基于試驗(yàn)的微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)控制研究

彭鴻博 楊創(chuàng) 于軍力 馮遠(yuǎn)

摘要：通過對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)的搭建，實(shí)現(xiàn)了對(duì)其運(yùn)行時(shí)重要參數(shù)的測(cè)量。為了穩(wěn)定、準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)對(duì)燃油流量的控制，以解決起動(dòng)控制過程中的超溫問題，采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)齒輪泵的方法去供油，通過控制轉(zhuǎn)速間接控制流量，從而實(shí)現(xiàn)了流量準(zhǔn)、響應(yīng)迅速的開環(huán)燃油流量控制。通過對(duì)對(duì)象發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行大量的起動(dòng)特性摸底試驗(yàn)，結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)控制時(shí)序優(yōu)化，最終整合得出某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)控制時(shí)序。通過采用此方法供油，嚴(yán)格按照控制時(shí)序進(jìn)行起動(dòng)控制試驗(yàn)，結(jié)果表明，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠迅速可靠地完成起動(dòng)過程的前提下，燃燒室出口、渦輪后及尾噴管出口的最高溫度明顯降低；燃燒室出口溫度、渦輪后溫度及尾噴管出口溫度上升更快，到達(dá)峰值時(shí)間提前，且峰值更小。這種方法不僅解決了起動(dòng)超溫問題，還可以縮短發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)時(shí)間。通過試驗(yàn)對(duì)起動(dòng)控制時(shí)序的研究，為微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)控制建立了有效的研究方法，對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的控制具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞：微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)；試驗(yàn)臺(tái)；起動(dòng)超溫；燃油控制；試驗(yàn)技術(shù)

中圖分類號(hào)：V233.6文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.07.003

微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)（MTE）是目前能源系統(tǒng)以及推進(jìn)動(dòng)力研究的新興領(lǐng)域，這種發(fā)動(dòng)機(jī)具有推重比高、耗油率低、體積小、重量（質(zhì)量）輕、能量密度高等一系列優(yōu)點(diǎn)[1-4]。主要應(yīng)用于微小型飛行器的推進(jìn)動(dòng)力裝置、輔助動(dòng)力單元及分布式能源系統(tǒng)的發(fā)電裝置等[5-7]。國(guó)內(nèi)對(duì)MTE的研究起步比較晚，隨著近幾年來國(guó)家對(duì)航空領(lǐng)域的高度重視，許多高校先后開展了相關(guān)研究工作。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的理論研究往往需要借助于航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)平臺(tái)來進(jìn)行驗(yàn)證[8-10]。在國(guó)內(nèi)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)尚處于初步發(fā)展階段，且整機(jī)試驗(yàn)方面的研究也正處于初步開發(fā)階段，整機(jī)試驗(yàn)對(duì)MTE的研究來說具有相當(dāng)重要的地位，對(duì)如何測(cè)量其參數(shù)的研究也同樣具有重要意義[11-14]。因此搭建一套完整的微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)是對(duì)其進(jìn)行研究不可或缺的。

微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)控制主要可以分為起動(dòng)、加減速及停車三部分，其中起動(dòng)過程是發(fā)動(dòng)機(jī)的一種過渡態(tài)工作階段，更是發(fā)動(dòng)機(jī)控制中最重要的部分。起動(dòng)過程中常會(huì)遇到起動(dòng)超溫問題，起動(dòng)超溫危害性極大，嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能與壽命[15]。秦海勤[16-17]等通過對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程工作原理分析，對(duì)不同類型的起動(dòng)超溫機(jī)理、故障發(fā)生時(shí)機(jī)、故障特征，以及可能原因進(jìn)行了研究，并給出了起動(dòng)超溫故障的預(yù)防措施。佟永軍[18]等對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程進(jìn)行了深入研究，詳細(xì)分析了起動(dòng)超溫故障原因，通過建立故障樹，最終將起動(dòng)超溫故障的排除落實(shí)到了起動(dòng)供油量的調(diào)整上。曾可卉[19]等針對(duì)某型燃?xì)廨啓C(jī)在起動(dòng)過程發(fā)生的一次超溫故障，采用故障模式及影響分析與起動(dòng)過程數(shù)據(jù)分析相結(jié)合的方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)故障原因的排查，提出了故障整改措施，并驗(yàn)證了措施的有效性。為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)的使用安全性與可靠性，實(shí)現(xiàn)對(duì)其起動(dòng)過程的控制，有必要進(jìn)一步開展發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程中超溫故障及解決措施的研究。

本文以某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，針對(duì)實(shí)際研發(fā)需求，搭建用于測(cè)量微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵參數(shù)的試驗(yàn)臺(tái)。采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)齒輪泵去供油的方法，通過精確控制轉(zhuǎn)速間接控制流量，得到一種流量準(zhǔn)、響應(yīng)迅速的開環(huán)燃油流量控制方法，從而通過獲取實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，可整合優(yōu)化得出發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)控制時(shí)序，按照控制時(shí)序進(jìn)行起動(dòng)控制試驗(yàn)，以達(dá)到解決某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)超溫問題的目的。

1微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)

本文搭建的某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)如圖1所示，主要分為硬件和軟件兩部分。硬件部分主要由微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、臺(tái)架、油路系統(tǒng)、控制器以及測(cè)控系統(tǒng)組成，其中油路系統(tǒng)采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)一個(gè)齒輪泵去供油，通過控制轉(zhuǎn)速去控制流量，實(shí)現(xiàn)了對(duì)燃油流量的精確控制等功能，試驗(yàn)臺(tái)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

軟件部分主要是計(jì)算機(jī)控制及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，主要實(shí)現(xiàn)了對(duì)不同參數(shù)的采集與處理、起動(dòng)點(diǎn)火控制、加減速控制等功能。該試驗(yàn)測(cè)試臺(tái)采用試驗(yàn)—編程—再試驗(yàn)的研究方法，首先是控制摸索階段，利用手動(dòng)油門桿的控制，初步獲得發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)以及加減速時(shí)的供油規(guī)律，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，找到契合控制規(guī)律的最優(yōu)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，再由LabVIEW編寫測(cè)控程序，實(shí)現(xiàn)對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)控制，最后根據(jù) LabVIEW的結(jié)果編寫單片機(jī)程序，實(shí)現(xiàn)了計(jì)算機(jī)與油門桿對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的雙控制。

1.1燃油流量控制

在對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)控制過程中，燃油計(jì)量的準(zhǔn)確性和快速性直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過程的品質(zhì)[4-5]。由于微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量小，因而對(duì)燃油流量更敏感，供油控制就須穩(wěn)定、準(zhǔn)確。一般情況下，微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)配備的都是電動(dòng)燃油泵（齒輪泵），其通過電壓控制燃油流量，但是電機(jī)帶動(dòng)下的齒輪泵，其流量不僅與轉(zhuǎn)速有關(guān)，還和泵的出口壓力有關(guān)。由于燃油進(jìn)入燃燒室后，燃燒室的壓力會(huì)隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)改變而改變，導(dǎo)致泵出口壓力發(fā)生變化，這樣就會(huì)影響其流量。因此燃油流量不僅與控制泵的電壓有關(guān)，還和出口壓力有關(guān)，所以在發(fā)動(dòng)機(jī)試車中無法直接通過控制油泵電壓來確定具體的流量。

由于微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)流量較小，且響應(yīng)速度快的流量計(jì)不易尋求且成本高，在測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)的過程中，油量的多少又是不可或缺的。國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)中有通過電機(jī)轉(zhuǎn)速反饋來控制泵的轉(zhuǎn)速，這樣轉(zhuǎn)速不變流量也不變，但這種結(jié)論需要假設(shè)齒輪泵的效率不變。因?yàn)楸迷诓煌闆r下效率是不同的，而且整個(gè)反饋也需要時(shí)間，因此在測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)變速過程中的油量是有誤差的。

既要流量準(zhǔn)又要響應(yīng)快，本文采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)一個(gè)比較大的齒輪泵供油，齒輪泵型號(hào)是CBK-F1.0F，每轉(zhuǎn)一圈輸出的流量是1mL，通過步進(jìn)電機(jī)精確控制齒輪泵，實(shí)現(xiàn)了利用轉(zhuǎn)速去控制流量，因而只需精確控制步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速就可以實(shí)現(xiàn)精確控制流量，燃油流量測(cè)控原理如圖3所示。采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)齒輪泵這種方法，泵的轉(zhuǎn)速受出口壓力影響較小，流量可以始終保持只隨轉(zhuǎn)速變化。由于起動(dòng)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)壓力低，通過流量計(jì)校準(zhǔn)，在起動(dòng)過程中流量偏差很小，因此出口壓力對(duì)流量的影響可忽略不計(jì)。整個(gè)系統(tǒng)又是響應(yīng)迅速的開環(huán)控制，流量校準(zhǔn)也可以在常壓下進(jìn)行，不必考慮出口壓力。為了方便起見，可以事先測(cè)量其不同轉(zhuǎn)速下的流量，進(jìn)而得到轉(zhuǎn)速與流量的關(guān)系，由于這個(gè)關(guān)系在試驗(yàn)中基本不變，因此后續(xù)試驗(yàn)可以直接采用。

1.2油門控制

油門控制包括計(jì)算機(jī)控制與手動(dòng)控制。計(jì)算機(jī)控制是采用LabVIEW通過事先輸入的供油規(guī)律曲線，通過控制步進(jìn)電機(jī)頻率，確定其供油速率。但為掌握發(fā)動(dòng)機(jī)的供油規(guī)律，得到控制時(shí)序，需發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試臺(tái)方便操作，因此手動(dòng)控制更有效率，結(jié)構(gòu)如圖4所示。

手動(dòng)控制是通過油門桿供油，供油規(guī)律具有靈活性，特別是在還沒有得到特性曲線的時(shí)候更容易操作，進(jìn)而摸索規(guī)律。油門桿與推力桿類似，通過半圓運(yùn)動(dòng)調(diào)節(jié)流量大小，油門桿連接一個(gè)角位置器，在不同角度時(shí)角位置器輸出不同電壓，電壓經(jīng)數(shù)據(jù)采集卡進(jìn)入計(jì)算機(jī)，計(jì)算機(jī)輸入不同的電壓值時(shí)，步進(jìn)電機(jī)輸出不同的頻率，實(shí)現(xiàn)步進(jìn)電機(jī)的不同轉(zhuǎn)速，從而間接控制油量。

2起動(dòng)控制試驗(yàn)

微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)控制主要可以分為起動(dòng)、加減速以及停車三個(gè)過程，而發(fā)動(dòng)機(jī)能夠可靠起動(dòng)又是后續(xù)過程的重要前提。發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程異常復(fù)雜，需控制多種輸出變量，目前也很難用精確的理論計(jì)算來分析與模擬。對(duì)于起動(dòng)過程的分析主要依靠工程人員的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證。在進(jìn)行微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)試驗(yàn)過程中，起動(dòng)超溫故障時(shí)有發(fā)生，輕則燒毀發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管處的溫度傳感器，重則會(huì)傷及渦輪，減少發(fā)動(dòng)機(jī)壽命。因此，起動(dòng)超溫問題是微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)控制要解決的關(guān)鍵問題之一。

起動(dòng)過程中的起動(dòng)超溫最大可能原因是起動(dòng)供油量過大，導(dǎo)致供入燃燒室的燃油流量增大或分布不均勻，造成發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室富油燃燒，釋放出大量熱量，由于發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)轉(zhuǎn)速不高，渦輪部件從高溫燃?xì)庵刑崛∧芰繉?duì)外做功能力不強(qiáng)，從而導(dǎo)致渦輪后溫度急劇上升，超過起動(dòng)溫度限定值，造成起動(dòng)超溫。因此，起動(dòng)超溫的排除最終將落在起動(dòng)供油量控制上。

為了實(shí)現(xiàn)在微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程中精確供油，從而解決起動(dòng)超溫問題，需從硬件與軟件兩方面來考量。在硬件方面，通過步進(jìn)電機(jī)精確控制齒輪泵，實(shí)現(xiàn)了利用轉(zhuǎn)速去控制流量，因而只需精確控制步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速就可以實(shí)現(xiàn)精確控制流量。通過對(duì)對(duì)象發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行大量的起動(dòng)特性摸底試驗(yàn)，結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)不斷對(duì)控制時(shí)序進(jìn)行優(yōu)化，最終整合得出某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)控制時(shí)序，如圖5所示。

3結(jié)果分析

在保證微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)能夠迅速可靠地完成起動(dòng)過程的前提下，通過采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)齒輪泵的方法精確供油，嚴(yán)格按照控制時(shí)序進(jìn)行起動(dòng)控制試驗(yàn)，利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)繪制了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室出口溫度隨時(shí)間變化的溫度曲線，如圖6所示。渦輪后溫度、尾噴管出口溫度隨時(shí)間變化的溫度曲線圖，如圖7所示。

由圖6可知，燃燒室出口溫度有兩段明顯的爬升，在35s之前，由于供給發(fā)動(dòng)機(jī)的主要是助燃丙烷氣體及少量的燃油，因此溫度上升速度緩慢，在第35s將燃油流量增大后，燃燒室溫度迅速上升。優(yōu)化前與優(yōu)化后的第35s燃燒室出口平均溫度最大降差達(dá)59℃，且從第40s之后到燃燒室溫度到達(dá)峰值之間，其溫度爬升速度相比于優(yōu)化之前更快。優(yōu)化前后分別使用兩個(gè)溫度探頭作對(duì)照，以降低試驗(yàn)誤差。優(yōu)化前燃燒室出口溫度在第60s達(dá)到最高溫度757℃，優(yōu)化后在第57s達(dá)到最高溫度705℃，優(yōu)化前后最高溫度有明顯降低，最高溫度降差達(dá)到52℃，且提前到達(dá)峰值。

由圖7可知，渦輪后溫度和尾噴管出口溫度的爬升趨勢(shì)同燃燒室出口溫度一致，隨著助燃丙烷在燃?xì)庵姓急仍絹碓叫?，渦輪后溫度和尾噴管出口溫度在第35s前后發(fā)生改變，且到達(dá)峰值后都有下降的趨勢(shì)，最終，渦輪后溫度穩(wěn)定在600℃左右，尾噴管出口溫度穩(wěn)定在500℃左右。這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速?gòu)牧闵恋∷?，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣量加大，使得燃燒室出口溫度降低，進(jìn)而導(dǎo)致渦輪后溫度和尾噴管出口溫度下降。優(yōu)化前渦輪后溫度在第56s達(dá)到最高溫度752℃，尾噴管出口溫度在第57s達(dá)到最高溫度805℃，優(yōu)化后渦輪后溫度在第54s達(dá)到最高溫度692℃，尾噴管出口溫度在第52s達(dá)到最高溫度750℃?？刂茣r(shí)序優(yōu)化前后最高溫度有明顯降低，其渦輪后最高溫度降差達(dá)到60℃；尾噴管出口最高溫度降差達(dá)到55℃；且都提前到達(dá)峰值。

綜上可知，控制程序能夠很好地按照時(shí)序來驅(qū)動(dòng)步進(jìn)電機(jī)，通過控制步進(jìn)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，達(dá)到了準(zhǔn)確控制燃油油量的目的，滿足對(duì)本文對(duì)象發(fā)動(dòng)機(jī)的控制需求。不僅可以有效地規(guī)避起動(dòng)超溫故障的發(fā)生，從根本上解決問題，而且可以縮短發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)時(shí)間。經(jīng)多次試驗(yàn)驗(yàn)證，微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)可以按照預(yù)期順利完成整機(jī)起動(dòng)。

4軟件部分

試驗(yàn)平臺(tái)軟件部分（見圖8、圖9）利用LabVIEW開發(fā)環(huán)境進(jìn)行開發(fā)。采用模塊化設(shè)計(jì)思想，根據(jù)其測(cè)控系統(tǒng)需求，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行模塊劃分，主要由參數(shù)配置、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理與存儲(chǔ)、數(shù)據(jù)顯示與分析、燃油流量控制、通信等模塊組成。與硬件系統(tǒng)相結(jié)合，軟件系統(tǒng)的主要功能包括：數(shù)據(jù)的采集與處理、起動(dòng)控制、加減速控制以及數(shù)據(jù)顯示與存儲(chǔ)等。

通過LabVIEW軟件對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行測(cè)試，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)，整合得出發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)控制時(shí)序，利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)一步對(duì)其優(yōu)化，后續(xù)根據(jù)符合控制規(guī)律的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及控制時(shí)序編寫單片機(jī)程序，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的計(jì)算機(jī)控制。

5結(jié)束語

本文在現(xiàn)有某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，通過對(duì)其需要測(cè)量的參數(shù)進(jìn)行研究，搭建了一套適用于該型發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)測(cè)量的試驗(yàn)平臺(tái)。為了精確控制油量，從而解決起動(dòng)過程中遇到的超溫問題，本文采用步進(jìn)電機(jī)帶動(dòng)齒輪泵的方法供油，通過控制步進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)速去間接控制燃油流量，實(shí)現(xiàn)了流量準(zhǔn)、響應(yīng)迅速的燃油流量開環(huán)控制。通過對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行大量的起動(dòng)特性摸底試驗(yàn)，結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)控制時(shí)序進(jìn)行優(yōu)化，最終整合得出某型微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)控制時(shí)序。嚴(yán)格按照控制時(shí)序進(jìn)行試驗(yàn)，得到如下結(jié)論：

（1）燃燒室出口、渦輪后及尾噴管出口最高溫度有明顯下降，且最低降差達(dá)到52℃，最高降差達(dá)到60℃。

（2）燃燒室出口溫度、渦輪后溫度及尾噴管出口溫度提前到達(dá)起動(dòng)階段的溫度峰值，且到達(dá)峰值的最快時(shí)間較優(yōu)化前縮短了6%。

（3）通過試驗(yàn)對(duì)起動(dòng)控制時(shí)序的研究，為微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)控制建立了有效的研究方法，不僅解決了微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)超溫的問題，還可以縮短其起動(dòng)時(shí)間，對(duì)該型發(fā)動(dòng)機(jī)的控制具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

參考文獻(xiàn)

[1]全亞洲.微型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)[D].長(zhǎng)春：長(zhǎng)春理工大學(xué)， 2015. Quan Yazhou. Test bench design of the Micro-turbine engine[D]. Changchun： Changchun University of Science and Technology， 2015. （in Chinese）

[2]王棟.微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究[D].南京：南京理工大學(xué)， 2011. Wang Dong. Experimental study on micro-turbojet engine [D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2011.（in Chinese）

[3]張旭東，郝明月，尹航，等.基于SWOT-PEST分析的無人靶機(jī)產(chǎn)業(yè)發(fā)展研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，30（7）：80-84. Zhang Xudong， Hao Mingyue， Yin Hang， et al. Research on the development of unmanned aerial target industry based on SWOT-PEST analysis[J].Aeronautical Science & Technology， 2019，30（7）：80-84. （in Chinese）

[4]Choi S M，Kim S，Myong R S，et al. Experimental investigation of infrared signal characteristics in a micro-turbojet engine ERRATUM[J]. Aeronautical Journal New Series，2019，123（1263）：1.

[5]徐建國(guó)，張?zhí)旌?微型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃油閉環(huán)控制起動(dòng)方法[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2012（3）：226-231. Xu Jianguo， Zhang Tianhong. Start-up method of micro turbine engine with closed-loop fuel flowrate control [J]. Journal of Aerospace Power， 2012（3）：226-231. （in Chinese）

[6]王俊琦，趙海剛，張媛.輔助動(dòng)力裝置的穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)特特性性試試飛[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（9）：41-46. Wang Junqi， Zhao Haigang， Zhang Yuan. Flight test of steady and transient characteristics of APU [J]. Aeronautical Science& Technology，2020，31（9）：41-46. （in Chinese）

[7]李耀華，韋冬冬.基于LabVIEW的微型發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室試驗(yàn)臺(tái)測(cè)控系統(tǒng)[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)， 2019（4）：24-27. Li Yaohua， Wei Dongdong. Measurement and control system of micro engine combustor test bed based on LabVIEW [J]. Aircraft Design， 2019（4）：24-27. （in Chinese）

[8]黃杰.航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)平臺(tái)設(shè)計(jì)及其穩(wěn)定性研究[D].湘潭：湖南科技大學(xué)，2016. Huang Jie. Designing and stability research of aero-engine experimental platform [D]. Xiangtan： Hunan University of Science and Technology， 2016. （in Chinese）

[9]梁德旺，黃國(guó)平.厘米級(jí)微型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)主要研究進(jìn)展[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究， 2004， 17（2）：9-13. Liang Dewang， Huang Guoping. Recent development and key techniques of micro-turbine in centimeter size [J]. Gas Turbine Experiment and Research， 2004， 17（2）：9-13. （in Chinese）

[10]蘇三買，楊恒輝，屠秋野，等.微型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)綜合測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2009（9）：229-234. Su Sanmai， Yang Henghui， Tu Qiuye， et al. Design of micro turbo engine integrated measurement and control system [J]. Journal ofAerospace Power， 2009（9）：229-234. （in Chinese）

[11]張寶誠(chéng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和測(cè)試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社， 2005. Zhang Baocheng. Aero engine testing and testing technology[M]. Beijing： Beihang University Press， 2005. （in Chinese）

[12]Tang Wei，Wang Lijian，Gu Jiawei，et al. Single neural adaptive PID control for small UAV micro-turbojet engine [J]. Sensors，2020，20（2）：345.

[13]鹿麟，王少峰.小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].自動(dòng)化技術(shù)與應(yīng)用， 2013（1）：121-125. Lu Lin， Wang Shaofeng. Design of measurement and control system for small aero engine [J]. Techniques of Automation andApplications， 2013（1）：121-125. （in Chinese）

[14]楊欣毅，史佩，劉海峰，等.新型小渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)仿真試驗(yàn)臺(tái)[J].試驗(yàn)技術(shù)與管理， 2009， 26（1）：56-58. Yang Xinyi， Shi Pei， Liu Haifeng， et al. A new digital control system simulation test bed for small turbojet engine [J]. Experimental Technology and Management， 2009， 26（1）： 56-58. （in Chinese）

[15]李國(guó)鴻.發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)超溫和轉(zhuǎn)速懸掛故障自動(dòng)檢測(cè)[J].測(cè)控技術(shù)，2016，35（9）：43-46. Li Guohong. Auto-detecting of aero-engine EGT overtemperature and rotor hang malfunctions[J]. Measurement & Control Technology， 2016， 35（9）：43-46. （in Chinese）

[16]秦海勤，徐可君.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作超溫故障研究與分析[J].燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)， 2015，28（3）：39-43. Qin Haiqin， Xu Kejun. Research and analysis of a certain aeroengine working over-temperature fault gas turbine technology[J]. Gas Turbine Technology， 2015，28（3）：39-43. （in Chinese）

[17]秦海勤，徐可君.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)超溫故障研究與分析[J].燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù)，2016，29（3）：39-43. Qin Haiqin， Xu Kejun. Research and analysis of a certain type of aero-engine starting over-temperature fault [J]. Gas Turbine Technology， 2016， 29（3）：39-43. （in Chinese）

[18]佟永軍.航空發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)T_4超溫故障診斷[J].航空維修與工程，2007（1）：54-55. Tong Yongjun. Trouble diagnosis of T_4 over-temperature of engine [J]. Aviation Maintenance & Engineering， 2007（1）：54-55. （in Chinese）

[19]曾可卉，唐瑞，曹云鵬，等.某型燃?xì)廨啓C(jī)起動(dòng)超溫故障原因分析[J].機(jī)械工程師，2020（2）：151-153. Zeng Kehui， Tang Rui， Cao Yunpeng， et al. Analysis on an over-temperature fault of gas turbine [J]. Mechanical Engineer， 2020（2）：151-153. （in Chinese）

Research on Starting Control of Micro Turbojet Engine Based on Experiment

Peng Hongbo，Yang Chuang，Yu Junli，F(xiàn)eng Yuan Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

Abstract： The important parameters of the micro turbo engine are measured by setting up the experimental bench. In order to control the fuel flow stably and accurately to solve the over-temperature problem in the starting control process， a stepper motor is used to drive a gear pump to supply fuel， and indirectly controls the flow by controlling the speed，so as to realize the open-loop fuel flow control with accurate flow and quick response. Through a large number of basic tests on the starting characteristics of the target engine， combined with the optimization of control timing sequence based on the experimental data， the time sequence of ground starting control of a certain type of micro turbo engine is obtained through integration. By adopting this method to supply oil， the starting control experiment is carried out in strict accordance with the control sequence. The results show that， under the premise that the engine can complete the starting process quickly and reliably， the maximum temperature at the exit of combustor， behind the turbine and at the exit of the exhaust nozzle decreases obviously. Combustor outlet temperature， turbine outlet temperature and nozzle outlet temperature rise faster， reach the peak time earlier， and the peak is lower. It not only solves the problem of starting over temperature， but also shortens the starting time of the engine. The study of the start control sequence through experiments establishes an effective research method for the start control of the micro turbo engine， which has important engineering application value for the control of the engine.

Key Words： micro turbo engine； test bench； starting over temperature； fuel control； test technique