小型渦軸發動機點火供油控制規律

楊恒輝, 毛 寧, 張寶升, 王 超

(航空工業西安航空計算技術研究所, 西安 710065)

近年來，小型渦軸發動機在無人直升機、飛機輔助動力中廣泛應用，尤其是輔助動力裝置作為一種小型渦軸發動機，能夠為飛機提供起源和電源，減小飛機對地面電源車、氣源車的依賴，提升飛機的自主保障能力。輔助動力能否成功點火起動，直接影響著飛機的機動性、自主保障能力和安全性，是發動機控制的一項關鍵技術。國外早在20世紀50年代就開始作為輔助動力的小型渦軸發動機的研究；20世紀80年代，輔助動力控制逐步進入數字電子控制，起動可靠性進一步提升，霍尼韋爾設計的RE220和漢勝公司設計APS5000起動運行高度已達到13 100 m，但相關控制技術報道鮮少。中國在輔助動力上的研制起步較晚，主要集中在輔助動力的本體設計。對于點火技術，劉國滿等[1]開展了點火提前角對燃燒排放的影響；喬屹等[2]開展了點火系統不同儲能下點火頻率穩定性研究；李大為等[3]開展了改善發動機高原起動性能研究。目前，對于輔助動力的點火控制技術多采用恒定油氣比供油點火，即Wf/P3=f(n)，其中，Wf/P3為燃油流量與壓氣機出口壓力的比，n為發動機核心機轉速，f為油氣比。油氣比主要表征進入燃燒室的燃油流量與進入燃燒室的空氣流量的比值，這個比值可以較好地反映燃燒的物理特性，實現發動機可靠燃燒[4-6]。但其具有一定的局限性，在燃燒室性能退化、低溫、高空等條件下，點火成功率會降低，易將出現燃燒室無法點燃或點火失穩等情況。

為此，針對小型渦軸發動機的起動點火控制，采用一種激增脈沖步進式點火供油控制規律，通過激增脈沖與步進式供油控制，提高輔助動力裝置(auxiliary power unit, APU)地面和空中起動點火的自適應能力與可靠性。

1 起動點火分析

發動機的起動過程分為三個過程：第一階段：由起動機帶轉發動機轉速到達點火轉速點，開始起動點火；第二階段：發動機點火成功，渦輪開始做功，與起動機共同輸出功率，使發動機加速到起動電機脫開轉速點；第三階段：起動機脫開后，由渦輪單獨輸出功率帶轉發動機到達穩態。圖1發動機起動過程。

n1～n4為轉速圖1 發動機起動過程Fig.1 Engine start-up process

小型渦軸發動機起動點火時機在第一階段，由轉速n1到轉速n2區間是最優點火區間。發動機的起動點火轉速點確定主要由壓氣機特性決定，要保證起動點火時刻燃燒室內有合適的空氣量，同時，要保證進入燃燒室的氣流速度不能過大[7]。發動機在轉速n1到轉速n2轉速區間的工作線上，壓氣機增壓比變化較小，在相同工作環境下，進入燃燒室的空氣流量基本穩定，是小型渦軸發動機起動點火的理想區間。

小型渦軸發動機地面起動點火主要影響因素為環境壓力和環境溫度。環境壓力在地面對發動機起動的影響主要體現在高原起動性能上，由于高原環境壓力，空氣密度低，將導致進入發動機的空氣流量減少，點火供油若不能及時減少，將導致富油燃燒，出現點火熄滅或者起動超溫現象[8-9]。

進口溫度過高，導致渦輪入口溫度快速增高，但渦輪進口空氣流量不足，渦輪無法輸出起動加速所需的功率，易導致熱懸掛現象出現。

在嚴寒低溫環境，當渦軸發動機隨飛機經歷低溫冷浸歷程時，由于低溫對航空煤油的運動黏度有著巨大影響，特別是0 ℃以下，航空煤油的黏度快速增加。根據徐圃青等研究，在氣流速度一定，燃油壓力不變的情況下，進氣壓力越低，大顆粒油珠越多，燃油霧化效果越差[10]。

因此，在低溫狀態起動時，渦軸發動機的點火裝置能夠正常工作，由于燃油溫度較低，低溫燃油黏度較大，導致進入燃燒室的燃油揮發性和霧化效果變差，燃燒室聯焰緩慢，燃燒室內很難成功點火或形成穩定火焰，易導致點火失敗和點火時間將增長，渦軸發動機點火的成功率降低。

同時，低溫也會導致滑油黏度增加，將導致渦軸發動機系統潤滑效果變差，且增大了起動阻力。

無論是大型發動機還是小型渦軸發動機，控制空中起動點火都是其面臨的最大問題之一。隨著高度的增加，空氣密度減小，在高空6 000 m，空氣密度只有地面的47%，進入渦軸發動機的空氣流量急劇減少，導致點火所需供油量降低，因此，若渦軸發動機在高空采用與地面相同的點火供油規律極易引起富油導致點火失敗；同時，由于小流量的燃油調節精度不高，將導致實際進入渦軸發動機的供油量與期望值誤差較大，此時采用恒定點火供油，也會導致空中點火成功率降低。

2 點火供油控制規律設計

根據發動機設計特性，實現起動供油點火成功的重要因素就是燃燒室內有合適的油氣比，即

f=wf/qm

(1)

式(1)中：f為油氣比；wf為進入燃燒室的燃油流量；qm為進入燃燒室的空氣流量。

發動機燃燒室設計完成后，發動機點火與穩定燃燒的油氣比區間也將基本確定。因此，點火供油量即是進入發動機燃燒室空氣流量的函數。

根據燃燒室點火油氣比設計特性，通過燃油溫度對油氣比燃油進行修正，計算渦軸發動機初始點火供油量，采用脈沖步進式供油控制，逐步增大點火供油流量，以提高點火的成功率。

2.1 點火初始供油設計

影響發動機進氣流量的主要因素包括：進口壓力P1、進口溫度T1和發動機核心機轉速n。在發動機燃燒室設計完成后，點火油氣比特性已經確定，因此，可通過進口空氣流量確定點火供油流量。

根據壓氣機的通用特性可得

qm,cor=f(ncor,π)

(2)

式(2)中：qm,cor為壓氣機換算空氣流量；ncor為壓氣機換算轉速；π為壓氣機增壓比。

在已知T1和n的情況下，ncor可表示為

(3)

根據壓氣機特性曲線，由ncor和π即可在壓氣機特性曲線上得到qm,cor，因此，流經壓氣機的空氣流量為

(4)

由于壓氣機點火轉速區間內轉速較低，壓氣機增壓比變化可以忽略，且在相同環境下空氣流量只與進口壓力和溫度有關。因此，忽略n和π對起動點火供油的影響，此時點火供油量為

w′f=f(qm)=f(P1,T1)

(5)

2.2 基于燃油溫度的點火燃油補償控制

在高寒、高空等低溫環境下，由于進口溫度低，根據式(3)，渦軸發動機的換算轉速增大，壓氣機工作點右移，壓氣機換算空氣流量增大，由式(4)可以看出，燃油流量將增大，對發動機的起動性能有較大影響。當空氣動力之和大于表面張力與黏性力之和時，會發生液體的破裂。由此可見，表面張力和黏度是影響噴霧的主要因素。

根據牛頓黏度定律，得

(6)

式(6)中：u為速度；τ為單位面積上的摩擦應力，也稱剪應力；μ為流體黏性系數，其取決于分子的熱運動速度，即流體的溫度;du/dn為流體速度梯度。

由于液體分子間的內聚力，黏度系數隨著溫度的增大而減小，因此溫度越低，黏性力越大。

根據韋伯數定義可得

(7)

式(7)中：We為韋伯系數；d0為特征長度；ρa為流體密度；νa為流體速度；當液體流速增大時，表面張力系數σf減小，導致表面張力減小。

當發動機進氣條件不變時，氣動力不變，燃油溫度降低將導致燃油黏性力增加，如要保持燃油霧化效果，需減小燃油張力。

當增加燃油流量時，燃油流速增大， 根據式(7)、式(8)，表面張力減小，與黏性力增加抵消，使得低溫狀態燃油霧化效果保持不變。

在低溫狀態，根據燃油溫度對供油量進行修正，隨著燃油溫度降低，增大燃油流量，提升燃油流速，改善燃油霧化效果。

燃油溫度對燃油的修正采用比例修正：

β=f(Ffuel_temp)

(8)

式(9)中：β為燃油修正系數；Ffuel_temp為燃油溫度。

以標準大氣溫度15 ℃為分界點，當燃油溫度Ffuel_temp≥15 ℃時，β=1；當燃油溫度Ffuel_temp<15 ℃時，β逐步增大。

根據式(5)、式(9)得最終的點火初始供油為

Wf_base=w′fβ

(9)

Wf_base=f′(P1,T1,Ffuel_temp)

(10)

式中：Wf_base為初始點火供油量。

2.3 激增脈沖步進式點火供油控制

由于渦軸發動機要在一定的飛行包線內起動運行，其工作環境參數變化較大，尤其是在高海拔或空中情況下，由于起動點火環境較差，易導致點火不成功。因此，在設計點火供油規律時考慮起動包線內點火成功的可靠性是一項重要需求。

在渦軸發動機起動的全包線范圍內，以初始點火供油開始渦軸發動機的點火起動，當初始供油無法實現成功點火時，在初始點火供油量Wf_base的基礎上步進式增加點火供油流量，步進式供油量為(1+k)Wf_base，重新供油點火，實現穩定可靠點火，其中k為步進式供油增量系數。

在點火供油控制中，設計最大供油流量限制wfmax作為點火富油邊界。步進式點火供油示意圖如圖2所示。

圖2 步進式點火供油示意圖Fig.2 Diagram of stepping ignition and fuel supply

設置圖2中系數k隨著步進式點火供油的次數逐步增加，第一次點火時，采用初始點火供油，此時k=0；第一次點火不成功，開始第二次步進式供油點火時，增大k的取值，如k=0.2，增大點火供油量。

考慮發動機低溫或空中起動點火時，由于空氣密度較小、進氣溫度較低，燃油霧化效果變差，采用燃油激增脈沖法：在步進式供油(1+k)Wf_base供油前，瞬間增大燃油流量wf到最大輸出燃油流量，實現供油管內燃油的快速填充，提高噴口燃油壓力，改善燃油霧化效果，提高點火的成功率。

激增脈沖步進式點火供油的邏輯如圖3所示。圖3中，t1～t2時間段為激增脈沖供油，激增脈沖的供油量可設定為燃調最大輸出供油量，通過控制激增脈沖時間，控制實際輸出燃油量的大小，燃油激增脈沖的時間不能過長，否則將可能導致燃燒室富油，熄火或起動超溫；t2～t3時間段內，按照(1+k)Wf_base規律增加點火供油，此期間發動機電子控制器通過排氣溫度的變化檢測是否點火成功，當渦軸發動機點火成功，則退出點火供油進入起動加速供油邏輯；不同發動機可根據特性設計多個時間分段曲線，開展階躍式步進供油控制，逐步增大點火供油量，以提升點火的成功率。

圖3 脈沖供油邏輯圖Fig.3 Logic diagram of plus fuel supply

3 試驗驗證

在輔助動力裝置上開展了脈沖步進式起動點火供油控制規律試驗驗證。圖4為地面狀態下，設置不同進口溫度和燃油溫度，控制輔助動力裝置點火起動。

P2為發動機進口壓力；T2為發動機進口溫度圖4 地面起動試驗驗證Fig.4 Low temperature start simulation on ground

由圖4可見，地面狀態下，起動環境溫度和燃油溫度越低，點火步進供油的初始供油越大；隨著燃油溫度的降低，初始供油也逐漸增大；在圖4(b)初始點火供油前，采用激增脈沖供油，瞬時增大燃油流量，改善燃油霧化效果，快速建立燃燒環境，提高了點火的可靠性。

圖5為高空模擬環境下，不同高度、溫度，控制輔助動力裝置點火起動。

由圖5可知，由于高空氣壓、溫度低，導致進氣量不足，且空氣溫度低，點火困難，圖5(a)、圖5(b)第一次初始供油點火均未成功，對此通過增加供油量進行了第二次點火，并點火成功；同時，隨著燃油溫度的降低，通過燃油溫度補償控制，初始供油也出現了明顯增大；圖5(b)在初始供油點火最后階段，排氣溫度開始上升，但并未到達點火成功判定閾值，因此，第二次輸出激增脈沖供油，當脈沖輸出完成后，排氣溫度超過點火判定閾值，立即停止第二次步進供油，進入起動加速供油控制。

通過地面和高空模擬試驗多次驗證，激增脈沖步進式點火供油控制規律均能夠可靠實現輔助動力裝置點火起動。

圖5 空中點火起動Fig.5 Air ignition starting

4 結論

研究一種小型渦軸發動機起動點火供油規律的設計方法。采用該點火供油控制規律，可以在很大程度上提高渦軸發動機全包線內起動點火的成功率和可靠性。通過試驗驗證，得出以下結論。

(1)所設計的點火供油規律在設計過程中采用渦軸發動機進口溫度和壓力計算點火所需基礎供油，同時利用燃油溫度最點火基礎供油進行補償控制，具有較好的適應性，在輔助動力裝置系統試驗驗證中，點火可靠；

(2)所設計的點火供油控制規律通過點火不成功時的激增脈沖與步進供油控制，能夠較好地增強發動機點火的可靠性與系統的可用性；提高了系統的安全性與壽命。通過對輔助動力裝置系統試驗驗證結果分析，輔助動力裝置點火起動過程各項參數變化平穩，未出現超溫或喘振等異常情況，點火過程穩定可靠。