多电发动机燃油系统设计面临的挑战和对策.pdf

多电发动机燃油系统设计面临的挑战和对策陈美娟，金林山，朱 赟，刘昊宽(中国航发控制系统研究所，江苏 无锡 214063)摘 要：针对 IHI 公司提出的由电动燃油泵和发电机系统组成的多电发动机燃油系统，探讨了实现这一系统所面临的电动燃油泵流量高精度计量、电动燃油泵低转速稳定运行、发电机系统低转速有效发电，以及发动机对多电发动机燃油系统的高安全性和高可靠性要求等 4 个方面的挑战。就上述 4 个方面的挑战，逐一给出对策：设计一种带流量反馈的电动燃油泵，以保证其高精度计量；分析低压离心泵低速增压和高压齿轮泵、电机的低速运行，给出相应的应用建议，解决电动燃油泵低转速稳定运行问题；采用永磁发电机系统，确保发电机系统低转速有效发电；采用发电机双余度电机系统，保证发动机对多电发动机燃油系统的高安全性和高可靠性要求。关键词：航空发动机；多电发动机；电动燃油泵；燃油流量；永磁发电机；燃油系统中图分类号：V233.2 文献标识码：A 文章编号：1672-2620(2023)01-0044-05Challenges and solutions for fuel system design of more electric engineCHEN Mei-juan,JIN Lin-shan,ZHU Yun,LIU Hao-kuan(AECC Aviation Aero Engine Control System Institute,Wuxi 214063,China)Abstract:Based on more electric engine fuel system including electric fuel pump and generator system proposed by IHI Corporation,the challenges of high precision low measurement of electric fuel pumps,stable operation of electric fuel pumps at low speeds,effective power generation of generators at low speeds,and high safety and reliability requirements of more electric engine fuel systems were discussed for realizing the more electric engine fuel system.To address the four challenges,strategies were proposed accordingly:electric fuel pump with a novel flow feedback system was introduced to ensure the accuracy of fuel metering.Low discharge pressure for low pressure centrifugal pumps,low speed operation of high pressure gear pumps and generators were analyzed and a feasibility suggestion for application was provided for low speed operation of electric fuel pumps.Permanent motor was provided to ensure the generating electricity effectively under low speed.Redundant generator was suggested to achieve high safety and reliability requirements of fuel system imposed by more electric engine.Key words:aero-engine;more electric engine;electric fuel pump;fuel flow;PMA;fuel system1 引言 多电航空发动机是利用最新的电机、电控和电源技术，使用电动燃油泵和电力作动器取代由附件机匣驱动的燃油泵和液压执行机构，使用发电机系统实现电源供给的一种新型发动机，具有降低燃油消耗，减少二氧化碳排放，提高发动机可靠性、安全性和维护性等优点1。目前，多电飞机已经采用了如电环控系统或电静液飞行控制作动器等电驱动系统，而作为多电飞机核心部件的多电发动机，其深度电气化也是需要重点关注的发展方向2-3。多电发动机主要由发动机本体、多电发动机燃油系统、滑油系统和发电机系统等多个系统组成，设计出高效率燃油系统是多电发动机开发的第一收稿日期：2022-06-20作者简介：陈美娟(1984-)，女，山东济宁人，工程师，主要从事航空发动机控制系统科技情报研究。第 36 卷 第 1 期2023 年 2 月燃气涡轮试验与研究Gas Turbine Experiment and ResearchVol.36,No.1Feb.,2023 44 第 36 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 45 步。日本 IHI 公司的 Morioka 等4-5在分析传统燃油系统的基础上，提出一种新型的多电发动机燃油系统。该燃油系统主要由电动燃油泵和发电机系统组成。其中电动燃油泵主要由电机、电机控制器、组合泵(齿轮泵和离心泵)和流量检测反馈装置组成，具有燃油输送和燃油流量调节的功能，可以实现燃油泵转速与发动机转速解耦，按需供油。而传统的航空发动机燃油泵由发动机附件机匣驱动，其转速与发动机转速直接相关，为了保证给发动机提供准确流量的燃油，需将燃油泵多余的燃油重新回流至油箱，导致发动机功率损耗和油温升高。发电机系统主要为多电发动机上的电气附件提供电能。但是要实现提出的多电发动机燃油系统，还需要克服以下 4 个方面的技术挑战5-6：全工况下电动燃油泵流量高精度计量问题；电动燃油泵低转速稳定运行问题；发电机系统低转速有效发电问题；多电发动机燃油系统对电机系统的高安全性和高可靠性要求。本文主要以中小推力发动机为应用背景，开展了多电发动机燃油系统的相关论述。2 多电发动机燃油系统设计面临的挑战2.1 电动燃油泵流量高精度计量 传统的燃油泵调节器通过计量活门和压差活门来保证计量流量的准确性，精确的计量面积和恒定压差可以使计量流量精度控制在 5%范围内。电动燃油泵则取消了计量活门和压差活门，改为由电动燃油泵转速控制来确定流向发动机的燃油流量。电动燃油泵控制器接收 FADEC 发出的燃油流量指令，然后根据电动燃油泵转速和燃油流量间的换算表来控制电动燃油泵转速。电动机转速控制精度可控制在 0.5%范围内，但是随着燃油温度和泵后压力的变化、燃油泵性能退化或者内部燃油泄漏量增多都会导致燃油计量精确度下降。燃油流量精确性较低可能导致发动机起动失败或悬挂。为了解决这个问题，电动燃油泵需采用流量反馈控制。通过流量计可以实现流量反馈功能，但是一般燃油系统中使用的流量计(如涡轮流量或齿轮流量计)，并不适合应用在电动燃油泵中 这些流量计对使用的安装条件如前后的直管段长度等有要求，且其环境适应性和动态响应性能也不能满足多电发动机的应用要求。所以需要研制一种满足流量检测精度要求、动态响应要求、安装条件要求和环境要求的流量检测装置，将检测到的流量信号反馈给电动燃油泵控制器实现流量的闭环控制。2.2 电动燃油泵低速稳定运行 电动燃油泵通过电机对组合泵调速，以实现燃油输送和燃油流量调节的功能。组合泵主要由高压级齿轮泵和低压级离心泵组成。为确保高压级齿轮泵正常运行，齿轮泵入口处的燃油压力应满足齿轮填充压力要求。如果齿轮入口处的压力小于齿轮填充压力，则齿轮泵无法吸入燃油，导致泵的排量下降，还可能在齿轮上发生气蚀。低压级离心泵必须在发动机任何工作状况下提供足够的齿轮泵填充压力。通常，飞机燃油系统要求，飞机油箱增压泵故障时发动机能正常运行。这表明发动机入口处的燃油压力可能极低，低压级离心泵的增压性能面临的条件更严苛，即此时低压级离心泵应比飞机油箱增压泵正常工作情况下具有更强的增压能力。传统发动机燃油系统采用的高压级齿轮泵和低压级离心泵一般共用一根传动轴，即两个泵转速相同。但是电动燃油泵中如果也采用这种形式，就要考虑宽的转速调节范围对泵的影响，因为在发动机起动或空中慢车状态时泵的转速非常低，低压离心泵产生的增压几乎为 0。为了验证同轴驱动低压级离心泵和高压级齿轮泵的可行性，需要对低压级离心泵的性能进行评估。传统燃油系统中，齿轮泵将以大约 10%转速为发动机提供起动流量，随后发动机加速至慢车状态；在慢车状态下，泵转速超过 60%。而电动燃油泵中，泵转速在发动机起动期间约为 5%，在高海拔巡航条件下约为 10%。由于电动燃油泵的转速独立于发动机转速，以便输出发动机所需的燃油流量。这意味着电动燃油泵会以 5%10%的速度连续旋转，低于传统燃油系统中齿轮泵的运行范围。电动燃油泵以这样低的速度运行，会导致齿轮泵轴承润滑和电机转速控制精度问题，且泵轴承润滑问题相对严重。2.3 发电机系统低转速有效发电 多电发动机燃油系统中，发电机系统主要起到在全工况下给电动燃油泵提供电能的作用。发动机附件机匣通过齿轮系驱动发电机的轴带动发电机发电，该轴转速与发动机转速成正比。发动机起动时的转速是额定转速的 10%，发电机转速也约为额定转速的 10%，发动机起动时的燃油流量是额定燃油流量的 5%。因此发电机在转速为其额定转速的10%时，必须发出所需的电能，使发动机起动阶段电动燃油泵正常运转供油。传统航空发电机系统一般采用三级式无刷交流发电机，其主要由永磁式副励磁机、交流励磁机、经过计量型孔的流量和计量活门阀芯的位移就建立起了一一对应的确定关系。46 陈美娟等：多电发动机燃油系统设计面临的挑战和对策 第 1 期 旋转整流器和交流主发电机组成。发电机运转时，由永磁式副励磁机给交流励磁机励磁绕组供电，交流励磁机电枢产生的交流电经旋转整流器整流后再给主发电机励磁绕组供电。这就导致主发电机输出电压与发动机转速的立方成正比，使得在发动机起动阶段使用这种类型的发电机系统给电动燃油泵正常供电面临较大的挑战。2.4 发动机高安全性和高可靠性要求 电动燃油泵转速由电机控制，数控系统控制器计算所需的燃油流量，并将燃油流量需求传输到电机控制器，由电机控制器直接控制电机转速，使泵排出所需要的燃油流量。多电发动机燃油系统采用自身的发电机系统向电动燃油泵供电。要保证发动机正常工作，发电机系统需要持续地给电动燃油泵供电，电动燃油泵需要持续地给发动机提供燃油，为此发动机对多电发动机燃油系统的安全性和可靠性要求很高。一般要求为：单点故障不影响发动机的性能，即在多电发动机燃油系统发生单点故障时，发动机的推力不发生任何变化；两点故障不影响发动机工作，即在多电发动机燃油系统发生两个故障时发动机仍可以继续工作；尽量降低系统风险，即尽量减少由于发动机带来的飞机的灾难性故障。3 多电发动机燃油系统设计的相关对策3.1 带有流量反馈的高精度电动燃油泵 针对全工况下电动燃油泵流量高精计量问题，金林山等7提出一种带流量反馈的电动燃油泵(图 1)，主要由控制器、电机、组合泵(齿轮泵和离心泵)、安全活门、增压计量活门和燃油温度传感器等组成。其工作原理为，控制器接收流量指令信号，控制电机带动组合泵转动泵出燃油；燃油流过增压计量活门，同时通过增压计量活门上的位移传感器反馈增压计量活门的型孔开度给控制器，燃油温度传感器反馈燃油的温度给控制器；控制器分别根据位移传感器的反馈信号和燃油温度传感器的反馈信号，并结合流量闭环控制和温度补偿算法，实现燃油流量的闭环控制和温度补偿功能。增压计量活门的原理如图 2 所示。燃油进入计量活门进口，推动计量活门阀芯移动，阀芯压缩弹簧，使得计量型孔有一定的开度，同时位移传感器(LVDT)感受计量活门阀芯的位移；计量活门出口的燃油经过层板节流器进入弹簧腔，使得计量活门阀芯能够感受计量活门进出口燃油压差，这就保证了计量活门进出口燃油压差，与阀芯位移建立了一一对应的确定关系；进而由流量计量原理可知，3.2 电动燃油泵低转速稳定运行可行性分析3.2.1 低压离心泵低速增压性能分析7 以中小推力发动机为应用背景，开展低压离心泵低速增压性能分析。定义包括发动机起动和空中慢车等关键状态的发动机运行任务剖面。计算每个状态所要求的高压齿轮泵入口压力。在飞机发动机使用的各种燃油对比中，JP-4 的饱和蒸汽压曲线值最高，这表明采用 JP-4 开展可行性研究评估相对保守。燃油的饱和蒸汽压也受燃油温度的影响，并随着温度的增加而增加。为此，在飞机油箱增压泵故障情况下，考虑发动机两种最大进口燃油温度的情况：任何条件下燃油温度都是 57；飞机地面时燃油温度为 57，并随着飞行高度的增加燃油温度下降。结果表明，低压离心泵如果与高压齿轮泵同轴驱动运行，在情况下不能产生足够的1-控制器；2-电机；3-组合泵(齿轮泵和离心泵)；4-安全活门；5-增压计量活门；6-燃油温度传感器；7-燃油喷嘴图 1 带流量反馈的电动燃油泵原理图Fig.1 Schematic diagram of electric fuel pump with a flow feedback system43MQmXfT21567图 2 增压计量活门原理图Fig.2 Schematic diagram of pressurization metering valve层板节流器弹簧喷嘴增压计量活门出口计量型孔增压计量活门进口计量阀芯LVDT第 36 卷 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 47 速伺服控制精度还会下降。为避免这种情况，建议使用采样时间可变的数字伺服控制系统，这样采样时间会随着电机转速的增加而缩短，或减小而延长。3.3 永磁发电机系统 针对上文提到的三级式无刷交流发电机在发动机起动时的发电问题，建议使用单个永磁发电机。该发电机的输出电压与发动机转速成正比，当发动机转速下降到十分之一时，发电机电压也只下降到十分之一。这就可以保证在发动机起动阶段发电机发电电压能够使电动燃油泵正常工作。但使用永磁发电机还会带来新的问题，即永磁发电机不可能在轴旋转时停止发电，而传统系统中通过发电机控制装置中的励磁电流断路器很容易关闭。因此，建议多电发动机燃油系统设计时要为永磁发电机设计双关断机制。3.4 电机系统电气双余度设计11-12 电气双余度电机系统包括主动-主动控制系统和一个双三相绕组电机，图 3 给出了电气双余度主动-主动控制电动燃油泵原理。由于单一故障导致一个余度的电机绕组相电流变为 0 时，主动-主动控制系统会使得另外一个余度的电机绕组电流变为原来的双倍，从而保持电机整体的平均相电流不变。这也就保持了电机输出给燃油泵的扭矩不变，进而电动燃油泵的转速不会变。凭借这种电气双余度主动-主动控制，实现单一故障不会影响发动机推力。由于无需机械或电气开关，电气双余度主动-主动控制系统具有高可靠性。压力来使高压齿轮泵在飞行下降时吸入足够的燃油。但是在情况下，低压级离心泵可以在所有飞行条件下具有足够的增压能力。情况以商用发动机进气温度要求为例，而情况是以军用发动机的典型要求为例。验证结果表明，低压级离心泵的增压能力是否满足要求，取决于上述不同的应用情况。3.2.2 高压齿轮泵低速运行分析 高压级齿轮泵轴颈轴承是由特定轴承材料(例如铜铅合金)制成的滑动轴承7-10，轴承使用润滑性较低的燃油进行润滑。轴外径和轴承内径之间存在非常薄的油膜润滑。轴的转速对薄膜厚度至关重要，配合面的滑动速度越大，薄膜越厚。另外，高燃油温度对薄膜厚度也带来不利影响。与传统燃油系统燃油泵相比，多电发动机燃油系统的燃油泵在薄膜润滑方面具有一定的优势，如泵出口压力低和燃油温升低。电动燃油泵最低持续工作转速约为传统燃油系统燃油泵的 50%，假设此状态下电动燃油泵出口压力和燃油温度与传统泵的相同，则可估算电动燃油泵的薄膜厚度比传统泵的要薄。但是多电发动机燃油系统的燃油泵中因为没有计量活门、压差回油活门和增压活门等减少了泵下游的压力损失，泵的出口压力要低于传统泵的出口压力。此外，由于旁通流路(将多余的燃油引到泵入口并导致热量产生)取消，燃油温升也比传统燃油系统的小。如果同时考虑泵出口压力和燃油温升，最小油膜厚度将与传统泵的油膜厚度相当。因此，电动燃油泵在 5%转速时，可以保持轴承的薄膜润滑性。3.2.3 电机低速运行转速控制精度分析 电机转速由转速伺服控制系统确定，转速伺服控制的精度直接受角度传感器测量精度的影响。角度传感器可以检测电机转子的旋转角度，由此计算出角速度，并将角度和角速度反馈给电机转速控制的内环(即电流环)。典型的电机数字伺服控制系统中，角度传感器采样时间的确定以保证检测角度的变化不超过 180 电角度。由于采样时间在任何电机转速下通常都是恒定的，为了满足电机高转速检测要求，采样时间都非常小，例如 1 ms。所以在电机低转速检测时检测到的角度变化非常小，以至于传感器的检测容差导致的误差比电机高速时的更大。多电发动机电动燃油泵中，电机运行转速范围远超航空航天中常用的电机系统。因为电机转速变化范围与发动机燃油流量变化范围相当，所以电机转速从发动机起动时的 5%变化到最大起飞条件下的 100%。如果角度传感器的采样时间恒定，则很难保持转速伺服控制的精度。特别是在低流量时，转图 3 电气双余度主动-主动控制电动燃油泵原理Fig.3 Electrical redundant active-active control electric fuel pump控制器控制器驱动器驱动器+-270VDC270VDCU相U相电机W相W相 V相旋转变压器流量检测装置燃油喷嘴旋转变压器V相燃油泵同步信号电流传感器电功率电信号燃 油+-电流传感器48 陈美娟等：多电发动机燃油系统设计面临的挑战和对策 第 1 期 4 结束语 通过对国内外多电发动机燃油系统设计的发展趋势和面临的挑战进行研究，从 IHI 公司提出的由电动燃油泵和发电机系统组成的多电发动机燃油系统入手，分析了实现这一系统面临的 4 个方面的挑战，并分别提出针对各个挑战的解决措施，可为国内多电发动机燃油系统发展提供借鉴。参考文献：1 2345Morioka N，Oyori H.Improved engine efficiency via the more electric engineR.AIAA 2012-0110，2012.Newman R.The more electric engine conceptR.SAE Technical Paper 2004-01-3128，2004.高毅军，黄金泉.基于分布式控制的航空发动机电动燃油泵方案研究 J.燃气涡轮试验与研究，2012，25(S)：3640.Morioka N，Oyori H.All electric system architecture for aircraft and propulsionR.AIAA 2014-0377，2014.Morioka N，Oyori H.More electric architecture for 6 789101112engine and aircraft fuel systemR.SAE Technical Paper 2013-01-2080，2013.Morioka N，Oyori H.More electric engine architecture for aircraft engine applicationR.ASME GT2011-46765，2011.金林山，胡松涛.一种带流量反馈的高精度电动燃油泵设计与验证 J.航空动力控制，2018，29(2)：6770.Morioka N，Oyori H.Fuel pump system configuration for the more electric engineR.SAE Technical Paper 2011-01-2563，2011.Morioka N，Oyori H.Fuel system design for the more electric engineR.ASME GT2012-68374，2012.Seki N，Morioka N，Oyori H.More electric engine architecture for fuel system of aircraft gas turbine engineR.IGTC2011-0041，2011.Oyori H，Morioka N，Seta M，et al.A 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