邊家亮，王 軍，隋巖峰，韓文俊

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

航空發(fā)動機起動性能改善措施試驗研究

邊家亮，王 軍，隋巖峰，韓文俊

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

為優(yōu)化某型渦扇發(fā)動機起動特性，解決發(fā)動機起動過程中存在的問題，提高起動成功率，在不改變發(fā)動機主體結構條件下，對采用大功率起動機與提高起動機脫開轉速和壓氣機放氣3項措施進行了分析、設計及試驗驗證，最終確定采用大功率起動機結合提高脫開轉速的措施，在進氣溫度為-25～50℃范圍內(nèi)，使發(fā)動機起動時間縮短0.19～0.51，起動排氣溫度降低0.04～0.10。

起動性能；起動機；脫開轉速；壓氣機放氣；航空發(fā)動機

0 引言

成功快速地起動對航空發(fā)動機來說是非常重要的[1-4]，是飛機安全飛行的前提。影響起動性能的因素包括大氣溫度和壓力、起動機扭矩、壓氣機、燃燒室和渦輪特性、燃料特性、燃油噴嘴特性、點火能量及點火時機、燃油和可調(diào)靜葉控制規(guī)律及控制容差等[5]。

某型航空渦扇發(fā)動機在大量地面起動中主要暴露出起動失速和懸掛、冷熱起動兼容性差、起動時間長等問題。在對發(fā)動機本身不做修改的前提下，通過提高起動機扭矩、優(yōu)化供油規(guī)律、提高壓氣機穩(wěn)定性等可提升起動性能。為優(yōu)化某型渦扇發(fā)動機起動特性，解決發(fā)動機起動過程中存在的問題，提高起動成功率，經(jīng)過多輪分析比對，最終確定3項改善地面起動的措施，即采用大功率起動機、提高脫開轉速和壓氣機放氣。

本文對采用的上述3項措施進行了試驗驗證和結果分析。

1 改善起動性能的措施

1.1 提高起動機功率

提高起動機功率是縮短起動時間的最佳方法，可同時降低起動時發(fā)動機排氣溫度，提高起動成功率[6]。在起動過程中起動機脫開之前，發(fā)動機轉速較低，渦輪提供的剩余功率少，此時起動機提供扭矩占發(fā)動機剩余扭矩的比重較大，提高起動機功率，可直接增加發(fā)動機剩余扭矩，縮短起動時間；此外，提高起動功率后，起動供油量可以適當減少，有利于降低起動排氣溫度，對延長發(fā)動機壽命具有重要意義。

1.2 提高脫開轉速

增大脫開轉速可以縮短起動時間，同時可提高起動成功率。在起動過程中，當發(fā)動機點火成功后，渦輪開始產(chǎn)生功率和起動機一起帶動發(fā)動機加速，直至起動機脫開轉速為止[7]。當轉子加速到大于最小平衡轉速時，即渦輪產(chǎn)生的功率大于壓氣機所需要的功率，這時可以脫開起動機，一般發(fā)動機平衡轉速為最大轉速的30%～35%。但是為了縮短加速時間，并提高起動的可靠性，通常加速到1.5～2.0倍平衡轉速時，才脫開起動機。

1.3 壓氣機放氣

在起動過程中壓氣機放氣可提高發(fā)動機穩(wěn)定性，減少起動過程中失速現(xiàn)象[8-10]。將壓氣機流路的級間或級后空氣放到大氣或外涵道中，可減小壓氣機級間不匹配。在換算轉速降低時，打開放氣門，增加壓氣機前面級的空氣流量，提高前面級軸向速度，減小前面級的攻角，使其接近設計工作狀態(tài)，這樣即可保證前面級工作穩(wěn)定[11]。當壓氣機在燃氣渦輪發(fā)動機系統(tǒng)中工作時，放氣門打開，通過渦輪的燃氣流量減小，為了保持發(fā)動機轉速不變，渦輪前溫度必然升高。放氣雖然能改善低換算轉速條件下壓氣機的特性，但從能量觀點看是不利的，因為放氣消耗了壓縮能量，推力會減小，同時燃油消耗量增加。所以這種方法通常只在起動狀態(tài)及加速等過渡過程中使用。

2 試驗驗證情況及分析

2.1 提高起動機功率

某型渦扇發(fā)動機原本采用功率為A kW的燃氣渦輪起動機，現(xiàn)換裝功率增大至B kW的大功率燃氣渦輪起動機進行驗證，2型起動機使用條件、安裝尺寸及接口一致，便于換裝進行對比試驗。

發(fā)動機起動過程曲線如圖1所示。發(fā)動機在2次試車分別裝配額定功率NCT為A kW和B kW的起動機，并保持試車時發(fā)動機狀態(tài)一致，起動機脫開轉速相同為n2tk=A%，發(fā)動機進氣溫度T1也接近，進行起動驗證試驗。圖中，ΔPf=Pf-P31，Pf為主燃燒室進口燃油壓力，P31為高壓壓氣機出口壓力。圖表中試驗數(shù)據(jù)已作歸一處理，僅給出相對變化關系，下同。不同功率起動機起動過程主要數(shù)據(jù)見表1。表中，tdh為從起動開始到點火時間，ttk為從起動開始到起動機脫開時間，tmc為從起動開始到慢車狀態(tài)的時間，T6max為起動過程中排氣溫度T6的最高值。

圖1 不同功率起動機起動過程曲線

表1 不同功率起動機起動過程數(shù)據(jù)

從表1和圖1中可見，在起動過程中，起動供油規(guī)律基本一致；起動機功率提高后，高壓轉速的增大速率明顯提高，排氣溫度的最大值有所降低，且出現(xiàn)溫度極值的轉速和時間點有所提前；更換大功率起動機后從按下起動按鈕至與大發(fā)脫開時間間隔減少近0.09，最高排氣溫度下降0.03。

2.2 增大脫開轉速

發(fā)動機原本設計起動過程中起動機脫開轉速為n2tk=A%，現(xiàn)將脫開轉速增大到n2tk=B%進行驗證試驗。因2型起動機在額定功率時起動機轉速一致，為滿足試驗需求，通過修改齒輪齒數(shù)將附件機匣傳動比（傳動比=附件轉速/發(fā)動機轉子軸轉速）由0.5854調(diào)整為0.4928，以增大脫開轉速。

2.2.1 原狀態(tài)起動機

取裝配原狀態(tài)起動機的發(fā)動機2次試車的起動數(shù)據(jù)進行對比，2次試車分別在n2tk=A%，B%斷開起動機且均起動成功，發(fā)動機狀態(tài)一致，進氣條件也基本相同。發(fā)動機起動過程曲線如圖2所示，起動過程數(shù)據(jù)見表2。

圖2 不同脫開轉速起動過程曲線

表2 不同脫開轉速起動過程數(shù)據(jù)

從圖2和表2中可見，2次起動的供油規(guī)律基本一致，裝配原起動機的發(fā)動機在n2tk=B%脫開比n2tk=A%脫開起動機的起動時間約縮短0.25，起動排氣溫度降低0.04。2次起動在發(fā)動機貧油邊界，可見在此情況下脫開轉速增大使起動時間縮短較多，起動排氣溫度也降低較多。

2.2.2 大功率起動機

裝配大功率起動機時，對該發(fā)動機在2次試車的起動數(shù)據(jù)進行對比，2次試車分別在n2tk=A%和 n2tk=B%斷開起動機且均起動成功，發(fā)動機狀態(tài)一致，進氣條件也基本相同。發(fā)動機起動過程曲線如圖3所示，起動過程數(shù)據(jù)見表3。

圖3 大功率不同脫開轉速起動過程曲線

表3 不同脫開轉速起動過程數(shù)據(jù)

從圖3和表3中可見，2次起動的供油規(guī)律基本一致，裝配大功率起動機在n2tk=B%脫開比n2tk=A%脫開的起動時間約縮短0.06，起動排氣溫度降低約0.02。

2.3 壓氣機放氣

為驗證壓氣機放氣對起動的影響，并考慮結構改動盡量小，充分利用現(xiàn)有結構來滿足試驗需求。發(fā)動機的主燃燒室機匣上有高壓壓氣機出口放氣口。為驗證起動過程中壓氣機放氣的有效性，引氣從放氣口經(jīng)過改裝的工藝放氣管至防冰控制附件，當給出“放氣接通”信號時，該信號指令打開氣動電磁閥，接通臺架氮氣至控制附件的氣路，在氮氣壓力作用下，控制附件內(nèi)的節(jié)氣門開啟，將高壓壓氣機出口空氣送出，經(jīng)防冰管路排至大氣。

2.3.1 放氣對發(fā)動機起動的影響

裝配大功率起動機的該發(fā)動機在2次試車中，發(fā)動機狀態(tài)一致，進氣條件也基本相同，起動機脫開轉速均為n2tk=B%，第1次試車起動時壓氣機未放氣，第2次試車起動時僅采取在起動過程中壓氣機放氣，未作其他調(diào)整。2次起動放氣與不放氣的起動過程參數(shù)變化見表4。

表4 是否放氣試車起動過程數(shù)據(jù)

從表中可見，采用放氣起動時間比不采用放氣的長0.03，說明起動放氣使起動時間延長；從起動過程最高排氣溫度T6max來看，采用放氣起動的最高排氣溫度T6max比不采用放氣起動的升高0.02。

2.3.2 放氣對發(fā)動機起動的有效性

裝配大功率起動機的該發(fā)動機在2次試車中，發(fā)動機狀態(tài)一致，進氣條件也基本相同，起動機脫開轉速均為n2tk=B%，第1次試車在不放氣條件下起動n2R=1.09時發(fā)動機失速，第2次試車起動供油量不變化，采用在起動過程中壓氣機放氣發(fā)動機成功起動，未做其他任何調(diào)整，2次試車的起動供油規(guī)律如圖4所示。

圖4 是否放氣起動供油規(guī)律

從圖中可見，在不放氣起動失敗的情況下，在發(fā)動機起動過程中僅采取壓氣機放氣，而不做其他任何調(diào)整，起動成功，證明了起動放氣的有效性，可見起動放氣能夠提高發(fā)動機在起動過程中穩(wěn)定性。

2.3.3 起動穩(wěn)定邊界試驗

為進一步驗證起動過程中壓氣機放氣對起動失速影響，并摸索發(fā)動機放氣與不放氣的起動穩(wěn)定邊界，在14次試車中，保持其他狀態(tài)不變，僅通過調(diào)整起動供油規(guī)律進行放氣與不放氣的發(fā)動機失速驗證，通過給出不同的起動供油規(guī)律得到放氣與不放氣狀態(tài)在不同轉速下的 ΔPf/P31規(guī)律如圖5所示。在發(fā)動機起動過程中失速點的Pf、P31和n2R等參數(shù)見表5。

從圖5和表5中可見，起動放氣穩(wěn)定邊界比起動不放氣穩(wěn)定邊界升高。

圖5 起動機帶轉發(fā)動機失速點

表5 在起動過程中的失速點參數(shù)

2.4 大功率起動機結合提高脫開轉速

經(jīng)上述試驗驗證后可知，3項起動改善措施中均有利于提升起動性能，但由于壓氣機放氣執(zhí)行機構的體積較大，在軍用小涵道比航空發(fā)動機中很難找到合適的安裝位置，若采用該措施，需對發(fā)動機結構上進行較大改動，還可能帶來其他不確定影響因素。并且考慮工程上的使用和維護等要求，最終決定暫不采用起動過程中壓氣機放氣措施，而采用大功率起動機結合提高脫開轉速的措施來改善起動。

在高低溫起動規(guī)律試車臺上進行發(fā)動機起動對比驗證試驗，試驗狀態(tài)分別為大功率起動機結合提高脫開轉速狀態(tài)（狀態(tài)B）與未采取任何措施的原狀態(tài)（狀態(tài)A）。

在不同進氣溫度下，進行了大量起動驗證試車，狀態(tài)B與狀態(tài)A在冷熱態(tài)起動過程中，最高排氣溫度T6max和起動時間tmc見表6，二者隨進氣溫度變化如圖6所示。

進氣溫度為30℃時，在狀態(tài)B與狀態(tài)A冷熱態(tài)起動過程中，高壓轉速隨起動時間變化歷程如圖7所示，高壓轉速上升率對比見表7。

表6 在起動過程中的失速點參數(shù)

圖6 狀態(tài)B和A起動T6max與tmc對比

圖7 高壓轉速隨起動時間變化

由圖7和表7中可見，大功率起動機結合提高脫開轉速比未采取任何措施的原狀態(tài)起動過程中排氣溫度降低，冷起動時最高排氣溫度降低0.09～0.10，熱起動時最高排氣溫度降低0.04～0.09；起動時間縮短，冷起動時的起動時間縮短0.19～0.51，熱起動時的起動時間縮短0.21～0.43；在進氣溫度為30℃時，n2轉速上升率提高，在冷熱起動時轉速上升率平均升高約0.2。

表7 高壓轉速上升率對比

3 結論

通過對提高發(fā)動機起動性能的幾項措施的試驗驗證，初步得到以下結論：

（1）起動放氣使起動時間延長，起動過程中排氣溫度升高，其穩(wěn)定邊界比起動不放氣時的穩(wěn)定邊界高。

（2）采用大功率起動機結合提高脫開轉速的措施可有效提高發(fā)動機起動性能，在進氣溫度為-25～50℃范圍內(nèi)，使發(fā)動機起動時間縮短0.19～0.51，起動排氣溫度降低0.04～0.10。

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（編輯：張寶玲）

Experimental Research on Improving Aeroengine Startability

BIAN Jia-liang，WANG Jun，SUI Yan-feng，HAN Wen-jun
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shengyang 110015，China）

In order to optimizie startability of a turbofan engine，slove problem of aeroengine starting and improve ground startup characteristics,three methods of adopting high power starter,enhancing starter disconnected rotor speed and compressor bleed were developed without changing the main structure under the condition of the aeroengine.The measures of high power starter with enhancing starter disconnected rotor speed were confirmed finally.When the inlet temperature is within the range of 25℃to 50℃,the engine starting time decreases from 0.19 to 0.51,the start exhaust temperature decreases from 0.04 to 0.10.

startability;starter power;disconnected rotor speed;compressor bleed;aeroengine

V 233.6+14

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.013

2014-01-21 基金項目：國家重大基礎研究項目資助

邊家亮（1981），男，碩士，高級工程師，從事航空發(fā)動機總體性能設計工作；E-mail：guoguodie1981@163.com。

邊家亮，王軍，隋巖峰，等.改善航空發(fā)動機起動性能措施試驗研究［J］.航空發(fā)動機，2015，41（4）：62-66.BIAN Jialiang，WANG Jun，SUI Yanfeng，et al. Experimental research on improving aeroengine startability[J].Aeroengine，2015，41（4）：62- 66.