發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積對(duì)加力接通影響的試飛研究

楊陽(yáng)， 魏旭星， 郝曉樂(lè)

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所， 西安 710089)

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過(guò)程受噴口喉道面積和加力供油量控制及匹配程度的影響，控制規(guī)律復(fù)雜，設(shè)計(jì)難度也較高[1]。發(fā)動(dòng)機(jī)在加力接通時(shí)需要尾噴管面積的快速響應(yīng)和精確調(diào)節(jié)以維持加力燃燒室內(nèi)壓力在合適的范圍內(nèi)。加力接通過(guò)程的不穩(wěn)定還會(huì)導(dǎo)致主機(jī)的不穩(wěn)定工作，如低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的明顯降低、轉(zhuǎn)速和排氣溫度的明顯擺動(dòng)、喘振、超轉(zhuǎn)等[2]。中國(guó)對(duì)噴口控制系統(tǒng)的研究多集中在數(shù)值模擬、半物理仿真等手段[3-6]。然而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的加力接通性能檢查是小涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的重要試飛考核內(nèi)容，在美國(guó)軍用規(guī)范指南JSSG—2007B[7]和我國(guó)GJB241A—2010《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》、GJB243A—2004《航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求》中，都有對(duì)加力燃燒室接通性能與可靠性的具體要求。在國(guó)產(chǎn)某型發(fā)動(dòng)機(jī)上，進(jìn)行了大量的加力接通檢查科目，提出了加力點(diǎn)火延遲[8-9]、設(shè)置噴口前饋線[10]和利用燃油流量特性線控制加力點(diǎn)火燃油流量[11]等多項(xiàng)措施，解決了加力接通過(guò)程中出現(xiàn)的異常情況，為裝備服役提供了重要依據(jù)。張帆等[12]針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通延遲故障，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)控制計(jì)劃和調(diào)節(jié)規(guī)律，建立了以“加力接通延遲”為頂事件的故障樹(shù)與故障處理流程圖進(jìn)行排故，有效提高了排故效率和試車合格率。杜立偉[13]通過(guò)開(kāi)源場(chǎng)運(yùn)算和OpenFOAM中二次開(kāi)發(fā)的數(shù)值計(jì)算程序?qū)δ承鸵惑w化加力燃燒室進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，并基于仿真結(jié)果定量分析了波瓣混合器內(nèi)擴(kuò)張角對(duì)加力燃燒室性能的影響。于華鋒等[14]針對(duì)某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)采用的機(jī)械液壓控制系統(tǒng)的噴口控制系統(tǒng)質(zhì)量大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、控制性能有限，在加力時(shí)產(chǎn)生一系列故障等問(wèn)題，對(duì)其進(jìn)行一定的數(shù)控改造，設(shè)計(jì)了加力與非加力狀態(tài)下的控制回路，搭建了可實(shí)現(xiàn)完整閉環(huán)聯(lián)合仿真模型，并對(duì)其進(jìn)行仿真驗(yàn)證。結(jié)果表明此數(shù)控系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)噴口面積的有效控制，相比于原機(jī)械液壓系統(tǒng)具有更好的控制性能，并且對(duì)于不同的飛行條件也有一定的適應(yīng)性。

美國(guó)F100發(fā)動(dòng)機(jī)配裝F-15飛機(jī)試飛期間出現(xiàn)飛行包線左上角區(qū)域接通加力過(guò)程尾噴管工作不穩(wěn)定而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速和加力熄火等現(xiàn)象，通過(guò)修改全權(quán)限數(shù)字電子控制器(full authority digital electronic control，F(xiàn)ADEC)內(nèi)噴口控制邏輯的死區(qū)、比例和積分增益，解決了該問(wèn)題[15]。

某型全權(quán)限電子數(shù)字控制的小涵道比雙轉(zhuǎn)子帶加力軍用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，在非加力發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上增加加力燃燒室，尾噴口面積由幾何固定變?yōu)檫B續(xù)可調(diào)。為了研究該改進(jìn)型發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通時(shí)噴口調(diào)節(jié)規(guī)律對(duì)加力接通性能的影響，并對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通與噴口調(diào)節(jié)規(guī)律的匹配性提供試驗(yàn)結(jié)論，現(xiàn)開(kāi)展高空加力飛行試驗(yàn)研究。試飛中多次出現(xiàn)加力接通不成功的異常現(xiàn)象。通過(guò)分析異常原因，調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口面積控制參數(shù)，并進(jìn)一步進(jìn)行試飛驗(yàn)證。

1 加力系統(tǒng)及調(diào)節(jié)規(guī)律介紹

常規(guī)帶加力的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)通常采用開(kāi)環(huán)控制的分區(qū)供油技術(shù)和閉環(huán)控制的噴口喉部面積調(diào)節(jié)相結(jié)合的控制方法。本文研究中的發(fā)動(dòng)機(jī)采用此類加力調(diào)節(jié)方案，加力燃燒室共有3個(gè)燃油總管：起動(dòng)(也稱第一)總管用于加力燃燒室的起動(dòng)以及在所有加力狀態(tài)下工作時(shí)供油，在加力燃燒室起動(dòng)過(guò)程中，根據(jù)風(fēng)扇后空氣壓力和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫計(jì)算燃油流量；第二總管用于增加供到內(nèi)涵氣流中的燃油量；第三總管用于增加供到外涵空氣氣流中的燃油量，只有第一總管供油參與加力接通。穩(wěn)態(tài)時(shí)各總管的加力燃油流量按照發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫、風(fēng)扇后壓力、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓、油門桿角度、主燃燒室燃油流量、低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速計(jì)算得到。加力燃燒室采用熱射流點(diǎn)火系統(tǒng)，由發(fā)動(dòng)機(jī)控制器發(fā)出火路附件接通的信號(hào)，然后由加力燃油泵向火路附件輸送燃油，通過(guò)主燃燒室引出火舌以點(diǎn)燃加力燃燒室內(nèi)的空氣。

尾噴管為全狀態(tài)可調(diào)節(jié)的收斂尾噴管。圖1為加力接通過(guò)程中噴口面積控制原理簡(jiǎn)圖。根據(jù)預(yù)設(shè)的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口喉部面積A8控制規(guī)律及發(fā)動(dòng)機(jī)采集的環(huán)境參數(shù)和工作參數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)控制器計(jì)算得到風(fēng)扇增壓比πf的給定值，與πf的實(shí)測(cè)值比較后，形成噴口面積調(diào)節(jié)計(jì)劃，保證加力接通過(guò)程中的風(fēng)扇增壓比，以避免發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入失速。在加力工作階段，通過(guò)風(fēng)扇壓比的閉環(huán)調(diào)節(jié)，保證風(fēng)扇后壓力在合理的范圍內(nèi)，也就保證了加力燃燒室進(jìn)口壓力在合理的范圍內(nèi)，以避免加力熄火。此外，控制器內(nèi)還限制了最大和最小噴口面積。

圖1 加力接通過(guò)程噴口控制原理簡(jiǎn)圖Fig.1 Schematic diagram of nozzle control during afterburner light-on process

根據(jù)控制規(guī)律，發(fā)動(dòng)機(jī)由最大狀態(tài)接通全加力時(shí)的正常時(shí)序過(guò)程如下：①推油門到達(dá)加力域；②風(fēng)扇增壓比給定值減小(減小風(fēng)扇增壓比給定值的目的給出放大噴口面積的指令)；③尾噴管面積放大，風(fēng)扇增壓比的實(shí)際值減小；④起動(dòng)(第一)總管供燃油；⑤火路附件接通，加力點(diǎn)火成功；⑥風(fēng)扇增壓比實(shí)際值突增；⑦噴管面積放大，風(fēng)扇增壓比減小；⑧風(fēng)扇增壓比減小至極小值；⑨第一總管增加供油或第三總管噴油；⑩點(diǎn)燃后，風(fēng)扇增壓比實(shí)際值突增；噴管面積放大；風(fēng)扇增壓比逐漸穩(wěn)定，加力穩(wěn)定工作。

可見(jiàn)，在合適的時(shí)機(jī)控制合適的噴管面積是加力成功接通的重要環(huán)節(jié)。下文介紹本文研究的發(fā)動(dòng)機(jī)加力接通過(guò)程中由于噴管面積調(diào)節(jié)導(dǎo)致的異常情況及驗(yàn)證情況。

2 噴口面積對(duì)加力接通的影響研究及驗(yàn)證

2.1 噴口面積放大不足導(dǎo)致風(fēng)扇后壓力過(guò)高而終止接通加力

為了檢查加力點(diǎn)火過(guò)程中的噴管面積調(diào)節(jié)規(guī)律，在氣壓高度Hp=13 km、飛行馬赫數(shù)Mi=0.8試驗(yàn)點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)由最大狀態(tài)分別接通小加力和全加力。最大狀態(tài)接通全加力時(shí)，先起動(dòng)至小加力狀態(tài)，再根據(jù)油門桿角度增加供油量到相應(yīng)狀態(tài)，與最大狀態(tài)接通小加力的接通過(guò)程邏輯一致。圖2給出了最大狀態(tài)接通小加力失敗的的主要參數(shù)時(shí)間歷程曲線。根據(jù)圖2中小加力接通失敗的參數(shù)曲線，油門行程到達(dá)加力域后，當(dāng)?shù)谝豢偣芄┯汀⒓恿θ紵尹c(diǎn)火后，由于加力燃燒室內(nèi)瞬間壓力增大，風(fēng)扇后壓力增大，導(dǎo)致風(fēng)扇增壓比迅速增大至2.81，此時(shí)低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速為108.7%，風(fēng)扇的工作點(diǎn)已接近失速邊界，因而發(fā)動(dòng)機(jī)控制器發(fā)出了終止加力接通的指令。由圖3中全加力接通失敗曲線，加力點(diǎn)火后的風(fēng)扇增壓比激增至2.84，此時(shí)低壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速為107.1%，同樣由于接近失速邊界，發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)退出加力。

在發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)空氣流量不變的情況下，加力點(diǎn)火后的加力燃燒室壓力增大程度，主要與加力點(diǎn)火時(shí)的第一總管燃油流量和噴管面積放大程度有關(guān)。加力點(diǎn)火燃油流量對(duì)于加力的可靠點(diǎn)火具有重要影響，對(duì)其進(jìn)行調(diào)節(jié)可能影響加力點(diǎn)火的可靠性。因此，增大了加力接通過(guò)程中的噴口面積放大比例，進(jìn)一步增大加力點(diǎn)火時(shí)刻及點(diǎn)火成功后的噴口面積。重新進(jìn)行該高度和馬赫數(shù)下的加力接通試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖2和圖3中加力接通成功曲線。

Φ為油門桿角度；Sig為加力點(diǎn)火信號(hào)；πf，0和πf分別為風(fēng)扇增壓比的給定值和實(shí)際值；A8為噴管面積；Wfab1，0和Wfab1分別為第一總管燃油流量的給定值和實(shí)際值圖2 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通小加力時(shí)的參數(shù)Fig.2 Comparison of parameters of maximum-to-minimum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

圖3 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通全加力參數(shù)對(duì)比Fig.3 Comparison of parameters of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

為方便對(duì)比接通失敗與成功的主要參數(shù)，以兩次試驗(yàn)中油門桿角度到達(dá)加力域的時(shí)刻作為0時(shí)刻。可以看到，在小加力接通試驗(yàn)中，調(diào)參后的尾噴口面積較大，加力點(diǎn)火時(shí)刻的噴口面積增大了2.8%，點(diǎn)火成功后的風(fēng)扇增壓比的極大值減小了3.9%，距離風(fēng)扇失速邊界較遠(yuǎn)，沒(méi)有引起發(fā)動(dòng)機(jī)控制器主動(dòng)退出加力。全加力接通試驗(yàn)的參數(shù)變化規(guī)律與小加力接通試驗(yàn)相同，點(diǎn)火時(shí)刻的噴口面積增大了5.5%，點(diǎn)火成功后的風(fēng)扇增壓比的極大值減小4.2%，同樣距離失速邊界較遠(yuǎn)，加力接通成功。

2.2 噴口面積過(guò)度放大導(dǎo)致加力燃燒室熄火

為了檢查加力狀態(tài)增加過(guò)程中的噴管面積調(diào)節(jié)規(guī)律，在氣壓高度Hp=12.5 km、飛行馬赫數(shù)Mi=0.8，發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿由最大推至全加力/加力，圖4(a)～圖4(c)為連續(xù)3次試驗(yàn)過(guò)程的發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)曲線。3次試驗(yàn)過(guò)程中，電離探測(cè)器已探測(cè)到火焰，加力燃燒室已點(diǎn)火成功。但在進(jìn)一步增加加力狀態(tài)時(shí)，出現(xiàn)加力熄火的情況。

由圖4(a)可知，加力燃燒室已點(diǎn)火成功，隨著油門桿角度繼續(xù)增加，為了達(dá)到油門桿要求的加力狀態(tài)，控制器首先發(fā)出放大尾噴口面積的指令，以降低加力燃燒室內(nèi)壓力，以便于進(jìn)一步增加第1總管增加供油量，增加第一總管供油前的風(fēng)扇后最小壓力為50.9 kPa。當(dāng)?shù)谝豢偣苋加土髁吭黾雍螅恿θ紵一鹧嫘盘?hào)消失，說(shuō)明在該壓力下增加的供油量不能穩(wěn)定燃燒，導(dǎo)致加力燃燒室熄火。

由圖4(b)可知，當(dāng)風(fēng)扇后壓力降至極小值51.9 kPa時(shí)，第3總管開(kāi)始增加供油量，隨后第1總管增加供油量，而后火焰信號(hào)消失，加力燃燒室熄火。

Sft為加力燃燒室內(nèi)火焰探測(cè)信號(hào)；p13為風(fēng)扇后壓力；Wfab3為第3總管燃油流量圖4 Hp=12.5 km，Mi=0.8，最大接通加力試驗(yàn)Fig.4 Time history of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=12.5 km)

由圖4(c)可知，風(fēng)扇后壓力極小值為53.2 kPa，加力熄火現(xiàn)象與圖4(a)和圖4(b)圖相同。

該型發(fā)動(dòng)機(jī)的混合室為直接混合型，風(fēng)扇后壓力可以表征加力燃燒室進(jìn)口壓力。顯然，以上3次加力燃燒室熄火現(xiàn)象，都出現(xiàn)在加力燃燒室壓力極小時(shí)增加加力供油的條件下。

分析認(rèn)為，飛機(jī)在高空飛行時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣壓力較小，加力燃燒室進(jìn)口壓力也較小，在加力燃油流量增大時(shí)，如果噴口面積較大，可能導(dǎo)致加力燃燒室內(nèi)壓力過(guò)小而不能在較大的加力油量下維持穩(wěn)定燃燒，造成加力熄火。

本文研究的發(fā)動(dòng)機(jī)在加力狀態(tài)變化過(guò)程中，控制器根據(jù)油門桿角度、主機(jī)狀態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口參數(shù)計(jì)算各個(gè)總管燃油流量程序值，以此調(diào)節(jié)加力燃燒室燃油流量。而尾噴口面積始終根據(jù)風(fēng)扇增壓比給定值控制，通過(guò)程序算法給定風(fēng)扇增壓比值來(lái)保證噴口面積和加力燃油流量的匹配性，從而可以根據(jù)風(fēng)扇增壓比的實(shí)際值與給定值的匹配程度來(lái)表征噴口面積和加力燃油流量的匹配性。圖5給出了3次加力接通失敗的風(fēng)扇壓比給定值與實(shí)際值的變化情況，并給出了在點(diǎn)火成功、有火焰信號(hào)需進(jìn)一步增加加力供油量前的風(fēng)扇增壓比極小值時(shí)刻的風(fēng)扇增壓比實(shí)際值與給定值的偏差，可以看到，該時(shí)刻接通失敗的3次試驗(yàn)的風(fēng)扇壓比實(shí)際值與給定值偏差較大，這說(shuō)明導(dǎo)致3次加力熄火的原因是在于噴管面積控制與算法預(yù)期的面積偏離較大，使得噴口面積與加力供油量不匹配。通過(guò)在噴口調(diào)節(jié)規(guī)律內(nèi)降低加力供油量增加時(shí)的噴口面積的放大程度，以維持加力燃燒室內(nèi)壓力，保證燃油增加后的穩(wěn)定燃燒。再次進(jìn)行飛行試驗(yàn)檢查，結(jié)果如圖4(d)所示，風(fēng)扇后壓力極小值為59.7 kPa。圖5中全加力接通成功試驗(yàn)的風(fēng)扇增壓比給定值與實(shí)際值的偏差減小至9.5%，遠(yuǎn)小于調(diào)參前加力接通失敗的偏差量。經(jīng)過(guò)噴口面積和加力油量的匹配調(diào)節(jié)后，能夠順利地增大加力狀態(tài)，并在全加力狀態(tài)持續(xù)穩(wěn)定工作。

圖5 全加力接通試驗(yàn)中，風(fēng)扇增壓比實(shí)際值與程序值的對(duì)比Fig.5 The comparison between the actual value and the given value of the fan pressure ratio in the maximum augmentation power on test

3 結(jié)論

通過(guò)某小涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高空加力接通試飛研究，分析了試驗(yàn)中出現(xiàn)的異常原因、解決措施和驗(yàn)證情況，得到以下結(jié)論。

(1)在加力起動(dòng)階段，噴口面積放大不足，會(huì)導(dǎo)致風(fēng)扇后壓力急劇增高，為避免低壓轉(zhuǎn)子進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)，控制器主動(dòng)切斷加力起動(dòng)過(guò)程。通過(guò)進(jìn)一步提高點(diǎn)火前后的噴口面積放大程度，可以緩解風(fēng)扇后壓力的急劇升高，提高加力接通性能。

(2)由于噴口面積通過(guò)風(fēng)扇增壓比給定值和實(shí)際值閉環(huán)控制，因而噴口面積與加力供油量匹配性可以通過(guò)風(fēng)扇增壓比程序值與實(shí)際值的匹配性來(lái)表征。

(3)在加力點(diǎn)火成功后增加加力供油量時(shí)，由于噴口面積過(guò)大、加力燃燒內(nèi)壓力較小而導(dǎo)致加力燃燒室熄火。通過(guò)在增加加力供油量時(shí)刻降低噴口面積的放大程度，維持加力燃燒室內(nèi)壓力，可以提高加力接通性能。