渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)供油邊界探索

錢興良，茍學(xué)中，周人治

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)供油邊界探索

錢興良，茍學(xué)中，周人治

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)性能調(diào)試試驗(yàn)中屢屢出現(xiàn)失速導(dǎo)致起動(dòng)失敗，反復(fù)調(diào)試仍難以實(shí)現(xiàn)起動(dòng)成功至慢車狀態(tài)。為此，開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界探索方法的研究，探索出發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界，作為起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整的參考范圍。隨后進(jìn)行了起動(dòng)供油邊界探索試驗(yàn)，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界，并依據(jù)該邊界進(jìn)行起動(dòng)調(diào)試，成功實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)至慢車狀態(tài)。該方法為起動(dòng)性能調(diào)試提供了依據(jù)，降低了起動(dòng)調(diào)試的盲目性和風(fēng)險(xiǎn)，減少了起動(dòng)調(diào)試次數(shù)，使發(fā)動(dòng)機(jī)能夠較快實(shí)現(xiàn)慢車運(yùn)轉(zhuǎn)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；地面起動(dòng)；起動(dòng)調(diào)試；起動(dòng)供油邊界；供油規(guī)律；失速

1 引言

航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)是一個(gè)復(fù)雜的非線性過(guò)程，影響因素眾多，包括起動(dòng)動(dòng)力裝置、發(fā)動(dòng)機(jī)流道參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子慣性、部件特性、燃調(diào)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)冷熱態(tài)等[1]。雖然近年來(lái)國(guó)內(nèi)外在起動(dòng)性能數(shù)值仿真方面開(kāi)展了大量的工作，也取得了較好的研究成果[2-5]，但還是很難通過(guò)數(shù)值仿真獲取起動(dòng)供油邊界。這是由于起動(dòng)供油邊界不僅受到壓縮部件喘振邊界、渦輪溫度邊界、起動(dòng)機(jī)功率等限制，同時(shí)還受到環(huán)境條件等多因素的影響。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行起動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，往往會(huì)由于起動(dòng)供油邊界未知，造成起動(dòng)性能調(diào)試盲目性大，出現(xiàn)點(diǎn)火失敗、超溫、懸掛、失速[6]等問(wèn)題，需要多次調(diào)整才能獲得較理想的起動(dòng)性能，從而導(dǎo)致調(diào)試次數(shù)多、試驗(yàn)周期長(zhǎng)、成本高等問(wèn)題。若發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)的起動(dòng)供油邊界較寬，對(duì)起動(dòng)供油量變化范圍具有較高的容忍能力，發(fā)動(dòng)機(jī)能較快地起動(dòng)成功；但若起動(dòng)供油邊界窄，通過(guò)常規(guī)的調(diào)試手段如起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整、導(dǎo)葉角度調(diào)整等，很難將發(fā)動(dòng)機(jī)成功起動(dòng)至慢車狀態(tài)。因此，起動(dòng)供油邊界摸索對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能調(diào)試具有重要的指導(dǎo)作用。

某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)首次在地面臺(tái)上完成點(diǎn)火性能調(diào)試后，準(zhǔn)備進(jìn)行起動(dòng)性能調(diào)試，以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到慢車狀態(tài)。但在起動(dòng)過(guò)程中屢屢出現(xiàn)失速、懸掛等問(wèn)題，且通過(guò)一系列調(diào)整措施后仍未解決。為此，本文分析了該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)問(wèn)題的原因，為了探尋可行有效的措施進(jìn)行了起動(dòng)供油邊界探索試驗(yàn)，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際起動(dòng)供油邊界，可為起動(dòng)性能調(diào)試和避免出現(xiàn)起動(dòng)失速、懸掛等問(wèn)題提供指導(dǎo)。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介

該型發(fā)動(dòng)機(jī)為雙轉(zhuǎn)子混合排氣帶加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，壓氣機(jī)導(dǎo)葉0、1、2無(wú)級(jí)聯(lián)動(dòng)可調(diào)，可調(diào)收擴(kuò)尾噴管，無(wú)放氣機(jī)構(gòu)。起動(dòng)系統(tǒng)采用空氣渦輪起動(dòng)機(jī)作為臺(tái)架試驗(yàn)的起動(dòng)動(dòng)力，起動(dòng)機(jī)安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣上，臺(tái)架氣源常溫進(jìn)氣。起動(dòng)供油規(guī)律采用WFB=f(N2r,T2)p3(WFB為給定起動(dòng)供油流量，N2r為換算轉(zhuǎn)速，T2為進(jìn)口總溫，p3為壓氣機(jī)出口總壓)，供油規(guī)律及可調(diào)起動(dòng)特征參數(shù)、起動(dòng)邏輯等在全權(quán)限數(shù)控系統(tǒng)中實(shí)現(xiàn)。

3 起動(dòng)失敗情況

圖1、圖2示出了發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架起動(dòng)性能前三次調(diào)試試驗(yàn)中起動(dòng)失速時(shí)典型的轉(zhuǎn)速和壓氣機(jī)出口壓力曲線。由圖可知，p3急劇下降，對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速也下降，發(fā)生了明顯的起動(dòng)失速現(xiàn)象，此時(shí)發(fā)生的失速處于低轉(zhuǎn)速階段。第1次起動(dòng)發(fā)生失速后，進(jìn)行了起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整，但后續(xù)兩次起動(dòng)情況仍然類似，且起動(dòng)供油規(guī)律越高，起動(dòng)失速越早。其原因是壓氣機(jī)進(jìn)入了不穩(wěn)定工作狀態(tài)，而這是由于起動(dòng)供油規(guī)律偏高所致。

圖1 起動(dòng)失速的前三次起動(dòng)的N2r曲線Fig.1 N2rcurves of the former three starts

將起動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力調(diào)整到上限值(起動(dòng)機(jī)最大輸出功率)后，繼續(xù)采取降低起動(dòng)供油規(guī)律的措施多次調(diào)整，其部分試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖3。由圖可知，降低起動(dòng)供油規(guī)律時(shí)雖然避免了失速，但又出現(xiàn)了冷懸掛現(xiàn)象導(dǎo)致起動(dòng)失敗。其原因是發(fā)動(dòng)機(jī)剩余功率不足，而這是由于起動(dòng)供油規(guī)律偏低所致。

圖2 起動(dòng)失速的前三次起動(dòng)p3曲線Fig.2 p3curves of the former three starts

圖3 冷懸掛Fig.3 Cold hang-up

隨后，又采用調(diào)整壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度的措施，試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖4。圖中，α2為預(yù)先設(shè)計(jì)的導(dǎo)葉角度，α1(機(jī)械極限最小位置)為導(dǎo)葉角度在α2基礎(chǔ)上關(guān)閉后的角度，α3為導(dǎo)葉角度在α2基礎(chǔ)上打開(kāi)后的角度。從圖中可知，導(dǎo)葉角度關(guān)閉起動(dòng)失速轉(zhuǎn)速提高，導(dǎo)葉角度打開(kāi)起動(dòng)失速提前，更不利于起動(dòng)。由此看出，在壓氣機(jī)低轉(zhuǎn)速特性下改變導(dǎo)葉角度，對(duì)解決起動(dòng)失速的作用有限。

圖4 壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度調(diào)整對(duì)失速轉(zhuǎn)速的影響對(duì)比Fig.4 The effects of guide vane angle adjustment on the stall speed

通過(guò)多次調(diào)整起動(dòng)供油規(guī)律及其他可調(diào)措施，發(fā)動(dòng)機(jī)仍未成功起動(dòng)。為此，需從系統(tǒng)方法入手進(jìn)行原因分析，尋找解決辦法。

4 原因分析及解決措施

該發(fā)動(dòng)機(jī)為新研發(fā)動(dòng)機(jī)，在臺(tái)架進(jìn)行起動(dòng)性能調(diào)試時(shí)，第1次起動(dòng)采用的地面起動(dòng)供油規(guī)律為設(shè)計(jì)階段的計(jì)算結(jié)果。但因計(jì)算時(shí)采用的部件低轉(zhuǎn)速特性為計(jì)算的部件特性(與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)狀態(tài)真實(shí)的部件特性有差異)，加之起動(dòng)動(dòng)態(tài)模型偏差，造成起動(dòng)計(jì)算結(jié)果存在較大偏差，導(dǎo)致給定的起動(dòng)供油規(guī)律與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際特性不匹配。且發(fā)動(dòng)機(jī)能否實(shí)現(xiàn)較為理想的起動(dòng)性能影響因素眾多，需要系統(tǒng)性優(yōu)化或完善部件低轉(zhuǎn)速特性才能實(shí)現(xiàn)。

由于該發(fā)動(dòng)機(jī)本體硬件已確定、部件性能不能改變，導(dǎo)葉調(diào)整效果有限且導(dǎo)葉角度也達(dá)到極限，起動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力也達(dá)到允許上限，因此起動(dòng)性能調(diào)整只能局限于起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整。試驗(yàn)中，采用與過(guò)去相同的起動(dòng)性能調(diào)試經(jīng)驗(yàn)和方法，發(fā)動(dòng)機(jī)均表現(xiàn)出異常。且將供油規(guī)律調(diào)整量減小到5%～10%時(shí)，無(wú)論調(diào)高或調(diào)低，都難以起動(dòng)成功，總是出現(xiàn)失速或加速不足兩種情況。若發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)冷熱邊界寬，即使供油調(diào)整量大發(fā)動(dòng)機(jī)也可容忍，至多出現(xiàn)起動(dòng)性能參數(shù)變化，但能起動(dòng)成功。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)失敗的根本原因是發(fā)動(dòng)機(jī)自身起動(dòng)冷熱邊界窄，且不清楚發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)冷熱邊界范圍量值，調(diào)試盲目性大，很難準(zhǔn)確掌握發(fā)動(dòng)機(jī)匹配的起動(dòng)供油調(diào)整量。如果調(diào)整量大，則提高起動(dòng)供油規(guī)律時(shí)可能超出起動(dòng)供油上邊界(相應(yīng)于發(fā)動(dòng)機(jī)熱邊界)，而降低起動(dòng)供油規(guī)律時(shí)則可能低于起動(dòng)供油下邊界(相應(yīng)于發(fā)動(dòng)機(jī)冷邊界)。但供油調(diào)整量又不能太小，因?yàn)槎鄠€(gè)因素如控制精度、燃調(diào)特性偏差、低轉(zhuǎn)速測(cè)試誤差大等，都會(huì)影響實(shí)際燃油流量。當(dāng)供油規(guī)律調(diào)整量很小時(shí)，實(shí)際燃油流量變化量可能被上述因素掩蓋，與給定供油規(guī)律調(diào)整量不一致，起動(dòng)性能的變化不能準(zhǔn)確反映供油變化。而且供油調(diào)整量過(guò)小，也會(huì)帶來(lái)調(diào)試次數(shù)的增加和試驗(yàn)成本的提高。

為調(diào)整出與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配的起動(dòng)供油規(guī)律，需準(zhǔn)確掌握發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油上下邊界，再在該邊界范圍內(nèi)匹配可調(diào)參數(shù)和優(yōu)化起動(dòng)供油規(guī)律，以便快速準(zhǔn)確地獲得滿意的起動(dòng)性能。

5 起動(dòng)供油邊界探索

5.1 探索方法

發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能受兩方面因素制約：一是要獲得滿足要求的起動(dòng)時(shí)間，即加速性好。這就需要盡可能提高起動(dòng)供油量，提高渦輪前溫度，但不得超過(guò)限制值，以獲取較高的剩余功率。二是要保證發(fā)動(dòng)機(jī)不超溫、不失速、不喘振。這就需要盡可能降低起動(dòng)供油規(guī)律，避免渦輪后溫度太高或壓氣機(jī)工作不穩(wěn)定。針對(duì)上述兩個(gè)制約因素，要求起動(dòng)供油規(guī)律不能太高或太低，應(yīng)限制供油規(guī)律的上下邊界。對(duì)于該發(fā)動(dòng)機(jī)，限制發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)熱邊界的因素主要為壓氣機(jī)喘振邊界，熱邊界在起動(dòng)發(fā)生失速附近；限制冷邊界的因素主要是轉(zhuǎn)速上升率極低，不考慮起動(dòng)時(shí)間指標(biāo)要求，以實(shí)現(xiàn)起動(dòng)成功作為判斷基準(zhǔn)。

為獲得該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界，在保證可靠點(diǎn)火的供油前提下，采用較低的起動(dòng)供油規(guī)律進(jìn)行起動(dòng)冷邊界探索。因?yàn)楣┯土繌谋Ｊ亻_(kāi)始，所以會(huì)出現(xiàn)冷懸掛，在探索試驗(yàn)中不作問(wèn)題處理。起動(dòng)供油下邊界應(yīng)保證點(diǎn)火性能不能太差，同時(shí)起動(dòng)成功并且加速性較低。采用較高起動(dòng)供油規(guī)律進(jìn)行起動(dòng)熱邊界探索：若發(fā)動(dòng)機(jī)在某一規(guī)律下能夠起動(dòng)成功且不超溫，再進(jìn)一步增加較小供油量會(huì)發(fā)生失速或超溫，則這條供油規(guī)律就可作為起動(dòng)供油下邊界。

5.2 探索試驗(yàn)

冷邊界探索試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖5～圖8，圖中T5為低壓渦輪出口燃?xì)鉁囟?。如圖5所示，探索發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)冷邊界時(shí)按4組起動(dòng)供油規(guī)律進(jìn)行了4次試驗(yàn)。因試驗(yàn)?zāi)康氖菍ふ依溥吔?，起?dòng)供油規(guī)律開(kāi)始給定時(shí)按照較高的余氣系數(shù)考慮，因此起動(dòng)加速性較差，較早就出現(xiàn)了冷懸掛，如圖6所示。圖中曲線④對(duì)應(yīng)的起動(dòng)，發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)前轉(zhuǎn)速一直緩慢增加，起動(dòng)機(jī)脫開(kāi)后到達(dá)慢車，但起動(dòng)時(shí)間很長(zhǎng)，表明非常接近冷懸掛邊界。

圖5 冷邊界試驗(yàn)的起動(dòng)供油規(guī)律Fig.5 Start fuel control laws for cold boundary test

圖6 冷邊界試驗(yàn)的起動(dòng)N2r曲線Fig.6 N2rcurves of start in cold boundary test

圖7 冷邊界試驗(yàn)的起動(dòng) p3曲線Fig.7 p3curves of start in cold boundary tes

圖8 冷邊界試驗(yàn)的起動(dòng)T5曲線Fig.8 T5curves of start in cold boundary test

熱邊界探索試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖9～圖12。如圖9所示，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)受失速的限制且熱邊界試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)高，在摸索發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)熱邊界時(shí)供油調(diào)整步長(zhǎng)控制得較小，擬定了4組起動(dòng)供油規(guī)律進(jìn)行了4次試驗(yàn)，試驗(yàn)仍然由較低供油規(guī)律向高依次進(jìn)行。曲線①對(duì)應(yīng)的起動(dòng)成功但起動(dòng)時(shí)間較長(zhǎng)，曲線②和曲線③對(duì)應(yīng)的起動(dòng)時(shí)間滿足要求，曲線④對(duì)應(yīng)起動(dòng)出現(xiàn)失速后發(fā)生熱懸掛停車。前3次起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)都達(dá)到慢車狀態(tài)。

圖9 熱邊界試驗(yàn)的起動(dòng)供油規(guī)律Fig.9 Star fuel control laws for hot boundary test

圖10 熱邊界試驗(yàn)的起動(dòng)N2r曲線Fig.10 N2rcurves of start in hot boundary test

圖11 熱邊界試驗(yàn)的起動(dòng) p3曲線Fig.11 p3curves of start in hot boundary test

5.3 起動(dòng)供油邊界的確定

圖12 熱邊界試驗(yàn)的起動(dòng)T5曲線Fig.12T5curves of start in hot boundary test

冷邊界探索試驗(yàn)中，圖6曲線①起動(dòng)懸掛轉(zhuǎn)速很低，是深度冷懸掛現(xiàn)象，雖然降低起動(dòng)供油規(guī)律后脈動(dòng)有明顯改善。但從溫度曲線可知，該次起動(dòng)和曲線②起動(dòng)的點(diǎn)火性能很差，點(diǎn)燃時(shí)間延遲約5 s，且點(diǎn)燃后溫度上升緩慢。因此，在確定冷懸掛邊界時(shí)應(yīng)同時(shí)考慮點(diǎn)火性能。曲線③最終雖然達(dá)到了較高的轉(zhuǎn)速，但也發(fā)生了冷懸掛現(xiàn)象。曲線④起動(dòng)達(dá)到慢車，在脫開(kāi)前一直具有一定的加速度，但起動(dòng)時(shí)間長(zhǎng)。綜上分析，曲線④對(duì)應(yīng)起動(dòng)的供油規(guī)律下發(fā)動(dòng)機(jī)既不發(fā)生冷懸掛，加速度也較低，能夠起動(dòng)成功，又能保證較好的點(diǎn)火性能，因此將此條起動(dòng)供油規(guī)律確定為發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)供油下邊界。

熱邊界探索試驗(yàn)中，4次試驗(yàn)起動(dòng)成功3次。第3次起動(dòng)成功后，升高起動(dòng)供油規(guī)律后的第4次起動(dòng)發(fā)生了失速，表明該次起動(dòng)出現(xiàn)了熱懸掛，則第3次起動(dòng)供油規(guī)律可作為該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油上邊界。此外，從圖9～圖12還可看出，正常起動(dòng)與發(fā)生失速的幾次起動(dòng)之間的供油量、溫度、壓力差異不大，表明該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油上邊界范圍較小，且失速前的特征表現(xiàn)不明顯。

綜上分析，該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界如圖13所示：65%附近最寬的帶寬約為22%(上下邊界之間的帶寬)，50%附近邊界較窄約為13%，點(diǎn)火階段供油帶寬更窄約為10%。

圖13 評(píng)估的給定起動(dòng)供油邊界Fig.13 Estimated start boundary of fuel control

5.4 起動(dòng)供油規(guī)律優(yōu)化及驗(yàn)證

從試驗(yàn)結(jié)果確定的起動(dòng)供油邊界可看出，該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油帶寬相對(duì)更窄。發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給還會(huì)受燃調(diào)特性(控制系統(tǒng)的不確定度)、測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量誤差等的綜合影響，實(shí)際適于起動(dòng)供油規(guī)律調(diào)整的邊界將變得更窄，實(shí)測(cè)燃油流量Wf可能在某些起動(dòng)中局部看不出差異，曲線甚至重合，如圖14、圖15所示，但燃油流量和副油路燃油壓力 pf總體趨勢(shì)可反映帶寬特性。實(shí)際調(diào)試中，起動(dòng)供油帶寬窄的發(fā)動(dòng)機(jī)，更容易發(fā)生冷懸掛或熱懸掛現(xiàn)象。

圖14 實(shí)測(cè)燃油流量對(duì)比曲線Fig.14 Fuel flux curves in test

圖15 副油路壓力對(duì)比曲線Fig.15 Fuel pressure curves for auxiliary fuel pipe

根據(jù)探索出的邊界，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能進(jìn)行了調(diào)試優(yōu)化驗(yàn)證，結(jié)果如圖16～圖19所示。在起動(dòng)供油邊界基礎(chǔ)上，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油規(guī)律進(jìn)行初步優(yōu)化。點(diǎn)火階段供油規(guī)律考慮充填和點(diǎn)火特性進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整，起動(dòng)加速階段以達(dá)到起動(dòng)指標(biāo)為目標(biāo)進(jìn)行起動(dòng)加速供油規(guī)律優(yōu)化調(diào)整。從優(yōu)化結(jié)果看，起動(dòng)成功的供油規(guī)律在獲得的起動(dòng)供油邊界內(nèi)，兩次起動(dòng)皆未出現(xiàn)失速。試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了起動(dòng)供油邊界正確且邊界窄，需在該邊界范圍內(nèi)精確控制燃油流量才能起動(dòng)成功。該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界主要由壓氣機(jī)不穩(wěn)定工作邊界決定，窄的起動(dòng)供油邊界也表明壓氣機(jī)低轉(zhuǎn)速喘振邊界相應(yīng)較窄。

圖16 成功起動(dòng)的供油規(guī)律與起動(dòng)邊界對(duì)比Fig.16 Fuel control laws of successful starting vs.start boundary

圖17 成功起動(dòng)的N2r曲線Fig.17 N2rcurves of successful start

圖18 成功起動(dòng)的p3曲線Fig.18 p3curves of successful start

6 結(jié)論

圖19 成功起動(dòng)的T5曲線Fig.19T5curves of successful start

針對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)性能調(diào)試試驗(yàn)中屢屢起動(dòng)失敗，采取多方面可調(diào)措施仍出現(xiàn)失速或冷懸掛的問(wèn)題，以及為了該發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)高轉(zhuǎn)速調(diào)試，提出了開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能調(diào)試方法的研究，再進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界探索試驗(yàn)，獲得了該發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)供油邊界。依據(jù)該邊界再完成了起動(dòng)調(diào)試，得到了該發(fā)動(dòng)機(jī)匹配的起動(dòng)供油規(guī)律，解決了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)失敗的問(wèn)題，最終實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)慢車運(yùn)轉(zhuǎn)。結(jié)論如下：

(1)通過(guò)邊界探索試驗(yàn)成功獲取發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)供油邊界，根據(jù)評(píng)估出的邊界進(jìn)行起動(dòng)性能初步優(yōu)化調(diào)試，快速有效地解決了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)失敗的問(wèn)題，大大降低了起動(dòng)性能調(diào)試試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)和成本；

(2)提出的發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)供油邊界評(píng)判方法及獲得的起動(dòng)供油邊界具有工程參考價(jià)值，也驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)失敗的主因是起動(dòng)供油帶寬窄；

(3)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)性能還可進(jìn)一步優(yōu)化調(diào)整，為起動(dòng)性能定量分析和起動(dòng)模型修正提供依據(jù)。

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Preliminary exploration on ground start fuel control boundary for a turbofan engine

QIAN Xing-liang，GOU Xue-zhong，ZHOU Ren-zhi
(AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

A turbofan engine failed to start in performance tests because of stall,and it hardly got started to idle after repeated debugging.Thus the investigation on start fuel control boundary exploration methods was carried out to find out the boundary as the reference range for the start fuel control law regulation.Then tests to explore the start fuel control boundary were accomplished to obtain the boundary.Based on it,the engine successfully started and reached idle state.This method provided reference for starting performance debugging,decreasing the blindness and risk，and reducing debugging times to start successful quickly.

aero-engine；ground start；start debugging；start fuel control boundary；fuel control law；stall

V235.1

A

1672-2620(2017)04-0001-06

2016-12-01；

2017-07-28

錢興良(1985-)，男，成都人，工程師，碩士，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)技術(shù)研究。