張 網(wǎng)
(陜西直升機股份有限公司,陜西 西安 710000)
該文總結(jié)了啟動過程的原理,建立了啟動數(shù)學(xué)模型,將發(fā)動機啟動過程分為3 個階段,并總結(jié)了影響點火成功的因素。該文以某一型號發(fā)動機為例,研究了“三高度”模式對發(fā)動機啟動的影響,提出了“三高度”模式的試驗方法和注意事項。并且研究了“三高”模式的供油規(guī)律以及海上推力的變化,分析CFM56-7 型民用發(fā)動機冬季冷啟動對冬季高地性能的影響,賀利明和李軍發(fā)現(xiàn):由于空氣溫度、壓力、啟動功率、壓縮機匹配對發(fā)動機、燃燒室、渦輪及其他部件啟動的影響,在高原低壓、低氧、多變溫度和風(fēng)向等特殊氣候條件下,發(fā)動機容易出現(xiàn)點火故障、溫度過高、懸掛不穩(wěn)、失速啟動失敗的情況,飛機在高原地區(qū)的使用受到一定程度的限制。
渦輪發(fā)動機的小繞線啟動過程(在啟動前由燃氣渦輪發(fā)動機啟動)稱為啟動過程。當(dāng)航空發(fā)動機在地面上啟動時,由于缺少空氣吸入,必須依靠外部電源才能啟動發(fā)動機。此時如果向燃燒室噴油,發(fā)動機就會燃燒,轉(zhuǎn)子就會轉(zhuǎn)動,當(dāng)燃燒室的流量達到一定的速度時,只需要穩(wěn)定燃燒所需要的壓力和溫度。在電、油系統(tǒng)的啟動控制邏輯下,地面啟動過程由靜止?fàn)顟B(tài)過渡到怠速狀態(tài)。
對發(fā)動機進行地面啟動,可以將其劃分為3 個階段:從靜止到主燃燒室初始點火狀態(tài)為NC段扭矩(N·m)、主燃燒室初始點火狀態(tài)到啟動機分離為NC+NT段扭矩(N·m)、啟動機分離到減速為NT段扭矩(N·m)。如圖1 所示(x軸為轉(zhuǎn)速,r/min。y軸為扭矩,N·m)。
圖1 發(fā)動機啟動過程
在某一時刻,主燃燒室沒有火,并且發(fā)動機的轉(zhuǎn)速與啟動器的功率成正比。啟動器的啟動速度主要取決于功率。成功啟動的關(guān)鍵是選擇著火速度和啟動機的輸出功率。點火速度的選擇對發(fā)動機啟動有很大影響,供油速度低,油耗提前,轉(zhuǎn)速低,耗氣量小,發(fā)動機啟動時間就會延長;供油速度高,主燃燒室油耗高,會導(dǎo)致發(fā)動機過熱和喘振;啟動裝置的輸出扭矩必須滿足發(fā)動機及其機組的阻力力矩要求,發(fā)動機達到點火速度,在充分分配啟動器輸出扭矩的情況下,可以縮短達到點火速所需的時間以及啟動時間。第二階段,在主燃燒室點火成功后,發(fā)動機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速通過啟動機功率和渦輪功率增加,主要取決于啟動機功率和渦輪剩余功率。分離器的設(shè)計和轉(zhuǎn)速的選擇要符合燃燒室供油的基本規(guī)律,是影響二次啟動成功的關(guān)鍵因素。啟動時燃油供應(yīng)規(guī)則的設(shè)計應(yīng)考慮所有對啟動時間的要求、壓縮機的性能、極限啟動界限(失速/喘振界限)、最低啟動界限(懸掛界限)和飛機機組負荷。啟動線路和壓縮機界限見圖2(左圖x軸為工作線時長,min,y軸為渦輪剩余功率,kW;o點為發(fā)動機起始點,n1為第一階段;n2為第二階段;n3為第三階段,右圖x軸為點火后時長,min;y軸為起動機脫開轉(zhuǎn)速,r/min)。
圖2 啟動過程壓氣機工作線及邊界限制條件
在第三階段,啟動器停止工作,發(fā)電機轉(zhuǎn)子加速。轉(zhuǎn)速的增加主要依賴于殘余功率。該階段主燃燒室的供油規(guī)律是啟動成功的關(guān)鍵因素,其設(shè)計原則與第二階段相同[1]。
由于高海拔特殊的氣候環(huán)境,如低氣壓、低空氣密度、低氧含量以及較大的晝夜溫差等,給航空發(fā)動機的高原啟動帶來不利影響。對航空燃氣輪機和燃氣輪機啟動器而言,高原環(huán)境下,由于氣壓和空氣密度的降低,在轉(zhuǎn)速限制的情況下,啟動器輸出功率較小。因此,在啟動前(第一級和第二級),啟動器的承載能力就會降低,相應(yīng)地達到第一級和第二級,轉(zhuǎn)速就會降低,或者啟動時間會延長。根據(jù)高原試驗結(jié)果,最大懸掛速度為3min~5min,頻率較高。因此,為了實現(xiàn)發(fā)動機與氣體的最佳相容性,高原地區(qū)供油規(guī)律和順序需要調(diào)整。此外,由于進氣密度的降低,在同一流量下進氣量的相對減少,以及殘余空氣系數(shù)的降低,在相同的進氣溫度下,如果按照平原地區(qū)供給規(guī)則進入燃油,油氣量會更高,出現(xiàn)富油燃燒的情況,導(dǎo)致排氣溫度升高,點火失敗。
發(fā)動機需要根據(jù)飛行器的需要,為飛機的日常使用提供所需的功率。高空作業(yè)開始后,引擎本身的多余功率就會減少。啟動初期循環(huán),發(fā)動機剩余功率較小;在整個啟動(飛機機組)或裝料過程中,發(fā)動機過載導(dǎo)致發(fā)動機工作點偏離正常工作線。提高排氣溫度,暫停啟動,延長啟動壽命,導(dǎo)致啟動失敗。啟動時為飛機機組提供動力,飛機液壓系統(tǒng)的正常工作受到限制,因此,飛機在起飛期間的能量回收值受到限制[2]。
為解決高原環(huán)境下啟動器功耗降低和一、兩級怠速不足的問題,在同等工況下,高原試驗時,啟動功率提高1%左右,冷速提高約1.2%,發(fā)動機點火速度提高2%,離合器啟動速度提高2.5%,排氣溫度降低8%,啟動時間縮短8%。
與平原過程啟動相比,高原過程啟動的啟動時間和啟動速度都比平原過程啟動的要慢,因為發(fā)動機在高空啟動時達到點火速度,啟動分離器轉(zhuǎn)速提高,從而優(yōu)化了發(fā)動機的啟動控制程序。延長供油時間或推遲供油時間都可以增加點火成功的可能性,使點火后的點火分配更合理,為發(fā)動機的后續(xù)啟動創(chuàng)造了條件。在該過程中,可增加啟動機的分離時間。根據(jù)啟動機的轉(zhuǎn)速和功率,在40%轉(zhuǎn)速下,啟動器的功率開始達到峰值,同時,啟動器斷開,無法完全發(fā)揮工作能力。因此,根據(jù)初步評估,建議將啟動時間從70s 提高到90s,高壓旋轉(zhuǎn)速度提高20%。有效地解決了發(fā)動機離合器轉(zhuǎn)速低,離合器性能差的問題,使發(fā)動機的剩余加速功率提高了42%~48%。
為了解決啟動時液壓加載引起的載荷增加和啟動困難的問題,研究人員采用飛機卸料優(yōu)化的方法,發(fā)動機優(yōu)化后的輸出功率全部用于發(fā)動機啟動(飛機的加載功率可達20kW),從而減少了發(fā)動機的初始輸出。卸料能提高分離速度,降低排氣溫度;在啟動第三階段(啟動器關(guān)閉后)的負載情況下,發(fā)動機轉(zhuǎn)速沒有提高,導(dǎo)致停機;在同樣的情況下,盡管在啟動第三階段(啟動器斷開后)仍然存在停機現(xiàn)象,但它能夠確保成功啟動。為評價飛機裝載對起飛性能的影響,選取了飛機在優(yōu)化條件下成功起飛的數(shù)據(jù)和裝載,將起飛時間減少20%,排氣溫度降低3%,啟動機構(gòu)分離速度提高3%。
發(fā)動機的啟動有手動和自動2 種方式,引擎自控系統(tǒng)自動控制啟動過程,提供全方位保護;操作者可選擇引擎啟動供油時間及點火時間,手動啟動。因此,控制系統(tǒng)將失去某些保護功能??梢栽趩雍蛦幽J竭M行異常引導(dǎo)。發(fā)動機常見的啟動異常包括點火故障、啟動過熱/過熱/失速、啟動懸掛、啟動氣壓低以及未發(fā)現(xiàn)風(fēng)扇或發(fā)動機轉(zhuǎn)動[3]。
4.1.1 自動啟動點火失敗
在地面自動啟動的情況下,全權(quán)限數(shù)字發(fā)動機控制器(FADEC)應(yīng)該在選擇供油后的15s 內(nèi)點燃燃油(冷啟動),持續(xù)20s。若FADEC 未發(fā)現(xiàn)燃油點,則向飛行警告計算機提供顯示信息,燃油計量門和點火電源將自動關(guān)閉,然后,在30s 內(nèi)使發(fā)動機處于干燥和冷卻狀態(tài),以排除發(fā)動機熱段的剩余燃油。再打開燃油計量閥,選擇2 個點火噴嘴同時點火,試著再次啟動發(fā)動機。若發(fā)現(xiàn)燃油未被點燃,在10s 內(nèi)(引擎冷態(tài)運行15s)再次中斷燃料供給并點火,再冷態(tài)干態(tài)運行30s 后,引擎即停止啟動。操作者應(yīng)該將啟動手柄設(shè)為“off”,而啟動開關(guān)設(shè)為“on”。選擇空氣自動啟動時,燃油應(yīng)該在FADEC 供給燃料后的30s 內(nèi)被點燃。若FADEC 發(fā)現(xiàn)未點火,則引導(dǎo)將終止。如果試圖重新啟動,則不需要等待30s 冷卻或風(fēng)車速度。
4.1.2 人工啟動點火失敗
如果選擇手動啟動,飛機在地面上,在選擇供油后15s點火;如果選擇供油后30s 點火,在選擇供油后30s 點火;如果沒有在規(guī)定時間內(nèi)點火,控制系統(tǒng)將自動停止啟動。如在空氣中手動啟動2 次失敗,可嘗試自動啟動,并注意使用啟動機的限制。
啟動過熱是指點火后排氣溫度高于啟動溫度;啟動失速是指啟動時發(fā)動機轉(zhuǎn)速發(fā)生異常變化,發(fā)動機排氣溫度與啟動溫度相比,異常升高;加速時,啟動溫度越高,發(fā)動機啟動時排氣溫度越高,發(fā)動機溫度越高,發(fā)動機越熱。過熱和失速的主要原因包括程序啟動故障、發(fā)動機內(nèi)部損壞或壓氣機性能下降、供油計劃異常、變幾何控制系統(tǒng)(可調(diào)節(jié)排氣閥、可調(diào)節(jié)靜葉等)工作不正常、空氣系統(tǒng)故障、啟動閥過早關(guān)閉、啟動壓力無效或不足(當(dāng)?shù)厍蜃詣訂訒r,增壓閥失效,導(dǎo)致燃燒室油污積聚,啟動閥過早關(guān)閉)以及大氣壓不足。FADEC 按順序執(zhí)行下列步驟:如果再次出現(xiàn)異常情況,燃油供應(yīng)再中斷6s,則進一步減少7%(比前一種減少4%);如果持續(xù)過熱、失速和過熱,F(xiàn)ADEC 將自動停止啟動,并且錯誤信息將顯示在駕駛艙內(nèi)。操作者在啟動時,如果發(fā)動機可能或已經(jīng)過熱,F(xiàn)ADEC 將自動停止啟動,機組過熱等應(yīng)在啟動時,可能或過熱,滅火,過熱等情況下停止啟動[4]。
啟動停頓是指點火成功后,發(fā)動機轉(zhuǎn)速上升過慢,甚至出現(xiàn)長期低于怠速的現(xiàn)象。啟動中止的原因可能是啟動時燃油控制方案不當(dāng),導(dǎo)致燃燒室過濃或過稀。啟動時,發(fā)動機轉(zhuǎn)速緩慢上升,同時油流和排氣溫度都較低,認為出現(xiàn)了稀懸;如果發(fā)動機轉(zhuǎn)速上升緩慢,但油流較大,排氣溫度上升過快,則認為是富油懸浮。如果是富油(熱)懸浮,操作者必須停止啟動;稀油懸浮可提高啟動氣壓和供油點火速度。如果燃料流量在136 kg/h 以下,或者在低速下(地面溫度低于20%,空氣溫度低于15%),引擎就不能成功啟動。啟動暫停的原因可能有以下幾個:1)啟動氣壓不足,啟動閥故障或過早斷開 。2)壓縮機效率太低或有異物損壞 。3)HMU 增壓閥故障。4)氣流控制系統(tǒng)故障。5)渦輪損壞。
在啟動過程中未檢測到風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的情況下,當(dāng)發(fā)動機核心轉(zhuǎn)速達到51%左右時,控制系統(tǒng)會向駕駛艙發(fā)出警報。在此期間必須停止啟動。開啟閥門后,如果控制系統(tǒng)在2min 內(nèi)沒有檢測到核心機的轉(zhuǎn)動,它就會通知機組終止啟動。
由于空氣稀薄,APU(輔助動力裝置)在高原機場提供遠低于低海拔的啟動氣壓。發(fā)動機ECU 無論在低空或高空啟動,都提供特殊的啟動保護方式,ECU 中的啟動保護數(shù)據(jù)庫主要以低空區(qū)域為基礎(chǔ)。通過以上分析,認為在高原機場發(fā)動機啟動時,由于保護作用,往往會被ECU 自動終止,針對發(fā)動機啟動困難這一問題,該文采取了以下對策:1)提高氣源壓力,可以提高氣源啟動壓力。2)提高氣源啟動壓力,使發(fā)動機難以自動啟動,可以采用手動啟動?,F(xiàn)在,F(xiàn)ADEC 還沒有抗失速功能,但是很容易啟動。為了實現(xiàn)這一目標(biāo),機組必須密切注意發(fā)動機的啟動情況,在出現(xiàn)異常時立即停止發(fā)射。3)改變冷啟動和點火邏輯的供油方式。該軟件利用排放溫度和總溫度的差異。決定引擎冷卻狀態(tài)的機油,排氣溫度和總溫度閾值被設(shè)置為30 ℃;在發(fā)動機冷卻狀態(tài)下,所有啟動高度的引擎采用相同的冷態(tài)供油方案。當(dāng)高壓高度超過3048 m 并且開始供油時,發(fā)動機核心速度從25%提高到30%,即最高冷卻速度。將點火邏輯改為單噴嘴點火,以確定是否正常。若點火成功(排氣溫度升至42℃以上),雙噴管自動點火[5]。
該文對發(fā)動機高原啟動進行了一系列的分析和試驗,總結(jié)了提高發(fā)動機高原啟動成功率的有效方法。研究結(jié)果表明:1)提高高原啟動成功率,應(yīng)采用大功率的啟動裝置,提高發(fā)動機轉(zhuǎn)速上升速度(啟動過程的第一階段和第二階段)。實驗結(jié)果表明,啟動功率提高約1%,啟動功率提高1%左右,冷速提高約1.2%,發(fā)動機點火速度提高2%,離合器啟動速度提高2.5%,排氣溫度降低8%,啟動時間縮短8%。2)在發(fā)動機啟動過程中,飛機卸料能有效降低發(fā)動機排氣溫度和啟動時間,增加發(fā)動機啟動功率;采用卸料措施能使發(fā)動機啟動時間減少20%,排氣溫度減少3%。3)增加點火時間和啟動關(guān)閉時間,可提高發(fā)動機點火成功率,使點火后油、氣的分布更為合理。