某发动机加力特殊状态剖析

高恩宇 崔峰

(中航工业沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司,辽宁沈阳 110043)

某发动机加力特殊状态剖析

高恩宇 崔峰

(中航工业沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司,辽宁沈阳 110043)

本文在参考某航空发动机的有关资料的基础上,根据多年从事发动机相关工作经验,从电气系统和燃油调节系统和性能试车等几方面,对某飞机用的发动机“特殊”状态进行剖析,并将与该状态有关的各系统工作原理串连起来,得出该型飞机发动机的一些设计思路。

某飞机 发动机“特殊”状态 工作原理 设计思路

1 发动机概述

某发动机主要由低压压气机高压压气机、中介机匣、主燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、混合器、加力燃烧室、可调喷管和附件传动机匣等组成。该发动机有两个工作状态：战斗状态、训练战斗状态。状态的转换通过飞机座舱内手操纵开关。当发动机处在训练战斗状态时，发动机综合调节器使该状态下的涡轮后燃气温度、低压转子转速、高压转子转速比战斗状态降低使用标准。对于短距离起飞飞机用的发动机增加了一个“特殊”状态，以下就该状态的定义、工作原理、调节计划、具体实现和设计思想进行剖析。

2 发动机加力“特殊”工作状态

“特殊”工作状态是根据发动机综合调节器的指令，重调发动机主机状态和加力状态，以短时间在全加力状态推力的基础上增大推力。“特殊”状态的特点是：发动机总燃油消耗量减少，其主燃烧室燃油消耗量增加，发动机高压转速、低压转速和涡轮后温度增大，而加力燃烧室燃油消耗量减少，尾喷口临界截面积相对于正常全加力状态稍减小。

3 发动机加力“特殊”工作状态的使用条件

资料显示，在“特殊”状态下连续工作的时间有相应限制。根据“特殊”状态的使用特点分析认为，发动机“特殊”状态只在下列情况下使用：(1)当飞机在舰上着陆而出现异常现象时，如减速绳索未钩上，飞机需要重新复飞，由于航空母舰的滑跑道距离短，则需采用“特殊”状态来增大推力，以缩短加速时间和起飞距离；(2)当飞机在空中执行任务时，遇到需快速脱离战场的情况，采用“特殊”状态来短时间提高推力，尽可能的加大飞行速度，迅速离开战场，以保存实力；(3)当飞机全载(加满燃油和装载全部导弹)起飞时，飞机重量大，正常的发动机全加力状态提供的推力不足，采用“特殊”状态来短时间提高推力。

4 发动机“特殊”工作状态的实现

舰载飞机用发动机的综合调节器相对于陆机用飞机发动机的综合调节器作了一些改动，增加了“特殊”状态下低压转速、高压转速和涡轮后温度限制值的设置；而燃油泵——调节器未进行改装，只是需将其机械液压的转速调节器中最大转速限制值相对战斗状态调整值增加。喷口加力调节器也未进行改动。

由于综合调节器中低压转速、高压转速、涡轮后温度通道调整值相对于战斗状态的调整值增加。为保证发动机使用的安全，必须检查综合调节器的“特殊”状态低压转速、高压转速、涡轮后温度通道调整值，为此需按专用检查程序进行检查，检查时要接通综合调节器地面检查台上设置的专用开关-“特殊”状态开关。外场使用中，“特殊”状态的实现是全自动的。普通的全加力状态的油门杆角度进行限制，为实现发动机“特殊”状态，必须将发动机油门杆移动到触发条件。此时，按喷口-加力调节器的液压延迟器动作，协调尾喷口临界截面积减小和加力供油量减小的工作。液压延迟器打开通往“特殊”状态信号器的压力油路，“特殊”状态信号器接通，发出信号至综合调节器。综合调节器收到该信号后，使综合调节器的低压转速、高压转速和涡轮后温度通道调整值增加，发动机的低压转速、高压转速和涡轮后温度值增高。同时发出接通“特殊”状态的电信号至喷口-加力调节器上的“特殊”状态电磁活门。电磁活门通电打开后，通过控制杠杆和凸轮的动作，减小通往控制加力供油量的波纹管中的P2空气压力，从而关小了通往第二、第一和第五加力输油圈的油路，减少了加力供油量。与此同时，尾喷口临界截面直径减小，涡轮落压比也相对减小，使与主机状态相匹配。接通“特殊”状态后，发动机按调节规律进行工作，此时，主机转速比全加力状态时的转速高，发动机的推力增大约为全加力状态推力的2%。切断“特殊”状态时，只需要将发动机油门杆置于低于触发角度。“特殊”状态信号器中断信号，综合调节器中低压转速、高压转速和涡轮后温度通道调整值自动恢复到全加力状态的限制值，“特殊”状态自动切断。

5 发动机“特殊”状态的设计思想分析

我们知道，发动机的机械工作状态是与其主要机件的强度、寿命相关的，飞行的负荷越大，机件的寿命就越短，因此说，“特殊”状态对发动机的寿命和可靠性是不利的，而短距离起飞飞机采用“特殊”状态的原因主要是舰上复飞跑道距离短，需要短时间推力大且增长速度快，另外，起飞仰角大，发动机尾喷口有可能触地，还需要稍收尾喷口直径。根据该发动机低压压气机特性线和高压压气机特性线，其低压压气机的最高允许换算转速、高压压气机的最高允许换算转速均进行限制，当发动机工作状态超出允许值时，将无法保证发动机稳定工作，而且发动机各部件的效率也会发生很大的改变。因为正常用飞机的发动机，其战斗状态的低压转速、高压转速和涡轮后温度有相应限制标准，为保证发动机在允许的最高换算转速范围内工作，既保证发动机各部件具有较高的效率，又能保证发动机不超出各部件强度的允许标准，因此，“特殊”状态的低压转速、高压转速和涡轮后温度值相对于战斗状态的调整值相应增加。这几个增加值是根据发动机高、低压压气机特性线给出的，增大后的发动机极限转速和温度处于该型发动机设计时的最高允许标准边界上。

从发动机原理方面分析，在“特殊”状态下，发动机加力燃烧室的进口温度升高，总压增大，要维持发动机非加力状态和加力状态的落压比匹配性，既保持发动机状态的稳定过渡，保持加力燃烧室总余气系数不变，如尾喷口临界截面积不变，则需要增大加力供油量。为避免发动机触地，需稍收尾喷口直径，减小尾喷口的临界截面积。这样就减小了涡轮落压比，加力燃烧室的供油量也相应减少，否则容易造成燃气流堵塞现象。为解决这个问题，发动机的喷口-加力调节器上安装有“特殊”状态电磁活门。该活门的作用就是改变向喷口加力调节器的加力调节器中控制加力供油量的供气针塞的截面积，以达到改变加力供油量的目的。最终结果是尾喷口的临界截面积减小，而加力供油量也相应的减少。由于综合调节器的高压转速限制值相对于战斗状态的调整值增加，造成发动机的实际转速超过了原来的主泵-调节器内设定的机械液压限制值，因此，要保证发动机“特殊”状态正常工作，就必须将主泵调节器内设定的机械液压限制值提高，这也就是该型发动机设计时的最高转子最高转速允许标准。

[1]《某加力涡扇发动机》.空军工程学院,1998.12.

[2]《飞机推进系统控制》.空军工程学院,1997.

[3]《航空推进系统控制》.西北工业大学出版社,1995.