噴口前饋線對航空發(fā)動機加力接通結(jié)果的影響

郝曉樂，申世才，高莎莎

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

噴口前饋線對航空發(fā)動機加力接通結(jié)果的影響

郝曉樂，申世才，高莎莎

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

為防止加力接通過程中因噴口過小導(dǎo)致發(fā)動機喘振，某型發(fā)動機借鑒國外經(jīng)驗設(shè)置了噴口前饋線。分析了噴口前饋線的控制原理及設(shè)計特點，并結(jié)合實際試飛數(shù)據(jù)對同一加力接通邏輯下不同噴口前饋線對加力接通結(jié)果的影響進行了對比研究。結(jié)果表明：當(dāng)控制系統(tǒng)正常工作時，噴口前饋線不參與噴口的實際控制過程，且不會對加力接通結(jié)果產(chǎn)生較大影響；但當(dāng)噴口給定故障時，噴口前饋線可保證發(fā)動機安全工作。

航空發(fā)動機；噴口面積；反饋；控制規(guī)律；加力接通；落壓比；飛行試驗

1 引言

渦扇發(fā)動機噴口面積控制始終貫穿于加力接通的全過程[1-2]，是加力系統(tǒng)可靠、穩(wěn)定工作的決定性因素之一。但噴口控制的復(fù)雜性和困難性也是實際存在的：一方面，噴口喉道面積A8與加力供油量之間會產(chǎn)生相互影響。尤其是在高空小表速范圍，噴口喉道面積擾動量ΔA8會影響發(fā)動機的穩(wěn)定工作狀態(tài)。同時，加力供油量的擾動量ΔWfab對渦輪落壓比πT有著顯著影響，而πT是發(fā)動機噴口控制系統(tǒng)中的重要參數(shù)之一，直接決定著噴口大小。另一方面，發(fā)動機工作時噴口承受較大的氣動負荷致使其響應(yīng)速度較慢，進一步增加了實現(xiàn)精確噴口喉道面積控制的難度。

美國普惠公司采取減小噴口控制器增益、更換具有更好阻尼特性的快速填充傳感器等措施，精確控制噴口面積，成功解決了F100發(fā)動機加力接通過程的失速問題[3]。國內(nèi)，薛倩[4]、蔣毅[5]、李杰[6]及吳忠敏[7]等采用數(shù)值模擬、半物理仿真等手段對噴口控制系統(tǒng)進行了深入研究，并取得了一定成果。隨著加力控制系統(tǒng)逐步向數(shù)字電子化、小型化和一體化方向發(fā)展，雖然大大改善了其安全性能，但在發(fā)動機實際使用中仍可能出現(xiàn)故障[8-9]。若πT值過小，極有可能造成渦輪后反壓增大，發(fā)動機產(chǎn)生喘振故障，危及飛行安全。

為保證發(fā)動機在接通加力過程中不出現(xiàn)喘振故障，某型渦扇發(fā)動機借鑒國外經(jīng)驗，在加力接通控制邏輯中加入了噴口前饋線[10]，并利用飛行試驗對噴口前饋線控制規(guī)律進行多次更改和驗證試飛，大大增加了渦扇發(fā)動機加力接通過程的安全性和可靠性，這是國內(nèi)首次在渦扇發(fā)動機上對此項技術(shù)進行試飛應(yīng)用。本文基于噴口前饋線的控制原理，結(jié)合飛行試驗數(shù)據(jù)，詳細研究了噴口前饋線對渦扇發(fā)動機加力接通過程的影響，以期對后續(xù)渦扇發(fā)動機加力控制系統(tǒng)設(shè)計提供幫助。

2 加力接通過程中噴口喉道面積控制

圖1為某型渦扇發(fā)動機加力接通過程中噴口控制原理簡圖。根據(jù)預(yù)設(shè) A8控制規(guī)律及發(fā)動機采集的環(huán)境數(shù)據(jù)和工作參數(shù)，控制器得到加力接通過程中的 A8給定值。與 A8實測值比較后形成失調(diào)信號，直接控制噴口作動筒對A8進行調(diào)節(jié)。同時，在噴口調(diào)節(jié)中加入πT閉環(huán)控制，并在加力接通過程中密切關(guān)注πT的變化——πT過大或過小均會觸發(fā)預(yù)設(shè)的πT極值故障，并產(chǎn)生相應(yīng)的處置措施。此外，為保證πT不會太小，噴口控制中還設(shè)置了開環(huán)控制，即在加力I區(qū)供油后，控制系統(tǒng)要限制噴口喉道面積不低于最小安全面積，即噴口前饋線給定面積。

3 噴口前饋線的控制原理

渦扇發(fā)動機進入中間及以上狀態(tài)后，噴口喉道面積按照πT進行閉環(huán)控制，同時限制加力Ⅰ區(qū)供油后噴口喉道面積不低于噴口前饋線給定面積。圖2示出了該型發(fā)動機最初給定的噴口前饋線控制計劃。圖中：A8max為噴口前饋線的實際控制值，A8min為發(fā)動機噴口喉道面積在裝機或每次定檢時的最小標(biāo)定值，p31為高壓壓氣機后壓力。橫坐標(biāo)采用的是加力油門角度Φ2而不是飛機輸入油門角度Φ1，是因為Φ2相對于Φ1有一定的延遲，在某些重要控制節(jié)點(如加力Ⅰ區(qū)鎖定時間等)可以保證控制系統(tǒng)的精確控制，有利于加力燃燒室的穩(wěn)定工作。

由于隨著發(fā)動機工作時間的增長，噴口不斷進行收放動作，A8min肯定會變化，因此試飛數(shù)據(jù)中噴口前饋線的實際給定值與理論值會存在一定差異。另外，由于選取的試驗數(shù)據(jù)時間跨度較大，A8min不斷變化，但 A8min變化幅度不超過78.5mm2，即最小直徑變化幅度不大于5.0mm，因此可以將A8min視為定值。

根據(jù) p31和發(fā)動機進口總溫T1，該型渦扇發(fā)動機噴口前饋線控制規(guī)律有所不同。在 p31≤1.10MPa和 p31≥1.25MPa兩種狀態(tài)下，分為T1≤224 K、T1= 244 K、T1=308 K及T1≥390 K四種情況(圖2中T1= 244 K和T1=308 K兩條控制線重合)，發(fā)動機控制系統(tǒng)根據(jù)采集到的T1，利用相鄰控制線插值計算實際進口溫度下的噴口前饋線設(shè)計值。由于本文研究的試飛數(shù)據(jù)全部在高空小表速區(qū)域，p31均在1.10MPa以下，T1在244～308 K之間，且所有噴口前饋線控制規(guī)律中T1=244 K和T1=308 K兩條控制線完全相同，因此主要研究 p31≤1.10MPa、T1=244 K下噴口前饋線控制規(guī)律的更改情況。

前饋線對發(fā)動機噴口控制起引導(dǎo)作用，相當(dāng)于給出了噴口喉道面積的控制值下限，保證噴口喉道面積不會太小造成噴口堵塞(πT值過低)，引發(fā)喘振風(fēng)險。在正常的控制過程中，若控制系統(tǒng)給定的噴口喉道面積未碰觸到前饋線，則其不會對實際噴口喉道面積產(chǎn)生影響。圖3(a)為該型發(fā)動機正常接通加力過程中，噴口喉道面積給定值、實際值與噴口前饋值的變化，圖中前饋值根據(jù)前饋線控制規(guī)律和A8min計算得到，在加力接通過程中，噴口喉道面積給定值始終處于前饋線上方，未碰觸控制線，因此噴口喉道的實際面積根據(jù)給定值進行調(diào)節(jié)，前饋值并未參與調(diào)節(jié)。而在圖3(b)中，由于電子控制器故障，導(dǎo)致噴口喉道面積給定值低于噴口前饋值且未隨加力油門角度變化，因此噴口喉道面積并未按照給定值變化，而是隨前饋值變化，導(dǎo)致該次試驗中間狀態(tài)至全加力過程的前半段噴口喉道實際面積比正常試驗過程的低(如圖3(c)所示)，但最終也成功接通加力。

4 噴口前饋線設(shè)計特點

噴口前饋線如圖2所示，具體形式由當(dāng)前的加力接通控制邏輯決定。如前所述，在加力接通控制邏輯中存在利用加力油門角度進行時間延遲控制的節(jié)點，這些節(jié)點均須在相應(yīng)的噴口前饋線中體現(xiàn)，以保證噴口前饋線與加力接通控制邏輯的一致性。

某次加力接通控制邏輯更改中，將加力Ⅰ區(qū)鎖定時間延長(即加力Ⅰ區(qū)延長供油時間)，噴口前饋線也做了相應(yīng)更改，如圖4所示。圖中僅顯示了T1≤224 K和T1=244 K兩條噴口前饋線的變化。從圖中可知：噴口前饋線隨Φ2變化的起調(diào)點向右平移，說明噴口喉道面積放大時機較之前有所延遲，而噴口喉道面積放大與加力Ⅰ區(qū)點火相匹配，因此加力Ⅰ區(qū)供油延遲在噴口前饋線中以增大噴口放大Φ2的方式體現(xiàn)，保證了兩者的一致性。

圖5示出了加力接通邏輯更改前后，同一試驗點發(fā)動機由中間狀態(tài)接通全加力過程中πT值的變化，可看出加力Ⅰ區(qū)鎖定時間延長后，πT值的擺動范圍更小，說明噴口喉道面積和供油的匹配更接近理想狀態(tài)，有利于加力燃燒室內(nèi)油氣混合物的點燃和穩(wěn)定工作?？梢娂恿油刂七壿嫷母谋厝粚?dǎo)致噴口前饋線隨之改變，但無法獨立分析噴口前饋線對試驗結(jié)果的影響。

5 噴口前饋線對加力接通結(jié)果的影響

5.1 不同噴口前饋線控制規(guī)律的比較

該型發(fā)動機試飛期間，針對同一加力接通控制邏輯下的多種噴口前饋線控制規(guī)律進行了試飛驗證。選擇幾個代表性方案作為研究對象，具體情況如圖6所示。圖中T1=244 K時的噴口前饋線，均以噴口喉道最小面積 A8min作為參考值給出。對比噴口前饋線控制規(guī)律各個方案，主要變化發(fā)生在中間斜線段。T1=244 K時，原始噴口前饋線處于最小值，隨后方案2改進為最大值，之后又有所回調(diào)，基本保持在方案2和方案3之間變化。各控制線的趨勢也在不斷調(diào)整。方案1～3以不同斜率的二段式斜線代替原有的單一直線，方案4和方案5則改為更為復(fù)雜的三段式斜線。

圖7示出了5種方案中T1≤224 K和T1≥390 K兩條控制線之間的差值，即圖2中實線和虛線之間規(guī)定的調(diào)整范圍，在一定程度上表征了噴口前饋線規(guī)律下噴口喉道可調(diào)面積的控制精度。可見，在相同加力油門角度下，改進后的噴口前饋線對于噴口喉道面積的可調(diào)范圍大幅縮小約40%(36%～44%)，即相同狀態(tài)點下噴口前饋線給定的最小噴口喉道面積值比原有設(shè)計點降低約40%。這說明在精確供油的前提下，可能造成喘振或影響加力接通的噴口喉道面積范圍縮小，進一步提高了發(fā)動機加力接通的可靠性。

5.2 不同噴口前饋線對加力接通結(jié)果的影響

同一加力接通控制邏輯下，不同的噴口前饋線控制規(guī)律可能會造成加力接通試驗結(jié)果有所差異。選擇幾個具有對比意義的試驗點作為研究對象，具體試驗結(jié)果見表1、表2。表中，分別以飛機升限高度Hpmax和規(guī)定的加力接通邊界表速Vib為參考值，對試驗點的高度和速度作無量綱處理；前饋線控制規(guī)律分別對應(yīng)圖6中的各個方案。試驗結(jié)果描述了發(fā)動機從中間或慢車狀態(tài)接通全加力過程中的表現(xiàn)，其中正常接通指加力接通過程一切正常，發(fā)動機加力指示燈未閃爍；加力燈閃爍是指在接通過程中除加力指示燈存在閃爍現(xiàn)象外，其余一切正常；而未接通則表明發(fā)動機接通全加力失敗，加力燃燒室內(nèi)混合油氣未能在全加力狀態(tài)下穩(wěn)定燃燒。

表1 中間至全加力過程加力接通試驗結(jié)果Table 1 Resultsof reheat lit tests from intermediate rating to fullafterburning condition

從試驗結(jié)果看，除表1中第1次和第11次試驗出現(xiàn)未接通的情況外，其余試驗均能從中間或慢車狀態(tài)接通加力。大部分試驗點的接通過程中出現(xiàn)了加力燈閃爍現(xiàn)象，但從表1的第3、第4次試驗以及表2的第1、第2次試驗結(jié)果看，接通過程中加力燈的閃爍無可尋規(guī)律，不能判斷前饋線的更改對加力接通過程有積極影響。

表2 慢車至全加力過程加力接通試驗結(jié)果Table 2 Resultsof reheat lit tests from idle tofullafterburning condition

根據(jù)試驗數(shù)據(jù)分析，導(dǎo)致表1中第1次和第11次試驗未能成功接通加力的原因，主要是加力點火時噴口喉道面積預(yù)開較大，導(dǎo)致渦輪后壓力急劇降低，πT值較正常范圍偏大并出現(xiàn)波動[4]，使得加力燃燒室內(nèi)油氣混合物無法持續(xù)穩(wěn)定燃燒，與噴口前饋線控制規(guī)律無較大關(guān)系，如圖8所示。因此，從表1的試驗結(jié)果并不能判斷噴口前饋線控制規(guī)律的改進對加力接通過程有積極影響。

6 結(jié)論

某型發(fā)動機在加力接通邏輯中借鑒國外經(jīng)驗設(shè)置了噴口前饋線，以防止噴口喉道面積在加力接通過程中太小導(dǎo)致渦輪后壓力升高，甚至發(fā)動機喘振。通過實際試飛數(shù)據(jù)對同一加力接通邏輯下不同噴口前饋線控制規(guī)律對加力接通結(jié)果的影響進行分析，得到以下結(jié)論：

(1)當(dāng)噴口喉道面積給定故障時，噴口前饋線可以保證發(fā)動機在接通加力過程中不會出現(xiàn)因噴口喉道面積過小而導(dǎo)致的喘振等異常情況，對發(fā)動機的正常工作具有積極意義；

(2)控制系統(tǒng)正常工作時，噴口前饋線不參與噴口喉道面積的實際控制，不會對加力接通結(jié)果產(chǎn)生較大影響；

(3)噴口前饋線規(guī)定了噴口喉道面積在放大過程中的最小允許值，在一定程度上提高了噴口喉道面積的控制精度；

(4)在精確控制發(fā)動機噴口喉道面積和供油量匹配關(guān)系的前提下，使渦輪落壓比保持定值，可以取消噴口前饋線控制措施。

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Investigation on the im pact of control law sof feedback exhaust nozzle area to reheat lit resu lts

HAO Xiao-le，SHEN Shi-cai，GAOSha-sha
(Engine Flight Test Technology Institute ofChinese Flight TestEstablishment，Xi’an 710089，China)

To avoid engine surge in the course of reheat litdue to smallnozzle,control laws of feedback ex?haust nozzle area of foreign engineswas adopted for reference.The theory and the characteristic of control laws of feedback exhaustnozzle areawere analyzed,and the impactof control laws of feedback exhaustnoz?zle area to the reheat lit tests results under the same control logic of reheat litwas contrasted and investigat?ed based on the real flight tests data.The results indicate thatwhen the control system works normally,the control laws of feedback exhaust nozzle area don’t participate in the actual control of nozzle and will not make a strong impacton the reheat lit tests results;however,itensures that the enginework safelywhen the given nozzle areawas set inaccurately.

aero-engine；exhaustnozzle area；feedback；control laws；reheat lit；pressure drop ratio；flight test

V235.13

A

1672-2620(2017)03-0006-05

2016-08-15；

2017-06-25

郝曉樂(1987-)，男，河南孟津人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機工作特性試飛研究。