某燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)高空起動(dòng)供油規(guī)律試驗(yàn)研究

劉祥平，袁先圣，羅鐵彬

某燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)高空起動(dòng)供油規(guī)律試驗(yàn)研究

劉祥平，袁先圣，羅鐵彬

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南 株洲 412002）

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程十分復(fù)雜，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度和壓力直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)能否成功起動(dòng)。通過(guò)起動(dòng)規(guī)律試車(chē)臺(tái)可以研究發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程，找出起動(dòng)過(guò)程最佳供油規(guī)律。以某燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)為對(duì)象，研究其起動(dòng)過(guò)程，通過(guò)調(diào)節(jié)燃滑油泵調(diào)節(jié)器參數(shù)，改變起動(dòng)過(guò)程燃油流量，從而得到理想的起動(dòng)性能。試驗(yàn)結(jié)果表明，通過(guò)調(diào)節(jié)供油規(guī)律，起動(dòng)機(jī)在6 km模擬高度低溫環(huán)境下能成功起動(dòng)，且起動(dòng)時(shí)間符合要求。

燃?xì)鉁u輪起動(dòng)機(jī)；高空起動(dòng)；供油規(guī)律；起動(dòng)性能

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)程。起動(dòng)過(guò)程中的供油規(guī)律既要滿(mǎn)足起動(dòng)時(shí)間要求，又要受到燃燒室貧油和富油穩(wěn)定工作邊界、壓氣機(jī)的工作穩(wěn)定裕度及熱端部件承熱能力的限制。目前還不能完全采用數(shù)學(xué)模型的方法進(jìn)行計(jì)算，主要依靠試驗(yàn)與經(jīng)驗(yàn)來(lái)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)性能。只有經(jīng)過(guò)大量的試驗(yàn)，才能在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，歸納出實(shí)用可靠的經(jīng)驗(yàn)公式。

1 試驗(yàn)設(shè)備和方法

起動(dòng)規(guī)律試車(chē)臺(tái)是用于模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)地面或空中起動(dòng)能力的地面試驗(yàn)設(shè)備，主要由冷、熱氣源供氣系統(tǒng)，混合器，試驗(yàn)艙，試驗(yàn)臺(tái)架，冷卻器，噴淋塔，連接管路以及管路附件組成。

2 燃油流量調(diào)節(jié)方法

起動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)由機(jī)械液壓式燃滑油泵調(diào)節(jié)器（簡(jiǎn)稱(chēng)燃調(diào)）自動(dòng)控制。在起動(dòng)過(guò)程中，燃滑油泵調(diào)節(jié)器根據(jù)壓氣機(jī)后壓力（3）供油，起動(dòng)成功后便在燃滑油泵調(diào)節(jié)器的物理轉(zhuǎn)速限制器和燃油流量限制器的限制下工作。

起動(dòng)機(jī)供油規(guī)律調(diào)節(jié)主要通過(guò)調(diào)節(jié)螺釘改變供油量，燃油流量調(diào)節(jié)方法如圖1所示。

圖1 燃油流量調(diào)節(jié)方法

各螺釘調(diào)節(jié)能力如下。

Ⅰ號(hào)螺釘：用于起動(dòng)和加速供油曲線(xiàn)的平行移動(dòng)。

Ⅱ號(hào)螺釘：用于起動(dòng)和加速供油曲線(xiàn)斜率的調(diào)整。

Ⅲ號(hào)螺釘：用于起動(dòng)機(jī)最小燃油流量的調(diào)整。

Ⅳ號(hào)螺釘：用于起動(dòng)機(jī)最大燃油流量的調(diào)整。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

起動(dòng)機(jī)在0～6 km不同高度、進(jìn)氣溫度下進(jìn)行起動(dòng)試驗(yàn)，隨著高度的增加，起動(dòng)時(shí)間逐漸增大。=6 km/0=﹣24 ℃模擬環(huán)境下起動(dòng)時(shí)間超過(guò)規(guī)定值。=6 km/0=﹣40 ℃模擬環(huán)境下，起動(dòng)失敗，起動(dòng)過(guò)程曲線(xiàn)如圖2所示。從圖2可以看出，燃油流量走勢(shì)正常，3壓力波動(dòng)，導(dǎo)致油氣比偏高，出現(xiàn)失速，進(jìn)而導(dǎo)致起動(dòng)失敗。

圖2 H=6 km/T0=﹣40 ℃第一次起動(dòng)過(guò)程曲線(xiàn)

為了減少起動(dòng)機(jī)高空環(huán)境下的起動(dòng)時(shí)間，提高起動(dòng)機(jī)的高原起動(dòng)能力，需要提高高空時(shí)的燃油流量，使起動(dòng)機(jī)加速變快。

將Ⅱ號(hào)螺釘順時(shí)針旋轉(zhuǎn)4圈，提高起動(dòng)過(guò)程中供油流量。將Ⅳ號(hào)螺釘順時(shí)針旋轉(zhuǎn)30°，增加最大供油上限。從圖1可知，燃油流量上限提高，斜線(xiàn)段斜率增大，Ⅲ號(hào)螺釘不動(dòng)的情況下，燃油流量初始供油量會(huì)降低。這樣調(diào)節(jié)將有助于避免起動(dòng)初始階段出現(xiàn)失速，提高加速階段的加速性能。

第二次進(jìn)行=6 km/0=﹣40 ℃模擬環(huán)境下起動(dòng)試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果與調(diào)節(jié)前比較如圖3所示。

圖3 H=6 km/T0=﹣40 ℃第一次、第二次起動(dòng)過(guò)程曲線(xiàn)

由圖3可知，調(diào)節(jié)燃油供油規(guī)律后，起動(dòng)初始階段因供油量相對(duì)第一次的供油量減少了4.7%，起動(dòng)過(guò)程中未出現(xiàn)失速，轉(zhuǎn)速未出現(xiàn)波動(dòng)。起動(dòng)帶轉(zhuǎn)結(jié)束后，由于加速階段供油量相對(duì)第一次只增加了1.3%，發(fā)動(dòng)機(jī)加速緩慢，直到12 s時(shí)，轉(zhuǎn)速上升，使起動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)后總壓3變大，進(jìn)而使發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量提高，才出現(xiàn)明顯加速現(xiàn)象。第二次起動(dòng)時(shí)間超出規(guī)定值。

繼續(xù)將Ⅰ號(hào)螺釘順時(shí)針旋轉(zhuǎn)180°，將起動(dòng)過(guò)程中斜線(xiàn)段供油量整體提高，同時(shí)將Ⅲ號(hào)螺釘逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)60°，減少起動(dòng)初始供油量，以保持最小燃油流量相對(duì)第二次基本不變、相對(duì)第一次要低進(jìn)行試驗(yàn)。第二次、第三次試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。

由圖4可以看出，調(diào)節(jié)燃油供油規(guī)律后，起動(dòng)初始供油量相比第二次增加了2.5%，相比第一次少了2.3%，起動(dòng)初始階段未出現(xiàn)失速導(dǎo)致的轉(zhuǎn)速波動(dòng)。起動(dòng)加速階段，第三次因?yàn)橄啾鹊诙卧黾恿?.2%，相比第一次增加了4.4%燃油流量，起動(dòng)過(guò)程明顯加快，起動(dòng)時(shí)間也符合要求。

圖4 H=6 km/T0=﹣40 ℃第二次、第三次起動(dòng)過(guò)程曲線(xiàn)

4 結(jié)論

本文對(duì)某起動(dòng)機(jī)進(jìn)行了起動(dòng)規(guī)律試驗(yàn)研究，可以得到如下結(jié)論。

某起動(dòng)機(jī)使用原有供油規(guī)律，在模擬高度6 km低溫環(huán)境試驗(yàn)時(shí)出現(xiàn)失速導(dǎo)致起動(dòng)失敗。通過(guò)調(diào)節(jié)燃滑油泵調(diào)節(jié)器減少初始供油量、兩次增加起動(dòng)過(guò)程加速階段的供油量后，起動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程未再出現(xiàn)失速、加速特性明顯變好，起動(dòng)成功且起動(dòng)時(shí)間符合要求。

在本文的高空低溫模擬試驗(yàn)中，起動(dòng)初始階段供油量相對(duì)原始供油規(guī)律減少4.7%（第二次）、2.3%（第三次）后，均未出現(xiàn)失速現(xiàn)象導(dǎo)致的轉(zhuǎn)速波動(dòng)。起動(dòng)加速階段相對(duì)原始供油規(guī)律增加1.3%（第二次）可以改善起動(dòng)性能，使發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)成功，增加4.4%（第三次）可以使發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)成功且起動(dòng)時(shí)間滿(mǎn)足要求，對(duì)今后同類(lèi)型試驗(yàn)有參考價(jià)值。

［1］侯敏杰.高空模擬試驗(yàn)技術(shù)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2014.

［2］張寶誠(chéng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和測(cè)試技術(shù)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

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A

10.15913/j.cnki.kjycx.2020.12.006

2095－6835（2020）12－0017－02

〔編輯：王霞〕