張正元

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

1 引 言

航空發(fā)動機在加力接通時需要尾噴管面積的快速響應和精確調節(jié)，使加力燃燒室內壓力保持在合適的范圍內。尾噴管與加力燃油流量不匹配將導致加力燃燒室熄火或主機工作不穩(wěn)定[1]。加力接通過程中，尾噴口面積一般采用某一主機參數(shù)的閉環(huán)控制，例如采用渦輪落壓比不變的閉環(huán)控制(如АЛ-31Ф發(fā)動機[2])，采用發(fā)動機壓比不變的閉環(huán)控制(如F100發(fā)動機[3])，采用風扇工作點不變的閉環(huán)控制(如F110發(fā)動機[4])，其目的都是保證在加力接通和加力工作時保證主機的工作穩(wěn)定性[4]。

美國軍用規(guī)范指南JSSG-2007B和我國GJB 243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》、GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》都有對加力接通和加力工作過程中對主機工作穩(wěn)定性的明確考核要求和評價標準。

國內對尾噴口面積控制的研究多集中在仿真與半物理仿真等領域。薛倩等[5]發(fā)展了小涵道比混排渦扇發(fā)動機加力接通過程的數(shù)值仿真方法，可由用戶設置加力過程的供油規(guī)律和尾噴管喉部面積變化規(guī)律，以得到二者的良好匹配。李偉等[6]基于仿真模型研究了噴管喉部面積調節(jié)對發(fā)動機過渡過程的影響，得到了噴管面積調節(jié)精度對低壓壓氣機轉速和喘振裕度有較大影響的重要結論。蔣毅[7]提出了一種帶執(zhí)行機構的線性動態(tài)增廣模型，提高了噴口控制的魯棒性，并在半物理仿真中驗證了全包線內滿意的噴口控制魯棒性能。

很多學者在發(fā)動機試驗試飛領域對噴口調節(jié)與發(fā)動機工作穩(wěn)定性進行了研究。郝曉樂等[8]通過飛行試驗研究了某型發(fā)動機在發(fā)生噴口調節(jié)故障的情況下，通過噴口前饋線限制最小噴口面積，可保證發(fā)動機不出現(xiàn)喘振等異常情況。馬明明[9]通過飛行試驗研究了某型發(fā)動機在加力接通過程中對主機工作穩(wěn)定性產生影響的現(xiàn)象和原因，其對加力接通試驗的安全保障和加力系統(tǒng)的改進完善都有重要的參考價值。美國F100發(fā)動機配裝F-15飛機試飛中曾出現(xiàn)飛行包線左上角加力接通過程尾噴管工作不穩(wěn)定而導致發(fā)動機失速和加力熄火等現(xiàn)象，通過在噴管控制環(huán)節(jié)增加死區(qū)、減小比例和積分增益，解決了該問題[3]。

某型全權限電子數(shù)字控制的小涵道比帶加力中等推力渦扇發(fā)動機，采用油氣比開環(huán)控制加力燃油流量和風扇增壓比閉環(huán)控制噴口面積。為了研究該發(fā)動機在加力接通過程中對主機工作穩(wěn)定性的影響，開展了加力接通試飛研究。試飛中出現(xiàn)了在加力接通過程中低壓轉子轉速超限、加力點火后風扇轉子失速、加力接通過程中轉速和溫度波動明顯等異?，F(xiàn)象，本文分析了異常發(fā)生的原因，對于小涵道比渦扇發(fā)動機加力接通過程的故障排除、試飛保障及型號改進改型等具有重要價值。

2 尾噴管面積放大程度與加力供油量不匹配導致發(fā)動機超轉

圖1為中低空中等表速飛行時，飛機右發(fā)從慢車接通全加力過程中發(fā)動機低壓轉子轉速超轉的參數(shù)時間歷程曲線，以及相同飛行條件下的左發(fā)加力接通成功的參數(shù)時間歷程曲線(圖中，Wfab為加力燃燒室總燃油流量，πf,0為風扇增壓比的給定值，A8為尾噴口出口(喉部)面積，p13為風扇后空氣壓力，n1為低壓轉子轉速，Wf為主燃燒室燃油流量，Φ為油門桿角度。為便于比較，將兩臺發(fā)動機的推油門桿時刻定為同一時刻。

圖1 加力接通時低壓轉子轉速超轉參數(shù)歷程曲線

由圖1可以看出，油門桿由慢車位快推至全加力位后，右發(fā)主燃油流量和主機主要參數(shù)上升速度小于左發(fā)，加力燃油總管充油時刻、加力點火時刻晚于左發(fā)。兩臺發(fā)動機加力均點火成功，小加力接通成功。進一步增加加力燃油時刻，右發(fā)噴口面積放大程度相比左發(fā)較大，而右發(fā)加力燃油流量卻小于左發(fā)，導致右發(fā)渦輪后壓力迅速減小(以p13表征)，從而低壓渦輪落壓比迅速增大，導致低壓轉子轉速迅速增大，較最大轉速限制值大1%，控制器報出“超轉”告警。

該型發(fā)動機的尾噴口為全狀態(tài)可調節(jié)的收斂尾噴管，圖2為加力接通過程中噴口面積控制原理簡圖。發(fā)動機控制器根據(jù)發(fā)動機進口參數(shù)和工作參數(shù)及預設的A8控制規(guī)律，計算得到風扇增壓比πf給定值，與πf實測值進行比較后，形成噴口面積閉環(huán)調節(jié)計劃，保證加力接通過程中的風扇增壓比，以避免發(fā)動機進入失速，同時，也保證了加力燃燒室進口壓力在合理的范圍內，以避免加力熄火以及渦輪落壓比過高而導致低壓轉子轉速迅速升高。

圖2 加力接通過程噴口控制原理簡圖

在本次加力接通過程中，右發(fā)主燃油流量上升速度小于左發(fā)，在外涵供油總管供油時刻，右發(fā)低壓換算轉速與風扇增壓比均小于左發(fā)，對應右發(fā)空氣流量小于左發(fā)，因而供油增加后右發(fā)風扇后壓力升高更加劇烈，進而導致風扇壓比實際值急劇升高(見圖3)，此時噴口面積迅速放大，以實現(xiàn)風扇壓比的閉環(huán)控制，而放大后導致渦輪后壓力過高，造成低壓轉子超轉。正是該項控制不滿足要求，導致右發(fā)低壓轉子轉速超轉。

圖3 加力接通過程發(fā)動機風扇壓比給定值與實際值對比

低壓轉子轉速的快速上升意味著低壓轉子換算轉速快速上升，而發(fā)動機的主機狀態(tài)是通過調節(jié)主燃油流量控制低壓轉子換算轉速來保證的。為保持主機狀態(tài)，降低了主燃油流量以降低低壓換算轉速，低壓物理轉速隨之降低，恢復至限制值以下。隨著加力燃油繼續(xù)提高，尾噴口面積已放大至最大，風扇后壓力不再下降，低壓物理轉速逐漸穩(wěn)定。

3 噴口面積放大不足導致風扇失速

圖4和圖5為高空小表速飛行時，發(fā)動機分別由最大狀態(tài)接通小加力和全加力時接通失敗的主要參數(shù)變化曲線(圖中，Wfab1為第1總管燃油流量的實際值，Wfab1,0為第1總管燃油流量的給定值，Sig為加力點火信號)。全加力與小加力接通過程的邏輯是一致的，均是由第一總管完成加力啟動后，再視情增加其它總管供油量。

圖4 最大接通小加力時風扇失速的參數(shù)歷程曲線

圖5 最大接通全加力時風扇失速的參數(shù)歷程曲線

圖4為小加力接通失敗的參數(shù)曲線。油門行程到達加力域后，當?shù)谝豢偣?加力啟動總管)供油、加力燃燒室點火后，由于加力燃燒室內壓力瞬間增大，壓力上傳至風扇出口，導致風扇壓比突增至2.81，此刻低壓轉子換算轉速為108.7%，風扇已出現(xiàn)失速，有喘振的可能，因而控制器發(fā)出終止加力接通的指令。圖5為全加力接通失敗的參數(shù)曲線。加力點火后，第一總管增加供油量，風扇壓比突增至2.84，此時低壓轉子換算轉速為107.1%，同樣由于接近喘振邊界，發(fā)動機主動退出加力。

在主機空氣流量不變的情況下，加力點火后的加力燃燒室壓力增大程度主要與加力點火時的啟動總管燃油流量和噴管面積放大程度有關，即與二者的匹配性有關。本節(jié)討論的加力接通異?，F(xiàn)象，即是在點火成功后加力增加供油時刻，噴口面積放大程度與加力油量不匹配導致的。

4 尾噴口面積波動引起轉速和排氣溫度波動明顯

圖6為高空小表速飛行時，發(fā)動機由最大狀態(tài)接通小加力過程的主要參數(shù)變化(圖中，paf1為加力第1總管燃油供油壓力，Wfab,0為加力總燃油流量的給定值，T6為低壓渦輪后排氣溫度)。由圖可以看出，加力點火成功后，尾噴口面積未趨向于穩(wěn)定，由于不能調節(jié)風扇增壓比收斂而不斷波動，波動頻率約為1.4Hz，峰峰值與尾噴管面積最大值之比為6.9%，并導致主機低壓轉速、排氣溫度等隨之波動。由于加力燃燒室內壓力波動，而加力燃油流量的給定值保持穩(wěn)定，為了維持加力第一總管的供油流量穩(wěn)定，即加力總管供油壓差保持穩(wěn)定，導致加力第一總管的供油壓力進入波動。

圖6 最大接通小加力時參數(shù)波動的參數(shù)歷程曲線

收油門退出加力后，在該高度馬赫數(shù)下重新由最大狀態(tài)接通小加力。接通成功后，噴口面積、主機參數(shù)再次進入波動，參數(shù)曲線如圖7所示。在A時刻，由于噴口面積波動至較小的值，導致風扇壓比突增，風扇有失速的可能，因而控制器主動終止加力供油，切斷加力。

圖7 最大接通小加力時參數(shù)波動的參數(shù)歷程曲線

噴口面積控制不穩(wěn)定會導致發(fā)動機失速和加力燃燒室熄火。當尾噴口面積過小時，風扇壓比較高，可能導致風扇失速；當尾噴口面積過大時，加力燃燒室進口壓力過小，可能導致加力燃燒室熄火。從另一個角度講，尾噴管喉道放大表明發(fā)動機接近失速狀態(tài)，收小表明發(fā)動機接近熄火狀態(tài)。出現(xiàn)該問題的原因是噴口面積控制規(guī)律與加力供油量不匹配。

5 結 論

通過本文研究，得到以下結論：

(1)加力接通過程中，加力燃油增加時，尾噴口面積過度放大會導致低壓轉子轉速突增而超轉，尾噴口面積放大不足使得風扇后壓力急劇增高而導致風扇失速；

(2)加力接通后，尾噴口面積控制規(guī)律與加力油量不匹配會導致風扇后壓力波動，進而導致尾噴口面積和主機參數(shù)隨之波動；

(3)分析結果對于發(fā)動機加力接通過程中出現(xiàn)的主機參數(shù)異常的原因分析、故障排除和試飛保障以及型號改進改型都具有重要價值。