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摘 要:战争从平面走向立体,争夺制空权成了战争最重要的一环。争夺制空权离不开高性能的战斗机,而战斗机最重要的组成部分——发动机,决定着飞机的安全和性能。飞机性能的不断提高,对动力装置的要求越来越高,为了满足燃油控制系统的功能要求,有必要对发动机的调节计划进行分析。本文分析了某型发动机最大和加力状态的控制计划。通过分析调节计划,对于提高发动机性能、增强发动机可维护性,都具有非常重要的意义。
关键词:推进系统 稳态控制规律 最大 加力 稳态性能
中图分类号:TH12 文献标识码:A 文章编号:1672-3791(2011)09(a)-0049-02
目前,世界军用发动机大多是采用双涵道、双轴,涡轮后内、外涵道气流混合、共用加力燃烧室和可调全状态超音速尾喷管的高性能涡轮风扇发动机。本文介绍了其中某型发动机的调节计划,其调节计划采用全程多元复合控制的调节计划,多个调节中介同时或交替进行调节,某些特性实行换算参数调节,使发动机多个参数呈现复合而非单一的变化特性,从而充分发挥发动机的性能,并获得较好的使用经济性、工作稳定性,全面满足飞机较大飞行范围和较好机动性的战术要求。
1 某型发动机最大和加力状态控制计划
发动机控制計划是根据飞机的飞行任务和发动机的工作特点制定的,它的目的是保证安全可靠的前提下,保障飞行任务的圆满完成。一旦给出了发动机的控制规律,就保证在每一个稳定的工作状态下,发动机的全部参数与外界条件之间是单值关系。稳态控制是指当外界飞行条件改变时,发动机参数应相应变化保持给定的发动机稳态工作点的控制。它可以是保持某一参数恒定的自动稳定控制,也可以是使被调参数按某一规律变化的复合控制。
某型发动机是几何通道可调的发动机,所以需要两个以上的参数。一个通过控制供给发动机的燃油进行控制,另一个则需要调节几何通道的方法来实现。
给定控制规律归根结底是为了得到最有利的发动机特性变化和保证发动机工作可靠。发动机调节参数的选择原则是:该参数能反映发动机工作过程特征;该参数能表征发动机工作状态的性能和稳定性;该参数表征发动机的强度结构;在飞行条件变化时,该参数易于被精确测量。某型发动机在节流状态选择高压转子转速n2作为被调参数,采用液压—机械控制器控制。而在最大和加力状态采用复合控制计划,由液压—机械控制器、模拟式电子控制器等控制装置实施控制,高压转子转速n2作为备用控制参数,用来保证发动机的安全。这种复合调节计划的优点就是提高发动机的稳定工作范围,且在设计点附近又能充分发挥发动机的性能。
1.1 最大状态控制计划
最大状态采用双变量控制,用燃油流量Wf调节低压转子转速n1或涡轮后燃气温度T4*,用喷管临界面积Ae调节涡轮落压比。为保证发动机在宽广的工作范围内都能安全可靠高效的工作,发动机的调节计划采用随飞行条件变化而分段调节的复合调节计划,其分段表达式为:
(1)当T1*＜T01时,n1np=n1npmax,Ae=常数。
(2)当T01≤T1*＜T02时,n1=n1max,Ae=常数。
(3)当T02≤T1*＜T03,T4*＝T4*max,πT*Σ=常数。
(4)当T03≤T1*≤T04,T4*＝T4*max +T02*(T1*-T03)/85,πT*Σ=常数。
喷口—加力控制器操纵摇臂αPYд大于62度后,落压比控制器调节喷口临界截面积的大小,保持涡轮落压比不变。但在 T1* T1* T1*=(T01～T02),为保证最大空气流量和推力,综合调节器的n1调节通道保持n1=n1max不变,喷管临界截面积保持不变,n2、T4随T1*升高而增加,πT随T1*升高而减小,T1*=T02时,T4*增加到T4*max,πT减小到πTmin。
T1*=(T02～T03),为保证发动机最大推力和最高燃气温度,综合调节器的T4*调节通道调节供油量,保持T4*＝T4*max,落压比控制器调节喷管临界截面积,保持πT＝常数,n1、n2随T1升高而减小。
T1*=(T03～T04),为保证飞机大速度飞行时发动机的最大推力,综合调节器的T4*调节通道调节供油量,使T4*随T1*升高而直线增加T02,落压比控制器调节喷管临界截面积,保持πT＝常数,n1、n2随T1*升高而增加。
n1=f(T1*)、T4*=f(T1*)、πT＝f(T1*)确定后,n2=f(T1*)由发动机的气动热力过程确定。由于综合调节器的n2调节通道和燃油泵—控制器中的n2max的调整值比发动机工作过程中实际能达到的值大,因而它们不参与实际过程的控制,只是一个备用调节器。
1.2 加力控制计划
加力状态采用多变量控制,用燃油流量Wf调节低压转子转速或涡轮后燃气温度T4*,用加力燃油流量Wfaf调节加力燃烧室温度,用喷管临界面积调节涡轮落压比,用压气机叶片角α1、α2调节压气机的稳定工作裕度。因而发动机的调节计划采用随飞行条件变化而分段调节的复合调节计划,其分段表达式如下。
(1)当T1*＜T01时,n1np=n1npmax,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=变数)。
(2)当T01≤T1*＜T02时,n1=n1max,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
(3)当T02≤T1*＜T03,T4*＝T4*max,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
(4)当T03≤T1*≤T04,T4*＝T4*max+T02*(T1*-T03)/85,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
加力状态,n1、n2、α1、α2的控制规律和最大状态相同,T4*则向增大方向平移(15±5)℃,在H>H0和T1*>TH条件下,T4*则再向增大方向移动(15±5)℃,并不再随T1*而变化。
加力燃烧室的油气比Wfaf/P2由加力燃油控制器调节,保证T1*〉T02时,发动机总余气系数α∑=常数;T1* 喷管临界截面积由落压比控制器调节。随T1*升高,喷管临界界面激增大,在T1*升高较多情况下,喷管临界界面机可以放大至被机械限动的最大喷口面积而不能再放大。此后,随T1*升高,涡轮落压比πT会逐渐减小,同时引起n1、n2的减小。
加力状态是发动机在最大推力状态下,通过加力燃烧室再增加发动机的推力,并要求主系统的工作不受干扰。因此,主系统的调节采用最大状态的调节计划,而加力系统的调节通过调节加力燃油流量来控制加力燃烧室的温度。加力的目的是在发动机最大推力的基础上,提供飞机短时需要的更大推力,追求给定条件下的最大加力比(加力和不加力时的推力比),而又不影响主系统的工作状态,是加力状态控制规律的一般要求。
发动机加力状态开环控制规律的目的在于维持主状态不变,以保证加力过程的顺利进行,喷口直径的无级调,为实现上述目的提供了良好的技术保证。
加力状态采用開闭环结合的复合控制规律,加力供油分为五个区,三个压力段,开式调节加力供油量。加力供油量公式可表示为式1。
GTΦ=f[P2·f(T1*),αPYд] (式1)
以喷口面积Fc为调节中介,闭式调节涡轮出口落压比πT＝常数,以保持最大状态参数稳定。
当全加力状态时,GTΦ=P2f(T1*)开式调节总余气系数αΣ=C,以获得发动机最大推力。
2 不同大气温度条件下
2.1 当大气温度低于T02时的调整
当发动机进口大气温度低于T02时,在最大状态发动机采用的调节计划是n1max=C,Ae=C。其主要目的是在强度条件限制下突出发动机的速度特性。在这一阶段,n2和T4*随着T1*的升高而增大,而ЛT*∑则逐渐减小。在加力状态的控制通过调节加力供油量来完成。为了保证加力飞行中的最大推力,采用α∑=const控制规律,近似保持T4*фmax=const。当T1*＜T02时,为了保持加力燃烧室的稳定工作,使α∑随T1*的减小不断增大。
2.2 当大气温度高于T02时的调整
当发动机进口大气温度高于T02时,采用的调节计划是T4*max=C,ЛT*∑=C,n1、n2随T1*的升高而降低。其主要目的是保证发动机的最大推力和最高燃气温度。
由于T4*max=C,ЛT*∑=C控制规律所以此时就不存在最大和加力状态的T4*差值不符合要求的情况,需要注意的只是n1、n2转差以及当T4*在规定范围内时,各参数的匹配,另外在温度较高时容易出现T3*偏高的情况。
3 结语
综上所述通过对控制规律的分析,从原理上阐述了调整机理。如何通过对发动机在不同进口大气温度条件下,保证发动机能够在各种工况下具有足够的稳定裕度,同时发挥最大的效率。在该型发动机的控制规律是硬件固化于发动机控制用综合调节器内的,控制规律的调整只有通过改变硬件电路的设计才能实现,这样做极其困难而且也是不可能的。若要从根本上设计成为全权限数字电子控制系统(FADEC),通过改变软件的方法就可以方便的改变发动机的调节计划。因此建议某型发动机自动调节系统在有条件允许的情况下,开展FADEC技术的研究,从技术发展的角度来说是非常必要的和有实际工程意义的。
参考文献
[1] 加力涡扇发动机控制[J].空军工程学院,1998,12.
[2] 飞机推进系统控制[J].空军工程学院,1997.
[3] 航空推进系统控制[M].西北工业大学出版社,1995.
关键词:推进系统 稳态控制规律 最大 加力 稳态性能
中图分类号:TH12 文献标识码:A 文章编号:1672-3791(2011)09(a)-0049-02
目前,世界军用发动机大多是采用双涵道、双轴,涡轮后内、外涵道气流混合、共用加力燃烧室和可调全状态超音速尾喷管的高性能涡轮风扇发动机。本文介绍了其中某型发动机的调节计划,其调节计划采用全程多元复合控制的调节计划,多个调节中介同时或交替进行调节,某些特性实行换算参数调节,使发动机多个参数呈现复合而非单一的变化特性,从而充分发挥发动机的性能,并获得较好的使用经济性、工作稳定性,全面满足飞机较大飞行范围和较好机动性的战术要求。
1 某型发动机最大和加力状态控制计划
发动机控制計划是根据飞机的飞行任务和发动机的工作特点制定的,它的目的是保证安全可靠的前提下,保障飞行任务的圆满完成。一旦给出了发动机的控制规律,就保证在每一个稳定的工作状态下,发动机的全部参数与外界条件之间是单值关系。稳态控制是指当外界飞行条件改变时,发动机参数应相应变化保持给定的发动机稳态工作点的控制。它可以是保持某一参数恒定的自动稳定控制,也可以是使被调参数按某一规律变化的复合控制。
某型发动机是几何通道可调的发动机,所以需要两个以上的参数。一个通过控制供给发动机的燃油进行控制,另一个则需要调节几何通道的方法来实现。
给定控制规律归根结底是为了得到最有利的发动机特性变化和保证发动机工作可靠。发动机调节参数的选择原则是:该参数能反映发动机工作过程特征;该参数能表征发动机工作状态的性能和稳定性;该参数表征发动机的强度结构;在飞行条件变化时,该参数易于被精确测量。某型发动机在节流状态选择高压转子转速n2作为被调参数,采用液压—机械控制器控制。而在最大和加力状态采用复合控制计划,由液压—机械控制器、模拟式电子控制器等控制装置实施控制,高压转子转速n2作为备用控制参数,用来保证发动机的安全。这种复合调节计划的优点就是提高发动机的稳定工作范围,且在设计点附近又能充分发挥发动机的性能。
1.1 最大状态控制计划
最大状态采用双变量控制,用燃油流量Wf调节低压转子转速n1或涡轮后燃气温度T4*,用喷管临界面积Ae调节涡轮落压比。为保证发动机在宽广的工作范围内都能安全可靠高效的工作,发动机的调节计划采用随飞行条件变化而分段调节的复合调节计划,其分段表达式为:
(1)当T1*＜T01时,n1np=n1npmax,Ae=常数。
(2)当T01≤T1*＜T02时,n1=n1max,Ae=常数。
(3)当T02≤T1*＜T03,T4*＝T4*max,πT*Σ=常数。
(4)当T03≤T1*≤T04,T4*＝T4*max +T02*(T1*-T03)/85,πT*Σ=常数。
喷口—加力控制器操纵摇臂αPYд大于62度后,落压比控制器调节喷口临界截面积的大小,保持涡轮落压比不变。但在 T1*
T1*=(T02～T03),为保证发动机最大推力和最高燃气温度,综合调节器的T4*调节通道调节供油量,保持T4*＝T4*max,落压比控制器调节喷管临界截面积,保持πT＝常数,n1、n2随T1升高而减小。
T1*=(T03～T04),为保证飞机大速度飞行时发动机的最大推力,综合调节器的T4*调节通道调节供油量,使T4*随T1*升高而直线增加T02,落压比控制器调节喷管临界截面积,保持πT＝常数,n1、n2随T1*升高而增加。
n1=f(T1*)、T4*=f(T1*)、πT＝f(T1*)确定后,n2=f(T1*)由发动机的气动热力过程确定。由于综合调节器的n2调节通道和燃油泵—控制器中的n2max的调整值比发动机工作过程中实际能达到的值大,因而它们不参与实际过程的控制,只是一个备用调节器。
1.2 加力控制计划
加力状态采用多变量控制,用燃油流量Wf调节低压转子转速或涡轮后燃气温度T4*,用加力燃油流量Wfaf调节加力燃烧室温度,用喷管临界面积调节涡轮落压比,用压气机叶片角α1、α2调节压气机的稳定工作裕度。因而发动机的调节计划采用随飞行条件变化而分段调节的复合调节计划,其分段表达式如下。
(1)当T1*＜T01时,n1np=n1npmax,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=变数)。
(2)当T01≤T1*＜T02时,n1=n1max,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
(3)当T02≤T1*＜T03,T4*＝T4*max,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
(4)当T03≤T1*≤T04,T4*＝T4*max+T02*(T1*-T03)/85,πT*Σ=常数,GTΦ/P2·=f(T1*),(α=常数)。
加力状态,n1、n2、α1、α2的控制规律和最大状态相同,T4*则向增大方向平移(15±5)℃,在H>H0和T1*>TH条件下,T4*则再向增大方向移动(15±5)℃,并不再随T1*而变化。
加力燃烧室的油气比Wfaf/P2由加力燃油控制器调节,保证T1*〉T02时,发动机总余气系数α∑=常数;T1*
加力状态是发动机在最大推力状态下,通过加力燃烧室再增加发动机的推力,并要求主系统的工作不受干扰。因此,主系统的调节采用最大状态的调节计划,而加力系统的调节通过调节加力燃油流量来控制加力燃烧室的温度。加力的目的是在发动机最大推力的基础上,提供飞机短时需要的更大推力,追求给定条件下的最大加力比(加力和不加力时的推力比),而又不影响主系统的工作状态,是加力状态控制规律的一般要求。
发动机加力状态开环控制规律的目的在于维持主状态不变,以保证加力过程的顺利进行,喷口直径的无级调,为实现上述目的提供了良好的技术保证。
加力状态采用開闭环结合的复合控制规律,加力供油分为五个区,三个压力段,开式调节加力供油量。加力供油量公式可表示为式1。
GTΦ=f[P2·f(T1*),αPYд] (式1)
以喷口面积Fc为调节中介,闭式调节涡轮出口落压比πT＝常数,以保持最大状态参数稳定。
当全加力状态时,GTΦ=P2f(T1*)开式调节总余气系数αΣ=C,以获得发动机最大推力。
2 不同大气温度条件下
2.1 当大气温度低于T02时的调整
当发动机进口大气温度低于T02时,在最大状态发动机采用的调节计划是n1max=C,Ae=C。其主要目的是在强度条件限制下突出发动机的速度特性。在这一阶段,n2和T4*随着T1*的升高而增大,而ЛT*∑则逐渐减小。在加力状态的控制通过调节加力供油量来完成。为了保证加力飞行中的最大推力,采用α∑=const控制规律,近似保持T4*фmax=const。当T1*＜T02时,为了保持加力燃烧室的稳定工作,使α∑随T1*的减小不断增大。
2.2 当大气温度高于T02时的调整
当发动机进口大气温度高于T02时,采用的调节计划是T4*max=C,ЛT*∑=C,n1、n2随T1*的升高而降低。其主要目的是保证发动机的最大推力和最高燃气温度。
由于T4*max=C,ЛT*∑=C控制规律所以此时就不存在最大和加力状态的T4*差值不符合要求的情况,需要注意的只是n1、n2转差以及当T4*在规定范围内时,各参数的匹配,另外在温度较高时容易出现T3*偏高的情况。
3 结语
综上所述通过对控制规律的分析,从原理上阐述了调整机理。如何通过对发动机在不同进口大气温度条件下,保证发动机能够在各种工况下具有足够的稳定裕度,同时发挥最大的效率。在该型发动机的控制规律是硬件固化于发动机控制用综合调节器内的,控制规律的调整只有通过改变硬件电路的设计才能实现,这样做极其困难而且也是不可能的。若要从根本上设计成为全权限数字电子控制系统(FADEC),通过改变软件的方法就可以方便的改变发动机的调节计划。因此建议某型发动机自动调节系统在有条件允许的情况下,开展FADEC技术的研究,从技术发展的角度来说是非常必要的和有实际工程意义的。
参考文献
[1] 加力涡扇发动机控制[J].空军工程学院,1998,12.
[2] 飞机推进系统控制[J].空军工程学院,1997.
[3] 航空推进系统控制[M].西北工业大学出版社,1995.