发动机喷口面积对加力接通影响的试飞研究

杨阳， 魏旭星， 郝晓乐

(中国飞行试验研究院发动机所， 西安 710089)

涡扇发动机加力接通过程受喷口喉道面积和加力供油量控制及匹配程度的影响，控制规律复杂，设计难度也较高[1]。发动机在加力接通时需要尾喷管面积的快速响应和精确调节以维持加力燃烧室内压力在合适的范围内。加力接通过程的不稳定还会导致主机的不稳定工作，如低压转子转速的明显降低、转速和排气温度的明显摆动、喘振、超转等[2]。中国对喷口控制系统的研究多集中在数值模拟、半物理仿真等手段[3-6]。然而对发动机的加力接通性能检查是小涵道比加力涡扇发动机的重要试飞考核内容，在美国军用规范指南JSSG—2007B[7]和我国GJB241A—2010《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》、GJB243A—2004《航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求》中，都有对加力燃烧室接通性能与可靠性的具体要求。在国产某型发动机上，进行了大量的加力接通检查科目，提出了加力点火延迟[8-9]、设置喷口前馈线[10]和利用燃油流量特性线控制加力点火燃油流量[11]等多项措施，解决了加力接通过程中出现的异常情况，为装备服役提供了重要依据。张帆等[12]针对某型航空发动机加力接通延迟故障，根据发动机加力状态控制计划和调节规律，建立了以“加力接通延迟”为顶事件的故障树与故障处理流程图进行排故，有效提高了排故效率和试车合格率。杜立伟[13]通过开源场运算和OpenFOAM中二次开发的数值计算程序对某型一体化加力燃烧室进行了数值仿真研究，并基于仿真结果定量分析了波瓣混合器内扩张角对加力燃烧室性能的影响。于华锋等[14]针对某型涡扇发动机采用的机械液压控制系统的喷口控制系统质量大、结构复杂、控制性能有限，在加力时产生一系列故障等问题，对其进行一定的数控改造，设计了加力与非加力状态下的控制回路，搭建了可实现完整闭环联合仿真模型，并对其进行仿真验证。结果表明此数控系统可以实现对喷口面积的有效控制，相比于原机械液压系统具有更好的控制性能，并且对于不同的飞行条件也有一定的适应性。

美国F100发动机配装F-15飞机试飞期间出现飞行包线左上角区域接通加力过程尾喷管工作不稳定而导致发动机失速和加力熄火等现象，通过修改全权限数字电子控制器(full authority digital electronic control，FADEC)内喷口控制逻辑的死区、比例和积分增益，解决了该问题[15]。

某型全权限电子数字控制的小涵道比双转子带加力军用涡扇发动机，在非加力发动机的基础上增加加力燃烧室，尾喷口面积由几何固定变为连续可调。为了研究该改进型发动机加力接通时喷口调节规律对加力接通性能的影响，并对航空发动机加力接通与喷口调节规律的匹配性提供试验结论，现开展高空加力飞行试验研究。试飞中多次出现加力接通不成功的异常现象。通过分析异常原因，调节发动机尾喷口面积控制参数，并进一步进行试飞验证。

1 加力系统及调节规律介绍

常规带加力的涡扇发动机通常采用开环控制的分区供油技术和闭环控制的喷口喉部面积调节相结合的控制方法。本文研究中的发动机采用此类加力调节方案，加力燃烧室共有3个燃油总管：起动(也称第一)总管用于加力燃烧室的起动以及在所有加力状态下工作时供油，在加力燃烧室起动过程中，根据风扇后空气压力和发动机进口总温计算燃油流量；第二总管用于增加供到内涵气流中的燃油量；第三总管用于增加供到外涵空气气流中的燃油量，只有第一总管供油参与加力接通。稳态时各总管的加力燃油流量按照发动机进口总温、风扇后压力、发动机进口总压、油门杆角度、主燃烧室燃油流量、低压转子换算转速计算得到。加力燃烧室采用热射流点火系统，由发动机控制器发出火路附件接通的信号，然后由加力燃油泵向火路附件输送燃油，通过主燃烧室引出火舌以点燃加力燃烧室内的空气。

尾喷管为全状态可调节的收敛尾喷管。图1为加力接通过程中喷口面积控制原理简图。根据预设的发动机喷口喉部面积A8控制规律及发动机采集的环境参数和工作参数，发动机控制器计算得到风扇增压比πf的给定值，与πf的实测值比较后，形成喷口面积调节计划，保证加力接通过程中的风扇增压比，以避免发动机进入失速。在加力工作阶段，通过风扇压比的闭环调节，保证风扇后压力在合理的范围内，也就保证了加力燃烧室进口压力在合理的范围内，以避免加力熄火。此外，控制器内还限制了最大和最小喷口面积。

图1 加力接通过程喷口控制原理简图Fig.1 Schematic diagram of nozzle control during afterburner light-on process

根据控制规律，发动机由最大状态接通全加力时的正常时序过程如下：①推油门到达加力域；②风扇增压比给定值减小(减小风扇增压比给定值的目的给出放大喷口面积的指令)；③尾喷管面积放大，风扇增压比的实际值减小；④起动(第一)总管供燃油；⑤火路附件接通，加力点火成功；⑥风扇增压比实际值突增；⑦喷管面积放大，风扇增压比减小；⑧风扇增压比减小至极小值；⑨第一总管增加供油或第三总管喷油；⑩点燃后，风扇增压比实际值突增；喷管面积放大；风扇增压比逐渐稳定，加力稳定工作。

可见，在合适的时机控制合适的喷管面积是加力成功接通的重要环节。下文介绍本文研究的发动机加力接通过程中由于喷管面积调节导致的异常情况及验证情况。

2 喷口面积对加力接通的影响研究及验证

2.1 喷口面积放大不足导致风扇后压力过高而终止接通加力

为了检查加力点火过程中的喷管面积调节规律，在气压高度Hp=13 km、飞行马赫数Mi=0.8试验点，发动机由最大状态分别接通小加力和全加力。最大状态接通全加力时，先起动至小加力状态，再根据油门杆角度增加供油量到相应状态，与最大状态接通小加力的接通过程逻辑一致。图2给出了最大状态接通小加力失败的的主要参数时间历程曲线。根据图2中小加力接通失败的参数曲线，油门行程到达加力域后，当第一总管供油、加力燃烧室点火后，由于加力燃烧室内瞬间压力增大，风扇后压力增大，导致风扇增压比迅速增大至2.81，此时低压转子换算转速为108.7%，风扇的工作点已接近失速边界，因而发动机控制器发出了终止加力接通的指令。由图3中全加力接通失败曲线，加力点火后的风扇增压比激增至2.84，此时低压转子换算转速为107.1%，同样由于接近失速边界，发动机主动退出加力。

在发动机主机空气流量不变的情况下，加力点火后的加力燃烧室压力增大程度，主要与加力点火时的第一总管燃油流量和喷管面积放大程度有关。加力点火燃油流量对于加力的可靠点火具有重要影响，对其进行调节可能影响加力点火的可靠性。因此，增大了加力接通过程中的喷口面积放大比例，进一步增大加力点火时刻及点火成功后的喷口面积。重新进行该高度和马赫数下的加力接通试验，试验结果见图2和图3中加力接通成功曲线。

Φ为油门杆角度；Sig为加力点火信号；πf，0和πf分别为风扇增压比的给定值和实际值；A8为喷管面积；Wfab1，0和Wfab1分别为第一总管燃油流量的给定值和实际值图2 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通小加力时的参数Fig.2 Comparison of parameters of maximum-to-minimum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

图3 Hp=13 km，Mi=0.8，最大接通全加力参数对比Fig.3 Comparison of parameters of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=13 km)

为方便对比接通失败与成功的主要参数，以两次试验中油门杆角度到达加力域的时刻作为0时刻。可以看到，在小加力接通试验中，调参后的尾喷口面积较大，加力点火时刻的喷口面积增大了2.8%，点火成功后的风扇增压比的极大值减小了3.9%，距离风扇失速边界较远，没有引起发动机控制器主动退出加力。全加力接通试验的参数变化规律与小加力接通试验相同，点火时刻的喷口面积增大了5.5%，点火成功后的风扇增压比的极大值减小4.2%，同样距离失速边界较远，加力接通成功。

2.2 喷口面积过度放大导致加力燃烧室熄火

为了检查加力状态增加过程中的喷管面积调节规律，在气压高度Hp=12.5 km、飞行马赫数Mi=0.8，发动机油门杆由最大推至全加力/加力，图4(a)～图4(c)为连续3次试验过程的发动机主要参数曲线。3次试验过程中，电离探测器已探测到火焰，加力燃烧室已点火成功。但在进一步增加加力状态时，出现加力熄火的情况。

由图4(a)可知，加力燃烧室已点火成功，随着油门杆角度继续增加，为了达到油门杆要求的加力状态，控制器首先发出放大尾喷口面积的指令，以降低加力燃烧室内压力，以便于进一步增加第1总管增加供油量，增加第一总管供油前的风扇后最小压力为50.9 kPa。当第一总管燃油流量增加后，加力燃烧室火焰信号消失，说明在该压力下增加的供油量不能稳定燃烧，导致加力燃烧室熄火。

由图4(b)可知，当风扇后压力降至极小值51.9 kPa时，第3总管开始增加供油量，随后第1总管增加供油量，而后火焰信号消失，加力燃烧室熄火。

Sft为加力燃烧室内火焰探测信号；p13为风扇后压力；Wfab3为第3总管燃油流量图4 Hp=12.5 km，Mi=0.8，最大接通加力试验Fig.4 Time history of maximum-to-maximum augmentation power throttle transient (Mi=0.8， Hp=12.5 km)

由图4(c)可知，风扇后压力极小值为53.2 kPa，加力熄火现象与图4(a)和图4(b)图相同。

该型发动机的混合室为直接混合型，风扇后压力可以表征加力燃烧室进口压力。显然，以上3次加力燃烧室熄火现象，都出现在加力燃烧室压力极小时增加加力供油的条件下。

分析认为，飞机在高空飞行时，由于发动机进口空气压力较小，加力燃烧室进口压力也较小，在加力燃油流量增大时，如果喷口面积较大，可能导致加力燃烧室内压力过小而不能在较大的加力油量下维持稳定燃烧，造成加力熄火。

本文研究的发动机在加力状态变化过程中，控制器根据油门杆角度、主机状态和发动机进口参数计算各个总管燃油流量程序值，以此调节加力燃烧室燃油流量。而尾喷口面积始终根据风扇增压比给定值控制，通过程序算法给定风扇增压比值来保证喷口面积和加力燃油流量的匹配性，从而可以根据风扇增压比的实际值与给定值的匹配程度来表征喷口面积和加力燃油流量的匹配性。图5给出了3次加力接通失败的风扇压比给定值与实际值的变化情况，并给出了在点火成功、有火焰信号需进一步增加加力供油量前的风扇增压比极小值时刻的风扇增压比实际值与给定值的偏差，可以看到，该时刻接通失败的3次试验的风扇压比实际值与给定值偏差较大，这说明导致3次加力熄火的原因是在于喷管面积控制与算法预期的面积偏离较大，使得喷口面积与加力供油量不匹配。通过在喷口调节规律内降低加力供油量增加时的喷口面积的放大程度，以维持加力燃烧室内压力，保证燃油增加后的稳定燃烧。再次进行飞行试验检查，结果如图4(d)所示，风扇后压力极小值为59.7 kPa。图5中全加力接通成功试验的风扇增压比给定值与实际值的偏差减小至9.5%，远小于调参前加力接通失败的偏差量。经过喷口面积和加力油量的匹配调节后，能够顺利地增大加力状态，并在全加力状态持续稳定工作。

图5 全加力接通试验中，风扇增压比实际值与程序值的对比Fig.5 The comparison between the actual value and the given value of the fan pressure ratio in the maximum augmentation power on test

3 结论

通过某小涵道比加力涡扇发动机高空加力接通试飞研究，分析了试验中出现的异常原因、解决措施和验证情况，得到以下结论。

(1)在加力起动阶段，喷口面积放大不足，会导致风扇后压力急剧增高，为避免低压转子进入不稳定工作状态，控制器主动切断加力起动过程。通过进一步提高点火前后的喷口面积放大程度，可以缓解风扇后压力的急剧升高，提高加力接通性能。

(2)由于喷口面积通过风扇增压比给定值和实际值闭环控制，因而喷口面积与加力供油量匹配性可以通过风扇增压比程序值与实际值的匹配性来表征。

(3)在加力点火成功后增加加力供油量时，由于喷口面积过大、加力燃烧内压力较小而导致加力燃烧室熄火。通过在增加加力供油量时刻降低喷口面积的放大程度，维持加力燃烧室内压力，可以提高加力接通性能。