任智勇，李志鵬，汪　濤

(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)參數(shù)分析

任智勇，李志鵬，汪濤

(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

摘要：發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)試驗(yàn)是評價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的重要手段。介紹了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)試驗(yàn)方法，分析了啟動(dòng)時(shí)間、啟動(dòng)中燃?xì)鉁u輪后溫度T45峰值、關(guān)車后降溫時(shí)間隨啟動(dòng)高度的變化關(guān)系，發(fā)現(xiàn)隨啟動(dòng)高度增加，啟動(dòng)時(shí)間呈二次曲線增加、T45溫度峰值線性下降、關(guān)車后降溫時(shí)間增加。分析結(jié)果為改良設(shè)計(jì)和后續(xù)安排相應(yīng)科目試飛提供了指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)；空中啟動(dòng)；啟動(dòng)時(shí)間；T45峰值；降溫時(shí)間

1引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的空中啟動(dòng)特性對保障飛行安全至關(guān)重要。當(dāng)由于各種原因出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車后，可靠的空中啟動(dòng)是使飛機(jī)重獲動(dòng)力進(jìn)而恢復(fù)戰(zhàn)斗力的基礎(chǔ)。因此，空中啟動(dòng)是發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中的重要環(huán)節(jié)，也是對其性能考核的重要指標(biāo)。

針對發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)的研究有：樸英[1]建立了數(shù)字仿真模型，研究了多種參數(shù)對啟動(dòng)的影響，并分析了空中啟動(dòng)的影響因素；張紹基[2]進(jìn)行了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)特性分析；Casey等[3]在地面模擬了渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)，并提出了評定啟動(dòng)時(shí)間的等效方法。然而，目前的空中啟動(dòng)研究大多集中在仿真模型和地面模擬，針對真實(shí)條件下的研究較少，如張媛等[4]進(jìn)行了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)試驗(yàn)故障分析，發(fā)現(xiàn)啟動(dòng)失敗源于起動(dòng)機(jī)和供油控制不匹配。

采用仿真模型和地面模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的空中啟動(dòng)并不能完全真實(shí)地反映發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)情況，只有裝機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn)，才是驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)性能最直接、最可靠的方式。通過空中啟動(dòng)飛行試驗(yàn)，可以從中總結(jié)規(guī)律，并暴露設(shè)計(jì)缺陷，進(jìn)而改良設(shè)計(jì)。本文通過分析某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，總結(jié)了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行空中啟動(dòng)時(shí)幾個(gè)相應(yīng)參數(shù)的變化規(guī)律，從而對改良設(shè)計(jì)和后續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)提供了指導(dǎo)。

2試驗(yàn)對象簡介

本文的研究對象是某型全權(quán)限數(shù)控控制(Full Authority Digital Engine Control,FADEC)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)，該型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)采用氣源啟動(dòng)，氣源可來自輔助動(dòng)力裝置(Auxiliary Power Unit,APU)或另發(fā)。發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程完全由數(shù)控系統(tǒng)控制，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇開關(guān)由“停車”撥到“慢車”時(shí)，數(shù)控系統(tǒng)打開啟動(dòng)空氣電磁閥，使高壓氣源帶動(dòng)空氣渦輪起動(dòng)機(jī)，進(jìn)而通過齒輪傳動(dòng)帶動(dòng)燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子。同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室點(diǎn)火。當(dāng)燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速Ng達(dá)到一設(shè)定值時(shí)，按照設(shè)定供油規(guī)律開始供油，轉(zhuǎn)速上升至一定值時(shí)起動(dòng)機(jī)脫開，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入閉環(huán)轉(zhuǎn)速控制。考慮到該型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)及匹配，飛行試驗(yàn)專門改造了試驗(yàn)直升機(jī)平臺(tái)，雙發(fā)換裝被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行。

3試驗(yàn)方法

試驗(yàn)機(jī)執(zhí)行空中啟動(dòng)科目時(shí)，只有一發(fā)正常工作。在低高度下，單發(fā)功率可以維持直升機(jī)平飛，空中啟動(dòng)試驗(yàn)可在有利速度下單發(fā)平飛進(jìn)行。在高高度下，單發(fā)功率無法維持平飛，因此需要先爬升至更高高度，再放距下滑，在下滑中需用功率小于平飛時(shí)需用功率，從而可使工作的一發(fā)不進(jìn)入應(yīng)急狀態(tài)，進(jìn)行另發(fā)的空中啟動(dòng)試驗(yàn)。

對于渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)而言，由于其進(jìn)氣道并非完全朝向機(jī)身前方，且一般直升機(jī)飛行馬赫數(shù)低于0.3，進(jìn)氣道內(nèi)沖壓作用對啟動(dòng)的影響很小，幾乎可以忽略不計(jì)。即便如此，由于風(fēng)車狀態(tài)對于啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)更有利，因此國軍標(biāo)要求對空中啟動(dòng)的考核重點(diǎn)放在小速度邊界。另一方面，直升機(jī)在小速度時(shí)阻力較小，工作發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)擔(dān)輕，因此每個(gè)高度的空中啟動(dòng)試驗(yàn)選擇在試驗(yàn)機(jī)小速度下進(jìn)行，各高度層速度基本一致。

空中啟動(dòng)試驗(yàn)均在常溫下進(jìn)行，且相關(guān)試驗(yàn)實(shí)施日期比較接近，環(huán)境溫度稍有變化。試驗(yàn)主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)性能摸底，以便于后續(xù)優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)及安排相關(guān)鑒定試飛。

4試驗(yàn)結(jié)果及分析

被試發(fā)的空中啟動(dòng)試驗(yàn)在包線內(nèi)選取了若干個(gè)氣壓高度層進(jìn)行，每個(gè)高度層若干次啟動(dòng)，其中低高度完成了交叉啟動(dòng)。

錄取了空中啟動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并對其中啟動(dòng)時(shí)間、啟動(dòng)過程中T45峰值、關(guān)車后冷卻時(shí)間隨啟動(dòng)高度的變化進(jìn)行分析。所有圖表中，試驗(yàn)高度、時(shí)間、T45溫度均進(jìn)行了歸一化處理，且相同的物理量采用了相同的處理方式。

4.1啟動(dòng)時(shí)間

發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)時(shí)間是衡量啟動(dòng)性能的一項(xiàng)重要指標(biāo)。啟動(dòng)時(shí)間定義為從發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇開關(guān)撥到“慢車”開始，至發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速Ng達(dá)到慢車轉(zhuǎn)速。發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程中，由起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)燃?xì)鉁u輪逐漸過渡到渦輪產(chǎn)生功率帶動(dòng)燃?xì)鉁u輪，最終達(dá)到穩(wěn)定轉(zhuǎn)速。圖1給出了啟動(dòng)時(shí)間隨啟動(dòng)高度變化的試驗(yàn)結(jié)果，以及擬合曲線。

圖1　啟動(dòng)時(shí)間隨啟動(dòng)高度變化關(guān)系

可以看出，隨高度增加，啟動(dòng)時(shí)間也逐漸增加，二者近似成二次曲線關(guān)系。由于高度增加，大氣密度減小，一方面使起動(dòng)機(jī)輸出功率減小，在起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)階段帶轉(zhuǎn)能力下降，轉(zhuǎn)子加速時(shí)間增加，另一方面使渦輪的剩余功率降低，燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)子加速時(shí)間增加。此外，高空中為避免啟動(dòng)時(shí)超溫而限制了供油量，也使啟動(dòng)時(shí)間變長[5]。在高高度下，可以適當(dāng)提高起動(dòng)機(jī)脫開轉(zhuǎn)速，延長帶轉(zhuǎn)時(shí)間，以避免啟動(dòng)失敗。另外，從圖中可見，各次相同高度試驗(yàn)之間偏差較小，意味著啟動(dòng)時(shí)間這一參數(shù)重復(fù)性較好，受環(huán)境溫度影響不大。

4.2啟動(dòng)過程中T45峰值

發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)過程屬于典型的過渡態(tài)過程，期間由于燃油供給量逐漸增大，燃?xì)鉁u輪后排氣溫度T45逐漸升高，如果出現(xiàn)熱懸掛等現(xiàn)象，就容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)超溫。為避免超溫?fù)p壞發(fā)動(dòng)機(jī)，需要關(guān)注啟動(dòng)過程中T45峰值。圖2給出了各高度下T45峰值的試驗(yàn)結(jié)果，以及同一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之前采用機(jī)械液壓控制系統(tǒng)時(shí)的空中啟動(dòng)T45峰值數(shù)據(jù)。

圖2　T45峰值隨啟動(dòng)高度變化關(guān)系

由圖2可見，隨啟動(dòng)高度增加，T45溫度峰值在逐漸下降，二者近似成線性關(guān)系。各高度啟動(dòng)時(shí)的T45峰值均遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)限制值，且同一高度的T45峰值較接近。而在采用機(jī)械液壓控制系統(tǒng)時(shí)，啟動(dòng)中T45溫度峰值顯著增大，且同一高度各次試驗(yàn)之間數(shù)據(jù)差別也較大，在啟動(dòng)過程中甚至出現(xiàn)了超出溫度限制的情況，由飛行員終止啟動(dòng)?？梢?，采用機(jī)械液壓控制時(shí)，由于控制精度不夠高，控制邏輯不甚合理，使得啟動(dòng)參數(shù)的重復(fù)性差，且極易出現(xiàn)啟動(dòng)超溫，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定啟動(dòng)。采用FADEC控制系統(tǒng)后，得益于電控系統(tǒng)的控制精度提高，改善了啟動(dòng)過程中的供油規(guī)律，一方面降低了T45的超調(diào)，避免了發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程中超溫，另一方面使啟動(dòng)T45溫度的重復(fù)性改善，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定啟動(dòng)。

4.3關(guān)車后降溫時(shí)間

發(fā)動(dòng)機(jī)手冊規(guī)定，啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)須在T45溫度低于一定值后方可進(jìn)行。對于高空空中啟動(dòng)試驗(yàn)，由于需要先爬升至更高高度，在下滑過程中執(zhí)行，為了準(zhǔn)確匹配啟動(dòng)高度，并盡量在手冊允許范圍內(nèi)的較高溫度下啟動(dòng)，有必要了解各高度發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)車后降溫至啟動(dòng)溫度的時(shí)間，以便安排后續(xù)試驗(yàn)。圖3給出了降溫時(shí)間隨啟動(dòng)高度的變化曲線。

圖3　關(guān)車后降溫時(shí)間隨啟動(dòng)高度變化關(guān)系

可以看出，在圖中A高度以下，降溫時(shí)間隨啟動(dòng)高度增加緩慢增加。由于隨高度增加，大氣密度逐漸降低，流過發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的空氣流量減小，使發(fā)動(dòng)機(jī)散熱變慢，同時(shí)隨高度增加，大氣溫度也逐漸降低，有利散熱。但溫度降低的影響小于流量減小帶來的影響，因此總體上降溫時(shí)間變長。A高度以上，有幾次試驗(yàn)的降溫時(shí)間隨啟動(dòng)高度增加迅速增加，經(jīng)過分析發(fā)現(xiàn)，這幾次試驗(yàn)在關(guān)發(fā)動(dòng)機(jī)之前，在“慢車”狀態(tài)保持的冷機(jī)時(shí)間并未達(dá)到要求的時(shí)間，結(jié)果關(guān)車后T45溫度顯著高于正常關(guān)車，風(fēng)車狀態(tài)下降溫緩慢，降溫時(shí)間更長，以至于冷機(jī)時(shí)間與降溫時(shí)間之和反而增加。

出現(xiàn)以上“停車”反而比“慢車”降溫慢的原因在于，在發(fā)動(dòng)機(jī)由“飛行”切換到“慢車”狀態(tài)時(shí)，雖然發(fā)動(dòng)機(jī)仍在運(yùn)行，但是此時(shí)燃?xì)鉁囟葘?shí)際低于發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件的內(nèi)在溫度，而此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部空氣流量遠(yuǎn)大于關(guān)車后的風(fēng)車狀態(tài)，“慢車”的效果類似于冷運(yùn)轉(zhuǎn)，因此反而降溫比關(guān)車后更迅速。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件接近燃?xì)鉁囟群?，延長“慢車”時(shí)間將使總降溫時(shí)間增加。因此，在“慢車”狀態(tài)保持適當(dāng)?shù)臅r(shí)間，有利于縮短冷卻時(shí)間。冷機(jī)時(shí)間的最優(yōu)值還有待后續(xù)試驗(yàn)摸索。

5結(jié)論

本文介紹了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)試驗(yàn)的方法，通過分析空中啟動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出以下結(jié)論：

(1)受起動(dòng)機(jī)和渦輪功率減小、供油限制等因素影響，隨高度增加，啟動(dòng)時(shí)間近似呈二次曲線增加。

(2)相比于機(jī)械液壓控制系統(tǒng)，F(xiàn)ADEC控制系統(tǒng)提高了控制精度，改善了控制邏輯，使得隨高度增加，T45溫度峰值略呈線性下降，且改善了啟動(dòng)T45溫度的重復(fù)性。

(3)隨高度增加，關(guān)車后降溫時(shí)間逐漸增加，關(guān)車前在“慢車”狀態(tài)保持適當(dāng)?shù)睦錂C(jī)時(shí)間能縮短降溫時(shí)間。最優(yōu)冷機(jī)時(shí)間有待后續(xù)試驗(yàn)摸索。

以上結(jié)論有利于了解當(dāng)前發(fā)動(dòng)機(jī)空中啟動(dòng)特

性，對于后續(xù)安排空中啟動(dòng)試飛科目提供了指導(dǎo)，也為設(shè)計(jì)院所改良發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)提供了幫助。

參考文獻(xiàn)

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Study on Airstart Parameters of a Turboshaft Engine

Ren Zhiyong,Li Zhipeng,Wang Tao

(Chinese Flight Test Establishment,Aviation Industry Corporation of China, Xi′an 710089,Shanxi,China)

Abstract：Airstart experiment is an important means of assessing the performance of an engine.The airstart experiment method of the turboshaft engine is introduced first.Then the relationship of the starting time,the maximum T45 through starting,the cooling time after powering off with the airstart height is analyzed.It is found that as the airstart height increases,the starting time will get a parabolic increase,the maximum T45 will decrease linearly,and the cooling time will increase.The results of the analysis provide guidance of improving design and arranging flight test in the future.

Keywords:turboshaft engine;airstart;starting time;maximum T45;cooling time

[收稿日期]2016-02-24

[作者簡介]任智勇(1990—)，男，陜西西安人，碩士，助理工程師，從事發(fā)動(dòng)機(jī)試飛技術(shù)研究工作。

中圖分類號：V233.6

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：B

doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2016.01.008