a turbofan engine start test was investigated with the control laws of rotor speed variation.The results indicate that the rotor speed rise smoothly，and the exhaust temperature is ideal.The engine starter cut-out and power extraction impact is evident to the rotor speed variation.The rate of successful start is high，and the starting time and exhaust temperature after turbo have lots of margin that the start performance can be improved further.However，the high temperature in the engine flow passage may lead to start failure.

turbofan engine；start control law；rotate speed variation；start performance；exhaust temperature；hot hang-up；temperature in flow passage

V235.1

A

1672-2620（2015）04-0011-04

2014-10-28；

2015-07-24

申世才（1983-），男，山東成武人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能特性研究。