為保證飛機(jī)有全天候升空能力, 必須制定合理的航空發(fā)動機(jī)起動供油規(guī)律[1]。高空臺是調(diào)試、測試及評定航空發(fā)動機(jī)高空工作功能、性能的大型地面設(shè)備, 在模擬飛行包線范圍內(nèi), 可準(zhǔn)確模擬不同高度下標(biāo)準(zhǔn)天和非標(biāo)準(zhǔn)天的大氣條件[2]。因此, 可通過高空臺調(diào)試和檢驗(yàn)發(fā)動機(jī)在不同機(jī)場、不同天氣條件下的起動特性。燃油流量是起動控制的主要控制量, 高空臺起動燃油流量測量數(shù)據(jù)是調(diào)整供油規(guī)律的直接比照。起動過程中, 發(fā)動機(jī)參數(shù)變化迅速, 燃油流量調(diào)整速度快, 這就要求燃油流量測量系統(tǒng)具有較好的動態(tài)特性。此外, 燃油流量是評定發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)性能的主要參數(shù), 要求其具有較高的穩(wěn)態(tài)測量精度。因此, 高空臺燃油流量測量系統(tǒng)必須同時具備較好的快速性和穩(wěn)定性。在某型發(fā)動機(jī)高空模擬試驗(yàn)中, 多次出現(xiàn)起動燃油流量測量滯后、振蕩、重復(fù)性較差等現(xiàn)象, 燃油流量測量動態(tài)特性不能滿足起動試驗(yàn)需求。為此, 進(jìn)行了系統(tǒng)建模、試驗(yàn)仿真、試驗(yàn)驗(yàn)證和系統(tǒng)改造等工作, 有效改善了燃油流量測量的動態(tài)特性, ***終其品質(zhì)滿足試驗(yàn)需求。

我國高空臺可試驗(yàn)多種型號發(fā)動機(jī), 燃油流量范圍寬, 為保證測量精度, 采用不同量程的渦輪流量計進(jìn)行分段組合測量, 如圖1所示。試驗(yàn)時, 隨著發(fā)動機(jī)燃油流量的變化, 通過控制管路電磁閥來實(shí)現(xiàn)不同量程流量計的組合和切換。渦輪流量計輸出的頻率信號和密度計輸出的密度信號, 經(jīng)測量轉(zhuǎn)換后進(jìn)入測試網(wǎng)絡(luò), 并計算得到燃油流量。除***大量程受安裝位置限制只有一個渦輪流量計外, 其余每個量程都串聯(lián)兩個渦輪流量計, 其信號分別進(jìn)入過渡態(tài)采集系統(tǒng)和穩(wěn)態(tài)采集系統(tǒng)。試驗(yàn)時兩系統(tǒng)各有側(cè)重又互為備份。穩(wěn)態(tài)采集系統(tǒng)是低通系統(tǒng), 轉(zhuǎn)換速率低但穩(wěn)態(tài)特性較好;過渡態(tài)采集系統(tǒng)頻帶寬、信號轉(zhuǎn)換速率快且動態(tài)特性較好。本文主要針對過渡態(tài)系統(tǒng)出現(xiàn)的滯后、振蕩現(xiàn)象進(jìn)行研究。

燃油流量測量曲線與發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)給定的起動供油規(guī)律差異較大, 且多次試驗(yàn)結(jié)果間的重復(fù)性差;燃油管路切換時, 偶爾存在燃油流量和發(fā)動機(jī)供油壓力大幅振蕩的異常現(xiàn)象。這嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)起動供油規(guī)律調(diào)整及對發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的準(zhǔn)確判讀。

某型發(fā)動機(jī)兩次起動過程中的燃油流量變化曲線如圖2所示, 圖中流量比為燃油流量與燃燒室設(shè)計燃油流量之比。可見:1起動過程中, 渦輪出口溫度及發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速正常, 說明燃油管路系統(tǒng)基本正常, 滿足發(fā)動機(jī)起動需求;2兩次試驗(yàn)在相同環(huán)境壓力、溫度和起動供油規(guī)律條件下進(jìn)行, 但燃油流量測量曲線有明顯差異, 不能為起動供油規(guī)律調(diào)整提供支撐;3測量燃油流量1沒有反映出正常的燃油激增、加速和超調(diào)、回調(diào)過程, 測量燃油流量2接近發(fā)動機(jī)給定燃油流量曲線;4測量燃油流量1、測量燃油流量2和發(fā)動機(jī)給定燃油流量, 在慢車穩(wěn)定后差異較小。

對比分析多次起動試驗(yàn)的給定燃油流量、計量活門前后壓差、燃油總管壓力、燃燒室進(jìn)口總壓、燃燒室出口溫度等重要起動參數(shù)后得出, 發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)重復(fù)性良好, 起動供油規(guī)律未曾改變, 每次試驗(yàn)噴入燃燒室的燃油流量曲線一致。故將故障定位在高空臺燃油流量測量系統(tǒng)上。經(jīng)查證, 該發(fā)動機(jī)試驗(yàn)期間, 燃油測試系統(tǒng)未曾更換儀器、儀表及校準(zhǔn)參數(shù)。由圖2中可知, 起動過程結(jié)束后, 測量流量與發(fā)動機(jī)給定流量基本重合, 證明燃油流量測量具有較好的穩(wěn)態(tài)性能, 但動態(tài)特性差異較大。燃油管路切換過程是驗(yàn)證燃油流量測量動態(tài)特性的典型工況, 試驗(yàn)時發(fā)現(xiàn)測量滯后總是伴隨管路切換振蕩現(xiàn)象發(fā)生。因此可大致判斷, 系統(tǒng)內(nèi)部存在可壓縮環(huán)節(jié)和慣性環(huán)節(jié), 使得燃油流量測量滯后、振蕩[3]。

發(fā)動機(jī)高空模擬試驗(yàn)是高風(fēng)險、高能耗試驗(yàn), 不能用帶故障的試驗(yàn)來排查故障, 因此有必要建立系統(tǒng)模型并進(jìn)行數(shù)值仿真分析。

簡化高空臺供油管路, 如圖3所示, 圖中可壓縮性氣體管路 (實(shí)測) 為DN150, 高0.8 m, ***多可存儲0.014 m³氣體。分別建立管路、快速閥、氣體腔室、渦輪流量計及發(fā)動機(jī)與燃油流量控制有關(guān)的數(shù)學(xué)模型。

發(fā)動機(jī)通過恒壓差活門控制計量活門前后壓差保持定值, 同時通過電液伺服閥或快速閥等執(zhí)行元件調(diào)整燃油計量活門開度控制流量[4]。因此, 通過計量活門的流量與活門開度成正比;但在實(shí)際起動和加減速等流量劇烈變化的工況下, 受系統(tǒng)壓力不足和恒壓差活門運(yùn)動滯后的影響, 計量活門前后的壓差并不恒定。為保證燃調(diào)在特定流量區(qū)域有足夠的分辨精度, 活門窗口通常設(shè)計成三角形、梯形等變徑窗口[5]。非燃油加降溫試驗(yàn)時, 燃油溫度變化不大, 可忽略燃油密度變化的影響。發(fā)動機(jī)燃油流量模型可簡化為:

式中:W_f1 (t) 為發(fā)動機(jī)給定燃油流量;k₁為修正系數(shù), 由穩(wěn)態(tài)燃油流量辨識得到;A (t) 為計量活門開口面積;θ (t) 為計量活門開度;p_zh (t) 為計量活門前壓力;p_z (t) 為計量活門后壓力。

試驗(yàn)時, 燃油流量除受計量活門前、后壓力和角位移測量結(jié)果影響外, 還受活門變形、燃油密度、燃油粘度等因素影響, 所以公式 (1) 的計算結(jié)果精度不高。但燃油計量活門是燃油流量調(diào)節(jié)的執(zhí)行機(jī)構(gòu), 離發(fā)動機(jī)燃燒室近, 其動態(tài)特性、重復(fù)性及可靠性較好, 在臺架測量燃油流量出現(xiàn)故障時可作為衡量其動態(tài)測量特性的標(biāo)準(zhǔn)信號。

渦輪流量計每轉(zhuǎn)扇出的流體體積相等, 轉(zhuǎn)數(shù)與扇出的體積成正比[6], 故轉(zhuǎn)速與體積流量、等效面積成正比, 轉(zhuǎn)速與磁電轉(zhuǎn)換器所產(chǎn)生的脈沖頻率成正比。渦輪流量計是節(jié)流元件, 其流量與前后壓差成正比, 將此比例系數(shù)定義為流量壓差系數(shù)。因此渦輪流量計的特性方程式為:

式中:k₂為渦輪流量計流量與轉(zhuǎn)速間的轉(zhuǎn)換系數(shù), 由校準(zhǔn)試驗(yàn)得到;W_f2 (t) 為渦輪流量計流量;c為渦輪流量計的流量壓差系數(shù), 由穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識得到;p₁ (t) 為渦輪流量計前壓力;p₂ (t) 為渦輪流量計后壓力。

利用試驗(yàn)時測量的渦輪流量計前后壓差和燃油流量, 根據(jù)公式 (2) 反算渦輪流量計的流量壓差系數(shù)。圖4結(jié)果根據(jù)某次起動過程實(shí)測燃油流量和渦輪流量計前后壓差關(guān)系反算得到。可見, 燃油流量在測量范圍內(nèi)變化時壓差系數(shù)基本保持不變, 證明了公式 (2) 的正確性。

當(dāng)系統(tǒng)中可壓縮氣體膨脹時, 將擠出部分燃油, 氣體體積增加, 壓力下降, 同時使得發(fā)動機(jī)進(jìn)口油壓下降;氣體體積的變化等于流入、流出燃油流量之差;壓縮過程為逆過程。故有:

式中:p₃ (t) 為氣體壓力, V₃ ( (t) 為氣體體積, ΔV₃ ( (t) 為氣體體積的變化量, ρ為燃油密度, g為重力加速度, h為液柱高度, R為常數(shù)。

渦輪流量計切換引起燃油流量劇烈振蕩, 試驗(yàn)證明小流量渦輪切換到大流量渦輪, 比大流量渦輪切換到小流量渦輪振蕩更為劇烈, 切換過程一般在幾秒內(nèi)完成, 而振蕩現(xiàn)象一般持續(xù)幾十秒。因此, 重點(diǎn)分析小流量渦輪切換到大流量渦輪后的振蕩過程。小流量渦輪流阻明顯大于大流量渦輪, 切換后管路壓力上升。將油庫簡化為無窮壓力源, 大流量渦輪打開瞬間, 受流阻突然減小影響, 管路流速階躍上升 (與渦輪后壓力變化量有關(guān)) 。切換過程是燃油動能G₂ ( (t) 、氣體壓力勢能G₃ ( (t) 及燃油高度勢能G₄ ( (t) 間相互轉(zhuǎn)換的過程, 同時因摩擦和機(jī)械振動等因素逐漸轉(zhuǎn)化為其他形式的能量G₅ ( (t) , 從而達(dá)到新的平衡。選取管路燃油瞬時加速完成點(diǎn)為零點(diǎn)進(jìn)行仿真, 其能量守恒方程為:

式中:G₂₀ (為零點(diǎn)燃油動能, G₃₀ (為零點(diǎn)氣體壓力勢能, G₄₀ (為零點(diǎn)燃油高度勢能。

零點(diǎn)方程為:

式中:A為管路面積;m為油庫至氣體腔室間的管路燃油質(zhì)量, 假設(shè)為定值;W_f2 (t₀) 為零點(diǎn)燃油流量;p₃₀為氣體零點(diǎn)壓力;V₃₀為氣體零點(diǎn)體積;h₀為液柱零點(diǎn)高度。

燃油動能與質(zhì)量、流量平方成正比;氣體壓力勢能變化與氣體壓力和體積的變化量有關(guān);燃油高度勢能變化與燃油密度、管路面積、高度及其變化量有關(guān);轉(zhuǎn)化為其他形式的能量與燃油流速平方成正比。其關(guān)系模型為:

式中:k₂為能量衰減系數(shù), 與渦輪流量計、管道直徑等多種因素有關(guān), 由試驗(yàn)過渡態(tài)過程的實(shí)測燃油流量數(shù)據(jù)辨識得到[7]。

為研究可壓縮氣體對燃油流量測量的影響, 以試驗(yàn)實(shí)測的計量活門開度和計量活門前、后壓力數(shù)據(jù)作為發(fā)動機(jī)流量模型的輸入, 將發(fā)動機(jī)流量模型的輸出流量視為發(fā)動機(jī)燃油流量的給定值, 利用上述模型, 對初始?xì)怏w體積V進(jìn)行0~0.004 m³的遍歷仿真。渦輪流量計測量流量仿真結(jié)果如圖5所示, 發(fā)動機(jī)供油壓力仿真結(jié)果如圖6所示。

由圖5可看出, 隨著氣體體積的增加, 仿真燃油流量變化趨于平滑, 動態(tài)特性變差, 與發(fā)動機(jī)給定燃油流量的差異變大。初始體積為0時的仿真結(jié)果, ***接近發(fā)動機(jī)燃油流量給定值;初始體積為0.004 m³時的仿真結(jié)果, ***接近圖2中試驗(yàn)時測得的燃油流量1曲線。由圖6可看出, 隨著氣體體積的增加, 發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力變化越趨于平滑, 動態(tài)特性越差。初始體積為0.004 m³時的發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力仿真結(jié)果, ***接近故障時的供油壓力。

以上結(jié)果說明, 在渦輪流量計后、發(fā)動機(jī)前的燃油管路中存在一定體積的可壓縮氣體。起動過程中, 由于發(fā)動機(jī)的抽吸作用, 使得發(fā)動機(jī)進(jìn)口燃油壓力下降, 管路內(nèi)氣體膨脹并推出燃油, 使得渦輪流量計處燃油流量小于發(fā)動機(jī)進(jìn)口燃油流量, 減緩了渦輪流量計處燃油的變化速率。氣體越多, 滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重。管路無氣體時, 渦輪流量計瞬時流量等于發(fā)動機(jī)瞬時流量, 其測量結(jié)果具有較好的動態(tài)特性。因此可得出, 管路中的可壓縮氣體, 是造成起動燃油流量測量滯后的主要原因。

假起動試驗(yàn)起始段的燃油流量變化速率與起動試驗(yàn)的相同[8], 且試驗(yàn)風(fēng)險較小, 因此利用某型發(fā)動機(jī)假起動試驗(yàn), 對可壓縮氣體的影響進(jìn)行定性、定量檢測。假起動時燃油流量按轉(zhuǎn)速給定, 而轉(zhuǎn)速由空氣起動系統(tǒng)的空氣壓力、溫度及起動渦輪性能等因素決定。因此比較測量燃油流量動態(tài)特性時, 以轉(zhuǎn)速為參考比較燃油流量測量值。

在管路可壓縮氣體分別為0.000 2 m³、0.000 8 m³、0.001 4 m³情況下, 各進(jìn)行1次假起動和管路切換試驗(yàn), 定量檢測可壓縮氣體對燃油流量變化趨勢和振蕩情況的影響。

圖7示出了管路氣體體積對假起動燃油流量測量的影響。可見, 有氣體的燃油流量測量值均滯后于發(fā)動機(jī)給定燃油流量, 壓縮氣體為0.000 8 m³比0.000 2 m³滯后0.4 s, 0.001 4 m³比0.000 2 m³滯后0.8 s;0.000 2 m³時燃油流量峰值為0.162 kg/s, 0.000 8 m³時峰值為0.154 kg/s, 0.001 4 m³時峰值為0.152 kg/s。管路中氣體***少時, 燃油流量與發(fā)動機(jī)給定燃油流量***為接近;管路中氣體越多, 燃油流量測量滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重, 燃油流量峰值越小;管路中氣體表現(xiàn)出慣性延遲特性, 只有在可壓縮氣體體積為零時, 渦輪流量計處燃油流量才能真實(shí)反映發(fā)動機(jī)燃油流量, 與仿真結(jié)果一致。

圖8示出了管路氣體體積對管路切換時燃油流量測量的影響。圖中W_f21v=0.000 2m³、W_f22v=0.000 2m³, 分別表示小流量渦輪和大流量渦輪在0.000 2 m³氣體時的測量燃油流量;其余同。可見, 管路中氣體越多, 切換時測量燃油流量的振幅越大, 時間越長, 0.000 8 m³時振蕩8.6 s, 0.001 4 m³時振蕩12.5 s。

管路切換時, 大流量渦輪打開瞬間, 受流阻突然減小的影響, 管路流速階躍上升。在無壓縮氣體情況下, 渦輪后壓力同時階躍上升, 燃油流量呈脈沖形式變化, 切換過程瞬間完成。在有可壓縮氣體情況下, 壓力升高的同時氣體被壓縮, 渦輪后壓力上升緩慢, 使得測量流量持續(xù)大于發(fā)動機(jī)流量。在管路燃油的慣性作用下, 可壓縮氣體被過壓縮, 之后又膨脹, 使得測量流量持續(xù)小于發(fā)動機(jī)流量。氣體壓力勢能、燃油動能及高度勢能間相互轉(zhuǎn)化, 出現(xiàn)振蕩收斂現(xiàn)象。由圖8可知, 振蕩周期主要由氣體體積大小決定, 振幅主要由激勵能量決定, 振蕩收斂時間主要由系統(tǒng)摩擦阻尼決定。起動過程中滯后現(xiàn)象越嚴(yán)重, 管路切換時振蕩頻率越低, 收斂時間越長, 這與仿真試驗(yàn)結(jié)論一致。

按照以上分析結(jié)果, 管路設(shè)計時, 注意避免由于測溫、測壓、旁路、回油等管路形成高點(diǎn)死腔;在流量計后高點(diǎn)設(shè)置透明集氣裝置, 用于監(jiān)測、收集、排放混入燃油的各種氣體;流量計后主管路沿流向略帶上仰角 (流量計處保持平直) ;盡量簡化、縮短流量計與發(fā)動機(jī)間的燃油管路。改造后的起動燃油流量測量結(jié)果如圖9所示。對比圖9和圖2可知, 改造后其測量值的動態(tài)特性明顯提高, 變化趨勢更接近發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)計算的發(fā)動機(jī)燃油流量, 測量出了激增、加速、超調(diào)、回調(diào)等過程;系統(tǒng)延遲時間小于0.3 s, 滿足發(fā)動機(jī)狀態(tài)監(jiān)視和起動供油規(guī)律調(diào)整要求, 系統(tǒng)故障得到排除。

渦輪流量計與發(fā)動機(jī)間的可壓縮氣體就是燃油流量測量系統(tǒng)中的可壓縮環(huán)節(jié), 燃油流量管路及管路中的燃油、可壓縮氣體共同構(gòu)成了慣性環(huán)節(jié), 切換時壓力突變是震蕩的激勵環(huán)節(jié)。可壓縮性氣體是測量滯后、振蕩的根本原因, 只有在可壓縮氣體體積為零時, 渦輪流量計流量才能真實(shí)反映出發(fā)動機(jī)的燃油流量。系統(tǒng)改造后的試驗(yàn)結(jié)果與假起動試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果證明, 故障分析、仿真結(jié)果正確, 改造方案有效。