楊 雄，郭政波，申世才，姚尚宏

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

1 引言

高空長航時無人機具有部署快速、運行成本低、戰(zhàn)場生存能力強等優(yōu)點，是未來空戰(zhàn)、“軟”戰(zhàn)爭的關鍵武器裝備[1]。而作為高空長航時無人機心臟的發(fā)動機，其高空穩(wěn)定性至關重要[2-3]。研究表明，高空長航時無人機發(fā)動機在高空工作時，雷諾數(shù)會顯著減小，穩(wěn)定裕度降低，易發(fā)生喘振故障，給壓縮系統(tǒng)的正常工作帶來不利影響[4-5]；同時，雷諾數(shù)降低也會影響發(fā)動機渦輪的流通能力及性能[6]；在高空低速條件下，發(fā)動機燃燒室的工作穩(wěn)定性也會顯著降低[7]。

根據(jù)無人機的不同任務需求，無人機發(fā)動機在設計和試飛環(huán)節(jié)中需要面對以下問題：①無人機配裝有雷達、相機等多種航電設備，發(fā)動機的負載及引氣量較大，發(fā)動機穩(wěn)定裕度下降；②無人機在高空低速飛行，受進氣條件、高空低雷諾數(shù)影響，發(fā)動機性能下降，主要部件穩(wěn)定性變差[8]。上述工作穩(wěn)定性問題是無人機發(fā)動機設計的關鍵，更是發(fā)動機能夠投入使用、生成戰(zhàn)斗力急需解決的問題，也是發(fā)動機飛行試驗重點考核的內(nèi)容。

關于發(fā)動機穩(wěn)定性的研究很多。Wassell等[9]研究了飛機高空低速飛行時雷諾數(shù)對壓氣機的影響，郭捷等[4]對無人機喘振點壓比修正進行了研究，王進等[10]運用Wassell法建立了高空低雷諾數(shù)的修正模型，李國忠[11]利用仿真對小型渦噴發(fā)動機的燃油控制系統(tǒng)進行了研究。但關于無人機發(fā)動機工作穩(wěn)定性的研究多集中在雷諾數(shù)對壓縮系統(tǒng)的影響上，對飛行試驗中發(fā)動機穩(wěn)定性變化及其影響的公開報道相對較少。國內(nèi)在飛的幾型高空長航時無人機發(fā)動機的試飛經(jīng)驗表明，發(fā)動機在高空工作時，不穩(wěn)定工作情況大多由油氣匹配不好造成。

本文針對高空長航時無人機發(fā)動機工作穩(wěn)定性，引入無量綱分析法，從發(fā)動機供油特性出發(fā)，建立基于發(fā)動機供油特性的無量綱模型，對高空長航時無人機發(fā)動機工作穩(wěn)定性進行分析，可為發(fā)動機工作穩(wěn)定性評估、試飛方法設計提供工程參考。

2 高空對燃燒穩(wěn)定性的影響

無人機高空飛行時發(fā)動機進口總壓較低，同時高空低速使得燃燒室進口溫度低，從而造成火焰穩(wěn)定工作范圍變小[12]，如圖1所示。

圖1 燃燒溫度隨壓比的變化曲線Fig.1 Flameout temperature variation with compressor pressure ratio

發(fā)動機實際工作中，混合氣的穩(wěn)定燃燒范圍隨燃燒室進口氣流速度和混合氣初溫、初壓變化。高空長航時無人機飛行高度高、速度小，發(fā)動機燃燒室混合氣的初溫和初壓隨著飛行高度的增加、飛行速度的減小而降低。同時，大氣密度減小，發(fā)動機進氣空氣流量減小，供油量亦隨之減小，導致噴嘴前的燃油壓力降低，燃油霧化質(zhì)量變差，主燃區(qū)溫度降低，使得燃燒室更靠近熄火邊界。

燃燒室進口壓力和溫度降低時，燃燒室穩(wěn)定工作區(qū)域隨余氣系數(shù)的變化而縮小。如圖2所示的燃燒室熄火特性(橫坐標為燃燒室壓力，縱坐標為余氣系數(shù))，曲線上半段為貧油極限，下半段為富油極限[13]。

圖2 燃燒室熄火特性Fig.2 The characteristics of combustor flameout

高空長航時無人機發(fā)動機采用主、副油路切換的方式供油。當發(fā)動機在巡航高度工作時，發(fā)動機燃油需求量小，關閉主油路，由副油路單獨供油；在其他狀態(tài)下，發(fā)動機恢復主、副雙油路供油，高效保證發(fā)動機燃燒室噴嘴處燃油的霧化質(zhì)量，提高燃燒穩(wěn)定性。

某無人機由爬升轉(zhuǎn)為巡航高度平飛時，觸發(fā)了發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)主副油路切換控制邏輯，供油方式由主、副雙油路供油轉(zhuǎn)換為副油路單獨供油。此過程中要求發(fā)動機工作狀態(tài)維持恒定，但實際過程中因主油路關斷和打開造成了燃油流量跳變，從而導致燃燒室余氣系數(shù)發(fā)生變化，燃燒室穩(wěn)定工作區(qū)縮小。該無人機在巡航高度飛行時，發(fā)動機轉(zhuǎn)速減小2%，燃燒室余氣系數(shù)增大約4%，余氣系數(shù)隨發(fā)動機狀態(tài)的變化非常敏感，因此該型發(fā)動機面臨著較為嚴峻的穩(wěn)定性問題。

影響燃燒穩(wěn)定性的因素太多，精確計算燃燒穩(wěn)定邊界不太可能，只能通過臺架試驗進行邊界摸底。圖3是工程上常用的主燃區(qū)負荷與當量比的關系曲線，可以通過主燃區(qū)負荷來表征燃燒室的穩(wěn)定性。主燃區(qū)負荷具體計算公式為：

圖3 燃燒室穩(wěn)定性與主燃區(qū)負荷和當量比的關系Fig.3 Relationship of combustion stability with primary combustion load and equivalence ration

式中：qma為主燃區(qū)空氣流量，V為燃燒室進口氣流速度，p3.1、T3.1分別為燃燒室進口絕對壓力和進口溫度。

通過圖3和公式(1)可知，隨著飛行高度的增加，燃燒室進口壓力和溫度降低，主燃區(qū)當量比減小，主燃區(qū)負荷增大，發(fā)動機燃燒穩(wěn)定工作裕度降低。

3 無量綱分析

3.1 無量綱分析法

通過對高空長航時無人機發(fā)動機工作特點的分析，該發(fā)動機出現(xiàn)不穩(wěn)定工作情況或熄火或停車時，壓氣機并無明顯的不穩(wěn)定工作情況出現(xiàn)，故采用壓氣機特性不能有效分析和評價發(fā)動機工作穩(wěn)定性。鑒于此，借鑒燃油控制業(yè)界常用的修正無量綱參數(shù)，以無量綱化的供油特性表征發(fā)動機的油氣匹配性，利用修正的燃油流量與無量綱發(fā)動機轉(zhuǎn)速表征發(fā)動機的工作穩(wěn)定性，如圖4所示[14]。圖中，為經(jīng)修正的燃油流量(即無量綱燃油流量)，為經(jīng)修正的轉(zhuǎn)速(即無量綱轉(zhuǎn)速)，ωFe為燃油流量，p為發(fā)動機進口總壓，T為發(fā)動機進口總溫，N為發(fā)動機轉(zhuǎn)速，A點、B點分別代表相同無量綱轉(zhuǎn)速下設計工作點和不穩(wěn)定工作點。該方法可以從油氣匹配方向有效分析高空長航時無人機發(fā)動機工作穩(wěn)定性，且方法中的參數(shù)均為飛行試驗常規(guī)測量和易測量參數(shù)。因此，可按照常規(guī)方法以無量綱的形式繪制燃油流量與轉(zhuǎn)子的工作曲線，且工程上便于實現(xiàn)。

圖4 發(fā)動機燃油與轉(zhuǎn)速性能的關系Fig.4 Relationship between fuel flow and engine rotation speed ratio

以發(fā)動機實際工作的燃油流量偏離發(fā)動機設計燃油流量的大小表征發(fā)動機的穩(wěn)定裕度。類似于式(2)以壓比定義的發(fā)動機喘振裕度[15]，基于修正燃油流量的發(fā)動機工作裕度定義為式(3)形式。

式中：κ代表基于修正燃油流量的發(fā)動機工作裕度。

圖5中的富油邊界和熄火邊界可以通過試驗的方法確定。燃油流量與壓力的關系可以用公式(4)表達。

式中：FN代表噴嘴流量數(shù)，Δpf代表噴嘴上下游壓差。

3.2 無人機試飛數(shù)據(jù)分析

某高空長航時無人機在三種進氣條件下起飛時發(fā)動機的無量綱化供油曲線如圖5所示?？梢?，無人機在不同大氣條件下起飛時發(fā)動機的無量綱化供油曲線基本重合，驗證了無量綱化的一致性。

圖5 不同進氣條件下起飛時發(fā)動機的供油曲線Fig.5 The fuel flow curves under different inlet conditions of take-off

對某高空長航時無人機發(fā)動機在15 km、17 km及巡航高度停車試飛數(shù)據(jù)進行無量綱分析，可得到如圖6所示的以修正燃油流量表征的發(fā)動機工作點。圖中，綠色點、紫色點及藍色點，分別為無人機在15 km、17 km及巡航高度飛行時發(fā)動機的穩(wěn)定工作點，紅色工作點為發(fā)動機熄火停車前工作點?？梢姡喊l(fā)動機在各高度穩(wěn)定工作時，無量綱燃油流量基本為一穩(wěn)定值，且隨著飛行高度的增加，無量綱燃油流量逐漸增大，發(fā)動機轉(zhuǎn)速變化引起的燃油流量變化越大，發(fā)動機越易進入不穩(wěn)定工作區(qū)。無人機在巡航高度巡航時，發(fā)動機穩(wěn)定工作在藍色線范圍內(nèi)；無人機在巡航高度停車前，發(fā)動機工作點為紅色工作點，嚴重偏離正常工作點，偏離量超過了發(fā)動機的穩(wěn)定裕度，發(fā)動機工作不穩(wěn)定，富油熄火。通過公式(1)～(4)求解可以得到：無量綱轉(zhuǎn)速為5.45時，發(fā)動機的富油穩(wěn)定裕度為26%。

圖6 以修正燃油流量表征的發(fā)動機工作點Fig.6 The operation points illustrated by correction fuel flow

3.3 無人機主油路通斷功能試飛方法分析

基于上述分析方法，對某高空長航時無人機發(fā)動機主油路通斷功能試飛方法進行分析。該發(fā)動機主油路通斷的邏輯為：當飛行高度高于某一高度(Akm)，且同時副油路壓力低于某一值且持續(xù)5 s時，發(fā)動機控制器切斷主油路供給燃燒室的燃油，改由副油路單獨供油至燃燒室；當飛行高度低于(A-1)km，或低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速小于85%時，接通主油路，恢復雙油路供油。

依據(jù)上述通斷邏輯，設計了兩種主油路關斷的試飛方法：①在飛機爬升過程中，發(fā)動機保持較大狀態(tài)，隨著飛行高度的增加，副油路壓力不斷減小，滿足條件后主油路關斷；②在飛機爬升至任務高度(≥Akm)后改平，緩收油門，副油路壓力不斷減小，滿足條件后主油路關斷。

計算兩種試飛方法下發(fā)動機的穩(wěn)定工作參數(shù)，并繪制得到圖7所示工作點。相比于等高度減小狀態(tài)工作點，等狀態(tài)爬升時工作點更靠右，離不穩(wěn)定工作邊界更遠，說明等狀態(tài)爬升時發(fā)動機的穩(wěn)定性更高。在進行該無人機發(fā)動機主油路通斷試飛時，應選擇穩(wěn)定性更高的等狀態(tài)爬升法。

圖7 兩種試飛方法下的發(fā)動機工作穩(wěn)定性Fig.7 The operating stability of two flight test methods

4 結(jié)論

通過對高空長航時無人機發(fā)動機工作條件進行分析，得到了高空低速對發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性及供油匹配性的影響，并采用無量綱法對某高空長航時無人機發(fā)動機工作穩(wěn)定性進行了分析，得到以下結(jié)論：

(1) 高空長航時無人機發(fā)動機在各高度穩(wěn)定工作時，無量綱燃油流量基本為一穩(wěn)定值，且隨著高度的增加，無量綱燃油流量逐漸增大。

(2) 無人機飛行高度越高，發(fā)動機無量綱轉(zhuǎn)速變化引起的發(fā)動機無量綱燃油流量變化越大，發(fā)動機越易進入不穩(wěn)定工作區(qū)。

(3) 該高空長航時無人機發(fā)動機停車時無量綱燃油流量嚴重偏離正常工作點，發(fā)動機富油熄火。無量綱轉(zhuǎn)速為5.45時，發(fā)動機的富油穩(wěn)定裕度為26%。

(4) 相比于利用無人機等高度減小法進行主油路通斷試飛，利用無人機等狀態(tài)爬升法進行主油路通斷試飛，發(fā)動機的工作穩(wěn)定性更高。