■ 李軻 馬文杰 寇爭利 楊蕊/國營錦江機器廠

0 引言

發(fā)動機的運轉伴隨復雜的熱力過程，發(fā)動機在地面試車和空中飛行兩種條件下耗油量差別巨大，如果沒有控制系統對發(fā)動機的供油量進行控制，發(fā)動機將超溫或富油熄火無法運轉。因此，發(fā)動機控制系統設計的目的就是使其在不同的工作狀態(tài)和工作條件下都能穩(wěn)定、可靠地運行，充分發(fā)揮發(fā)動機的性能[1]。

航空發(fā)動機控制系統的基本要求，一是在外界飛行條件發(fā)生變化時最大限度地發(fā)揮發(fā)動機本身的潛力，在需要加速時將發(fā)動機推力提高到最大，在巡航時將發(fā)動機的耗油量調節(jié)到最小以保證長時間的續(xù)航能力；二是發(fā)動機在慢車或最大狀態(tài)工作時保證工作參數的穩(wěn)定，在過渡態(tài)工作時調節(jié)過程要靈敏；三是在不同的飛行條件下，防止發(fā)動機出現喘振、排溫高等大的故障?，F代航空發(fā)動機的控制系統主要用于控制燃燒室的供油量，以控制發(fā)動機的其他工作參數，如轉速、推力[2]等。

1 穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律

某型發(fā)動機穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律為：當進氣總壓Pt1為760mmHg 時，進氣總溫Tt1在+15 ～+60℃范圍內，由轉速控制系統調節(jié)供油量，保持高壓轉子轉速N2不變；進氣總溫Tt1在-60 ～+15℃范圍內，由燃油流量控制系統調節(jié)供油量，保持發(fā)動機燃油流量Wf不變，如圖1所示。

圖1 穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律

該型發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)控制包括轉速控制系統和燃油流量控制系統兩部分。發(fā)動機穩(wěn)定工作狀態(tài)控制系統原理如圖2所示。

圖2 穩(wěn)態(tài)控制系統圖

1.1 轉速控制系統的工作

1）油門不動，外界條件變化時

飛機飛行條件發(fā)生變化如H變高時，由于高度變高，空氣稀薄，進入發(fā)動機的空氣流量Wa減小，若保持油氣比不變，需油量Wf也應減小。這時供油量未變，供油量比耗油量高，故高壓轉子轉速上升。N2增加，飛重的換算離心力增大，水平傳力桿克服彈簧力右移，使反饋桿控制回油孔開度增大，因此與計量油針固定連接的活塞右腔回油增大，壓力減小，活塞將帶動油針一同右移，關小油針控制的通油面積，使發(fā)動機供到燃燒室的油減少，發(fā)動機的轉速回降到原來的數值。

由于油門未動，油門凸輪控制的彈簧預壓力沒有變化，重新平衡后，飛重的離心力也無變化，故N2數值與調節(jié)前相同。

2）推收油門時

推油門時，油門控制的彈簧預緊力增大，水平傳力桿向左移動，使得反饋桿控制的回油孔開度減小，回油量減小，因此油針左移，通油面積增大，供給發(fā)動機的燃油增大，N2升高。調節(jié)結束時，由于彈簧力變大，N2也增大。同理，收油門時，N2減小。

1.2 燃油流量控制系統的工作

1）油門不動，外界條件變化時

發(fā)動機在燃油流量控制系統調節(jié)時，Pt1＞760mmHg，故給定的壓差ΔP0=0.392MPa 不變。若高度升高，空氣流量降低，油氣比增大，發(fā)動機轉速上升，油針前后壓差ΔP將變大。由壓差測量感受到ΔP的變化，由比較和放大裝置自動減小供油量，使ΔP=ΔP0，此時油門桿未動，計量油針開度未變，故供油量Wf保持不變。

2）推收油門時

推油門時，遮蔽套左移，油針上的出油孔開度變小，這樣活塞右腔高壓油經油針空腔的出油量減小，活塞右腔壓力升高，使活塞連同油針左移，油針控制的通油開度增大。同時，油針左移，油針右側的出油孔開度增大，活塞右腔壓力減小，活塞左移速度減慢，最后油針停在新的位置。由于油針的通油開度增大而壓差給定裝置給定的壓差ΔP0未變，油針前后壓差ΔP未變，故供油量增大。

2 過渡態(tài)控制規(guī)律

發(fā)動機過渡態(tài)包含從起動、加速、減速到停車的過程。

2.1 點火到慢車

發(fā)動機點火后，燃燒室開始燃燒，起動控制電路使停車電磁活門通電工作，回油活門左彈簧腔與齒輪泵進口的回油通道溝通，回油活門左移，打開回油路，齒輪泵出口的油大部分經回油活門回油泵進口，出口油壓很小，不能克服燃油調節(jié)器內液壓控制器的各種阻力而供往噴嘴。

停車電磁活門斷電后，燃油泵出口壓力增大。發(fā)動機剛起動時，轉速較小，單向活門關閉，齒輪泵出口油只能通過限流嘴經燃油最小流量活門進入噴嘴，流量為85kg/h，并在以后過程中一直保持該流量供油。

定壓活門油壓增加到0.98MPa，由于此時轉速尚小，轉速控制系統擺錘活門打不開，計量活門活塞右腔從定壓活門出口來的油壓推動活門帶動計量油針，計量油針一直左移到流量控制器滑套，使回油孔打開回油，活塞右腔力減小到與左腔平衡，計量活門開度即為慢車開度。

發(fā)動機轉速在空氣起動機和自身渦輪的帶動下繼續(xù)增大，單向活門打開，齒輪泵出口油通過單向活門進入主計量油針，主計量油針孔前后油壓差逐漸增加，通過主計量油針的供油量開始增加，N2大約增加到21%。

整個慢車狀態(tài)沒有使主油針左移的因素，故其開度保持不變，但活門前后壓差會隨著供油量的增加而逐漸增大，直到達到壓差調節(jié)器設定的值，標準狀態(tài)為0.392MPa。由壓差控制器控制ΔP=ΔP0保持不變，總起動供油量增加到165kg/h，并保持在這一數值。

隨著N2繼續(xù)增加，起動計量活門仍未打開，起動供油量穩(wěn)定在165kg/h。當高壓轉子轉速增加到26%左右，Pn壓力增加到0.043MPa。Pn壓力開始推動起動計量油針的薄膜右移，活門打開油路，起動計量油針開始供油。

隨著轉速繼續(xù)增大，Pn不斷增大，起動計量活門的供油開度不斷增大，起動供油量也不斷增加，當N2增加到大約46.7%時，轉速指令壓力增加到0.086MPa，起動計量活門開到最大，總起動供油量增加到260kg/h并保持不變，如圖3 所示。

圖3 起動控制圖

當N2繼續(xù)增加到略超過設定的慢車轉速56%時，轉速控制系統擺錘活門P 口打開回油，計量油針右移關小開度，使供油量減小到慢車供油量，保持慢車轉速不變。

2.2 加、減速過程

加速供油量控制要保證推油門加速過程中的供油量按供油量特性規(guī)律增加，即開始時突增，中段以較慢的速度增加，最后以較快的速度增加，如圖4所示。

推油門加速時，轉速控制系統、燃油流量控制系統使調節(jié)油口關閉，計量油針活塞右腔油壓迅速增大，計量油針左移。同時活塞中間腔的壓力也會升高，頂開單向活門，使活塞左移不受阻。

活塞開始左移時，活塞左腔油壓突然增大，穩(wěn)定器、蓄壓器的薄膜右腔壓力也增大，蓄壓器薄膜左移，右腔可以儲存一部分燃油，保證計量活門油針突然左移一段距離時供油量突增20～50kg/h。

計量油針活塞左腔油壓增大后，經加速供油特性第一階段層板節(jié)流器回油，節(jié)流器降低回油速度，活塞左移變慢，降低供油量增加速度。

隨著活塞左移，計量油針通過加速杠桿組件不斷克服彈簧力而反時針方向轉動，活塞左移一段距離后，加速杠桿組件打開節(jié)流嘴，使活塞左腔的油通過加速第二層板節(jié)流器回低壓腔，活塞左腔回油阻力減小，活塞左移速度加快，供油量增加變快，且隨限流嘴的開大進一步加快，當活塞左移到最大狀態(tài)供油量調整螺釘限位時，供油量增加到最大。如果不是加速到最大狀態(tài)的情況，活塞左移的位置由轉速控制系統或燃油流量控制系統控制。

快收油門減速時，遮蔽套迅速右移，油針孔外露，活塞右腔通低壓，因此活塞右移?；钊乙扑俣仁軉蜗蚧铋T節(jié)流器控制，直到活塞受力重新平衡時，減速過程結束。

3 發(fā)動機最大狀態(tài)及高度速度特性

3.1 最大狀態(tài)特性

在地面靜止、大氣壓強P=1.01MPa條件下，發(fā)動機工作在最大狀態(tài)時的特性如下。

當環(huán)境溫度t0≤15℃時，發(fā)動機由燃油流量控制系統控制，保持其供油量不變?？刂埔?guī)律為Wf=常數。

選擇高壓渦輪導向器喉部最小截面為參考截面，由流量公式可知：

此時，燃油供油量Wf在燃油調節(jié)器的控制下保持不變，渦輪前溫度Tt4升高。而壓氣機增壓比πc減小，Pt4也相應減小，故發(fā)動機空氣流量Wa減小。由渦輪功公式：

可知，渦輪功增大，高壓轉子轉速和低壓轉子轉速都增加。

大氣溫度升高時，還使得壓氣機出現“前重后輕”的現象[2]，即低壓壓氣機需功量變大，高壓壓氣機需功量變小，因此高壓轉子轉速比低壓轉子轉速增加得快。

雖然渦輪前溫度增加，單位推力Fs增加，但由于空氣流量Wa減小，推力F減小。

若外界空氣溫度繼續(xù)上升，當t0=15℃時，高壓轉子轉速將達到轉速控制系統設定的轉速，此時由轉速控制系統調節(jié)供油量，保持N2轉速不變。控制規(guī)律變?yōu)镹2=常數。

Tt0繼續(xù)升高，換算轉速減小，增壓比減小，由壓氣機特性可知，空氣流量減小。另一方面，此時增壓比降低，噴口截面的相對密流q（λ8）繼續(xù)降低，低壓渦輪落壓比πTL降低。

且低壓渦輪導向器將不能再保持臨界或超臨界狀態(tài)，低壓渦輪導向器的氣體相對密流q（λnbL）開始減小，由落壓比公式可知

高壓渦輪落壓比πTH也降低，N1、N2轉速下降。轉速控制系統為保持N2不變將增加供油量，單位推力Fs也隨之增加。由于此時空氣流量已明顯減少，發(fā)動推力F和燃油流量Wf相應都有明顯減小。

3.2 高度、速度特性

3.2.1 低空飛行

飛機飛行高度較低時，由燃油流量控制供油量Wf保持不變。隨著飛行高度H的增加，空氣流量Wa減小，油氣比增加，Tt4增加，Fs增加，F增大。

而渦輪前溫度Tt4增加，發(fā)動機N1、N2轉速將增大。當高壓轉子轉速N2達到轉速控制系統設定的轉速后，轉由轉速控制系統調節(jié)，保持高壓轉子轉速N2不變。

在這個階段中，飛行速度越大，發(fā)動機轉速和渦輪前溫度越小，N2上升得越慢，N2到達轉速控制系統設定值時的高度也越高。

環(huán)境監(jiān)測數據是環(huán)境內在質量的外在體現，有著自身的規(guī)律和穩(wěn)定性。在審核時，要根據對客觀環(huán)境的認識和對歷年環(huán)境監(jiān)測資料的研究，利用客觀環(huán)境的變化規(guī)律對實際環(huán)境監(jiān)測數據進行縱向比較，從而及時發(fā)現明顯有異于常識的離群數據。例如常規(guī)監(jiān)測中污染物濃度明顯異于常年同期水平，污染物濃度時空分布出現反?，F象等。當出現這些情況時，應該深入分析數據，以確定數據是否符合實際，并進一步找到深層次的原因。

3.2.2 高空飛行

飛機飛行高度較高時，轉速控制系統保持N2不變。隨著H增加，環(huán)境溫度Tt0降低，發(fā)動機換算轉速Ncor增大，壓氣機出現“前輕后重”現象，低壓壓氣機需功量降低，N1將增加，高壓轉子由于轉速控制系統的作用，保持轉速不變。

開始階段，由于環(huán)境溫度降低，發(fā)動機換算轉速Ncor增大，壓氣機增壓比增加，渦輪前總壓增大，渦輪落壓比也有所增大，渦輪功增加，氣體流過渦輪的焓降增加，渦輪后溫度Tt5降低。

后階段，由于氣流雷諾數下降，發(fā)動機部件特性變壞，效率降低，渦輪功降低，氣體的焓降減小，渦輪后溫度Tt5升高。

隨著飛機飛行高度的提升，外界大氣將越發(fā)稀薄，空氣流量將大幅下降，推力F下降。

空氣流量降低，油氣比增加，Tt4升高，N2將增大，為保持N2不變，轉速控制系統將減少供油量Wf。

馬赫數增大，Wa增大，油氣比降低，Tt4下降，N2將下降，為保持N2不變，轉速控制系統將增加供油量Wf。

馬赫數增大，沖壓比πv增大，總增壓比π增大，渦輪落壓比將增大，渦輪功增大，N2有上升的趨勢，故轉速控制系統適當降低供油量Wf，渦輪前溫度Tt4有所下降，Fs有所減小，推力F數值基本不變。

4 總結

本文對某型航空發(fā)動機的結構和控制原理進行了深層次的分析，從點火到加速、最大狀態(tài)、減速、停車的各個狀態(tài)進行了詳細剖析。特別是針對外界條件發(fā)生變化時發(fā)動機如何進行自身調節(jié)開展了研究，明確了該型發(fā)動機在穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)工作時相應控制機構所起的作用，探明了該型航空發(fā)動機的控制規(guī)律，為該型發(fā)動機的內、外場排故提供了理論依據。