張東輝

(中航工業(yè)動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)功率管理淺析

張東輝

(中航工業(yè)動(dòng)力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無(wú)錫214063)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)消耗功率增加，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和耗油率有較大影響，導(dǎo)致燃油溫度升高，發(fā)動(dòng)機(jī)性能和可靠性降低。對(duì)燃油系統(tǒng)功率進(jìn)行管理，可有效降低燃油系統(tǒng)的輸入功率，減少燃油系統(tǒng)產(chǎn)生的熱量，從而提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)消耗功率機(jī)理的分析，找出了影響燃油系統(tǒng)輸入功率的主要因素，并提出幾種可行的燃油系統(tǒng)功率管理方法。研究結(jié)果表明，通過(guò)燃油系統(tǒng)功率管理，可在保證控制性能的前提下，有效降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；功率管理；燃油系統(tǒng)；燃油泵；效率

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)燃燒產(chǎn)生的功率，一部分用于產(chǎn)生推力(渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī))或軸功率(渦軸、渦槳發(fā)動(dòng)機(jī))，為飛機(jī)提供飛行動(dòng)力；一部分輸出給發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣，驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油泵和滑油泵，為發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)及伺服系統(tǒng)提供工作能源；最后一部分作為飛機(jī)的提取功率，通過(guò)飛附機(jī)匣提供給飛機(jī)，用于飛控系統(tǒng)、雷達(dá)系統(tǒng)和機(jī)載電子系統(tǒng)等飛機(jī)各子系統(tǒng)的工作能源。在總功率不變的前提下，通過(guò)功率管理降低發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的提取功率，可有效提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力，或在推力保持不變的前提下降低發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的功率需求，為各燃油泵的輸入功率。由于燃油泵效率及燃油管路壓力損失等因素影響，發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣的輸出功率，要大于燃燒室供油及伺服系統(tǒng)作動(dòng)的實(shí)際需求功率，其差值即為發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的功率損耗。功率損耗增加會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣提取功率增大，在發(fā)動(dòng)機(jī)推力不變的前提下必須提高渦輪功，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率增大，高壓渦輪前溫度也隨之升高，這對(duì)燃燒室和高壓渦輪的壽命及可靠性是嚴(yán)峻考驗(yàn)。同時(shí)，該損耗功率會(huì)轉(zhuǎn)變成熱量進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)，導(dǎo)致燃油溫度升高，從而加速燃油氧化并生成膠質(zhì)和顆粒物的化學(xué)反應(yīng)[1]。而這些膠質(zhì)和顆粒物，會(huì)沉積在燃油過(guò)濾器上，增加過(guò)濾器壓降，減少燃油流動(dòng)；沉積在液壓機(jī)械裝置的活門(mén)間隙中，嚴(yán)重時(shí)會(huì)卡死調(diào)節(jié)活門(mén)并中斷供油；沉積在燃滑油散熱器中，降低換熱效率，使發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度升高。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴處燃油溫度的升高，噴嘴會(huì)出現(xiàn)結(jié)焦積碳現(xiàn)象，使噴嘴性能衰退，影響燃油霧化和燃燒，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致溫場(chǎng)不均而燒傷火焰筒和渦輪葉片，對(duì)飛機(jī)的飛行安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅[2-3]。

采取功率管理技術(shù)可降低燃油系統(tǒng)輸入功率，從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率，同時(shí)降低燃油系統(tǒng)產(chǎn)生的熱量，降低燃油溫升，進(jìn)一步滿足發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)的需求并提高發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。本文通過(guò)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)損耗功率的分析，找出影響燃油系統(tǒng)功率的主要因素，并提出可有效降低燃油系統(tǒng)輸入功率的功率管理措施。

2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)功率分析

發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的功率，可分為輸入功率、有效功率和損耗功率三種。三種功率之間的關(guān)系為：

式中：N1為輸入功率，N2為有效功率，N3為損耗功率。可見(jiàn)，要降低燃油系統(tǒng)的輸入功率，一方面要降低燃油系統(tǒng)的有效功率，另一方面應(yīng)盡量減小燃油系統(tǒng)的損耗功率。

2.1 燃油系統(tǒng)的有效功率分析

燃油系統(tǒng)的有效功率，是指用于燃燒室供油和伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的有效功率，其計(jì)算公式為：

式中：N燃燒為用于燃燒室供油的有效功率，N伺服為用于伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的有效功率，Δp噴嘴為經(jīng)過(guò)燃油噴嘴的壓降，p燃燒為燃燒室壓力，Q噴嘴為經(jīng)過(guò)燃油噴嘴的燃油流量，F(xiàn)負(fù)載為伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)的負(fù)載力，S為伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)距離，t為伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)時(shí)間，v為伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)的移動(dòng)速度，Q為進(jìn)入作動(dòng)筒活塞腔的燃油流量，A為作動(dòng)筒活塞腔的有效作用面積。

在發(fā)動(dòng)機(jī)各穩(wěn)態(tài)工作點(diǎn)，經(jīng)過(guò)燃油噴嘴的燃油流量及燃燒室壓力為固定值，因此由式(3)可知，通過(guò)降低燃油噴嘴的壓降可降低用于燃燒室供油的有效功率。采用變截面燃油噴嘴是降低燃油噴嘴壓降的有效措施。

由式(4)可知，降低用于伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的有效功率的方法，有降低負(fù)載力、減少作動(dòng)機(jī)構(gòu)移動(dòng)距離、增大作動(dòng)機(jī)構(gòu)移動(dòng)時(shí)間、降低作動(dòng)機(jī)構(gòu)移動(dòng)速度、減少進(jìn)入作動(dòng)筒活塞腔的燃油流量、增大作動(dòng)筒活塞腔有效作用面積等，但這些參數(shù)均與發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，必須在發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)綜合考慮。

2.2 燃油系統(tǒng)的輸入功率分析

燃油系統(tǒng)的輸入功率即為發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣供給燃油泵的輸出功率，其計(jì)算公式為：

式中：Δpi為燃油泵增壓值，即燃油泵出口壓力與進(jìn)口壓力的差值；Qi為燃油泵輸出流量；ηi為燃油泵總效率?？梢?jiàn)，降低燃油系統(tǒng)輸入功率可從三方面入手：一是降低燃油泵壓降，二是降低燃油泵輸出流量，三是提高燃油泵效率。

2.3 燃油系統(tǒng)的損耗功率分析

燃油系統(tǒng)的損耗功率，為燃油系統(tǒng)輸入功率與有效功率之差。一般來(lái)說(shuō)，燃油系統(tǒng)的損耗功率由三部分組成：一是燃油泵效率引起的功率損耗，二是燃油計(jì)量和伺服控制過(guò)程中燃油沿程壓力損失引起的功率損耗，三是燃油系統(tǒng)回油引起的功率損耗。燃油系統(tǒng)的損耗功率一般會(huì)轉(zhuǎn)換為熱量進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)，使燃油溫度升高[4-5]。

3 燃油系統(tǒng)功率管理措施

燃油系統(tǒng)功率管理的目的，是在保證控制性能的前提下，盡量降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。下面介紹幾種有效的功率管理措施。

3.1 合理選擇燃油泵類型

在燃油系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)階段，合理選擇燃油泵可有效降低燃油系統(tǒng)的功率損耗。航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)中，燃油泵按結(jié)構(gòu)可分為柱塞泵、齒輪泵、離心泵和旋板泵等，按功能可分為燃油增壓泵、主燃油泵、加力燃油泵、噴口油源泵。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，燃油泵的選擇原則為：

為降低燃油系統(tǒng)輸入功率，在燃油泵設(shè)計(jì)時(shí)，除了合理選擇燃油泵類型外，還應(yīng)在滿足需求的前提下，盡量減小燃油泵的輸出流量，并采取措施提高燃油泵效率。

3.2 控制燃油泵出口壓力

通過(guò)控制燃油泵出口壓力(增壓壓力)，可對(duì)燃油泵的輸入功率進(jìn)行有效管理。以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的噴口油源泵為例，采用高壓柱塞泵向噴口控制系統(tǒng)提供高壓油源，其工作原理如圖1所示。

圖1 柱塞泵工作原理圖Fig.1 The operating principle of ram pump

柱塞泵的出口壓力由調(diào)壓活門(mén)控制，當(dāng)圖1下方的接頭(紅色圓圈處)通控制油時(shí)，柱塞泵出口壓力隨控制油壓力變化。在燃油系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)采取措施對(duì)柱塞泵后的壓力進(jìn)行無(wú)級(jí)調(diào)節(jié)；當(dāng)噴口作動(dòng)筒移動(dòng)時(shí)，可提高柱塞泵后壓力以克服噴口負(fù)載力的影響；當(dāng)噴口作動(dòng)筒處于平衡狀態(tài)時(shí)，可降低柱塞泵后壓力以降低柱塞泵的輸出功率。通過(guò)調(diào)節(jié)柱塞泵后壓力，可有效降低柱塞泵的輸出功率，進(jìn)而減小燃油系統(tǒng)的功率損耗。

3.3 降低燃油沿程壓力損失

燃油計(jì)量和伺服控制過(guò)程中，會(huì)不可避免地造成燃油的沿程壓力損失，而該損失所引起的功率損耗，則為構(gòu)成燃油系統(tǒng)損耗功率的主要因素之一。

對(duì)于燃油計(jì)量系統(tǒng)，燃油的沿程壓力損失，包括計(jì)量活門(mén)的壓差、燃油經(jīng)過(guò)各活門(mén)造成的壓降、燃油管路和燃滑油散熱器造成的壓降等。對(duì)于伺服作動(dòng)系統(tǒng)，燃油的沿程壓力損失主要是燃油濾節(jié)流、燃油管路節(jié)流和作動(dòng)筒回油造成的壓降。特別是噴口和矢量噴管作動(dòng)系統(tǒng)位于發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，而伺服泵安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)前部的附件機(jī)匣上，從伺服泵后到伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)之間的管路較長(zhǎng)，導(dǎo)致管路節(jié)流較為嚴(yán)重。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，某型發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制系統(tǒng)在噴口作動(dòng)筒動(dòng)態(tài)控制過(guò)程中，由燃油管路壓力損失引起的功率損耗，約占噴口油源泵輸出功率的20%。

為降低燃油的沿程壓力損失，在燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)采取以下措施：

(1)限制管路中燃油的流速。管路的壓力損失與管路中燃油流速的平方成正比，所以在發(fā)動(dòng)機(jī)管路設(shè)計(jì)時(shí)必須限制燃油流速。常用管路的允許流速為：

①吸油管，允許流速v=0.6～1.2 m/s，最大流速vmax＜2.0 m/s；

②壓油管，管中壓力p＜2.5 MPa時(shí)v=2.0 m/s，2.5 MPa＜p＜14.0 MPa時(shí)v＞4.0 m/s，p＞14.0 MPa時(shí)v≤5.0 m/s，p＞21.0 MPa時(shí)v=5.0～6.0 m/s，vmax= 6.0 m/s；

③回油管，v≤1.5～2.5 m/s；

④短管及局部收縮處，v=5.0～7.0 m/s；

⑤安全閥或溢流閥閥口處，v=15.0 m/s。

(2)設(shè)計(jì)適當(dāng)?shù)挠?jì)量活門(mén)壓差。降低計(jì)量活門(mén)前后壓差，可降低燃油經(jīng)過(guò)計(jì)量活門(mén)的壓力損失，并提高計(jì)量精度。燃油計(jì)量活門(mén)壓差取值范圍一般為0.2～0.9 MPa。

(3)減少管路變徑和彎曲。管路中的變徑和彎曲環(huán)節(jié)會(huì)極大地增加局部損失，因此在管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)考慮適當(dāng)減少管路中的變徑和彎曲環(huán)節(jié)。

(4)減少管路長(zhǎng)度。管路長(zhǎng)度與管路沿程壓力損失成正比，因此應(yīng)盡量減少燃油系統(tǒng)中管路長(zhǎng)度。

(5)控制燃油附件壓降。燃油系統(tǒng)中除燃油泵和計(jì)量裝置外，還包含燃油分布器、油濾及燃滑油散熱器等。當(dāng)燃油流經(jīng)這些附件時(shí)，由于存在壓降，會(huì)不可避免地產(chǎn)生壓力損失，而這些損失最終會(huì)以熱的形式存在于燃油系統(tǒng)中。因此，在燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，要對(duì)各燃油附件的壓降提出明確的限制要求。

3.4 采用變截面燃油噴嘴

發(fā)動(dòng)機(jī)常用的燃油噴嘴為定截面噴嘴。根據(jù)流量公式，定截面噴嘴前后的壓降與通過(guò)噴嘴的燃油流量的平方成正比。為使通過(guò)燃油噴嘴進(jìn)入燃燒室的燃油充分霧化，必須保證低流量時(shí)噴嘴前有足夠的壓力。隨著流量的增加，噴嘴前后的壓降迅速增大，而燃油系統(tǒng)用于燃燒室供油的有效功率與之成正比，因此燃油系統(tǒng)的需求功率增加。相比定截面噴嘴，變截面燃油噴嘴的流通面積會(huì)隨流量的增加而變大。采用變截面燃油噴嘴既可在低流量工作狀態(tài)下確保燃油噴嘴前有足夠的燃油壓力，又可在大流量工作狀態(tài)下降低燃油噴嘴的壓降，大大降低了用于燃燒室供油的有效功率，從而減少了燃油系統(tǒng)的輸入功率。

3.5 小加力狀態(tài)下采用主燃油泵向加力系統(tǒng)供油

現(xiàn)代軍用大推力航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)中，通常采用齒輪泵作為主燃油泵向主燃油系統(tǒng)供油，采用高壓離心泵作為加力泵向加力系統(tǒng)供油，并采取措施在發(fā)動(dòng)機(jī)非加力工作狀態(tài)下關(guān)閉加力泵以降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。然而，在高空小加力狀態(tài)下，燃油泵的轉(zhuǎn)速較高，主燃油流量和加力燃油流量都較小，此時(shí)主燃油泵存在大量回油，加力泵在輸出流量較小時(shí)效率很低，導(dǎo)致燃油系統(tǒng)輸入功率遠(yuǎn)大于有效功率，大量損耗功率轉(zhuǎn)換成熱量進(jìn)入燃油系統(tǒng)，使燃油溫度迅速升高。如果此工作狀態(tài)下關(guān)閉加力泵，采用主燃油泵向加力系統(tǒng)供油，不但可減少燃油系統(tǒng)中用于驅(qū)動(dòng)加力泵的輸出功率，而且還增加了主燃油泵的有效供油量，減少了回油量，從而提高了主燃油泵的有效輸出功率。因此，高空小加力狀態(tài)下采用主燃油泵向加力系統(tǒng)供油，可顯著降低燃油系統(tǒng)的輸出功率。

3.6 降低燃油系統(tǒng)回油導(dǎo)致的功率損耗

燃油系統(tǒng)各成附件中，由于各控制活門(mén)動(dòng)作對(duì)伺服控制油的需求，各活門(mén)襯套間隙的泄漏，電液伺服閥、電磁閥的內(nèi)漏，以及大量節(jié)流嘴和層板的應(yīng)用等因素作用，部分高壓油進(jìn)入低壓系統(tǒng)，形成回油并造成功率損耗。特別是伺服作動(dòng)機(jī)構(gòu)動(dòng)作時(shí)，大量高壓油通過(guò)作動(dòng)筒返回低壓系統(tǒng)，功率損耗較為嚴(yán)重。為降低燃油系統(tǒng)回油造成的功率損耗，一方面可采取控制活門(mén)間隙、減小電液伺服閥內(nèi)漏等措施，控制回油量；另一方面可采取燃油系統(tǒng)回油至燃油增壓泵出口的設(shè)計(jì)方案，通過(guò)減少燃油增壓泵的輸出流量來(lái)降低泵的輸入功率，通過(guò)降低回油壓降來(lái)降低回油的功率損耗，從而大大降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。

4 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣的輸出功率，要大于燃燒室供油及伺服系統(tǒng)作動(dòng)的實(shí)際需求功率，其差值即為發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的損耗功率。且該損耗功率由三部分組成，一是燃油泵效率引起的功率損耗，二是燃油計(jì)量和伺服控制過(guò)程中燃油沿程壓力損失引起的功率損耗，三是泵自身回油及燃油系統(tǒng)回油引起的功率損耗。

燃油系統(tǒng)功率管理的目的，是在保證控制性能的前提下，盡量降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。通過(guò)合理選擇燃油泵類型、調(diào)節(jié)伺服泵后壓力、降低沿程壓力損失、采用變截面燃油噴嘴、燃油系統(tǒng)回油至燃油增壓泵出口等多種措施，可有效降低燃油系統(tǒng)的輸入功率。

[1]張東輝.高溫燃油對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的影響分析[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2013，39(1)：12—16.

[2]付偉，李明，陶志平.世界航空燃料規(guī)格及進(jìn)展.中國(guó)石化出版社，2011：12—34.

[3]羅伊蘭頓.飛機(jī)燃油系統(tǒng)[M].顏萬(wàn)億，譯.上海：上海交通大學(xué)出版社，2010：9—84.

[4]高峰，袁修干.高性能戰(zhàn)斗機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2009，35(11)：1353—1355.

[5]徐志英，莊達(dá)民.飛機(jī)燃油系統(tǒng)熱管理研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2007，22(11)：1833—1836.

Power Management for Aero-Engine Fuel System

ZHANG Dong-hui
(AVIC Aviation Motor Control System Institute，Wuxi 214063，China)

The power consumption increase of aero-engine fuel system affects thrust and fuel consumption of the engine considerably,simultaneously it likely results in the raise of fuel temperature and degradation of engine performance and reliability.The adoption of power management technique will reduce input pow?er of fuel system efficiently,decrease quantity of heat generation,and enhance engine performance accord?ingly.The principal factors which affect the input power of fuel system were confirmed through mechanism analysis of fuel system power consumption,and then several feasible fuel system power management tech?niques were presented.Investigation illustrates that it will decrease the fuel system input power effectively via fuel system power management under the precondition of guaranteed control performance.

aero-engine；power management；fuel system；fuel pump；efficiency

V231.3

：

：1672-2620(2014)06-0057-04

2013-11-12；

：2014-06-21

張東輝(1973-)，男，安徽來(lái)安人，高級(jí)工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作。