民用渦扇發動機高高原起動風險規避試驗方法

陸思達，王玉東，嚴紅明

（中國航發商用航空發動機有限責任公司，上海 200241）

0 引言

民航將標高1500～2438 m 的機場定義為高原機場，2438 m 以上的機場定義為高高原機場[1]。目前全球共有高高原機場42 個，主要集中于中國、中亞和南美等[2]，其中，中國有15個，主要分布在四川、青海、新疆和西藏等省、自治區，是世界上擁有高高原機場數量最多的國家。相比于平原，高高原機場海拔高、大氣壓力低、空氣密度小、環境溫度低。這些因素會導致飛機在高高原機場執行任務復雜度高，對飛機和發動機的要求也更高，發動機起動更加困難，飛機起飛著陸性能也受到很大影響。目前中國能夠在高原和高高原運行的民航機型有5個，分別是空客319、330、340和波音737-700、757-200，均為國外制造的飛機。中國研制的民用飛機若要在高高原機場運營，其發動機必須具備在高高原機場起動的能力。所以，研究民用發動機高高原起動問題是非常必要的。

目前部分國外民用發動機具備高高原起動和運營的能力，但是國內外關于民機高高原起動詳細研究的相關文獻很少。Léo 等[3]對高海拔條件下航空發動機燃燒室的點火過程進行了大渦模擬研究；Sukhovii等[4]和Asgari 等[5]分別研究了模擬航空發動機高原起動過程的建模方法；賴安卿等[6]基于QAR 數據對某型大涵道比渦扇發動機高高原冷發起動失效和熱發起動成功時的關鍵性能數據進行了對比分析。相關的軍用發動機的高原起動研究成果也可作為借鑒。李大為等[7]根據高原環境，對發動機起動過程的影響進行了理論分析，提出了優化發動機高原起動的措施；李文峰等[8]針對軍用渦扇發動機進行了高原起動試驗研究發現，通過增大起動機功率以及減小起動負載的辦法可以解決高原起動的問題；喬洪信等[9]通過試車和仿真計算，給出了某型發動機高原起動供油規律；王兆銘等[10]通過對某型發動機起動工作過程和起動供油調節分析，研究了平原起動供油和高原起動供油關系；此外中國諸多高校對發動機的起動過程建模[11-13]也進行了研究。但是對于發動機起動過程建模同時針對高高原環境進行優化，并結合高高原飛行試驗安全性的研究尚未開展。

本文簡要介紹了發動機在高高原起動的過程，研究了起動方案設計方法，制定了提高發動機高高原起動成功率、確保飛機試飛安全性的試驗流程。

1 高高原起動定義

1.1 發動機地面起動定義

發動機從零轉速過渡到慢車轉速的過程稱為起動過程[14]，是發動機開始運行所經歷的第一階段。這個過程中發動機轉速不斷增加，經歷點火、發動機工作線上移、渦輪功率從小于壓氣機功率到大于壓氣機功率從而能夠自主加速等變化，為發動機內部運行狀態最為復雜的階段。

成功的發動機起動過程中不應發生喘振、超溫、懸掛、熄火和超時等不利現象。

發動機地面起動有3 種引氣方式，分別是從APU引氣、地面氣源車引氣和交輸引氣（從另一臺運轉發動機的壓氣機級間引氣）。

按照發動機前序工作狀態，發動機起動可以分為冷發起動和熱發起動。冷發起動是指發動機完全冷卻，內部溫度也降至環境溫度時進行起動。熱發起動是指發動機尚未完全冷卻，內部溫度明顯高于環境溫度時進行起動。

1.2 起動階段劃分

起動階段發動機高壓軸和起動機通過傳動軸機械相連接，起動機帶轉發動機高壓軸轉動并加速，在合適的轉速進行點火，發動機在自身動力（或阻力）和起動機帶轉的合力下加速，直至慢車。起動過程按階段劃分為冷運轉、點火、加速、起動機脫開，最終自主加速并穩定在慢車轉速。

起動過程發動機高壓軸的扭矩和功率變化如圖1、2所示。圖1中紅色虛線為起動機扭矩。在起動過程中起動機提供正扭矩，發動機在自平衡轉速之前扭矩為負，為便于對比將起動機的正扭矩畫在負值區域。起動機扭矩在發動機扭矩（藍色線）下方（絕對值更大），可知發動機和起動機的合扭矩為正扭矩，可以帶轉發動機到比自平衡轉速更高的轉速。圖2 中紅色虛線為起動機最大輸出功率。起動過程中起動機提供正功率，發動機在自平衡轉速之前功率為負，為便于對比將起動機的功率畫在負值區域。起動機功率在發動機功率下方（絕對值更大）可知發動機和起動機的合功率為正功率，可以帶轉發動機到比自平衡轉速更高的轉速。

圖1 發動機起動過程中高壓軸扭矩變化

圖2 發動機起動過程中高壓軸功率變化

1.3 高高原起動的定義

在高高原機場的發動機起動過程為高高原起動。

航空發動機高高原起動的過程，也是包含起動機帶轉、點火、加速、最終穩定到慢車等幾個過程。隨著機場海拔升高，大氣壓力、溫度以及密度均會降低，大大增加了高原起動難度。另外，地形和天氣條件等使高高原機場運行環境也比一般機場復雜很多，可以說高高原運行對發動機可靠性提出了更高要求[15]，特殊的高高原環境將對航空發動機的高高原起動性能同樣產生不容忽視的影響。

2 高高原起動設計

2.1 起動設計方法

起動設計包括起動供油規律設計、點火轉速設計、定義起動過程關鍵轉速、定義起動包線內關鍵點等。

首先，建立發動機起動模型，主要包括起動機模型、阻力模型、吸放熱模型、部件模型及修正。阻力模型包括飛機附件阻力模塊、發動機高壓附件阻力模塊、低壓附件阻力模塊、燃油泵功率損失、滑油泵功率損失、軸承功率損失和壓氣機盤風阻損失等。部件模型包括旋轉部件全轉速特性和燃燒室特性。修正模型主要考慮旋轉部件低轉速特性延伸及修正，燃燒室點火及燃油霧化對燃燒效率的影響等。

利用建立的發動機模型定義起動供油規律控制方式。發動機常用的起動供油規律有2 種，轉速變化率控制和換算燃油流量控制。轉速變化率控制規律通過定義轉子轉速的變化速率與轉子轉速的關系控制起動過程發動機供油；換算燃油流量控制定義換算燃油流量隨轉速變化的供油規律，在發動機全衰退、安裝狀態下進行定義

式中：Wf為燃油質量流量；PS3為壓氣機出口靜壓；T25為壓氣機進口總溫；Tstd為標準天溫度；N2r為高壓軸換算轉速。

設計起動控制規律時，選擇的工況點要能夠代表起動包線內所有工況點的起動能力。根據起動包線，結合適航33.69 條款[16]驗證需求，選取起動邊界線各頂點及邊界內疏密度合適的點進行起動控制規律設計。為保證起動過程安全可靠，起動控制規律設計時需要考慮渦輪葉片強度、高壓壓氣機穩定性、燃燒不穩定振蕩、點火條件和燃油泵流量特性等限制條件。點火供油一般參考燃燒室的部件試驗結果，結合油氣比優化方案，給出易于點火的轉速范圍和點火供油量。點火成功后的起動加速階段，需基于壓縮部件和渦輪部件低轉速特性的匹配結果，并留有一定裕度，完成起動供油設計。起動供油規律需考慮發動機降穩后的可用穩定裕度、燃油控制器公差、過渡態熱效應、過渡態葉尖間隙效應和放氣等因素對工作線的影響。

起動供油規律設計如圖3 所示。黃色曲線為按照喘振裕度邊界設計的供油曲線，不同顏色的細曲線為不同壓氣機進口溫度下按照發動機排氣溫度限制設計的供油曲線，紅色曲線為起動供油規律設計結果。起動供油規律相比于溫度限制供油和喘振限制供油要留有一定裕度，同時要比懸掛和貧油熄火油量高。

圖3 地面起動供油規律

針對高高原起動的特殊工況和要求，通過計算高高原機場不同大氣條件下的起動過程對設計的起動控制規律進行仿真驗證，確保發動機滿足高高原起動性能要求，對起動控制規律的合理性和有效性進行驗證。

2.2 高高原起動優化調節方法

雖然在設計階段完成了發動機起動包線工況的起動設計，但是這種設計存在局限性。設計局限性主要包括葉輪機械低轉速特性不準、壓縮部件試驗邊界不確定和點著火后一段時間的燃燒效率仿真度不高等。為了克服上述局限性，在高高原試飛前要通過地面臺和高空臺的起動優化試驗及地面臺高空臺逼喘試驗等手段來優化發動機起動控制規律。

通過地面臺發動機起動性能優化調試試驗，根據試驗中發動機的轉速、排氣溫度和壓氣機出口壓力等性能參數，優化發動機起動控制規律。通過地面臺逼喘試驗得到壓縮部件在整機地面工作狀態下的喘振邊界，進一步優化起動供油和幾何調節控制規律，得到基于地面臺試驗的修正方案。

基于設計結果和地面臺修正方案，制定高空臺模擬高高原起動試驗方案。通過調節發動機進出口條件，模擬不同高度高高原機場環境條件，進行高高原起動性能優化試驗。根據試驗結果優化點火和起動供油控制規律，得到隨高度變化的供油規律修正量和隨溫度變化的供油補償量。通過調節發動機進出口面積、供油量和引放氣量等手段，進行高空臺逼喘試驗，獲得發動機高高原狀態下壓縮部件的喘振邊界。通過高空臺起動試驗和逼喘試驗結果，判斷發動機喘振裕度是否充足，明確高高原起動控制規律調整和優化方案。

通過一系列的起動優化試驗和逼喘試驗，對設計的起動控制規律進行修正，優化發動機高高原起動性能，最大程度的了解發動機的性能裕度并提高發動機高高原起動能力。

3 高高原起動試驗

3.1 高高原起動試驗科目

發動機高高原起動試驗根據不同階段、不同場景和對發動機不同的依賴度，可以分為3 種試驗，分別是高高原簡易地面臺試驗、飛行臺的高高原起動試驗和發動機作為動力的高高原試飛試驗。

3.1.1 高高原簡易地面臺起動試驗

將發動機運往高高原機場，在機場附近搭建簡易試車臺，進行高高原起動試驗，主要目的就是基于前序試驗經驗和基礎，調試得到能夠在高高原起動的供油規律。該試驗不涉及飛行，是發動機單獨的科目，因此風險較低。

3.1.2 飛行臺高高原起動試驗

發動機裝在飛行試驗臺上，飛往高高原機場進行起動試驗，主要目的為飛發匹配調整，確保APU 供氣推動起動機輸出的功率能夠滿足發動機起動的需求，同時驗證在飛機環境下，起動供油和起動控制方案的可行性。飛行臺可以在被試發動機不工作的情況下正常工作，因此即使被試發動機高高原起動失敗，飛行臺依然能夠依靠原本的動力返航低海拔平原機場，風險也較低。

3.1.3 發動機作為動力的高高原試飛

發動機裝在預定的裝機對象上，作為動力裝置負責提供飛機的所有動力，飛往高高原機場進行試飛。這是對飛機和發動機作為1 個整體的考核試飛，起動試驗目的為驗證在裝機目標環境下發動機的起動性能。該試驗中每個發動機都是被試對象，需要具備高高原起動能力，否則飛機有滯留機場無法轉場的風險，因此首次高高原試飛的風險較高。

3.2 影響高高原起動成功的因素

3.2.1 起動機能力降低

發動機地面起動的前半程需要依靠起動機的帶轉，到自平衡轉速后，發動機才有自行加速的能力，因此發動機的起動能力在一定程度上依靠起動機的能力，發動機的起動特性也依賴于起動機的特性。

根據大氣性質，空氣密度隨海拔上升而下降，因此空氣渦輪起動機的輸出扭矩和功率會隨著海拔的上升而下降。使用發動機模型進行仿真計算，得到隨海拔升高的發動機起動仿真結果（起動時間、起動機扭矩和功率做百分數處理）見表1。地面起動和高高原起動用時對比如圖4 所示。不同海拔條件下的起動機最大輸出扭矩和功率的變化趨勢如圖5 所示。從表1 中可見，假設海平面輸出功率和扭矩為100%，在2438 m 的高高原機場，起動機輸出功率和扭矩分別降低27.07%和25.76%；而在3658 m 時，起動機輸出功率和扭矩分別降低38.13%和36.44%；當到達4572 m 的高高原時，起動機輸出功率和扭矩分別只有53.9%和56.55%。

表1 隨海拔升高的發動機起動仿真結果

圖4 地面起動和高高原起動用時對比

圖5 起動機最大功率和扭矩隨海拔變化

因此，高高原機場試飛中高海拔造成起動機能力降低，對發動機起動有不利的影響。

3.2.2 轉子運轉阻力增大

高高原的環境溫度普遍比平原的低，低溫對起動過程的影響較為復雜，為研究溫度對發動機物理特性的影響，利用發動機冷運轉數據進行對比分析。試驗結果如圖6 所示。從圖中可見，隨著環境溫度降低，發動機帶轉轉速降低，轉速上升速率降低，在大氣溫度低于-10 ℃以后尤為顯著。起動機脫開后，轉子自轉時間明顯縮短，轉速下降速率升高。

圖6 不同溫度下冷運轉帶轉轉速對比

不同溫度下發動機阻力矩隨高壓軸轉速的變化如圖7 所示。從圖中可見，隨著溫度降低阻力矩顯著增大。滑油黏度隨溫度降低呈指數增大，軸承阻力隨著滑油黏度增大而增大，因此在冷天發動機的阻力將急劇增大[17]。

圖7 不同溫度下阻力矩對比曲線

3.2.3 燃油噴嘴霧化效果差

燃油的點火和燃燒是一個復雜的物理化學變化過程。燃油被燃油泵送至噴嘴，在噴嘴完成與空氣的摻混和霧化，然后被噴入燃燒室參與燃燒。

燃油霧化顆粒的尺寸大小常用油霧平均直徑（索太爾平均直徑）SMD表示。SMD是1 個假想值，用SMD直徑代替原來燃油液霧的特征值，是其總體積和總表面積的比值[18]

式中：n為直徑D的液滴數。

SMD越小，表示油霧越細，更易于蒸發和燃燒；同時其總表面積越大，蒸發得越快。

當噴射壓力低時，油霧顆粒比較大，噴射壓力高時，油霧的顆粒較細，隨著壓力的增高，油霧顆粒呈現出逐漸細化的趨勢。SMD隨噴射壓力的變化如圖8 所示[19]。

圖8 某噴嘴SMD隨噴射壓力的變化

噴孔孔徑不變時，隨著噴射壓力的提高，燃油流速將進一步增大，摩擦力也隨之增大，燃油被磨成非常細的油滴，燃油噴霧將由油束變為油霧，其形狀由細長型變成具有一定噴霧錐角且穩定的形狀。發動機在高高原工作時，進氣質量流量減少，為了保持油氣比，供油量也會減少。由于燃油噴嘴的物理結構不會變化，燃油流量的下降是供油壓力和流速降低的結果，因此隨著SMD增大，燃油霧化效果變差，發動機起動變得困難。

3.2.4 部件效率和穩定性降低

在高空低馬赫數條件下，雷諾數處于非自模區，遠低于臨界雷諾數，壓氣機、渦輪部件效率明顯降低，壓縮部件效率降低可達1.5%，渦輪部件效率降低可達1.2%，對發動機性能影響顯著，其風扇/壓氣機喘振邊界向下移動，穩定裕度降低[20-21]，部件效率和穩定性下降也會對起動性能產生不利影響。

通過對發動機高高原環境下的雷諾數修正，并進行整機仿真模擬對比分析，得出雷諾數效應會降低部件的壓比和效率，使壓縮部件的喘振邊界向下移動[22]，同時導致風扇、增壓級、高壓壓氣機特性圖上的共同工作線上移。因此喘振邊界下移和工作線上移雙向作用對起動性能產生不利影響。

3.3 提高高高原起動成功率的方法

3.3.1 循序漸進原則

為確保試飛安全性，遵循循序漸進的原則，先進行高高原地面臺、飛行臺試驗，各項參數均達標后再進行高高原機場試飛。飛機進行高高原試飛前要做大量的飛發聯合仿真和模擬機試驗，以模擬試飛中飛機的操穩特性和性能，為即將要在高高原試飛中的試驗點或者動作做出分析，模擬機也可以讓飛行機組事先熟悉飛機的響應。

3.3.2 高高原試飛起動試驗流程

發動機在高高原簡易地面臺試驗時，可以調節起動機進氣壓力、發動機引放氣規律和起動階段供油規律。發動機在飛行臺試驗時，除了APU 供氣起動外，還可以依靠其余發動機的交輸引氣起動，即使試驗發動機起動不成功，飛行臺也可以依靠其余發動機進行轉場飛行，相關故障或者數據可以返回海拔較低機場進行分析。高高原試飛不同于地面臺試驗，也不同于飛行臺試驗，飛機在高高原機場降落后，若發動機不具備起動能力，飛機很可能無法起飛被困于機場，這對于試飛本身和取證工作的進行都極為不利。

按照循序漸進原則，設計了高高原起動風險規避試驗流程，如圖9 所示。飛機降落在高高原機場后單發不停車，起動輔助動力裝置APU，如果APU 起動成功，發動機干運轉使排氣溫度ITT小于120 ℃，APU引氣進行熱發起動。如果熱發起動成功則關閉發動機，充分冷卻后進行冷發起動，如果冷發起動成功可結束APU 起動試驗；如果冷發起動不成功，使用地面氣源車引氣再試驗冷發起動，如果仍然不能冷發起動，提升另一發推力，使環控簡圖頁上的引氣壓力達到最大，使用交輸引氣起動發動機，返回低海拔機場。如果APU 引氣進行熱發起動不成功，嘗試使用地面氣源車引氣進行熱發起動，如果熱發起動成功，則返回低海拔機場；如果熱發起動仍不成功，則使用交輸引氣進行熱發起動返回低海拔機場。如果APU 起動不成功，接入外部氣源，發動機干運轉使排氣溫度小于120 ℃后從外部氣源引氣進行熱發起動。如果熱發起動成功，關閉發動機，充分冷卻后從外部氣源引氣進行冷發起動，如果冷發起動成功，結束試驗；如果冷發起動不成功則使用交輸引氣進行冷發起動返回低海拔機場。如果從外部氣源引氣進行熱發起動不成功，則使用交輸引氣進行熱發起動返回低海拔機場。即依次嘗試APU 和地面氣源車的熱發起動，然后嘗試冷發起動。在確認發動機具備僅依靠APU 或者氣源車引氣在冷浸狀態實現起動的能力后，再關閉另一個發動機。能順利冷發起動標志著發動機高高原起動試驗成功，至此發動機的高高原起動能力得到確認。

圖9 高高原起動風險規避試驗流程

高高原起動風險規避試驗流程制定的目標是把高高原起動不成功的風險降到最低，確保飛機首次轉場高高原機場后不會被困在高高原機場，能夠繼續開展試飛取證工作。

3.4 高高原試飛起動試驗流程的驗證

2020 年，某民用飛機應用本文設計的高高原起動風險規避試驗流程在某高高原機場完成了首次高高原起動試驗，驗證了試驗流程的有效性。

飛機先從某平原機場轉場飛往某高高原機場，著陸后單發保持慢車狀態，試驗發動機正常停車，按照高高原起動試驗風險規避流程開始高高原起動試驗。起動APU，APU起動成功后，發動機進行干運轉，然后從APU 引氣起動熱發。首次熱發起動過程中，發動機起動超溫，本次起動終止。按照發動機起動流程，起動超溫保護終止起動后，發動機進行二次干運轉，然后進行第2 次熱發起動。發動機2 次熱發起動成功。根據發動機手冊定義，地面起動失敗為連續3 次起動均失敗，因此認為APU 引氣熱發起動成功。按照試驗流程，試驗發動機關車冷卻并且APU 關車，等待試驗發動機充分冷卻后起動APU，進行從APU 引氣的冷發起動試驗，發動機冷發起動成功。認為發動機具備在該高高原機場的APU 引氣冷發起動能力，APU引氣冷發起動試驗結束。

為了充分驗證發動機的高高原起動能力，考慮到即使APU 故障，飛機也可以按照最低設備放行清單放飛，因此除了APU 引氣起動試驗，還進行了地面氣源車引氣和交輸引氣冷發起動試驗。在進行地面氣源車引氣冷發起動時，發現在高高原機場地面氣源車的供氣能力與平原機場相比有所下降，并且在高高原試驗時地面氣源車供氣壓力有可能發生波動。考慮到本次試驗使用的地面氣源車并不是針對高高原運營設計優化的，因此后續高高原運營時，地面氣源車需要進行專項設計優化，以達到與目前主流高高原運營機型一致的供氣能力。在進行交輸引氣冷發起動試驗時，起動機氣源是另一臺發動機的壓氣機級間引氣，因此可以通過調節氣源發動機的工作狀態以獲得足夠的氣源壓力。高高原試驗中使用APU 引氣冷發起動成功的試驗結果如圖10所示。

圖10 高高原試飛APU引氣冷發起動

高高原試驗中使用交輸引氣冷發起動成功的試驗結果如圖11所示。

圖11 高高原試飛交輸引氣冷發起動

4 結論

（1）建立了發動機高高原起動模型，提出了發動機高高原起動設計及優化方法。

（2）分析了影響發動機高高原起動成功的4 項主要因素。利用建立的發動機仿真模型計算了隨著海拔高度的增加起動機最大輸出功率和扭矩的降低量。利用試驗數據分析了不同環境溫度下起動機帶轉轉速及阻力矩隨轉速的變化規律。

（3）提出了提高發動機高高原起動成功率的方法，設計了發動機高高原起動風險規避試驗流程，并在高高原機場完成試驗驗證。