某型航空發動機高原起動供油規律研究

王兆銘，黃 毅，李詩軍，欒 東

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015；2.空軍油料研究所，北京100076）

0 引言

高原機場具有海拔高、氣壓低、空氣密度小、缺氧等氣候特點。發動機高原起動性能決定其能否配裝飛機在高原條件下使用。通常發動機高原起動試驗在高空臺條件下進行，但因高空臺的高原模擬環境與實際高原氣候條件有一定差異，難以摸清發動機高原起動控制規律和起動調整方法[1-9]。

本文以某型航空發動機高原起動供油規律研究為技術途徑，采用對自動起動器放氣嘴直徑、起動標記、起動補油的參數優化調整的方法，并使用3號航空噴氣燃料，通過某型發動機在高原條件下的起動考核驗證試驗，充分掌握發動機在高原機場的起動性能，為以后配裝飛機在高原機場的順利使用做好充分準備。

1 起動工作過程及起動供油調節

起動過程為按下起動按鈕后至發動機到達“慢車”狀態的整個過程，是電氣系統、燃油系統、發動機其他系統聯合工作的1個復雜工作過程[8-10]。其中，電氣系統工作按時間和轉速2種程序進行控制。起動時，將發動機操縱桿放到“慢車”位置，以按下起動按鈕瞬間作為零點，電起動機按時間程序分級起動，直到起動脫開轉速或起動周期結束時切斷。同時，按時間和轉速時序先后控制排油活門、點火、起動燃油電磁開關、起動補油電磁閥接通工作。

發動機起動過程的供油由2路組成。1路由主泵后經油門開關和慢車活門，并經過自動起動器放油控制后，進入主副油路和燃燒室；另1路在有補油調節時，由主泵后不經過油門開關，經補油活門、補油電磁閥直接進入副油路和燃燒室。

自動起動器是實現起動供油的控制裝置，其結構如圖1所示。其工作原理是靠噴嘴擋板調整放低壓油的油路的開度，通過調整放入壓油腔的燃油量來控制實際供油。在起動初期，壓氣機后P2壓力很小，作用于自動起動器噴嘴擋板左側的燃油壓力大于作用于擋板右側的彈簧力和空氣壓力，噴嘴擋板被打開，將油門開關和慢車活門后的部分燃油排入低壓腔；在起動后期，隨轉速升高，P2壓力增大，噴嘴擋板逐漸關死，經過油門開關和慢車活門的慢車燃油流量完全進入發動機。

圖1 自動起動器結構

2 高原起動主要影響因素及起動參數調整

高原機場的特點是海拔高、氣壓低，如從內地平原機場到西藏高原機場，海拔高度從0km升高到4km左右，大氣壓力從100kPa降低到60kPa左右。加之空氣密度低、氧氣質量分數小、機場四周山多、風沙大等特殊氣候環境，使進入發動機的空氣流量減少。因此，發動機在高原使用時，由于大氣環境條件變化較大，起動難度增大。起動機功率[9]、點火裝置及供油附件性能也是影響發動機高原條件下起動的因素。

某型發動機起動供油的調節主要通過主燃油泵上的自動起動器控制元件實現[11-14]。主要起動調整參數包括噴嘴擋板直徑、自動起動器彈簧剛度、P2節氣嘴直徑、起動放氣嘴直徑、起動標記圈數、慢車活門調整釘圈數和補油活門調整釘圈數。前3項為影響起動的結構參數，在發動機外場基本不可調整；后4項參數為發動機正常起動過程中的主要調整參數，調整這4個參數可以改變發動機在同一轉速下（P2壓力）下噴嘴擋板的受力，通過調整噴嘴擋板的平衡位置來調節發動機起動供油規律。在高原條件下，由于空氣密度減小，發動機相應狀態下的空氣流量減少，若應用在平原地區調定的起動參數，會出現起動富油，因此發動機在高原使用必須對起動參數進行調整，以確保發動機正常起動。隨著高度增加，在慢車供油量下發動機慢車狀態高、低壓轉速相應增加，高原起動時間相對延長。文獻[15-17]都研究了類似結構的發動機起動供油規律，其中文獻[15]和[16]從仿真角度研究了每個調整量對起動供油規律的影響，文獻[17]研究了2800m高原起動供油規律。本文針對在平原和高原的發動機起動情況，根據實際的試車情況總結出起動失速邊界和貧油邊界，得到不同高度下的起動供油規律調整方法。

3 高原起動參數摸底試驗

在發動機高原起動試驗前，首先在平原機場（相當于海平面）進行摸底試驗，在不同起動參數組合下，借鑒以往發動機在高空臺模擬高原起動的經驗，調整起動參數時盡量不考慮補油，只對起標和起動氣嘴進行組合調整。在高原條件下起動參數的使用原則為：

（1）發動機在高原起動時基本不用調整起動補油活門，以起動標記和起動放氣嘴為主要調整對象，二者匹配調整，得到合適的起動供油關系，以滿足發動機起動前段不冷懸掛（調整起標），起動后段不熱懸掛（調整放氣嘴）的要求。

（2）應根據高度不同調整發動機高原起動參數。也可適當使用起動補油活門減少起動補油量，避免因過多調整起動標記、圈數和起動放氣嘴直徑而影響發動機空中起動。

（3）發動機高原起動應優先保證發動機起動可靠，起動時間比在平原狀態下可以適當增加10～30s。

發動機在地面起動時的調整結果如圖2所示。曲線1是起動參數調整前的試驗結果，其起標、補油氣嘴直徑使用平原機場的使用參數，曲線2～6是模擬高原起動參數的試驗結果，進行了4次不同起標、補油氣嘴直徑下試驗，其起標選擇2.75~3.25圈、補油0圈、氣嘴直徑為2.3~2.5mm，可見在地面起動n2為40%時副油路壓力基本接近慢車下的；固定起動氣嘴，發動機起動標記由3.25圈調整到2.75圈，在起動前中期，在同樣的n2轉速下（20%～35%時），發動機供油量增加了30%；固定起動標記和補油，起動氣嘴由2.3mm調整到2.5mm，在起動中后期，在同樣的n2轉速下，發動機供油量減少25%左右。從4次模擬試驗結果可知，發動機在地面模擬高原起動的起動裕度較大。通過模擬試驗配合高空臺模擬高原起動的經驗，在高原起動時首先把起動標記多退1圈，根據高原高度適當選擇補油圈數和氣嘴直徑，本次初步確定高原起動的調整參數為起動標記3.75圈、補油0圈、氣嘴2.3mm。

圖2 在地面起動不同起動參數條件下n2和pfu的關系

4 發動機高原起動試驗

高原試驗在海拔高達4200m左右的高原機場進行,當地大氣壓力為60kPa，大氣溫度為15℃，是日前中國海拔最高的機場。如果通過了高原起動的考驗，基本在全國范圍內的高原機場都可以順利起動，不受地域限制。

發動機第1次起動是以地面起動摸底試驗結果為基礎，初步調整參數為起動標記3.75圈，補油0圈，起動氣嘴直徑2.3mm。發動機在n2=44%以后溫度持續上升，轉速略有下降，發動機熱懸掛，起動失敗。初步分析可能是高原狀態起動電源車功率損失較大、帶轉轉速較低，加上高原慢車轉速較高（n1=51%,n2=71%），起動機脫開后發動機不能靠自身的功率起動到高原慢車，應采取增加起動前期的供油量配合起動機帶轉轉速。把起動標記調整為3.5、4圈，進行第2次起動。此次起動過程中出現了同樣的問題，發動機在n2=42%時轉速略有下降，由于溫度上升發動機起動失敗。對數據進行分析發現，發動機在n2=42%~44%屬于發動機富油失速，此階段應是起動的后期，因此在起動后期發動機應當減少供油量。將發動機起標由3.5圈調到4圈，起動氣嘴直徑由2.3mm調整為2.5mm，發動機起動成功，起動時間為68s，起動溫度突升為456℃。從而找出了發動機富油邊界和貧油邊界。在認為能可靠起動的起動參數下，連續3次進行起動，起動成功率為100%，發動機起動供油失速邊界和貧油邊界如圖3所示。

圖3 發動機起動供油失速邊界和貧油邊界

從高原起動看，發動機起動氣嘴直徑為2.3mm時，無論起標記為3.5圈還是4圈，發動機均失速（p2、pfu下降，n1調轉，溫度上升較快）。在起動氣嘴直徑為2.5mm時，起動標記在3.5～4.0圈的調整范圍內起動良好，起動氣嘴噴嘴擋板在n2=58%的轉速完全關死。起動標記為3.75圈起動氣嘴直徑為2.6mm時發動機能正常起動。最終認為發動機可靠起動的參數為3.75圈，補油0圈，起動氣嘴為2.5mm的方案，利用該參數進行4次冷熱不同的起動，起動成功率達到100%。

5 結論

通過進行充分的地面和高原起動試驗，得到了某型航空發動機高原起動邊界。根據實際試驗結果，得到如下結論：

在海拔3500m以上的高原起動，無需進行地面起動補油，可以出場地面調整的貧油邊界為基準，外調1圈起動調整釘和放大0.2mm起動氣嘴。在海拔2000m以下的地區，無需調整起動調整釘和氣嘴參數，僅適當減少補油量即可。本文介紹的調整方法適用于類似結構的渦輪風扇和渦輪噴氣發動機高原起動供油規律調整，但是由于不同類型發動機起動特性存在差異，因此還需進一步研究二者的差異，更好地為發動機高原起動服務。

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