楊懿松 ，姚 華 ，沙 磊

（1.陸軍航空裝備質量控制辦公室，北京100012；2.中國航發(fā)控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

0 引言

航空發(fā)動機的起動過程非常復雜，涉及到控制系統(tǒng)、起動機、點火裝置與發(fā)動機各部件之間協(xié)同工作。因此，起動控制規(guī)律設計是航空發(fā)動機控制系統(tǒng)設計的難點之一[1-7]。與渦噴、渦扇發(fā)動機相比，渦軸發(fā)動機在起動過程中燃油流量需求較少，但精度要求更高[8-13]。例如某型渦軸發(fā)動機要求在全溫度包線內起動過程燃油流量偏差在±1 kg/h內，而渦噴、渦扇發(fā)動機的要求通常在±10 kg/h以上。在低溫環(huán)境下，燃油密度變化、傳感器溫漂、機械部件形變等因素使?jié)M足流量控制要求變得更加困難[14]。

國內某型渦軸發(fā)動機采用開環(huán)供油和轉速速率閉環(huán)供油的組合起動控制規(guī)律，在常溫下具有很好的起動性能，但在低溫時由于流量偏差出現(xiàn)多次起動懸掛問題而影響發(fā)動機使用。針對該問題，本文提出1種起動控制規(guī)律優(yōu)化設計，增強發(fā)動機對起動流量偏差的容忍能力。經過高空臺驗證，起動性能穩(wěn)定，起動成功率達到100%，可有效解決該型發(fā)動機低溫環(huán)境下起動懸掛的問題。

2 某型渦軸發(fā)動機起動過程及特點

燃氣發(fā)生器轉速Ng由靜止狀態(tài)提高到地面慢車狀態(tài)的過程稱為渦軸發(fā)動機起動過程[15]。起動期間要完成控制起動機帶轉、控制器點火裝置點火、燃油系統(tǒng)供油的任務[16]。

某型渦軸發(fā)動機采用全權限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，系統(tǒng)主要由數(shù)字電子控制器、液壓機械裝置、傳感器等組成。在起動過程中通過數(shù)字電子控制器控制起動機帶轉、點火裝置點火、液壓機械裝置供油。該發(fā)動機起動過程如圖1所示。

某型渦軸發(fā)動機起動過程主要經歷以下幾個階段：

（1）起動電單獨帶轉階段。數(shù)字電子控制器接收到起動指令后控制起動機帶轉，此過程中不供油，直到燃氣渦輪轉速達到Ng1。

（2）開環(huán)供油和點火階段。燃氣渦輪轉速達到Ng1后，數(shù)字電子控制器根據(jù)給定的轉速-燃油流量曲線計算發(fā)動機需求流量，并控制液壓機械裝置按需求流量給發(fā)動機供油，直到燃氣渦輪轉速達到Ng2；在此過程中，電子控制器控制點火裝置點火。

圖1 某型渦軸發(fā)動機起動過程

（3）轉速速率閉環(huán)供油階段。燃氣渦輪轉速達到Ng2后，數(shù)字電子控制器根據(jù)給定轉速速率與反饋轉速速率偏差進行供油調節(jié)，直到燃氣渦輪轉速達到Ng3。

（4）轉速閉環(huán)控制階段。燃氣渦輪轉速達到Ng3后，數(shù)字電子控制器根據(jù)給定動力渦輪轉速和反饋動力渦輪轉速的偏差進行供油調節(jié)，使動力渦輪轉速達到并穩(wěn)定在慢車轉速。

3 低溫環(huán)境發(fā)動機起動懸掛

某型渦軸發(fā)動機在低溫環(huán)境下出現(xiàn)多次懸掛問題，典型起動懸掛過程如圖2所示。

圖2 典型起動懸掛過程

其現(xiàn)象表現(xiàn)為：

（1）起動機帶轉使燃氣發(fā)生器轉速達到Ng1。

（2）全權限數(shù)字電子控制系統(tǒng)按給定的燃油需求供油，并控制點火裝置點火。

（3）點火成功后燃氣渦輪出口燃氣溫度T45上升較慢，燃氣發(fā)生器轉速上升緩慢，始終未達到Ng2。

（4）起動時間超過要求，起動失敗。

影響發(fā)動機起動的主要因素有：

（1）起動機帶轉能力。

（2）點火裝置狀態(tài)。

（3）發(fā)動機轉子阻力、燃燒室燃燒效率。

（4）供油流量。

經過檢查和試驗驗證，起動機帶轉能力、點火裝置、發(fā)動機轉子阻力、燃燒室燃燒效率均正常。在開環(huán)供油和點火階段，燃油流量由于低溫補償偏低，導致發(fā)動機起動懸掛。

4 起動規(guī)律優(yōu)化設計

起動懸掛均發(fā)生在開環(huán)供油和點火階段。進入轉速速率閉環(huán)階段后，若轉速上升緩慢，閉環(huán)控制規(guī)律會自動調節(jié)燃油流量，使發(fā)動機轉速按要求上升，從而避免燃油流量不足導致發(fā)動機懸掛，轉速速率閉環(huán)控制可有效增強發(fā)動機對燃油流量偏差的容忍能力。因此，起動控制規(guī)律優(yōu)化設計思路為：縮短開環(huán)供油和點火階段，使發(fā)動機快速進入轉速速率閉環(huán)階段。

發(fā)動機對點火時燃油流量偏差的要求相對較低。經試驗驗證，在流量拉偏5 kg/h的情況下，發(fā)動機能成功點火。因此，選擇點火成功作為由開環(huán)供油和點火階段進入轉速速率閉環(huán)階段的轉換點，選擇以燃氣渦輪出口燃氣溫度T45的變化作為點火成功的判斷條件。

優(yōu)化后的起動控制規(guī)律如圖3所示。

圖3 優(yōu)化后的起動控制規(guī)律

具體設計如下：

（1）起動機獨立帶轉。接收到起動指令后，電子控制器立即發(fā)出指令，控制起動機帶轉。

（2）開環(huán)供油和點火。燃氣發(fā)生器轉速Ng≥Ng1，進入開環(huán)供油和點火階段。電子控制器控制點火裝置點火。開環(huán)供油即按照需求的流量供油，需考慮環(huán)境參數(shù)的修正、發(fā)動機溫升效應和管路填充，需求流量為

（3）轉速速率閉環(huán)階段。燃氣發(fā)生器轉速Ng≥Ng2或T45溫升值≥△T45，進入轉速速率閉環(huán)階段。該條件在原起動規(guī)律基礎上增加燃氣渦輪出口溫度條件，使進入轉速速率閉環(huán)階段的時間提前，縮短了開環(huán)供油的作用時間。分析多臺發(fā)動機正常起動時的轉速速率，將原有轉速速率給定向低轉速延伸，同時考慮環(huán)境影響，修正給定速率。轉速速率閉環(huán)階段燃油控制式為NgDdem=f（Ng）·f（T1,P1）Wf=f（NgDdem-NgD）

快速進入轉速速率閉環(huán)階段，能提高起動控制規(guī)律的適應性，但也存在異常時閉環(huán)控制導致燃油急劇變化的風險。因此，需對燃油流量進行限制。

在起動初始階段，發(fā)動機可能因點火不完全、燃燒效率不足等原因導致Ng上升緩慢，速率不能滿足需求。在這種情況下，轉速速率閉環(huán)控制會控制燃油急劇增加，存在發(fā)動機超溫的風險。因此燃油高限限制應較為嚴格，這里設置為根據(jù)起動供油需求流量上浮

Wfmax=f（Ng）·f（T1，P1，T45）+ΔWfhigh

燃油低限限制的主要作用是防止發(fā)動機熄火。燃油低限限制不應影響正常起動，低限既不能過高而抬高供油量，也不能過低而不能起到防止熄火的作用。這里設置為根據(jù)填充流量下調，并按環(huán)境因素修正

Wfmin=（f（Ng1）-ΔWfhigh）·f（T1，P1）

轉速速率閉環(huán)階段最終燃油流量為

Wfout=max（Wfmin，min（Wf，Wfmax））

（4）轉速閉環(huán)階段。燃氣發(fā)生器轉速Ng≥Ng3，進入轉速閉環(huán)階段，控制動力渦輪轉速到給定的慢車轉速，該階段燃油控制式為

5 起動規(guī)律驗證

將優(yōu)化后的起動控制規(guī)律用于某型渦軸發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)，并完成了高空臺驗證。

進行高空臺驗證時，根據(jù)發(fā)動機的起動包線進行了海平面（地面起動）、海拔3000 m（地面起動、空中再起動）、海拔4500 m（地面起動、空中再起動）、海拔5500 m（空中再起動）試驗驗證。在海平面環(huán)境下進行了低溫（-20℃）、常溫（15℃）、高溫（50℃）試驗驗證，并在低溫條件下進行了優(yōu)化前后起動控制規(guī)律的對比試驗。

海平面低溫（-20℃）起動對比試驗得到的試驗曲線如圖4所示。采用優(yōu)化前的起動控制規(guī)律，起動懸掛，試驗曲線如圖4中的“Ng_1”所示；采用優(yōu)化前的起動控制規(guī)律，在原開環(huán)供油流量基礎上增加3 kg/h供油，起動成功，試驗曲線如圖4中的“Ng_2”所示；采用優(yōu)化后的起動控制規(guī)律，不增加供油，起動成功，試驗曲線如圖4中“Ng_3”所示。

圖4 海平面低溫起動試驗曲線

從圖中可見，優(yōu)化后的起動控制規(guī)律與優(yōu)化前的起動控制規(guī)律增加供油量后的起動性能相當。優(yōu)化后的起動控制規(guī)律使發(fā)動機能夠容忍起動流量偏差，可解決低溫環(huán)境下供油偏低導致的起動懸掛問題。

在海平面不同溫度條件下優(yōu)化后的起動控制規(guī)律試驗曲線如圖5所示。在低溫（-20℃）、常溫（15℃）、高溫（50℃）條件下均起動成功，未出現(xiàn)起動懸掛。

圖5 不同溫度條件下的試驗曲線

優(yōu)化后的起動控制規(guī)律在不同高度條件下的地面起動試驗曲線如圖6所示。在海平面、海拔3000、4500 m條件下均起動成功，未出現(xiàn)起動懸掛。

圖6 不同高度條件下的地面起動試驗曲線

優(yōu)化后的起動控制規(guī)律在不同高度條件下的空中再起動試驗曲線如圖7所示。在海拔3000、4500、5500 m條件下均起動成功，未出現(xiàn)起動懸掛。

圖7 不同高度條件下空中再起動試驗曲線

綜合各種環(huán)境條件下的試驗情況發(fā)現(xiàn)，采用優(yōu)化的起動控制規(guī)律后，發(fā)動機均能成功起動，進入轉速速率閉環(huán)階段的時間比原規(guī)律提前約10 s。

6 結束語

國內某型渦軸發(fā)動機采用優(yōu)化后的起動控制規(guī)律，縮短開環(huán)供油工作階段，使發(fā)動機快速進入轉速速率閉環(huán)階段，并且根據(jù)發(fā)動機情況合理設置起動燃油限制，已經在各種環(huán)境下成功起動上百次，起動成功率為100%，未出現(xiàn)起動超溫或起動懸掛，有效解決了該型渦軸發(fā)動機在低溫環(huán)境下起動懸掛問題。同時由于開環(huán)供油段縮短，降低了對數(shù)控系統(tǒng)起動燃油控制精度的要求。

[1]王兆銘，黃毅，李詩軍，等.某型航空發(fā)動機高原起動供油規(guī)律研究[J].航空發(fā)動機，2014，40（4）：30-33．WANG Zhaoming，HUANG Yi，LI Shijun，et al.Oil supply control law of plateau starting for an aeroengine[J].Aeroengine，2014，40（4）：30-33．（in Chinese）

[2]邊家亮，王軍，隋巖峰，等.航空發(fā)動機起動性能改善措施試驗研究[J].航空發(fā)動機，2015，41（5）：62-66．BIAN Jialiang，WANG Jun，SUI Yanfeng，et al.Experimental Research on improving aeroengine startability[J].Aeroengine，2015，41（5）：62-66．（in Chinese）

[3]秦海勤，徐可君.某型航空發(fā)動機起動超溫故障研究與分析 [J].燃氣輪機技術，2016，29（3）：39-43.QIN Haiqin，XU kejun.Research on over-temperature fault during aeroengine starting procedure[J].Gas Turbine Technology，2016，29（3）：39-43.（in Chinese）

[4]樸英.航空燃氣渦輪發(fā)動機起動性能分析 [J].航空動力學報，2003，18（6）：777-782.PIAO Ying.An analysis of the starting characteristics of aeroengine[J].Journal of Aerospace Power，2003，18（6）：777-782.（in Chinese）

[5]嚴長凱，周驍，張海波.一種直升機自旋訓練過程渦軸發(fā)動機控制規(guī)律設計與仿真[J].航空動力學報，2014，29（7）：1744-1751.YAN Changkai，ZHOU Xiao，ZHANG Haibo.Design and simulation of a control scheme for turbo-shaft engine in helicopter autorotation training process[J].Journal of Aerospace Power， 2014，29（7）：1744-1751.（in Chinese）

[6]黃開明，周劍波，劉杰，等.渦軸發(fā)動機起動過程的一種氣動熱力學實時模型[J].航空動力學報，2014，19（5）：703-707.HUANG Kaiming，ZHOU Jianbo，LIU Jie，et al.Thermodynamic model of turbo-shaft engine starting process[J].Journal of Aerospace Power，2014，19（5）：703-707.（in Chinese）

[7]楊帆，樊丁，彭凱，等.基于試車數(shù)據(jù)的航空發(fā)動機起動過程建模[J].空軍工程大學學報（自然科學版），2013，14（6）：1-4．YANG Fan，F(xiàn)AN Ding，PENG Kai，et al.Modeling of an aero-engine in starting process based on the test data[J].Journal of Air Force Engineering University（Natural Science Edition），2013，14（6）：1-4．（in Chinese）

[8]李凡玉，李軍，江勇，等．改善發(fā)動機高原地面起動性能的實驗研究[J].空軍工程大學學報（自然科學版），2012，13（5）：25-29．LI Fanyu，LI Jun，JIANG Yong，et al.Experimental investigation on improvement of engine-starting performance on plateau ground[J].Journal of Air Force Engineering University（Natural Science Edition），2012，13（5）：25-29．（in Chinese）

[9]蘇偉生，孫健國，程藍，等.基于扭矩特性的航空發(fā)動機起動系統(tǒng)數(shù)學模型[J].航空動力學報，2005，20（3）：499-502.SU Weisheng，SUN Jianguo，CHENG Lan，et al.Study on mathematic model of aeroengine starting systems based on moment characteristics[J].Journal of Aerospace Power，2005，20（3）：499-502.（in Chinese）

[10]郭昕，楊志軍.航空發(fā)動機高、低溫起動及高原起動試驗技術探討[J].航空動力學報，2005，20（3）：327-330.GUO Xin，YANG Zhijun.Study of aeroengine starting tests at high/low temperatures and at plateau[J].Journal of Aerospace Power，2005，20（3）：327-330.（in Chinese）.

[11]吳利榮，李劍，謝壽生，等.某型發(fā)動機高原起動過程數(shù)學模型建立[J].航空動力學報，2004，19（1）：58-60.WU Lirong，LI Jian，XIE Shousheng，et al.Establishment of a certain aero-engine starting mathematical model in plateau regions[J].Journal of Aerospace Power，2004，19（1）：58-60.（in Chinese）

[12]張紹基，邴連喜.1項擴大渦扇發(fā)動機空中起動包線的有效措施——淺論航空發(fā)動機起動機輔助空中起動[J].航空發(fā)動機，2009，35（2）：1-5.ZHANG Shaoji，BING Lianxi.An effective measure of enlargement airstart envelope for turbofan engine：summary of assisted airstart for aeroengine starter[J].Aeroengine，2009，35（2）：1-5.（in Chinese）

[13]李勝泉，楊征山，張基鋼，等.轉速速率閉環(huán)的渦軸發(fā)動機起動過程自適應控制[J].南京航空航天大學學報，2017，39（3）：302-306．LI Shengquan，YANG Zhengshan，ZHANG Jigang，et al.Adaptive startup control based on rotate speed rate for turbo-shaft engine[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics& Astronautics，2017，39（3）：302-306．（in Chinese）

[14]張媛，苗禾狀.某型渦軸發(fā)動機地面低溫起動技術研究[J].航空發(fā)動機，2011，37（6）：34-35．ZHANG Yuan，MIAO Hezhuang.Investigation on ground-start of a turboshaft engine in low temperature[J].Aeroengine，2011，37（6）：34-35．（in Chinese）

[15]蔡建兵，李建華，鐘建平，等.某渦軸發(fā)動機起動不成功分析[J].航空動力學報，2014，29（1）：169-174.CAI Jianbing，LI Jianhua，ZHONG Jianping，et al.Analysis of a turboshaft engine starting failure[J].Journal of Aerospace Power，2014，29（1）：169-174.（in Chinese）

[16]傅強.某型航空渦軸發(fā)動機起動過程控制研究[J].計算機測量與控制，2014，22（8）：2428-2430.FU Qiang.Study on start process control of a turbo-shaft engine[J].Computer Measurement&Control，2014，22 （8）：2428-2430.（in Chinese）