楊恒輝, 毛 寧, 張寶升, 王 超

(航空工業(yè)西安航空計算技術(shù)研究所, 西安 710065)

近年來，小型渦軸發(fā)動機(jī)在無人直升機(jī)、飛機(jī)輔助動力中廣泛應(yīng)用，尤其是輔助動力裝置作為一種小型渦軸發(fā)動機(jī)，能夠為飛機(jī)提供起源和電源，減小飛機(jī)對地面電源車、氣源車的依賴，提升飛機(jī)的自主保障能力。輔助動力能否成功點(diǎn)火起動，直接影響著飛機(jī)的機(jī)動性、自主保障能力和安全性，是發(fā)動機(jī)控制的一項關(guān)鍵技術(shù)。國外早在20世紀(jì)50年代就開始作為輔助動力的小型渦軸發(fā)動機(jī)的研究；20世紀(jì)80年代，輔助動力控制逐步進(jìn)入數(shù)字電子控制，起動可靠性進(jìn)一步提升，霍尼韋爾設(shè)計的RE220和漢勝公司設(shè)計APS5000起動運(yùn)行高度已達(dá)到13 100 m，但相關(guān)控制技術(shù)報道鮮少。中國在輔助動力上的研制起步較晚，主要集中在輔助動力的本體設(shè)計。對于點(diǎn)火技術(shù)，劉國滿等[1]開展了點(diǎn)火提前角對燃燒排放的影響；喬屹等[2]開展了點(diǎn)火系統(tǒng)不同儲能下點(diǎn)火頻率穩(wěn)定性研究；李大為等[3]開展了改善發(fā)動機(jī)高原起動性能研究。目前，對于輔助動力的點(diǎn)火控制技術(shù)多采用恒定油氣比供油點(diǎn)火，即Wf/P3=f(n)，其中，Wf/P3為燃油流量與壓氣機(jī)出口壓力的比，n為發(fā)動機(jī)核心機(jī)轉(zhuǎn)速，f為油氣比。油氣比主要表征進(jìn)入燃燒室的燃油流量與進(jìn)入燃燒室的空氣流量的比值，這個比值可以較好地反映燃燒的物理特性，實現(xiàn)發(fā)動機(jī)可靠燃燒[4-6]。但其具有一定的局限性，在燃燒室性能退化、低溫、高空等條件下，點(diǎn)火成功率會降低，易將出現(xiàn)燃燒室無法點(diǎn)燃或點(diǎn)火失穩(wěn)等情況。

為此，針對小型渦軸發(fā)動機(jī)的起動點(diǎn)火控制，采用一種激增脈沖步進(jìn)式點(diǎn)火供油控制規(guī)律，通過激增脈沖與步進(jìn)式供油控制，提高輔助動力裝置(auxiliary power unit, APU)地面和空中起動點(diǎn)火的自適應(yīng)能力與可靠性。

1 起動點(diǎn)火分析

發(fā)動機(jī)的起動過程分為三個過程：第一階段：由起動機(jī)帶轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速到達(dá)點(diǎn)火轉(zhuǎn)速點(diǎn)，開始起動點(diǎn)火；第二階段：發(fā)動機(jī)點(diǎn)火成功，渦輪開始做功，與起動機(jī)共同輸出功率，使發(fā)動機(jī)加速到起動電機(jī)脫開轉(zhuǎn)速點(diǎn)；第三階段：起動機(jī)脫開后，由渦輪單獨(dú)輸出功率帶轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)到達(dá)穩(wěn)態(tài)。圖1發(fā)動機(jī)起動過程。

n1～n4為轉(zhuǎn)速圖1 發(fā)動機(jī)起動過程Fig.1 Engine start-up process

小型渦軸發(fā)動機(jī)起動點(diǎn)火時機(jī)在第一階段，由轉(zhuǎn)速n1到轉(zhuǎn)速n2區(qū)間是最優(yōu)點(diǎn)火區(qū)間。發(fā)動機(jī)的起動點(diǎn)火轉(zhuǎn)速點(diǎn)確定主要由壓氣機(jī)特性決定，要保證起動點(diǎn)火時刻燃燒室內(nèi)有合適的空氣量，同時，要保證進(jìn)入燃燒室的氣流速度不能過大[7]。發(fā)動機(jī)在轉(zhuǎn)速n1到轉(zhuǎn)速n2轉(zhuǎn)速區(qū)間的工作線上，壓氣機(jī)增壓比變化較小，在相同工作環(huán)境下，進(jìn)入燃燒室的空氣流量基本穩(wěn)定，是小型渦軸發(fā)動機(jī)起動點(diǎn)火的理想?yún)^(qū)間。

小型渦軸發(fā)動機(jī)地面起動點(diǎn)火主要影響因素為環(huán)境壓力和環(huán)境溫度。環(huán)境壓力在地面對發(fā)動機(jī)起動的影響主要體現(xiàn)在高原起動性能上，由于高原環(huán)境壓力，空氣密度低，將導(dǎo)致進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣流量減少，點(diǎn)火供油若不能及時減少，將導(dǎo)致富油燃燒，出現(xiàn)點(diǎn)火熄滅或者起動超溫現(xiàn)象[8-9]。

進(jìn)口溫度過高，導(dǎo)致渦輪入口溫度快速增高，但渦輪進(jìn)口空氣流量不足，渦輪無法輸出起動加速所需的功率，易導(dǎo)致熱懸掛現(xiàn)象出現(xiàn)。

在嚴(yán)寒低溫環(huán)境，當(dāng)渦軸發(fā)動機(jī)隨飛機(jī)經(jīng)歷低溫冷浸歷程時，由于低溫對航空煤油的運(yùn)動黏度有著巨大影響，特別是0 ℃以下，航空煤油的黏度快速增加。根據(jù)徐圃青等研究，在氣流速度一定，燃油壓力不變的情況下，進(jìn)氣壓力越低，大顆粒油珠越多，燃油霧化效果越差[10]。

因此，在低溫狀態(tài)起動時，渦軸發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火裝置能夠正常工作，由于燃油溫度較低，低溫燃油黏度較大，導(dǎo)致進(jìn)入燃燒室的燃油揮發(fā)性和霧化效果變差，燃燒室聯(lián)焰緩慢，燃燒室內(nèi)很難成功點(diǎn)火或形成穩(wěn)定火焰，易導(dǎo)致點(diǎn)火失敗和點(diǎn)火時間將增長，渦軸發(fā)動機(jī)點(diǎn)火的成功率降低。

同時，低溫也會導(dǎo)致滑油黏度增加，將導(dǎo)致渦軸發(fā)動機(jī)系統(tǒng)潤滑效果變差，且增大了起動阻力。

無論是大型發(fā)動機(jī)還是小型渦軸發(fā)動機(jī)，控制空中起動點(diǎn)火都是其面臨的最大問題之一。隨著高度的增加，空氣密度減小，在高空6 000 m，空氣密度只有地面的47%，進(jìn)入渦軸發(fā)動機(jī)的空氣流量急劇減少，導(dǎo)致點(diǎn)火所需供油量降低，因此，若渦軸發(fā)動機(jī)在高空采用與地面相同的點(diǎn)火供油規(guī)律極易引起富油導(dǎo)致點(diǎn)火失??；同時，由于小流量的燃油調(diào)節(jié)精度不高，將導(dǎo)致實際進(jìn)入渦軸發(fā)動機(jī)的供油量與期望值誤差較大，此時采用恒定點(diǎn)火供油，也會導(dǎo)致空中點(diǎn)火成功率降低。

2 點(diǎn)火供油控制規(guī)律設(shè)計

根據(jù)發(fā)動機(jī)設(shè)計特性，實現(xiàn)起動供油點(diǎn)火成功的重要因素就是燃燒室內(nèi)有合適的油氣比，即

f=wf/qm

(1)

式(1)中：f為油氣比；wf為進(jìn)入燃燒室的燃油流量；qm為進(jìn)入燃燒室的空氣流量。

發(fā)動機(jī)燃燒室設(shè)計完成后，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火與穩(wěn)定燃燒的油氣比區(qū)間也將基本確定。因此，點(diǎn)火供油量即是進(jìn)入發(fā)動機(jī)燃燒室空氣流量的函數(shù)。

根據(jù)燃燒室點(diǎn)火油氣比設(shè)計特性，通過燃油溫度對油氣比燃油進(jìn)行修正，計算渦軸發(fā)動機(jī)初始點(diǎn)火供油量，采用脈沖步進(jìn)式供油控制，逐步增大點(diǎn)火供油流量，以提高點(diǎn)火的成功率。

2.1 點(diǎn)火初始供油設(shè)計

影響發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的主要因素包括：進(jìn)口壓力P1、進(jìn)口溫度T1和發(fā)動機(jī)核心機(jī)轉(zhuǎn)速n。在發(fā)動機(jī)燃燒室設(shè)計完成后，點(diǎn)火油氣比特性已經(jīng)確定，因此，可通過進(jìn)口空氣流量確定點(diǎn)火供油流量。

根據(jù)壓氣機(jī)的通用特性可得

qm,cor=f(ncor,π)

(2)

式(2)中：qm,cor為壓氣機(jī)換算空氣流量；ncor為壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速；π為壓氣機(jī)增壓比。

在已知T1和n的情況下，ncor可表示為

(3)

根據(jù)壓氣機(jī)特性曲線，由ncor和π即可在壓氣機(jī)特性曲線上得到qm,cor，因此，流經(jīng)壓氣機(jī)的空氣流量為

(4)

由于壓氣機(jī)點(diǎn)火轉(zhuǎn)速區(qū)間內(nèi)轉(zhuǎn)速較低，壓氣機(jī)增壓比變化可以忽略，且在相同環(huán)境下空氣流量只與進(jìn)口壓力和溫度有關(guān)。因此，忽略n和π對起動點(diǎn)火供油的影響，此時點(diǎn)火供油量為

w′f=f(qm)=f(P1,T1)

(5)

2.2 基于燃油溫度的點(diǎn)火燃油補(bǔ)償控制

在高寒、高空等低溫環(huán)境下，由于進(jìn)口溫度低，根據(jù)式(3)，渦軸發(fā)動機(jī)的換算轉(zhuǎn)速增大，壓氣機(jī)工作點(diǎn)右移，壓氣機(jī)換算空氣流量增大，由式(4)可以看出，燃油流量將增大，對發(fā)動機(jī)的起動性能有較大影響。當(dāng)空氣動力之和大于表面張力與黏性力之和時，會發(fā)生液體的破裂。由此可見，表面張力和黏度是影響噴霧的主要因素。

根據(jù)牛頓黏度定律，得

(6)

式(6)中：u為速度；τ為單位面積上的摩擦應(yīng)力，也稱剪應(yīng)力；μ為流體黏性系數(shù)，其取決于分子的熱運(yùn)動速度，即流體的溫度;du/dn為流體速度梯度。

由于液體分子間的內(nèi)聚力，黏度系數(shù)隨著溫度的增大而減小，因此溫度越低，黏性力越大。

根據(jù)韋伯?dāng)?shù)定義可得

(7)

式(7)中：We為韋伯系數(shù)；d0為特征長度；ρa(bǔ)為流體密度；νa為流體速度；當(dāng)液體流速增大時，表面張力系數(shù)σf減小，導(dǎo)致表面張力減小。

當(dāng)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件不變時，氣動力不變，燃油溫度降低將導(dǎo)致燃油黏性力增加，如要保持燃油霧化效果，需減小燃油張力。

當(dāng)增加燃油流量時，燃油流速增大， 根據(jù)式(7)、式(8)，表面張力減小，與黏性力增加抵消，使得低溫狀態(tài)燃油霧化效果保持不變。

在低溫狀態(tài)，根據(jù)燃油溫度對供油量進(jìn)行修正，隨著燃油溫度降低，增大燃油流量，提升燃油流速，改善燃油霧化效果。

燃油溫度對燃油的修正采用比例修正：

β=f(Ffuel_temp)

(8)

式(9)中：β為燃油修正系數(shù)；Ffuel_temp為燃油溫度。

以標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度15 ℃為分界點(diǎn)，當(dāng)燃油溫度Ffuel_temp≥15 ℃時，β=1；當(dāng)燃油溫度Ffuel_temp<15 ℃時，β逐步增大。

根據(jù)式(5)、式(9)得最終的點(diǎn)火初始供油為

Wf_base=w′fβ

(9)

Wf_base=f′(P1,T1,Ffuel_temp)

(10)

式中：Wf_base為初始點(diǎn)火供油量。

2.3 激增脈沖步進(jìn)式點(diǎn)火供油控制

由于渦軸發(fā)動機(jī)要在一定的飛行包線內(nèi)起動運(yùn)行，其工作環(huán)境參數(shù)變化較大，尤其是在高海拔或空中情況下，由于起動點(diǎn)火環(huán)境較差，易導(dǎo)致點(diǎn)火不成功。因此，在設(shè)計點(diǎn)火供油規(guī)律時考慮起動包線內(nèi)點(diǎn)火成功的可靠性是一項重要需求。

在渦軸發(fā)動機(jī)起動的全包線范圍內(nèi)，以初始點(diǎn)火供油開始渦軸發(fā)動機(jī)的點(diǎn)火起動，當(dāng)初始供油無法實現(xiàn)成功點(diǎn)火時，在初始點(diǎn)火供油量Wf_base的基礎(chǔ)上步進(jìn)式增加點(diǎn)火供油流量，步進(jìn)式供油量為(1+k)Wf_base，重新供油點(diǎn)火，實現(xiàn)穩(wěn)定可靠點(diǎn)火，其中k為步進(jìn)式供油增量系數(shù)。

在點(diǎn)火供油控制中，設(shè)計最大供油流量限制wfmax作為點(diǎn)火富油邊界。步進(jìn)式點(diǎn)火供油示意圖如圖2所示。

圖2 步進(jìn)式點(diǎn)火供油示意圖Fig.2 Diagram of stepping ignition and fuel supply

設(shè)置圖2中系數(shù)k隨著步進(jìn)式點(diǎn)火供油的次數(shù)逐步增加，第一次點(diǎn)火時，采用初始點(diǎn)火供油，此時k=0；第一次點(diǎn)火不成功，開始第二次步進(jìn)式供油點(diǎn)火時，增大k的取值，如k=0.2，增大點(diǎn)火供油量。

考慮發(fā)動機(jī)低溫或空中起動點(diǎn)火時，由于空氣密度較小、進(jìn)氣溫度較低，燃油霧化效果變差，采用燃油激增脈沖法：在步進(jìn)式供油(1+k)Wf_base供油前，瞬間增大燃油流量wf到最大輸出燃油流量，實現(xiàn)供油管內(nèi)燃油的快速填充，提高噴口燃油壓力，改善燃油霧化效果，提高點(diǎn)火的成功率。

激增脈沖步進(jìn)式點(diǎn)火供油的邏輯如圖3所示。圖3中，t1～t2時間段為激增脈沖供油，激增脈沖的供油量可設(shè)定為燃調(diào)最大輸出供油量，通過控制激增脈沖時間，控制實際輸出燃油量的大小，燃油激增脈沖的時間不能過長，否則將可能導(dǎo)致燃燒室富油，熄火或起動超溫；t2～t3時間段內(nèi)，按照(1+k)Wf_base規(guī)律增加點(diǎn)火供油，此期間發(fā)動機(jī)電子控制器通過排氣溫度的變化檢測是否點(diǎn)火成功，當(dāng)渦軸發(fā)動機(jī)點(diǎn)火成功，則退出點(diǎn)火供油進(jìn)入起動加速供油邏輯；不同發(fā)動機(jī)可根據(jù)特性設(shè)計多個時間分段曲線，開展階躍式步進(jìn)供油控制，逐步增大點(diǎn)火供油量，以提升點(diǎn)火的成功率。

圖3 脈沖供油邏輯圖Fig.3 Logic diagram of plus fuel supply

3 試驗驗證

在輔助動力裝置上開展了脈沖步進(jìn)式起動點(diǎn)火供油控制規(guī)律試驗驗證。圖4為地面狀態(tài)下，設(shè)置不同進(jìn)口溫度和燃油溫度，控制輔助動力裝置點(diǎn)火起動。

P2為發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力；T2為發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度圖4 地面起動試驗驗證Fig.4 Low temperature start simulation on ground

由圖4可見，地面狀態(tài)下，起動環(huán)境溫度和燃油溫度越低，點(diǎn)火步進(jìn)供油的初始供油越大；隨著燃油溫度的降低，初始供油也逐漸增大；在圖4(b)初始點(diǎn)火供油前，采用激增脈沖供油，瞬時增大燃油流量，改善燃油霧化效果，快速建立燃燒環(huán)境，提高了點(diǎn)火的可靠性。

圖5為高空模擬環(huán)境下，不同高度、溫度，控制輔助動力裝置點(diǎn)火起動。

由圖5可知，由于高空氣壓、溫度低，導(dǎo)致進(jìn)氣量不足，且空氣溫度低，點(diǎn)火困難，圖5(a)、圖5(b)第一次初始供油點(diǎn)火均未成功，對此通過增加供油量進(jìn)行了第二次點(diǎn)火，并點(diǎn)火成功；同時，隨著燃油溫度的降低，通過燃油溫度補(bǔ)償控制，初始供油也出現(xiàn)了明顯增大；圖5(b)在初始供油點(diǎn)火最后階段，排氣溫度開始上升，但并未到達(dá)點(diǎn)火成功判定閾值，因此，第二次輸出激增脈沖供油，當(dāng)脈沖輸出完成后，排氣溫度超過點(diǎn)火判定閾值，立即停止第二次步進(jìn)供油，進(jìn)入起動加速供油控制。

通過地面和高空模擬試驗多次驗證，激增脈沖步進(jìn)式點(diǎn)火供油控制規(guī)律均能夠可靠實現(xiàn)輔助動力裝置點(diǎn)火起動。

圖5 空中點(diǎn)火起動Fig.5 Air ignition starting

4 結(jié)論

研究一種小型渦軸發(fā)動機(jī)起動點(diǎn)火供油規(guī)律的設(shè)計方法。采用該點(diǎn)火供油控制規(guī)律，可以在很大程度上提高渦軸發(fā)動機(jī)全包線內(nèi)起動點(diǎn)火的成功率和可靠性。通過試驗驗證，得出以下結(jié)論。

(1)所設(shè)計的點(diǎn)火供油規(guī)律在設(shè)計過程中采用渦軸發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度和壓力計算點(diǎn)火所需基礎(chǔ)供油，同時利用燃油溫度最點(diǎn)火基礎(chǔ)供油進(jìn)行補(bǔ)償控制，具有較好的適應(yīng)性，在輔助動力裝置系統(tǒng)試驗驗證中，點(diǎn)火可靠；

(2)所設(shè)計的點(diǎn)火供油控制規(guī)律通過點(diǎn)火不成功時的激增脈沖與步進(jìn)供油控制，能夠較好地增強(qiáng)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火的可靠性與系統(tǒng)的可用性；提高了系統(tǒng)的安全性與壽命。通過對輔助動力裝置系統(tǒng)試驗驗證結(jié)果分析，輔助動力裝置點(diǎn)火起動過程各項參數(shù)變化平穩(wěn)，未出現(xiàn)超溫或喘振等異常情況，點(diǎn)火過程穩(wěn)定可靠。