直升機(jī)渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)研究范文

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《工程與試驗(yàn)雜志》2014年第四期

1某型發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)實(shí)例

某型發(fā)動機(jī)為全權(quán)限數(shù)字電子控制不帶機(jī)械液壓備份的渦軸發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)試飛時(shí)，按照國軍標(biāo)的要求進(jìn)行發(fā)動機(jī)加減速性鑒定試驗(yàn)，具體試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)果如下：

1.1臺架試驗(yàn)在地面臺架條件下，以不大于0．5s的時(shí)間移動負(fù)載桿，被試發(fā)動機(jī)從慢車狀態(tài)加速至95％中間功率狀態(tài)。結(jié)果表明，發(fā)動機(jī)加速時(shí)間符合要求，加減速過程中發(fā)動機(jī)工作正常，未出現(xiàn)超溫、喘振等不穩(wěn)定工作情況。

1.2裝機(jī)地面試驗(yàn)在不同大氣條件下，將“飛行慢車”狀態(tài)設(shè)置為發(fā)動機(jī)狀態(tài)下限，發(fā)動機(jī)狀態(tài)上限設(shè)定為直升機(jī)不離地的典型扭矩狀態(tài)，在1s～2s內(nèi)迅速提放總距桿，進(jìn)行發(fā)動機(jī)地面單、雙發(fā)部分加減速性試驗(yàn)。圖1為地面雙發(fā)加減速試驗(yàn)結(jié)果曲線，圖中主要列出了總距桿位置wf﹑雙發(fā)燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速ng、雙發(fā)動力渦輪轉(zhuǎn)速np﹑雙發(fā)動力渦輪輸出扭矩mn﹑雙發(fā)渦輪后排氣溫度T45等參數(shù)隨時(shí)間變化的曲線。由圖可見，由于地面試驗(yàn)時(shí)沒有采取直升機(jī)配重或者系留等措施，為了保證直升機(jī)不離地，加速試驗(yàn)時(shí)迅速提距，雙發(fā)輸出扭矩最大值只能達(dá)到45％左右，動力渦輪轉(zhuǎn)速也沒有明顯的變化。試驗(yàn)過程中，發(fā)動機(jī)工作穩(wěn)定，發(fā)動機(jī)無超溫、超轉(zhuǎn)、喘振、熄火等異常現(xiàn)象。

1.3飛行試驗(yàn)飛行包線內(nèi)選取3個(gè)試驗(yàn)高度，速度選取相應(yīng)高度下的最有利速度（發(fā)動機(jī)功率較小狀態(tài)對應(yīng)的速度），直升機(jī)平飛，在0．5s～1．5s內(nèi)快速提收總距桿，雙發(fā)由較小功率穩(wěn)定平飛狀態(tài)至發(fā)動機(jī)進(jìn)入“起飛狀態(tài)”之間進(jìn)行加減速試驗(yàn)。圖2所示為某型渦軸發(fā)動機(jī)在高度3000m進(jìn)行加減速試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動機(jī)關(guān)鍵參數(shù)變化曲線。由試驗(yàn)結(jié)果可見，進(jìn)行雙發(fā)加速性試驗(yàn)時(shí)，初始狀態(tài)選擇高度3000m以最有利速度穩(wěn)定平飛時(shí)對應(yīng)的功率狀態(tài)。此時(shí)，發(fā)動機(jī)扭矩Mn為40％左右。以1s左右的時(shí)間迅速提總距桿，發(fā)動機(jī)狀態(tài)迅速增大，發(fā)動機(jī)渦輪后溫度T45和燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速ng迅速增加，其中任何一個(gè)參數(shù)到達(dá)發(fā)動機(jī)起飛狀態(tài)要求的范圍就認(rèn)為達(dá)到起飛狀態(tài)，此狀態(tài)就是目前進(jìn)行加速性試驗(yàn)提距的最大狀態(tài)，此時(shí)對應(yīng)的發(fā)動機(jī)扭矩最大值不到90％。發(fā)動機(jī)減速試驗(yàn)與加速試驗(yàn)相反。由圖可見，發(fā)動機(jī)加減速過程中，動力渦輪轉(zhuǎn)速np（與直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速對應(yīng)）出現(xiàn)了5s左右的下垂和超調(diào)，并且下垂量和超調(diào)量均在3％以內(nèi)，符合發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求。但是，此項(xiàng)內(nèi)容的考核要求并沒有在現(xiàn)行的國軍標(biāo)中有具體的要求和說明。從某型渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法安排和試驗(yàn)結(jié)果可見，發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)方法是參考國軍標(biāo)要求進(jìn)行的，試驗(yàn)方法比較簡單，試驗(yàn)的區(qū)間也比較小，與國外試驗(yàn)技術(shù)相比，還存在一定的差距。

2國外渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)技術(shù)

美國考核渦軸發(fā)動機(jī)加減速性能時(shí)，是依據(jù)ADS－1B－PRF（AERONAUTICALDESIGNSTANDARA）航空設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)和（ROTORCRAFTPROPULSIONSYSTEMAIRWORTHINESSQUALIFICATIONREQUIREMENTS）旋翼機(jī)動力裝置資格審定要求中發(fā)動機(jī)／直升機(jī)匹配性條款所要求的內(nèi)容［3］進(jìn)行的。通常，匹配性包括結(jié)合了傳動系統(tǒng)和旋翼的發(fā)動機(jī)和發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)響應(yīng)特性。

2.1試驗(yàn)方法及技術(shù)要求航空設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)中要求，地面進(jìn)行加減速試驗(yàn)時(shí)，需進(jìn)行飛機(jī)配重或系留，加減速試驗(yàn)的功率范圍通常從飛行慢車至發(fā)動機(jī)中間功率，或最大可接受功率。地面試驗(yàn)應(yīng)記錄發(fā)動機(jī)瞬態(tài)特性，獲取穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)下垂特性。飛行試驗(yàn)要求，發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)分別在有／無壓氣機(jī)引氣，分別使用自動和手動發(fā)動機(jī)動力控制，至少需要從海平面到實(shí)用升限高度的3個(gè)高度，以及至少需要到最大平飛速度的3個(gè)空速條件下進(jìn)行的。每一次試驗(yàn)，飛行員都要以一定速率提放總距，以提供發(fā)動機(jī)允許的最大加速燃油流量或轉(zhuǎn)速變化率和最小減速燃油流量或轉(zhuǎn)速變化率。高空的燃?xì)獍l(fā)生器加速度，加速前的空速應(yīng)該至少包含最小和最大下降率條件。燃?xì)獍l(fā)生器減速前的飛行速度應(yīng)該和最小的數(shù)據(jù)分散度是一致的，這是由飛行員操作技術(shù)決定的。增加或減小動力的操作方法應(yīng)該是規(guī)定好的。在試驗(yàn)執(zhí)行之前開始記錄數(shù)據(jù)，并且一直持續(xù)到發(fā)動機(jī)到達(dá)穩(wěn)定狀態(tài)。在記錄加速時(shí)間和減速時(shí)間時(shí)，還要記錄總距位置、燃油流量和氣壓高度。具體試驗(yàn)應(yīng)包括：（1）加速試驗(yàn)功率狀態(tài)從自轉(zhuǎn)（發(fā)動機(jī)飛行慢車）到發(fā)動機(jī)最大額定狀態(tài)。（2）減速試驗(yàn)功率狀態(tài)從發(fā)動機(jī)最大額定功率到飛慢狀態(tài)。（3）從地面慢車到發(fā)動機(jī)最大額定狀態(tài)的功率增加。若有需要，在保持使用限制范圍內(nèi)增加功率以獲得最大瞬態(tài)扭矩限制。

2.2T700渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法及結(jié)果分析上世紀(jì)80年代，美國將T700－GE－701A發(fā)動機(jī)安裝于UH－60AS／N77－22714直升機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn)。發(fā)動機(jī)在進(jìn)行加減速試驗(yàn)時(shí)，采用的試驗(yàn)方法［4－6］如下：（1）發(fā)動機(jī)加速性：雙發(fā)﹑單發(fā)加速。從設(shè)定的初始功率狀態(tài)加速到95％IRP（中間功率狀態(tài)）功率狀態(tài)。設(shè)定的初始功率狀態(tài)范圍從80％扭矩到0扭矩（自轉(zhuǎn)）。提距時(shí)間從5s到1s。（2）發(fā)動機(jī)減速性：從初始功率狀態(tài)放距到自轉(zhuǎn)，初始功率狀態(tài)范圍從80％扭矩到95％IRP功率狀態(tài)。放距時(shí)間從5s到1s。（3）推拉桿加減速：穩(wěn)定平飛進(jìn)入，拉桿減速之后立即推桿增速，增速至超過進(jìn)入前的速度。試飛結(jié)果如下：（1）發(fā)動機(jī)加速性：雙發(fā)加速時(shí)扭矩匹配性好，雙發(fā)精度在1％之內(nèi)。以1s到2s的時(shí)間提距，從零扭矩加速到90％及以上扭矩時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速的瞬態(tài)下垂量接近90％（最小為91％）。從20％扭矩加速到IRP時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速的瞬態(tài)下垂量不低于95％。旋翼轉(zhuǎn)速低于95％以后，會有聲光告警。告警伴隨著航向擺動，會使得飛行員將注意力集中于座艙，從而忽視外部的垂直山脊或側(cè)向障礙物。發(fā)動機(jī)的加速性差以及旋翼轉(zhuǎn)速下垂降低了直升機(jī)的攻擊機(jī)動能力，如快速下降隱蔽、掩護(hù)／重新掩護(hù)、消速急停。當(dāng)總距桿從發(fā)動機(jī)零扭矩提至50％及以上扭矩時(shí)，發(fā)動機(jī)加速性差是該發(fā)動機(jī)的固有缺點(diǎn)。當(dāng)總距桿從發(fā)動機(jī)零扭矩恢復(fù)及攻擊機(jī)動時(shí)（如最大平飛速度消速急停），旋翼轉(zhuǎn)速下垂量大，下垂至低于95％，這些問題導(dǎo)致的直升機(jī)響應(yīng)也是一固有缺點(diǎn)。（2）發(fā)動機(jī)減速性：在攻擊狀態(tài)，2s內(nèi)移動總距桿，使發(fā)動機(jī)從IRP狀態(tài)降至零扭矩，旋翼轉(zhuǎn)速僅有4％的超轉(zhuǎn)（12s內(nèi)允許超過107％）。但是，當(dāng)雙發(fā)恢復(fù)時(shí)從零扭矩往上提距30％時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速下垂低至96％。當(dāng)單發(fā)恢復(fù)時(shí)，從零扭矩往上提距37％時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速下垂低至93％（最低到91％）。發(fā)動機(jī)減速性滿足要求。（3）推拉桿加減速：旋翼轉(zhuǎn)速和Np轉(zhuǎn)速的變化量在±2％之內(nèi)，推拉桿加減速時(shí)發(fā)動機(jī)和直升機(jī)的匹配性好。分析T700渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)，國外要求的試驗(yàn)區(qū)間大得多，試驗(yàn)技術(shù)要求也比較嚴(yán)酷，并且更注重在加減速試驗(yàn)時(shí)檢查直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速的下垂量和超調(diào)量。試飛中及時(shí)暴露出發(fā)動機(jī)加速性差的問題，有利于及時(shí)改進(jìn)和調(diào)整發(fā)動機(jī)，在試飛中加強(qiáng)關(guān)注，使問題及時(shí)得到改善。由以上國內(nèi)外發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)果對比可見，國內(nèi)外加減速試驗(yàn)方法基本類似，提放距時(shí)間相當(dāng)，但是國內(nèi)加減速試驗(yàn)區(qū)間較國外小得多，并且未進(jìn)行單發(fā)加減速試飛，試飛方法過于保守。如示意圖3所示，國內(nèi)做渦軸發(fā)動機(jī)的加減速試驗(yàn)，一般都是以最有利速度所確定的最小功率為下限，以最大連續(xù)或起飛狀態(tài)作為上限，進(jìn)行快速提放距。而國外，下限都是零扭矩（自轉(zhuǎn)狀態(tài)），上限都是中間功率狀態(tài)，而且雙發(fā)、單發(fā)都進(jìn)行，試驗(yàn)區(qū)間非常嚴(yán)酷。

3結(jié)論與展望

隨著渦軸發(fā)動機(jī)和直升機(jī)的發(fā)展，直升機(jī)執(zhí)行任務(wù)越來越廣泛，對直升機(jī)機(jī)動性要求也越來越高。因此，需要發(fā)動機(jī)具有良好的加減速性能。本文通過分析當(dāng)前國內(nèi)渦軸發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)國內(nèi)目前的發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)方法過于保守，試驗(yàn)區(qū)間也小得多，而且沒有進(jìn)行單發(fā)加減速性試飛。這可能會導(dǎo)致有些問題不能在試飛期間及時(shí)暴露出來，給發(fā)動機(jī)后續(xù)使用帶來一定的風(fēng)險(xiǎn)。因此，應(yīng)該吸取國外試飛的經(jīng)驗(yàn)和教訓(xùn)，借鑒國外先進(jìn)的試飛方法，在后續(xù)發(fā)動機(jī)加減速試驗(yàn)時(shí)，考慮在不同大氣溫度，不同高度條件下，單發(fā)﹑雙發(fā)分別進(jìn)行，加減速區(qū)間要逐步擴(kuò)大，并且應(yīng)考慮發(fā)動機(jī)的負(fù)載情況，在不同引氣及其組合的情況下，重復(fù)檢查典型的試驗(yàn)點(diǎn)。同時(shí)，了解國外先進(jìn)的試飛技術(shù)也有利于對國內(nèi)現(xiàn)行的國軍標(biāo)進(jìn)行修訂和完善，為后續(xù)渦軸發(fā)動機(jī)試驗(yàn)規(guī)劃和試飛技術(shù)實(shí)現(xiàn)提供參考。

作者：張媛 單位：中國飛行試驗(yàn)研究院