■ 李轲 马文杰 寇争利 杨蕊/国营锦江机器厂

0 引言

发动机的运转伴随复杂的热力过程，发动机在地面试车和空中飞行两种条件下耗油量差别巨大，如果没有控制系统对发动机的供油量进行控制，发动机将超温或富油熄火无法运转。因此，发动机控制系统设计的目的就是使其在不同的工作状态和工作条件下都能稳定、可靠地运行，充分发挥发动机的性能[1]。

航空发动机控制系统的基本要求，一是在外界飞行条件发生变化时最大限度地发挥发动机本身的潜力，在需要加速时将发动机推力提高到最大，在巡航时将发动机的耗油量调节到最小以保证长时间的续航能力；二是发动机在慢车或最大状态工作时保证工作参数的稳定，在过渡态工作时调节过程要灵敏；三是在不同的飞行条件下，防止发动机出现喘振、排温高等大的故障。现代航空发动机的控制系统主要用于控制燃烧室的供油量，以控制发动机的其他工作参数，如转速、推力[2]等。

1 稳态控制规律

某型发动机稳态控制规律为：当进气总压Pt1为760mmHg 时，进气总温Tt1在+15 ～+60℃范围内，由转速控制系统调节供油量，保持高压转子转速N2不变；进气总温Tt1在-60 ～+15℃范围内，由燃油流量控制系统调节供油量，保持发动机燃油流量Wf不变，如图1所示。

图1 稳态控制规律

该型发动机的稳态控制包括转速控制系统和燃油流量控制系统两部分。发动机稳定工作状态控制系统原理如图2所示。

图2 稳态控制系统图

1.1 转速控制系统的工作

1）油门不动，外界条件变化时

飞机飞行条件发生变化如H变高时，由于高度变高，空气稀薄，进入发动机的空气流量Wa减小，若保持油气比不变，需油量Wf也应减小。这时供油量未变，供油量比耗油量高，故高压转子转速上升。N2增加，飞重的换算离心力增大，水平传力杆克服弹簧力右移，使反馈杆控制回油孔开度增大，因此与计量油针固定连接的活塞右腔回油增大，压力减小，活塞将带动油针一同右移，关小油针控制的通油面积，使发动机供到燃烧室的油减少，发动机的转速回降到原来的数值。

由于油门未动，油门凸轮控制的弹簧预压力没有变化，重新平衡后，飞重的离心力也无变化，故N2数值与调节前相同。

2）推收油门时

推油门时，油门控制的弹簧预紧力增大，水平传力杆向左移动，使得反馈杆控制的回油孔开度减小，回油量减小，因此油针左移，通油面积增大，供给发动机的燃油增大，N2升高。调节结束时，由于弹簧力变大，N2也增大。同理，收油门时，N2减小。

1.2 燃油流量控制系统的工作

1）油门不动，外界条件变化时

发动机在燃油流量控制系统调节时，Pt1＞760mmHg，故给定的压差ΔP0=0.392MPa 不变。若高度升高，空气流量降低，油气比增大，发动机转速上升，油针前后压差ΔP将变大。由压差测量感受到ΔP的变化，由比较和放大装置自动减小供油量，使ΔP=ΔP0，此时油门杆未动，计量油针开度未变，故供油量Wf保持不变。

2）推收油门时

推油门时，遮蔽套左移，油针上的出油孔开度变小，这样活塞右腔高压油经油针空腔的出油量减小，活塞右腔压力升高，使活塞连同油针左移，油针控制的通油开度增大。同时，油针左移，油针右侧的出油孔开度增大，活塞右腔压力减小，活塞左移速度减慢，最后油针停在新的位置。由于油针的通油开度增大而压差给定装置给定的压差ΔP0未变，油针前后压差ΔP未变，故供油量增大。

2 过渡态控制规律

发动机过渡态包含从起动、加速、减速到停车的过程。

2.1 点火到慢车

发动机点火后，燃烧室开始燃烧，起动控制电路使停车电磁活门通电工作，回油活门左弹簧腔与齿轮泵进口的回油通道沟通，回油活门左移，打开回油路，齿轮泵出口的油大部分经回油活门回油泵进口，出口油压很小，不能克服燃油调节器内液压控制器的各种阻力而供往喷嘴。

停车电磁活门断电后，燃油泵出口压力增大。发动机刚起动时，转速较小，单向活门关闭，齿轮泵出口油只能通过限流嘴经燃油最小流量活门进入喷嘴，流量为85kg/h，并在以后过程中一直保持该流量供油。

定压活门油压增加到0.98MPa，由于此时转速尚小，转速控制系统摆锤活门打不开，计量活门活塞右腔从定压活门出口来的油压推动活门带动计量油针，计量油针一直左移到流量控制器滑套，使回油孔打开回油，活塞右腔力减小到与左腔平衡，计量活门开度即为慢车开度。

发动机转速在空气起动机和自身涡轮的带动下继续增大，单向活门打开，齿轮泵出口油通过单向活门进入主计量油针，主计量油针孔前后油压差逐渐增加，通过主计量油针的供油量开始增加，N2大约增加到21%。

整个慢车状态没有使主油针左移的因素，故其开度保持不变，但活门前后压差会随着供油量的增加而逐渐增大，直到达到压差调节器设定的值，标准状态为0.392MPa。由压差控制器控制ΔP=ΔP0保持不变，总起动供油量增加到165kg/h，并保持在这一数值。

随着N2继续增加，起动计量活门仍未打开，起动供油量稳定在165kg/h。当高压转子转速增加到26%左右，Pn压力增加到0.043MPa。Pn压力开始推动起动计量油针的薄膜右移，活门打开油路，起动计量油针开始供油。

随着转速继续增大，Pn不断增大，起动计量活门的供油开度不断增大，起动供油量也不断增加，当N2增加到大约46.7%时，转速指令压力增加到0.086MPa，起动计量活门开到最大，总起动供油量增加到260kg/h并保持不变，如图3 所示。

图3 起动控制图

当N2继续增加到略超过设定的慢车转速56%时，转速控制系统摆锤活门P 口打开回油，计量油针右移关小开度，使供油量减小到慢车供油量，保持慢车转速不变。

2.2 加、减速过程

加速供油量控制要保证推油门加速过程中的供油量按供油量特性规律增加，即开始时突增，中段以较慢的速度增加，最后以较快的速度增加，如图4所示。

推油门加速时，转速控制系统、燃油流量控制系统使调节油口关闭，计量油针活塞右腔油压迅速增大，计量油针左移。同时活塞中间腔的压力也会升高，顶开单向活门，使活塞左移不受阻。

活塞开始左移时，活塞左腔油压突然增大，稳定器、蓄压器的薄膜右腔压力也增大，蓄压器薄膜左移，右腔可以储存一部分燃油，保证计量活门油针突然左移一段距离时供油量突增20～50kg/h。

计量油针活塞左腔油压增大后，经加速供油特性第一阶段层板节流器回油，节流器降低回油速度，活塞左移变慢，降低供油量增加速度。

随着活塞左移，计量油针通过加速杠杆组件不断克服弹簧力而反时针方向转动，活塞左移一段距离后，加速杠杆组件打开节流嘴，使活塞左腔的油通过加速第二层板节流器回低压腔，活塞左腔回油阻力减小，活塞左移速度加快，供油量增加变快，且随限流嘴的开大进一步加快，当活塞左移到最大状态供油量调整螺钉限位时，供油量增加到最大。如果不是加速到最大状态的情况，活塞左移的位置由转速控制系统或燃油流量控制系统控制。

快收油门减速时，遮蔽套迅速右移，油针孔外露，活塞右腔通低压，因此活塞右移。活塞右移速度受单向活门节流器控制，直到活塞受力重新平衡时，减速过程结束。

3 发动机最大状态及高度速度特性

3.1 最大状态特性

在地面静止、大气压强P=1.01MPa条件下，发动机工作在最大状态时的特性如下。

当环境温度t0≤15℃时，发动机由燃油流量控制系统控制，保持其供油量不变。控制规律为Wf=常数。

选择高压涡轮导向器喉部最小截面为参考截面，由流量公式可知：

此时，燃油供油量Wf在燃油调节器的控制下保持不变，涡轮前温度Tt4升高。而压气机增压比πc减小，Pt4也相应减小，故发动机空气流量Wa减小。由涡轮功公式：

可知，涡轮功增大，高压转子转速和低压转子转速都增加。

大气温度升高时，还使得压气机出现“前重后轻”的现象[2]，即低压压气机需功量变大，高压压气机需功量变小，因此高压转子转速比低压转子转速增加得快。

虽然涡轮前温度增加，单位推力Fs增加，但由于空气流量Wa减小，推力F减小。

若外界空气温度继续上升，当t0=15℃时，高压转子转速将达到转速控制系统设定的转速，此时由转速控制系统调节供油量，保持N2转速不变。控制规律变为N2=常数。

Tt0继续升高，换算转速减小，增压比减小，由压气机特性可知，空气流量减小。另一方面，此时增压比降低，喷口截面的相对密流q（λ8）继续降低，低压涡轮落压比πTL降低。

且低压涡轮导向器将不能再保持临界或超临界状态，低压涡轮导向器的气体相对密流q（λnbL）开始减小，由落压比公式可知

高压涡轮落压比πTH也降低，N1、N2转速下降。转速控制系统为保持N2不变将增加供油量，单位推力Fs也随之增加。由于此时空气流量已明显减少，发动推力F和燃油流量Wf相应都有明显减小。

3.2 高度、速度特性

3.2.1 低空飞行

飞机飞行高度较低时，由燃油流量控制供油量Wf保持不变。随着飞行高度H的增加，空气流量Wa减小，油气比增加，Tt4增加，Fs增加，F增大。

而涡轮前温度Tt4增加，发动机N1、N2转速将增大。当高压转子转速N2达到转速控制系统设定的转速后，转由转速控制系统调节，保持高压转子转速N2不变。

在这个阶段中，飞行速度越大，发动机转速和涡轮前温度越小，N2上升得越慢，N2到达转速控制系统设定值时的高度也越高。

环境监测数据是环境内在质量的外在体现，有着自身的规律和稳定性。在审核时，要根据对客观环境的认识和对历年环境监测资料的研究，利用客观环境的变化规律对实际环境监测数据进行纵向比较，从而及时发现明显有异于常识的离群数据。例如常规监测中污染物浓度明显异于常年同期水平，污染物浓度时空分布出现反常现象等。当出现这些情况时，应该深入分析数据，以确定数据是否符合实际，并进一步找到深层次的原因。

3.2.2 高空飞行

飞机飞行高度较高时，转速控制系统保持N2不变。随着H增加，环境温度Tt0降低，发动机换算转速Ncor增大，压气机出现“前轻后重”现象，低压压气机需功量降低，N1将增加，高压转子由于转速控制系统的作用，保持转速不变。

开始阶段，由于环境温度降低，发动机换算转速Ncor增大，压气机增压比增加，涡轮前总压增大，涡轮落压比也有所增大，涡轮功增加，气体流过涡轮的焓降增加，涡轮后温度Tt5降低。

后阶段，由于气流雷诺数下降，发动机部件特性变坏，效率降低，涡轮功降低，气体的焓降减小，涡轮后温度Tt5升高。

随着飞机飞行高度的提升，外界大气将越发稀薄，空气流量将大幅下降，推力F下降。

空气流量降低，油气比增加，Tt4升高，N2将增大，为保持N2不变，转速控制系统将减少供油量Wf。

马赫数增大，Wa增大，油气比降低，Tt4下降，N2将下降，为保持N2不变，转速控制系统将增加供油量Wf。

马赫数增大，冲压比πv增大，总增压比π增大，涡轮落压比将增大，涡轮功增大，N2有上升的趋势，故转速控制系统适当降低供油量Wf，涡轮前温度Tt4有所下降，Fs有所减小，推力F数值基本不变。

4 总结

本文对某型航空发动机的结构和控制原理进行了深层次的分析，从点火到加速、最大状态、减速、停车的各个状态进行了详细剖析。特别是针对外界条件发生变化时发动机如何进行自身调节开展了研究，明确了该型发动机在稳态和过渡态工作时相应控制机构所起的作用，探明了该型航空发动机的控制规律，为该型发动机的内、外场排故提供了理论依据。