高恩宇 崔峰

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責任公司,遼寧沈陽 110043)

某發(fā)動機加力特殊狀態(tài)剖析

高恩宇 崔峰

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責任公司,遼寧沈陽 110043)

本文在參考某航空發(fā)動機的有關資料的基礎上,根據(jù)多年從事發(fā)動機相關工作經(jīng)驗,從電氣系統(tǒng)和燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)和性能試車等幾方面,對某飛機用的發(fā)動機“特殊”狀態(tài)進行剖析,并將與該狀態(tài)有關的各系統(tǒng)工作原理串連起來,得出該型飛機發(fā)動機的一些設計思路。

某飛機 發(fā)動機“特殊”狀態(tài) 工作原理 設計思路

1 發(fā)動機概述

某發(fā)動機主要由低壓壓氣機高壓壓氣機、中介機匣、主燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、混合器、加力燃燒室、可調(diào)噴管和附件傳動機匣等組成。該發(fā)動機有兩個工作狀態(tài)：戰(zhàn)斗狀態(tài)、訓練戰(zhàn)斗狀態(tài)。狀態(tài)的轉(zhuǎn)換通過飛機座艙內(nèi)手操縱開關。當發(fā)動機處在訓練戰(zhàn)斗狀態(tài)時，發(fā)動機綜合調(diào)節(jié)器使該狀態(tài)下的渦輪后燃氣溫度、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速比戰(zhàn)斗狀態(tài)降低使用標準。對于短距離起飛飛機用的發(fā)動機增加了一個“特殊”狀態(tài)，以下就該狀態(tài)的定義、工作原理、調(diào)節(jié)計劃、具體實現(xiàn)和設計思想進行剖析。

2 發(fā)動機加力“特殊”工作狀態(tài)

“特殊”工作狀態(tài)是根據(jù)發(fā)動機綜合調(diào)節(jié)器的指令，重調(diào)發(fā)動機主機狀態(tài)和加力狀態(tài)，以短時間在全加力狀態(tài)推力的基礎上增大推力?！疤厥狻睜顟B(tài)的特點是：發(fā)動機總?cè)加拖牧繙p少，其主燃燒室燃油消耗量增加，發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速、低壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度增大，而加力燃燒室燃油消耗量減少，尾噴口臨界截面積相對于正常全加力狀態(tài)稍減小。

3 發(fā)動機加力“特殊”工作狀態(tài)的使用條件

資料顯示，在“特殊”狀態(tài)下連續(xù)工作的時間有相應限制。根據(jù)“特殊”狀態(tài)的使用特點分析認為，發(fā)動機“特殊”狀態(tài)只在下列情況下使用：(1)當飛機在艦上著陸而出現(xiàn)異?，F(xiàn)象時，如減速繩索未鉤上，飛機需要重新復飛，由于航空母艦的滑跑道距離短，則需采用“特殊”狀態(tài)來增大推力，以縮短加速時間和起飛距離；(2)當飛機在空中執(zhí)行任務時，遇到需快速脫離戰(zhàn)場的情況，采用“特殊”狀態(tài)來短時間提高推力，盡可能的加大飛行速度，迅速離開戰(zhàn)場，以保存實力；(3)當飛機全載(加滿燃油和裝載全部導彈)起飛時，飛機重量大，正常的發(fā)動機全加力狀態(tài)提供的推力不足，采用“特殊”狀態(tài)來短時間提高推力。

4 發(fā)動機“特殊”工作狀態(tài)的實現(xiàn)

艦載飛機用發(fā)動機的綜合調(diào)節(jié)器相對于陸機用飛機發(fā)動機的綜合調(diào)節(jié)器作了一些改動，增加了“特殊”狀態(tài)下低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度限制值的設置；而燃油泵——調(diào)節(jié)器未進行改裝，只是需將其機械液壓的轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)器中最大轉(zhuǎn)速限制值相對戰(zhàn)斗狀態(tài)調(diào)整值增加。噴口加力調(diào)節(jié)器也未進行改動。

由于綜合調(diào)節(jié)器中低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速、渦輪后溫度通道調(diào)整值相對于戰(zhàn)斗狀態(tài)的調(diào)整值增加。為保證發(fā)動機使用的安全，必須檢查綜合調(diào)節(jié)器的“特殊”狀態(tài)低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速、渦輪后溫度通道調(diào)整值，為此需按專用檢查程序進行檢查，檢查時要接通綜合調(diào)節(jié)器地面檢查臺上設置的專用開關-“特殊”狀態(tài)開關。外場使用中，“特殊”狀態(tài)的實現(xiàn)是全自動的。普通的全加力狀態(tài)的油門桿角度進行限制，為實現(xiàn)發(fā)動機“特殊”狀態(tài)，必須將發(fā)動機油門桿移動到觸發(fā)條件。此時，按噴口-加力調(diào)節(jié)器的液壓延遲器動作，協(xié)調(diào)尾噴口臨界截面積減小和加力供油量減小的工作。液壓延遲器打開通往“特殊”狀態(tài)信號器的壓力油路，“特殊”狀態(tài)信號器接通，發(fā)出信號至綜合調(diào)節(jié)器。綜合調(diào)節(jié)器收到該信號后，使綜合調(diào)節(jié)器的低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度通道調(diào)整值增加，發(fā)動機的低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度值增高。同時發(fā)出接通“特殊”狀態(tài)的電信號至噴口-加力調(diào)節(jié)器上的“特殊”狀態(tài)電磁活門。電磁活門通電打開后，通過控制杠桿和凸輪的動作，減小通往控制加力供油量的波紋管中的P2空氣壓力，從而關小了通往第二、第一和第五加力輸油圈的油路，減少了加力供油量。與此同時，尾噴口臨界截面直徑減小，渦輪落壓比也相對減小，使與主機狀態(tài)相匹配。接通“特殊”狀態(tài)后，發(fā)動機按調(diào)節(jié)規(guī)律進行工作，此時，主機轉(zhuǎn)速比全加力狀態(tài)時的轉(zhuǎn)速高，發(fā)動機的推力增大約為全加力狀態(tài)推力的2%。切斷“特殊”狀態(tài)時，只需要將發(fā)動機油門桿置于低于觸發(fā)角度?！疤厥狻睜顟B(tài)信號器中斷信號，綜合調(diào)節(jié)器中低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度通道調(diào)整值自動恢復到全加力狀態(tài)的限制值，“特殊”狀態(tài)自動切斷。

5 發(fā)動機“特殊”狀態(tài)的設計思想分析

我們知道，發(fā)動機的機械工作狀態(tài)是與其主要機件的強度、壽命相關的，飛行的負荷越大，機件的壽命就越短，因此說，“特殊”狀態(tài)對發(fā)動機的壽命和可靠性是不利的，而短距離起飛飛機采用“特殊”狀態(tài)的原因主要是艦上復飛跑道距離短，需要短時間推力大且增長速度快，另外，起飛仰角大，發(fā)動機尾噴口有可能觸地，還需要稍收尾噴口直徑。根據(jù)該發(fā)動機低壓壓氣機特性線和高壓壓氣機特性線，其低壓壓氣機的最高允許換算轉(zhuǎn)速、高壓壓氣機的最高允許換算轉(zhuǎn)速均進行限制，當發(fā)動機工作狀態(tài)超出允許值時，將無法保證發(fā)動機穩(wěn)定工作，而且發(fā)動機各部件的效率也會發(fā)生很大的改變。因為正常用飛機的發(fā)動機，其戰(zhàn)斗狀態(tài)的低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度有相應限制標準，為保證發(fā)動機在允許的最高換算轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)工作，既保證發(fā)動機各部件具有較高的效率，又能保證發(fā)動機不超出各部件強度的允許標準，因此，“特殊”狀態(tài)的低壓轉(zhuǎn)速、高壓轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度值相對于戰(zhàn)斗狀態(tài)的調(diào)整值相應增加。這幾個增加值是根據(jù)發(fā)動機高、低壓壓氣機特性線給出的，增大后的發(fā)動機極限轉(zhuǎn)速和溫度處于該型發(fā)動機設計時的最高允許標準邊界上。

從發(fā)動機原理方面分析，在“特殊”狀態(tài)下，發(fā)動機加力燃燒室的進口溫度升高，總壓增大，要維持發(fā)動機非加力狀態(tài)和加力狀態(tài)的落壓比匹配性，既保持發(fā)動機狀態(tài)的穩(wěn)定過渡，保持加力燃燒室總余氣系數(shù)不變，如尾噴口臨界截面積不變，則需要增大加力供油量。為避免發(fā)動機觸地，需稍收尾噴口直徑，減小尾噴口的臨界截面積。這樣就減小了渦輪落壓比，加力燃燒室的供油量也相應減少，否則容易造成燃氣流堵塞現(xiàn)象。為解決這個問題，發(fā)動機的噴口-加力調(diào)節(jié)器上安裝有“特殊”狀態(tài)電磁活門。該活門的作用就是改變向噴口加力調(diào)節(jié)器的加力調(diào)節(jié)器中控制加力供油量的供氣針塞的截面積，以達到改變加力供油量的目的。最終結(jié)果是尾噴口的臨界截面積減小，而加力供油量也相應的減少。由于綜合調(diào)節(jié)器的高壓轉(zhuǎn)速限制值相對于戰(zhàn)斗狀態(tài)的調(diào)整值增加，造成發(fā)動機的實際轉(zhuǎn)速超過了原來的主泵-調(diào)節(jié)器內(nèi)設定的機械液壓限制值，因此，要保證發(fā)動機“特殊”狀態(tài)正常工作，就必須將主泵調(diào)節(jié)器內(nèi)設定的機械液壓限制值提高，這也就是該型發(fā)動機設計時的最高轉(zhuǎn)子最高轉(zhuǎn)速允許標準。

[1]《某加力渦扇發(fā)動機》.空軍工程學院,1998.12.

[2]《飛機推進系統(tǒng)控制》.空軍工程學院,1997.

[3]《航空推進系統(tǒng)控制》.西北工業(yè)大學出版社,1995.