某型航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)起動點(diǎn)火性能優(yōu)化方案研究

作者簡介：張怡超（1996-），男，工程師。研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.12.033

摘? 要：在某型發(fā)動機(jī)核心機(jī)試驗(yàn)中，出現(xiàn)起動噴火、點(diǎn)火時(shí)間波動、點(diǎn)火時(shí)間過長等現(xiàn)象。該文通過對該型核心機(jī)起動點(diǎn)火時(shí)的影響因素進(jìn)行分析，找出影響該次試驗(yàn)的關(guān)鍵因素是分配器后的燃油管路填充速度偏慢，點(diǎn)火時(shí)燃油噴嘴進(jìn)口壓力偏低，噴嘴在低壓差情況下燃油霧化效果差，導(dǎo)致不能在第一時(shí)間點(diǎn)著火。結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)與發(fā)動機(jī)實(shí)際附件特性，提出該型核心機(jī)的起動點(diǎn)火優(yōu)化方案，增大起動點(diǎn)火前初始供油流量，延后開始供油與點(diǎn)火時(shí)間后，達(dá)到優(yōu)化點(diǎn)火電嘴的工作環(huán)境，加快點(diǎn)火速度，減少點(diǎn)火前的燃油泄漏的目的。試驗(yàn)結(jié)果表明，優(yōu)化方案可解決該型核心機(jī)在地面臺架試驗(yàn)時(shí)的起動點(diǎn)火問題。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；核心機(jī)試驗(yàn)；起動規(guī)律研究；點(diǎn)火性能優(yōu)化；燃油規(guī)律；燃油管路填充

中圖分類號：V233? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ? 文章編號：2095-2945（2024）12-0144-04

Abstract： It is find that， in an aircraft core-engine experiment， the starting ignition time was too long and the flaming can be seen out the engine's nozzle. By the analysis on the influence of this core-engine， the reason of the phenomenon has been found. While the pressure ahead of the fuel nozzle is low， the pulverization of fuel is unacceptable， and the ignition time will be delayed. Combining the engine's fuel accessory capacity with the experimental data， the optimization scheme of starting-up fuel-supplying law was proposed in this paper. This optimization scheme enlarged the quantity of fuel at the beginning of the stating， and delayed the timing of fuel-supply and ignition to optimize the work environment of the ignition nozzle and accelerate the speed of ignition. The final experiment shows that the optimization scheme has handled the problem on starting? performance of this aircraft core-engine.

Keywords： aircraft engine; core engine; study on starting control law; starting performance optimizing; fuel supply law; fuel pipe filling

自從1903年出現(xiàn)第一架飛機(jī)升空開始，航空發(fā)動機(jī)的研制便一直處在世界各國科技發(fā)展競爭的前線，可一款全新航空發(fā)動機(jī)的研制是一個(gè)昂貴、漫長的過程，其花費(fèi)可能在數(shù)億乃至數(shù)十億美元，研制周期通常要十余年甚至二十余年，時(shí)間與金錢成本非常巨大，每一步都需要找準(zhǔn)方向，盡量避免走入歧途，特別是在我國航空發(fā)動機(jī)研發(fā)起步較晚的情況下，更是如此。

目前世界各國已經(jīng)廣泛采用核心機(jī)試驗(yàn)對發(fā)動機(jī)進(jìn)行前期研究驗(yàn)證工作。航空發(fā)動機(jī)的核心機(jī)是指在多級轉(zhuǎn)子組成的發(fā)動機(jī)中，僅包括燃燒室、燃燒室前后兩端的高壓轉(zhuǎn)子，以及最小限度的成附件組成的可以正常工作的單元體。通過利用這樣的核心機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)，可以在接近真實(shí)發(fā)動機(jī)環(huán)境下，對部件技術(shù)進(jìn)行集成驗(yàn)證，以降低發(fā)動機(jī)的工程研制中的風(fēng)險(xiǎn)，指導(dǎo)發(fā)動機(jī)后續(xù)設(shè)計(jì)。由于核心機(jī)包含的部件較少，設(shè)計(jì)工作較少，且可以提前開展，加工量也較小，所以，通過核心機(jī)試驗(yàn)?zāi)苡行Ч?jié)約研制經(jīng)費(fèi)、縮短研制周期。

在發(fā)動機(jī)核心機(jī)試驗(yàn)中，起動性能調(diào)試試驗(yàn)是相當(dāng)重要的一環(huán)，通過核心機(jī)起動調(diào)試試驗(yàn)，可以通過一個(gè)相對較低廉的時(shí)間周期、成本為后續(xù)發(fā)動機(jī)的起動設(shè)計(jì)提供可靠的指導(dǎo)和借鑒。

航空發(fā)動機(jī)的起動過程是一個(gè)非常復(fù)雜的氣動熱力學(xué)過程，涉及到氣體動力學(xué)、燃燒學(xué)、自動控制、傳熱學(xué)及材料學(xué)等多門學(xué)科[1-3]。起動過程包括：發(fā)動機(jī)在零轉(zhuǎn)速（冷態(tài)或熱態(tài)）下，通過從輔助動力裝置引出高壓高溫氣體，流經(jīng)空氣管路和調(diào)壓裝置，吹動空氣渦輪起動機(jī)的渦輪做功，輸出軸帶動主發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子加速。當(dāng)主發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)子達(dá)到點(diǎn)火轉(zhuǎn)速時(shí)，其燃燒室開始點(diǎn)火工作，然后空氣渦輪起動機(jī)與發(fā)動機(jī)的渦輪一起做功加速，進(jìn)一步達(dá)到自持轉(zhuǎn)速以上時(shí)起動機(jī)逐漸脫開，此時(shí)發(fā)動機(jī)完成起動過程并進(jìn)入慢車狀態(tài)。慢車狀態(tài)是一個(gè)平衡狀態(tài)，它是起動過程的終態(tài)[4-6]。

航空發(fā)動機(jī)起動過程受環(huán)境溫度、壓力、起動機(jī)功率和壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪等部件匹配因素影響，具有較大的不確定性，在特殊大氣環(huán)境下容易出現(xiàn)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火失敗、超溫、懸掛和失速等問題，導(dǎo)致起動失敗。

1? 試驗(yàn)情況

某發(fā)動機(jī)核心機(jī)由軸向進(jìn)氣道、雙級壓氣機(jī)、直流燃燒室、單級燃?xì)鉁u輪、尾噴管與最小限度的成附件組成。該發(fā)動機(jī)核心機(jī)地面臺架試驗(yàn)的起動過程步驟如下：在起動命令給出的同時(shí)，地面試驗(yàn)車臺為安裝在發(fā)動機(jī)上空氣渦輪起動機(jī)供氣，高壓氣體在帶動空氣渦輪起動機(jī)轉(zhuǎn)動的同時(shí)帶動核心機(jī)轉(zhuǎn)子加速，當(dāng)核心機(jī)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速升高至預(yù)設(shè)好的轉(zhuǎn)速時(shí)，位于燃燒室內(nèi)的點(diǎn)火電嘴開始點(diǎn)火，作為發(fā)動機(jī)附件一部分的燃油分配器開始按起動供油規(guī)律供油。

作為發(fā)動機(jī)前期研究探索工作，起動供油的規(guī)律設(shè)置為開環(huán)供油規(guī)律，由研究人員在試驗(yàn)前給出。本次試驗(yàn)的初始開環(huán)供油規(guī)律①見表1。當(dāng)燃油分配器接到供油指令后，燃油分配器的供油閥門便會打開，燃油通過閥門進(jìn)入燃油總管，再從環(huán)狀的燃油總管進(jìn)入到發(fā)動機(jī)上的十余個(gè)燃油噴嘴，通過燃油噴嘴噴射霧化在燃燒室內(nèi)，燃燒室點(diǎn)火電嘴帶來的電火花會將燃油點(diǎn)燃，點(diǎn)火成功后，隨著發(fā)動機(jī)供油量的增加，發(fā)動機(jī)進(jìn)入加速過程，起動機(jī)最終自動脫開，核心機(jī)進(jìn)入地面慢車狀態(tài)。

表1? 起動開環(huán)供油壓力

但是該發(fā)動機(jī)核心機(jī)在首次地面臺架試驗(yàn)中，出現(xiàn)起動點(diǎn)火性能不佳的問題，主要表現(xiàn)為出現(xiàn)起動噴火、點(diǎn)火時(shí)間波動、點(diǎn)火時(shí)間過長等現(xiàn)象。起動噴火，即在起動時(shí)，觀察到尾部有明顯柱狀火焰，火焰持續(xù)時(shí)間不長，通常在數(shù)秒內(nèi)，起動噴火會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)渦輪部件局部短時(shí)超溫，給發(fā)動機(jī)可靠性與壽命帶來負(fù)面影響。點(diǎn)火時(shí)間波動，即核心機(jī)點(diǎn)火的時(shí)間不一致，存在數(shù)秒乃至近十秒的偏差，這是發(fā)動機(jī)性能不穩(wěn)定的明顯現(xiàn)象，亟需優(yōu)化。點(diǎn)火時(shí)間過長，即在核心機(jī)地面臺架試驗(yàn)中，點(diǎn)火時(shí)間超過設(shè)計(jì)值，達(dá)不到預(yù)期的目標(biāo)，試驗(yàn)操作人員會直接切斷燃油供應(yīng)，判斷為試驗(yàn)點(diǎn)火失敗，可以推測認(rèn)為發(fā)動機(jī)存在未發(fā)現(xiàn)的故障，需要中止試驗(yàn)進(jìn)行排除。這些問題都為核心機(jī)試驗(yàn)帶來了非常不利的影響，也對前期設(shè)計(jì)產(chǎn)生了沖擊，如果不能在現(xiàn)有條件下盡快解決這些問題，發(fā)動機(jī)的研制過程會被嚴(yán)重滯后，甚至?xí)a(chǎn)生推倒重來的風(fēng)險(xiǎn)。

2? 影響因素分析

航空發(fā)動機(jī)起動一般分為2種情況，一種是空中起動，另一種是地面起動?？罩衅饎拥狞c(diǎn)火性能在地面核心機(jī)臺架試驗(yàn)中暫時(shí)不做考慮，通常是在地面起動的性能優(yōu)化完成之后，再在專門的可以模擬高空起動環(huán)境的設(shè)備下開展。

本文本次研究的某型發(fā)動機(jī)核心機(jī)起動試驗(yàn)，便是在地面標(biāo)準(zhǔn)天條件下進(jìn)行的，在地面標(biāo)準(zhǔn)天條件下起動時(shí)，點(diǎn)火性能與油氣比、燃燒室進(jìn)口空氣流速、燃油霧化情況等因素有關(guān)。

油氣比是指在點(diǎn)火過程中，同一時(shí)刻通過燃油噴嘴進(jìn)入燃燒室的航空煤油與通過壓氣機(jī)進(jìn)入燃燒室的空氣的比值，當(dāng)燃油過多或過少時(shí)，燃燒都不能穩(wěn)定進(jìn)行。在進(jìn)行核心機(jī)試驗(yàn)前，燃燒室部件專門錄取了該型發(fā)動機(jī)的點(diǎn)熄火邊界，可以根據(jù)該邊界，判明核心機(jī)試驗(yàn)的油氣比情況。

由于是地面臺架試驗(yàn)，試驗(yàn)中可以對核心機(jī)進(jìn)口的空氣流量進(jìn)行測量，也能對進(jìn)入燃燒室的燃油流量進(jìn)行測量。根據(jù)車臺所測得的空氣流量與燃油流量對點(diǎn)火成功前的油氣比等參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，取試驗(yàn)時(shí)人工中止點(diǎn)火前的時(shí)刻進(jìn)行分析，分析結(jié)果如圖1所示，可以看到此時(shí)油氣比高出點(diǎn)火邊界較多，理論上應(yīng)能順利點(diǎn)燃，然而實(shí)際試驗(yàn)時(shí)的點(diǎn)火情況則是點(diǎn)燃滯后甚至是未能順利點(diǎn)燃，故油氣比不當(dāng)導(dǎo)致發(fā)動機(jī)起動點(diǎn)火性能不佳的可能性較小。

圖1? 試驗(yàn)點(diǎn)火不成功時(shí)的油氣比與點(diǎn)火邊界

影響航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)起動點(diǎn)火性能的另一個(gè)因素是燃燒室進(jìn)口空氣流速，當(dāng)燃燒室進(jìn)口空氣流速較大時(shí)，燃燒室內(nèi)不能建立穩(wěn)定的油霧環(huán)境，達(dá)不到點(diǎn)火的標(biāo)準(zhǔn)。由于本次試驗(yàn)是地面臺架試驗(yàn)，發(fā)動機(jī)進(jìn)口速度為0，此時(shí)燃燒室進(jìn)口空氣流速非常小，基本可以忽略其對點(diǎn)火帶來的不利影響。

影響航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)起動點(diǎn)火性能的因素還有點(diǎn)火時(shí)燃油噴嘴的霧化效果。在發(fā)動機(jī)燃油噴嘴類型及結(jié)構(gòu)尺寸確定的情況下，燃油燃燒與燃油霧化質(zhì)量密切相關(guān)，霧狀油珠越細(xì)、表面積越大，越有利于充分燃燒[7]。

一般情況下，燃油噴嘴能將航空煤油高速旋轉(zhuǎn)噴出，形成錐狀的油霧，以供點(diǎn)火電嘴引燃。但要想形成穩(wěn)定的錐狀油霧，燃油噴嘴兩端需要具備足夠的壓差。當(dāng)燃油噴嘴的進(jìn)出口壓差較低時(shí)，燃油的霧化效果較差，點(diǎn)火難度上升。且在核心機(jī)的起動點(diǎn)火過程中，由于此時(shí)核心機(jī)轉(zhuǎn)子僅由空氣渦輪起動機(jī)帶轉(zhuǎn)，進(jìn)入燃燒室的空氣流量低，流速慢，一旦霧化效果不佳，油氣摻混就更困難、分布就更不均勻，對點(diǎn)火造成的不利影響就會加劇[8-9]。

為了確定燃油噴嘴的進(jìn)口壓力情況，對本次試驗(yàn)中核心機(jī)的噴嘴供油壓力增加了液體壓力測點(diǎn)進(jìn)行監(jiān)控，隨后進(jìn)行了冷機(jī)起動，冷機(jī)起動的結(jié)果顯示發(fā)動機(jī)起動時(shí)間過長。在該次起動時(shí)間過長的試驗(yàn)中，燃油噴嘴前的副油路的燃油壓力在13 s左右的時(shí)間內(nèi)才到達(dá)燃油噴嘴需要的推薦壓力下限，這使得點(diǎn)火時(shí)間大大推遲，燃油壓力變化過程具體如圖2所示。

圖2? 燃油噴嘴進(jìn)口壓力隨起動時(shí)間的變化趨勢

燃油噴嘴的進(jìn)口壓力由位于燃油噴嘴上游的燃油分配器與開環(huán)供油規(guī)律共同決定。發(fā)動機(jī)起動指令發(fā)出后，燃油分配器根據(jù)開環(huán)供油規(guī)律規(guī)定的流量對燃燒室進(jìn)行供油。在燃油分配器與燃油噴嘴之間，存在一段不長的供油管路，即燃油總管，在起動前，該供油管路是空置的，燃油需要完成對該管路的填充后，才能在燃油噴嘴進(jìn)口構(gòu)建起足夠的滿足燃油霧化的壓力，當(dāng)燃油噴嘴進(jìn)口的壓力不足時(shí)，所噴出的燃油將無法被點(diǎn)燃，這樣不但會引起點(diǎn)火時(shí)間延長，當(dāng)點(diǎn)火成功后，火焰的連焰會使得這些順著氣流來到發(fā)動機(jī)出口附近的燃油同樣被點(diǎn)燃，造成發(fā)動機(jī)噴火。

造成燃油噴嘴進(jìn)口壓力隨起動時(shí)間的增長較慢的因素不多，通過一一排除，發(fā)現(xiàn)本次試驗(yàn)中影響燃油噴嘴進(jìn)口壓力增長的主要因素是燃油分配器閥門打開的速度。當(dāng)燃油分配器閥門打開的速度較慢，打開的幅度較小時(shí)，實(shí)際供油流量較開環(huán)供油規(guī)律規(guī)定的流量更低，供油管路填充需要花費(fèi)更長的時(shí)間，燃油噴嘴的進(jìn)口壓力自然建立更為緩慢，燃油噴嘴在開始供油時(shí)所噴出的難以點(diǎn)燃的燃油量更大，試驗(yàn)點(diǎn)火時(shí)間大大延長，與試驗(yàn)現(xiàn)象相符[10]。

在實(shí)際的發(fā)動機(jī)前期工程研制過程中，像燃油分配器這樣的成附件是與核心機(jī)同步設(shè)計(jì)生產(chǎn)出來的，所有的備件均為同一狀態(tài)，想要通過更換或優(yōu)化燃油分配器這種硬件從而加快燃油噴嘴進(jìn)口壓力建立速度是比較困難的，不但耗時(shí)久且成本較高，可以通過對開環(huán)供油規(guī)律進(jìn)行調(diào)整完成燃油噴嘴進(jìn)口壓力建立速度的簡單優(yōu)化。

3? 優(yōu)化方案

大部分航空發(fā)動機(jī)在起動點(diǎn)火時(shí)間過長的情況下，會選擇直接增加起動時(shí)開環(huán)供油規(guī)律內(nèi)的燃油油量，但本次試驗(yàn)中，發(fā)動機(jī)還存在噴火的現(xiàn)象，在一開始點(diǎn)火時(shí)的燃油流量不宜過高，故本次起動點(diǎn)火優(yōu)化選擇了推遲供油時(shí)間、增加起動供油瞬間的流量，減少點(diǎn)火成功后續(xù)的燃油流量的方案。因?yàn)槿加头峙淦鞯拈y門一開始的打開程度是由供油量決定的，當(dāng)推遲供油時(shí)間并增加起動供油瞬間的流量后，燃油分配器收到打開閥門命令時(shí)的打開程度會增大，同樣的打開速度下，開始供油的瞬間進(jìn)入總管的燃油流量會有一個(gè)較大的增加幅度，這樣的方案可以加快燃油管路的填充時(shí)間，優(yōu)化點(diǎn)火性能。另外，推遲供油轉(zhuǎn)速也能增大此時(shí)的發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量，對燃油的霧化與摻混提供助力[11]。

試驗(yàn)中的開環(huán)供油規(guī)律具體調(diào)整為：開始供油轉(zhuǎn)速延后5%，開始點(diǎn)火轉(zhuǎn)速同樣延后5%，同時(shí)將起動供油規(guī)律①調(diào)整至供油規(guī)律②，以做到同時(shí)增大點(diǎn)火時(shí)的空氣流量與燃油流量。

當(dāng)按表1中的供油規(guī)律②開展試驗(yàn)后，起動過程中未見尾噴管火光，點(diǎn)火安靜迅速，加速過程平穩(wěn)順滑，優(yōu)化前后的核心機(jī)起動試驗(yàn)中的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速與時(shí)間的變化關(guān)系如圖3所示，可以看到，試驗(yàn)點(diǎn)火時(shí)間提前了近十秒，整個(gè)起動過程中的轉(zhuǎn)速上升過程不再出現(xiàn)優(yōu)化前的卡滯與突增現(xiàn)象，核心機(jī)最終到達(dá)慢車狀態(tài)的時(shí)間也提前了十余秒，整個(gè)起動過程表現(xiàn)良好，達(dá)到了設(shè)計(jì)目標(biāo)與預(yù)期。

為了確保試驗(yàn)不是特例，隨后利用該核心機(jī)開展了不同條件下的多次起動試驗(yàn)，結(jié)果顯示優(yōu)化方案對該型發(fā)動機(jī)核心機(jī)起動性能的優(yōu)化效果具有重復(fù)性，多次起動下的穩(wěn)定性較好，可以認(rèn)為本文所形成的考慮管路填充時(shí)間的優(yōu)化方案可靠有效。

圖3? 考慮填充優(yōu)化前后試驗(yàn)物理轉(zhuǎn)速隨時(shí)間的變化情況

4? 結(jié)論

本文針對航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)試驗(yàn)的起動點(diǎn)火性能進(jìn)行了優(yōu)化，指出了在工程應(yīng)用中，燃油系統(tǒng)管路填充與燃油分配器打開特性對于發(fā)動機(jī)起動的影響不可忽視。本文同時(shí)為該特性影響下的發(fā)動機(jī)點(diǎn)火性能調(diào)試提供了一種優(yōu)化方案，以供參考與借鑒。

參考文獻(xiàn)：

[1] 廉筱純，吳虎.航空發(fā)動機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

[2] 彭澤琰，杜聲同，郭秉衡.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，1989.

[3] 金如山.航空燃?xì)廨啓C(jī)燃燒室[M].北京：宇航出版社，1985.

[4] 居海星，張海波，陳浩穎.一種通用渦軸發(fā)動機(jī)起動過程建模方法研究[J].推進(jìn)技術(shù)，2017，38（6）：1386-1394.

[5] 黃開明，周劍波，劉杰，等.渦軸發(fā)動機(jī)起動過程的一種氣動熱力學(xué)實(shí)時(shí)模型[J].航空動力學(xué)報(bào)，2004，19（5）：703-707.

[6] 陳玉春，王朝蓬，黃興魯，等.功率提取法在渦噴發(fā)動機(jī)起動特性模擬及控制規(guī)律設(shè)計(jì)中的應(yīng)用[J].航空動力學(xué)報(bào)，2010，25（6）：1277-1283.

[7] 蔡建兵，李建華，鐘建平，等.某渦軸發(fā)動機(jī)起動不成功分析[J].航空動力學(xué)報(bào)，2014，29（1）：170-174.

[8] 劉云峰，黃勇，王惜偉，等.旋流器結(jié)構(gòu)對點(diǎn)火性能影響的大渦模擬[J].航空動力學(xué)報(bào)，2022，37（10）：2286-2294.

[9] 喬卿貝.航空發(fā)動機(jī)組合式噴嘴高溫高壓霧化特性研究[D].北京：中國科學(xué)院大學(xué)（中國科學(xué)院工程熱物理研究所），2021.

[10] 郭令儀，時(shí)瑞軍.基于AMESim的燃油分配器數(shù)字仿真研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2020，33（4）：41-45.

[11] 李小彪，馬征，邱續(xù)茂，等.航空發(fā)動機(jī)高原起動成功率提高措施[J].航空發(fā)動機(jī)，2019，45（4）：75-78.