钟华贵，刘洪凯，孙瑞礼

燃气涡轮起动机高空台高空起动试验研究

钟华贵，刘洪凯，孙瑞礼

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

介绍了某型燃气涡轮起动机在高空台进行高空起动试验的安装方式、试验条件和试验方法，并对高空起动试验结果进行了详细分析。研究表明，通过增加起动加速供油量与起动电机功率，可有效扩展燃气涡轮起动机的高空起动包线，且起动机的冷机时间对其起动特性有着显著影响。同时，在此类起动机高空台试验中，应对滑油管道提供相应的保温措施，以保证起动机在低温环境下的冷机过程中，滑油温度不至于过低而影响起动。

燃气涡轮起动机；高空模拟试车台；空中起动；辅助空中起动；供油规律；起动包线

1 引言

可靠的空中起动是现代军用喷气发动机安全工作的关键。尤其是对于单发作战飞机，一旦飞机在空中停车，如不能可靠地完成空中起动，就可能机毁人亡[1]。由于起动机可为发动机提供额外功率，加快发动机起动速度，提高空中起动能力，因此，为扩展发动机空中起动包线范围，许多发动机都采用起动机辅助空中起动的方式[2]，并规定其包线范围，如图1所示[3]。

某型发动机本不具备起动机辅助空中起动功能，但为解决其空中起动的可靠性问题，提出了起动机辅助空中起动方案。起动机辅助空中起动主要有两个问题需要解决，一是发动机风车状态下起动机输出轴与发动机的平滑啮合，二是燃气涡轮起动机的高空起动特性。

图1 发动机典型包线Fig.1 Typical operational envelope for an engine

由于为该型发动机匹配的燃气涡轮起动机，是为发动机地面起动而设计的，其起动高度仅能达到高原起动高度，对于空中起动而言显然不够。因此，必须拓宽起动机的起动边界，特别是起动高度，从而扩展辅助空中起动包线范围。

拓宽燃气涡轮起动机起动边界的主要方法，有提高起动电机脱开转速、延长起动电机脱开时间、增大起动电机功率、增大点火能量、改变供油规律等。这些手段的实施效果，最终都必须在飞行试验台或高空模拟试车台(以下简称高空台)上验证。由于飞行试验费用高，且起动试验往往调整量较大，在飞行台上专门摸索起动边界显然不经济。另外，飞行台难以达到极限天气的进气温度，而进气温度对起动的影响较为显著，因此起动边界摸索时往往需模拟极限进气温度条件，这在高空台上较易实现。

本文叙述了燃气涡轮起动机在高空台进行起动试验的方法和结果，包括起动机在高空台的安装方式、试验方法，及供油规律、电机功率、冷机时间对起动特性的影响。

2 起动机及其安装方式

燃气涡轮起动机是一种带自由涡轮的小型涡轴发动机，主要用于发动机的地面起动、冷运转、启封和油封。起动机在结构上为燃气发生器和动力输出两个单元体。起动工作方式为：通过环形径向进气装置进入压气机的空气经压缩后进入燃烧室，在燃烧室内与甩油盘喷射的燃油混合，形成的燃油空气混合气借助点火电嘴火花点燃(点火系统中设有补氧装置)，产生的高温燃气进入燃气涡轮和自由涡轮；燃气涡轮将部分燃气能量转化成带动压气机和附件旋转的机械能，自由涡轮产生的扭矩，经减速器和输出轴传送到飞机外置附件机匣传动机构，带动发动机高压转子旋转。

燃气涡轮起动机在高空舱内的安装情况如图2所示。起动机通过卡箍安装在与电涡流测功机相连的安装座上，其输出轴与测功机轴的同轴度优于0.05 mm。由于起动机的排气是通过排气收集管排到高空舱出气管道，因而起动机的进排气口几乎在相同的高空环境中，确保了起动过程中进排气压差在1.5 kPa内。试验时舱内最低温度达-50℃，低于测功机的正常工作温度，因此在测功机外面加装了一层保温罩。另外，为减小环境气流温度对燃油和滑油的影响，对舱内与起动机相连的燃油管和滑油管也实施了保温措施。

图2 高空舱内起动机安装示意图Fig.2 The starter in an altitude simulated cell

3 试验测试方法

在高空舱水平中心平面上均布6支PT100热电阻测量舱内气流温度。由于舱内气流速度不到2 m/s，因此在舱壁均布6个测压孔，通过DSA3017电子扫描阀测量气流总压。燃油流量用CLG-4涡轮流量计测量，排气温度用机载K型温度传感器测量，压气机出口压力由DSA3017电子扫描阀测量，转速和涡轮流量计的转动频率引入VXI系统采用测周期的方法测量。

起动机的进气压力由模拟高度计算得到；进气温度除了标准大气温度外，还包括相应高度下时间风险率为5%的低气温和高气温。高空起动试验主要进气参数如表1所示。

表1 高空起动试验进气参数Table 1 Air pressure and temperature for air start test

每次起动前，首先调节高空舱内气流的温度和压力，使之符合起动机进气要求。为确保起动过程中气流压力稳定，高空舱气流流量控制在起动机所需流量的2～3倍。由于缺乏空中起动条件下的起动机负载特性，起动机起动过程的加载按地面试验进行(即输出轴转速的时间历程满足图3的要求)，通过测功机自动调节负载大小来实现。还配置了一套以PLC控制器为平台的起动机自动控制系统，起动机的脱开保护时间、点火时间、滑油压力保护及补氧时间，均可根据需要进行调整。

图3 输出轴转速变化要求Fig.3 The requirements for output speed curves

起动机高空起动考核时，若起动成功，控制两次起动时间间隔不小于10 min，且进出口温差不大于20℃。连续三次起动成功才认为起动机在该状态下起动成功。

4 供油规律对起动的影响

供油规律是影响起动的最主要因素。起动机起动过程中的供油量，由起动加速控制器(图4[4])控制调节。起动机高空模拟试验过程中，对加速控制器的调整螺钉进行了一次调整：Ⅰ号、Ⅱ号调整螺钉分别向顺时针和逆时针各旋转一个角度。因Ⅰ号调整螺钉顺时针方向旋转时将推动加速活门向左移动，增大了加速活门的起始开度，达到了增大起动燃油流量的目的。

图4 起动加速控制器Fig.4 Diagram of controller for start and acceleration

起动加速供油规律调整前后，假起动转速与燃油流量的时间历程如图5所示。可见，调整前后燃气涡轮的转速几乎相同，但调整后燃油流量明显增大15%左右。另外，在供油的起始阶段，测量的燃油流量有一个峰值，但燃油调节器并未设置燃油激增活门。通过分析燃油调节器及其连接的燃油管发现，燃油调节器上有一个向发动机油箱放油的接头(简称回油接头)，且该接头是调节器低压油路的出口。试验过程中，回油接头与起动机供油管之间连接一根长约3 m的回油管，低压燃油通过回油管流到供油管，如图6所示。由于回油管较长，在供油初期的短时间内，燃油调节器排出的低压燃油尚未回到供油管，流量计测量的燃油流量是燃油泵吸入的全部燃油流量，也是进入燃烧室的流量与回油流量之和；直到低压燃油全部回到供油管，测量的燃油流量与进入燃烧室的燃油流量才相等。因此，初期测量的燃油流量远高于进入燃烧室的燃油流量，从而造成测量的燃油流量存在一异常峰值。冷运转过程也存在同样情况：虽然实际上不向燃烧室供油，但仍存在一个短暂的燃油流量峰值，且该峰值与假起动燃油流量峰值相当(图7)。因此，在本文的起动供油图谱中，均存在一个异常燃油流量峰值。

在起动加速供油规律调整前，高度6.0 km/进气温度-20℃和5.0 km/-30℃以下的起动失败；调整后，6.0 km/-40℃以上能成功起动。由此可见，起动加速供油量的增加，能有效拓宽起动机起动边界。

图5 供油规律调整前后假起动数据对比Fig.5 Wet cranking parameter contrast before and after adjusting fuel feeding law

图6 起动机燃油管路连接示意图Fig.6 Diagram of starter fuel duct connection

图7 典型冷运转图谱Fig.7 Parametric variation for typical dry cranking

调整前后，地面起动与空中起动的供油量和排气温度与燃气涡轮转速的关系如图8所示。可见，调整后起动加速供油量明显增加，但涡轮排气温度变化并不明显。可以预计，起动加速供油量还有增加的余地，从而更有效地扩展起动包线。

图8 地面起动和空中起动的供油与排气温度曲线Fig.8 Fuel flow rate and exhaust temperature variation of ground starting and air starting

从图4中起动加速控制器的结构可看出，起动加速控制器的初始位置一经确定，加速活门的开度就取决于膜盒内腔的压力p3(与压气机出口压力相同)。p3增大，膜盒膨胀推动杠杆向左移动，从而加大加速活门的开度，增大供油量。基于膜盒的弹性与杠杆特性，显然加速活门的位移与p3成正比，即加速供油量与p3成线性关系。不同高度下，起动加速供油量与p3的关系如图9所示(图中的台阶是测量装置频响不匹配所致，下同）。高度越低，初始p3越高，加速活门初始开度越大，初始供油量越高(忽略前述燃油流量异常峰值的影响)，如图10所示。

图9 不同高度下供油量与p3的关系Fig.9 Fuel flow rate variation withp3at different simulating altitude

图10不同高度下的起动加速供油规律Fig.10 Fuel flow rate variation with gas generator rotational speed at different simulating altitude

图11 是相同高度、不同进气温度下起动加速供油量与p3的关系，相同的线性关系同样存在。虽然模拟高度相同，但由于温度差别引起换算转速差别，造成p3与转速的关系不同，如图12所示。可见，起动加速供油量与压气机出口p3成线性关系，与进气压力和温度无关。

图11 不同温度下供油量与p3的关系Fig.11 Fuel flow rate variation withp3at different temperature

图12 不同温度下p3与转速的关系Fig.12p3variation with gas generator rotational speed at different temperature

5 起动电机功率的影响

在高空起动试验中，更换了一次起动电机，以增大起动电机功率。为便于对比，两次冷运转的环境条件几乎相同，且距前次起动均在24 h以上，起动机处于完全冷却状态。两次冷运转时的环境温度Tam与排气温度T9如表2所示，更换起动电机前后冷运转曲线对比如图13所示。可见，冷运转过程中起动电压几乎完全相同，但更换电机后冷运转稳定转速高400 r/min左右，稳定转速下的电流低10 A左右，电机的带转能力有所提高。

更换电机前，6.0 km/-45℃与6.5 km/-25℃状态起动失败；更换电机后，6.0 km/-50℃与6.5 km/-35℃起动成功。虽然更换大功率起动电机后带转能力提高不如预计明显，但仍有效地扩展了起动边界。

表2 两次冷运转环境参数对比Table 2 Ambient parametric contrast between two dry crankings

图13 更换电机前后冷运转对比Fig.13 Dry cranking parametric contrast before and after replacing electric starter

6 起动机冷机时间对起动的影响

在起动机高空起动调试过程中，相同起动机状态下，5.5 km/-30℃条件下三次起动均成功，而5.5 km/-25℃条件下有两次起动不成功。分析发现，在5.5 km/-25℃不成功起动前，起动机已进行过5次起动。按起动规程，起动机要在-25℃左右环境温度冷机30 min才开始进行5.5 km/-25℃的起动。而在5.5 km/-30℃状态起动的前一次起动成功，且间隔时间约5 min左右。可见，相近进气条件下，两个状态起动成功与否的主要差别，是起动机起动前在低温下的冷机时间不同。高空舱内的起动机处于流动的冷空气环境中，因而起动机停车后，起动机机体的温度下降较快，且冷机时间越长温度越低。起动机温度降低，一方面使得转子轴承及其粘附的滑油温度降低，粘度增大，增加了转子的阻力矩，转子开始旋转和起动电机脱开的时间等均有不同程度增加，起动变难[5～7]；另一方面，由于换热的影响，供给燃烧室的燃油的温度也降低，燃油雾化变差，不利于点火和燃烧[5，7，8]。这两方面原因使机体温度的降低对起动有较大影响，且负温条件下尤为显著。为使起动机的起动状态具有一致性，在起动机高空起动考核试验中，规定两次起动时间间隔不小于10 min，且进出口温差不大于20℃。实际试验过程中，10 min足以将起动机进出口温差降到20℃以下。

基于上述原因，由于无法获知空中飞行过程中起动机机体所处的热平衡状态，高空台试验也无法完全模拟该状态，因此，高空台试验与飞行试验的起动边界会有一定差别。

7 低温对滑油压力的影响

高空起动试验中，起动机的滑油箱置于舱外，滑油箱与起动机滑油泵进口之间用管道连接。在低温起动试验中，滑油管处于冷气环境，冷机过程中管内滑油不流动，使得滑油温度逐渐降低到舱内环境温度。起动初期，由于低温滑油的粘性大，导致滑油泵抽吸能力不足，滑油泵后压力难以建立，无法满足泵后压力15 s达到表压0.1 MPa的要求。图14为6.0 km/-49℃状态下的起动时间历程曲线。由于环境温度低，滑油压力在36 s左右才达到表压0.1 MPa的保护值，如果不取消滑油压力保护，起动显然不能成功。因此，在起动机高空起动试验中，需取消滑油压力保护这一限制，以确保起动成功。建议在以后的起动机高空台起动试验中，为保证起动机安全，高空舱内滑油管道采取电伴热保温措施。

图14 典型高空低温起动特性曲线Fig.14 Typical high altitude and low temperature start characteristic

8 结论

燃气涡轮起动机在高空台的安装连接方式与试验方法满足起动机高空起动试验要求的条件下，通过调整供油规律与电机功率，使得该型起动机在6.0 km高度、5%时间风险率的温度范围内可靠起动，完成了起动机空中起动包线扩展试验验证。试验结果表明，增加起动加速供油量，能有效扩展起动机的空中起动边界，且加速阶段的燃油流量只与压气机出口压力有关，压气机出口压力越高，燃油流量越大；增加电机功率虽然对带转转速贡献不显著，但仍明显地扩展了起动边界；起动机的冷机时间，对其起动特性有着显著影响。同时，在此类起动机高空台试验中，应对滑油供油管提供相应的保温措施，以保证起动机在低温环境下的冷机过程中，滑油温度不至于过低而影响起动。

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《燃气涡轮试验与研究》声明

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Experimental Study on Altitude Start for a Gas Turbine Starter in Altitude Simulated Cell

ZHONG Hua-gui，LIU Hong-kai，SUN Rui-li
(China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Fixing mode,test conditions and test methods of altitude start for a gas turbine starter in altitude simulated cell were present.The testing results were analyzed detailedly.Fuel supply control law of start and acceleration,starter power and the time interval between two starts played great roles on the start enve⁃lope.Through increasing fuel flow rate for start and acceleration and starter power,air start envelope was ef⁃fectively widened.During the test of starter in altitude simulated cell,the heat preservation measures for oil ducts should be employed so that the starter could be started in low temperature environment.

gas turbine starter；altitude simulated cell；altitude start；assisted air start；fuel supply control law；start envelope

V233.6+3；V241.06

A

1672-2620(2013)05-0001-06

2013-02-19；

2013-09-03

钟华贵(1969-)，男，四川泸县人，研究员，从事航空发动机燃烧室设计与试验研究及发动机整机试验技术研究。