1引言燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)總體性能的全面評價(jià)所依據(jù)的技術(shù)性能指標(biāo)不僅是在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的，而且還有在偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)（尤其是過渡態(tài)）下的。

　　在評價(jià)航空推進(jìn)裝置向飛機(jī)提供動力以滿足其任務(wù)的適合與否方面，有兩個(gè)重要的因素必須予以考慮；推進(jìn)裝置的穩(wěn)態(tài)性能（即在固定的飛行條件與油門位置時(shí)的推力與油耗）；推進(jìn)裝置在飛行條件或油門位置或兩者都變化之過渡態(tài)運(yùn)行時(shí)具有良好的性能。

　　穩(wěn)態(tài)指機(jī)械設(shè)備正在運(yùn)行于名義固定不變的某一工作點(diǎn)處。過渡態(tài)指人為地使機(jī)械設(shè)備的運(yùn)行從一個(gè)穩(wěn)態(tài)向另一個(gè)穩(wěn)態(tài)的變化。隨時(shí)間而變化的工作狀態(tài)稱為變工況或過渡態(tài)，工作狀態(tài)隨時(shí)間而變化的過程稱為動態(tài)過程或過渡過程。只有深入細(xì)致地進(jìn)行過渡態(tài)研究，并在此研究基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)出過渡態(tài)對燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的影響為最小的結(jié)構(gòu)，并開發(fā)出相應(yīng)的調(diào)節(jié)規(guī)律與控制系統(tǒng)，才能獲得優(yōu)良的發(fā)動機(jī)性能。

　　2造成燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)過渡態(tài)的原因引起推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生過渡態(tài)的原因分為4類（1）大氣與外部環(huán)境（如自由流的紊流度、飛機(jī)尾跡、導(dǎo)彈發(fā)射廢氣、矢量噴口在地面轉(zhuǎn)向或反向時(shí)的熾熱廢氣）；（2）飛機(jī)飛行狀態(tài)（如：大攻角飛行、加速或減速、降落機(jī)構(gòu)打開、側(cè)滑、俯仰、橫滾）；（3）進(jìn)氣系統(tǒng)的工作狀態(tài)（如：進(jìn)氣道不起動、深度超臨界）；（4）發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)（如：猛推油門、加力燃燒室熄火、壓氣機(jī)失速）。

　　現(xiàn)役發(fā)動機(jī)中，影響過渡態(tài)的大多與油門大移動有關(guān)。殲擊機(jī)區(qū)別于其它飛機(jī)的顯著特點(diǎn)是出擊、空-空格斗、空-地攻擊使用中飛機(jī)的大機(jī)動性，即飛行任務(wù)混頻度高（功能變化大）、油門（功率或推力）狀態(tài)突變與環(huán)境變化大。

　　3航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的過渡態(tài)特性發(fā)動機(jī)過渡態(tài)性能主要取決于發(fā)動機(jī)的構(gòu)造、控制系統(tǒng)基本原理與機(jī)械化、自動化程度與控制精度、絕對壓力與溫度、以及發(fā)動機(jī)過渡態(tài)初始時(shí)的轉(zhuǎn)速。

　　3.1起動特性當(dāng)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速很小時(shí)，即使在渦輪前保持燃?xì)鉁囟鹊淖畲笤试S值T3max，發(fā)動機(jī)也還是不能起動。這是由于在很小轉(zhuǎn)速下，壓氣機(jī)增壓比很低，壓氣機(jī)與渦輪的效率都很低，渦輪產(chǎn)生的功率遠(yuǎn)小于壓氣機(jī)所需要的功率。只有當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到某一轉(zhuǎn)速、T3max，發(fā)動機(jī)才可以穩(wěn)定工作，此轉(zhuǎn)速稱為最小穩(wěn)定工作轉(zhuǎn)速（其值一般比發(fā)動機(jī)最大轉(zhuǎn)速的10%要高）。當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速超過最小穩(wěn)定工作轉(zhuǎn)速、T時(shí)，渦輪功率才大于壓氣機(jī)功率（即渦輪有剩余功率），于是加速發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動。因此，發(fā)動機(jī)在地面起動時(shí)必須利用外界動力源（統(tǒng)稱為起動機(jī)）將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速帶到最小穩(wěn)定工作轉(zhuǎn)速以上。

　　發(fā)動機(jī)起動特性可以利用時(shí)間常數(shù)（τ）來描述：時(shí)間常數(shù)與燃油流量有關(guān)。在數(shù)值上，通常起動時(shí)間等于燃油流量的突變量強(qiáng)加到系統(tǒng)上時(shí)轉(zhuǎn)速達(dá)到發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速63%所需要的時(shí)間。對不同的發(fā)動機(jī)和不同的飛行狀態(tài)，顯然是不同的，所以應(yīng)將時(shí)間常數(shù)換算到標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)，以找到各種因素（發(fā)動機(jī)狀態(tài)C發(fā)動機(jī)輸入變量X、發(fā)動機(jī)相關(guān)輸入變量Y）對發(fā)動機(jī)換算時(shí)間常數(shù)的影響。如果C狀態(tài)下的時(shí)間常數(shù)τ（標(biāo)準(zhǔn)），則稱發(fā)動機(jī)在C狀態(tài)遲鈍。

　　3.2加、減速特性（1）加速特性燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)在使用中，經(jīng)常需要從一個(gè)穩(wěn)定工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換到另一個(gè)穩(wěn)定工作狀態(tài)。例如，在編隊(duì)飛行、特技飛行或空戰(zhàn)時(shí)，駕駛員通過不斷地改變發(fā)動機(jī)油門桿位置來操縱飛機(jī)。起飛、復(fù)飛拉起或空戰(zhàn)中，發(fā)動機(jī)推力對油門變化的響應(yīng)速率是十分重要的。推力增加的速率通常是根據(jù)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速或壓比增大的速率（即發(fā)動機(jī)的加速性）來判斷。發(fā)動機(jī)從慢車狀態(tài)過渡到最大狀態(tài)的加速時(shí)間越短，發(fā)動機(jī)加速性越好。

　　（2）影響燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)加速過程及加速性的各種因素影響燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)加速性的最重要因素有：飛行高度與速度（增加飛行高度會使發(fā)動機(jī)的空氣流量下降、渦輪剩余功率下降，不利于加速性；增加飛行速度會使發(fā)動機(jī)的空氣流量增加、渦輪剩余功率增加，有利于加速性）、工作過程的參數(shù)、調(diào)節(jié)方法、發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸、摩檫和傳動附件的扭矩。

　　改善燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)加速性的措施包括：a改進(jìn)結(jié)構(gòu)和使用新材料以減小發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子的慣性矩；采用氣動上更完善的壓氣機(jī)、渦輪部件。b增加尾噴口的最小截面積，或調(diào)節(jié)進(jìn)口導(dǎo)流葉片以減小發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量等措施，在保持一定推力條件下增大慢車轉(zhuǎn)速，以縮短加速時(shí)間。

　　渦噴發(fā)動機(jī)的加速過渡態(tài)性能受到下述因素的影響：壓氣機(jī)部件不同膨脹率所引起的壓氣機(jī)葉尖間隙的變化、因氣冷高壓渦輪靜止葉片熱響應(yīng)滯后而產(chǎn)生的渦輪導(dǎo)向器溫度變化、渦輪金屬材料受燃?xì)庾饔枚鸬姆墙^熱膨脹、壓氣機(jī)冷卻狀態(tài)下的非絕熱壓縮、工作點(diǎn)與喘振邊界的裕度等。

　　發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定工作狀態(tài)與穩(wěn)定工作狀態(tài)之間的根本區(qū)別是渦輪及壓氣機(jī)功率互不相等，也即渦輪產(chǎn)生的扭矩與壓氣機(jī)需要的扭矩不相等。在加速過程中，渦輪所產(chǎn)生的扭矩必然等于壓氣機(jī)和各傳動附件及克服摩檫所需要的扭矩。這要求：a多噴油燃燒以提高T的提高受到以下因素的限制：渦輪葉片強(qiáng)度大轉(zhuǎn)速下離心力大，該問題突出。壓氣機(jī)喘振邊界中等轉(zhuǎn)速下該問題突出。供油量或T的最大值應(yīng)保證壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作裕度燃燒室穩(wěn)定性加速過程中供油量過大，燃燒室內(nèi)的余氣系數(shù)α減少，發(fā)動機(jī)趨于“富油熄火”。高空起動時(shí)，該問題尤為突出。

　　b增加尾噴口出口面積（對于可調(diào)噴口）以增加渦輪的膨脹比π加速時(shí)間直接與轉(zhuǎn)子慣性矩成正比，與最大轉(zhuǎn)速下的空氣流量成反比，并與壓氣機(jī)的增壓比和T的設(shè)計(jì)值有關(guān)。在加速過程中，如果T或供油量保持由上述3個(gè)限制條件所確定的最大允許值，那么就可以獲得最短的加速時(shí)間，這樣的供油曲線即為最佳供油曲線。

　　（3）減速特性減少發(fā)動機(jī)供油量，會使T下降、渦輪功率減小，從而使發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速下降。如果迅速將油門桿從最大油門位置拉回到慢車位置，發(fā)動機(jī)仍處于很高過渡態(tài)對殲擊機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的影響的轉(zhuǎn)速，燃油流量的突然減少可能引起燃燒室“貧油熄火”而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)停車。這個(gè)問題在高空尤為突出。為避免這種情況，燃油系統(tǒng)應(yīng)采取相應(yīng)的安全裝置，以保證飛行員迅速拉油門桿時(shí)燃油流量不致突然減小。在減速過程中，自動調(diào)節(jié)器將相應(yīng)地改變發(fā)動機(jī)的某些幾何可調(diào)機(jī)構(gòu)的工作位置。

　　3.3噴口特性燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的特性極大地取決于發(fā)動機(jī)部件之間的氣動相容性。最重要的氣動干擾是噴口（尾噴口或渦輪導(dǎo)向器）對壓氣機(jī)工作的影響。在發(fā)動機(jī)中，壓氣機(jī)工作的目的是力圖沿流動方向產(chǎn)生壓力升，兩端的壓差引起由高壓向低壓流動。如果壓氣機(jī)葉片不能完成所規(guī)定的任務(wù)，就會出現(xiàn)部分或全部回流，即壓氣機(jī)失速或喘振。

　　對于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)來說，壓氣機(jī)的工作線為其后的尾噴口所控制。如果噴口的大小可以改變，就可以實(shí)現(xiàn)貼近控制。出于需要，殲擊機(jī)常常采用帶加力的發(fā)動機(jī)，以便在緊急情況下對渦輪后的燃?xì)庋a(bǔ)充噴油燃燒，在短時(shí)間內(nèi)藉增加噴口的排氣速度來增加推力。為了保證加力效果，有必要對噴口作某種變化。在大功率狀態(tài)下，這種噴口處于堵塞狀態(tài)，其中WT/AP是固定的。如果噴口面積不變，那么加力所引起的溫度增加使得壓力增加，這在發(fā)動機(jī)燃油量不變的情況下會引起壓氣機(jī)失速。因此，為了防止壓氣機(jī)失速，應(yīng)將噴口打開。在相同條件下，為保持發(fā)動機(jī)工作，通常近似按加力燃燒室出口溫度/加力燃燒室進(jìn)口溫度增加噴口面積（空氣流量與壓力將分別隨加力燃油量的增加而增加與減少）。改變尾噴口面積主要對壓力有影響，溫度的變化遠(yuǎn)小于壓力的變化。

　　4過渡態(tài)對燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的影響過渡態(tài)對戰(zhàn)斗機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的影響主要體現(xiàn)在穩(wěn)定性和可操縱性、效率、耐久性與壽命的影響上。

　　4.1過渡態(tài)對燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)工作穩(wěn)定性的影響最重要的過渡態(tài)有兩種：不加力發(fā)動機(jī)功率過渡態(tài)工況；加速過渡態(tài)工況。非加力狀態(tài)改變需要通過增加（減少）發(fā)動機(jī)燃油流量來提高（減少）渦輪扭矩，以高（低）于定常工況時(shí)的水平來加（減）速發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、增加（減少）推力。加速所需要增加的燃油流量引起壓氣機(jī)排氣壓力高于定常工況，造成喘振裕度降低/工作線升高。喘振裕度降低工作線升高的程度取決于供油量的大小，如果供油量過大，那么壓氣機(jī)將進(jìn)入喘振。因此，對于渦噴發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)或渦扇發(fā)動機(jī)的高壓壓氣機(jī)來說，加速是降穩(wěn)因子。

　　對渦扇發(fā)動機(jī)來說，由于高、低壓壓氣機(jī)之間的轉(zhuǎn)速失配，慣性較低的高壓壓氣機(jī)迅速減速造成流通能力下降，使低壓壓氣機(jī)后壓力增加，這種背壓效應(yīng)促使發(fā)動機(jī)減速而引起穩(wěn)定性問題。通常是在高、低壓轉(zhuǎn)子之間旁路放氣來消除這一問題。

作者：佚名　　來源：潤滑油招商網(wǎng)