第十章-航空发动机过渡状态控制系统PPT优秀课件.ppt

第十章 航空发动机过渡状态控制系统 v航空发动机过渡状态控制包括起动、加减速、加力接通与断开和压气机防喘控制等，过渡态控制绝大部分属于程序控制，或以程序控制为主，辅以少量自动操纵与自动联动装置本章主要介绍加减速、起动和加力接通与断开控制加减速控制是过渡态控制中最重要的控制，减速控制的要求和手段与加速控制相似，所以，在讨论加减速控制时重点讨论加速控制加减速控制概述v最佳加速性 为了评定加速性能好坏，在这里引进最佳加速性的概念所谓加速性是指发动机从一个状态过渡到另一个状态的能力，通常以发动机从慢车转速安全、可靠地加速到最大转速所需的时间长短来评定所需的时间越短，则加速性越好 加速时最大供油量曲线将受发动机喘振边界涡轮前最高燃气温度边界的限制如图所示 图中，①－稳态供油量曲线； ②－最佳加速供油量曲线； ③－发动机涡轮前燃气最高允 许温度限制线； ④－压气机喘振边界； ⑤－发动机贫油熄火边界最佳加速供油量曲线最佳加速供油量曲线 当发动机加速时，加速供油量达到相应转速下允许的极限供油量，即紧挨Tt4max和压气机喘振边界，通常称这条极限供油量曲线为最佳加速供油量曲线。

之所以将这条曲线称为最佳加速供油量曲线，是因为按这条供油量曲线进行加速时，加速时间Tac最小这条曲线形状特殊，初始有一阶跃，接着曲线供油量大小与斜率随发动机转速n大小而变这条曲线也随飞行条件变化而变化，从理论上不易确定，一般用试验方法确定 为了保证发动机具有良好的加速性，应该控制发动机的剩余供油量，使加速供油量按照最佳加速供油曲线变化，或者尽量接近它因此，对于机械液压式燃油控制系统一般都设有专门的加速装置，而数字式电子控制系统则通过一定的控制算法和判断逻辑实现加速控制v加速控制规律 目前，经常采用的加速控制规律可以归纳为以下几种1）加速供油量Wf,ac随压气机出口压力Pt3变化如图所示某发动机的加速供油量随压气机进出口压差的变化2）按油气比（Wf,ac/Pt3）与转速nH的函数关系如图所示某发动机加速油气比与转速的关系 这种控制方案的主要特点是：① Wf,ac/Pt3是燃油流量与空气流量之比的一个指标（ Wf,ac/Pt3可近似认为是燃油流量与空气流量之比，简称为油气比），也是涡轮进口温度的一个指标，能够实现安全可靠的加速控制②压气机喘振特性能够准确地确定为Wf,ac/Pt3与高压转子转速的一个函数。

采用这种加速控制方案的主要优点是万一加速进入喘振区，由于喘振引起压气机出口压力Pt3下降，而转速因惯性还来不及变化，那么，加速控制器将按式的关系，迅速地将加速供油量相应地减少，起到了自动退喘作用 因此这种加速控制方案目前在航空发动机控制上得到广泛应用（3）按换算供油量与换算转速的函数关系，如图所示绘出了某发动机最优加速时换算供油量与换算转速的函数关系若直接按式的关系进行加速控制器的设计，则测量参数多，且参数综合复杂，同时，温度测量惯性大，如果采用机械液压式控制器来实现有一定的困难因此实际使用时都先将该式进行简化与近似 为了减少测量参数，特别要避免温度的测量，根据发动机原理，采用简化综合手段，将如图所示的关系曲线转化为另一种关系曲线按照换算参数的加速供油特性按照换算参数的加速供油特性液压机械式加速控制器v常见的液压机械式加速控制器有升压限制器、液压延误器、气动式加速控制器、按换算参数的加速控制器等，下面仅介绍两种比较简单的加速控制器，即气动式加速控制器和油气比加速控制器v气动式加速控制器 气动式加速控制器在加速过程中按发动机压气机出口压力Pt3的程序供油，如图所示中的关系曲线。

由于Wf,ac测量较为复杂，当飞行条件变化不大时，为了方便起见，可以用测量油门开关前油压PT代替燃油流量Wf,ac的测量 由于直接测量压气机出口压力Pt3不如测量压气机进出口压差（ Pt3－Pt2）方便，因此采用压气机进出口压差（ Pt3－Pt2）代替Pt3，最终将Wf,ac＝f(Pt3)关系曲线转化为Wf,ac ＝（ Pt3－Pt2）关系曲线，控制器的工作原理见下图v随着发动机转速n的增大，压气机出口压力Pt3也增大，相应的分压Pt3也增大，使加速阀左移，逐渐关小节流孔C，D当转速增大到一定值后，加速阀完全关闭节流孔C，D，则加速控制器完全退出工作图中调整螺钉4及调整弹簧3可以调整起始加速供油量v油气比加速控制器（1）控制规律① Wf/Pt3是表示油气比的参数，因此它能决定涡轮进口温度Tt4②用Wf/Pt3与nH的函数关系能够较准确地表示压气机的喘振特性③发动机一旦出现喘振，Pt3会急剧下降，以Wf/Pt3作为控制参数时，Wf将随Pt3的减小而减小，使压气机自动退出喘振，但会使剩余功率减小 由于这种加速控制规律不是按发动机加速相似关系建立的，因此，飞行条件改变时， Wf/Pt3与nH的关系曲线会略有改变，不能保证在任何飞行条件下都获得同样良好的加速性。

2）控制系统的组成及工作原理 实现Wf/Pt3＝f（nH）控制规 律须采用复合控制系统，即在 闭环控制回路基础上，增加Pt3 的开环补偿通路如图所示为 实现这种控制规律的一种控制 系统原理图，控制器由计量装 置与计算装置两部分组成①计量装置 计量装置的功用是将油泵供油量计算装置确定的油量供往发动机，并将剩余燃油回至油泵进口计量装置为定压差流量控制器，由油门和压差控制器组成a)油门 油门为该系统的执行元件，它由油针和孔板组成当油门放大器活塞移动时，带动油针作轴向移动改变油门的流通面积At油门放大器活塞位移（即油门油针位移）m增加，则油门流通面积At增大b)压差控制器 压差控制器如图所示，它由压差调整弹簧1，温度补偿片2，喷嘴挡板3，节流嘴4，活塞5，回油阀6，薄膜7和杠杆8等组成 压差控制器的功用是保持油门前后压差△p恒定当把油门看作控制对象， △p看作被控参数时，油门与压差控制器构成一个小闭环系统测量元件由薄膜、压差调整弹簧及杠杆组成，喷嘴挡板与活塞为放大元件，回油阀为执行元件 压差控制器的工作原理如下：当通过油门的燃油流量增大时，油门前后压差增大，薄膜感受压差的这一变化，推动杠杆，使喷嘴挡板开度h增大，活塞腔压力Px减小，活塞右移弹簧力减小，使回油阀右移，回油孔a的开度增大，回油量增加，通过油门的流量减小，压差逐渐恢复；当通过油门的燃油流量减小时，调节过程相反。

控制器采用齿轮泵供油，因此，供油量是用改变回油量的方法进行调节 为了保证通过油门的燃油流量与控制规律要求的燃油流量一致，计算装置必须按控制规律确定的燃油流量输出相应的油门油针位移m②计算装置 计算装置的功用是将测量的闭环转速反馈信号Pt3和开环通路补偿信号nH ，按控制规律要求综合后，输出相应的油门油针位移m 计算装置包括转速测量装置，Pt3测量装置，下垂凸出杠杆机构，转速选择凸轮5与随动杆2、6、7，加速凸轮杠杆机构及油门放大器等a)转速测量装置 转速测量装置由飞重1，分油阀2，反馈弹簧3，反馈杠杆4及活塞5等组成，如图所示飞重感受nH发生变化，如增大时，分油阀向上移动，使活塞下腔放油，活塞向下移动活塞移动时，带动反馈杠杆，使反馈弹簧力增加，这又使分油阀逐渐往回移动当反馈弹簧力增至飞重的换算轴向力平衡时，分油阀回到零位，使活塞上承受的液压力又恢复平衡活塞也就停止不动b)Pt3压力测量装置 Pt3压力测量装置如图所示，它包括压力波纹管1，真空波纹管2，和杠杆3、4 Pt3压力的空气由燃烧室进口引来真空波纹管和Pt3压力波纹管的材料和结构尺寸完全相同，具有相同的特性它们距支点O的距离相同，即l1=l2。

真空波纹管的外面通大气， Pt3波纹管的里面通大气，当环境压力改变时，两个波纹管所受的环境压力影响可互相抵消，即利用真空波纹管排队环境压力对Pt3压力波纹管的影响 压力测量装置的输入量为Pt3 ，输出量 为作用于滚轮上的力F，F与Pt3成正比 c)下垂凸轮杠杆机构 下垂凸轮杠杆机构包括下垂凸轮3，下垂杆4（支点为c），随动杆2和比例杆1，见图 当操纵杆位置不变时，转速选择凸轮5的位置一定，使随动杆6和7的位置及下垂杆支点c的位置一定当转速nH变化时，转速测量装置活塞8移动，带动下垂杆绕固定支点c转动，并通过下垂凸轮3、随动杆2和比例杆1带动滚轮，将感受的转速信号转变为滚轮位移，使Pt3测量装置输出力F的力臂x变化（见下图） 下垂凸轮杠杆机构完成系统反馈信号nH的计算，保证滚轮位移x与nH转速之间满足给定的函数关系，即 x=f1(nH) d)油门放大器 油门放大器如图所示，它由角形杠杆5，压力比阀3，小活塞2，油门活塞8，弹簧7，节流嘴1，喷嘴挡板6和平衡喷嘴挡板4等组成 油门放大器是控制器的核心，完成顺馈通路与反馈回路的信号综合，并根据综合后的信号控制执行元件－油门位置，即控制供往发动机的油量。

e)转速选择凸轮杠杆结构f)加速凸轮杠杆结构 加速凸轮9是一个凸轮轴套，空套在操纵轴11上，与油门操纵杆无联系加速凸轮由活塞8通过齿轮齿条传动，它的转动角度与nH有关，加速凸轮通过杠杆机械带动滚轮限动钉10沿轴向移动，使滚轮按加速凸轮型面给定的规律运动 如图所示复合转速与加速控制系统结构简略图中，①下垂凸轮杠杆机构在稳态 转速控制中起作用； ②加速凸轮杠杆机构在 加速控制中起作用； 虚线框包围的部分为 控制器的计算装置部 分；框外为计量装置部分（3）加速控制与稳态调节①加速控制 当快推油门操纵杆由慢车位置到最大位置时，转速选择凸轮转过相应的角度，转速选择凸轮与随动杆6的接触点a由慢车状态的最高位置迅速转至最大状态的最低位置下垂杆4与随动杆7的接触点c也由最高位置降至最低位置C点位置的大幅度变化，经下垂杆、下垂凸轮、随动杆2和比例杆使滚轮大幅度下移，增大x，其结果会使供油量急剧增加，超过如图所示的加速边界线，而进入喘振区②稳态调节 稳态调节是指油门操作杆位置不变，飞行条件改变时，控制系统的工作过程数字式电子加速控制器v采用数字式电子控制器的优点之一就是可以实现复杂的控制规律，而且可以通过逻辑判断程序在不同的工作状态下采用相应的控制规律。

数字式电子加速控制器的硬件资源就是在第6章中介绍的数字式电子控制器，不需要添加额外的硬件只是在加速时，由逻辑判断程序选择相应的加速控制算法，实现加速控制功能由于采用数字式电子控制器，使得诸如按相似参数的复杂控制规律实现最优加速控制成为可能v下面以CFM56－5B发动机数字式电子控制器的燃油控制规律说明加速控制规律是怎样实现的vCFM56－5B发动机数字式电子控制器的燃油控制规律用于计算燃油计量阀的供油指令信号该指令信号送到燃油计量装置，以产生合适的燃油流量控制发动机的风扇转速，从而提供相应的推力供油量的指令信号的计算取决于风扇转速的指令信号、各种安全保护限制因素和相应的控制规律 风扇转速的指令信号由油门杆角度或自动飞行系统的指令、环境因素、发动机的工作状态和有关参数等确定在风扇转速指令信号的计算过程中用到的重要参数有：风扇转速，核心机转速，2.5级换算转速，环境静压，压气机出口静压，进口总压，环境总温，风扇进口总温，高压压气机进口总温，马赫数和引据状态等下图为CFM56－5B发动机nH指令信号的计算  在供油量指令信号的计算过程中采用的安全保护限制措施有：核心机转速的限制（ nH最大及最小），压气机出口静压的限制，油气比的限制，变化速率的限制。

下图为CFM56－5B发动机的燃油控制限制示意图 需要特别指出的是，由于采用了数字式电子控制，可以通过复杂的算法和保护逻辑实现最优加减速控制，这在采用机械液压式控制器时是难以实现的 起动控制 发动机起动一般分为地面起动或空中起动两大类地面起动是指发动机从地面静止状态安全可靠地加速到慢车状态的过程，在这一阶段要确保发动机不超温、不超转，且起动时间尽可能短；空中起动是指发动机空中熄火失去动力后重新点火、加速到慢车状态的过程，按控制方式分类，空中起动又可细分为空中自动起动、空中遭遇起动和空中手动起动 起动控制系统的主要任务是执行发动机起动逻辑和控制起动供油量，保证发动机从地面静止状态或空中熄火状态可靠、稳定地达到慢车状态v地面起动（1）地面起动过程 一个典型的燃气涡轮发动机起动逻辑时序如图所示整个地面起动过程包括接通起动机，接通点火器，建立可用的燃油压力，燃油节流阀打开，管路充填，点火燃烧，起动机脱开，起动放气阀关闭和加速到慢车发动机地面起动过程可分为三个阶段①第一阶段：从按下起动按钮开始到点火转速，称为起动机带转阶段②第二阶段：从点火到起动机脱开，称为点火阶段。

③第三阶段：从起动机脱开转速到慢车转速，称为起动机脱开阶段综上所述，发动机地面起动时对控制系统提出的要求是：①按照预定的起动时序进行供气、供油和点火②点火后控制合适的燃烧室油气比，确保发动机加速平稳，避免转速冷悬挂、热悬挂；同时确保涡轮后温度不超过极限③起动时间尽可能短（2）地面起动供油规律 地面起动供油规律一般按油气比进行控制，如图所示发动机从点火开始，各部件即将投入共同工作，为此，各部件之间相互制约形成各种边界在点火转速要保证可靠的点燃，点火油气比须在贫油熄火边界以上点火时，希望空气压力高，即要有较高的点火转速燃烧室设计温升比高，在低转速时，其进口气流压力低、流量小、气动雾化性能差，贫油熄火边界窄，因此要求富油点火，对于高性能发动机这个问题较为突出点火后，还应注意燃烧室中油气比不能太高，以免引起压气机失速（3）地面起动变几何控制①开大发动机喷口面积在起动过程中为了增大涡轮功率、加速起动过程，一般将喷品置于大面积状态②设置压气机放气阀，调节压气机进口可调叶片角度和前几级静止叶片角度其作用是养活压气机气动阻力和扩大压气机稳定工作裕度；压气机进口可调叶片的开启转速，对起动过程的温度突升、起动供油规律和涡轮功率等都有影响，一般通过试验选取。

v空中起动 空中起动是飞行中发动机的一项安全措施在空中飞行时由于某种原因发动机突然停车，必须在短时间内重新起动，以便飞机在高度下降不多的情况下，能够稳定安全地飞行进行空中起动需要特定的条件，必须在指定的空域和飞行速度下以指定的方式进行起动操作，以保证可靠的起动（1）空中遭遇起动 在空战中或训练中飞行员按下发射武器按钮的同时防喘系统开始工作，执行系统的消喘功能在执行消喘的过程中燃油系统控制切油对于涡扇发动机来说，一般采取关小进口可调叶片，相应放大喷口等控制在按下发射武器按钮的同时接通点火系统和补氧系统，自动起动加速到油门杆所在位置的相应状态2）借助起动机的空中起动 借助起动机进行空中起动的一般是指民航发动机在自动起动的边界之外当风车转速很低时即要求起动机辅助起动例如，CFM56、V2500发动机当风车转速nH小于10％时要求起动机辅助起动民用发动机一般使用空气涡轮起动机，称为辅助动力装置（APU），从工作的APU发动机上引出压缩空气可以实现借助起动机的空中起动目前，越来越多的军用发动机也都采用此种方式进行空中起动加力过渡态控制 在加力比改变（接通和切断加力、加力加速和加力减速）的过渡过程中，保持涡轮压气机工作状态不变的条件可以通过协调改变加力燃烧室的供油量和喷口临界截面积得以实现。

但是，在加力接通和断开的瞬间，加力燃烧室中参数急剧变化时，喷口面积调节器的动作不够迅速，很难准确协调好加力燃烧室的供油量和喷口面积的关系，导致加力比改变时，涡轮压气机出口参数出现偏差，导致出现主回路和加力回路调节系统共同工作的过渡状态 在过渡状态时，最重要的是保证工作过程的稳定性，通常采用以下措施①预选填充加力燃油总管；②接通加力和加力加速时，喷口提前放开；③限制用于计算燃油量和喷口面积油门杆的变化速率；④按照实际喷口面积来限制或修正过渡过程加力燃油量；⑤切断加力时，喷口延迟收小 。