航空发动机燃油调节器技术发展综述

司国雷， 陆 亮， 陈君辉， 梁中栋， 李梦如

(1.四川航天烽火伺服控制技术有限公司， 四川 成都 610000； 2.同济大学 机械与能源工程学院， 上海 201804)

引言

航空发动机技术发展航空发动机作为飞行器的心脏，不仅为飞行器提供动力，也是航空事业发展的主要推动力。人类航空史上的重大变革，几乎都与航空发动机的技术进步密切相关[1]。航空发动机的发展历程如图1所示。

图1 航空发动机发展历程

第二次世界大战以前，航空发动机主要为活塞式，由燃气压力推动活塞运动，带动连杆运动，并通过曲轴输出力矩驱动螺旋桨。活塞式发动机中，气体的压缩、燃烧、膨胀在同一汽缸内完成，每次进气量很少，功率的提升一般通过采用多个气缸实现。第二次世界大战以后，燃气涡轮发动机迅速发展，已成为目前飞行器应用最多的航空发动机[2]。燃气涡轮发动机工作中，进气、加压、燃烧、排气在不同工作位置完成，依次连续进行，相比于活塞式发动机，功率显著提升。

依据其结构和热力学原理的差异，燃气涡轮发动机又可细分为涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、冲压发动机等。涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机利用涡轮将燃料燃烧产生的化学能转换为机械能，经减速器传递给螺旋桨产生推进动力。涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机中燃料燃烧产生的能量，除少部分用于维持压气机工作，绝大部分转换为尾气动能，依靠喷出尾气的反作用力产生推动力。冲压发动机没有涡轮与压气机，高超音速气流在进气道处滞止，产生高压，同时高速气流燃烧后在尾喷管直接膨胀，排出发动机产生推动反作用力。此外，针对高超音速飞行应用，一些非传统的新型航空发动机概念也被提出，例如超燃冲压发动机、脉冲爆震发动机[3]等。

航空发动机的控制系统是航空发动机的重要组成部分。一方面，控制系统会响应驾驶员指令，按特定规律控制航空发动机的工作状态；另一方面，控制系统可以抵抗外界条件干扰，维持发动机在设定状态工作[4]。航空发动机的动力学控制，一般通过调节燃料流量实现，即利用燃油调节器控制。燃油调节器又称燃油计量装置、燃油计量阀等，常位于航空发动机附近，是将燃油泵输出流量调节为发动机设定工作状态所需流量的装置，如图2所示。按照燃油控制方式，可将燃气涡轮发动机的燃油调节器分为手动控制、气动控制、机械液压控制和数字电子控制等几种。理想的燃油调节器应具备结构简单、重量轻、温升小和高可靠性等特点[5]。

图2 燃油调节器示意图

随着飞行器飞行速度的日益提高、 航空飞行技术应用范围的不断扩展，对航空发动机及其控制系统的推力、效率、控制精度、响应速度、稳定性等性能指标的要求也不断提高。在航空发动机工作过程中，燃油调节器需承受长时间高温高压，其复杂的机械液压系统中，一旦某部分元件产生故障，极易引起连锁反应，造成发动机失火、停机等严重故障。目前国际航空发动机控制系统发展的主要趋势为，用以计算机为核心的数字电子控制系统取代传统的机械液压调节器，进而整合飞行、燃油流量、进气等控制系统，实现集成化数字控制[6-7]。目前，我国航空发动机燃油调节器也开始向数字电子调节器发展，已经在一些原型机上取得了示范应用，但在实际应用中，仍以技术成熟的机械液压式为主，且长期依赖进口或测绘仿制国外产品。研究航空发动机燃油调节器工作原理和技术演变，总结关键技术，对开展航空发动机自动控制技术自主研发以及产品研制，具有参考价值。

1 燃油调节器工作原理分析

燃油调节器主要由各种活门组件、电磁阀或伺服阀、 角位移传感器和用于控制的动力元件组成。可以根据飞行器工作状态的改变，代替人工操纵。通过控制器进行自动控制和调节，实现航天器在不同状态下燃油调节器能提供不同流量的压力燃油，保证飞行器在启动、加速、额定、减速等各种不同状态下的燃油需求，进而使飞行器战术技术性能能得到最好的发挥。主要工作模式为起动模式和正常工作模式。

1.1 燃油调节器结构原理

以X型燃油调节器为例，分析用于燃气涡轮发动机的燃油调节器工作原理。其流体传控基本原理如图3所示。

图3 X型燃油调节器结构原理

该型燃油调节器主要由核心元件高速开关阀、电磁换向阀和燃油电磁阀，以及功能组件主调节活门、压差活门、定压活门、占空比调整活门和燃油主出口等部件构成。液压系统包含燃调进口油路、主调节活门后油路、控制油路、燃调回油路和引射油路。主要通过压差活门控制主调节活门两侧压差一定，进而通过控制油路控制主调节活门开度，将齿轮泵出流的压力油控制为合适流量，供航空发动机工作使用。

1.2 稳定工作状态工作原理

燃油调节器稳定工作状态下，齿轮泵流出的高压油，经过进口油滤组件进入主调节活门，同时也连通压差活门高压腔；主调节活门流出的低压油，经过阻尼器进入起动油路，同时也连通压差活门低压腔，如图4所示。当主调节活门后油油压过低时，压差活门低压腔压力过低，高压腔压力油推动活塞，压差活门流通面积增加，高压油泄压；当主调节活门后油油压过高时，压差活门低压腔压力过高，低压腔压力油推动活塞，压差活门流通面积减小，高压腔压力增大，由此可控制压差活门两腔间压差相对一定，即主调节活门进出口压差一定。主调节活门活塞杆上布满了不规则出油型孔，当活塞杆左右运动时，油孔开度随之变化。由于主调节活门进出口压差一定，改变油孔开度即可控制出口燃油流量。主调节活门活塞的运动受两侧最小流量调整钉和最大流量调整钉的限制，当活塞与两调整钉接触时，对应的油孔开度可输出最小和最大流量。

图4 流量调节油路组件

主调节活门除进出油腔外，还存在一个控制油腔，控制油压力和弹簧弹力共同平衡进出口压差。由于主调节活门进出口压差一定，改变控制油压力，弹簧弹力也随之改变。弹簧弹力改变，形变量改变，主调节活门活塞运动，油孔开度改变，即通过改变控制油压力，可以改变出口燃油流量。控制油腔与占空比调整活门、高速开关阀[8]以及角位移传感器[9]连通，如图5所示。稳定工作状态下，角位移传感器测量发动机压气机导流叶片角度和喷口临界截面积等参数，可快速高精度响应发动机工作状态[10]。控制器接收角位移传感器数据以及控制指令，输出占空比信号。当占空比较大(>0.5)时，高速开关阀通电时间长，通过流量大，主调节活门控制腔压力小。此时主调节活门入口高压油推动活塞运动，压缩弹簧，油孔开度增大，出口流量增大。类似的，当占空比较小(<0.5)时，高速开关阀通电时间短，通过流量小，主调节活门控制腔压力大。此时主调节活门出口压力油推动活塞运动，弹簧回复，油孔开度减小，出口流量减小[11]。

图5 控制油路组件

除上述主要功能液压回路外，该型燃油调节器还设计有一些辅助功能液压回路。在燃调回油出口附近，装有定压活门。定压活门进出口油压与弹簧弹力平衡，当进口的燃调回油压力改变时，活门内部力平衡被破坏，阀芯移动，活门开度大小改变，直至再次平衡，由此保证出口油压恒定[12]。定压活门的作用是将燃调回油油压调整为引射泵工作所需的恒定油压，驱动引射泵，吸除油箱内余油。燃调进口油路和燃调回油路间装有安全阀，当进口油压过高时，安全阀打开，整个燃油调节器泄压。

1.3 过渡工作状态工作原理

当发动机起动时，起动油路工作，燃油调节器处于起动模式，待发动机达到某一转速时，起动油路切断，主调节活门后油路压力升高，燃油调节器转变为正常工作模式。

当停车断油用燃油电磁阀工作时，主调节活门后油路通过燃调回油路泄压。此时压差活门受进口高压油推动开启，齿轮泵流出的燃油经过压差活门，进入燃调回油路回油。燃调出口燃油流量逐渐减小，直至归零，发动机停车。

2 燃油调节器控制原理演变

燃油调节器是用于向发动机提供燃油的机构，其为旋转压缩机和涡轮机的起动、加减速和恒速运行提供必要的燃油。在其技术发展过程中，控制原理的改进起了很大的推动作用。

2.1 控制原理演变

早期的飞机并没有严格意义上的燃油调节器，一般通过一个简单的闸阀控制燃油供应，再添加一些气压和温度补偿，即可满足发动机工作需要。随后，发动机的尺寸迅速增大，对起动和和加速特性的要求也越来越严格。两侧定压差的流量调节活门结构开始出现，通过三向凸轮、弹簧、波纹管等机械结构，控制活门开度，从而为发动机分配所需的燃油流量[13]。随着技术发展，额外几何结构的机械控制和反馈装置不断被添加到燃油调节器。这些额外的控制，有效提升了发动机的工作性能，但与此同时，燃油调节器的液压系统也变得越发复杂且规模巨大。在一些极端工况下，液压系统中油液温度会产生较大波动[14]，进行精密的机械液压式控制也需要复杂的温度补偿设计。最终，高性能的机械式控制方法变得越来越难以实现，其巨大的自重和昂贵的成本也使得实际应用越发困难。

飞机飞行过程中，发动机产生的推力是难以测量的，但其推力指标可以从发动机轴转速中获得，这些参数指标已经在发动机控制过程中获得有效使用[15]。随着传感器技术的发展和发动机动力学研究的深入，采用发动机工作特征参数，通过电信号传达所需的发动机设置，控制调节流量调节活门开度，进而控制燃油流量，控制发动机工作状态的模拟电子控制方法，逐步取代了机械控制方法[16]。常用的模拟电子控制，采用电液伺服阀接收控制器模拟信号，驱动流量调节活门开度改变[17]。应用中，由于电液伺服阀对介质清洁度要求高，结构复杂，也出现了使用旋转直驱伺服阀等液压元件的控制形式[18]。相较于机械式，模拟电子控制式燃油调节器，结构更简单，控制性能更好。电液伺服阀以及旋转直驱伺服阀等伺服控制元件的动态性能研究不断深入[19]，依托高性能伺服元件，燃油调节器电子控制技术也不断发展。但是，由于电子控制的引入，电子噪声干扰和可靠性问题变得不可忽略，这使得模拟电子控制虽然能达到比机械控制更好的控制效果，但可靠性却有所下降。总之，模拟电子控制在几乎所有方面，都比机械控制性能更加优越，但在一些极端工况的应用中，可靠性问题难以解决，仍需要机械式的可靠控制。

随着电子技术发展，数字电子设备的灵活性和准确性超过了模拟电子设备。新的燃油调节器开始采用步进电机或有限转角力矩电机等接收数字信号，直接调节流量调节活门开度。此外，也出现了应用高速开关阀，调节占空比来调节流量调节活门控制腔压力，进而控制流量调节活门开度的方法。典型的数字发动机控制(DEEC)中，DEEC计算机处理来自各传感器的输入数据，根据控制指令输出对应的偏差调整信号，执行包括设置可变叶片、控制定位压缩机启动引气、控制气体发生器、调整增强器分段顺序阀和控制燃油调节器等控制指令，实现了发动机各功能模块的集成控制[20-21]。近年来电子控制的技术成熟和广泛应用，使得研究的重点越来越从性能改进和重量减轻转变为缩短发动机改装和开发的时间周期[22]。全权限数字发动机控制(FADEC)的使用，正成为发动机控制的规范系统。该控制系统对发动机各功能的参数控制，完全由计算机完成，不能进行手动替代控制。FADEC自动控制飞机从起动开始的发动机运行，而无需飞行员干预，可以在给定的飞行条件下实现最佳的发动机效率[23]。其中燃油流量的调节，由FADEC控制系统、传感器和机械液压机构之间相互交联实现[24]。此外，对发动机控制功能的修改和集成，可通过对FADEC的重新编程快速实现。但是，由于该控制系统由计算机全权控制，因此其稳定性有赖于对关键电子设备的保护。在应用中也常采用多通道FADEC计算机来实现冗余控制，提高可靠性。

2.2 机械液压式控制原理示例分析

图6所示为波音公司的一款机械液压式燃油调节器。主要由离心飞重结构和流量调节活门组成。其基本控制原理为：发动机通过传动机构带动支架旋转，离心块在离心力作用下产生绕支点向外的摆动，由此在流量调节活门阀芯上产生一个轴向换算力。发动机稳态时，离心块产生的轴向换算力与弹簧力相平衡。当发动机转速增加时，阀芯向上移动，从而使喷嘴挡板结构的开度变小，离心飞重伺服机构中的伺服油压变大。在腔体定压油与伺服油之间压力差的作用下，压缩弹簧使弹簧力变大，喷嘴挡板的开度恢复。此时，离心飞重组件又达到新的平衡，流量调节活门阀芯稳定在与发动机燃气发生器转速相对应的位置。流量调节活门阀芯位置的改变，使其回路燃油流量改变，进而影响连接航空发动机的主回路流量，提供适应新转速的燃油流量。

图6 一款机械式燃油调节器[25]

2.3 数字电子式控制原理示例分析

图7所示为航空电子公司的一款数字电子式燃油调节器。主要由电液转换机构、流量调节活门和压差活门组成。其基本控制原理为：燃调出口燃油压力低于燃调入口燃油压力，其压差依靠压差活门保持恒定。压差活门包括一个隔膜以及固定其上的锥形阀，当两侧压差升高时，锥形阀开启，隔膜移动，此时两侧导通，高压侧泄压。通过该动作，可在泵压力和燃油流量变化的整个扰动过程中，保持流量调节活门两侧压差恒定，同时保证燃调出口流量基本仅为流量调节活门阀芯位置的函数。电液转换装置接收控制器发出的电信号，由此驱动杠杆绕轴转动，带动平板阀移动，改变孔口面积，进而改变相连回路的燃油压力。电液转换装置液压回路与流量调节活门控制腔相连，控制腔压力也随电信号的输入而变化，调节活门阀芯位置随之移动，出口燃油流量调节为所需流量。

图7 一款数字电子式燃油调节器[26]

2.4 全权限数字发动机控制原理示例分析

图8所示为一款全权限数字发动机控制系统。该系统能够接收来自14个外部传感器和反馈设备、2个内部压力传感器以及1个承载功率电平的数字信息。同时具有108个可调控制参数和 16个离散输入，这些通道可用于性能映射调节、模拟故障传感器以及输入飞机信号。该系统可提供输出来控制六个位置回路、压力燃油输送，以及数据链接至测试现场控制室和数据记录设备的100个监控数据通道[27]。

图8 一款FADEC控制系统[27]

3 关键技术

通过研究航空发动机燃油调节器的控制原理及其演变过程，分析相关结构和控制系统专利，可以总结燃油调节器设计制造中的关键技术。

3.1 关键元件设计与制造

燃油调节器的性能依赖于其机械液压结构的性能。主调节活门、压差活门、定压活门、燃油出口组合件等液压元件，以及传动与密封组件，需要在长时间特种环境工况下性能保持稳定，同时在频繁工作时不出现疲劳损伤、流量漂移、控制失效等影响综合性能的现象。电磁阀、伺服阀、高速开关阀等作为关键的控制元件，需要有高频响、流量稳定和线性度好等动静态性能[28]，满足调节器精确流量控制需求。同时，燃油调节器伺服液压系统中各液压阀的内部流场特性应当经过精密设计，避免在高压工况下产生流体自激振荡，造成结构不良振动，影响控制精度[29]。燃油调节器涉及零件多，关键元件属于精密偶件，在设计和制造环节一定要去除毛刺，控制多环节多余物，确保满足长寿命、高精度、高可靠性等要求。

3.2 控制器设计与制造

燃油调节器的性能依赖于其数字控制器的性能。控制器硬件应进行模块化设计和集成化设计，具备多通道、嵌入性好、可编程、组态等特点，并具有良好的可移植性。控制器软件应能够实时进行本地控制的同时，快速响应外部中断请求，满足系统实时性要求；具备实时调配和处理各功能模块的能力，以实现系统的多任务功能；控制参数调整便捷，易于配合其他设备使用；具备故障自诊断和排错自校准等功能，满足复杂环境应用需求。控制器硬件尽量简单，提高可靠性与稳定性；软件编程实现复杂功能，满足控制要求。

3.3 验证评估仿真方法

燃油调节器控制技术发展过程中离不开仿真技术的应用，特别是当前面向数字化控制，设计结果应经过完备的仿真验证，同时控制功能的完善和改进也离不开仿真评估[30]。仿真模型硬件部分应能够模拟实际工作环境，并利用现代监测方法对传感器所采集的数据进行筛选、处理与分析；软件平台应将机械设计软件、数值分析软件、仿真分析软件、实验监测软件、综合性能分析软件等结合在一起，通过设置各软件间通信参数，建立多物理场仿真平台[31]，完成燃油调节器联合仿真分析。

4 结论

(1) 简述航空发动机技术发展，主要包括结构原理的改进和控制系统的发展；

(2) 以X型燃油调节器为例，分析其流体传控基本原理：压差活门控制主调节活门两侧压差恒定，通过控制油路控制主调节活门开度，调节燃调出口燃油流量。放气阀支路用于排出回路气穴；定压活门提供恒定油压驱动引射泵，吸除油箱内余油；安全阀在进口油压过高时完成泄压；

(3) 分析燃油调节器控制原理演变：早期使用简单闸阀控制，随后形成两侧定压差的流量调节活门结构，通过控制活门开度分配燃油流量。活门开度控制方法由纯机械式逐步过渡为模拟或数字电子辅助控制，最终出现全权限数字发动机控制。全权限数字控制系统正在成为航空发动机控制的规范系统；

(4) 燃油调节器设计制造中的关键技术：关键元件设计与制造、控制器设计与制造、验证评估仿真方法。