第十章 航空發(fā)動機過渡狀態(tài)控制系統(tǒng)

第十章航空發(fā)動機過渡狀態(tài)控制系統(tǒng)航空發(fā)動機過渡狀態(tài)控制包括起動、加減速、加力接通與斷開和壓氣機防喘控制等，過渡態(tài)控制絕大部分屬于程序控制，或以程序控制為主，輔以少量自動操縱與自動聯(lián)動裝置。本章主要介紹加減速、起動和加力接通與斷開控制。加減速控制是過渡態(tài)控制中最重要的控制，減速控制的要求和手段與加速控制相似，所以，在討論加減速控制時重點討論加速控制。加減速控制概述最佳加速性為了評定加速性能好壞，在這里引進最佳加速性的概念。所謂加速性是指發(fā)動機從一個狀態(tài)過渡到另一個狀態(tài)的能力，通常以發(fā)動機從慢車轉(zhuǎn)速安全、可靠地加速到最大轉(zhuǎn)速所需的時間長短來評定。所需的時間越短，則加速性越好。

加速時最大供油量曲線將受發(fā)動機喘振邊界渦輪前最高燃氣溫度邊界的限制。如圖所示。圖中，①－穩(wěn)態(tài)供油量曲線；②－最佳加速供油量曲線；③－發(fā)動機渦輪前燃氣最高允許溫度限制線；④－壓氣機喘振邊界；⑤－發(fā)動機貧油熄火邊界。最佳加速供油量曲線當發(fā)動機加速時，加速供油量達到相應轉(zhuǎn)速下允許的極限供油量，即緊挨Tt4max和壓氣機喘振邊界，通常稱這條極限供油量曲線為最佳加速供油量曲線。之所以將這條曲線稱為最佳加速供油量曲線，是因為按這條供油量曲線進行加速時，加速時間Tac最小。這條曲線形狀特殊，初始有一階躍，接著曲線供油量大小與斜率隨發(fā)動機轉(zhuǎn)速n大小而變。這條曲線也隨飛行條件變化而變化，從理論上不易確定，一般用試驗方法確定。為了保證發(fā)動機具有良好的加速性，應該控制發(fā)動機的剩余供油量，使加速供油量按照最佳加速供油曲線變化，或者盡量接近它。因此，對于機械液壓式燃油控制系統(tǒng)一般都設有專門的加速裝置，而數(shù)字式電子控制系統(tǒng)則通過一定的控制算法和判斷邏輯實現(xiàn)加速控制。加速控制規(guī)律目前，經(jīng)常采用的加速控制規(guī)律可以歸納為以下幾種。（1）加速供油量Wf,ac隨壓氣機出口壓力Pt3變化。如圖所示某發(fā)動機的加速供油量隨壓氣機進出口壓差的變化。（2）按油氣比（Wf,ac/Pt3）與轉(zhuǎn)速nH的函數(shù)關系。如圖所示某發(fā)動機加速油氣比與轉(zhuǎn)速的關系。這種控制方案的主要特點是：①Wf,ac/Pt3是燃油流量與空氣流量之比的一個指標（Wf,ac/Pt3可近似認為是燃油流量與空氣流量之比，簡稱為油氣比），也是渦輪進口溫度的一個指標，能夠?qū)崿F(xiàn)安全可靠的加速控制。②壓氣機喘振特性能夠準確地確定為Wf,ac/Pt3與高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的一個函數(shù)。采用這種加速控制方案的主要優(yōu)點是萬一加速進入喘振區(qū)，由于喘振引起壓氣機出口壓力Pt3下降，而轉(zhuǎn)速因慣性還來不及變化，那么，加速控制器將按式的關系，迅速地將加速供油量相應地減少，起到了自動退喘作用。因此這種加速控制方案目前在航空發(fā)動機控制上得到廣泛應用。（3）按換算供油量與換算轉(zhuǎn)速的函數(shù)關系，如圖所示繪出了某發(fā)動機最優(yōu)加速時換算供油量與換算轉(zhuǎn)速的函數(shù)關系。若直接按式的關系進行加速控制器的設計，則測量參數(shù)多，且參數(shù)綜合復雜，同時，溫度測量慣性大，如果采用機械液壓式控制器來實現(xiàn)有一定的困難。因此實際使用時都先將該式進行簡化與近似。為了減少測量參數(shù)，特別要避免溫度的測量，根據(jù)發(fā)動機原理，采用簡化綜合手段，將如圖所示的關系曲線轉(zhuǎn)化為另一種關系曲線。按照換算參數(shù)的加速供油特性液壓機械式加速控制器常見的液壓機械式加速控制器有升壓限制器、液壓延誤器、氣動式加速控制器、按換算參數(shù)的加速控制器等，下面僅介紹兩種比較簡單的加速控制器，即氣動式加速控制器和油氣比加速控制器。氣動式加速控制器氣動式加速控制器在加速過程中按發(fā)動機壓氣機出口壓力Pt3的程序供油，如圖所示中的關系曲線。由于Wf,ac測量較為復雜，當飛行條件變化不大時，為了方便起見，可以用測量油門開關前油壓PT代替燃油流量Wf,ac的測量。由于直接測量壓氣機出口壓力Pt3不如測量壓氣機進出口壓差（Pt3－Pt2）方便，因此采用壓氣機進出口壓差（Pt3－Pt2）代替Pt3，最終將Wf,ac＝f(Pt3)關系曲線轉(zhuǎn)化為Wf,ac＝（Pt3－Pt2）關系曲線，控制器的工作原理見下圖。隨著發(fā)動機轉(zhuǎn)速n的增大，壓氣機出口壓力Pt3也增大，相應的分壓Pt3也增大，使加速閥左移，逐漸關小節(jié)流孔C，D。當轉(zhuǎn)速增大到一定值后，加速閥完全關閉節(jié)流孔C，D，則加速控制器完全退出工作。圖中調(diào)整螺釘4及調(diào)整彈簧3可以調(diào)整起始加速供油量。油氣比加速控制器（1）控制規(guī)律①Wf/Pt3是表示油氣比的參數(shù)，因此它能決定渦輪進口溫度Tt4。②用Wf/Pt3與nH的函數(shù)關系能夠較準確地表示壓氣機的喘振特性。③發(fā)動機一旦出現(xiàn)喘振，Pt3會急劇下降，以Wf/Pt3作為控制參數(shù)時，Wf將隨Pt3的減小而減小，使壓氣機自動退出喘振，但會使剩余功率減小。由于這種加速控制規(guī)律不是按發(fā)動機加速相似關系建立的，因此，飛行條件改變時，Wf/Pt3與nH的關系曲線會略有改變，不能保證在任何飛行條件下都獲得同樣良好的加速性。（2）控制系統(tǒng)的組成及工作原理實現(xiàn)Wf/Pt3＝f（nH）控制規(guī)律須采用復合控制系統(tǒng)，即在閉環(huán)控制回路基礎上，增加Pt3

的開環(huán)補償通路。如圖所示為實現(xiàn)這種控制規(guī)律的一種控制系統(tǒng)原理圖，控制器由計量裝置與計算裝置兩部分組成。①計量裝置計量裝置的功用是將油泵供油量計算裝置確定的油量供往發(fā)動機，并將剩余燃油回至油泵進口。計量裝置為定壓差流量控制器，由油門和壓差控制器組成。油門油門為該系統(tǒng)的執(zhí)行元件，它由油針和孔板組成。當油門放大器活塞移動時，帶動油針作軸向移動改變油門的流通面積At。油門放大器活塞位移（即油門油針位移）m增加，則油門流通面積At增大。壓差控制器壓差控制器如圖所示，它由壓差調(diào)整彈簧1，溫度補償片2，噴嘴擋板3，節(jié)流嘴4，活塞5，回油閥6，薄膜7和杠桿8等組成。壓差控制器的功用是保持油門前后壓差△p恒定。當把油門看作控制對象，△p看作被控參數(shù)時，油門與壓差控制器構(gòu)成一個小閉環(huán)系統(tǒng)。測量元件由薄膜、壓差調(diào)整彈簧及杠桿組成，噴嘴擋板與活塞為放大元件，回油閥為執(zhí)行元件。壓差控制器的工作原理如下：當通過油門的燃油流量增大時，油門前后壓差增大，薄膜感受壓差的這一變化，推動杠桿，使噴嘴擋板開度h增大，活塞腔壓力Px減小，活塞右移彈簧力減小，使回油閥右移，回油孔a的開度增大，回油量增加，通過油門的流量減小，壓差逐漸恢復；當通過油門的燃油流量減小時，調(diào)節(jié)過程相反?？刂破鞑捎谬X輪泵供油，因此，供油量是用改變回油量的方法進行調(diào)節(jié)。為了保證通過油門的燃油流量與控制規(guī)律要求的燃油流量一致，計算裝置必須按控制規(guī)律確定的燃油流量輸出相應的油門油針位移m。②計算裝置計算裝置的功用是將測量的閉環(huán)轉(zhuǎn)速反饋信號Pt3和開環(huán)通路補償信號nH，按控制規(guī)律要求綜合后，輸出相應的油門油針位移m。計算裝置包括轉(zhuǎn)速測量裝置，Pt3測量裝置，下垂凸出杠桿機構(gòu)，轉(zhuǎn)速選擇凸輪5與隨動桿2、6、7，加速凸輪杠桿機構(gòu)及油門放大器等。轉(zhuǎn)速測量裝置轉(zhuǎn)速測量裝置由飛重1，分油閥2，反饋彈簧3，反饋杠桿4及活塞5等組成，如圖所示。飛重感受nH發(fā)生變化，如增大時，分油閥向上移動，使活塞下腔放油，活塞向下移動?；钊苿訒r，帶動反饋杠桿，使反饋彈簧力增加，這又使分油閥逐漸往回移動。當反饋彈簧力增至飛重的換算軸向力平衡時，分油閥回到零位，使活塞上承受的液壓力又恢復平衡活塞也就停止不動。Pt3壓力測量裝置

Pt3壓力測量裝置如圖所示，它包括壓力波紋管1，真空波紋管2，和杠桿3、4。Pt3壓力的空氣由燃燒室進口引來。真空波紋管和Pt3壓力波紋管的材料和結(jié)構(gòu)尺寸完全相同，具有相同的特性。它們距支點O的距離相同，即l1=l2。真空波紋管的外面通大氣，Pt3波紋管的里面通大氣，當環(huán)境壓力改變時，兩個波紋管所受的環(huán)境壓力影響可互相抵消，即利用真空波紋管排隊環(huán)境壓力對Pt3壓力波紋管的影響。壓力測量裝置的輸入量為Pt3，輸出量為作用于滾輪上的力F，F(xiàn)與Pt3成正比。下垂凸輪杠桿機構(gòu)下垂凸輪杠桿機構(gòu)包括下垂凸輪3，下垂桿4（支點為c），隨動桿2和比例桿1，見圖。當操縱桿位置不變時，轉(zhuǎn)速選擇凸輪5的位置一定，使隨動桿6和7的位置及下垂桿支點c的位置一定。當轉(zhuǎn)速nH變化時，轉(zhuǎn)速測量裝置活塞8移動，帶動下垂桿繞固定支點c轉(zhuǎn)動，并通過下垂凸輪3、隨動桿2和比例桿1帶動滾輪，將感受的轉(zhuǎn)速信號轉(zhuǎn)變?yōu)闈L輪位移，使Pt3測量裝置輸出力F的力臂x變化（見下圖）。下垂凸輪杠桿機構(gòu)完成系統(tǒng)反饋信號nH的計算，保證滾輪位移x與nH轉(zhuǎn)速之間滿足給定的函數(shù)關系，即x=f1(nH)

油門放大器油門放大器如圖所示，它由角形杠桿5，壓力比閥3，小活塞2，油門活塞8，彈簧7，節(jié)流嘴1，噴嘴擋板6和平衡噴嘴擋板4等組成。油門放大器是控制器的核心，完成順饋通路與反饋回路的信號綜合，并根據(jù)綜合后的信號控制執(zhí)行元件－油門位置，即控制供往發(fā)動機的油量。轉(zhuǎn)速選擇凸輪杠桿結(jié)構(gòu)加速凸輪杠桿結(jié)構(gòu)加速凸輪9是一個凸輪軸套，空套在操縱軸11上，與油門操縱桿無聯(lián)系。加速凸輪由活塞8通過齒輪齒條傳動，它的轉(zhuǎn)動角度與nH有關，加速凸輪通過杠桿機械帶動滾輪限動釘10沿軸向移動，使?jié)L輪按加速凸輪型面給定的規(guī)律運動。如圖所示復合轉(zhuǎn)速與加速控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡略。圖中，①下垂凸輪杠桿機構(gòu)在穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速控制中起作用；②加速凸輪杠桿機構(gòu)在加速控制中起作用；虛線框包圍的部分為控制器的計算裝置部分；框外為計量裝置部分。（3）加速控制與穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)加速控制當快推油門操縱桿由慢車位置到最大位置時，轉(zhuǎn)速選擇凸輪轉(zhuǎn)過相應的角度，轉(zhuǎn)速選擇凸輪與隨動桿6的接觸點a由慢車狀態(tài)的最高位置迅速轉(zhuǎn)至最大狀態(tài)的最低位置。下垂桿4與隨動桿7的接觸點c也由最高位置降至最低位置。C點位置的大幅度變化，經(jīng)下垂桿、下垂凸輪、隨動桿2和比例桿使?jié)L輪大幅度下移，增大x，其結(jié)果會使供油量急劇增加，超過如圖所示的加速邊界線，而進入喘振區(qū)。穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)穩(wěn)態(tài)調(diào)節(jié)是指油門操作桿位置不變，飛行條件改變時，控制系統(tǒng)的工作過程。數(shù)字式電子加速控制器采用數(shù)字式電子控制器的優(yōu)點之一就是可以實現(xiàn)復雜的控制規(guī)律，而且可以通過邏輯判斷程序在不同的工作狀態(tài)下采用相應的控制規(guī)律。數(shù)字式電子加速控制器的硬件資源就是在第6章中介紹的數(shù)字式電子控制器，不需要添加額外的硬件。只是在加速時，由邏輯判斷程序選擇相應的加速控制算法，實現(xiàn)加速控制功能。由于采用數(shù)字式電子控制器，使得諸如按相似參數(shù)的復雜控制規(guī)律實現(xiàn)最優(yōu)加速控制成為可能。下面以CFM56－5B發(fā)動機數(shù)字式電子控制器的燃油控制規(guī)律說明加速控制規(guī)律是怎樣實現(xiàn)的。CFM56－5B發(fā)動機數(shù)字式電子控制器的燃油控制規(guī)律用于計算燃油計量閥的供油指令信號。該指令信號送到燃油計量裝置，以產(chǎn)生合適的燃油流量控制發(fā)動機的風扇轉(zhuǎn)速，從而提供相應的推力。供油量的指令信號的計算取決于風扇轉(zhuǎn)速的指令信號、各種安全保護限制因素和相應的控制規(guī)律。風扇轉(zhuǎn)速的指令信號由油門桿角度或自動飛行系統(tǒng)的指令、環(huán)境因素、發(fā)動機的工作狀態(tài)和有關參數(shù)等確定。在風扇轉(zhuǎn)速指令信號的計算過程中用到的重要參數(shù)有：風扇轉(zhuǎn)速，核心機轉(zhuǎn)速，2.5級換算轉(zhuǎn)速，環(huán)境靜壓，壓氣機出口靜壓，進口總壓，環(huán)境總溫，風扇進口總溫，高壓壓氣機進口總溫，馬赫數(shù)和引據(jù)狀態(tài)等。下圖為CFM56－5B發(fā)動機nH指令信號的計算。

在供油量指令信號的計算過程中采用的安全保護限制措施有：核心機轉(zhuǎn)速的限制（nH最大及最?。瑝簹鈾C出口靜壓的限制，油氣比的限制，變化速率的限制。下圖為CFM56－5B發(fā)動機的燃油控制限制示意圖。需要特別指出的是，由于采用了數(shù)字式電子控制，可以通過復雜的算法和保護邏輯實現(xiàn)最優(yōu)加減速控制，這在采用機械液壓式控制器時是難以實現(xiàn)的。

起動控制發(fā)動機起動一般分為地面起動或空中起動兩大類。地面起動是指發(fā)動機從地面靜止狀態(tài)安全可靠地加速到慢車狀態(tài)的過程，在這一階段要確保發(fā)動機不超溫、不超轉(zhuǎn)，且起動時間盡可能短；空中起動是指發(fā)動機空中熄火失去動力后重新點火、加速到慢車狀態(tài)的過程，按控制方式分類，空中起動又可細分為空中自動起動、空中遭遇起動和空中手動起動。起動控制系統(tǒng)的主要任務是執(zhí)行發(fā)動機起動邏輯和控制起動供油量，保證發(fā)動機從地面靜止狀態(tài)或空中熄火狀態(tài)可靠、穩(wěn)定地達到慢車狀態(tài)。地面起動（1）地面起動過程一個典型的燃氣渦輪發(fā)動機起動邏輯時序如圖所示。整個地面起動過程包括接通起動機，接通點火器，建立可用的燃油壓力，燃油節(jié)流閥打開，管路充填，點火燃燒，起動機脫開，起動放氣閥關閉和加速到慢車。發(fā)動機地面起動過程可分為三個階段。第一階段：從按下起動按鈕開始到點火轉(zhuǎn)速，稱為起動機帶轉(zhuǎn)階段。第二階段：從點火到起動機脫開，稱為點火階段。第三階段：從起動機脫開轉(zhuǎn)速到慢車轉(zhuǎn)速，稱為起動機脫開階段。綜上所述，發(fā)動機地面起動時對控制系統(tǒng)提出的要求是：按照預定的起動時序進行供氣、供油和點火。點火后控制合適的燃燒室油氣比，確保發(fā)動機加速平穩(wěn)，避免轉(zhuǎn)速冷懸掛、熱懸掛；同時確保渦輪后溫度不超過極限。起動時間盡可能短。（2）地面起動供油規(guī)律地面起動供油規(guī)律一般按油氣比進行控制，如圖所示。發(fā)動機從點火開始，各部件即將投入共同工作，為此，各部件之間相互制約形成各種邊界。在點火轉(zhuǎn)速要保證可靠的點燃，點火油氣比須在貧油熄火邊界以上。點火時，希望空氣壓力高，即要有較高的點火轉(zhuǎn)速。燃燒室設計溫升比高，在低轉(zhuǎn)速時，其進口氣流壓力低、流量小、氣動霧化性能差，貧油熄火邊界窄，因此要求富油點火，對于高性能發(fā)動機這個問題較為突出。點火后，還應注意燃燒室中油氣比不能太高，以免引起壓氣機失速。（3）地面起動變幾何控制開大發(fā)動機噴口面積。在起動過程中為了增大渦輪功率、加速起動過程，一般將噴品置于大面積狀態(tài)。設置壓氣機放氣閥，調(diào)節(jié)壓氣機進口可調(diào)葉片角度和前幾級靜止葉片角度。其作用是養(yǎng)活壓氣機氣動阻力和擴大壓氣機穩(wěn)定工作裕度；壓氣機進口可調(diào)葉片的開啟轉(zhuǎn)速，對起動過程的溫度突升、起動供油規(guī)律和渦輪功率等都有影響，一般通過試驗選取?？罩衅饎涌罩衅饎邮秋w行中發(fā)動機的一項安全措施。在空中飛行時由于某種原因發(fā)動機突然停車，必須在短時間內(nèi)重新起動，以便飛機在高度下降不多的情況下，能夠穩(wěn)定安全地飛行。進行空中起動需要特定的條件，必須在指定的空域和飛行速度下以指