1引言燃氣渦輪發動機總體性能的全面評價所依據的技術性能指標不僅是在設計狀態下的，而且還有在偏離設計狀態（尤其是過渡態）下的。

　　在評價航空推進裝置向飛機提供動力以滿足其任務的適合與否方面，有兩個重要的因素必須予以考慮；推進裝置的穩態性能（即在固定的飛行條件與油門位置時的推力與油耗）；推進裝置在飛行條件或油門位置或兩者都變化之過渡態運行時具有良好的性能。

　　穩態指機械設備正在運行于名義固定不變的某一工作點處。過渡態指人為地使機械設備的運行從一個穩態向另一個穩態的變化。隨時間而變化的工作狀態稱為變工況或過渡態，工作狀態隨時間而變化的過程稱為動態過程或過渡過程。只有深入細致地進行過渡態研究，并在此研究基礎上設計出過渡態對燃氣渦輪發動機的影響為最小的結構，并開發出相應的調節規律與控制系統，才能獲得優良的發動機性能。

　　2造成燃氣渦輪發動機過渡態的原因引起推進系統產生過渡態的原因分為4類（1）大氣與外部環境（如自由流的紊流度、飛機尾跡、導彈發射廢氣、矢量噴口在地面轉向或反向時的熾熱廢氣）；（2）飛機飛行狀態（如：大攻角飛行、加速或減速、降落機構打開、側滑、俯仰、橫滾）；（3）進氣系統的工作狀態（如：進氣道不起動、深度超臨界）；（4）發動機工作狀態（如：猛推油門、加力燃燒室熄火、壓氣機失速）。

　　現役發動機中，影響過渡態的大多與油門大移動有關。殲擊機區別于其它飛機的顯著特點是出擊、空-空格斗、空-地攻擊使用中飛機的大機動性，即飛行任務混頻度高（功能變化大）、油門（功率或推力）狀態突變與環境變化大。

　　3航空燃氣渦輪發動機的過渡態特性發動機過渡態性能主要取決于發動機的構造、控制系統基本原理與機械化、自動化程度與控制精度、絕對壓力與溫度、以及發動機過渡態初始時的轉速。

　　3.1起動特性當發動機的轉速很小時，即使在渦輪前保持燃氣溫度的最大允許值T3max，發動機也還是不能起動。這是由于在很小轉速下，壓氣機增壓比很低，壓氣機與渦輪的效率都很低，渦輪產生的功率遠小于壓氣機所需要的功率。只有當發動機轉速達到某一轉速、T3max，發動機才可以穩定工作，此轉速稱為最小穩定工作轉速（其值一般比發動機最大轉速的10%要高）。當發動機轉速超過最小穩定工作轉速、T時，渦輪功率才大于壓氣機功率（即渦輪有剩余功率），于是加速發動機轉動。因此，發動機在地面起動時必須利用外界動力源（統稱為起動機）將發動機轉速帶到最小穩定工作轉速以上。

　　發動機起動特性可以利用時間常數（τ）來描述：時間常數與燃油流量有關。在數值上，通常起動時間等于燃油流量的突變量強加到系統上時轉速達到發動機轉速63%所需要的時間。對不同的發動機和不同的飛行狀態，顯然是不同的，所以應將時間常數換算到標準狀態，以找到各種因素（發動機狀態C發動機輸入變量X、發動機相關輸入變量Y）對發動機換算時間常數的影響。如果C狀態下的時間常數τ（標準），則稱發動機在C狀態遲鈍。

　　3.2加、減速特性（1）加速特性燃氣渦輪發動機在使用中，經常需要從一個穩定工作狀態轉換到另一個穩定工作狀態。例如，在編隊飛行、特技飛行或空戰時，駕駛員通過不斷地改變發動機油門桿位置來操縱飛機。起飛、復飛拉起或空戰中，發動機推力對油門變化的響應速率是十分重要的。推力增加的速率通常是根據發動機轉速或壓比增大的速率（即發動機的加速性）來判斷。發動機從慢車狀態過渡到最大狀態的加速時間越短，發動機加速性越好。

　　（2）影響燃氣渦輪發動機加速過程及加速性的各種因素影響燃氣渦輪發動機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動機的空氣流量下降、渦輪剩余功率下降，不利于加速性；增加飛行速度會使發動機的空氣流量增加、渦輪剩余功率增加，有利于加速性）、工作過程的參數、調節方法、發動機的結構尺寸、摩檫和傳動附件的扭矩。

　　改善燃氣渦輪發動機加速性的措施包括：a改進結構和使用新材料以減小發動機轉子的慣性矩；采用氣動上更完善的壓氣機、渦輪部件。b增加尾噴口的最小截面積，或調節進口導流葉片以減小發動機進氣流量等措施，在保持一定推力條件下增大慢車轉速，以縮短加速時間。

　　渦噴發動機的加速過渡態性能受到下述因素的影響：壓氣機部件不同膨脹率所引起的壓氣機葉尖間隙的變化、因氣冷高壓渦輪靜止葉片熱響應滯后而產生的渦輪導向器溫度變化、渦輪金屬材料受燃氣作用而引起的非絕熱膨脹、壓氣機冷卻狀態下的非絕熱壓縮、工作點與喘振邊界的裕度等。

　　發動機不穩定工作狀態與穩定工作狀態之間的根本區別是渦輪及壓氣機功率互不相等，也即渦輪產生的扭矩與壓氣機需要的扭矩不相等。在加速過程中，渦輪所產生的扭矩必然等于壓氣機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：渦輪葉片強度大轉速下離心力大，該問題突出。壓氣機喘振邊界中等轉速下該問題突出。供油量或T的最大值應保證壓氣機的穩定工作裕度燃燒室穩定性加速過程中供油量過大，燃燒室內的余氣系數α減少，發動機趨于“富油熄火”。高空起動時，該問題尤為突出。

　　b增加尾噴口出口面積（對于可調噴口）以增加渦輪的膨脹比π加速時間直接與轉子慣性矩成正比，與最大轉速下的空氣流量成反比，并與壓氣機的增壓比和T的設計值有關。在加速過程中，如果T或供油量保持由上述3個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間，這樣的供油曲線即為最佳供油曲線。

　　（3）減速特性減少發動機供油量，會使T下降、渦輪功率減小，從而使發動機轉速下降。如果迅速將油門桿從最大油門位置拉回到慢車位置，發動機仍處于很高過渡態對殲擊機燃氣渦輪發動機的影響的轉速，燃油流量的突然減少可能引起燃燒室“貧油熄火”而導致發動機停車。這個問題在高空尤為突出。為避免這種情況，燃油系統應采取相應的安全裝置，以保證飛行員迅速拉油門桿時燃油流量不致突然減小。在減速過程中，自動調節器將相應地改變發動機的某些幾何可調機構的工作位置。

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

　　對于渦輪噴氣發動機來說，壓氣機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，就可以實現貼近控制。出于需要，殲擊機常常采用帶加力的發動機，以便在緊急情況下對渦輪后的燃氣補充噴油燃燒，在短時間內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。在大功率狀態下，這種噴口處于堵塞狀態，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，這在發動機燃油量不變的情況下會引起壓氣機失速。因此，為了防止壓氣機失速，應將噴口打開。在相同條件下，為保持發動機工作，通常近似按加力燃燒室出口溫度/加力燃燒室進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，溫度的變化遠小于壓力的變化。

　　4過渡態對燃氣渦輪發動機的影響過渡態對戰斗機燃氣渦輪發動機的影響主要體現在穩定性和可操縱性、效率、耐久性與壽命的影響上。

　　4.1過渡態對燃氣渦輪發動機工作穩定性的影響最重要的過渡態有兩種：不加力發動機功率過渡態工況；加速過渡態工況。非加力狀態改變需要通過增加（減少）發動機燃油流量來提高（減少）渦輪扭矩，以高（低）于定常工況時的水平來加（減）速發動機轉速、增加（減少）推力。加速所需要增加的燃油流量引起壓氣機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，那么壓氣機將進入喘振。因此，對于渦噴發動機的壓氣機或渦扇發動機的高壓壓氣機來說，加速是降穩因子。

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

作者：佚名　　來源：中國潤滑油網