某型航空發動機控制原理研究

■ 李軻 馬文杰 寇爭利 楊蕊/國營錦江機器廠

0 引言

發動機的運轉伴隨復雜的熱力過程，發動機在地面試車和空中飛行兩種條件下耗油量差別巨大，如果沒有控制系統對發動機的供油量進行控制，發動機將超溫或富油熄火無法運轉。因此，發動機控制系統設計的目的就是使其在不同的工作狀態和工作條件下都能穩定、可靠地運行，充分發揮發動機的性能[1]。

航空發動機控制系統的基本要求，一是在外界飛行條件發生變化時最大限度地發揮發動機本身的潛力，在需要加速時將發動機推力提高到最大，在巡航時將發動機的耗油量調節到最小以保證長時間的續航能力；二是發動機在慢車或最大狀態工作時保證工作參數的穩定，在過渡態工作時調節過程要靈敏；三是在不同的飛行條件下，防止發動機出現喘振、排溫高等大的故障。現代航空發動機的控制系統主要用于控制燃燒室的供油量，以控制發動機的其他工作參數，如轉速、推力[2]等。

1 穩態控制規律

某型發動機穩態控制規律為：當進氣總壓Pt1為760mmHg 時，進氣總溫Tt1在+15 ～+60℃范圍內，由轉速控制系統調節供油量，保持高壓轉子轉速N2不變；進氣總溫Tt1在-60 ～+15℃范圍內，由燃油流量控制系統調節供油量，保持發動機燃油流量Wf不變，如圖1所示。

圖1 穩態控制規律

該型發動機的穩態控制包括轉速控制系統和燃油流量控制系統兩部分。發動機穩定工作狀態控制系統原理如圖2所示。

圖2 穩態控制系統圖

1.1 轉速控制系統的工作

1）油門不動，外界條件變化時

飛機飛行條件發生變化如H變高時，由于高度變高，空氣稀薄，進入發動機的空氣流量Wa減小，若保持油氣比不變，需油量Wf也應減小。這時供油量未變，供油量比耗油量高，故高壓轉子轉速上升。N2增加，飛重的換算離心力增大，水平傳力桿克服彈簧力右移，使反饋桿控制回油孔開度增大，因此與計量油針固定連接的活塞右腔回油增大，壓力減小，活塞將帶動油針一同右移，關小油針控制的通油面積，使發動機供到燃燒室的油減少，發動機的轉速回降到原來的數值。

由于油門未動，油門凸輪控制的彈簧預壓力沒有變化，重新平衡后，飛重的離心力也無變化，故N2數值與調節前相同。

2）推收油門時

推油門時，油門控制的彈簧預緊力增大，水平傳力桿向左移動，使得反饋桿控制的回油孔開度減小，回油量減小，因此油針左移，通油面積增大，供給發動機的燃油增大，N2升高。調節結束時，由于彈簧力變大，N2也增大。同理，收油門時，N2減小。

1.2 燃油流量控制系統的工作

1）油門不動，外界條件變化時

發動機在燃油流量控制系統調節時，Pt1＞760mmHg，故給定的壓差ΔP0=0.392MPa 不變。若高度升高，空氣流量降低，油氣比增大，發動機轉速上升，油針前后壓差ΔP將變大。由壓差測量感受到ΔP的變化，由比較和放大裝置自動減小供油量，使ΔP=ΔP0，此時油門桿未動，計量油針開度未變，故供油量Wf保持不變。

2）推收油門時

推油門時，遮蔽套左移，油針上的出油孔開度變小，這樣活塞右腔高壓油經油針空腔的出油量減小，活塞右腔壓力升高，使活塞連同油針左移，油針控制的通油開度增大。同時，油針左移，油針右側的出油孔開度增大，活塞右腔壓力減小，活塞左移速度減慢，最后油針停在新的位置。由于油針的通油開度增大而壓差給定裝置給定的壓差ΔP0未變，油針前后壓差ΔP未變，故供油量增大。

2 過渡態控制規律

發動機過渡態包含從起動、加速、減速到停車的過程。

2.1 點火到慢車

發動機點火后，燃燒室開始燃燒，起動控制電路使停車電磁活門通電工作，回油活門左彈簧腔與齒輪泵進口的回油通道溝通，回油活門左移，打開回油路，齒輪泵出口的油大部分經回油活門回油泵進口，出口油壓很小，不能克服燃油調節器內液壓控制器的各種阻力而供往噴嘴。

停車電磁活門斷電后，燃油泵出口壓力增大。發動機剛起動時，轉速較小，單向活門關閉，齒輪泵出口油只能通過限流嘴經燃油最小流量活門進入噴嘴，流量為85kg/h，并在以后過程中一直保持該流量供油。

定壓活門油壓增加到0.98MPa，由于此時轉速尚小，轉速控制系統擺錘活門打不開，計量活門活塞右腔從定壓活門出口來的油壓推動活門帶動計量油針，計量油針一直左移到流量控制器滑套，使回油孔打開回油，活塞右腔力減小到與左腔平衡，計量活門開度即為慢車開度。

發動機轉速在空氣起動機和自身渦輪的帶動下繼續增大，單向活門打開，齒輪泵出口油通過單向活門進入主計量油針，主計量油針孔前后油壓差逐漸增加，通過主計量油針的供油量開始增加，N2大約增加到21%。

整個慢車狀態沒有使主油針左移的因素，故其開度保持不變，但活門前后壓差會隨著供油量的增加而逐漸增大，直到達到壓差調節器設定的值，標準狀態為0.392MPa。由壓差控制器控制ΔP=ΔP0保持不變，總起動供油量增加到165kg/h，并保持在這一數值。

隨著N2繼續增加，起動計量活門仍未打開，起動供油量穩定在165kg/h。當高壓轉子轉速增加到26%左右，Pn壓力增加到0.043MPa。Pn壓力開始推動起動計量油針的薄膜右移，活門打開油路，起動計量油針開始供油。

隨著轉速繼續增大，Pn不斷增大，起動計量活門的供油開度不斷增大，起動供油量也不斷增加，當N2增加到大約46.7%時，轉速指令壓力增加到0.086MPa，起動計量活門開到最大，總起動供油量增加到260kg/h并保持不變，如圖3 所示。

圖3 起動控制圖

當N2繼續增加到略超過設定的慢車轉速56%時，轉速控制系統擺錘活門P 口打開回油，計量油針右移關小開度，使供油量減小到慢車供油量，保持慢車轉速不變。

2.2 加、減速過程

加速供油量控制要保證推油門加速過程中的供油量按供油量特性規律增加，即開始時突增，中段以較慢的速度增加，最后以較快的速度增加，如圖4所示。

推油門加速時，轉速控制系統、燃油流量控制系統使調節油口關閉，計量油針活塞右腔油壓迅速增大，計量油針左移。同時活塞中間腔的壓力也會升高，頂開單向活門，使活塞左移不受阻。

活塞開始左移時，活塞左腔油壓突然增大，穩定器、蓄壓器的薄膜右腔壓力也增大，蓄壓器薄膜左移，右腔可以儲存一部分燃油，保證計量活門油針突然左移一段距離時供油量突增20～50kg/h。

計量油針活塞左腔油壓增大后，經加速供油特性第一階段層板節流器回油，節流器降低回油速度，活塞左移變慢，降低供油量增加速度。

隨著活塞左移，計量油針通過加速杠桿組件不斷克服彈簧力而反時針方向轉動，活塞左移一段距離后，加速杠桿組件打開節流嘴，使活塞左腔的油通過加速第二層板節流器回低壓腔，活塞左腔回油阻力減小，活塞左移速度加快，供油量增加變快，且隨限流嘴的開大進一步加快，當活塞左移到最大狀態供油量調整螺釘限位時，供油量增加到最大。如果不是加速到最大狀態的情況，活塞左移的位置由轉速控制系統或燃油流量控制系統控制。

快收油門減速時，遮蔽套迅速右移，油針孔外露，活塞右腔通低壓，因此活塞右移。活塞右移速度受單向活門節流器控制，直到活塞受力重新平衡時，減速過程結束。

3 發動機最大狀態及高度速度特性

3.1 最大狀態特性

在地面靜止、大氣壓強P=1.01MPa條件下，發動機工作在最大狀態時的特性如下。

當環境溫度t0≤15℃時，發動機由燃油流量控制系統控制，保持其供油量不變。控制規律為Wf=常數。

選擇高壓渦輪導向器喉部最小截面為參考截面，由流量公式可知：

此時，燃油供油量Wf在燃油調節器的控制下保持不變，渦輪前溫度Tt4升高。而壓氣機增壓比πc減小，Pt4也相應減小，故發動機空氣流量Wa減小。由渦輪功公式：

可知，渦輪功增大，高壓轉子轉速和低壓轉子轉速都增加。

大氣溫度升高時，還使得壓氣機出現“前重后輕”的現象[2]，即低壓壓氣機需功量變大，高壓壓氣機需功量變小，因此高壓轉子轉速比低壓轉子轉速增加得快。

雖然渦輪前溫度增加，單位推力Fs增加，但由于空氣流量Wa減小，推力F減小。

若外界空氣溫度繼續上升，當t0=15℃時，高壓轉子轉速將達到轉速控制系統設定的轉速，此時由轉速控制系統調節供油量，保持N2轉速不變。控制規律變為N2=常數。

Tt0繼續升高，換算轉速減小，增壓比減小，由壓氣機特性可知，空氣流量減小。另一方面，此時增壓比降低，噴口截面的相對密流q（λ8）繼續降低，低壓渦輪落壓比πTL降低。

且低壓渦輪導向器將不能再保持臨界或超臨界狀態，低壓渦輪導向器的氣體相對密流q（λnbL）開始減小，由落壓比公式可知

高壓渦輪落壓比πTH也降低，N1、N2轉速下降。轉速控制系統為保持N2不變將增加供油量，單位推力Fs也隨之增加。由于此時空氣流量已明顯減少，發動推力F和燃油流量Wf相應都有明顯減小。

3.2 高度、速度特性

3.2.1 低空飛行

飛機飛行高度較低時，由燃油流量控制供油量Wf保持不變。隨著飛行高度H的增加，空氣流量Wa減小，油氣比增加，Tt4增加，Fs增加，F增大。

而渦輪前溫度Tt4增加，發動機N1、N2轉速將增大。當高壓轉子轉速N2達到轉速控制系統設定的轉速后，轉由轉速控制系統調節，保持高壓轉子轉速N2不變。

在這個階段中，飛行速度越大，發動機轉速和渦輪前溫度越小，N2上升得越慢，N2到達轉速控制系統設定值時的高度也越高。

環境監測數據是環境內在質量的外在體現，有著自身的規律和穩定性。在審核時，要根據對客觀環境的認識和對歷年環境監測資料的研究，利用客觀環境的變化規律對實際環境監測數據進行縱向比較，從而及時發現明顯有異于常識的離群數據。例如常規監測中污染物濃度明顯異于常年同期水平，污染物濃度時空分布出現反常現象等。當出現這些情況時，應該深入分析數據，以確定數據是否符合實際，并進一步找到深層次的原因。

3.2.2 高空飛行

飛機飛行高度較高時，轉速控制系統保持N2不變。隨著H增加，環境溫度Tt0降低，發動機換算轉速Ncor增大，壓氣機出現“前輕后重”現象，低壓壓氣機需功量降低，N1將增加，高壓轉子由于轉速控制系統的作用，保持轉速不變。

開始階段，由于環境溫度降低，發動機換算轉速Ncor增大，壓氣機增壓比增加，渦輪前總壓增大，渦輪落壓比也有所增大，渦輪功增加，氣體流過渦輪的焓降增加，渦輪后溫度Tt5降低。

后階段，由于氣流雷諾數下降，發動機部件特性變壞，效率降低，渦輪功降低，氣體的焓降減小，渦輪后溫度Tt5升高。

隨著飛機飛行高度的提升，外界大氣將越發稀薄，空氣流量將大幅下降，推力F下降。

空氣流量降低，油氣比增加，Tt4升高，N2將增大，為保持N2不變，轉速控制系統將減少供油量Wf。

馬赫數增大，Wa增大，油氣比降低，Tt4下降，N2將下降，為保持N2不變，轉速控制系統將增加供油量Wf。

馬赫數增大，沖壓比πv增大，總增壓比π增大，渦輪落壓比將增大，渦輪功增大，N2有上升的趨勢，故轉速控制系統適當降低供油量Wf，渦輪前溫度Tt4有所下降，Fs有所減小，推力F數值基本不變。

4 總結

本文對某型航空發動機的結構和控制原理進行了深層次的分析，從點火到加速、最大狀態、減速、停車的各個狀態進行了詳細剖析。特別是針對外界條件發生變化時發動機如何進行自身調節開展了研究，明確了該型發動機在穩態和過渡態工作時相應控制機構所起的作用，探明了該型航空發動機的控制規律，為該型發動機的內、外場排故提供了理論依據。