燃?xì)鉁u輪起動機(jī)高空臺高空起動試驗(yàn)研究

鐘華貴，劉洪凱，孫瑞禮

燃?xì)鉁u輪起動機(jī)高空臺高空起動試驗(yàn)研究

鐘華貴，劉洪凱，孫瑞禮

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川江油621703)

介紹了某型燃?xì)鉁u輪起動機(jī)在高空臺進(jìn)行高空起動試驗(yàn)的安裝方式、試驗(yàn)條件和試驗(yàn)方法，并對高空起動試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了詳細(xì)分析。研究表明，通過增加起動加速供油量與起動電機(jī)功率，可有效擴(kuò)展燃?xì)鉁u輪起動機(jī)的高空起動包線，且起動機(jī)的冷機(jī)時間對其起動特性有著顯著影響。同時，在此類起動機(jī)高空臺試驗(yàn)中，應(yīng)對滑油管道提供相應(yīng)的保溫措施，以保證起動機(jī)在低溫環(huán)境下的冷機(jī)過程中，滑油溫度不至于過低而影響起動。

燃?xì)鉁u輪起動機(jī)；高空模擬試車臺；空中起動；輔助空中起動；供油規(guī)律；起動包線

1 引言

可靠的空中起動是現(xiàn)代軍用噴氣發(fā)動機(jī)安全工作的關(guān)鍵。尤其是對于單發(fā)作戰(zhàn)飛機(jī)，一旦飛機(jī)在空中停車，如不能可靠地完成空中起動，就可能機(jī)毀人亡[1]。由于起動機(jī)可為發(fā)動機(jī)提供額外功率，加快發(fā)動機(jī)起動速度，提高空中起動能力，因此，為擴(kuò)展發(fā)動機(jī)空中起動包線范圍，許多發(fā)動機(jī)都采用起動機(jī)輔助空中起動的方式[2]，并規(guī)定其包線范圍，如圖1所示[3]。

某型發(fā)動機(jī)本不具備起動機(jī)輔助空中起動功能，但為解決其空中起動的可靠性問題，提出了起動機(jī)輔助空中起動方案。起動機(jī)輔助空中起動主要有兩個問題需要解決，一是發(fā)動機(jī)風(fēng)車狀態(tài)下起動機(jī)輸出軸與發(fā)動機(jī)的平滑嚙合，二是燃?xì)鉁u輪起動機(jī)的高空起動特性。

圖1 發(fā)動機(jī)典型包線Fig.1 Typical operational envelope for an engine

由于為該型發(fā)動機(jī)匹配的燃?xì)鉁u輪起動機(jī)，是為發(fā)動機(jī)地面起動而設(shè)計的，其起動高度僅能達(dá)到高原起動高度，對于空中起動而言顯然不夠。因此，必須拓寬起動機(jī)的起動邊界，特別是起動高度，從而擴(kuò)展輔助空中起動包線范圍。

拓寬燃?xì)鉁u輪起動機(jī)起動邊界的主要方法，有提高起動電機(jī)脫開轉(zhuǎn)速、延長起動電機(jī)脫開時間、增大起動電機(jī)功率、增大點(diǎn)火能量、改變供油規(guī)律等。這些手段的實(shí)施效果，最終都必須在飛行試驗(yàn)臺或高空模擬試車臺(以下簡稱高空臺)上驗(yàn)證。由于飛行試驗(yàn)費(fèi)用高，且起動試驗(yàn)往往調(diào)整量較大，在飛行臺上專門摸索起動邊界顯然不經(jīng)濟(jì)。另外，飛行臺難以達(dá)到極限天氣的進(jìn)氣溫度，而進(jìn)氣溫度對起動的影響較為顯著，因此起動邊界摸索時往往需模擬極限進(jìn)氣溫度條件，這在高空臺上較易實(shí)現(xiàn)。

本文敘述了燃?xì)鉁u輪起動機(jī)在高空臺進(jìn)行起動試驗(yàn)的方法和結(jié)果，包括起動機(jī)在高空臺的安裝方式、試驗(yàn)方法，及供油規(guī)律、電機(jī)功率、冷機(jī)時間對起動特性的影響。

2 起動機(jī)及其安裝方式

燃?xì)鉁u輪起動機(jī)是一種帶自由渦輪的小型渦軸發(fā)動機(jī)，主要用于發(fā)動機(jī)的地面起動、冷運(yùn)轉(zhuǎn)、啟封和油封。起動機(jī)在結(jié)構(gòu)上為燃?xì)獍l(fā)生器和動力輸出兩個單元體。起動工作方式為：通過環(huán)形徑向進(jìn)氣裝置進(jìn)入壓氣機(jī)的空氣經(jīng)壓縮后進(jìn)入燃燒室，在燃燒室內(nèi)與甩油盤噴射的燃油混合，形成的燃油空氣混合氣借助點(diǎn)火電嘴火花點(diǎn)燃(點(diǎn)火系統(tǒng)中設(shè)有補(bǔ)氧裝置)，產(chǎn)生的高溫燃?xì)膺M(jìn)入燃?xì)鉁u輪和自由渦輪；燃?xì)鉁u輪將部分燃?xì)饽芰哭D(zhuǎn)化成帶動壓氣機(jī)和附件旋轉(zhuǎn)的機(jī)械能，自由渦輪產(chǎn)生的扭矩，經(jīng)減速器和輸出軸傳送到飛機(jī)外置附件機(jī)匣傳動機(jī)構(gòu)，帶動發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)。

燃?xì)鉁u輪起動機(jī)在高空艙內(nèi)的安裝情況如圖2所示。起動機(jī)通過卡箍安裝在與電渦流測功機(jī)相連的安裝座上，其輸出軸與測功機(jī)軸的同軸度優(yōu)于0.05 mm。由于起動機(jī)的排氣是通過排氣收集管排到高空艙出氣管道，因而起動機(jī)的進(jìn)排氣口幾乎在相同的高空環(huán)境中，確保了起動過程中進(jìn)排氣壓差在1.5 kPa內(nèi)。試驗(yàn)時艙內(nèi)最低溫度達(dá)-50℃，低于測功機(jī)的正常工作溫度，因此在測功機(jī)外面加裝了一層保溫罩。另外，為減小環(huán)境氣流溫度對燃油和滑油的影響，對艙內(nèi)與起動機(jī)相連的燃油管和滑油管也實(shí)施了保溫措施。

圖2 高空艙內(nèi)起動機(jī)安裝示意圖Fig.2 The starter in an altitude simulated cell

3 試驗(yàn)測試方法

在高空艙水平中心平面上均布6支PT100熱電阻測量艙內(nèi)氣流溫度。由于艙內(nèi)氣流速度不到2 m/s，因此在艙壁均布6個測壓孔，通過DSA3017電子掃描閥測量氣流總壓。燃油流量用CLG-4渦輪流量計測量，排氣溫度用機(jī)載K型溫度傳感器測量，壓氣機(jī)出口壓力由DSA3017電子掃描閥測量，轉(zhuǎn)速和渦輪流量計的轉(zhuǎn)動頻率引入VXI系統(tǒng)采用測周期的方法測量。

起動機(jī)的進(jìn)氣壓力由模擬高度計算得到；進(jìn)氣溫度除了標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度外，還包括相應(yīng)高度下時間風(fēng)險率為5%的低氣溫和高氣溫。高空起動試驗(yàn)主要進(jìn)氣參數(shù)如表1所示。

表1 高空起動試驗(yàn)進(jìn)氣參數(shù)Table 1 Air pressure and temperature for air start test

每次起動前，首先調(diào)節(jié)高空艙內(nèi)氣流的溫度和壓力，使之符合起動機(jī)進(jìn)氣要求。為確保起動過程中氣流壓力穩(wěn)定，高空艙氣流流量控制在起動機(jī)所需流量的2～3倍。由于缺乏空中起動條件下的起動機(jī)負(fù)載特性，起動機(jī)起動過程的加載按地面試驗(yàn)進(jìn)行(即輸出軸轉(zhuǎn)速的時間歷程滿足圖3的要求)，通過測功機(jī)自動調(diào)節(jié)負(fù)載大小來實(shí)現(xiàn)。還配置了一套以PLC控制器為平臺的起動機(jī)自動控制系統(tǒng)，起動機(jī)的脫開保護(hù)時間、點(diǎn)火時間、滑油壓力保護(hù)及補(bǔ)氧時間，均可根據(jù)需要進(jìn)行調(diào)整。

圖3 輸出軸轉(zhuǎn)速變化要求Fig.3 The requirements for output speed curves

起動機(jī)高空起動考核時，若起動成功，控制兩次起動時間間隔不小于10 min，且進(jìn)出口溫差不大于20℃。連續(xù)三次起動成功才認(rèn)為起動機(jī)在該狀態(tài)下起動成功。

4 供油規(guī)律對起動的影響

供油規(guī)律是影響起動的最主要因素。起動機(jī)起動過程中的供油量，由起動加速控制器(圖4[4])控制調(diào)節(jié)。起動機(jī)高空模擬試驗(yàn)過程中，對加速控制器的調(diào)整螺釘進(jìn)行了一次調(diào)整：Ⅰ號、Ⅱ號調(diào)整螺釘分別向順時針和逆時針各旋轉(zhuǎn)一個角度。因Ⅰ號調(diào)整螺釘順時針方向旋轉(zhuǎn)時將推動加速活門向左移動，增大了加速活門的起始開度，達(dá)到了增大起動燃油流量的目的。

圖4 起動加速控制器Fig.4 Diagram of controller for start and acceleration

起動加速供油規(guī)律調(diào)整前后，假起動轉(zhuǎn)速與燃油流量的時間歷程如圖5所示。可見，調(diào)整前后燃?xì)鉁u輪的轉(zhuǎn)速幾乎相同，但調(diào)整后燃油流量明顯增大15%左右。另外，在供油的起始階段，測量的燃油流量有一個峰值，但燃油調(diào)節(jié)器并未設(shè)置燃油激增活門。通過分析燃油調(diào)節(jié)器及其連接的燃油管發(fā)現(xiàn)，燃油調(diào)節(jié)器上有一個向發(fā)動機(jī)油箱放油的接頭(簡稱回油接頭)，且該接頭是調(diào)節(jié)器低壓油路的出口。試驗(yàn)過程中，回油接頭與起動機(jī)供油管之間連接一根長約3 m的回油管，低壓燃油通過回油管流到供油管，如圖6所示。由于回油管較長，在供油初期的短時間內(nèi)，燃油調(diào)節(jié)器排出的低壓燃油尚未回到供油管，流量計測量的燃油流量是燃油泵吸入的全部燃油流量，也是進(jìn)入燃燒室的流量與回油流量之和；直到低壓燃油全部回到供油管，測量的燃油流量與進(jìn)入燃燒室的燃油流量才相等。因此，初期測量的燃油流量遠(yuǎn)高于進(jìn)入燃燒室的燃油流量，從而造成測量的燃油流量存在一異常峰值。冷運(yùn)轉(zhuǎn)過程也存在同樣情況：雖然實(shí)際上不向燃燒室供油，但仍存在一個短暫的燃油流量峰值，且該峰值與假起動燃油流量峰值相當(dāng)(圖7)。因此，在本文的起動供油圖譜中，均存在一個異常燃油流量峰值。

在起動加速供油規(guī)律調(diào)整前，高度6.0 km/進(jìn)氣溫度-20℃和5.0 km/-30℃以下的起動失敗；調(diào)整后，6.0 km/-40℃以上能成功起動。由此可見，起動加速供油量的增加，能有效拓寬起動機(jī)起動邊界。

圖5 供油規(guī)律調(diào)整前后假起動數(shù)據(jù)對比Fig.5 Wet cranking parameter contrast before and after adjusting fuel feeding law

圖6 起動機(jī)燃油管路連接示意圖Fig.6 Diagram of starter fuel duct connection

圖7 典型冷運(yùn)轉(zhuǎn)圖譜Fig.7 Parametric variation for typical dry cranking

調(diào)整前后，地面起動與空中起動的供油量和排氣溫度與燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速的關(guān)系如圖8所示。可見，調(diào)整后起動加速供油量明顯增加，但渦輪排氣溫度變化并不明顯。可以預(yù)計，起動加速供油量還有增加的余地，從而更有效地擴(kuò)展起動包線。

圖8 地面起動和空中起動的供油與排氣溫度曲線Fig.8 Fuel flow rate and exhaust temperature variation of ground starting and air starting

從圖4中起動加速控制器的結(jié)構(gòu)可看出，起動加速控制器的初始位置一經(jīng)確定，加速活門的開度就取決于膜盒內(nèi)腔的壓力p3(與壓氣機(jī)出口壓力相同)。p3增大，膜盒膨脹推動杠桿向左移動，從而加大加速活門的開度，增大供油量。基于膜盒的彈性與杠桿特性，顯然加速活門的位移與p3成正比，即加速供油量與p3成線性關(guān)系。不同高度下，起動加速供油量與p3的關(guān)系如圖9所示(圖中的臺階是測量裝置頻響不匹配所致，下同）。高度越低，初始p3越高，加速活門初始開度越大，初始供油量越高(忽略前述燃油流量異常峰值的影響)，如圖10所示。

圖9 不同高度下供油量與p3的關(guān)系Fig.9 Fuel flow rate variation withp3at different simulating altitude

圖10不同高度下的起動加速供油規(guī)律Fig.10 Fuel flow rate variation with gas generator rotational speed at different simulating altitude

圖11 是相同高度、不同進(jìn)氣溫度下起動加速供油量與p3的關(guān)系，相同的線性關(guān)系同樣存在。雖然模擬高度相同，但由于溫度差別引起換算轉(zhuǎn)速差別，造成p3與轉(zhuǎn)速的關(guān)系不同，如圖12所示。可見，起動加速供油量與壓氣機(jī)出口p3成線性關(guān)系，與進(jìn)氣壓力和溫度無關(guān)。

圖11 不同溫度下供油量與p3的關(guān)系Fig.11 Fuel flow rate variation withp3at different temperature

圖12 不同溫度下p3與轉(zhuǎn)速的關(guān)系Fig.12p3variation with gas generator rotational speed at different temperature

5 起動電機(jī)功率的影響

在高空起動試驗(yàn)中，更換了一次起動電機(jī)，以增大起動電機(jī)功率。為便于對比，兩次冷運(yùn)轉(zhuǎn)的環(huán)境條件幾乎相同，且距前次起動均在24 h以上，起動機(jī)處于完全冷卻狀態(tài)。兩次冷運(yùn)轉(zhuǎn)時的環(huán)境溫度Tam與排氣溫度T9如表2所示，更換起動電機(jī)前后冷運(yùn)轉(zhuǎn)曲線對比如圖13所示。可見，冷運(yùn)轉(zhuǎn)過程中起動電壓幾乎完全相同，但更換電機(jī)后冷運(yùn)轉(zhuǎn)穩(wěn)定轉(zhuǎn)速高400 r/min左右，穩(wěn)定轉(zhuǎn)速下的電流低10 A左右，電機(jī)的帶轉(zhuǎn)能力有所提高。

更換電機(jī)前，6.0 km/-45℃與6.5 km/-25℃狀態(tài)起動失敗；更換電機(jī)后，6.0 km/-50℃與6.5 km/-35℃起動成功。雖然更換大功率起動電機(jī)后帶轉(zhuǎn)能力提高不如預(yù)計明顯，但仍有效地擴(kuò)展了起動邊界。

表2 兩次冷運(yùn)轉(zhuǎn)環(huán)境參數(shù)對比Table 2 Ambient parametric contrast between two dry crankings

圖13 更換電機(jī)前后冷運(yùn)轉(zhuǎn)對比Fig.13 Dry cranking parametric contrast before and after replacing electric starter

6 起動機(jī)冷機(jī)時間對起動的影響

在起動機(jī)高空起動調(diào)試過程中，相同起動機(jī)狀態(tài)下，5.5 km/-30℃條件下三次起動均成功，而5.5 km/-25℃條件下有兩次起動不成功。分析發(fā)現(xiàn)，在5.5 km/-25℃不成功起動前，起動機(jī)已進(jìn)行過5次起動。按起動規(guī)程，起動機(jī)要在-25℃左右環(huán)境溫度冷機(jī)30 min才開始進(jìn)行5.5 km/-25℃的起動。而在5.5 km/-30℃狀態(tài)起動的前一次起動成功，且間隔時間約5 min左右。可見，相近進(jìn)氣條件下，兩個狀態(tài)起動成功與否的主要差別，是起動機(jī)起動前在低溫下的冷機(jī)時間不同。高空艙內(nèi)的起動機(jī)處于流動的冷空氣環(huán)境中，因而起動機(jī)停車后，起動機(jī)機(jī)體的溫度下降較快，且冷機(jī)時間越長溫度越低。起動機(jī)溫度降低，一方面使得轉(zhuǎn)子軸承及其粘附的滑油溫度降低，粘度增大，增加了轉(zhuǎn)子的阻力矩，轉(zhuǎn)子開始旋轉(zhuǎn)和起動電機(jī)脫開的時間等均有不同程度增加，起動變難[5～7]；另一方面，由于換熱的影響，供給燃燒室的燃油的溫度也降低，燃油霧化變差，不利于點(diǎn)火和燃燒[5，7，8]。這兩方面原因使機(jī)體溫度的降低對起動有較大影響，且負(fù)溫條件下尤為顯著。為使起動機(jī)的起動狀態(tài)具有一致性，在起動機(jī)高空起動考核試驗(yàn)中，規(guī)定兩次起動時間間隔不小于10 min，且進(jìn)出口溫差不大于20℃。實(shí)際試驗(yàn)過程中，10 min足以將起動機(jī)進(jìn)出口溫差降到20℃以下。

基于上述原因，由于無法獲知空中飛行過程中起動機(jī)機(jī)體所處的熱平衡狀態(tài)，高空臺試驗(yàn)也無法完全模擬該狀態(tài)，因此，高空臺試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)的起動邊界會有一定差別。

7 低溫對滑油壓力的影響

高空起動試驗(yàn)中，起動機(jī)的滑油箱置于艙外，滑油箱與起動機(jī)滑油泵進(jìn)口之間用管道連接。在低溫起動試驗(yàn)中，滑油管處于冷氣環(huán)境，冷機(jī)過程中管內(nèi)滑油不流動，使得滑油溫度逐漸降低到艙內(nèi)環(huán)境溫度。起動初期，由于低溫滑油的粘性大，導(dǎo)致滑油泵抽吸能力不足，滑油泵后壓力難以建立，無法滿足泵后壓力15 s達(dá)到表壓0.1 MPa的要求。圖14為6.0 km/-49℃狀態(tài)下的起動時間歷程曲線。由于環(huán)境溫度低，滑油壓力在36 s左右才達(dá)到表壓0.1 MPa的保護(hù)值，如果不取消滑油壓力保護(hù)，起動顯然不能成功。因此，在起動機(jī)高空起動試驗(yàn)中，需取消滑油壓力保護(hù)這一限制，以確保起動成功。建議在以后的起動機(jī)高空臺起動試驗(yàn)中，為保證起動機(jī)安全，高空艙內(nèi)滑油管道采取電伴熱保溫措施。

圖14 典型高空低溫起動特性曲線Fig.14 Typical high altitude and low temperature start characteristic

8 結(jié)論

燃?xì)鉁u輪起動機(jī)在高空臺的安裝連接方式與試驗(yàn)方法滿足起動機(jī)高空起動試驗(yàn)要求的條件下，通過調(diào)整供油規(guī)律與電機(jī)功率，使得該型起動機(jī)在6.0 km高度、5%時間風(fēng)險率的溫度范圍內(nèi)可靠起動，完成了起動機(jī)空中起動包線擴(kuò)展試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，增加起動加速供油量，能有效擴(kuò)展起動機(jī)的空中起動邊界，且加速階段的燃油流量只與壓氣機(jī)出口壓力有關(guān)，壓氣機(jī)出口壓力越高，燃油流量越大；增加電機(jī)功率雖然對帶轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速貢獻(xiàn)不顯著，但仍明顯地擴(kuò)展了起動邊界；起動機(jī)的冷機(jī)時間，對其起動特性有著顯著影響。同時，在此類起動機(jī)高空臺試驗(yàn)中，應(yīng)對滑油供油管提供相應(yīng)的保溫措施，以保證起動機(jī)在低溫環(huán)境下的冷機(jī)過程中，滑油溫度不至于過低而影響起動。

[1]張紹基，邴連喜.渦扇發(fā)動機(jī)起動機(jī)輔助空中起動方案設(shè)計與試驗(yàn)[J].航空動力學(xué)報，2009，24(11)：2584—2588.

[2]王兆銘，王福德，左偉，等.某型航空發(fā)動機(jī)空中起動供油規(guī)律的研究[J].航空動力學(xué)報，2010，25(5)：1163—1168。

[3]Casey W，Malloy D，Arnold S，et al.A Method to Compare Turbine Engine Airstart Times[R].ASME GT2007-27036，2007.

[4]馬燕榮，王小峰，馬明明，等.某型燃?xì)鉁u輪起動機(jī)空中起動調(diào)整試驗(yàn)[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)研究，2009，22(1)：13—15.

[5]Walsh P P，F(xiàn)letcher P.Gas Turbine Performance[M]. Rolls-Royce Publications，1998.

[6]胡九生，趙春光.軍用渦噴渦扇發(fā)動機(jī)低溫起動試驗(yàn)的優(yōu)化[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2002，15(1)：14—19.

[7]劉磊.航空發(fā)動機(jī)地面與高空起動特點(diǎn)分析[J].價值工程，2011，30(15)：34—35.

[8]彭澤琰，杜聲同，郭秉衡.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理：上冊[M].北京：國防工業(yè)出版社，1989.

《燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究》聲明

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Experimental Study on Altitude Start for a Gas Turbine Starter in Altitude Simulated Cell

ZHONG Hua-gui，LIU Hong-kai，SUN Rui-li
(China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Fixing mode,test conditions and test methods of altitude start for a gas turbine starter in altitude simulated cell were present.The testing results were analyzed detailedly.Fuel supply control law of start and acceleration,starter power and the time interval between two starts played great roles on the start enve?lope.Through increasing fuel flow rate for start and acceleration and starter power,air start envelope was ef?fectively widened.During the test of starter in altitude simulated cell,the heat preservation measures for oil ducts should be employed so that the starter could be started in low temperature environment.

gas turbine starter；altitude simulated cell；altitude start；assisted air start；fuel supply control law；start envelope

V233.6+3；V241.06

A

1672-2620(2013)05-0001-06

2013-02-19；

2013-09-03

鐘華貴(1969-)，男，四川瀘縣人，研究員，從事航空發(fā)動機(jī)燃燒室設(shè)計與試驗(yàn)研究及發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗(yàn)技術(shù)研究。