任智勇，王俊琦，鄧曉政

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

1 引言

我國幅員遼闊，冬天南北溫差可達(dá)50℃，北方地區(qū)冬夏溫差則可達(dá)60℃，為滿足直升機(jī)全疆域作戰(zhàn)和全天候使用需求，對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在不同環(huán)境溫度下的起動(dòng)性能要求越來越高。發(fā)動(dòng)機(jī)熱態(tài)起動(dòng)是指發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)車后，當(dāng)排氣溫度降至最高允許起動(dòng)溫度時(shí)立刻進(jìn)行起動(dòng)。實(shí)際使用過程中，要達(dá)到直升機(jī)快速再次出動(dòng)的目的，常常需要在發(fā)動(dòng)機(jī)熱態(tài)條件下起動(dòng)，并要求起動(dòng)時(shí)間短、排氣溫度不超限。因此，研究不同氣溫環(huán)境、冷/熱態(tài)條件對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能的影響，對直升機(jī)使用具有重要意義。

國內(nèi)外對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能的研究主要有3種途徑：①采用仿真發(fā)動(dòng)機(jī)模型[1-3]進(jìn)行研究，但因仿真模型與實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的差異，仿真結(jié)果仍需試驗(yàn)檢驗(yàn)。②采用環(huán)境溫度可調(diào)的發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)[4-9]，但是由于臺(tái)架上渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的冷浸透方式和熱態(tài)條件與實(shí)際裝機(jī)時(shí)不一致，且一般輔助動(dòng)力裝置(APU)未包含在系統(tǒng)內(nèi)，導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)情況仍存在偏差。③渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)裝機(jī)條件下，在實(shí)際不同溫度環(huán)境中進(jìn)行起動(dòng)試驗(yàn)，研究APU-起動(dòng)機(jī)-發(fā)動(dòng)機(jī)組成的系統(tǒng)的起動(dòng)性能，能更真實(shí)地反映部隊(duì)實(shí)際使用時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能，但由于試驗(yàn)條件限制，國內(nèi)開展的相關(guān)研究較少。

為了從更貼近實(shí)戰(zhàn)的角度研究溫度對渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能的影響，本文開展了裝機(jī)條件下渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在低溫、常溫、高溫環(huán)境中的冷/熱態(tài)地面起動(dòng)試驗(yàn)，研究了起動(dòng)時(shí)間、排氣溫度峰值的變化規(guī)律，以期為部隊(duì)日常使用提供參考。

2 起動(dòng)性能影響因素分析

對于渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，影響其起動(dòng)性能的主要因素為環(huán)境溫度和環(huán)境壓力。對于我國大多數(shù)平原機(jī)場，海拔高度相差較小，環(huán)境壓力對起動(dòng)性能的影響可忽略。環(huán)境溫度包括外界環(huán)境溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部環(huán)境溫度，外界環(huán)境溫度影響APU、空氣渦輪起動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)性能，而內(nèi)部環(huán)境溫度影響著發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道、滑油系統(tǒng)溫度。本文的研究主要針對外界環(huán)境溫度和發(fā)動(dòng)機(jī)的冷/熱態(tài)進(jìn)行。

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程可分為3個(gè)階段：①APU氣源帶動(dòng)空氣渦輪起動(dòng)機(jī)，使轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速ng增加至點(diǎn)火轉(zhuǎn)速n1；②渦輪做功和起動(dòng)機(jī)共同帶轉(zhuǎn)加速至轉(zhuǎn)速n2起動(dòng)機(jī)脫開；③渦輪單獨(dú)帶轉(zhuǎn)至慢車轉(zhuǎn)速nmc。發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能受APU、空氣渦輪起動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的共同影響。

2.1 環(huán)境溫度對APU的影響

APU為單轉(zhuǎn)子小型燃?xì)鉁u軸發(fā)動(dòng)機(jī)，按照恒物理轉(zhuǎn)速控制，其作用是提供壓氣機(jī)后高壓氣源起動(dòng)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)。APU的溫度特性與單轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)的一致：高溫環(huán)境下，APU轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速降低，相應(yīng)壓氣機(jī)后壓比降低，APU供氣流量下降，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)提供的氣體能量下降；反之，低溫環(huán)境下，起動(dòng)時(shí)APU供氣能量升高[10]。

2.2 環(huán)境溫度對空氣渦輪起動(dòng)機(jī)的影響

空氣渦輪起動(dòng)機(jī)用于將APU來流氣體能量轉(zhuǎn)化為動(dòng)能帶轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子。理論上，不同轉(zhuǎn)速下空氣渦輪起動(dòng)機(jī)對應(yīng)的輸出功率Pc為：

式中：Qin為起動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣質(zhì)量流量，Tin為起動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣溫度，R為氣體常數(shù)，κ為氣體等熵指數(shù)，πc為空氣渦輪落壓比，ηc為空氣渦輪效率。

從上表可看出，在1-1不退位中，一年級(jí)，二年級(jí)，三年級(jí)，四年級(jí)，五、六年級(jí)，他們之間存在差異性．其中五、六年級(jí)處于同一級(jí)別，且為最高級(jí)V級(jí)．在2-1不退位中，一年級(jí)，二年級(jí)，三、四年級(jí)，五、六年級(jí)，他們之間存在差異性．其中五、六年級(jí)處于同一級(jí)別，且為最高級(jí)IV級(jí)．在2-1退位中，6個(gè)年級(jí)所處的等級(jí)較其他兩種減法大致有所降低，一年級(jí)，二、三、四年級(jí)，五、六年級(jí)之間存在差異性．其中五、六年級(jí)處于同一級(jí)別，且等級(jí)最高為III級(jí)．在減法的3種口算速度測評(píng)中，一年級(jí)均為最低等級(jí)，為I級(jí)．

實(shí)際使用中，由于環(huán)境溫度變化，導(dǎo)致APU供氣能力變化，影響式(1)中的Qin、Tin、πc，從而造成起動(dòng)機(jī)輸出功率在冷天時(shí)較大、在熱天時(shí)較小。

2.3 環(huán)境溫度對發(fā)動(dòng)機(jī)的影響

起動(dòng)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)滿足如下轉(zhuǎn)子平衡關(guān)系[11]：

式中：Mc為空氣渦輪扭矩，Mt為渦輪扭矩，Mk為壓氣機(jī)扭矩，ηm為轉(zhuǎn)子傳動(dòng)效率，J為燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ω為燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)角速度。

環(huán)境溫度變化會(huì)導(dǎo)致壓氣機(jī)和渦輪的氣動(dòng)性能變化，從而引起起動(dòng)時(shí)間的差異。根據(jù)文獻(xiàn)[5]的計(jì)算結(jié)果，在僅考慮氣動(dòng)影響的條件下，由于起動(dòng)性能變化導(dǎo)致15℃的標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下比-40℃時(shí)起動(dòng)時(shí)間縮短了約10%。

實(shí)際使用過程中，除氣動(dòng)影響外，還需要考慮滑油對轉(zhuǎn)子的阻力矩影響。對于本發(fā)動(dòng)機(jī)選用的潤滑油，在-40℃、40℃和100℃時(shí)，其運(yùn)動(dòng)粘度分別為 11 000.0 cSt、27.6 cSt和 5.1 cSt。常溫、高溫條件下起動(dòng)或低溫?zé)釕B(tài)起動(dòng)時(shí)，滑油溫度較高，處于正常粘度范圍，對轉(zhuǎn)子的阻力矩較小。而低溫冷態(tài)起動(dòng)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度低，此時(shí)滑油粘度極高，約為熱態(tài)起動(dòng)的1 000倍，滑油呈粘稠狀，使得轉(zhuǎn)子潤滑效果變差，阻力矩顯著增大。

3 試驗(yàn)方法

為明確環(huán)境溫度和冷/熱態(tài)條件對發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)間、排氣溫度峰值的影響，結(jié)合日常試飛，進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)在高溫、常溫、低溫環(huán)境下的冷/熱態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)。各次起動(dòng)試驗(yàn)在同一架直升機(jī)上進(jìn)行，均采用同一臺(tái)APU起動(dòng)同一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，且數(shù)控系統(tǒng)軟件版本保持一致。冷態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)方法為：將直升機(jī)于室外環(huán)境靜置一夜(10 h以上)，使氣路、油路等充分接近環(huán)境溫度；起動(dòng)APU，采用APU氣源進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)冷態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)。熱態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)方法為：在上一架次飛行結(jié)束關(guān)車后，將直升機(jī)停放于停機(jī)坪正常散熱，并觀察發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度，待排氣溫度降至最高允許起動(dòng)溫度時(shí)即進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)。

4 起動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果及分析

4.1 起動(dòng)時(shí)間試驗(yàn)結(jié)果

圖1給出了不同環(huán)境溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)冷/熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間試驗(yàn)結(jié)果，圖中T0為環(huán)境溫度，tb為無量綱起動(dòng)時(shí)間。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)間試驗(yàn)結(jié)果Fig.1 Test results of engine start time

由冷態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)在0～1.5a℃的常溫范圍內(nèi)起動(dòng)時(shí)間較短，1.5a℃以上的高溫和0℃以下的低溫環(huán)境下起動(dòng)時(shí)間均較長。整個(gè)起動(dòng)試驗(yàn)溫度范圍內(nèi)，起動(dòng)時(shí)間隨環(huán)境溫度升高先縮短后增長，近似呈拋物線型分布。其原因?yàn)椋邷丨h(huán)境下，空氣密度小，APU供氣壓比降低、流量降低，起動(dòng)機(jī)輸出功率較小，起動(dòng)時(shí)間延長；低溫環(huán)境下，雖然APU供氣壓比、流量較高，但由于發(fā)動(dòng)機(jī)滑油粘性增加，轉(zhuǎn)子潤滑變差，阻力矩增大程度超過了起動(dòng)機(jī)輸出功率的增加，導(dǎo)致剩余功率降低，起動(dòng)時(shí)間延長。低溫時(shí)最長起動(dòng)時(shí)間為0.885(圖中A點(diǎn))；高溫時(shí)最長起動(dòng)時(shí)間為0.728，最短起動(dòng)時(shí)間為0.580。

對比冷態(tài)和熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間可見，0℃以上的常溫和高溫環(huán)境下，冷、熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間差異較小。而在0℃以下的低溫環(huán)境下，冷態(tài)起動(dòng)時(shí)轉(zhuǎn)子阻力矩顯著大于熱態(tài)起動(dòng)，導(dǎo)致冷態(tài)起動(dòng)時(shí)間顯著增長，試驗(yàn)點(diǎn)B的起動(dòng)時(shí)間僅為試驗(yàn)點(diǎn)A的46.5%。真實(shí)裝機(jī)條件下，由于滑油箱油量、局部滑油腔滑油性狀、冷浸透環(huán)境溫度變化等因素，使得即使在相同環(huán)境溫度條件下由滑油產(chǎn)生的阻力矩仍有差異，導(dǎo)致低溫環(huán)境下各次冷態(tài)起動(dòng)時(shí)間差異較大。

為更清晰地說明冷態(tài)起動(dòng)和熱態(tài)起動(dòng)過程中阻力矩的影響，圖2給出了試驗(yàn)環(huán)境溫度均在-2a℃附近的A、B試驗(yàn)點(diǎn)(分別對應(yīng)圖中的冷起動(dòng)和熱起動(dòng))起動(dòng)過程中的ng變化曲線。起動(dòng)均以發(fā)動(dòng)機(jī)控制開關(guān)撥至慢車時(shí)刻為0時(shí)刻(發(fā)動(dòng)機(jī)ng在低轉(zhuǎn)速時(shí)顯示為0)。由圖可看出，熱態(tài)起動(dòng)時(shí)ng迅速增加，起動(dòng)過程中3個(gè)階段的起動(dòng)時(shí)間均較短；而冷態(tài)起動(dòng)時(shí)轉(zhuǎn)子加速明顯緩慢，較高的轉(zhuǎn)子阻力矩在整個(gè)起動(dòng)過程中影響了轉(zhuǎn)子加速。

圖2 低溫冷/熱態(tài)起動(dòng)過程ng變化曲線Fig.2 Thengcurve of cold/hot start process in cold temperature

對起動(dòng)過程中阻力矩的影響進(jìn)行定量分析，將整個(gè)起動(dòng)過程近似按勻加速處理，定義驅(qū)動(dòng)扭矩Mf：

將式(3)代入式(2)，并在方程左側(cè)增加轉(zhuǎn)子阻力矩Md后可得：

對于低溫?zé)釕B(tài)起動(dòng)和常溫、高溫天起動(dòng)，可認(rèn)為Md為0。則對于A、B試驗(yàn)點(diǎn)，式(4)可分別轉(zhuǎn)化為式(5)和式(6)。

由于A、B試驗(yàn)點(diǎn)環(huán)境溫度接近，可認(rèn)為APU和起動(dòng)機(jī)性能近似相同，發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣溫度近似相等。但試驗(yàn)點(diǎn)B處于熱態(tài)條件，其轉(zhuǎn)子工作溫度高于環(huán)境溫度，起動(dòng)過程中的轉(zhuǎn)子驅(qū)動(dòng)力矩可能與A點(diǎn)有差異。為估算低溫冷態(tài)的阻力矩占驅(qū)動(dòng)扭矩的比重，在忽略冷熱態(tài)對驅(qū)動(dòng)力矩影響的條件下，假設(shè)MfA=MfB，由試驗(yàn)結(jié)果tbB=0.465tbA，分別代入式(5)、式(6)聯(lián)立求解得：

這意味著在-2a℃的低溫環(huán)境下，整個(gè)起動(dòng)階段的平均轉(zhuǎn)子阻力矩可達(dá)驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子加速的驅(qū)動(dòng)力矩的近一半。為此，設(shè)計(jì)建模計(jì)算過程中必須考慮這一較高的阻力矩。

為減小發(fā)動(dòng)機(jī)在低溫環(huán)境下的起動(dòng)時(shí)間，應(yīng)盡量改善滑油流動(dòng)性以降低阻力矩。其措施為：起動(dòng)前采用APU氣源冷運(yùn)轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，一方面利用轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生熱量提高滑油系統(tǒng)溫度，降低滑油粘性，另一方面通過攪拌抽吸作用，使滑油由膠凍狀恢復(fù)至流動(dòng)狀態(tài)，降低摩擦阻力矩，從而加快起動(dòng)。

4.2 起動(dòng)排氣溫度峰值試驗(yàn)結(jié)果

圖3給出了不同環(huán)境溫度下冷/熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值試驗(yàn)結(jié)果，圖中Tm為無量綱排氣溫度峰值?？梢?，不論是冷態(tài)起動(dòng)還是熱態(tài)起動(dòng)，排氣溫度峰值整體呈現(xiàn)出隨環(huán)境溫度升高單調(diào)上升的關(guān)系。0℃以上的常溫和高溫環(huán)境下，熱態(tài)起動(dòng)和冷態(tài)起動(dòng)的排氣溫度峰值無明顯差異，幾乎重合；0℃以下，熱態(tài)起動(dòng)的排氣溫度峰值稍高于冷態(tài)起動(dòng)。這是因?yàn)樵诘蜏責(zé)釕B(tài)起動(dòng)條件下，流道內(nèi)部、滑油系統(tǒng)均處于熱狀態(tài)，導(dǎo)致排氣溫度峰值稍高。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)排氣溫度峰值試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Test results of engine start maximum exhaust gas temperature

4.3 起動(dòng)性能建模及應(yīng)用

由4.1和4.2節(jié)試驗(yàn)結(jié)果可知，冷/熱態(tài)起動(dòng)的起動(dòng)時(shí)間和排氣溫度均與環(huán)境溫度明顯相關(guān)，因此采用回歸分析擬合函數(shù)關(guān)系即可。對于起動(dòng)時(shí)間，根據(jù)冷/熱態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)分布，選取二次多項(xiàng)式對冷熱態(tài)起動(dòng)結(jié)果進(jìn)行回歸分析?；貧w擬合結(jié)果分別見式(8)、式(9)，式中下標(biāo)c、h分別代表冷態(tài)和熱態(tài)起動(dòng)。圖4為回歸曲線與試驗(yàn)結(jié)果比較，可看出回歸曲線能較好地描繪起動(dòng)時(shí)間的變化趨勢。

圖4 冷/熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間回歸Fig.4 Regression of cold/hot start time

對于排氣溫度峰值，根據(jù)冷/熱態(tài)起動(dòng)試驗(yàn)點(diǎn)分布，選取線性函數(shù)進(jìn)行回歸，回歸擬合結(jié)果分別見式(10)、式(11)。圖5給出了線性回歸結(jié)果曲線，可見各次試驗(yàn)得到的排氣溫度峰值均與線性回歸結(jié)果接近。圖中冷、熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度曲線交叉，聯(lián)立求解式(10)和式(11)可知交叉點(diǎn)環(huán)境溫度約為1.76a℃，這可能是由于高溫段試驗(yàn)點(diǎn)過少造成的擬合誤差。從試驗(yàn)點(diǎn)分布可以看出，當(dāng)環(huán)境溫度大于1.76a℃時(shí)，冷態(tài)起動(dòng)與熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值接近，因此可用熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值模型統(tǒng)一作為冷/熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值的估計(jì)。

圖5 冷/熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值回歸Fig.5 Regression of cold/hot start maximum exhaust gas temperature

為定量評(píng)價(jià)回歸擬合精度，對回歸結(jié)果進(jìn)行了檢驗(yàn)，見表1。表中，α為顯著性水平。可見，回歸結(jié)果的相關(guān)系數(shù)均高于臨界值，說明回歸線性相關(guān)性好；顯著性統(tǒng)計(jì)量均小于0.01，說明回歸結(jié)果非常顯著。對于我國大多數(shù)平原地區(qū)機(jī)場，式(8)～式(11)具有參考價(jià)值。

表1 回歸結(jié)果檢驗(yàn)Table 1 Test results of regression

后續(xù)試驗(yàn)過程中，采用上述方式進(jìn)行檢驗(yàn)。按照拉依達(dá)檢驗(yàn)法，當(dāng)試驗(yàn)結(jié)果超出統(tǒng)計(jì)值±2σ時(shí)應(yīng)認(rèn)為數(shù)據(jù)異常。選取該發(fā)動(dòng)機(jī)日常地面試驗(yàn)過程中的11次冷態(tài)起動(dòng)和8次熱態(tài)起動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行檢驗(yàn)，結(jié)果見圖6和圖7。圖中實(shí)線為所建模型的模擬結(jié)果，虛線為模型±2σ的區(qū)間。圖6中，C點(diǎn)的起動(dòng)時(shí)間明顯超出了基準(zhǔn)時(shí)間+2σ，判斷為起動(dòng)異常。圖7中，C點(diǎn)的起動(dòng)排氣溫度峰值尚未超出模型限制，但也接近模型邊界。經(jīng)排查，發(fā)現(xiàn)APU引氣活門連桿存在卡滯現(xiàn)象，造成引氣活門未完全打開，導(dǎo)致供氣流量不足，引起起動(dòng)時(shí)間偏長。驗(yàn)證結(jié)果表明，該模型能夠在一定程度上識(shí)別起動(dòng)異常。

圖6 冷/熱起動(dòng)時(shí)間檢驗(yàn)Fig.6 Verification of cold/hot start time

圖7 冷/熱起動(dòng)排氣溫度峰值檢驗(yàn)Fig.7 Verification of cold/hot start maximum exhaust gas temperature

5 結(jié)論

為研究溫度對發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能的影響，進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)裝直升機(jī)后不同環(huán)境溫度、冷/熱態(tài)條件下的地面起動(dòng)試驗(yàn)，研究了地面起動(dòng)時(shí)間和排氣溫度峰值的變化規(guī)律，得出以下結(jié)論：

(1)隨著環(huán)境溫度的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)冷態(tài)起動(dòng)時(shí)間呈先降后增的拋物線型分布，而熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間、冷/熱態(tài)起動(dòng)排氣溫度峰值均呈線性增加。

(2) 在0℃以上的常溫和高溫環(huán)境下，冷/熱態(tài)起動(dòng)性能差異較?。?℃以下時(shí)，隨著環(huán)境溫度的降低，冷態(tài)起動(dòng)時(shí)間顯著變長，排氣溫度峰值稍低。

(3)滑油粘稠導(dǎo)致的轉(zhuǎn)子阻力矩升高是低溫冷態(tài)起動(dòng)時(shí)間長的主要原因，-2a℃時(shí)起動(dòng)階段的平均阻力矩可達(dá)驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)子加速的驅(qū)動(dòng)力矩的50%。

(4)通過試驗(yàn)建立的冷/熱態(tài)起動(dòng)時(shí)間、排氣溫度峰值隨環(huán)境溫度變化的模型，可應(yīng)用于實(shí)際飛行時(shí)的起動(dòng)監(jiān)控。