航空发动机燃油流量相似参数
燃油主副出口开启特性及流量分配调控参数计算及验证
收稿日期：2022-06-16基金项目：国家级基金项目资助作者简介：陈川（1989），男，工程师。
引用格式：陈川，石拓，杨亚军，等.燃油主副出口开启特性及流量分配调控参数计算及验证[J].航空发动机，2023，49（6）：74-78.CHEN Chuan ，SHI Tuo ，YANG Yajun ，et al.Calculation and verification of opening characteristics and flow distribution regulation parameters of main and auxiliary fuel outlets [J].Aeroengine ，2023，49（6）：74-78.航空发动机Aeroengine燃油主副出口开启特性及流量分配调控参数计算及验证陈川，石拓，杨亚军，李英杰（四川航天烽火伺服控制技术有限公司，成都611130）摘要：针对燃油调节器主副出口组件参数匹配难、串装试验效率低等问题，以一体化燃油主副出口组件为基础，系统分析了影响主、副出口开启特性及燃油流量分配的影响因素及影响规律。
利用AMESim 软件构建了精确的仿真模型，对各影响因素及影响规律进行了定量计算。
利用Isight 建立以调控参数为优化变量，建立了设计尺寸链及参数强关联性为约束条件的多目标优化数学模型，得到了影响燃油主副出口开启压力及特定位置燃油流量分配的最优调控参数，并在样机上对最优调控参数进行了试验验证。
结果表明：试验结果与仿真优化结果相符，最优调控参数为弹簧刚度23.41N/mm 、支座下垫片0.5mm 、支座上垫片1.0mm 、弹簧垫片1.0mm 、阀座活门配合间隙0.0102mm ，证明了建模仿真及多参数寻优联合优化方法，能够解决强关联参数问题的可行性和有效性。
关键词：燃油调节器；燃油出口；开启特性；调控参数；优化仿真；航空发动机中图分类号：V233.9文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.06.012Calculation and Verification of Opening Characteristics and Flow Distribution Regulation Parameters ofMain and Auxiliary Fuel OutletsCHEN Chuan ，SHI Tuo ，YANG Ya-jun ，LI Ying-jie（Sichuan Aerospace Fenghuo Servo Control Technology Co.，Ltd.，Chengdu 611130，China ）Abstract ：Aiming at the problems of difficult parameter matching of main and auxiliary outlet components of the fuel regulator and low efficiency of installation and test,based on the integrated main and auxiliary fuel outlet components,the influencing factors and laws affect⁃ing the opening characteristics and the fuel distribution of the main and auxiliary fuel outlets were systematically analyzed.An accurate sim⁃ulation model was constructed using AMESim,and the influencing factors and influencing laws were quantitatively calculated.A multi-ob⁃jective optimization mathematical model was established using Isight with regulation parameters as optimization variables and design di⁃mension chain and strong parameter correlation as constraints.The optimal regulation parameters affecting the opening pressure of main and auxiliary fuel outlets and fuel flow distribution at specific positions were obtained,and the optimal regulation parameters were verifiedby experiments on the prototype.The results show that the experimental results are consistent with the optimization simulation results.The optimal regulation parameters are the spring stiffness of 23.41N/mm,support lower gasket thickness of 0.5mm,support upper gasket thick⁃ness of 1.0mm,spring gasket thickness of 1.0mm,and plunger fitting clearance of 0.0102mm.The feasibility and effectiveness of the joint-optimization method adopting modeling and simulation and multi-objective optimization in solving problems with strongly correlated param⁃eters is proved.Key words ：fuel regulator;fuel outlet;opening characteristic;regulation parameters;optimization simulation;aeroengine第49卷第6期2023年12月Vol.49No.6Dec.20230引言燃油调节器是航空发动机燃油流量控制系统的核心执行机构[1]，根据发动机控制指令，调整脉宽调制快速电磁阀占空比，改变计量活门控制腔油液压力使其动作引起通流面积变化，从而控制和调节发动机燃烧室的喷油量。
航空发动机试验燃油流量测量滞后故障仿真与排除
２ ０ １ ４年 １ ０月
燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究
Ｇａ ｓ Ｔｕｒ ｂｉ ｎｅ Ｅｘ ｐｅ ｒ ｉ ｍｅ ｎ ｔ ａ ｎｄ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ
Ｖｏ １ ． ２７ ．Ｎｏ ． ５
０ｃ ｔ ． ． ２ ０１ ４ ５３
摘
要： 针 对 某 型 航 空 发 动 机 起 动 燃 油 流 量测 量 滞 后 、 振 荡 及 重 复性 较差 的 故 障 ， 建 立 了高 空 台燃 油流 量测 试 系 统 和
ｎａ ｔ ｅ ｄ ． Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ：ａ ｅ ｒ ｏ －ｅ ｎ ｇ ｉ ｎｅ； ａ ｌ ｔ ｉ ｔ ｕ ｄ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｆ ａ ｃ ｉ ｌ ｉ ｔ ｙ； ｔ ｕ ｒ ｂ ｉ ｎ ｅ ｌｏ ｆ ｗｍ ｅ ｔ ｅ ｒ ； ｓ ｔ ａ ｒ ｔ ｉ ｎ ｇ ｆ ｕ ｅ ｌ ｌｏ ｆ ｗ； ｄ ｙ ｎａ ｍｉ ｃ ｃ ｈａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ
ｉ ｓ ｔ ｈ ｅ ｍａ ｉ ｎ ｒ ｅ ａ ｓ ｏ ｎ ｏｒ ｆ ｆ ａ ｉ ｌ ｕｒ ｅ ｓ ａ ｂ ｏ ｖ ｅ ． Ｔｈｒ ｏ ｕ ｇ ｈ ｆ ａ ｉ ｌ ｕ ｒ ｅ ｒ ｅ ｐｒ ｏ ｄ ｕｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ｓ ， ｔ ｈｅ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｏ ｆ ａ ｉ ｒ ｉ ｎ ｐ ｉ ｐｅ ｏ ｎ ｆ ｕ ｅ ｌ ｌｏ ｆ ｗ ｍｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｗａ ｓ ｑ ｕａ ｎ ｔ ｉ ｆ ｉ ｅ ｄ ｂ ｙ ｉ ｎ ｓ ｔ ｒ ｕ ｍｅ ｎｔ ，ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｗａ ｓ ｖ ａ ｌ ｉ ｄ ａ ｔ ｅ ｄ．Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ —
航空发动机油的性能及热物理参数分析
合成润滑材料SYNTHETIC LUBRICANTS2021年第48卷第2期引言通常将功率大于3680kW 的航空发动机称为大型发动机，功率等于或小于3680kW 的航空发动机称为中型发动机，功率小于1420kW （或压气机进口换算流量小于9.0kg/s ）的航空发动机称为小型发动机。
涡轴和涡桨发动机多属中小型航空涡轮发动机，涡喷涡扇发动机多属大型航空涡轮发动机。
中小型航空发动机由于其启动性能好（阻力矩小，可在-45℃～55℃的环境温度启动），体积小，重量轻，运转平稳，振动小，应用十分广泛，可作为各种直升机，支线客机，专用机，教练机，无人机，巡航导弹的动力装置和大型飞机的辅助动力装置等，也可以作为机车，坦克，轻型舰艇的动力装置。
航空发动机油作为“航空发动机的血液”，起着润滑、冷却、清净、密封、防锈及散热等重要作用，广泛应用于发动机的摩擦部位，包括轴承，附件传动装置及减速器等。
以某型航空发动机为例，航空发动机润滑系统示意见图1［1］。
图1某型航空发动机润滑系统示意中小型航空发动机的转速高（30000r/min ～55000r/min ，增加了航空发动机油润滑系统的散热难度），体积小（润滑油箱小，航空发动机油承受的工作温度更高），因此对航空发动机油的性能及润滑系统均有着极高的要求。
1中小型航空发动机油性能要求1.1具有适当的黏度和良好的低温启动性若航空发动机油的黏度过低，不能在轴承与齿轮表面形成良好的油膜，会造成接触面磨损，发热量增加；若黏度过高，润滑油循环所需的功率增大，同时流速降低，通过热交换器中的润滑油量减少，散热不良，造成轴承或齿轮过热，因此要求中小型航空发动机的航空发动机油应具有适当的黏度。
通常要求中小型航空发动机油100℃运动黏度在3.0mm 2/s ～8.0mm 2/s 之间，下限为涡喷发动机油的要求，上限为涡桨发动机油的要求。
我国北方地区冬季气温可低至-40℃，这就需要航空发动机油具有良好的低温流动性，因此要求航空发动机油在低温启动温度下的运动黏度在15000mm 2/s ～20000mm 2/s 之间为宜。
航空发动机基本术语
1 喘振压气机的一类气动失稳现象，由于气流分离导致的增压能力的丧失，产生周期性的倒流、解除分离、正常流动、分离、再倒流的循环过程。
可通过中间级放气、双转子自动防喘、可调静子叶片和导向叶片、采用处理机匣等方法来防喘。
2 痒振进气道处于深度超临界状态下，通道中的附面层与正激波相互作用形成的分离区具有强烈的脉动性质，其压力表现为高频周期性变化，从而引起管道中激波的高频振荡，这种不稳定流动现象称为痒振。
4 质量附加涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；“同参数”使涡扇发动机在相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率；B越大，速度越低、推力越大。
5 余速损失绝对坐标系中气流以绝对速度(C9﹣C0)排出发动机所带走的能量称为“余速损失”。
yusun6 能量分配原则为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等，即Pt5II=Pt5，风扇压比的选择要遵循能量最佳分配原则。
7 同参数“同参数”的不同类型发动机具有相同的热力循环和理想循环功，总增压比和涡轮前温度相同，且具有相同的空气流量和燃油流量。
8 推力矢量能够控制排出气流的方向使推力方向变化的尾喷管称为推力矢量尾喷管。
目前通常是通过机械方法使喷管管道转向以控制推力方向的。
shiliang9 几何可调几何可调尾喷管指尾喷管喉道面积可调节，由此来改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配，即改变压气机和涡轮的共同工作点，实现对整个发动机工作状态的控制，带加力的发动机必须几何可调。
10 共同工作各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响称为“共同工作”，共同工作条件：质量流量平衡；压气机与涡轮功率平衡；压气机与涡轮物理转速相等；压力平衡。
压气机特性图上满足共同工作方程的点组成共同工作线。
gongzuoxian11 调节规律被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律）。
航空发动机燃油系统数值模型仿真与验证
量 活 门有 效 面积 ， Ａ ＝ ０ ． ０ ０ ０ ４ １ ５ ４ ７ ５ ｍ ； Ｋ ｃ 为 计量 活 门流 量 压 力 系 数 ， ＝ ４ ． ６ ９ ９ ｘ １ ０ ； 为液 压 无 阻 尼
６ ５ ４ ３ ２ ｌ Ｏ
４ ３
Ｌ
臣—
—＿ ＿ ［ — 卜
、
！
Ｆ ｉ ｇ ． ２ Ｆ ｕ ｅ ｌ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｅ ｒ ｍｏ ｄ ｅ ｌ
｝
图 ４ 试 验 系 统 连 接 示 意 图
Ｆｉ ｇ ． ４ Ｔｅ ｓ ｔ ｓ ｙｓ ｔ ｅ ｍ ｃ ｏ ｎｎ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｄ ｉ ａ ｇ ｒ ａ ｍ
ｍ： 为 稳态液 动力 系数 。
当应 急 电磁 阀、 放油 电磁 阀 同时工作 时 ， 无 论 电液伺
服 阀控 制 电信 号 大小 ， 都 能使计 量 活 门 和分 布器 活 门关 闭 ， 迅 速切 断供 油 。
４ 燃 油 系 统 仿 真 与 验证
４ ． １ 燃油 系统 仿真
燃油 系统仿 真模 型建 立在 上述 各主要 元 器件数
图 １航 空 发 动 机 燃 油 系 统仿 真模 型
Ｆｉ ｇ ． １ Ｆｕ ｅ ｌ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｓ ｉ ｍｕｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｏ ｄ ｅ ｌ
第２ 期
徐
健等 ： 航空发动机燃 油 系【 统 数 值 模 型 仿 真 与 验 证 研 究 — Ｉ Ｉ ／ １ ｂ＿ 一 ／ ｏ
固有 频 率 ， ∞ ＝ ５ ０ ０ ４ ｒ ａ ｄ ／ ｓ ； 为液 压 阻 尼 比 ， ＝
民航发动机气路性能与燃油流量间相关性分析
民航发动机气路性能与燃油流量间相关性分析作者：徐郑续来源：《科学与财富》2010年第10期通过发动机气路参数监视发动机健康状态，诊断发动机故障的理论基础是发动机气路上的参数(压力、温度等)和发动机各气动部件的特性(效率、流通能力等)，两者问存在严格的气动热力学关系。
因此，可以通过测量气路参数的变化判断发动机部件特性的变化，从而达到发动机健康管理的目的。
发动机的健康参数有很多，这些健康参数分别属于不同的单元体，反映了不同单元体的性能状况，但发动机作为一个整体，其中一个单元体的性能衰退也就是发动机的性能衰退，本文将从气路性能DEGT(发动机排气温度的偏差)与DWF(燃油流量偏差)入手对他们进行相关性分析。
单元体的性能参数间存在着相关性，如同属于气路性能的发动机排气温度的偏差(DEGT)和燃油流量偏差(DWF)之间存在正比的相关性，也就是说，发动机排气温度偏差的增加暗示着燃油流量偏差的增加，随着气路性能的衰退，发动机排气温度偏差变大，燃油流量的偏差也随着增大，燃油流量偏差的增大，必将导致燃烧的不充分，增加了发动机的排气温度，同时燃油的不完全燃烧对燃烧室和涡轮也产生影响，不完全燃烧可能使燃烧室或者涡轮局部温度过高，加速他们的性能衰退，甚至产生局部烫伤。
控制发动机的燃油流量可以完全避免过高的排气温度，或者在一旦出现高排气温度时才须迅速的改正措施。
几次短时间的较高温度的超温对发动机的影响程度就和一次长时间的、超温略低一点的影响一样。
过高的内部温度将加重蠕变拉伸、金属板金件变形以及发动机强度减弱等情况。
以上海航空公司的PW4000发动机机队中P727455发动机的性能数据为例，对它进行参数DEGT与DWF相关性分析。
其原始DWF与DEGT数据如图所示。
具体的相关性分析步骤如下：(1)创建坐标系，以DWF为横轴，DEGT为纵轴，同一时刻的DWF与DEGT可以在此坐标系中唯一的确定一点，将原始数据绘制在坐标系中：(2)根据原始数据点在坐标系中的分布拟合出一条直线：(3)计算此条直线的斜率。
航空发动机燃油计量装置的AMESim建模
航空发动机燃油计量装置的AMESim建模航空发动机燃油计量装置的AMESim建模随着航空业的发展，航空发动机的燃油计量装置的可靠性和精度越来越受到关注。
在此背景下，建立一种能够准确模拟航空发动机燃油计量装置的数值模型是十分必要的。
本文将介绍一种基于AMESim的航空发动机燃油计量装置的建模方法。
1. 模型基本思路航空发动机的燃油计量装置主要是由燃油供给系统和测量系统两部分组成。
建立模型时，首先需要分别建立两部分模型。
然后，将两部分模型结合起来形成完整的模型。
最后，利用AMESim进行仿真验证。
2. 燃油供给系统模型燃油供给系统主要包括燃油箱、燃油泵、燃油过滤器、燃油喷射器等组成。
在此模型中，我们将燃油系统看作是一个油泵强制供油的过程。
燃油流量方程：Q=CVN(p2-p1)其中，Q表示燃油流量，C为流量系数，V为流体体积，N为转速，p2-p1为压差。
3. 测量系统模型测量系统主要包括传感器和计算器。
传感器方程：V=kf*rho*deltaP其中，V为燃油体积，kf为传感器系数，rho为燃油密度，deltaP为传感器测得的压差。
计算器方程：mf=V/tau其中，mf为燃油质量，tau为积分时间常数。
4. 整体模型将燃料供给系统和测量系统结合起来，得到完整的模型。
整体模型方程如下：mf=C*tau*kf*rho*N(p1-p2)其中，mf为燃油质量，C为流量系数，tau为积分时间常数，kf为传感器系数，rho为燃油密度，N为转速，p1-p2为压差。
5. 结论本文采用AMESim软件建立了航空发动机燃油计量装置的数值模型，并对其进行了仿真验证。
仿真结果表明，该模型的计算结果与实际数据相符合，证明了该模型的准确性和可靠性。
该模型为研究航空发动机燃油计量装置提供了一种有效的手段，也为提高航空发动机燃油的可靠性和精度提供了参考。
根据不同领域的需求和目的，相关数据可以包括各类定量数据和定性数据。
以下以举例分析为主。
12涡喷发动机的通用特性
2021/4/9
7
感谢您的阅读收藏，谢谢！
2021/4/9
8
8.5 涡喷发动机的通用特性
发动机的特性的获取
地面台架试验 高空摸拟试验 飞行试验
相似理论的一些概念
相似准则 相似理论的应用
2021/4/9
1
8.5.1 发动机性能的相似参数
相似状态下：
任两个截面上同名物理量的比值相同
相似参数等于常数
无量纲参数不变
pi p0
常数
Ti T0
p
0
T
0
2021/4/9
4
8.5.2 发动机性能参数的换算参数
根据相似理论，可以 将不同大气条件下的测得的 性能参数换算成标准大气条件下的数据,
将标准大气条件下的相似参数称为换算参数。用下标 “cor”表示
换算参数的计算
例: 一台涡喷发动机在地面试车时, 大气温度为 37℃, 大气压力为740mmHg,当发动机在转速 11150转/分下工作时, 测得发动机的推力为 1950daN,试将这种工作状态换成标准大气条件下 的相似工作状态。
转 速 相 似 参 数 ： n T0*
2、空气流量的相似参数
q m ,a
T
0pຫໍສະໝຸດ 03、发动机单位推力的相似参数
F sqF m ,a(V 5V)T0V T 50V T0
Fs
T
0
2021/4/9
3
4、发动机推力的相似参数
F
p
0
5、燃油消耗率的相似参数
sfc
T
0
6、燃油流量的相似参数
qm,f
2021/4/9
5
8.5.3 发动机的通用特性
定义：
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
航空发动机燃油流量相似参数
航空发动机燃油流量是指单位时间内燃油消耗的量，它是航空公司和
航空制造商在设计和运营飞机时的重要参数。
燃油流量的相似参数通常用
于不同飞机之间的比较和评估，它能够揭示不同发动机的性能特点和能效
水平。
下面将从燃油流量的定义、影响因素以及燃油流量相似参数的计算
方法等方面进行详细的介绍。
航空发动机燃油流量的定义是单位时间内消耗的燃油量，通常以公斤
或磅为单位。
燃油流量受到多个因素的影响，包括飞机的速度、高度、重量、飞行阶段、发动机的推力以及环境条件等。
其中，发动机的推力对燃
油流量的影响最为直接，通常情况下，推力越大，燃油流量也越大。
燃油流量的相似参数常用于飞机的设计和性能评估，通过对不同飞机
的燃油流量进行比较，可以揭示出它们的性能特点和能效水平。
一般来说，燃油流量越小，飞机的燃油效率越高。
在飞机设计阶段，航空制造商可以
通过计算和模拟来预估不同发动机的燃油流量，从而为客户提供更加节能
和经济的产品。
燃油流量的相似参数计算方法主要有两种，一种是基于实验测试，另
一种是基于理论计算。
基于实验测试的方法需要在实际飞行中收集并记录
飞机的燃油消耗数据，然后进行统计分析和回归分析，得到各种因素对燃
油流量的影响关系。
这种方法的优点是能够直接获取真实的燃油流量数据，但缺点是成本较高且难以进行大规模的实验。
基于理论计算的方法则是通过建立数学模型和仿真工具，利用气动力学、热力学和流体力学等学科的知识，推导出燃油流量与各种因素之间的
关系式。
这种方法的优点是成本低、效率高且结果可靠，但需要丰富的理论基础和计算工具的支持。
燃油流量相似参数的计算方法可以分为两种，一种是将不同飞机的燃油流量进行归一化处理，即将其转化为相同条件下的燃油流量。
这种方法主要是通过对比不同飞机在相同环境条件下的燃油消耗数据，计算出它们之间的比例关系，从而得到相似参数。
另一种方法是通过对不同飞机的性能指标进行综合分析，根据经验公式和经验关系，计算出相似参数。
总之，航空发动机燃油流量相似参数是一个重要的评估指标，可以揭示不同发动机的性能特点和能效水平。
它通过对不同飞机的燃油流量进行比较和评估，为航空公司和航空制造商提供了重要的参考依据。
燃油流量的相似参数计算方法包括基于实验测试和基于理论计算两种，每种方法都有其优缺点，需要根据实际情况进行选择和应用。