一種基于試車數(shù)據(jù)的發(fā)動機(jī)起動特性分析方法

王德慶 宋瑞民 陶堯等

摘 要：基于發(fā)動機(jī)試車數(shù)據(jù)給出了某型發(fā)動機(jī)起動時剩余功率曲線，通過不同功率起動機(jī)帶轉(zhuǎn)專項(xiàng)試驗(yàn)，驗(yàn)證了給出的剩余功率曲線的正確性。針對某型發(fā)動機(jī)降低起動機(jī)功率的可行性進(jìn)行了分析，預(yù)測了配裝不同功率、不同特性起動機(jī)時發(fā)動機(jī)的起動特性，具有一定的工程應(yīng)用價值。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī);起動特性;試車

1 前言

航空發(fā)動機(jī)起動機(jī)的選擇主要受到起動時間和帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速限制。在極端的天氣條件下，可能遇到冷熱懸掛問題，因此起動機(jī)需具有足夠大的功率，以防止發(fā)動機(jī)起動失敗。但起動機(jī)功率過大，必然會帶來重量增加，不滿足飛機(jī)和發(fā)動機(jī)重量盡可能輕的要求，因此選擇合適功率的起動機(jī)，尤為重要。本文基于發(fā)動機(jī)試車數(shù)據(jù)，克服了起動過程中整個系統(tǒng)（包含傳動附件）的轉(zhuǎn)動慣量測量難度大、理論建模難度大、精度低的問題，采用了發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子動力學(xué)特性，對某型發(fā)動機(jī)起動特性進(jìn)行了[1-5]，得到了該發(fā)動機(jī)起動時的剩余功率曲線，通過專項(xiàng)帶轉(zhuǎn)試驗(yàn)驗(yàn)證了給出的剩余功率曲線的正確性。預(yù)測了配裝不同功率、不同起動特性起動機(jī)時發(fā)動機(jī)的起動特性，具有一定的工程應(yīng)用價值。

2 發(fā)動機(jī)起動模型

基于某型發(fā)動機(jī)試車數(shù)據(jù)，在發(fā)動機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，燃油不參與燃燒，渦輪扭矩可視為零，其動力學(xué)方程為：

當(dāng)發(fā)動機(jī)冷運(yùn)轉(zhuǎn)達(dá)到其最高轉(zhuǎn)速時，則滿足下式：

在轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動過程中，壓氣機(jī)的功率可近似的認(rèn)為與轉(zhuǎn)速的3次方成正比，即扭矩與轉(zhuǎn)速的平方成正比[3]，表示為：

發(fā)動機(jī)停車過程和起動過程中，相同轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速下，假設(shè)發(fā)動機(jī)負(fù)載保持不變。在發(fā)動機(jī)停車過程中，僅由發(fā)動機(jī)負(fù)載產(chǎn)生的轉(zhuǎn)子加速度使發(fā)動機(jī)停車。此時滿足下式：

根據(jù)試車數(shù)據(jù)可對發(fā)動機(jī)負(fù)載進(jìn)行擬合，可得到由轉(zhuǎn)動慣量表示的發(fā)動機(jī)負(fù)載。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果起動機(jī)的扭矩特性如下：

將式（4）、（5）代入式（2）中，基于實(shí)際試車數(shù)據(jù)，可得該型發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)動過程中的系統(tǒng)綜合轉(zhuǎn)動慣量。結(jié)合轉(zhuǎn)子動力學(xué)理論[6]，計算得到了在海拔高度1km、大氣87kPa 、大氣溫度13℃下，起動機(jī)斷開前發(fā)動機(jī)起動剩余扭矩曲線，如下圖1：

3 某型發(fā)動機(jī)起動試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 發(fā)動機(jī)剩余功率正確性驗(yàn)證

某型發(fā)動機(jī)分別采用功率相差10kW的起動機(jī)A與起動機(jī)B進(jìn)行起動試驗(yàn)，試車數(shù)據(jù)如下表1。

由圖2可知，模型計算得到的起動機(jī)A和起動機(jī)B的帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速分別為27.8%、25.2%，配裝起動機(jī)進(jìn)行專項(xiàng)帶轉(zhuǎn)試驗(yàn)帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速（見表1）分別為28.3%、25.6%，理論計算和專項(xiàng)試驗(yàn)的帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速基本一致。因此，通過試車數(shù)據(jù)求得的起動時發(fā)動機(jī)系統(tǒng)轉(zhuǎn)動慣量及剩余扭矩曲線是準(zhǔn)確的，驗(yàn)證了所建模型的正確性。

3.2 某型發(fā)動機(jī)降低起動機(jī)功率的可行性分析

某型發(fā)動機(jī)要求起動時不超過50s內(nèi)高壓換算轉(zhuǎn)速達(dá)到50%、冷運(yùn)轉(zhuǎn)時帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速不小于21%。應(yīng)用圖1計算的發(fā)動機(jī)剩余扭矩曲線，對55kW～83kW功率的起動機(jī)進(jìn)行起動時間和帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速計算。發(fā)動機(jī)配裝不同功率起動機(jī)的起動特性表2及圖3。

選用功率不小于66kW的起動機(jī)，在50s左右發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速均可達(dá)到50%、帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速大于21%;若選用55kW～66kW燃?xì)鉁u輪起動機(jī)，帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速較低、起動時間較長，考慮冷熱天等極端天氣影響下，不滿足該型發(fā)動機(jī)起動機(jī)要求，因此該型發(fā)動機(jī)起動機(jī)功率選擇不應(yīng)低于66kW。

4 小結(jié)

基于發(fā)動機(jī)試車數(shù)據(jù)給出了某型發(fā)動機(jī)起動時剩余功率曲線，通過兩種不同功率起動機(jī)帶轉(zhuǎn)專項(xiàng)試驗(yàn)，驗(yàn)證了給出的剩余功率曲線的正確性。針對某型發(fā)動機(jī)降低起動機(jī)功率的可行性進(jìn)行了分析，預(yù)測了配裝不同功率、不同特性起動機(jī)時發(fā)動機(jī)的起動特性，對該型發(fā)動機(jī)起動機(jī)的選擇提供了參考依據(jù)，該方法可應(yīng)用于其他發(fā)動機(jī)的起動特性分析，具有一定的工程應(yīng)用價值。

參考文獻(xiàn)：

[1]廖明夫.航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子動力學(xué)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2015.

[2]劉建勛，王劍影，李應(yīng)紅等.某型發(fā)動機(jī)起動模型的支持向量機(jī)辨識及應(yīng)用[J].推進(jìn)技術(shù)，2004，25（05）：401-404.

[3]駱廣琦，桑增產(chǎn)，王如根等.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)數(shù)值仿真[M].北京：國防工業(yè)出版社，2006.

[4]楊帆，樊丁等.基于試車數(shù)據(jù)的航空發(fā)動機(jī)起動過程建模[J].空軍工程大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版），2013（14）.

[5]江勇，周宗才，桑增產(chǎn)等.發(fā)動機(jī)高原地面啟動實(shí)驗(yàn)初步研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2003，24（06）：547-549.

[6]哈工大理論力學(xué)教研室.理論力學(xué)[M].北京：高等教育出版社，2016.

作者簡介：王德慶（1993-），男，山東淄博人，碩士，助理工程師，研究方向：航空發(fā)動機(jī)總體性能設(shè)計。