調整起動電流對渦輪發動機起動影響分析

馬靜宇，關思洋，徐野夫，遲曉林

（哈爾濱哈飛航空工業有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066）

0 引 言

電源起動的航空渦輪發動機由工作于起動機狀態下的起動發電機，在電力驅動下帶動發動機起動[1,2]。對于電源起動的航空渦輪發動機起動系統，其設計的關鍵點是保證發動機與起動發電機之間的良好匹配。一方面，起動發電機能夠提供足夠的力矩，以保證驅動發動機轉動；另一方面，起動力矩不可過大，以免發動機轉速上升過快而錯過點火時機導致起動失敗[3,4]。

1 理論分析

1.1 直升機發動機起動原理

直升機渦輪發動機的起動過程為機組將發動機開關置于“慢車”或“飛行”位置后，發動機電子控制單元（Engine Electronic Control Unit，EECU）執行起動命令，向起動接觸器線圈供電，起動接觸器觸點吸合，地面電源或機載蓄電池開始向起動發電機供電，發動機燃氣渦輪在起動發電機的驅動下由靜止開始運轉[5]。

發動機燃氣渦輪轉速N1是監測發動機起動過程的重要參數，在參數采集設備上以百分比（%）記錄。渦輪間排氣溫度T45是判定發動機點火情況的直觀參數，在參數采集設備上以攝氏度（℃）記錄。在發動機燃氣渦輪轉速N1達到適合點火的窗口期時，起動電磁閥控制噴油嘴開始供油，同時高能點火器開始點火，引燃油氣混合物。在起動發電機和油氣混合物燃燒的共同作用下，N1不斷上升。N1達到約61%時，發動機已可維持自運轉，EECU控制起動發電機、高能點火器及起動電磁閥停止工作，起動結束[6,7]。

圖1展示了起動過程中N1及T45的變化過程。起動開始后，N1轉速從0開始逐漸上升，達到9.9%之前，渦輪間排氣溫度（T45）沒有變化，達到9.9%時，溫度T45開始快速上升，表明渦輪間的油氣混合物已被引燃，標志著此時發動機點火成功。

1.2 二次點火現象

發動機點火成功的標準為N1達到17%后，5 s內T45上升超過50 ℃。若在N1達到17%后，5 s內T45上升小于50 ℃，那么EECU將判定點火失敗，斷開起動發電機、起動電磁閥以及高能點火器的供電。失去起動發電機的驅動，N1轉速開始下降，下降至10%時起動電磁閥和高能點火器恢復供電。一旦T45上升超過50 ℃，起動發電機恢復供電，二次點火成功。TM公司提供的典型二次點火曲線如圖2所示。

圖1 N1和T45起動過程曲線（正常點火）

圖2 典型二次點火曲線

圖3中，N1到達17%后，5 s的時間內上升至21.5%，T45仍處于持續下降的狀態。EECU判定點火失敗，N1開始下降。在下降至9.7%時，T45開始上升，此時T45為13.4 ℃。上升至61.2 ℃時，EECU判定二次點火成功，并恢復起動發電機供電，N1再次上升，并達到能夠維持自運轉的轉速。

圖3 N1和T45起動過程曲線（二次點火）

1.3 故障原因分析

二次點火是一種非正常的點火現象，表明第一次點火因某方面條件不具備而未成功。發動機的最佳點火窗口期為N1在5%～17%。通過分析多次二次點火曲線，發現N1由5%上升至17%左右所用時間在0.9～1.2 s，具體見表1。

表1 N1上升時間

高能點火器每分鐘工作120次，即每秒工作兩次。據此判斷，表1中記錄的起動過程中，在最佳點火窗口期高能點火器僅能工作1～3次。由于N1上升速度快，縮短點火窗口期時間，窗口期內的點火次數較少，高能點火器未能引燃油氣混合物，隨后N1達到起動發電機能夠提供的最大轉速（約20%）。持續一段時間（5 s）后EECU判定點火失敗，斷開起動發電機的供電，N1轉速逐漸下降。在N1轉速降至一定值時，恢復起動發電機的供電，N1轉速再次上升，高能點火器繼續點火。第二次點火時發動機轉速變化緩慢，可延長點火窗口期，使點火成功。

2 起動控制設計改進

2.1 方案確定

發動機需求的起動力矩上限為51.5 N.m，繪于起動發電機可提供的起動力矩曲線圖內，空心曲線是起動發電機在不同輸入電壓及電流條件下所提供的力矩，實心曲線為根據起動發電機力矩曲線繪出的延長線[8,9]。起動力矩對比如圖4所示。

圖4 起動力矩對比

以起動開始的時間點為T0，此時電流最大，可達到850 A左右，電壓最低，隨起動電源的不同，約在16～20 V之間。根據圖中延長線判斷，起動發電機的輸出力矩符合發動機力矩需求。但頻繁出現的二次點火仍與設計預期結果不符，需避免該現象出現。

起動力矩與起動電流直接相關，起動電流越大，起動力矩越大[10]。因此，可通過調整起動電路，降低起動電流和起動力矩，減緩N1加速度，延長點火窗口期時間，增加窗口期內的點火次數，從而實現提高起動點火概率的目的。

2.2 理論分析

在TM公司進行的起動臺架試驗中，最佳點火窗口期的持續時間達到2.5 s以上時，即可一次點火成功，不再出現二次點火的現象。根據起動試驗采集數據，當前T0時間點的起動電流在800～850 A之間。從力矩曲線圖中可知，此時起動力矩在400～420 N.m。通過調整起動控制電路將起動電流降至700 A左右，力矩約340 N.m。以此初始力矩驅動發動機起動，最佳點火窗口期的持續時間可延長至2.5 s以上。

3 機上驗證

在調整機上起動控制及起動供電電路后，經多次地面起動試驗，T0點的起動電流均保持在650～700A，力矩為290～335 N.m。

發動機N1轉速為100%時，對應起動發電機轉速為11 330 rad/min。據此計算，N1為17%時，起動發電機轉速為1 926 rad/min。以調整前后多次試驗采集的數據繪制N1低于17%階段的起動力矩曲線，力矩包線區域對比如圖5所示.

圖5 力矩包線區域對比

圖5中，紅色虛線為N1達到17%的轉速。上部陰影區域為調整起動電流前的力矩包線區域，下部陰影區域為調整起動電流后的力矩包線范圍。可以看出，在調整起動電流后，起動發電機提供的起動力矩較調整之前顯著降低。

根據試驗數據整理的N1變化時間如表2所示。

表2 改進后N1上升時間

N1由5%上升至17%的時間均高于2.5 s，且未再出現二次點火現象。

4 結 論

針對某直升機起動中二次點火現象，分析其產生原因，比對系統匹配性，根據臺架試驗結果，調整起動系統控制邏輯及供電方式。經機上驗證，通過調整起動電流，可有效延長點火窗口時間，改進該直升機起動的點火效率。本文中提供的調整力矩方法對于同類渦輪發動機起動系統的力矩匹配和點火窗口期時間與點火頻率的匹配設計有一定的借鑒意義。