溫度對渦軸發動機起動性能影響的試驗研究

任智勇，王俊琦，鄧曉政

(中國航空工業集團公司中國飛行試驗研究院，西安710089)

1 引言

我國幅員遼闊，冬天南北溫差可達50℃，北方地區冬夏溫差則可達60℃，為滿足直升機全疆域作戰和全天候使用需求，對渦軸發動機在不同環境溫度下的起動性能要求越來越高。發動機熱態起動是指發動機關車后，當排氣溫度降至最高允許起動溫度時立刻進行起動。實際使用過程中，要達到直升機快速再次出動的目的，常常需要在發動機熱態條件下起動，并要求起動時間短、排氣溫度不超限。因此，研究不同氣溫環境、冷/熱態條件對渦軸發動機起動性能的影響，對直升機使用具有重要意義。

國內外對渦軸發動機起動性能的研究主要有3種途徑：①采用仿真發動機模型[1-3]進行研究，但因仿真模型與實際發動機的差異，仿真結果仍需試驗檢驗。②采用環境溫度可調的發動機試車臺進行試驗[4-9]，但是由于臺架上渦軸發動機的冷浸透方式和熱態條件與實際裝機時不一致，且一般輔助動力裝置(APU)未包含在系統內，導致試驗結果與真實情況仍存在偏差。③渦軸發動機真實裝機條件下，在實際不同溫度環境中進行起動試驗，研究APU-起動機-發動機組成的系統的起動性能，能更真實地反映部隊實際使用時的發動機性能，但由于試驗條件限制，國內開展的相關研究較少。

為了從更貼近實戰的角度研究溫度對渦軸發動機起動性能的影響，本文開展了裝機條件下渦軸發動機在低溫、常溫、高溫環境中的冷/熱態地面起動試驗，研究了起動時間、排氣溫度峰值的變化規律，以期為部隊日常使用提供參考。

2 起動性能影響因素分析

對于渦軸發動機，影響其起動性能的主要因素為環境溫度和環境壓力。對于我國大多數平原機場，海拔高度相差較小，環境壓力對起動性能的影響可忽略。環境溫度包括外界環境溫度和發動機內部環境溫度，外界環境溫度影響APU、空氣渦輪起動機、發動機的氣動性能，而內部環境溫度影響著發動機內流道、滑油系統溫度。本文的研究主要針對外界環境溫度和發動機的冷/熱態進行。

發動機起動過程可分為3個階段：①APU氣源帶動空氣渦輪起動機，使轉子轉速ng增加至點火轉速n1；②渦輪做功和起動機共同帶轉加速至轉速n2起動機脫開；③渦輪單獨帶轉至慢車轉速nmc。發動機起動性能受APU、空氣渦輪起動機、發動機轉子的共同影響。

2.1 環境溫度對APU的影響

APU為單轉子小型燃氣渦軸發動機，按照恒物理轉速控制，其作用是提供壓氣機后高壓氣源起動渦軸發動機。APU的溫度特性與單轉子發動機的一致：高溫環境下，APU轉子換算轉速降低，相應壓氣機后壓比降低，APU供氣流量下降，導致發動機起動時提供的氣體能量下降；反之，低溫環境下，起動時APU供氣能量升高[10]。

2.2 環境溫度對空氣渦輪起動機的影響

空氣渦輪起動機用于將APU來流氣體能量轉化為動能帶轉發動機燃氣發生器轉子。理論上，不同轉速下空氣渦輪起動機對應的輸出功率Pc為：

式中：Qin為起動機進口空氣質量流量，Tin為起動機進口空氣溫度，R為氣體常數，κ為氣體等熵指數，πc為空氣渦輪落壓比，ηc為空氣渦輪效率。

從上表可看出，在1-1不退位中，一年級，二年級，三年級，四年級，五、六年級，他們之間存在差異性．其中五、六年級處于同一級別，且為最高級V級．在2-1不退位中，一年級，二年級，三、四年級，五、六年級，他們之間存在差異性．其中五、六年級處于同一級別，且為最高級IV級．在2-1退位中，6個年級所處的等級較其他兩種減法大致有所降低，一年級，二、三、四年級，五、六年級之間存在差異性．其中五、六年級處于同一級別，且等級最高為III級．在減法的3種口算速度測評中，一年級均為最低等級，為I級．

實際使用中，由于環境溫度變化，導致APU供氣能力變化，影響式(1)中的Qin、Tin、πc，從而造成起動機輸出功率在冷天時較大、在熱天時較小。

2.3 環境溫度對發動機的影響

起動過程中發動機滿足如下轉子平衡關系[11]：

式中：Mc為空氣渦輪扭矩，Mt為渦輪扭矩，Mk為壓氣機扭矩，ηm為轉子傳動效率，J為燃氣發生器轉子轉動慣量，ω為燃氣發生器轉子旋轉角速度。

環境溫度變化會導致壓氣機和渦輪的氣動性能變化，從而引起起動時間的差異。根據文獻[5]的計算結果，在僅考慮氣動影響的條件下，由于起動性能變化導致15℃的標準大氣條件下比-40℃時起動時間縮短了約10%。

實際使用過程中，除氣動影響外，還需要考慮滑油對轉子的阻力矩影響。對于本發動機選用的潤滑油，在-40℃、40℃和100℃時，其運動粘度分別為 11 000.0 cSt、27.6 cSt和 5.1 cSt。常溫、高溫條件下起動或低溫熱態起動時，滑油溫度較高，處于正常粘度范圍，對轉子的阻力矩較小。而低溫冷態起動條件下，發動機滑油溫度低，此時滑油粘度極高，約為熱態起動的1 000倍，滑油呈粘稠狀，使得轉子潤滑效果變差，阻力矩顯著增大。

3 試驗方法

為明確環境溫度和冷/熱態條件對發動機起動時間、排氣溫度峰值的影響，結合日常試飛，進行了發動機在高溫、常溫、低溫環境下的冷/熱態起動試驗。各次起動試驗在同一架直升機上進行，均采用同一臺APU起動同一臺發動機，且數控系統軟件版本保持一致。冷態起動試驗方法為：將直升機于室外環境靜置一夜(10 h以上)，使氣路、油路等充分接近環境溫度；起動APU，采用APU氣源進行發動機冷態起動試驗。熱態起動試驗方法為：在上一架次飛行結束關車后，將直升機停放于停機坪正常散熱，并觀察發動機排氣溫度，待排氣溫度降至最高允許起動溫度時即進行發動機起動。

4 起動試驗結果及分析

4.1 起動時間試驗結果

圖1給出了不同環境溫度下發動機冷/熱態起動時間試驗結果，圖中T0為環境溫度，tb為無量綱起動時間。

圖1 發動機起動時間試驗結果Fig.1 Test results of engine start time

由冷態起動試驗結果可以看出，發動機在0～1.5a℃的常溫范圍內起動時間較短，1.5a℃以上的高溫和0℃以下的低溫環境下起動時間均較長。整個起動試驗溫度范圍內，起動時間隨環境溫度升高先縮短后增長，近似呈拋物線型分布。其原因為，高溫環境下，空氣密度小，APU供氣壓比降低、流量降低，起動機輸出功率較小，起動時間延長；低溫環境下，雖然APU供氣壓比、流量較高，但由于發動機滑油粘性增加，轉子潤滑變差，阻力矩增大程度超過了起動機輸出功率的增加，導致剩余功率降低，起動時間延長。低溫時最長起動時間為0.885(圖中A點)；高溫時最長起動時間為0.728，最短起動時間為0.580。

對比冷態和熱態起動時間可見，0℃以上的常溫和高溫環境下，冷、熱態起動時間差異較小。而在0℃以下的低溫環境下，冷態起動時轉子阻力矩顯著大于熱態起動，導致冷態起動時間顯著增長，試驗點B的起動時間僅為試驗點A的46.5%。真實裝機條件下，由于滑油箱油量、局部滑油腔滑油性狀、冷浸透環境溫度變化等因素，使得即使在相同環境溫度條件下由滑油產生的阻力矩仍有差異，導致低溫環境下各次冷態起動時間差異較大。

為更清晰地說明冷態起動和熱態起動過程中阻力矩的影響，圖2給出了試驗環境溫度均在-2a℃附近的A、B試驗點(分別對應圖中的冷起動和熱起動)起動過程中的ng變化曲線。起動均以發動機控制開關撥至慢車時刻為0時刻(發動機ng在低轉速時顯示為0)。由圖可看出，熱態起動時ng迅速增加，起動過程中3個階段的起動時間均較短；而冷態起動時轉子加速明顯緩慢，較高的轉子阻力矩在整個起動過程中影響了轉子加速。

圖2 低溫冷/熱態起動過程ng變化曲線Fig.2 Thengcurve of cold/hot start process in cold temperature

對起動過程中阻力矩的影響進行定量分析，將整個起動過程近似按勻加速處理，定義驅動扭矩Mf：

將式(3)代入式(2)，并在方程左側增加轉子阻力矩Md后可得：

對于低溫熱態起動和常溫、高溫天起動，可認為Md為0。則對于A、B試驗點，式(4)可分別轉化為式(5)和式(6)。

由于A、B試驗點環境溫度接近，可認為APU和起動機性能近似相同，發動機吸氣溫度近似相等。但試驗點B處于熱態條件，其轉子工作溫度高于環境溫度，起動過程中的轉子驅動力矩可能與A點有差異。為估算低溫冷態的阻力矩占驅動扭矩的比重，在忽略冷熱態對驅動力矩影響的條件下，假設MfA=MfB，由試驗結果tbB=0.465tbA，分別代入式(5)、式(6)聯立求解得：

這意味著在-2a℃的低溫環境下，整個起動階段的平均轉子阻力矩可達驅動轉子加速的驅動力矩的近一半。為此，設計建模計算過程中必須考慮這一較高的阻力矩。

為減小發動機在低溫環境下的起動時間，應盡量改善滑油流動性以降低阻力矩。其措施為：起動前采用APU氣源冷運轉發動機，一方面利用轉子旋轉產生熱量提高滑油系統溫度，降低滑油粘性，另一方面通過攪拌抽吸作用，使滑油由膠凍狀恢復至流動狀態，降低摩擦阻力矩，從而加快起動。

4.2 起動排氣溫度峰值試驗結果

圖3給出了不同環境溫度下冷/熱態起動排氣溫度峰值試驗結果，圖中Tm為無量綱排氣溫度峰值。可見，不論是冷態起動還是熱態起動，排氣溫度峰值整體呈現出隨環境溫度升高單調上升的關系。0℃以上的常溫和高溫環境下，熱態起動和冷態起動的排氣溫度峰值無明顯差異，幾乎重合；0℃以下，熱態起動的排氣溫度峰值稍高于冷態起動。這是因為在低溫熱態起動條件下，流道內部、滑油系統均處于熱狀態，導致排氣溫度峰值稍高。

圖3 發動機起動排氣溫度峰值試驗結果Fig.3 Test results of engine start maximum exhaust gas temperature

4.3 起動性能建模及應用

由4.1和4.2節試驗結果可知，冷/熱態起動的起動時間和排氣溫度均與環境溫度明顯相關，因此采用回歸分析擬合函數關系即可。對于起動時間，根據冷/熱態起動試驗點分布，選取二次多項式對冷熱態起動結果進行回歸分析。回歸擬合結果分別見式(8)、式(9)，式中下標c、h分別代表冷態和熱態起動。圖4為回歸曲線與試驗結果比較，可看出回歸曲線能較好地描繪起動時間的變化趨勢。

圖4 冷/熱態起動時間回歸Fig.4 Regression of cold/hot start time

對于排氣溫度峰值，根據冷/熱態起動試驗點分布，選取線性函數進行回歸，回歸擬合結果分別見式(10)、式(11)。圖5給出了線性回歸結果曲線，可見各次試驗得到的排氣溫度峰值均與線性回歸結果接近。圖中冷、熱態起動排氣溫度曲線交叉，聯立求解式(10)和式(11)可知交叉點環境溫度約為1.76a℃，這可能是由于高溫段試驗點過少造成的擬合誤差。從試驗點分布可以看出，當環境溫度大于1.76a℃時，冷態起動與熱態起動排氣溫度峰值接近，因此可用熱態起動排氣溫度峰值模型統一作為冷/熱態起動排氣溫度峰值的估計。

圖5 冷/熱態起動排氣溫度峰值回歸Fig.5 Regression of cold/hot start maximum exhaust gas temperature

為定量評價回歸擬合精度，對回歸結果進行了檢驗，見表1。表中，α為顯著性水平。可見，回歸結果的相關系數均高于臨界值，說明回歸線性相關性好；顯著性統計量均小于0.01，說明回歸結果非常顯著。對于我國大多數平原地區機場，式(8)～式(11)具有參考價值。

表1 回歸結果檢驗Table 1 Test results of regression

后續試驗過程中，采用上述方式進行檢驗。按照拉依達檢驗法，當試驗結果超出統計值±2σ時應認為數據異常。選取該發動機日常地面試驗過程中的11次冷態起動和8次熱態起動數據進行檢驗，結果見圖6和圖7。圖中實線為所建模型的模擬結果，虛線為模型±2σ的區間。圖6中，C點的起動時間明顯超出了基準時間+2σ，判斷為起動異常。圖7中，C點的起動排氣溫度峰值尚未超出模型限制，但也接近模型邊界。經排查，發現APU引氣活門連桿存在卡滯現象，造成引氣活門未完全打開，導致供氣流量不足，引起起動時間偏長。驗證結果表明，該模型能夠在一定程度上識別起動異常。

圖6 冷/熱起動時間檢驗Fig.6 Verification of cold/hot start time

圖7 冷/熱起動排氣溫度峰值檢驗Fig.7 Verification of cold/hot start maximum exhaust gas temperature

5 結論

為研究溫度對發動機起動性能的影響，進行了發動機裝直升機后不同環境溫度、冷/熱態條件下的地面起動試驗，研究了地面起動時間和排氣溫度峰值的變化規律，得出以下結論：

(1)隨著環境溫度的增加，發動機冷態起動時間呈先降后增的拋物線型分布，而熱態起動時間、冷/熱態起動排氣溫度峰值均呈線性增加。

(2) 在0℃以上的常溫和高溫環境下，冷/熱態起動性能差異較小；0℃以下時，隨著環境溫度的降低，冷態起動時間顯著變長，排氣溫度峰值稍低。

(3)滑油粘稠導致的轉子阻力矩升高是低溫冷態起動時間長的主要原因，-2a℃時起動階段的平均阻力矩可達驅動轉子加速的驅動力矩的50%。

(4)通過試驗建立的冷/熱態起動時間、排氣溫度峰值隨環境溫度變化的模型，可應用于實際飛行時的起動監控。