航空发动机高原启动性能优化措施

张 网

（陕西直升机股份有限公司，陕西 西安 710000）

0 引言

该文总结了启动过程的原理，建立了启动数学模型，将发动机启动过程分为3 个阶段，并总结了影响点火成功的因素。该文以某一型号发动机为例，研究了“三高度”模式对发动机启动的影响，提出了“三高度”模式的试验方法和注意事项。并且研究了“三高”模式的供油规律以及海上推力的变化，分析CFM56-7 型民用发动机冬季冷启动对冬季高地性能的影响，贺利明和李军发现：由于空气温度、压力、启动功率、压缩机匹配对发动机、燃烧室、涡轮及其他部件启动的影响，在高原低压、低氧、多变温度和风向等特殊气候条件下，发动机容易出现点火故障、温度过高、悬挂不稳、失速启动失败的情况，飞机在高原地区的使用受到一定程度的限制。

1 某型号发动机地面启动原理

涡轮发动机的小绕线启动过程（在启动前由燃气涡轮发动机启动）称为启动过程。当航空发动机在地面上启动时，由于缺少空气吸入，必须依靠外部电源才能启动发动机。此时如果向燃烧室喷油，发动机就会燃烧，转子就会转动，当燃烧室的流量达到一定的速度时，只需要稳定燃烧所需要的压力和温度。在电、油系统的启动控制逻辑下，地面启动过程由静止状态过渡到怠速状态。

对发动机进行地面启动，可以将其划分为3 个阶段：从静止到主燃烧室初始点火状态为NC段扭矩（N·m）、主燃烧室初始点火状态到启动机分离为NC+NT段扭矩（N·m）、启动机分离到减速为NT段扭矩（N·m）。如图1 所示（x轴为转速，r/min。y轴为扭矩，N·m）。

图1 发动机启动过程

在某一时刻，主燃烧室没有火，并且发动机的转速与启动器的功率成正比。启动器的启动速度主要取决于功率。成功启动的关键是选择着火速度和启动机的输出功率。点火速度的选择对发动机启动有很大影响，供油速度低，油耗提前，转速低，耗气量小，发动机启动时间就会延长；供油速度高，主燃烧室油耗高，会导致发动机过热和喘振；启动装置的输出扭矩必须满足发动机及其机组的阻力力矩要求，发动机达到点火速度，在充分分配启动器输出扭矩的情况下，可以缩短达到点火速所需的时间以及启动时间。第二阶段，在主燃烧室点火成功后，发动机转子转速通过启动机功率和涡轮功率增加，主要取决于启动机功率和涡轮剩余功率。分离器的设计和转速的选择要符合燃烧室供油的基本规律，是影响二次启动成功的关键因素。启动时燃油供应规则的设计应考虑所有对启动时间的要求、压缩机的性能、极限启动界限（失速/喘振界限）、最低启动界限（悬挂界限）和飞机机组负荷。启动线路和压缩机界限见图2（左图x轴为工作线时长，min，y轴为涡轮剩余功率，kW；o点为发动机起始点，n1为第一阶段；n2为第二阶段；n3为第三阶段，右图x轴为点火后时长，min；y轴为起动机脱开转速，r/min）。

图2 启动过程压气机工作线及边界限制条件

在第三阶段，启动器停止工作，发电机转子加速。转速的增加主要依赖于残余功率。该阶段主燃烧室的供油规律是启动成功的关键因素，其设计原则与第二阶段相同[1]。

2 高原启动影响理论分析

由于高海拔特殊的气候环境，如低气压、低空气密度、低氧含量以及较大的昼夜温差等，给航空发动机的高原启动带来不利影响。对航空燃气轮机和燃气轮机启动器而言，高原环境下，由于气压和空气密度的降低，在转速限制的情况下，启动器输出功率较小。因此，在启动前（第一级和第二级），启动器的承载能力就会降低，相应地达到第一级和第二级，转速就会降低，或者启动时间会延长。根据高原试验结果，最大悬挂速度为3min～5min，频率较高。因此，为了实现发动机与气体的最佳相容性，高原地区供油规律和顺序需要调整。此外，由于进气密度的降低，在同一流量下进气量的相对减少，以及残余空气系数的降低，在相同的进气温度下，如果按照平原地区供给规则进入燃油，油气量会更高，出现富油燃烧的情况，导致排气温度升高，点火失败。

发动机需要根据飞行器的需要，为飞机的日常使用提供所需的功率。高空作业开始后，引擎本身的多余功率就会减少。启动初期循环，发动机剩余功率较小；在整个启动（飞机机组）或装料过程中，发动机过载导致发动机工作点偏离正常工作线。提高排气温度，暂停启动，延长启动寿命，导致启动失败。启动时为飞机机组提供动力，飞机液压系统的正常工作受到限制，因此，飞机在起飞期间的能量回收值受到限制[2]。

3 高原启动改进措施及试验验证

3.1 启动机功率增高

为解决高原环境下启动器功耗降低和一、两级怠速不足的问题，在同等工况下，高原试验时，启动功率提高1%左右，冷速提高约1.2%，发动机点火速度提高2%，离合器启动速度提高2.5%，排气温度降低8%，启动时间缩短8%。

3.2 延长点火时间和启动机脱开时间

与平原过程启动相比，高原过程启动的启动时间和启动速度都比平原过程启动的要慢，因为发动机在高空启动时达到点火速度，启动分离器转速提高，从而优化了发动机的启动控制程序。延长供油时间或推迟供油时间都可以增加点火成功的可能性，使点火后的点火分配更合理，为发动机的后续启动创造了条件。在该过程中，可增加启动机的分离时间。根据启动机的转速和功率，在40%转速下，启动器的功率开始达到峰值，同时，启动器断开，无法完全发挥工作能力。因此，根据初步评估，建议将启动时间从70s 提高到90s，高压旋转速度提高20%。有效地解决了发动机离合器转速低，离合器性能差的问题，使发动机的剩余加速功率提高了42%～48%。

3.3 飞机卸料

为了解决启动时液压加载引起的载荷增加和启动困难的问题，研究人员采用飞机卸料优化的方法，发动机优化后的输出功率全部用于发动机启动（飞机的加载功率可达20kW），从而减少了发动机的初始输出。卸料能提高分离速度，降低排气温度；在启动第三阶段（启动器关闭后）的负载情况下，发动机转速没有提高，导致停机；在同样的情况下，尽管在启动第三阶段（启动器断开后）仍然存在停机现象，但它能够确保成功启动。为评价飞机装载对起飞性能的影响，选取了飞机在优化条件下成功起飞的数据和装载，将起飞时间减少20%，排气温度降低3%，启动机构分离速度提高3%。

4 发动机异常启动

发动机的启动有手动和自动2 种方式，引擎自控系统自动控制启动过程，提供全方位保护；操作者可选择引擎启动供油时间及点火时间，手动启动。因此，控制系统将失去某些保护功能。可以在启动和启动模式进行异常引导。发动机常见的启动异常包括点火故障、启动过热/过热/失速、启动悬挂、启动气压低以及未发现风扇或发动机转动[3]。

4.1 点火失败

4.1.1 自动启动点火失败

在地面自动启动的情况下，全权限数字发动机控制器（FADEC）应该在选择供油后的15s 内点燃燃油（冷启动），持续20s。若FADEC 未发现燃油点，则向飞行警告计算机提供显示信息，燃油计量门和点火电源将自动关闭，然后，在30s 内使发动机处于干燥和冷却状态，以排除发动机热段的剩余燃油。再打开燃油计量阀，选择2 个点火喷嘴同时点火，试着再次启动发动机。若发现燃油未被点燃，在10s 内（引擎冷态运行15s）再次中断燃料供给并点火，再冷态干态运行30s 后，引擎即停止启动。操作者应该将启动手柄设为“off”，而启动开关设为“on”。选择空气自动启动时，燃油应该在FADEC 供给燃料后的30s 内被点燃。若FADEC 发现未点火，则引导将终止。如果试图重新启动，则不需要等待30s 冷却或风车速度。

4.1.2 人工启动点火失败

如果选择手动启动，飞机在地面上，在选择供油后15s点火；如果选择供油后30s 点火，在选择供油后30s 点火；如果没有在规定时间内点火，控制系统将自动停止启动。如在空气中手动启动2 次失败，可尝试自动启动，并注意使用启动机的限制。

4.2 启动过热，失迷，超温

启动过热是指点火后排气温度高于启动温度；启动失速是指启动时发动机转速发生异常变化，发动机排气温度与启动温度相比，异常升高；加速时，启动温度越高，发动机启动时排气温度越高，发动机温度越高，发动机越热。过热和失速的主要原因包括程序启动故障、发动机内部损坏或压气机性能下降、供油计划异常、变几何控制系统（可调节排气阀、可调节静叶等）工作不正常、空气系统故障、启动阀过早关闭、启动压力无效或不足（当地球自动启动时，增压阀失效，导致燃烧室油污积聚，启动阀过早关闭）以及大气压不足。FADEC 按顺序执行下列步骤：如果再次出现异常情况，燃油供应再中断6s，则进一步减少7%（比前一种减少4%）；如果持续过热、失速和过热，FADEC 将自动停止启动，并且错误信息将显示在驾驶舱内。操作者在启动时，如果发动机可能或已经过热，FADEC 将自动停止启动，机组过热等应在启动时，可能或过热，灭火，过热等情况下停止启动[4]。

4.3 启动太慢或悬挂

启动停顿是指点火成功后，发动机转速上升过慢，甚至出现长期低于怠速的现象。启动中止的原因可能是启动时燃油控制方案不当，导致燃烧室过浓或过稀。启动时，发动机转速缓慢上升，同时油流和排气温度都较低，认为出现了稀悬；如果发动机转速上升缓慢，但油流较大，排气温度上升过快，则认为是富油悬浮。如果是富油（热）悬浮，操作者必须停止启动；稀油悬浮可提高启动气压和供油点火速度。如果燃料流量在136 kg/h 以下，或者在低速下（地面温度低于20%，空气温度低于15%），引擎就不能成功启动。启动暂停的原因可能有以下几个：1）启动气压不足，启动阀故障或过早断开 。2）压缩机效率太低或有异物损坏 。3）HMU 增压阀故障。4）气流控制系统故障。5）涡轮损坏。

4.4 未检测到风扇或核心机转动

在启动过程中未检测到风扇转速的情况下，当发动机核心转速达到51%左右时，控制系统会向驾驶舱发出警报。在此期间必须停止启动。开启阀门后，如果控制系统在2min 内没有检测到核心机的转动，它就会通知机组终止启动。

5 解决高原启动的措施

由于空气稀薄，APU（辅助动力装置）在高原机场提供远低于低海拔的启动气压。发动机ECU 无论在低空或高空启动，都提供特殊的启动保护方式，ECU 中的启动保护数据库主要以低空区域为基础。通过以上分析，认为在高原机场发动机启动时，由于保护作用，往往会被ECU 自动终止，针对发动机启动困难这一问题，该文采取了以下对策：1）提高气源压力，可以提高气源启动压力。2）提高气源启动压力，使发动机难以自动启动，可以采用手动启动。现在，FADEC 还没有抗失速功能，但是很容易启动。为了实现这一目标，机组必须密切注意发动机的启动情况，在出现异常时立即停止发射。3）改变冷启动和点火逻辑的供油方式。该软件利用排放温度和总温度的差异。决定引擎冷却状态的机油，排气温度和总温度阈值被设置为30 ℃；在发动机冷却状态下，所有启动高度的引擎采用相同的冷态供油方案。当高压高度超过3048 m 并且开始供油时，发动机核心速度从25%提高到30%，即最高冷却速度。将点火逻辑改为单喷嘴点火，以确定是否正常。若点火成功（排气温度升至42℃以上），双喷管自动点火[5]。

6 结语

该文对发动机高原启动进行了一系列的分析和试验，总结了提高发动机高原启动成功率的有效方法。研究结果表明：1）提高高原启动成功率，应采用大功率的启动装置，提高发动机转速上升速度（启动过程的第一阶段和第二阶段）。实验结果表明，启动功率提高约1%，启动功率提高1%左右，冷速提高约1.2%，发动机点火速度提高2%，离合器启动速度提高2.5%，排气温度降低8%，启动时间缩短8%。2）在发动机启动过程中，飞机卸料能有效降低发动机排气温度和启动时间，增加发动机启动功率；采用卸料措施能使发动机启动时间减少20%，排气温度减少3%。3）增加点火时间和启动关闭时间，可提高发动机点火成功率，使点火后油、气的分布更为合理。