發動機噴口面積對加力接通影響的試飛研究

楊陽， 魏旭星， 郝曉樂

(中國飛行試驗研究院發動機所， 西安 710089)

渦扇發動機加力接通過程受噴口喉道面積和加力供油量控制及匹配程度的影響，控制規律復雜，設計難度也較高[1]。發動機在加力接通時需要尾噴管面積的快速響應和精確調節以維持加力燃燒室內壓力在合適的范圍內。加力接通過程的不穩定還會導致主機的不穩定工作，如低壓轉子轉速的明顯降低、轉速和排氣溫度的明顯擺動、喘振、超轉等[2]。中國對噴口控制系統的研究多集中在數值模擬、半物理仿真等手段[3-6]。然而對發動機的加力接通性能檢查是小涵道比加力渦扇發動機的重要試飛考核內容，在美國軍用規范指南JSSG—2007B[7]和我國GJB241A—2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》、GJB243A—2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》中，都有對加力燃燒室接通性能與可靠性的具體要求。在國產某型發動機上，進行了大量的加力接通檢查科目，提出了加力點火延遲[8-9]、設置噴口前饋線[10]和利用燃油流量特性線控制加力點火燃油流量[11]等多項措施，解決了加力接通過程中出現的異常情況，為裝備服役提供了重要依據。張帆等[12]針對某型航空發動機加力接通延遲故障，根據發動機加力狀態控制計劃和調節規律，建立了以“加力接通延遲”為頂事件的故障樹與故障處理流程圖進行排故，有效提高了排故效率和試車合格率。杜立偉[13]通過開源場運算和OpenFOAM中二次開發的數值計算程序對某型一體化加力燃燒室進行了數值仿真研究，并基于仿真結果定量分析了波瓣混合器內擴張角對加力燃燒室性能的影響。于華鋒等[14]針對某型渦扇發動機采用的機械液壓控制系統的噴口控制系統質量大、結構復雜、控制性能有限，在加力時產生一系列故障等問題，對其進行一定的數控改造，設計了加力與非加力狀態下的控制回路，搭建了可實現完整閉環聯合仿真模型，并對其進行仿真驗證。結果表明此數控系統可以實現對噴口面積的有效控制，相比于原機械液壓系統具有更好的控制性能，并且對于不同的飛行條件也有一定的適應性。

美國F100發動機配裝F-15飛機試飛期間出現飛行包線左上角區域接通加力過程尾噴管工作不穩定而導致發動機失速和加力熄火等現象，通過修改全權限數字電子控制器(full authority digital electronic control，FADEC)內噴口控制邏輯的死區、比例和積分增益，解決了該問題[15]。

某型全權限電子數字控制的小涵道比雙轉子帶加力軍用渦扇發動機，在非加力發動機的基礎上增加加力燃燒室，尾噴口面積由幾何固定變為連續可調。為了研究該改進型發動機加力接通時噴口調節規律對加力接通性能的影響，并對航空發動機加力接通與噴口調節規律的匹配性提供試驗結論，現開展高空加力飛行試驗研究。試飛中多次出現加力接通不成功的異?，F象。通過分析異常原因，調節發動機尾噴口面積控制參數，并進一步進行試飛驗證。

1 加力系統及調節規律介紹

常規帶加力的渦扇發動機通常采用開環控制的分區供油技術和閉環控制的噴口喉部面積調節相結合的控制方法。本文研究中的發動機采用此類加力調節方案，加力燃燒室共有3個燃油總管：起動(也稱第一)總管用于加力燃燒室的起動以及在所有加力狀態下工作時供油，在加力燃燒室起動過程中，根據風扇后空氣壓力和發動機進口總溫計算燃油流量；第二總管用于增加供到內涵氣流中的燃油量；第三總管用于增加供到外涵空氣氣流中的燃油量，只有第一總管供油參與加力接通。穩態時各總管的加力燃油流量按照發動機進口總溫、風扇后壓力、發動機進口總壓、油門桿角度、主燃燒室燃油流量、低壓轉子換算轉速計算得到。加力燃燒室采用熱射流點火系統，由發動機控制器發出火路附件接通的信號，然后由加力燃油泵向火路附件輸送燃油，通過主燃燒室引出火舌以點燃加力燃燒室內的空氣。

尾噴管為全狀態可調節的收斂尾噴管。圖1為加力接通過程中噴口面積控制原理簡圖。根據預設的發動機噴口喉部面積A8控制規律及發動機采集的環境參數和工作參數，發動機控制器計算得到風扇增壓比πf的給定值，與πf的實測值比較后，形成噴口面積調節計劃，保證加力接通過程中的風扇增壓比，以避免發動機進入失速。在加力工作階段，通過風扇壓比的閉環調節，保證風扇后壓力在合理的范圍內，也就保證了加力燃燒室進口壓力在合理的范圍內，以避免加力熄火。此外，控制器內還限制了最大和最小噴口面積。

圖1 加力接通過程噴口控制原理簡圖Fig.1 Schematic diagram of nozzle control during afterburner light-on process

根據控制規律，發動機由最大狀態接通全加力時的正常時序過程如下：①推油門到達加力域；②風扇增壓比給定值減小(減小風扇增壓比給定值的目的給出放大噴口面積的指令)；③尾噴管面積放大，風扇增壓比的實際值減??；④起動(第一)總管供燃油；⑤火路附件接通，加力點火成功；⑥風扇增壓比實際值突增；⑦噴管面積放大，風扇增壓比減?。虎囡L扇增壓比減小至極小值；⑨第一總管增加供油或第三總管噴油；⑩點燃后，風扇增壓比實際值突增；噴管面積放大；風扇增壓比逐漸穩定，加力穩定工作。

可見，在合適的時機控制合適的噴管面積是加力成功接通的重要環節。下文介紹本文研究的發動機加力接通過程中由于噴管面積調節導致的異常情況及驗證情況。

2 噴口面積對加力接通的影響研究及驗證

2.1 噴口面積放大不足導致風扇后壓力過高而終止接通加力

為了檢查加力點火過程中的噴管面積調節規律，在氣壓高度Hp=13 km、飛行馬赫數Mi=0.8試驗點，發動機由最大狀態分別接通小加力和全加力。最大狀態接通全加力時，先起動至小加力狀態，再根據油門桿角度增加供油量到相應狀態，與最大狀態接通小加力的接通過程邏輯一致。圖2給出了最大狀態接通小加力失敗的的主要參數時間歷程曲線。根據圖2中小加力接通失敗的參數曲線，油門行程到達加力域后，當第一總管供油、加力燃燒室點火后，由于加力燃燒室內瞬間壓力增大，風扇后壓力增大，導致風扇增壓比迅速增大至2.81，此時低壓轉子換算轉速為108.7%，風扇的工作點已接近失速邊界，因而發動機控制器發出了終止加力接通的指令。由圖3中全加力接通失敗曲線，加力點火后的風扇增壓比激增至2.84，此時低壓轉子換算轉速為107.1%，同樣由于接近失速邊界，發動機主動退出加力。

在發動機主機空氣流量不變的情況下，加力點火后的加力燃燒室壓力增大程度，主要與加力點火時的第一總管燃油流量和噴管面積放大程度有關。加力點火燃油流量對于加力的可靠點火具有重要影響，對其進行調節可能影響加力點火的可靠性。因此，增大了加力接通過程中的噴口面積放大比例，進一步增大加力點火時刻及點火成功后的噴口面積。重新進行該高度和馬赫數下的加力接通試驗，試驗結果見圖2和圖3中加力接通成功曲線。

Φ為油門桿角度；Sig為加力點火信號；πf，0和πf分別為風扇增壓比的給定值和實際值；A8為噴管面積；Wfab1，0和Wfab1分別為第一總管燃油流量的給定值和實際值圖2 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通小加力時的參數Fig.2 Comparison of parameters of maximum-to-minimum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

圖3 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通全加力參數對比Fig.3 Comparison of parameters of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

為方便對比接通失敗與成功的主要參數，以兩次試驗中油門桿角度到達加力域的時刻作為0時刻。可以看到，在小加力接通試驗中，調參后的尾噴口面積較大，加力點火時刻的噴口面積增大了2.8%，點火成功后的風扇增壓比的極大值減小了3.9%，距離風扇失速邊界較遠，沒有引起發動機控制器主動退出加力。全加力接通試驗的參數變化規律與小加力接通試驗相同，點火時刻的噴口面積增大了5.5%，點火成功后的風扇增壓比的極大值減小4.2%，同樣距離失速邊界較遠，加力接通成功。

2.2 噴口面積過度放大導致加力燃燒室熄火

為了檢查加力狀態增加過程中的噴管面積調節規律，在氣壓高度Hp=12.5 km、飛行馬赫數Mi=0.8，發動機油門桿由最大推至全加力/加力，圖4(a)～圖4(c)為連續3次試驗過程的發動機主要參數曲線。3次試驗過程中，電離探測器已探測到火焰，加力燃燒室已點火成功。但在進一步增加加力狀態時，出現加力熄火的情況。

由圖4(a)可知，加力燃燒室已點火成功，隨著油門桿角度繼續增加，為了達到油門桿要求的加力狀態，控制器首先發出放大尾噴口面積的指令，以降低加力燃燒室內壓力，以便于進一步增加第1總管增加供油量，增加第一總管供油前的風扇后最小壓力為50.9 kPa。當第一總管燃油流量增加后，加力燃燒室火焰信號消失，說明在該壓力下增加的供油量不能穩定燃燒，導致加力燃燒室熄火。

由圖4(b)可知，當風扇后壓力降至極小值51.9 kPa時，第3總管開始增加供油量，隨后第1總管增加供油量，而后火焰信號消失，加力燃燒室熄火。

Sft為加力燃燒室內火焰探測信號；p13為風扇后壓力；Wfab3為第3總管燃油流量圖4 Hp=12.5 km，Mi=0.8，最大接通加力試驗Fig.4 Time history of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=12.5 km)

由圖4(c)可知，風扇后壓力極小值為53.2 kPa，加力熄火現象與圖4(a)和圖4(b)圖相同。

該型發動機的混合室為直接混合型，風扇后壓力可以表征加力燃燒室進口壓力。顯然，以上3次加力燃燒室熄火現象，都出現在加力燃燒室壓力極小時增加加力供油的條件下。

分析認為，飛機在高空飛行時，由于發動機進口空氣壓力較小，加力燃燒室進口壓力也較小，在加力燃油流量增大時，如果噴口面積較大，可能導致加力燃燒室內壓力過小而不能在較大的加力油量下維持穩定燃燒，造成加力熄火。

本文研究的發動機在加力狀態變化過程中，控制器根據油門桿角度、主機狀態和發動機進口參數計算各個總管燃油流量程序值，以此調節加力燃燒室燃油流量。而尾噴口面積始終根據風扇增壓比給定值控制，通過程序算法給定風扇增壓比值來保證噴口面積和加力燃油流量的匹配性，從而可以根據風扇增壓比的實際值與給定值的匹配程度來表征噴口面積和加力燃油流量的匹配性。圖5給出了3次加力接通失敗的風扇壓比給定值與實際值的變化情況，并給出了在點火成功、有火焰信號需進一步增加加力供油量前的風扇增壓比極小值時刻的風扇增壓比實際值與給定值的偏差，可以看到，該時刻接通失敗的3次試驗的風扇壓比實際值與給定值偏差較大，這說明導致3次加力熄火的原因是在于噴管面積控制與算法預期的面積偏離較大，使得噴口面積與加力供油量不匹配。通過在噴口調節規律內降低加力供油量增加時的噴口面積的放大程度，以維持加力燃燒室內壓力，保證燃油增加后的穩定燃燒。再次進行飛行試驗檢查，結果如圖4(d)所示，風扇后壓力極小值為59.7 kPa。圖5中全加力接通成功試驗的風扇增壓比給定值與實際值的偏差減小至9.5%，遠小于調參前加力接通失敗的偏差量。經過噴口面積和加力油量的匹配調節后，能夠順利地增大加力狀態，并在全加力狀態持續穩定工作。

圖5 全加力接通試驗中，風扇增壓比實際值與程序值的對比Fig.5 The comparison between the actual value and the given value of the fan pressure ratio in the maximum augmentation power on test

3 結論

通過某小涵道比加力渦扇發動機高空加力接通試飛研究，分析了試驗中出現的異常原因、解決措施和驗證情況，得到以下結論。

(1)在加力起動階段，噴口面積放大不足，會導致風扇后壓力急劇增高，為避免低壓轉子進入不穩定工作狀態，控制器主動切斷加力起動過程。通過進一步提高點火前后的噴口面積放大程度，可以緩解風扇后壓力的急劇升高，提高加力接通性能。

(2)由于噴口面積通過風扇增壓比給定值和實際值閉環控制，因而噴口面積與加力供油量匹配性可以通過風扇增壓比程序值與實際值的匹配性來表征。

(3)在加力點火成功后增加加力供油量時，由于噴口面積過大、加力燃燒內壓力較小而導致加力燃燒室熄火。通過在增加加力供油量時刻降低噴口面積的放大程度，維持加力燃燒室內壓力，可以提高加力接通性能。