航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)功率管理淺析

張東輝

(中航工業(yè)動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063)

航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)功率管理淺析

張東輝

(中航工業(yè)動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063)

航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)消耗功率增加，對發(fā)動機的推力和耗油率有較大影響，導致燃油溫度升高，發(fā)動機性能和可靠性降低。對燃油系統(tǒng)功率進行管理，可有效降低燃油系統(tǒng)的輸入功率，減少燃油系統(tǒng)產生的熱量，從而提高發(fā)動機性能。通過對發(fā)動機燃油系統(tǒng)消耗功率機理的分析，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。研究結果表明，通過燃油系統(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)動機；功率管理；燃油系統(tǒng)；燃油泵；效率

1 引言

航空發(fā)動機通過燃燒產生的功率，一部分用于產生推力(渦噴、渦扇發(fā)動機)或軸功率(渦軸、渦槳發(fā)動機)，為飛機提供飛行動力；一部分輸出給發(fā)動機附件機匣，驅動發(fā)動機燃油泵和滑油泵，為發(fā)動機燃油系統(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的提取功率，通過飛附機匣提供給飛機，用于飛控系統(tǒng)、雷達系統(tǒng)和機載電子系統(tǒng)等飛機各子系統(tǒng)的工作能源。在總功率不變的前提下，通過功率管理降低發(fā)動機燃油系統(tǒng)的提取功率，可有效提高發(fā)動機推力，或在推力保持不變的前提下降低發(fā)動機耗油率。

航空發(fā)動機燃油系統(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)動機附件機匣的輸出功率，要大于燃燒室供油及伺服系統(tǒng)作動的實際需求功率，其差值即為發(fā)動機燃油系統(tǒng)的功率損耗。功率損耗增加會導致發(fā)動機附件機匣提取功率增大，在發(fā)動機推力不變的前提下必須提高渦輪功，導致發(fā)動機耗油率增大，高壓渦輪前溫度也隨之升高，這對燃燒室和高壓渦輪的壽命及可靠性是嚴峻考驗。同時，該損耗功率會轉變成熱量進入發(fā)動機燃油系統(tǒng)，導致燃油溫度升高，從而加速燃油氧化并生成膠質和顆粒物的化學反應[1]。而這些膠質和顆粒物，會沉積在燃油過濾器上，增加過濾器壓降，減少燃油流動；沉積在液壓機械裝置的活門間隙中，嚴重時會卡死調節(jié)活門并中斷供油；沉積在燃滑油散熱器中，降低換熱效率，使發(fā)動機滑油溫度升高。隨著發(fā)動機噴嘴處燃油溫度的升高，噴嘴會出現(xiàn)結焦積碳現(xiàn)象，使噴嘴性能衰退，影響燃油霧化和燃燒，嚴重時會導致溫場不均而燒傷火焰筒和渦輪葉片，對飛機的飛行安全構成嚴重威脅[2-3]。

采取功率管理技術可降低燃油系統(tǒng)輸入功率，從而降低發(fā)動機耗油率，同時降低燃油系統(tǒng)產生的熱量，降低燃油溫升，進一步滿足發(fā)動機熱管理系統(tǒng)的需求并提高發(fā)動機的可靠性。本文通過對航空發(fā)動機燃油系統(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)動機燃油系統(tǒng)功率分析

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

式中：N1為輸入功率，N2為有效功率，N3為損耗功率。可見，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構驅動的有效功率，其計算公式為：

式中：N燃燒為用于燃燒室供油的有效功率，N伺服為用于伺服機構驅動的有效功率，Δp噴嘴為經過燃油噴嘴的壓降，p燃燒為燃燒室壓力，Q噴嘴為經過燃油噴嘴的燃油流量，F(xiàn)負載為伺服作動機構的負載力，S為伺服作動機構的移動距離，t為伺服作動機構的移動時間，v為伺服作動機構的移動速度，Q為進入作動筒活塞腔的燃油流量，A為作動筒活塞腔的有效作用面積。

在發(fā)動機各穩(wěn)態(tài)工作點，經過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，降低用于伺服機構驅動的有效功率的方法，有降低負載力、減少作動機構移動距離、增大作動機構移動時間、降低作動機構移動速度、減少進入作動筒活塞腔的燃油流量、增大作動筒活塞腔有效作用面積等，但這些參數(shù)均與發(fā)動機的性能和結構密切相關，必須在發(fā)動機結構設計時綜合考慮。

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)動機附件機匣供給燃油泵的輸出功率，其計算公式為：

式中：Δpi為燃油泵增壓值，即燃油泵出口壓力與進口壓力的差值；Qi為燃油泵輸出流量；ηi為燃油泵總效率。可見，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。一般來說，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，二是燃油計量和伺服控制過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)的損耗功率一般會轉換為熱量進入發(fā)動機燃油系統(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)方案設計階段，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)動機燃油系統(tǒng)中，燃油泵按結構可分為柱塞泵、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。根據經驗，在航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)設計時，燃油泵的選擇原則為：

為降低燃油系統(tǒng)輸入功率，在燃油泵設計時，除了合理選擇燃油泵類型外，還應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

通過控制燃油泵出口壓力(增壓壓力)，可對燃油泵的輸入功率進行有效管理。以某型航空發(fā)動機控制系統(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壓活門控制，當圖1下方的接頭(紅色圓圈處)通控制油時，柱塞泵出口壓力隨控制油壓力變化。在燃油系統(tǒng)方案設計時，應采取措施對柱塞泵后的壓力進行無級調節(jié)；當噴口作動筒移動時，可提高柱塞泵后壓力以克服噴口負載力的影響；當噴口作動筒處于平衡狀態(tài)時，可降低柱塞泵后壓力以降低柱塞泵的輸出功率。通過調節(jié)柱塞泵后壓力，可有效降低柱塞泵的輸出功率，進而減小燃油系統(tǒng)的功率損耗。

3.3 降低燃油沿程壓力損失

燃油計量和伺服控制過程中，會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，則為構成燃油系統(tǒng)損耗功率的主要因素之一。

對于燃油計量系統(tǒng)，燃油的沿程壓力損失，包括計量活門的壓差、燃油經過各活門造成的壓降、燃油管路和燃滑油散熱器造成的壓降等。對于伺服作動系統(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)流和作動筒回油造成的壓降。特別是噴口和矢量噴管作動系統(tǒng)位于發(fā)動機尾部，而伺服泵安裝在發(fā)動機前部的附件機匣上，從伺服泵后到伺服作動機構之間的管路較長，導致管路節(jié)流較為嚴重。試驗數(shù)據表明，某型發(fā)動機噴口控制系統(tǒng)在噴口作動筒動態(tài)控制過程中，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)設計時，應采取以下措施：

(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)動機管路設計時必須限制燃油流速。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v=2.0 m/s，2.5 MPa＜p＜14.0 MPa時v＞4.0 m/s，p＞14.0 MPa時v≤5.0 m/s，p＞21.0 MPa時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)設計適當?shù)挠嬃炕铋T壓差。降低計量活門前后壓差，可降低燃油經過計量活門的壓力損失，并提高計量精度。燃油計量活門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)會極大地增加局部損失，因此在管路系統(tǒng)設計時，應考慮適當減少管路中的變徑和彎曲環(huán)節(jié)。

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

(5)控制燃油附件壓降。燃油系統(tǒng)中除燃油泵和計量裝置外，還包含燃油分布器、油濾及燃滑油散熱器等。當燃油流經這些附件時，由于存在壓降，會不可避免地產生壓力損失，而這些損失最終會以熱的形式存在于燃油系統(tǒng)中。因此，在燃油系統(tǒng)設計時，要對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)動機常用的燃油噴嘴為定截面噴嘴。根據流量公式，定截面噴嘴前后的壓降與通過噴嘴的燃油流量的平方成正比。為使通過燃油噴嘴進入燃燒室的燃油充分霧化，必須保證低流量時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)動機燃油系統(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)動機非加力工作狀態(tài)下關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，燃油泵的轉速較高，主燃油流量和加力燃油流量都較小，此時主燃油泵存在大量回油，加力泵在輸出流量較小時效率很低，導致燃油系統(tǒng)輸入功率遠大于有效功率，大量損耗功率轉換成熱量進入燃油系統(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)中用于驅動加力泵的輸出功率，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)回油導致的功率損耗

燃油系統(tǒng)各成附件中，由于各控制活門動作對伺服控制油的需求，各活門襯套間隙的泄漏，電液伺服閥、電磁閥的內漏，以及大量節(jié)流嘴和層板的應用等因素作用，部分高壓油進入低壓系統(tǒng)，形成回油并造成功率損耗。特別是伺服作動機構動作時，大量高壓油通過作動筒返回低壓系統(tǒng)，功率損耗較為嚴重。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間隙、減小電液伺服閥內漏等措施，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計方案，通過減少燃油增壓泵的輸出流量來降低泵的輸入功率，通過降低回油壓降來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 結束語

對于航空發(fā)動機燃油系統(tǒng)，發(fā)動機附件機匣的輸出功率，要大于燃燒室供油及伺服系統(tǒng)作動的實際需求功率，其差值即為發(fā)動機燃油系統(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，二是燃油計量和伺服控制過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。通過合理選擇燃油泵類型、調節(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.高溫燃油對發(fā)動機控制系統(tǒng)的影響分析[J].航空發(fā)動機，2013，39(1)：12—16.

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

[3]羅伊蘭頓.飛機燃油系統(tǒng)[M].顏萬億，譯.上海：上海交通大學出版社，2010：9—84.

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

[5]徐志英，莊達民.飛機燃油系統(tǒng)熱管理研究[J].航空動力學報，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

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：1672-2620(2014)06-0057-04

2013-11-12；

：2014-06-21

張東輝(1973-)，男，安徽來安人，高級工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機燃油及控制系統(tǒng)設計工作。