王兆銘，黃 毅，李詩軍，欒 東

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.空軍油料研究所，北京100076）

0 引言

高原機場具有海拔高、氣壓低、空氣密度小、缺氧等氣候特點。發(fā)動機高原起動性能決定其能否配裝飛機在高原條件下使用。通常發(fā)動機高原起動試驗在高空臺條件下進行，但因高空臺的高原模擬環(huán)境與實際高原氣候條件有一定差異，難以摸清發(fā)動機高原起動控制規(guī)律和起動調(diào)整方法[1-9]。

本文以某型航空發(fā)動機高原起動供油規(guī)律研究為技術(shù)途徑，采用對自動起動器放氣嘴直徑、起動標記、起動補油的參數(shù)優(yōu)化調(diào)整的方法，并使用3號航空噴氣燃料，通過某型發(fā)動機在高原條件下的起動考核驗證試驗，充分掌握發(fā)動機在高原機場的起動性能，為以后配裝飛機在高原機場的順利使用做好充分準備。

1 起動工作過程及起動供油調(diào)節(jié)

起動過程為按下起動按鈕后至發(fā)動機到達“慢車”狀態(tài)的整個過程，是電氣系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、發(fā)動機其他系統(tǒng)聯(lián)合工作的1個復(fù)雜工作過程[8-10]。其中，電氣系統(tǒng)工作按時間和轉(zhuǎn)速2種程序進行控制。起動時，將發(fā)動機操縱桿放到“慢車”位置，以按下起動按鈕瞬間作為零點，電起動機按時間程序分級起動，直到起動脫開轉(zhuǎn)速或起動周期結(jié)束時切斷。同時，按時間和轉(zhuǎn)速時序先后控制排油活門、點火、起動燃油電磁開關(guān)、起動補油電磁閥接通工作。

發(fā)動機起動過程的供油由2路組成。1路由主泵后經(jīng)油門開關(guān)和慢車活門，并經(jīng)過自動起動器放油控制后，進入主副油路和燃燒室；另1路在有補油調(diào)節(jié)時，由主泵后不經(jīng)過油門開關(guān)，經(jīng)補油活門、補油電磁閥直接進入副油路和燃燒室。

自動起動器是實現(xiàn)起動供油的控制裝置，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。其工作原理是靠噴嘴擋板調(diào)整放低壓油的油路的開度，通過調(diào)整放入壓油腔的燃油量來控制實際供油。在起動初期，壓氣機后P2壓力很小，作用于自動起動器噴嘴擋板左側(cè)的燃油壓力大于作用于擋板右側(cè)的彈簧力和空氣壓力，噴嘴擋板被打開，將油門開關(guān)和慢車活門后的部分燃油排入低壓腔；在起動后期，隨轉(zhuǎn)速升高，P2壓力增大，噴嘴擋板逐漸關(guān)死，經(jīng)過油門開關(guān)和慢車活門的慢車燃油流量完全進入發(fā)動機。

圖1 自動起動器結(jié)構(gòu)

2 高原起動主要影響因素及起動參數(shù)調(diào)整

高原機場的特點是海拔高、氣壓低，如從內(nèi)地平原機場到西藏高原機場，海拔高度從0km升高到4km左右，大氣壓力從100kPa降低到60kPa左右。加之空氣密度低、氧氣質(zhì)量分數(shù)小、機場四周山多、風沙大等特殊氣候環(huán)境，使進入發(fā)動機的空氣流量減少。因此，發(fā)動機在高原使用時，由于大氣環(huán)境條件變化較大，起動難度增大。起動機功率[9]、點火裝置及供油附件性能也是影響發(fā)動機高原條件下起動的因素。

某型發(fā)動機起動供油的調(diào)節(jié)主要通過主燃油泵上的自動起動器控制元件實現(xiàn)[11-14]。主要起動調(diào)整參數(shù)包括噴嘴擋板直徑、自動起動器彈簧剛度、P2節(jié)氣嘴直徑、起動放氣嘴直徑、起動標記圈數(shù)、慢車活門調(diào)整釘圈數(shù)和補油活門調(diào)整釘圈數(shù)。前3項為影響起動的結(jié)構(gòu)參數(shù)，在發(fā)動機外場基本不可調(diào)整；后4項參數(shù)為發(fā)動機正常起動過程中的主要調(diào)整參數(shù)，調(diào)整這4個參數(shù)可以改變發(fā)動機在同一轉(zhuǎn)速下（P2壓力）下噴嘴擋板的受力，通過調(diào)整噴嘴擋板的平衡位置來調(diào)節(jié)發(fā)動機起動供油規(guī)律。在高原條件下，由于空氣密度減小，發(fā)動機相應(yīng)狀態(tài)下的空氣流量減少，若應(yīng)用在平原地區(qū)調(diào)定的起動參數(shù)，會出現(xiàn)起動富油，因此發(fā)動機在高原使用必須對起動參數(shù)進行調(diào)整，以確保發(fā)動機正常起動。隨著高度增加，在慢車供油量下發(fā)動機慢車狀態(tài)高、低壓轉(zhuǎn)速相應(yīng)增加，高原起動時間相對延長。文獻[15-17]都研究了類似結(jié)構(gòu)的發(fā)動機起動供油規(guī)律，其中文獻[15]和[16]從仿真角度研究了每個調(diào)整量對起動供油規(guī)律的影響，文獻[17]研究了2800m高原起動供油規(guī)律。本文針對在平原和高原的發(fā)動機起動情況，根據(jù)實際的試車情況總結(jié)出起動失速邊界和貧油邊界，得到不同高度下的起動供油規(guī)律調(diào)整方法。

3 高原起動參數(shù)摸底試驗

在發(fā)動機高原起動試驗前，首先在平原機場（相當于海平面）進行摸底試驗，在不同起動參數(shù)組合下，借鑒以往發(fā)動機在高空臺模擬高原起動的經(jīng)驗，調(diào)整起動參數(shù)時盡量不考慮補油，只對起標和起動氣嘴進行組合調(diào)整。在高原條件下起動參數(shù)的使用原則為：

（1）發(fā)動機在高原起動時基本不用調(diào)整起動補油活門，以起動標記和起動放氣嘴為主要調(diào)整對象，二者匹配調(diào)整，得到合適的起動供油關(guān)系，以滿足發(fā)動機起動前段不冷懸掛（調(diào)整起標），起動后段不熱懸掛（調(diào)整放氣嘴）的要求。

（2）應(yīng)根據(jù)高度不同調(diào)整發(fā)動機高原起動參數(shù)。也可適當使用起動補油活門減少起動補油量，避免因過多調(diào)整起動標記、圈數(shù)和起動放氣嘴直徑而影響發(fā)動機空中起動。

（3）發(fā)動機高原起動應(yīng)優(yōu)先保證發(fā)動機起動可靠，起動時間比在平原狀態(tài)下可以適當增加10～30s。

發(fā)動機在地面起動時的調(diào)整結(jié)果如圖2所示。曲線1是起動參數(shù)調(diào)整前的試驗結(jié)果，其起標、補油氣嘴直徑使用平原機場的使用參數(shù)，曲線2～6是模擬高原起動參數(shù)的試驗結(jié)果，進行了4次不同起標、補油氣嘴直徑下試驗，其起標選擇2.75~3.25圈、補油0圈、氣嘴直徑為2.3~2.5mm，可見在地面起動n2為40%時副油路壓力基本接近慢車下的；固定起動氣嘴，發(fā)動機起動標記由3.25圈調(diào)整到2.75圈，在起動前中期，在同樣的n2轉(zhuǎn)速下（20%～35%時），發(fā)動機供油量增加了30%；固定起動標記和補油，起動氣嘴由2.3mm調(diào)整到2.5mm，在起動中后期，在同樣的n2轉(zhuǎn)速下，發(fā)動機供油量減少25%左右。從4次模擬試驗結(jié)果可知，發(fā)動機在地面模擬高原起動的起動裕度較大。通過模擬試驗配合高空臺模擬高原起動的經(jīng)驗，在高原起動時首先把起動標記多退1圈，根據(jù)高原高度適當選擇補油圈數(shù)和氣嘴直徑，本次初步確定高原起動的調(diào)整參數(shù)為起動標記3.75圈、補油0圈、氣嘴2.3mm。

圖2 在地面起動不同起動參數(shù)條件下n2和pfu的關(guān)系

4 發(fā)動機高原起動試驗

高原試驗在海拔高達4200m左右的高原機場進行,當?shù)卮髿鈮毫?0kPa，大氣溫度為15℃，是日前中國海拔最高的機場。如果通過了高原起動的考驗，基本在全國范圍內(nèi)的高原機場都可以順利起動，不受地域限制。

發(fā)動機第1次起動是以地面起動摸底試驗結(jié)果為基礎(chǔ)，初步調(diào)整參數(shù)為起動標記3.75圈，補油0圈，起動氣嘴直徑2.3mm。發(fā)動機在n2=44%以后溫度持續(xù)上升，轉(zhuǎn)速略有下降，發(fā)動機熱懸掛，起動失敗。初步分析可能是高原狀態(tài)起動電源車功率損失較大、帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速較低，加上高原慢車轉(zhuǎn)速較高（n1=51%,n2=71%），起動機脫開后發(fā)動機不能靠自身的功率起動到高原慢車，應(yīng)采取增加起動前期的供油量配合起動機帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速。把起動標記調(diào)整為3.5、4圈，進行第2次起動。此次起動過程中出現(xiàn)了同樣的問題，發(fā)動機在n2=42%時轉(zhuǎn)速略有下降，由于溫度上升發(fā)動機起動失敗。對數(shù)據(jù)進行分析發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機在n2=42%~44%屬于發(fā)動機富油失速，此階段應(yīng)是起動的后期，因此在起動后期發(fā)動機應(yīng)當減少供油量。將發(fā)動機起標由3.5圈調(diào)到4圈，起動氣嘴直徑由2.3mm調(diào)整為2.5mm，發(fā)動機起動成功，起動時間為68s，起動溫度突升為456℃。從而找出了發(fā)動機富油邊界和貧油邊界。在認為能可靠起動的起動參數(shù)下，連續(xù)3次進行起動，起動成功率為100%，發(fā)動機起動供油失速邊界和貧油邊界如圖3所示。

圖3 發(fā)動機起動供油失速邊界和貧油邊界

從高原起動看，發(fā)動機起動氣嘴直徑為2.3mm時，無論起標記為3.5圈還是4圈，發(fā)動機均失速（p2、pfu下降，n1調(diào)轉(zhuǎn)，溫度上升較快）。在起動氣嘴直徑為2.5mm時，起動標記在3.5～4.0圈的調(diào)整范圍內(nèi)起動良好，起動氣嘴噴嘴擋板在n2=58%的轉(zhuǎn)速完全關(guān)死。起動標記為3.75圈起動氣嘴直徑為2.6mm時發(fā)動機能正常起動。最終認為發(fā)動機可靠起動的參數(shù)為3.75圈，補油0圈，起動氣嘴為2.5mm的方案，利用該參數(shù)進行4次冷熱不同的起動，起動成功率達到100%。

5 結(jié)論

通過進行充分的地面和高原起動試驗，得到了某型航空發(fā)動機高原起動邊界。根據(jù)實際試驗結(jié)果，得到如下結(jié)論：

在海拔3500m以上的高原起動，無需進行地面起動補油，可以出場地面調(diào)整的貧油邊界為基準，外調(diào)1圈起動調(diào)整釘和放大0.2mm起動氣嘴。在海拔2000m以下的地區(qū)，無需調(diào)整起動調(diào)整釘和氣嘴參數(shù)，僅適當減少補油量即可。本文介紹的調(diào)整方法適用于類似結(jié)構(gòu)的渦輪風扇和渦輪噴氣發(fā)動機高原起動供油規(guī)律調(diào)整，但是由于不同類型發(fā)動機起動特性存在差異，因此還需進一步研究二者的差異，更好地為發(fā)動機高原起動服務(wù)。

[1]樊思齊.航空發(fā)動機設(shè)計手冊：第5冊[M].北京：國防工業(yè)出版社，2001：79-83.FAN Siqi.Aircraft engine design manual：Volume 5 [M].Beijing：National Defense Industry Press，2001：79-83.(in Chinese)

[2]樊思齊.航空發(fā)動機控制[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2008：125-131.FAN Siqi.The engine control[M].Xi’an:Northwestern Polytechnical University Press，2008：125-131.(in Chinese)

[3]孫建國.現(xiàn)代航空動力裝置控制[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001：102-105.SUN Jianguo.Modern aircraft power plant control[M].Beijing：Aviation Industry Press，2001：102-105.(in Chinese)

[4]尤·斯·別利肯著.飛機動力裝置自動控制綜合系統(tǒng)[J].汪海源，譯.北京：航空工業(yè)出版社，1992：237-244.Belicon Y.S.Automatic control system of aircraft power plant[J].WANG Haiyuan，translated.Beijing：Aviation Industry Press，1992：237-244.(in Chinese)

[5]文裕武，溫清澄.現(xiàn)代直升機應(yīng)用及發(fā)展[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000：71-74.WEN Yuwu，WEN Qingcheng.Application and development of modern helicopter[M].Beijing：Aviation Industry Press，2000：71-74.(in Chinese)

[6]張呈林，郭根才.直升機總體設(shè)計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2006：57-59.ZHANG Chenglin，GUO Gencai.The overall design of helicopter [M].Beijing：National Defense Industry Press，2006：57-59.(in Chinese)

[7]王適存.直升機空氣動力學(xué)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,1965：120-124.WANG Shicun.Helicopter aerodynamics[M].Xi’an:Northwestern Polytechnical University Press,1965：120-124.(in Chinese)

[8]唐永哲.直升機控制系統(tǒng)設(shè)計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2000：98-103.TANG Yongzhe.The design of helicopter flight control system[M].Beijing：National Defense Industry Press，2000：98-103.(in Chinese)

[9]張紹基.渦扇發(fā)動機空中風車起動特性分析[J].航空發(fā)動機，2004，31（4）：1-3.ZHANG Shaoji,Analysis of wind milling start characteristics for a typical turbofan engine[J].Aeroengine,2004,30(4):1-3.(in Chinese)

[10]О.С.Гуревич 著.航空燃氣渦輪發(fā)動機的控制[R].邢家瑞譯.沈陽：沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，2003：40-44.О.С.Гуревич.Control of aircraft gas turbine engine[R].Xing Jiarui translated.Shenyang：AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，2003：40-44.(in Chinese)

[11]胡壽松.自動控制原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，1995：131-134.HU Shousong.The principle of automatic control[M].Beijing：National Defense Industry Press，1995：131-134.(in Chinese)

[12]WANG Jiankang，ZHANG Haibo，SUN Jianguo，et al.Application of hybrid aeroengine model for integrated flight propulsion optimal control[J].Transactions of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2012，29（1）：16-24.

[13]SU Weisheng，ZHAO Yongping，SUN Jianguo.Novel weighted least squares support vector regression for thrust estimation on performance deterioration of aeroengine[J].Transactions of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2012，29（1）：25-31.

[14]孫正雪.航空發(fā)動機壓比控制系統(tǒng)設(shè)計及仿真研究[J].科技資訊，2012（1）：119-124.SUN Zhengxue.Control system design and simulation of aeroengine pressure ratio[J].Science&Technology Information，2012（1）：119-124.(in Chinese)

[15]祁新杰，郭迎清，李光耀.某型渦扇發(fā)動機起動控制器仿真分析[J].機床與液壓，2010，38（3）：97-100.QI Xinjie，GUO Yingqing，LI Guangyao.Simulation and analysis for startup controller of a turbofan engine[J].Machine Tool&Hydraulics，2010，38（3）：97-100.(in Chinese)

[16]樊丁,張亦程,戚學(xué)鋒.某型航空發(fā)動機起動調(diào)節(jié)器建摸及起動特性研究[J].航空發(fā)動機，2005，31（1）：31-34.FAN Ding,ZHANG Yicheng,QI Xuefeng.Modeling of an aeroengine jump-start regulator and study of the startup characteristics[J].Aeroengine,2005,31(1):31-34.(in Chinese)

[17]喬洪信，夏愛國，楊立.某型航空發(fā)動機高原使用起動供油量調(diào)整研究[J].航空動力學(xué)報，2003，18（4）：534-537.QIAO Hongxin，XIA Aiguo，YANG Li.Study of adjusting aeroengine starting fuel supply in the plateau area[J].Journal of Aerospace Power，2003，18（4）：534-537.(in Chinese)