航空發動機燃油調節器技術發展綜述

司國雷， 陸 亮， 陳君輝， 梁中棟， 李夢如

(1.四川航天烽火伺服控制技術有限公司， 四川 成都 610000； 2.同濟大學 機械與能源工程學院， 上海 201804)

引言

航空發動機技術發展航空發動機作為飛行器的心臟，不僅為飛行器提供動力，也是航空事業發展的主要推動力。人類航空史上的重大變革，幾乎都與航空發動機的技術進步密切相關[1]。航空發動機的發展歷程如圖1所示。

圖1 航空發動機發展歷程

第二次世界大戰以前，航空發動機主要為活塞式，由燃氣壓力推動活塞運動，帶動連桿運動，并通過曲軸輸出力矩驅動螺旋槳。活塞式發動機中，氣體的壓縮、燃燒、膨脹在同一汽缸內完成，每次進氣量很少，功率的提升一般通過采用多個氣缸實現。第二次世界大戰以后，燃氣渦輪發動機迅速發展，已成為目前飛行器應用最多的航空發動機[2]。燃氣渦輪發動機工作中，進氣、加壓、燃燒、排氣在不同工作位置完成，依次連續進行，相比于活塞式發動機，功率顯著提升。

依據其結構和熱力學原理的差異，燃氣渦輪發動機又可細分為渦輪螺旋槳發動機、渦輪軸發動機、渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機、沖壓發動機等。渦輪螺旋槳發動機和渦輪軸發動機利用渦輪將燃料燃燒產生的化學能轉換為機械能，經減速器傳遞給螺旋槳產生推進動力。渦輪噴氣發動機和渦輪風扇發動機中燃料燃燒產生的能量，除少部分用于維持壓氣機工作，絕大部分轉換為尾氣動能，依靠噴出尾氣的反作用力產生推動力。沖壓發動機沒有渦輪與壓氣機，高超音速氣流在進氣道處滯止，產生高壓，同時高速氣流燃燒后在尾噴管直接膨脹，排出發動機產生推動反作用力。此外，針對高超音速飛行應用，一些非傳統的新型航空發動機概念也被提出，例如超燃沖壓發動機、脈沖爆震發動機[3]等。

航空發動機的控制系統是航空發動機的重要組成部分。一方面，控制系統會響應駕駛員指令，按特定規律控制航空發動機的工作狀態；另一方面，控制系統可以抵抗外界條件干擾，維持發動機在設定狀態工作[4]。航空發動機的動力學控制，一般通過調節燃料流量實現，即利用燃油調節器控制。燃油調節器又稱燃油計量裝置、燃油計量閥等，常位于航空發動機附近，是將燃油泵輸出流量調節為發動機設定工作狀態所需流量的裝置，如圖2所示。按照燃油控制方式，可將燃氣渦輪發動機的燃油調節器分為手動控制、氣動控制、機械液壓控制和數字電子控制等幾種。理想的燃油調節器應具備結構簡單、重量輕、溫升小和高可靠性等特點[5]。

圖2 燃油調節器示意圖

隨著飛行器飛行速度的日益提高、 航空飛行技術應用范圍的不斷擴展，對航空發動機及其控制系統的推力、效率、控制精度、響應速度、穩定性等性能指標的要求也不斷提高。在航空發動機工作過程中，燃油調節器需承受長時間高溫高壓，其復雜的機械液壓系統中，一旦某部分元件產生故障，極易引起連鎖反應，造成發動機失火、停機等嚴重故障。目前國際航空發動機控制系統發展的主要趨勢為，用以計算機為核心的數字電子控制系統取代傳統的機械液壓調節器，進而整合飛行、燃油流量、進氣等控制系統，實現集成化數字控制[6-7]。目前，我國航空發動機燃油調節器也開始向數字電子調節器發展，已經在一些原型機上取得了示范應用，但在實際應用中，仍以技術成熟的機械液壓式為主，且長期依賴進口或測繪仿制國外產品。研究航空發動機燃油調節器工作原理和技術演變，總結關鍵技術，對開展航空發動機自動控制技術自主研發以及產品研制，具有參考價值。

1 燃油調節器工作原理分析

燃油調節器主要由各種活門組件、電磁閥或伺服閥、 角位移傳感器和用于控制的動力元件組成。可以根據飛行器工作狀態的改變，代替人工操縱。通過控制器進行自動控制和調節，實現航天器在不同狀態下燃油調節器能提供不同流量的壓力燃油，保證飛行器在啟動、加速、額定、減速等各種不同狀態下的燃油需求，進而使飛行器戰術技術性能能得到最好的發揮。主要工作模式為起動模式和正常工作模式。

1.1 燃油調節器結構原理

以X型燃油調節器為例，分析用于燃氣渦輪發動機的燃油調節器工作原理。其流體傳控基本原理如圖3所示。

圖3 X型燃油調節器結構原理

該型燃油調節器主要由核心元件高速開關閥、電磁換向閥和燃油電磁閥，以及功能組件主調節活門、壓差活門、定壓活門、占空比調整活門和燃油主出口等部件構成。液壓系統包含燃調進口油路、主調節活門后油路、控制油路、燃調回油路和引射油路。主要通過壓差活門控制主調節活門兩側壓差一定，進而通過控制油路控制主調節活門開度，將齒輪泵出流的壓力油控制為合適流量，供航空發動機工作使用。

1.2 穩定工作狀態工作原理

燃油調節器穩定工作狀態下，齒輪泵流出的高壓油，經過進口油濾組件進入主調節活門，同時也連通壓差活門高壓腔；主調節活門流出的低壓油，經過阻尼器進入起動油路，同時也連通壓差活門低壓腔，如圖4所示。當主調節活門后油油壓過低時，壓差活門低壓腔壓力過低，高壓腔壓力油推動活塞，壓差活門流通面積增加，高壓油泄壓；當主調節活門后油油壓過高時，壓差活門低壓腔壓力過高，低壓腔壓力油推動活塞，壓差活門流通面積減小，高壓腔壓力增大，由此可控制壓差活門兩腔間壓差相對一定，即主調節活門進出口壓差一定。主調節活門活塞桿上布滿了不規則出油型孔，當活塞桿左右運動時，油孔開度隨之變化。由于主調節活門進出口壓差一定，改變油孔開度即可控制出口燃油流量。主調節活門活塞的運動受兩側最小流量調整釘和最大流量調整釘的限制，當活塞與兩調整釘接觸時，對應的油孔開度可輸出最小和最大流量。

圖4 流量調節油路組件

主調節活門除進出油腔外，還存在一個控制油腔，控制油壓力和彈簧彈力共同平衡進出口壓差。由于主調節活門進出口壓差一定，改變控制油壓力，彈簧彈力也隨之改變。彈簧彈力改變，形變量改變，主調節活門活塞運動，油孔開度改變，即通過改變控制油壓力，可以改變出口燃油流量。控制油腔與占空比調整活門、高速開關閥[8]以及角位移傳感器[9]連通，如圖5所示。穩定工作狀態下，角位移傳感器測量發動機壓氣機導流葉片角度和噴口臨界截面積等參數，可快速高精度響應發動機工作狀態[10]。控制器接收角位移傳感器數據以及控制指令，輸出占空比信號。當占空比較大(>0.5)時，高速開關閥通電時間長，通過流量大，主調節活門控制腔壓力小。此時主調節活門入口高壓油推動活塞運動，壓縮彈簧，油孔開度增大，出口流量增大。類似的，當占空比較小(<0.5)時，高速開關閥通電時間短，通過流量小，主調節活門控制腔壓力大。此時主調節活門出口壓力油推動活塞運動，彈簧回復，油孔開度減小，出口流量減小[11]。

圖5 控制油路組件

除上述主要功能液壓回路外，該型燃油調節器還設計有一些輔助功能液壓回路。在燃調回油出口附近，裝有定壓活門。定壓活門進出口油壓與彈簧彈力平衡，當進口的燃調回油壓力改變時，活門內部力平衡被破壞，閥芯移動，活門開度大小改變，直至再次平衡，由此保證出口油壓恒定[12]。定壓活門的作用是將燃調回油油壓調整為引射泵工作所需的恒定油壓，驅動引射泵，吸除油箱內余油。燃調進口油路和燃調回油路間裝有安全閥，當進口油壓過高時，安全閥打開，整個燃油調節器泄壓。

1.3 過渡工作狀態工作原理

當發動機起動時，起動油路工作，燃油調節器處于起動模式，待發動機達到某一轉速時，起動油路切斷，主調節活門后油路壓力升高，燃油調節器轉變為正常工作模式。

當停車斷油用燃油電磁閥工作時，主調節活門后油路通過燃調回油路泄壓。此時壓差活門受進口高壓油推動開啟，齒輪泵流出的燃油經過壓差活門，進入燃調回油路回油。燃調出口燃油流量逐漸減小，直至歸零，發動機停車。

2 燃油調節器控制原理演變

燃油調節器是用于向發動機提供燃油的機構，其為旋轉壓縮機和渦輪機的起動、加減速和恒速運行提供必要的燃油。在其技術發展過程中，控制原理的改進起了很大的推動作用。

2.1 控制原理演變

早期的飛機并沒有嚴格意義上的燃油調節器，一般通過一個簡單的閘閥控制燃油供應，再添加一些氣壓和溫度補償，即可滿足發動機工作需要。隨后，發動機的尺寸迅速增大，對起動和和加速特性的要求也越來越嚴格。兩側定壓差的流量調節活門結構開始出現，通過三向凸輪、彈簧、波紋管等機械結構，控制活門開度，從而為發動機分配所需的燃油流量[13]。隨著技術發展，額外幾何結構的機械控制和反饋裝置不斷被添加到燃油調節器。這些額外的控制，有效提升了發動機的工作性能，但與此同時，燃油調節器的液壓系統也變得越發復雜且規模巨大。在一些極端工況下，液壓系統中油液溫度會產生較大波動[14]，進行精密的機械液壓式控制也需要復雜的溫度補償設計。最終，高性能的機械式控制方法變得越來越難以實現，其巨大的自重和昂貴的成本也使得實際應用越發困難。

飛機飛行過程中，發動機產生的推力是難以測量的，但其推力指標可以從發動機軸轉速中獲得，這些參數指標已經在發動機控制過程中獲得有效使用[15]。隨著傳感器技術的發展和發動機動力學研究的深入，采用發動機工作特征參數，通過電信號傳達所需的發動機設置，控制調節流量調節活門開度，進而控制燃油流量，控制發動機工作狀態的模擬電子控制方法，逐步取代了機械控制方法[16]。常用的模擬電子控制，采用電液伺服閥接收控制器模擬信號，驅動流量調節活門開度改變[17]。應用中，由于電液伺服閥對介質清潔度要求高，結構復雜，也出現了使用旋轉直驅伺服閥等液壓元件的控制形式[18]。相較于機械式，模擬電子控制式燃油調節器，結構更簡單，控制性能更好。電液伺服閥以及旋轉直驅伺服閥等伺服控制元件的動態性能研究不斷深入[19]，依托高性能伺服元件，燃油調節器電子控制技術也不斷發展。但是，由于電子控制的引入，電子噪聲干擾和可靠性問題變得不可忽略，這使得模擬電子控制雖然能達到比機械控制更好的控制效果，但可靠性卻有所下降?？傊M電子控制在幾乎所有方面，都比機械控制性能更加優越，但在一些極端工況的應用中，可靠性問題難以解決，仍需要機械式的可靠控制。

隨著電子技術發展，數字電子設備的靈活性和準確性超過了模擬電子設備。新的燃油調節器開始采用步進電機或有限轉角力矩電機等接收數字信號，直接調節流量調節活門開度。此外，也出現了應用高速開關閥，調節占空比來調節流量調節活門控制腔壓力，進而控制流量調節活門開度的方法。典型的數字發動機控制(DEEC)中，DEEC計算機處理來自各傳感器的輸入數據，根據控制指令輸出對應的偏差調整信號，執行包括設置可變葉片、控制定位壓縮機啟動引氣、控制氣體發生器、調整增強器分段順序閥和控制燃油調節器等控制指令，實現了發動機各功能模塊的集成控制[20-21]。近年來電子控制的技術成熟和廣泛應用，使得研究的重點越來越從性能改進和重量減輕轉變為縮短發動機改裝和開發的時間周期[22]。全權限數字發動機控制(FADEC)的使用，正成為發動機控制的規范系統。該控制系統對發動機各功能的參數控制，完全由計算機完成，不能進行手動替代控制。FADEC自動控制飛機從起動開始的發動機運行，而無需飛行員干預，可以在給定的飛行條件下實現最佳的發動機效率[23]。其中燃油流量的調節，由FADEC控制系統、傳感器和機械液壓機構之間相互交聯實現[24]。此外，對發動機控制功能的修改和集成，可通過對FADEC的重新編程快速實現。但是，由于該控制系統由計算機全權控制，因此其穩定性有賴于對關鍵電子設備的保護。在應用中也常采用多通道FADEC計算機來實現冗余控制，提高可靠性。

2.2 機械液壓式控制原理示例分析

圖6所示為波音公司的一款機械液壓式燃油調節器。主要由離心飛重結構和流量調節活門組成。其基本控制原理為：發動機通過傳動機構帶動支架旋轉，離心塊在離心力作用下產生繞支點向外的擺動，由此在流量調節活門閥芯上產生一個軸向換算力。發動機穩態時，離心塊產生的軸向換算力與彈簧力相平衡。當發動機轉速增加時，閥芯向上移動，從而使噴嘴擋板結構的開度變小，離心飛重伺服機構中的伺服油壓變大。在腔體定壓油與伺服油之間壓力差的作用下，壓縮彈簧使彈簧力變大，噴嘴擋板的開度恢復。此時，離心飛重組件又達到新的平衡，流量調節活門閥芯穩定在與發動機燃氣發生器轉速相對應的位置。流量調節活門閥芯位置的改變，使其回路燃油流量改變，進而影響連接航空發動機的主回路流量，提供適應新轉速的燃油流量。

圖6 一款機械式燃油調節器[25]

2.3 數字電子式控制原理示例分析

圖7所示為航空電子公司的一款數字電子式燃油調節器。主要由電液轉換機構、流量調節活門和壓差活門組成。其基本控制原理為：燃調出口燃油壓力低于燃調入口燃油壓力，其壓差依靠壓差活門保持恒定。壓差活門包括一個隔膜以及固定其上的錐形閥，當兩側壓差升高時，錐形閥開啟，隔膜移動，此時兩側導通，高壓側泄壓。通過該動作，可在泵壓力和燃油流量變化的整個擾動過程中，保持流量調節活門兩側壓差恒定，同時保證燃調出口流量基本僅為流量調節活門閥芯位置的函數。電液轉換裝置接收控制器發出的電信號，由此驅動杠桿繞軸轉動，帶動平板閥移動，改變孔口面積，進而改變相連回路的燃油壓力。電液轉換裝置液壓回路與流量調節活門控制腔相連，控制腔壓力也隨電信號的輸入而變化，調節活門閥芯位置隨之移動，出口燃油流量調節為所需流量。

圖7 一款數字電子式燃油調節器[26]

2.4 全權限數字發動機控制原理示例分析

圖8所示為一款全權限數字發動機控制系統。該系統能夠接收來自14個外部傳感器和反饋設備、2個內部壓力傳感器以及1個承載功率電平的數字信息。同時具有108個可調控制參數和 16個離散輸入，這些通道可用于性能映射調節、模擬故障傳感器以及輸入飛機信號。該系統可提供輸出來控制六個位置回路、壓力燃油輸送，以及數據鏈接至測試現場控制室和數據記錄設備的100個監控數據通道[27]。

圖8 一款FADEC控制系統[27]

3 關鍵技術

通過研究航空發動機燃油調節器的控制原理及其演變過程，分析相關結構和控制系統專利，可以總結燃油調節器設計制造中的關鍵技術。

3.1 關鍵元件設計與制造

燃油調節器的性能依賴于其機械液壓結構的性能。主調節活門、壓差活門、定壓活門、燃油出口組合件等液壓元件，以及傳動與密封組件，需要在長時間特種環境工況下性能保持穩定，同時在頻繁工作時不出現疲勞損傷、流量漂移、控制失效等影響綜合性能的現象。電磁閥、伺服閥、高速開關閥等作為關鍵的控制元件，需要有高頻響、流量穩定和線性度好等動靜態性能[28]，滿足調節器精確流量控制需求。同時，燃油調節器伺服液壓系統中各液壓閥的內部流場特性應當經過精密設計，避免在高壓工況下產生流體自激振蕩，造成結構不良振動，影響控制精度[29]。燃油調節器涉及零件多，關鍵元件屬于精密偶件，在設計和制造環節一定要去除毛刺，控制多環節多余物，確保滿足長壽命、高精度、高可靠性等要求。

3.2 控制器設計與制造

燃油調節器的性能依賴于其數字控制器的性能?？刂破饔布M行模塊化設計和集成化設計，具備多通道、嵌入性好、可編程、組態等特點，并具有良好的可移植性?？刂破鬈浖軌驅崟r進行本地控制的同時，快速響應外部中斷請求，滿足系統實時性要求；具備實時調配和處理各功能模塊的能力，以實現系統的多任務功能；控制參數調整便捷，易于配合其他設備使用；具備故障自診斷和排錯自校準等功能，滿足復雜環境應用需求?？刂破饔布M量簡單，提高可靠性與穩定性；軟件編程實現復雜功能，滿足控制要求。

3.3 驗證評估仿真方法

燃油調節器控制技術發展過程中離不開仿真技術的應用，特別是當前面向數字化控制，設計結果應經過完備的仿真驗證，同時控制功能的完善和改進也離不開仿真評估[30]。仿真模型硬件部分應能夠模擬實際工作環境，并利用現代監測方法對傳感器所采集的數據進行篩選、處理與分析；軟件平臺應將機械設計軟件、數值分析軟件、仿真分析軟件、實驗監測軟件、綜合性能分析軟件等結合在一起，通過設置各軟件間通信參數，建立多物理場仿真平臺[31]，完成燃油調節器聯合仿真分析。

4 結論

(1) 簡述航空發動機技術發展，主要包括結構原理的改進和控制系統的發展；

(2) 以X型燃油調節器為例，分析其流體傳控基本原理：壓差活門控制主調節活門兩側壓差恒定，通過控制油路控制主調節活門開度，調節燃調出口燃油流量。放氣閥支路用于排出回路氣穴；定壓活門提供恒定油壓驅動引射泵，吸除油箱內余油；安全閥在進口油壓過高時完成泄壓；

(3) 分析燃油調節器控制原理演變：早期使用簡單閘閥控制，隨后形成兩側定壓差的流量調節活門結構，通過控制活門開度分配燃油流量?；铋T開度控制方法由純機械式逐步過渡為模擬或數字電子輔助控制，最終出現全權限數字發動機控制。全權限數字控制系統正在成為航空發動機控制的規范系統；

(4) 燃油調節器設計制造中的關鍵技術：關鍵元件設計與制造、控制器設計與制造、驗證評估仿真方法。