简单控制规律下涡喷发动机特性的研究

简单控制规律下涡喷发动机特性的研究
刘振德1,陈玉春2,蔡元虎2,陆 尧2,张振家1
(1 航天机电集团公司31所,北京100074;
2 西北工业大学航空动力与热力工程系,陕西西安710072)
摘 要:研究了用于无人飞行器上使用的小推力级涡喷发动机在简单控制规律下的多种重要特性。

通过计算机模拟方法,重点研究某型发动机的设计点性能装订方法、不同进口温度条件下发动机的稳定工作裕度以及发动机能够适应的飞行包线,并揭示了发动机的一些潜在的缺点。

计算结果在发动机设计、生产和使用过程中有重要的指导意义。

关键词:涡轮喷气发动机;发动机控制;控制规律;发动机特性
中图分类号:V235 113 文献识别码:A 文章编号:101-4055(2001)06-0476-04
Research on characteristics of turbojet engine
with simple control program
LI U Zhen-de1,C HE N Yu-chun2,C AI Yuan-hu2,LU Yao2,ZHANG Zhen-jia1
(1 The31st Research Inst.,Beijing100074,China;
2 Dept.of Aeroengine Engineering,Northwestern Polytechnical Univ.,Xi an710072,China)
Abstract: The characteristics of low-thrust turbojet engine with a si mple con trol program were studied.Based on the engine performance simulati on,the method of setting the maxi mu m engine performance and the effect of environ mental temperature on engine performance and the range that the engine running steadily and reliably was studied.Some disadvan tage of the engine were descri bed. The calculating results are useful for engine using and tes ting.
Key words: Turbojet engine;Engine control;Control program;Engine characteris tics.
1 引 言
在控制规律优化与选择以及不同控制规律下涡喷发动机特性的研究,文献[1~4]作了概述,但这些研究的对象多为飞机发动机,这类发动机往往具有较为复杂的控制规律。

而在一次性使用无人驾驶飞行器(如无人驾驶飞机和导弹等)上使用的单轴涡喷发动机,为了降低成本,可采用简单的发动机控制规律。

等供油量控制规律在工程上很容易实现,而且控制器的可靠性很高,但这种控制规律却给发动机赋予了一种比较特殊的非设计点性能。

文献[5]利用火箭橇试验研究了弹用涡喷发动机的启动特性。

为了充分了解此类发动机性能的特殊性,本文通过计算机模拟方法,揭示了某型发动机的一些缺点,为发动机设计点性能的装订方法的制定、不同使用条件下发动机特性的变化规律以及发动机能够稳定工作的飞行包线的确定等,提供了理论依据。

2 控制规律及其特性
2.1 控制规律
要在发动机上通过简单的控制器实现真正的等供油量控制规律,实际上是不可能的,因为燃油的密度 f会随油温T变化而变化: f=0.7982-0.00074 (T-273),kg l。

所以发动机只能实现等体积流量的 准等供油量 控制规律:燃油泵供油压力和喷油嘴后的气压确定燃油体积流量,这种情况下发动机转速
2001年12月第22卷 第6期
推 进 技 术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
Dec.2001
Vol.22 No.6
收稿日期:2001-04-18;修订日期:2001-07-06。

作者简介:刘振德(1968 ),男,硕士,高级工程师,研究领域为航空发动机总体性能设计。

(相应燃油泵转速)和燃烧室内气体压力,共同决定了燃烧室的燃油体积流量。

该类型发动机通常是在 单状态 下工作的,发动机只装订最大状态,并且在使用过程中一直保持这个状态的供油量工作。

在不同的高度、速度和气候条件下工作时,根据燃油泵供油特点可知,发动机转速的较小变化和燃烧室内气压变化,实际上已经对燃油的体积流量影响很小,温度对燃油密度的影响也是有限的,因而发动机供油量实际上变化不大,被研究的发动机在各种情况下供油量变化不超过设计点供油量的 2.3%,这就是 准等供油量 控制规律的意义。

2.2 准等供油量 控制规律下发动机特性的共性
被研究发动机具有较低的压气机设计点压比 *K,des,对于这类具有 减轻的 压缩系统的发动机来说,如果发动机设计时不采用一定的节流比,并且设计点发动机转速为最大物理转速n max时,发动机的控制将只受到最大换算转速n cor,max和最大物理转速n max的限制,不会受到涡轮前燃气总温T4,max(对应的发动机排气温度T5,max)的限制,因为在一定的物理转速下,随发动机进口温度的升高,涡轮前燃气总温会下降。

如果发动机采用一定的节流比THR=T max/ T4,d es>1 0(T4,des为设计点涡轮前燃气总温),发动机涡轮前燃气总温也只有在某一升高了的发动机进口温度T1=T1,des T4,max/T4,d es(T1,d es为发动机设计点进口总温)下达到,所以发动机一旦装订好,并经过换算得到T4,max满足要求时,也无须再限制涡轮前燃气温度。

而无论是否采用了节流比,当发动机进口温度下降时,为了保证压气机的喘振裕度,发动机转速必须按n=n des T2/T1,d es(n des为发动机设计点转速)来进行限制。

这是单轴涡喷发动机通常采用的发动机控制规律,采用这种控制规律的涡喷发动机能够在较宽广的飞行包线上稳定可靠工作。

但上述的发动机控制规律已经不是简单的机械式控制器能够实现的。

当发动机采用了 准等供油量 控制规律时,一旦发动机在标况(ISA)下装订后,随发动机工作的高度、速度和气候条件变化时,发动机的状态随之相应将会有特殊的变化规律。

当发动机采用了 准等供油量 控制规律时,在地面静止条件下,发动机最大状态下的工作点、转速、排气温度、推力随发动机进口温度变化的计算结果(相对值)列于图1~4
中。

图1所示,发动机物理转速n随发动机进口温
Fig.1 Variation of n and n
cor
with T
1
Fig.2 Variation of compressor-turbine
operating point
Fig.3 Variation o f T4with T1
度T1的升高而升高,换算转速n cor随T1升高而降低。

所以发动机在夏天工作时,物理转速将升高,同时涡轮前温度T4(相应的发动机排气温度T5)升高(见图3),换算转速的降低将会带来推力的降低(见图4),压气机与涡轮共同工作点向左下方移动(图2),喘振裕度增加。

所以发动机在高温天气工作的主要矛盾
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Fig.4 Variation of F with T
1
是超温和超转。

反之,发动机在低温条件下工作时,主要矛盾则是压气机喘振裕度降低。

所以简单控制规律的发动机是不能同时解决高低温矛盾的。

3 发动机的工程问题分析
3.1 发动机装订与发动机试验
在实际使用中,虽然该类发动机并不会在地面静止条件下工作,为了节约成本和减少发动机装订的工作量,发动机的装订工作常在高度H=0,马赫数Ma =0的地面静止条件下完成。

根据上面的分析,发动机高温天气装订时,部件效率低的发动机(正常条件下其排气温度就偏高)有可能由于受到发动机最高转速或最大排气温度的限制而无法装订到最大状态;反之,若低温条件下装订时,喘振裕度低,发动机则有可能喘振。

出现上述情况是发动机本身的固有特点所决定的,而不能说明发动机性能不满足要求。

在能够满足发动机装订的发动机进口温度范围内,发动机装订时的推力随发动机进口温度的变化规律,不能通过简单的换算方法就能得到,因为在不同的进口温度下发动机工作并不相似,而应该满足图4中的要求,单位耗油率的变化也会有相应的规律,这里不再深入讨论。

当发动机在地面静止试车台上进行寿命试验和低温试验时,更应该注意环境温度变化给发动机性能带来的影响。

例如进行发动机寿命试验时,如果气温较高,用于试验的发动机应该根据当时的天气情况装订在比较低的状态下,满足发动机的最大物理转速和最高排气温度即可,而如果用装订在最大状态的发动机来试验,发动机将有可能由于超温和超转(当环境温度为35 时,由图1中可见发动机将超转1%,由图3可见发动机将超温3.44%)而无法满足试验要求。

发动机在进行低温试验时,也应该根据当时的天气情况将发动机装订在比较低的状态,满足发动机最大换算转速即可,因为装订于最大状态的发动机在低温条件下喘振裕度下降较大(当环境温度为-30 时,由图1可见发动机换算转速将增大到104.46%,喘振裕度将降低5%),发动机处于高换算转速的非设计点下工作,此时压气机所有级中的气流攻角均较高,足够大的外界扰动将使发动机发生短促而强有力的喘振,喘振的结果往往是使装有直流式燃烧室的发动机熄火并伴有爆音。

装订于最大状态的发动机不必进行高温条件下的寿命试验及低温环境试验,因为发动机工作过程中将不会在这些状态点下工作。

3.2 发动机使用条件
发动机使用时,一般可能在H=0~3km,Ma =0 4~0 9,T1=-35 ~37 的范围内工作。

当飞行马赫数增加时,发动机进口温度和压力都增加,但是由于压力的增加较快,将会有利于发动机的工作。

Ma增加时,但此时由于发动机空气流量增加,涡轮前温度(相应发动机排气温度)降低,发动机物理转速和换算转速均降低,压气机喘振裕度增加( 减轻的 压气机共同工作线的特点)。

表1中所示为发动机各参数随飞行马赫数变化的趋势。

Table1 Engine parameters variation with Ma Ma n/%n c or/%T4/%
SM
(Relative)
0.0100.00100.0100.00100.00
0.299.5699.1699.46100.99
0.499.0498.1598.73102.86
0.698.3796.8397.72105.10
0.896.6090.9489.17144.11
可见,随飞行马赫数的增加,发动机的受限参数(n,T4,喘振裕度)均降低,对于飞行高度较低、飞行马赫数为0 6~0 9的亚声速飞行器而言,发动机的工作将会更安全。

从另外的角度来看,当飞行马赫数较高时(例如Ma=0.8时),发动机此时仍有较大的机械强度裕度(n,T4)和气动负荷裕度(喘振裕度),所以采用 准等供油量 控制规律的发动机不能充分发挥发动机的潜力。

3.3 发动机的最大工作包线
当飞行高度升高、飞行马赫数降低时,由于发动
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推 进 技 术2001年
机空气流量的降低,发动机将会出现超温、超转和喘振裕度不足的现象,这实际上限制了发动机的稳定、可靠工作的飞行包线。

表2中的计算结果是发动机在标准大气条件I SA 时,不同高度下发动机能稳定可靠工作的最小飞行马赫数。

Table 2 Steady working range of eng ine
H /m Mini mum Ma (speed and temp.li mi t)
Mini mum M a ( SM limi t)
00010000.480.4420000.700.6330000.850.764000
1.00
0.90
由于飞行马赫数增加时,压气机工作线远离喘振边界(发动机喷管为亚临界状态),所以发动机受最大转速、温度限制的最小马赫数比受最小喘振裕度限制的最小马赫数要高。

从表2中还可以看出,由于受到飞行器飞行速度的限制,实际上 准等供油量 控制规律发动机的稳定可靠工作的飞行包线是很窄的。

算例中的发动机在实际使用中已经不适合在飞行高度大于2km~3km 条件下工作,(某发动机高空低温试验时曾出现过因压气机喘振而导致熄火的现象)因为亚声速飞行器的最小飞行速度可能已经不能够满足发动机稳定可靠工作的要求。

值得一提的是表2中仅仅考虑了标准大气条件ISA 时的情况,如果综合考虑高、低温天气,则飞行包线会更窄一些。

4 结 论
(1)采用 准等供油量 控制规律的单轴涡喷发动机,当发动机进口总温高时会发生超温、超转现象,而当发动机进口总温低时喘振裕度不足,发动机在地面静止条件下装订以及试验时应该注意到发动机的这一特点。

(2)由于发动机控制规律简单,发动机不能充分发挥其潜力,特别是在低空高飞行马赫数下,发动机的机械强度裕度和气动稳定裕度的富余量较大。

(3)对亚声速飞行器,采用 准等供油量 控制规律的单轴涡喷发动机具有较小的飞行包线。

参考文献:
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[4] [俄] . .聂恰耶夫.航空动力装置控制规律与特性
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推进技术,22(1),2001.
[6] 刘振德.弹用涡喷发动机加速过程试验数值仿真研究
[D].哈尔滨:哈尔滨工业大学,2000.
(编辑:盛汉泉)
简 讯
中国航天第三专业信息网第22届
技术信息交流会在南昌举行
10月10日至13日,在江西省南昌市,中国航天第三专业信息网举行了第22届技术信息交流会。

会议由上海新力动力设备研究所承办,主题为 新概念动力装置与特种发动机 。

会议录用论文36篇,在会上交流了26篇,评选出优秀论文7篇。

会议认为,此次交流会论文题材广泛,紧扣主题,新概念动力装置和特种发动机的研究有较为显著的进展,新技术在发动机研制中的应用有一些突破,尤其是发动机制造工艺方面的论文比重有明显增加,工艺研究及在实际应用中所取得的成果均甚为可喜。

技术信息的交流使与会代表都得到了启发,有所收获,达到了预期的目的。

(本刊通讯员)
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