某型航空发动机控制规律分析

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，有必要对发动机的控制规律进行分析。本文分析了某型发动机控制规律。

关键词:推进系统 稳态控制规律 最大 加力 稳态性能

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

发动机控制计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。

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。

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，其分段表达式为：

(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*

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

(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。(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。

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。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》.空军工程学院,1998.12.

[2]《飞机推进系统控制》.空军工程学院,1997.

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