張正元

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

1 引 言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在加力接通時(shí)需要尾噴管面積的快速響應(yīng)和精確調(diào)節(jié)，使加力燃燒室內(nèi)壓力保持在合適的范圍內(nèi)。尾噴管與加力燃油流量不匹配將導(dǎo)致加力燃燒室熄火或主機(jī)工作不穩(wěn)定[1]。加力接通過(guò)程中，尾噴口面積一般采用某一主機(jī)參數(shù)的閉環(huán)控制，例如采用渦輪落壓比不變的閉環(huán)控制(如АЛ-31Ф發(fā)動(dòng)機(jī)[2])，采用發(fā)動(dòng)機(jī)壓比不變的閉環(huán)控制(如F100發(fā)動(dòng)機(jī)[3])，采用風(fēng)扇工作點(diǎn)不變的閉環(huán)控制(如F110發(fā)動(dòng)機(jī)[4])，其目的都是保證在加力接通和加力工作時(shí)保證主機(jī)的工作穩(wěn)定性[4]。

美國(guó)軍用規(guī)范指南JSSG-2007B和我國(guó)GJB 243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求》、GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》都有對(duì)加力接通和加力工作過(guò)程中對(duì)主機(jī)工作穩(wěn)定性的明確考核要求和評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)。

國(guó)內(nèi)對(duì)尾噴口面積控制的研究多集中在仿真與半物理仿真等領(lǐng)域。薛倩等[5]發(fā)展了小涵道比混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過(guò)程的數(shù)值仿真方法，可由用戶設(shè)置加力過(guò)程的供油規(guī)律和尾噴管喉部面積變化規(guī)律，以得到二者的良好匹配。李偉等[6]基于仿真模型研究了噴管喉部面積調(diào)節(jié)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡過(guò)程的影響，得到了噴管面積調(diào)節(jié)精度對(duì)低壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速和喘振裕度有較大影響的重要結(jié)論。蔣毅[7]提出了一種帶執(zhí)行機(jī)構(gòu)的線性動(dòng)態(tài)增廣模型，提高了噴口控制的魯棒性，并在半物理仿真中驗(yàn)證了全包線內(nèi)滿意的噴口控制魯棒性能。

很多學(xué)者在發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)試飛領(lǐng)域?qū)娍谡{(diào)節(jié)與發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性進(jìn)行了研究。郝曉樂(lè)等[8]通過(guò)飛行試驗(yàn)研究了某型發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)生噴口調(diào)節(jié)故障的情況下，通過(guò)噴口前饋線限制最小噴口面積，可保證發(fā)動(dòng)機(jī)不出現(xiàn)喘振等異常情況。馬明明[9]通過(guò)飛行試驗(yàn)研究了某型發(fā)動(dòng)機(jī)在加力接通過(guò)程中對(duì)主機(jī)工作穩(wěn)定性產(chǎn)生影響的現(xiàn)象和原因，其對(duì)加力接通試驗(yàn)的安全保障和加力系統(tǒng)的改進(jìn)完善都有重要的參考價(jià)值。美國(guó)F100發(fā)動(dòng)機(jī)配裝F-15飛機(jī)試飛中曾出現(xiàn)飛行包線左上角加力接通過(guò)程尾噴管工作不穩(wěn)定而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速和加力熄火等現(xiàn)象，通過(guò)在噴管控制環(huán)節(jié)增加死區(qū)、減小比例和積分增益，解決了該問(wèn)題[3]。

某型全權(quán)限電子數(shù)字控制的小涵道比帶加力中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，采用油氣比開(kāi)環(huán)控制加力燃油流量和風(fēng)扇增壓比閉環(huán)控制噴口面積。為了研究該發(fā)動(dòng)機(jī)在加力接通過(guò)程中對(duì)主機(jī)工作穩(wěn)定性的影響，開(kāi)展了加力接通試飛研究。試飛中出現(xiàn)了在加力接通過(guò)程中低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超限、加力點(diǎn)火后風(fēng)扇轉(zhuǎn)子失速、加力接通過(guò)程中轉(zhuǎn)速和溫度波動(dòng)明顯等異?，F(xiàn)象，本文分析了異常發(fā)生的原因，對(duì)于小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過(guò)程的故障排除、試飛保障及型號(hào)改進(jìn)改型等具有重要價(jià)值。

2 尾噴管面積放大程度與加力供油量不匹配導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)超轉(zhuǎn)

圖1為中低空中等表速飛行時(shí)，飛機(jī)右發(fā)從慢車(chē)接通全加力過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超轉(zhuǎn)的參數(shù)時(shí)間歷程曲線，以及相同飛行條件下的左發(fā)加力接通成功的參數(shù)時(shí)間歷程曲線(圖中，Wfab為加力燃燒室總?cè)加土髁?，πf,0為風(fēng)扇增壓比的給定值，A8為尾噴口出口(喉部)面積，p13為風(fēng)扇后空氣壓力，n1為低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，Wf為主燃燒室燃油流量，Φ為油門(mén)桿角度。為便于比較，將兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推油門(mén)桿時(shí)刻定為同一時(shí)刻。

圖1 加力接通時(shí)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超轉(zhuǎn)參數(shù)歷程曲線

由圖1可以看出，油門(mén)桿由慢車(chē)位快推至全加力位后，右發(fā)主燃油流量和主機(jī)主要參數(shù)上升速度小于左發(fā)，加力燃油總管充油時(shí)刻、加力點(diǎn)火時(shí)刻晚于左發(fā)。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)加力均點(diǎn)火成功，小加力接通成功。進(jìn)一步增加加力燃油時(shí)刻，右發(fā)噴口面積放大程度相比左發(fā)較大，而右發(fā)加力燃油流量卻小于左發(fā)，導(dǎo)致右發(fā)渦輪后壓力迅速減小(以p13表征)，從而低壓渦輪落壓比迅速增大，導(dǎo)致低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速迅速增大，較最大轉(zhuǎn)速限制值大1%，控制器報(bào)出“超轉(zhuǎn)”告警。

該型發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴口為全狀態(tài)可調(diào)節(jié)的收斂尾噴管，圖2為加力接通過(guò)程中噴口面積控制原理簡(jiǎn)圖。發(fā)動(dòng)機(jī)控制器根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口參數(shù)和工作參數(shù)及預(yù)設(shè)的A8控制規(guī)律，計(jì)算得到風(fēng)扇增壓比πf給定值，與πf實(shí)測(cè)值進(jìn)行比較后，形成噴口面積閉環(huán)調(diào)節(jié)計(jì)劃，保證加力接通過(guò)程中的風(fēng)扇增壓比，以避免發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入失速，同時(shí)，也保證了加力燃燒室進(jìn)口壓力在合理的范圍內(nèi)，以避免加力熄火以及渦輪落壓比過(guò)高而導(dǎo)致低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速迅速升高。

圖2 加力接通過(guò)程噴口控制原理簡(jiǎn)圖

在本次加力接通過(guò)程中，右發(fā)主燃油流量上升速度小于左發(fā)，在外涵供油總管供油時(shí)刻，右發(fā)低壓換算轉(zhuǎn)速與風(fēng)扇增壓比均小于左發(fā)，對(duì)應(yīng)右發(fā)空氣流量小于左發(fā)，因而供油增加后右發(fā)風(fēng)扇后壓力升高更加劇烈，進(jìn)而導(dǎo)致風(fēng)扇壓比實(shí)際值急劇升高(見(jiàn)圖3)，此時(shí)噴口面積迅速放大，以實(shí)現(xiàn)風(fēng)扇壓比的閉環(huán)控制，而放大后導(dǎo)致渦輪后壓力過(guò)高，造成低壓轉(zhuǎn)子超轉(zhuǎn)。正是該項(xiàng)控制不滿足要求，導(dǎo)致右發(fā)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超轉(zhuǎn)。

圖3 加力接通過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇壓比給定值與實(shí)際值對(duì)比

低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的快速上升意味著低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速快速上升，而發(fā)動(dòng)機(jī)的主機(jī)狀態(tài)是通過(guò)調(diào)節(jié)主燃油流量控制低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速來(lái)保證的。為保持主機(jī)狀態(tài)，降低了主燃油流量以降低低壓換算轉(zhuǎn)速，低壓物理轉(zhuǎn)速隨之降低，恢復(fù)至限制值以下。隨著加力燃油繼續(xù)提高，尾噴口面積已放大至最大，風(fēng)扇后壓力不再下降，低壓物理轉(zhuǎn)速逐漸穩(wěn)定。

3 噴口面積放大不足導(dǎo)致風(fēng)扇失速

圖4和圖5為高空小表速飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)分別由最大狀態(tài)接通小加力和全加力時(shí)接通失敗的主要參數(shù)變化曲線(圖中，Wfab1為第1總管燃油流量的實(shí)際值，Wfab1,0為第1總管燃油流量的給定值，Sig為加力點(diǎn)火信號(hào))。全加力與小加力接通過(guò)程的邏輯是一致的，均是由第一總管完成加力啟動(dòng)后，再視情增加其它總管供油量。

圖4 最大接通小加力時(shí)風(fēng)扇失速的參數(shù)歷程曲線

圖5 最大接通全加力時(shí)風(fēng)扇失速的參數(shù)歷程曲線

圖4為小加力接通失敗的參數(shù)曲線。油門(mén)行程到達(dá)加力域后，當(dāng)?shù)谝豢偣?加力啟動(dòng)總管)供油、加力燃燒室點(diǎn)火后，由于加力燃燒室內(nèi)壓力瞬間增大，壓力上傳至風(fēng)扇出口，導(dǎo)致風(fēng)扇壓比突增至2.81，此刻低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速為108.7%，風(fēng)扇已出現(xiàn)失速，有喘振的可能，因而控制器發(fā)出終止加力接通的指令。圖5為全加力接通失敗的參數(shù)曲線。加力點(diǎn)火后，第一總管增加供油量，風(fēng)扇壓比突增至2.84，此時(shí)低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速為107.1%，同樣由于接近喘振邊界，發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)退出加力。

在主機(jī)空氣流量不變的情況下，加力點(diǎn)火后的加力燃燒室壓力增大程度主要與加力點(diǎn)火時(shí)的啟動(dòng)總管燃油流量和噴管面積放大程度有關(guān)，即與二者的匹配性有關(guān)。本節(jié)討論的加力接通異?，F(xiàn)象，即是在點(diǎn)火成功后加力增加供油時(shí)刻，噴口面積放大程度與加力油量不匹配導(dǎo)致的。

4 尾噴口面積波動(dòng)引起轉(zhuǎn)速和排氣溫度波動(dòng)明顯

圖6為高空小表速飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)由最大狀態(tài)接通小加力過(guò)程的主要參數(shù)變化(圖中，paf1為加力第1總管燃油供油壓力，Wfab,0為加力總?cè)加土髁康慕o定值，T6為低壓渦輪后排氣溫度)。由圖可以看出，加力點(diǎn)火成功后，尾噴口面積未趨向于穩(wěn)定，由于不能調(diào)節(jié)風(fēng)扇增壓比收斂而不斷波動(dòng)，波動(dòng)頻率約為1.4Hz，峰峰值與尾噴管面積最大值之比為6.9%，并導(dǎo)致主機(jī)低壓轉(zhuǎn)速、排氣溫度等隨之波動(dòng)。由于加力燃燒室內(nèi)壓力波動(dòng)，而加力燃油流量的給定值保持穩(wěn)定，為了維持加力第一總管的供油流量穩(wěn)定，即加力總管供油壓差保持穩(wěn)定，導(dǎo)致加力第一總管的供油壓力進(jìn)入波動(dòng)。

圖6 最大接通小加力時(shí)參數(shù)波動(dòng)的參數(shù)歷程曲線

收油門(mén)退出加力后，在該高度馬赫數(shù)下重新由最大狀態(tài)接通小加力。接通成功后，噴口面積、主機(jī)參數(shù)再次進(jìn)入波動(dòng)，參數(shù)曲線如圖7所示。在A時(shí)刻，由于噴口面積波動(dòng)至較小的值，導(dǎo)致風(fēng)扇壓比突增，風(fēng)扇有失速的可能，因而控制器主動(dòng)終止加力供油，切斷加力。

圖7 最大接通小加力時(shí)參數(shù)波動(dòng)的參數(shù)歷程曲線

噴口面積控制不穩(wěn)定會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速和加力燃燒室熄火。當(dāng)尾噴口面積過(guò)小時(shí)，風(fēng)扇壓比較高，可能導(dǎo)致風(fēng)扇失速；當(dāng)尾噴口面積過(guò)大時(shí)，加力燃燒室進(jìn)口壓力過(guò)小，可能導(dǎo)致加力燃燒室熄火。從另一個(gè)角度講，尾噴管喉道放大表明發(fā)動(dòng)機(jī)接近失速狀態(tài)，收小表明發(fā)動(dòng)機(jī)接近熄火狀態(tài)。出現(xiàn)該問(wèn)題的原因是噴口面積控制規(guī)律與加力供油量不匹配。

5 結(jié) 論

通過(guò)本文研究，得到以下結(jié)論：

(1)加力接通過(guò)程中，加力燃油增加時(shí)，尾噴口面積過(guò)度放大會(huì)導(dǎo)致低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速突增而超轉(zhuǎn)，尾噴口面積放大不足使得風(fēng)扇后壓力急劇增高而導(dǎo)致風(fēng)扇失速；

(2)加力接通后，尾噴口面積控制規(guī)律與加力油量不匹配會(huì)導(dǎo)致風(fēng)扇后壓力波動(dòng)，進(jìn)而導(dǎo)致尾噴口面積和主機(jī)參數(shù)隨之波動(dòng)；

(3)分析結(jié)果對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過(guò)程中出現(xiàn)的主機(jī)參數(shù)異常的原因分析、故障排除和試飛保障以及型號(hào)改進(jìn)改型都具有重要價(jià)值。