燃氣渦輪起動機高空臺高空起動試驗研究

鐘華貴，劉洪凱，孫瑞禮

燃氣渦輪起動機高空臺高空起動試驗研究

鐘華貴，劉洪凱，孫瑞禮

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

介紹了某型燃氣渦輪起動機在高空臺進行高空起動試驗的安裝方式、試驗條件和試驗方法，并對高空起動試驗結果進行了詳細分析。研究表明，通過增加起動加速供油量與起動電機功率，可有效擴展燃氣渦輪起動機的高空起動包線，且起動機的冷機時間對其起動特性有著顯著影響。同時，在此類起動機高空臺試驗中，應對滑油管道提供相應的保溫措施，以保證起動機在低溫環境下的冷機過程中，滑油溫度不至于過低而影響起動。

燃氣渦輪起動機；高空模擬試車臺；空中起動；輔助空中起動；供油規律；起動包線

1 引言

可靠的空中起動是現代軍用噴氣發動機安全工作的關鍵。尤其是對于單發作戰飛機，一旦飛機在空中停車，如不能可靠地完成空中起動，就可能機毀人亡[1]。由于起動機可為發動機提供額外功率，加快發動機起動速度，提高空中起動能力，因此，為擴展發動機空中起動包線范圍，許多發動機都采用起動機輔助空中起動的方式[2]，并規定其包線范圍，如圖1所示[3]。

某型發動機本不具備起動機輔助空中起動功能，但為解決其空中起動的可靠性問題，提出了起動機輔助空中起動方案。起動機輔助空中起動主要有兩個問題需要解決，一是發動機風車狀態下起動機輸出軸與發動機的平滑嚙合，二是燃氣渦輪起動機的高空起動特性。

圖1 發動機典型包線Fig.1 Typical operational envelope for an engine

由于為該型發動機匹配的燃氣渦輪起動機，是為發動機地面起動而設計的，其起動高度僅能達到高原起動高度，對于空中起動而言顯然不夠。因此，必須拓寬起動機的起動邊界，特別是起動高度，從而擴展輔助空中起動包線范圍。

拓寬燃氣渦輪起動機起動邊界的主要方法，有提高起動電機脫開轉速、延長起動電機脫開時間、增大起動電機功率、增大點火能量、改變供油規律等。這些手段的實施效果，最終都必須在飛行試驗臺或高空模擬試車臺(以下簡稱高空臺)上驗證。由于飛行試驗費用高，且起動試驗往往調整量較大，在飛行臺上專門摸索起動邊界顯然不經濟。另外，飛行臺難以達到極限天氣的進氣溫度，而進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氣溫度條件，這在高空臺上較易實現。

本文敘述了燃氣渦輪起動機在高空臺進行起動試驗的方法和結果，包括起動機在高空臺的安裝方式、試驗方法，及供油規律、電機功率、冷機時間對起動特性的影響。

2 起動機及其安裝方式

燃氣渦輪起動機是一種帶自由渦輪的小型渦軸發動機，主要用于發動機的地面起動、冷運轉、啟封和油封。起動機在結構上為燃氣發生器和動力輸出兩個單元體。起動工作方式為：通過環形徑向進氣裝置進入壓氣機的空氣經壓縮后進入燃燒室，在燃燒室內與甩油盤噴射的燃油混合，形成的燃油空氣混合氣借助點火電嘴火花點燃(點火系統中設有補氧裝置)，產生的高溫燃氣進入燃氣渦輪和自由渦輪；燃氣渦輪將部分燃氣能量轉化成帶動壓氣機和附件旋轉的機械能，自由渦輪產生的扭矩，經減速器和輸出軸傳送到飛機外置附件機匣傳動機構，帶動發動機高壓轉子旋轉。

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

圖2 高空艙內起動機安裝示意圖Fig.2 The starter in an altitude simulated cell

3 試驗測試方法

在高空艙水平中心平面上均布6支PT100熱電阻測量艙內氣流溫度。由于艙內氣流速度不到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，排氣溫度用機載K型溫度傳感器測量，壓氣機出口壓力由DSA3017電子掃描閥測量，轉速和渦輪流量計的轉動頻率引入VXI系統采用測周期的方法測量。

起動機的進氣壓力由模擬高度計算得到；進氣溫度除了標準大氣溫度外，還包括相應高度下時間風險率為5%的低氣溫和高氣溫。高空起動試驗主要進氣參數如表1所示。

表1 高空起動試驗進氣參數Table 1 Air pressure and temperature for air start test

每次起動前，首先調節高空艙內氣流的溫度和壓力，使之符合起動機進氣要求。為確保起動過程中氣流壓力穩定，高空艙氣流流量控制在起動機所需流量的2～3倍。由于缺乏空中起動條件下的起動機負載特性，起動機起動過程的加載按地面試驗進行(即輸出軸轉速的時間歷程滿足圖3的要求)，通過測功機自動調節負載大小來實現。還配置了一套以PLC控制器為平臺的起動機自動控制系統，起動機的脫開保護時間、點火時間、滑油壓力保護及補氧時間，均可根據需要進行調整。

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

起動機高空起動考核時，若起動成功，控制兩次起動時間間隔不小于10 min，且進出口溫差不大于20℃。連續三次起動成功才認為起動機在該狀態下起動成功。

4 供油規律對起動的影響

供油規律是影響起動的最主要因素。起動機起動過程中的供油量，由起動加速控制器(圖4[4])控制調節。起動機高空模擬試驗過程中，對加速控制器的調整螺釘進行了一次調整：Ⅰ號、Ⅱ號調整螺釘分別向順時針和逆時針各旋轉一個角度。因Ⅰ號調整螺釘順時針方向旋轉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

起動加速供油規律調整前后，假起動轉速與燃油流量的時間歷程如圖5所示。可見，調整前后燃氣渦輪的轉速幾乎相同，但調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，但燃油調節器并未設置燃油激增活門。通過分析燃油調節器及其連接的燃油管發現，燃油調節器上有一個向發動機油箱放油的接頭(簡稱回油接頭)，且該接頭是調節器低壓油路的出口。試驗過程中，回油接頭與起動機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，燃油調節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入燃燒室的燃油流量才相等。因此，初期測量的燃油流量遠高于進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。冷運轉過程也存在同樣情況：雖然實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(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。

在起動加速供油規律調整前，高度6.0 km/進氣溫度-20℃和5.0 km/-30℃以下的起動失敗；調整后，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，能有效拓寬起動機起動邊界。

圖5 供油規律調整前后假起動數據對比Fig.5 Wet cranking parameter contrast before and after adjusting fuel feeding law

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

圖7 典型冷運轉圖譜Fig.7 Parametric variation for typical dry cranking

調整前后，地面起動與空中起動的供油量和排氣溫度與燃氣渦輪轉速的關系如圖8所示。可見，調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。可以預計，起動加速供油量還有增加的余地，從而更有效地擴展起動包線。

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構可看出，起動加速控制器的初始位置一經確定，加速活門的開度就取決于膜盒內腔的壓力p3(與壓氣機出口壓力相同)。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成線性關系。不同高度下，起動加速供油量與p3的關系如圖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、不同進氣溫度下起動加速供油量與p3的關系，相同的線性關系同樣存在。雖然模擬高度相同，但由于溫度差別引起換算轉速差別，造成p3與轉速的關系不同，如圖12所示。可見，起動加速供油量與壓氣機出口p3成線性關系，與進氣壓力和溫度無關。

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

圖12 不同溫度下p3與轉速的關系Fig.12p3variation with gas generator rotational speed at different temperature

5 起動電機功率的影響

在高空起動試驗中，更換了一次起動電機，以增大起動電機功率。為便于對比，兩次冷運轉的環境條件幾乎相同，且距前次起動均在24 h以上，起動機處于完全冷卻狀態。兩次冷運轉時的環境溫度Tam與排氣溫度T9如表2所示，更換起動電機前后冷運轉曲線對比如圖13所示。可見，冷運轉過程中起動電壓幾乎完全相同，但更換電機后冷運轉穩定轉速高400 r/min左右，穩定轉速下的電流低10 A左右，電機的帶轉能力有所提高。

更換電機前，6.0 km/-45℃與6.5 km/-25℃狀態起動失敗；更換電機后，6.0 km/-50℃與6.5 km/-35℃起動成功。雖然更換大功率起動電機后帶轉能力提高不如預計明顯，但仍有效地擴展了起動邊界。

表2 兩次冷運轉環境參數對比Table 2 Ambient parametric contrast between two dry crankings

圖13 更換電機前后冷運轉對比Fig.13 Dry cranking parametric contrast before and after replacing electric starter

6 起動機冷機時間對起動的影響

在起動機高空起動調試過程中，相同起動機狀態下，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。分析發現，在5.5 km/-25℃不成功起動前，起動機已進行過5次起動。按起動規程，起動機要在-25℃左右環境溫度冷機30 min才開始進行5.5 km/-25℃的起動。而在5.5 km/-30℃狀態起動的前一次起動成功，且間隔時間約5 min左右。可見，相近進氣條件下，兩個狀態起動成功與否的主要差別，是起動機起動前在低溫下的冷機時間不同。高空艙內的起動機處于流動的冷空氣環境中，因而起動機停車后，起動機機體的溫度下降較快，且冷機時間越長溫度越低。起動機溫度降低，一方面使得轉子軸承及其粘附的滑油溫度降低，粘度增大，增加了轉子的阻力矩，轉子開始旋轉和起動電機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，不利于點火和燃燒[5，7，8]。這兩方面原因使機體溫度的降低對起動有較大影響，且負溫條件下尤為顯著。為使起動機的起動狀態具有一致性，在起動機高空起動考核試驗中，規定兩次起動時間間隔不小于10 min，且進出口溫差不大于20℃。實際試驗過程中，10 min足以將起動機進出口溫差降到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機體所處的熱平衡狀態，高空臺試驗也無法完全模擬該狀態，因此，高空臺試驗與飛行試驗的起動邊界會有一定差別。

7 低溫對滑油壓力的影響

高空起動試驗中，起動機的滑油箱置于艙外，滑油箱與起動機滑油泵進口之間用管道連接。在低溫起動試驗中，滑油管處于冷氣環境，冷機過程中管內滑油不流動，使得滑油溫度逐漸降低到艙內環境溫度。起動初期，由于低溫滑油的粘性大，導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達到表壓0.1 MPa的要求。圖14為6.0 km/-49℃狀態下的起動時間歷程曲線。由于環境溫度低，滑油壓力在36 s左右才達到表壓0.1 MPa的保護值，如果不取消滑油壓力保護，起動顯然不能成功。因此，在起動機高空起動試驗中，需取消滑油壓力保護這一限制，以確保起動成功。建議在以后的起動機高空臺起動試驗中，為保證起動機安全，高空艙內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 結論

燃氣渦輪起動機在高空臺的安裝連接方式與試驗方法滿足起動機高空起動試驗要求的條件下，通過調整供油規律與電機功率，使得該型起動機在6.0 km高度、5%時間風險率的溫度范圍內可靠起動，完成了起動機空中起動包線擴展試驗驗證。試驗結果表明，增加起動加速供油量，能有效擴展起動機的空中起動邊界，且加速階段的燃油流量只與壓氣機出口壓力有關，壓氣機出口壓力越高，燃油流量越大；增加電機功率雖然對帶轉轉速貢獻不顯著，但仍明顯地擴展了起動邊界；起動機的冷機時間，對其起動特性有著顯著影響。同時，在此類起動機高空臺試驗中，應對滑油供油管提供相應的保溫措施，以保證起動機在低溫環境下的冷機過程中，滑油溫度不至于過低而影響起動。

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《燃氣渦輪試驗與研究》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，從事航空發動機燃燒室設計與試驗研究及發動機整機試驗技術研究。