民用大涵道比涡轮风扇发动机起动设计浅谈

民用大涵道比涡轮风扇发动机起动设计浅谈

雷东亮

沈阳发动机设计研究所，沈阳，110015

摘要：结合民用大涵道比发动机的研制经验，总结归纳了大涵道比涡扇发动机的起动设计特点，对起动系统组成和原理简要介绍，并对影响发动机起动的起动机输出功率、大气温度、海拔高度、冷热起动等因素进行分析，结合分析给出大涵道比涡扇发动机起动设计的基本方法。

关键词：大涵道比；起动设计

1 引言

以航空涡轮风扇发动机为研究对象，对起动系统组成及工作原理进行介绍，结合发动机的起动特点，对发动机起动系统的设计过程及主要参数的选取进行研究，并对起动系统设计应考虑的因素、起动机选取、起动供油规律设计进行初步分析，给出涡轮风扇发动机起动系统设计的初步建议。

2 起动系统概述

2.1 起动系统功能

对于航空涡轮风扇发动机，起动系统是其重要的组成部分，主要用于实现下列功能：

–发动机冷运转（点火系统不接通，燃烧室不供油），其重要目的是检查发动机转动部件、附件传动系统转动情况，清除发动机假开车后未燃烧的燃油，对发动机停车后的热端部件进行冷却等；

–发动机假起动（点火系统不接通，燃烧室供油），其主要目的是对发动机进行启封，检查发动机漏油情况，对燃滑油系统排故后的检查等；

–发动机在地面的自动自主起动，保证发动机在地面条件下达到最低稳定工作状态；

–发动机在空中采用空气-涡轮起动机辅助起动，使发动机达到空中最低稳定工作状态。

2.2 起动系统组成和原理

起动系统包括下列组成部分：

空气-涡轮起动机或燃气涡轮起动机，民用航空发动机起动多采用空气涡轮起动机，本文将以空气涡轮起动机为对象开展研究；

燃烧室点火系统—点火附件、点火电嘴、点火电缆；

燃油供应和自动控制系统（也可以划为控制系统部分），该系统实现对燃烧室供油的程序/规律控制和给出各种起动信号的循环指示；

压气机后放气系统，用于提高压气机的气动稳定性。

发动机起动系统通过空气涡轮起动机，采用下列压缩空气气源（保证压缩空气参数不低于起动机稳定可靠工作的规定值）保证发动机高压转子的加速运转。

压缩空气气源一般包括三种：

1）来自机载辅助燃气涡轮发动机；

2）来自同机上已经起动的发动机；              

3）来自地面气源车的压缩空气气源。

3 起动系统设计主要考虑因素

1) 在地面以下条件下，发动机应能可靠起动：

- 平原和高山机场不同海拔高度对起动的影响，海拔高度一般从0m到3000m，部分飞机可能会更高；

- 不同环境温度对起动的影响，环境温度一般从-55С到+55С (不同国家根据使用环境略有差异)。

2) 按照目前对民航发动机起动时间的统计，海拔高度在500m以下，起动时间一般不超过60s。同时发动机起动性能也受起动过程是否带液压负载或电载负载影响，起动进口气源压力的大小、发动机冷热态起动等因素影响，因此在确定起动时间时应综合考虑各种因素，并与使用方进行充分沟通。

3) 发动机应能保证在一定的飞行速度范围内（不同发动机略有差异）及规定高度以下进行空中起动。起动包线范围一般由用户方根据飞机的使用情况提出，发动机设计方设计完成后可以通过高空台发动机试验、飞行试验平台进行的飞行试验和在飞机本机进行的试验来确认。

4) 为提高起动过程发动机高压压气机有足够的气动稳定裕度，考虑在高压压气机中间级或后面级增加放气。

5) 为保证燃烧室可靠点火，一般使用聚能型双火花塞式高能点火系统。且点火系统应具备一定时间连续工作能力的能力，确保在不良气候条件下的连续点火能力。早期点火多采用起动双点火模式，以保证起动成功率；现阶段大多数发动机采用地面两个点火器轮流点火，空中双点火器同时点火的点火模式，该模式的采用，即节省了点火器的使用寿命，同时两个点火器轮流点火时可以及时发现点火器故障。

6) 发动机起动供油规律，主要包括发动机起动点火油量、起动加速过程供油量，目前，发动机起动供油一般包括两种控制方式，一种是n2-Wf（n2为高压转子转速、Wf为燃油流量）开环控制，另一种是n2转速变化率Ndot控制，不同控制方式各有优缺点，只是设计理念不同。

4 设计参数确定及起动性能评估

在设计初期，发动机设计方对发动机起动功率进行评估，再根据发动机的功率需求、重量、外廓尺寸等对起动机进行选型，当然，有时在已有成熟产品中无法选到合适的起动机，因此需要全新研制或在现有成熟产品的基础上进行改进改型。对于全新研制的空气涡轮起动机，发动机设计单位需要对起动机承制方提出功率需求，同时根据起动机承制方提出的起动进口气源需求与辅助动力装置APU承制方进行协调匹配，以保证各项参数在合理的范围。

4.1 起动机功率

在起动系统设计过程中，起动机功率选择应考虑裕度/安全系数，以保证规定的起动机脱开转速超过开始出现涡轮剩余功率时的转速，起动可靠性在很大程度上取决于该裕度/安全系数。

4.2 起动系统气源

起动机承制厂根据发动机功率需求，提出气源初步要求，由于缺少飞机空气系统损失的相关数据，并考虑到辅助动力装置（APU）一般装于飞机尾部离发动机距离足够远位置，为了对辅助动力装置和空气涡轮起动机之间参数匹配进行初步评估，对相关管路损失需要进行预估。根据目前单通道民航飞机的统计数据，管路损失如下（供参考）：

流量损失ΔG=4.0%-5.0%；

压力损失ΔP=10%(=0.90 )；

热损失ΔT=35℃-40℃。

5 起动性能影响分析

5.1 起动机输出功率

发动机起动过程分为三个阶段，第Ⅰ阶段是发动机完成点火前，发动机完全由起动机带转（一般为高压转子转速15%～20%），第Ⅱ阶段是点火成功到起动机脱开，发动机加速过程的剩余功由起动机和发动机共同提供；第Ⅲ阶段为起动机脱开到发动机慢车状态，由发动机涡轮产生的剩余功进行加速。起动机作为发动机起动过程第Ⅰ、Ⅱ阶段的主要动力来源，其输出功率的大小对发动机起动性能影响最大，较大的起动机输出功率可以大大缩短起动时间、降低起动温度，因此在选择起动机功率时建议对发动机进行分析评估

5.2 大气温度

当大气状况改变时，起动供油量需要进行修正。例如，在炎热的气温下起动时，若在起动第Ⅲ阶段仍然保持与标准大气状态下相同的供油量，发动机涡轮剩余功率减小，使得发动机起动缓慢，甚至引起发动机的“悬挂”。相反，在寒冷的气温下起动时，则必须调整供油量，以避免发动机“起动失速”。因此在发动机起动设计过程中增加环境温度对燃油流量的修正。

5.3 起动高度

平原环境对发动机工作相对有利，且可以通过大量的试验验证，所以起动性能比较容易满足。而高原条件下，大气密度减小，空气含氧量降低，且燃烧室内的压力和温度比较低，这些对起动点火的稳定性不利，而且由于大气密度低，发动机涡轮剩余功减小，发动机起动加速缓慢。所以如果高原环境下采用与平原同样的控制规律很难实现发动机的顺利起动。

5.4 发动机冷热态

发动机冷、热态对发动机起动特性的影响表现在三个方面：对部件特性的影响、对摩擦阻力的影响和温升效应。发动机冷热态对转子部件叶尖间隙产生影响，从而影响发动机部件效率。冷热态发动机轴承的滑油温度不同，导致轴承摩擦阻力矩不同。冷起动，由于滑油温度低，轴承摩擦阻力矩大，起动第一、二阶段转速上升较慢。

由于温升效应的影响，发动机在冷态和热态起动时需要的燃油流量不一致，所以发动机的起动性能也不一致，冷态起动时间较热态起动时间偏长，而冷态起动温度偏低。

6 起动供油规律设计

为了考虑环境因素、发动机冷热态等对起动性能的影响，一般需要先设计一个基础的供油规律，再综合各因素对基础供油规律进行一定修正。

6.1基线供油计划

采用油气比开环供油规律，发动机起动过程燃油供油量以设定的 进行控制，并将≤作为附加限制条件（注：Ps3为高压压气机后静压，T4为燃烧室出口总温），该方法的特点：

（1）由于涡轮燃气温度与油气比存在正比关系，控制油气比，也控制了涡轮燃气温度；

（2）提供了一种自动消除喘振的特性，发动机当发生喘振时；Ps3下降，一定油气比下，Wf也下降，使得发动机自动退喘；

（3）油气比按发动机进口总压和总温进行“换算”，以适应飞行条件变化。

但这种控制方案的存在适应性不强，不能较好地适应不同的外界大气条件，且发动机冷态起动和热态起动对起动可靠性和起动时间的影响较大，因此需要增加大气条件的修正和冷热起动的判断，以提高发动机的起动性能。

6.2 P0修正地面起动油气比

由于基准油气比供油规律不能满足不同高度条件下的起动性能，因此不同高度条件下用表征高度的环境压力P0对起动供油规律进行修正，最终扩展为一系列P0与供油规律的对应关系。在设计之初，P0修正的供油规律在不具备准确计算的条件下，可以通过高空台试验和高原起动试验摸底得到。

6.3 地面起动油气比冷、热起动修正

发动机冷、热态会影响发动机起动时间和发动机排气温度，尤其是地面条件下适应发动机冷态起动较好的供油规律，在发动机热态时虽然起动时间缩短，但是起动温度相对较高，高温天时具有超温的风险。因此，统计分析大量地面状态下冷、热起动过程数据，对发动机冷、热态起动供油规律进行修正，且发动机不同热态程度的修正量有所不同，以保证起动温度稳定在一定的范围内。

7 总结

在航空涡轮风扇发动机起动设计时，需要对发动机的起动特性进行仿真分析，对发动机起动功率进行计算分析，以便对起动机提出功率输出要求，同时需要结合起动机的工作情况对飞机提供的气源提出要求，对其气源进行合理匹配；此外在发动机起动控制规律设计过程中，需要考虑对发动机起动性能产生影响的因素，增加相关的修正，以提高发动机的起动可靠性，在具备条件的情况下，需要规划地面、高原及高空台试验进行验证，以便对设计结果进行完善。

作者简介： 雷东亮，男，1979年，中国航发沈阳发动机研究所从事大涵道比发动机总体性能工作，高级工程师；

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