涡扇发动机在空中工作时，多种原因可能导致其工作不稳定，例如燃油供应中断、压气机失速、涡轮叶片损坏或异物吸入等，这些因素都可能引起发动机空中停车。发动机空中停车对飞行安全构成严重威胁，尤其是单发飞机，一旦发生发动机停车，飞机将失去全部动力，需依靠滑翔和紧急迫降来确保安全；而对于双发飞机，虽然具备一定的冗余能力，但如果在关键飞行阶段（如起飞或爬升）发生发动机停车，同样会带来极大的风险［1］。因此，涡扇发动机具有可靠的空中起动性能对于保障飞行安全具有重要的现实意义。
涡扇发动机空中起动方式有风车起动、起动机辅助风车起动和惯性起动等。由于发动机空中起动是低转速过渡态过程，数值模拟对各部件低转速特性精度要求较高，因此空中起动试验研究对完善发动机空中起动控制规律和提高发动机空中起动可靠性具有重要意义。
在发动机空中起动包线范围内，风车起动是最常用的起动方式［2-3］。国外早在1951年已经开始对风车起动特性开展仿真分析和试验研究［4-6］，Mishra等［7］通过高空台试验研究了高度、马赫数、燃油流量等参数对空中点火性能的影响规律，确定了空中点火边界。Zachos［8］建立了风车状态的空气流量和内部阻力的预测方法，用于发动机初步设计阶段的风车特性预测。Joachim［9］采用基于物理的压气机和涡轮特性图扩展方法对起动过程中燃烧室进口参数进行仿真，对起动过程中压气机和涡轮工作线进行预测。国内学者在空中起动过程仿真和空中起动控制规律设计等方面均开展了研究，Zhang等［10］采用模块化建模思路构建了热力计算模型，研究了飞行速度与高度对起动时间和性能参数的影响规律。阙建锋等［11］基于发动机部件特性结合地面起动数据修正建立起动模型，通过空中起动验证了模型的准确性。王日平等［12］在开环起动系统的基础上叠加供油修正系统形成闭环起动系统，扩大了风车起动包线。王兆铭等［13］对某采用机械液压式控制系统发动机的自动起动器进行了高度修正，解决了发动机空中起动时的富油状态问题。以上研究多采用模型预测、典型点验证的研究方式，设计方法多为功能性优化，验证过程中未涉及环境温度、冷热起动等因素的影响，对于极限工作条件的仿真和验证不足。本文以某采用油气比控制方式进行风车起动的涡扇发动机为研究对象，分析环境温度、冷热起动、飞行高度和飞行速度对起动性能的影响，优化控制规律以改善风车起动性能，为涡扇发动机风车起动性能设计提供参考。
1 试验方法
1.1 风车状态及风车起动
1.2 风车起动控制规律
风车起动控制功能主要包含起动时序设计、起动供油规律设计和起动保护功能设计3部分，风车起动控制规律设计时需考虑的限制条件如表1所示。
表1 风车起动控制规律设计时需考虑的限制条件 |
| 约束 分类 | 性能 指标 | 气动 稳定性 | 燃烧 稳定性 | 热端 保护 | 工程 鲁棒性 | 使用 边界 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 限制 条件 | 满足起动时间指标要求 | 起动过程工作点不超出各部件的喘振边界，留有一定裕度 | 主燃烧室点火边界和熄火边界；最优点火/供油时机（兼顾低转速供油能力和雾化效果） | 涡轮或其他热端部件的过热限制 | 考虑容差设计 | 发动机空中起动包线边界 |
被试发动机风车起动时序为：从风车起动指令有效开始执行点火，同时按风车起动供油规律向发动机燃烧室供油。发动机点火系统由点火装置、点火电嘴和点火电缆组成，接收起动指令后通过电子发动机控制器（electronic engine controller，EEC）执行点火操作，将直流电转换为点火电嘴所需要的高压脉冲电，通过点火电缆传输至点火电嘴，点火电嘴将点火装置输出的高能脉冲电转化为高能电火花，点燃燃烧室内可燃混合气体。
风车起动供油规律控制方式一般采用油气比或转速变化率。转速变化率控制方法对执行机构供油精度和传感器精度偏离的适应能力强，自动兼容冷热态和发动机产品性能分散度。缺点是与油气比控制相比，转速变化率控制逻辑更为复杂。
本文被试发动机风车起动供油采用油气比控制方式。采用油气比控制的优点在于参数容易测量，且与发动机的涡轮前温度关联性更直接，能很好地代表发动机的工作负荷，发动机不容易超温；同时，发动机在喘振时压气机出口总压会迅速减小，可起到一定的消喘作用。该供油方式属于开环控制，起动过程油气比供油规律可表示为 f（n 2r）=（W f /P 3）·（288.15/T 1）0.5
式中：n 2r为高压转子换算转速，计算公式为n 2r=n 2（288.15/T 1）0.5，其中：n 2为高压转子转速；n 2r为高压转子相对换算转速，为n 2r与高压转子换算转速设计值之比；W f为燃油流量，单位为kg/s；P 3为高压压气机出口总压，单位为MPa；T 1为发动机进口总温，单位为K。以高压转子相对换算转速n 2r=10%时油气比作为基准，空中起动油气比如表2所示。
表2 空中起动油气比 |
| n 2r /% | （W f /P 3）r /（kg·s-1·MPa-1） |
|---|---|
| 10 | a |
| 15 | a |
| 25 | 1.198 a |
| 35 | 1.217 a |
| 45 | 1.226 a |
| 55 | 1.210 a |
| 65 | 1.170 a |
| 75 | 1.145 a |
| 85 | 1.140 a |
|
1.3 风车起动试验步骤
被试发动机风车起动试验在高空台进行。高空台由供气系统、飞行环境模拟系统和抽气系统等组成［17］。供气系统通过多路不同温度和压力的气源经混合器掺混配置后得到稳定的供气源。飞行环境模拟系统由进气阀、混合器、试验舱、排气扩压器、冷却器及排气调节阀等组成，其主要控制原理是通过控制进气系统的进气调节阀，协同控制前室内气体的温度、压力，实现发动机空中飞行时进气条件（进气总温、进气总压）的模拟，并通过排气系统的排气调节阀控制试验舱后室内气体的压力，实现对航空发动机飞行高度条件（压力高度）的模拟，抽气系统主要用于抽出发动机排出的气流。
被试发动机进行高空台试验，根据试验点的气压高度、飞行马赫数、环境温度确定高空台的试验条件。发动机进行风车起动，起动至空中慢车状态稳定运转5 min后停车。试验过程中不进行飞机引气和功率提取。
每个试验点需要连续进行3次起动，包括1次冷起动和2次热起动。其中冷起动是指T 5-T 1<10 K时进行起动，热起动是指T 5-T 1>100 K时进行起动，其中T 5为涡轮后总温，单位为K。
2 试验结果及分析
2.1 风车转速特性
被试发动机在空中起动包线范围内的低压转子风车转速为15%～25%，高压转子风车转速为10%～20%，在相同气压高度H p及飞行马赫数Ma条件下，低压转子风车转速高于高压转子风车转速。风车状态无量纲n 1r、n 2r与飞行马赫数Ma关系如图1所示。在相同高度下，随着Ma增大，风车转速增大。这是因为风车状态来流动能转化为转子动能和摩擦损失，当高度一定，随飞行Ma增加，发动机进口气流冲压能力增大，来流动能转化为转子动能的能量增加。不同高度下风车状态n 1r的一致性较好，n 2r随着高度增加而略有降低。
2.2 风车起动试验结果分析
2.2.1 环境温度影响分析
在气压高度H p=6 km、飞行速度V i=540 km/h条件下，分别完成国际标准大气（international standard atmosphere，ISA）的温度，以下简称标准天，环境温度T 0=T ISA；环境温度低于标准大气环境温度，以下简称冷天，T 0= T ISA -17 K；环境温度高于标准大气温度，以下简称热天， T 0= T ISA +50 K的风车起动。不同环境温度下冷起动n 2r、W f和T 5随时间变化过程如图2所示。因为3次起动的飞行高度与速度都相同，因此风车转速和空中慢车转速相同。与标准天相比，热天起动时间相差不大，冷天起动时间增加约11%。由图2可知，发动机在相同的点火供油流量条件下，在第8 s左右点火成功，转速开始升高。在低温条件下，滑油黏性增加、流动性差，燃油雾化效果差造成燃烧效率降低，涡轮输出功率减小。同时，进气温度降低则流量增大，压气机扭矩增大，因此发动机转速上升缓慢。根据风车起动供油规律，冷天起动在进气温度低和转速上升速率小的共同作用下，发动机燃油流量变化率偏小。
2.2.2 冷热起动影响分析
2.2.3 飞行高度影响分析
在气压高度H p=6 km，V i=540 km/h，标准天（T 0=T ISA）和H p=4 km，V i=540 km/h，标准天（T 0=T ISA）条件下完成风车起动试验。不同高度下冷起动n 2r、W f随时间变化过程如图4所示。随着飞行高度增加，相同飞行速度情况下飞行Ma增大，因此风车转速增大。当高度增加，发动机进口总温下降，高压压气机后总压下降，根据起动油气比计算公式，二者对起动供油流量的影响大于风车转速的影响，因此燃油流量较低。随着起动时间逐渐增加，燃油流量的影响变大，高度高的工况下风车转速变大，但转速上升速率缓慢，起动时间较长。这是因为高度增加时大气密度降低，流量下降，为保证发动机远离富油边界，须降低油气比即降低燃油流量。当燃油流量下降，且进气温度和压力降低时，燃烧室效率下降，转化为涡轮动能的热能减少，涡轮剩余功率减少，因此，发动机转速上升速率变慢。当飞行速度为540 km/h，高度在6 km时风车起动的时间比在4 km时风车的起动时间长21%。
2.2.4 飞行速度影响分析
在气压高度H p=4 km，V i=310 km/h，标准天（T 0=T ISA）和H p=4 km，V i=540 km/h，标准天（T 0=T ISA）条件下完成风车起动试验。不同飞行速度下冷起动n 2r 、W f随时间变化如图5所示。从图5可以看出，飞行速度对起动时间有明显影响。在飞行速度低时，发动机进气冲压能力下降，高压压气机后总压偏低。同时，发动机风车转速降低，点火成功后，在进气温度相同的条件下，起动油气比偏低，根据起动油气比计算公式，则燃油流量偏低。在转速低和起动油气比低的共同作用下，起动时间明显增长。在H p=4 km，V i=310 km/h条件下风车起动的时间比540 km/h，条件下风车起动的时间增加89%。
2.2.5 起动油气比优化
经过上述分析，飞行速度降低、飞行高度增加、冷起动及冷天起动均会增加风车起动时间，且飞行速度影响最大，飞行高度次之。根据试验结果，分析认为可在高空、低速飞行和冷起动、冷天起动时开展起动油气比修正，以缩短起动时间。设置修正系数k 1、k 2、k 3、k 4，分别与飞行高度（以大气压力P 0表示）、Ma、T 5与发动机进气温度T 1之差、T 1与当前高度下标准温度的偏差ΔT相关。空中起动油气比修正系数具体如表3所示，根据各参数的敏感程度设置系数最大值，并在需要修正的相关参数条件范围内逐渐变化，随着起动条件逐渐恶化而逐渐增加起动油气比。此时起动油气比计算公式为f（n 2r）=k 1 k 2 k 3 k 4（W f /P 3）·（288.15/T 1）0.5。
表3 空中起动油气比修正系数 |
| P 0/kPa | k 1 | Ma | k 2 | （T 5-T 1 ）/K | k 3 | ΔT/K | k 4 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 101.3 | 1.000 0 | 0 | 1.015 0 | 20 | 1.000 0 | -5 | 1.000 0 |
| 89.9 | 1.001 0 | 0.1 | 1.015 0 | 10 | 1.000 0 | -15 | 1.000 2 |
| 79.5 | 1.002 5 | 0.2 | 1.011 0 | 7 | 1.000 2 | -25 | 1.000 4 |
| 70.1 | 1.003 6 | 0.3 | 1.007 2 | 4 | 1.000 5 | -35 | 1.000 5 |
| 61.6 | 1.005 5 | 0.4 | 1.005 2 | 0 | 1.000 8 | -45 | 1.000 6 |
| 54.0 | 1.007 6 | 0.6 | 1.002 5 | — | — | -55 | 1.000 7 |
| 47.2 | 1.011 0 | 0.8 | 1.000 0 | — | — | -65 | 1.000 7 |
| 41.4 | 1.015 0 | 0.9 | 1.000 0 | — | — | — | — |
3 结论
根据某航空涡扇发动机高空台空中风车起动试验结果，分析了环境温度、冷热起动、飞行高度和飞行速度对风车起动性能的影响。结论如下：
1）在环境温度降低、冷起动、飞行高度增加和飞行速度降低会增加起动时间，环境温度升高和热起动会减少起动时间；
2）上述引起风车起动时间增加的因素中，飞行速度降低影响最大，高度增加次之，冷起动与冷天起动影响相对较小；
3）根据试验结果，设计大气压力、马赫数和温度修正系数，当高度增加、飞行速度降低、冷天起动和冷起动时，增加风车起动油气比，以缩短起动时间。