涡桨6发动机空中再起动原理与性能分析

2022-05-21邵飞翁小武

甘肃科技纵横 2022年3期

邵飞翁小武

摘要：针对航空发动机的空中再起动要求，结合某型飞机装载的涡桨6发动机开展的空中再起动试验，从起动原理、点火原理、操作程序、试验参数等方面对涡桨6发动机与6叶桨匹配后的空中再起动特性开展分析。结果表明，涡桨6发动机匹配6叶桨后，空中再起动性能良好，起动时间满足适航安全性的要求，空中再起动过程中发动机工作参数应重点关注发动机转子转速、扭矩压力、排气温度的变化，滑油温度、发动机振动值、燃油喷嘴压力、滑油压力为次级关注对象，同时针对风车起动时发动机转子转速上升较快、对飞行员操作要求较高，对后续完善空中再起动系统、操作程序以及注意事项提出了建议。

关键词：涡桨6发动机;螺旋桨;空中再起动;风车起动

中图分类号：V21 文献标志码：A

1概述

航空发动机是飞机的心脏，为飞机提供飞行所需的动力，一旦出现空中停车，就会使飞机失去或部分失去动力，对飞行安全构成严重威胁。随着航空技术的发展，航空发动机的空中停车率由最初的1次/1000飞行小时，降低到约1次/106飞行小时，但航空发动机是一个工作条件苛刻、结构复杂的设备，由于其设计、工艺，使用维护、工作条件等原因，航空发动机出现空中停车的事件仍然难以避免[1]。这就要求航空发动机必须有停车后可靠再起动的能力，这对于保障飞机安全飞行至关重要，如果不能可靠、快速再起动发动机，则可能造成机毁人亡[2]。为此，中国民航局发布的适航规章CCAR25[3]中的25.903条款要求必须开展发动机空中再起动能力的验证试验。

涡轮发动机的起动是一个重要过程，要求在压气机不喘振和涡轮前温度不超温的情况下，按照设定的起动和燃油控制程序点燃燃烧室内的燃油，并将发动机加速到慢车状态[4]。本论述以某型飞机空中再起动飞行试验为背景，对涡桨6发动机和6叶桨匹配后的空中再起动原理与性能进行分析。分析结果表明，涡桨6发动机空中再起动特性良好，空中再起动应重点关注的发动机工作参数为排气温度、扭矩压力、转子转速，同时对后续优化完善涡桨6发动机空中再起动的操作程序和注意事项进行了说明。

2涡轮6发动机起动原理

涡桨6发动机（如图1所示）是中国南方航空动力机械公司生产的固定涡轮式单转子涡桨发动机，采用十级轴流式压气机为燃烧室提供压缩空气，通过减速器将发动机输出的轴功率传递给螺旋桨。

该发动机于1994年取得中国民航型号合格证，在国内早期飞机型号上该发动机与4叶恒速螺旋桨匹配装机使用，目前在国内某型在研型号飞机上，与6叶恒速螺旋桨（如图2所示）首次匹配装机，正处于试飞验证阶段。

涡桨6发动机的起动过程很复杂，有许多因素起作用，包括燃油供给与雾化、进气流场、点火时机等，需要各相关控制系统协调工作。任何一个环节发生问题，都可能导致发动机起动失败。该发动机和6叶桨匹配后，桨叶数量的增加直接导致桨后气流发生变化，影响发动机起动時的进气量，另外螺旋桨转动惯量的变化、起动时转速与时间的变化等，都会对起动特性造成影响。

涡桨6发动机起动方式有起动电机辅助起动和风车起动。

2.1起动电机辅助起动

涡桨6发动机的地面起动采用起动电机辅助起动，即起动电机通电，利用电机带动发动机转子转动并逐渐加速。当发动机转子转速继续上升到更高转速时，燃油从发动机燃油起动喷嘴喷入燃烧室与压气机提供的压缩空气充分混合。当发动机转子达到某个转速时，通过起动系统的时序控制逻辑自动接通发动机点火装置，点火装置将飞机电网电压转换为高压电后，在燃烧室内形成高能电火花，继而点燃燃油空气混合气。

此时，涡轮的输出功率仍不足以维持发动机运转的需求，起动电机和涡轮共同带动发动机转子加速，当达到某个转速时，发动机燃油工作喷嘴喷出燃油，起动喷嘴停止供油，直至燃烧室油气混合可以维持稳定燃烧后，发动机点火装置断电，涡轮开始输出功率;当涡轮输出功率足以维持发动机转子加速后，起动电机脱开断电;涡轮输出功率继续使发动机转子自动加速至慢车转速，起动周期结束[5]。

2.2风车起动

涡桨6发动机在高空停车后的再起动过程不完全和地面一样，其主要差别在于高空再起动时，不用起动电机带动发动机转子转动，而是依靠飞行中的气流冲压效应带动螺旋桨转动（即进入风车状态），并通过螺旋桨桨轴驱动发动机转子转动。

发动机进入风车前，预先将发动机点火装置电路接通，当发动机转子加速至某个转速时，燃油从发动机燃油工作喷嘴喷入燃烧室;发动机转子继续加速，当燃烧室内燃油空气混合气达到合适比例时，点火装置产生高能电火花点燃燃油空气混合气。点火成功后，依靠涡轮输出功率使发动机转子自动加速至慢车转速，空中再起动周期结束。

与地面起动机辅助起动相比，空中再起动要比地面起动困难得多，主要难点在于：

（1）发动机在风车状态下，进入燃烧室的空气流速高，压力、温度低，使燃油点燃和稳定燃烧十分困难;

（2）高度越高，进入发动机的空气流量越少，越容易造成富油熄火;

（3）高度越高，大气温度越低，压力下降越大，所需的最小点火能量越大，越不利于点火源形成和火焰传播。

因此，发动机从设计开始，就要对燃烧室的点火可靠性加以考虑，并在后续的部件和整机试验中加以调整和验证。按照AC25-7C[6]的要求，发动机空中再起动应满足从供油到点火的时间不大于30 s，从点火到稳定慢车的时间不大于90 s。

2.3点火系统

涡桨6发动机的点火系统由电路和油路两部分组成。其中，油路主要包括发动机辅助燃油泵、起动供油电磁活门。电路主要包括点火电源、2个点火线圈、2个点火器（装有电嘴和起动喷嘴）。涡桨6发动机的燃烧室为环形，采用两个装有电蚀电嘴和起动喷嘴的点火器间接点火。其中，点火电源为机上28 V直流电汇流条或蓄电池。原理图如图3所示。

发动机点火成功，点火系统将自动或手动关闭。燃油通过正常工作油路，由工作喷嘴喷入燃烧室，维持燃烧室内火焰稳定燃烧。

3空中停车与空中再起动操作

涡桨6发动机空中停车采用的是顺桨停车方式，目的是为了让发动机/螺旋桨快速停止转动。螺旋桨阻力与桨叶角的关系如图4所示，当螺旋桨停转后且桨叶角处于顺桨位置时，飞机的相对气流对螺旋桨阻力最小。

当发动机在空中停车后，需重新起动时，首先将螺旋桨进行回桨，使螺旋桨的桨叶角从顺桨位置向小桨叶角方向变化，利用回桨时的气流吹动螺旋桨桨叶带动发动机转子转动并开始加速。然后，接通空中再起动开关，使点火系统通电，燃油系统供油，使燃油同时从燃油起动喷嘴和工作喷嘴喷入燃烧室，与空气混合;点火器点火燃烧后，涡轮输出功率，发动机转子不断加速。

当发动机转子转速上升至19.5%～23.5%时，松开回桨开关，结束人工回桨。当排气温度达到300℃时，断开空中再起动开关，发动机自动进入工作转速。发动机自动进入工作转速后，前推油门至空中慢车位置，空中再起动操作结束。

要注意的是：在接近低桨距位置的较小桨叶角时，螺旋桨因气流冲击而高速旋转可能产生巨大的负拉力，过大的负拉力将影响飞机的操纵。

4空中再起动试验结果与分析

按涡桨6发动机技术说明书的规定，在高度2000～8000 m，飞行速度300～330 km/h，该发动机具备空中再起动的能力。为保证飞机安全，本次试验高度选择2700 m、4000 m、6000 m，飞行速度选择300 km/h、330 km/h进行组合试验，具体见表1所列。空中停车至空中再起动的准备时间约1～2 min后，再实施空中再起动操作。

本次试验在表1规定的试验点各开展了1次空中再起动试验，均成功完成，试验过程中监控的发动机主要参数变化如图5～图9所示。

4.1滑油温度

从试验结果中可以看出，发动机空中停车后，滑油温度基本不变;空中再起動过程中，滑油温度随发动机转子转速的上升有明显先下降再上升的趋势。

分析认为，涡桨6发动机滑油在滑油泵压力下，按发动机滑油出口→滑油散热器→发动机滑油进口的路径不断进行循环。滑油主要是利用通过滑油散热器的迎面气流与散热器内部热滑油进行热交换达到散热冷却目的。当发动机空中停车后，滑油停止了循环，但在气流冷却的作用下，散热器内部的滑油（约14.5 L）温度虽然继续下降，但在发动机入口处滑油温度数值采集部位的滑油因没有气流散热，且受处于发动机内部的滑油（约33 L）影响，温度下降相对较慢，故在发动机空中再起动前，滑油温度显示变化不大。

空中再起动后，随着发动机转子的转动，滑油重新开始循环，滑油散热器内的冷滑油从发动机滑油入口重新进入发动机，导致滑油温度先出现下降;随着发动机内部的热滑油重新进入滑油散热器，再流入发动机不断循环，滑油温度开始上升;随着点火成功，滑油吸热后温度逐渐上升至正常工作温度。

4.2排气温度

从试验结果可以看出，发动机空中停车后，排气温度从350℃降至150℃，表明燃烧室内火焰熄灭，符合预期。空中再起动过程中，排气温度有先上升再下降再上升的趋势。

分析认为，在空中再起动开始阶段，燃烧室内起动喷嘴和工作喷嘴同时供油燃烧，燃气温度快速上升;当发动机转速上升至工作转速后，飞行员断开了空中再起动开关，点火系统关闭，起动喷嘴断油，此刻燃烧室内的燃油流量降低，造成排气温度降低，随后飞行员前推油门，使得燃油流量增加，排气温度又逐渐上升至正常工作温度，故空中再起动过程中排气温度最大值应出现在点火系统关闭的瞬间。

4.3扭矩压力

从试验结果可以看出，发动机空中停车后，扭矩压力先短时下降再快速上升至峰值再降至0;空中再起动后，扭矩压力呈逐渐上升趋势。

分析认为，发动机空中停车初始阶段，发动机供油断开，输出功率下降，造成扭矩下降;在空中停车开始的瞬间还伴随着螺旋桨顺桨，在顺桨过程中，桨叶角开始变大造成旋转阻力加大，而此时发动机转子和螺旋桨的转速由于惯性作用，还处于较大的转速状态;为克服螺旋桨转动带来的阻力，发动机转子的转动惯性转变为维持发动机转子和螺旋桨转动的扭矩压力，导致扭矩压力短时上升至峰值。随着桨叶角的增加，旋转阻力继续加大，发动机转子的惯性能量逐渐减少，转速快速下降，扭矩压力持续下降至0。

在空中再起动初始阶段，螺旋桨先回桨，转速从0开始上升，发动机进入风车状态，发动机转子和螺旋桨的转动能量来自于气流吹动，发动机不输出功率，故此时扭矩压力显示为0;当点火成功后，发动机开始输出功率，扭矩压力逐渐增加至正常状态。

4.4转速

从试验结果可以看出，空中再起动过程中转速从0到第1次达到平衡转速的时间为9～12 s（从飞行员接通回桨开关开始计时）。

涡桨6发动机技术说明书要求，当发动机转子转速上升至19.5%～23.5%时，断开回桨开关，回桨中止，这是该发动机与原4叶螺旋桨匹配装机空中再起动的要求。

在进行本次空中再起动试验时，接通回桨开关3～4 s，转速就达到了23.5%，飞行员从观察到转速上升至规定值时到断开回桨开关的这段反应时间约1 s，此时转速已超过30%，其结果可能会导致错过燃烧室内最有利的点火油气比，造成点火失败。这可能与该发动机与6叶螺旋桨匹配后，螺旋桨的转动惯量变小有关，实际上6叶螺旋桨回桨后转速上升的速率比4叶螺旋桨大，同时飞行速度越快，回桨后的转速上升也越快，飞行员如果不及时断开回桨开关，桨叶角继续增加，转速会上升更快，故提高了飞行员操作的难度，提升空中再起动失败的概率。

另外，高度越高，空起过程中转速惯性峰值越大，这是由于高空空气稀薄，对螺旋桨的阻力相对减少，转速惯性的持续时间相对延长。

4.5其他参数

从试验结果可以看出，发动机空中停车后，发动机振动值、燃油喷嘴压力、滑油压力均变为0。随着发动机空中再起动过程中转速的不断上升，这些参数值会逐渐加大至正常值，符合预期。

5结束语

（1）涡桨6发动机配装6叶桨后，空起性能良好，从按压空中再起动开关到慢车转速的时间为12 s左右，满足AC25-7C规定的小于90 s要求，符合适航安全性要求;

（2）高度越高，空起过程中转速惯性峰值相对越大，需额外注意转速急增情况，避免超转情况出现;

（3）空中再起动主要关注的参数应为转速、扭矩压力、排气温度、滑油温度、发动机振动值、燃油喷嘴压力、滑油压力为次级关注参数;

（4）空中再起动时应考虑监控滑油散热器内部的滑油温度，由于与温度采集部位的滑油存在温度差，导致空中再起动时进入发动机的滑油温度偏低。如果滑油过冷，滑油粘度大，可能会导致发动机供油控制滞后，造成燃烧室内工作燃油供油时间晚，点火时油气比不合适;

（5）由于涡桨6发动机空中再起动采用的是风车起动方式，依靠点火系统与回桨系统协调工作进行，建议后续采用计算机/控制器采集转速、排气温度信息，通过计算机/控制器输出的时序控制来协调点火系统与回桨系统的工作，降低飞行员负担，进一步提升空中再起动的成功概率。

参考文献：

[1]张永.基于发动机空中停车事件论发动机工程管理的体系建设[J].航空维修与工程，2010（2）：73-75.

[2]张绍基，邴连喜.一项扩大涡扇发动机空中起动包线的有效措施——浅论航空发动机起动机辅助空中起动[J].航空发动机，2009，35（2）：1-5.