機翼水平失速誘發(fā)發(fā)動機失速的飛行試驗

肖文富，朱彥偉，田琳

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

機翼水平失速誘發(fā)發(fā)動機失速的飛行試驗

肖文富，朱彥偉，田琳

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

利用飛行試驗的方式，選取相同高度和馬赫數(shù)條件，對某尾吊布局飛機進行機翼水平失速試驗，考核幾種發(fā)動機功率狀態(tài)對進氣畸變的響應(yīng)。試驗結(jié)果表明：除飛行慢車狀態(tài)外，其他幾種功率狀態(tài)均捕捉到了發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且捕獲的發(fā)動機失速為典型的可恢復(fù)失速；尾吊布局的發(fā)動機，進氣畸變水平隨攻角的增大而增大；發(fā)動機隨著功率狀態(tài)的增加趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。另外，飛機姿態(tài)變化速率分析表明，飛機姿態(tài)劇變是發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一。

航空發(fā)動機；飛行試驗；尾吊布局；機動飛行；進氣畸變；可恢復(fù)失速

1 引言

飛機機動飛行時產(chǎn)生的氣流分離，有可能被吸入發(fā)動機中形成進氣畸變，進而引起發(fā)動機失速或喘振，嚴重時可導(dǎo)致發(fā)動機機件強烈振動乃至嚴重損壞、發(fā)動機熱端超溫、性能急劇惡化、熄火停車等故障，甚至危及飛行安全[1，2]。雖然在發(fā)動機設(shè)計階段和進氣道/發(fā)動機相容性早期評定階段[3]，就已預(yù)估了發(fā)動機飛行包線內(nèi)的喘振邊界，然而受模型和計算方法的制約，預(yù)估結(jié)果的準確性還需進一步驗證。另外，發(fā)動機喘振邊界隨飛行工況變化，相同進氣畸變水平條件下發(fā)動機可能具有不同的喘振裕度，難以通過進氣畸變水平估算發(fā)動機喘振裕度水平。因此，就目前而言，通過飛行試驗來驗證進發(fā)相容性問題仍具有不可替代的作用。

為研究機動飛行與發(fā)動機進氣畸變的關(guān)系，前人做了大量研究工作[4～8]。由NASA Dryden飛行研究中心負責(zé)的F/A-18A大攻角研究機(HARV)計劃的目的之一，就是通過穩(wěn)態(tài)氣動條件和相應(yīng)機動飛行獲得全尺寸試驗機的飛行試驗數(shù)據(jù)，并用于解釋從固定姿態(tài)風(fēng)洞試驗中獲得的最大總壓畸變，能否代表實際機動飛行中遇到的最大總壓畸變水平[8]。利用F/A-18A大攻角研究機作為試飛平臺，具有常規(guī)高性能飛機都不具備的大攻角持續(xù)飛行優(yōu)勢。雖然一般的運輸類飛機無法做到HARV實現(xiàn)的大攻角持續(xù)機動飛行，但也存在飛機機動飛行時可能因機身或機翼影響導(dǎo)致發(fā)動機進氣畸變的問題[9]。本文采用飛行試驗的方法，研究了某尾吊布局大涵道比渦扇發(fā)動機，在飛機執(zhí)行機翼水平失速試驗過程中，失速掉轉(zhuǎn)的特點及其影響因素。

2 試驗對象和方法

2.1 試驗對象

試飛平臺為某型運輸類飛機，其發(fā)動機采用尾吊的方式安裝，飛機平臺和發(fā)動機安裝位置示意見圖1。試驗發(fā)動機為安裝在尾吊布局飛機上的某型大涵道比分排渦扇發(fā)動機，圖2為其剖面示意圖。該型發(fā)動機的涵道比達5～6，風(fēng)扇直徑約1.4 m。

圖1 飛機平臺及發(fā)動機安裝位置示意圖Fig.1 The aircraft platform and engine installation location diagram

圖2 被試發(fā)動機剖面示意圖Fig.2 Schematic profile of the test engine

2.2 試驗方法

試驗前通過飛機失速特性試飛，來確定所選平臺是否具備進行逼喘試驗的可能性。如果在飛機機體攻角增加過程中，發(fā)動機比飛機提前失穩(wěn)，則該飛機可通過自身的機動動作對發(fā)動機進行逼喘試驗。

飛行試驗過程保持發(fā)動機油門桿位置不變，通過飛機機翼水平失速的機動動作來獲得發(fā)動機進氣畸變。飛機進行機翼水平失速機動時，由于機身和機翼產(chǎn)生的低能流體被吸入發(fā)動機進口，會導(dǎo)致發(fā)動機進氣畸變。圖3給出了機翼水平失速時飛機姿態(tài)的變化，可見機翼水平失速，主要是通過改變俯仰角來改變攻角實現(xiàn)的。

為在機翼水平失速試驗過程中獲得發(fā)動機進氣總壓流場，在一側(cè)發(fā)動機進口安裝了總壓測量耙。測量耙的設(shè)計借鑒了文獻[4]及APR-1420[10]的方案，采用8支耙，每支耙上5個探針。發(fā)動機進口總壓測點布局如圖4所示?；冎笖?shù)采用美國GE公司提出的IDC指數(shù)[9]。

圖3 機翼水平失速時試驗飛機姿態(tài)隨時間的變化曲線Fig.3 Aircraft attitude changes with time during wing-level stall test

圖4 發(fā)動機進口總壓測點布局(逆航向看，右側(cè)靠近機身)Fig.4 Layout of engine inlet total pressure measurement rakes (reverse course，right next to the fuselage)

2.3 試驗矩陣

表1給出了飛機機翼水平失速產(chǎn)生進氣畸變的試驗矩陣。試驗在相同高度和馬赫數(shù)條件下進行，可減小試驗雷諾數(shù)的影響。試驗的4種發(fā)動機功率狀態(tài)，除飛行慢車外，其他幾種功率狀態(tài)均捕捉到了發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

3 試驗結(jié)果

3.1 發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)過程主要參數(shù)變化

圖5為飛機執(zhí)行某次機翼水平失速試驗時，一側(cè)發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)過程中，飛機攻角α、側(cè)滑角β、油門桿角度φ、風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速nlc、高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速nhc、高壓壓氣機出口總壓p3、燃油流量Wf、渦輪級間溫度t5的時間歷程。圖中所示起始時刻，發(fā)動機穩(wěn)定在某一狀態(tài)(φ≈ 45.8°，nlc≈84.1%，nhc≈86.3%)。隨著飛機攻角的增大，發(fā)動機一直保持該穩(wěn)定狀態(tài)。當(dāng)飛機攻角增大至12.3°時，油門桿角度仍保持在45.8°，但高壓壓氣機出口總壓出現(xiàn)突降(從14.8 kPa突降至7.5 kPa)。與此同時，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速和高壓轉(zhuǎn)子換算轉(zhuǎn)速也出現(xiàn)降轉(zhuǎn)現(xiàn)象。每出現(xiàn)一次高壓壓氣機出口總壓突降，發(fā)動機燃油流量就會及時調(diào)整，使高壓壓氣機出口總壓回升。雖然經(jīng)過燃油流量調(diào)節(jié)，高壓壓氣機出口總壓有所回升，但仍處于下降趨勢內(nèi)。經(jīng)幾次調(diào)整后，發(fā)動機轉(zhuǎn)速開始上升，逐漸恢復(fù)到原來狀態(tài)?？梢?，該發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)屬于典型的可恢復(fù)失速現(xiàn)象。

表1 機翼水平失速產(chǎn)生進氣畸變的試驗矩陣Table 1 The test matrix of wing-level stall test inducing inlet distortion

圖5 發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)過程中主要參數(shù)的變化曲線Fig.5 The curves of main parameters during engine turning around

3.2 進氣畸變的特點

圖6給出了攻角為6.1°和12.3°時發(fā)動機進口總壓分布云圖，其中圖6(b)對應(yīng)發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)的初始時刻，圖中pt為總壓，ptav為參考壓力?？梢?，圖6 (b)中存在3個明顯的低壓區(qū)，與圖6(a)其中2個低壓區(qū)位置相對固定，另一個低壓區(qū)隨著攻角的增大其位置由右下向上方移動，該低壓區(qū)由機翼水平失速動作造成。進口下部還存在一個主要由短艙唇口下緣氣流分離引起的低壓區(qū)，隨著攻角的增大，其存在增大并往右側(cè)擴展的趨勢。為對比畸變水平，采用公式(1)計算畸變指數(shù)。攻角為6.1°時，IDC=0.05；而攻角為12.3°時，IDC=0.19?？梢姡S著攻角的增大，畸變水平提高。

圖6 發(fā)動機進口總壓分布云圖(逆航向看，右側(cè)靠近機身)Fig.6 Contours of engine inlet pressure distribution(reverse course,right next to the fuselage)

式中：pav為區(qū)域平均壓力，pF,av為面平均壓力。

3.3 發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)與功率狀態(tài)的關(guān)系

不同飛行條件下同一臺發(fā)動機的喘振邊界可能不同，因此即使畸變水平相同也不一定都會導(dǎo)致失穩(wěn)現(xiàn)象出現(xiàn)。由于發(fā)動機的喘振裕度與其功率狀態(tài)有關(guān)，因此發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)可能與其功率狀態(tài)有關(guān)。

圖7利用風(fēng)扇轉(zhuǎn)速來表示大涵道比渦扇發(fā)動機推力水平，給出了風(fēng)扇轉(zhuǎn)速與發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)初始時刻攻角的關(guān)系?？梢姡S著風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的增加，發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)初始時刻攻角存在一定的減小趨勢。表1列舉的試驗點中，攻角大小可代表進氣畸變狀態(tài)。從表1可知，在相似飛行機動條件下，發(fā)動機慢車狀態(tài)在試驗過程中未發(fā)現(xiàn)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，相對于其他幾種較大推力狀態(tài)而言，其受進氣畸變的影響較小。因此，隨著功率狀態(tài)的增加，大涵道比渦扇發(fā)動機趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。

圖7 風(fēng)扇轉(zhuǎn)速與發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)初始時刻攻角的關(guān)系Fig.7 Fan speed vs.AOA at the point of engine initial turning

3.4 飛機姿態(tài)變化速率的影響

飛機運動變化速率產(chǎn)生慣性力矩，這些力矩使得轉(zhuǎn)子葉間間隙發(fā)生變化而影響壓氣機穩(wěn)定裕度。為分析飛機姿態(tài)變化與失速之間的相關(guān)性，引入文獻[8]中NASA提出的綜合飛機姿態(tài)變化速率參數(shù)(ΔS)。ΔS描述為：

圖8示出了飛機攻角及姿態(tài)變化速率隨時間的變化曲線，其中還疊加了發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)起始位置。飛機操縱均按機翼水平失速的試驗動作執(zhí)行。從圖中可看出，發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)的起始時刻對應(yīng)著飛機姿態(tài)變化速率的某個局部最大值。從試驗動作開始，隨著攻角的逐漸增大，還出現(xiàn)了幾次類似的局部最大值；只有當(dāng)攻角增大到一定程度時，飛機姿態(tài)變化參數(shù)的局部最大值才對應(yīng)發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)初始時刻。因此，飛機姿態(tài)變化參數(shù)不能作為是否失速的唯一判據(jù)，飛機姿態(tài)的劇變只是發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一。

圖8 飛機攻角及姿態(tài)變化速率隨時間的變化曲線Fig.8 Curves of AOA vs.time and attitude change rate vs.time

4 結(jié)論

本文利用機翼水平失速試驗捕捉到了發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，通過試驗結(jié)果分析，得出以下結(jié)論：

(1)捕獲的發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)為可恢復(fù)失速。

(2)尾吊布局的發(fā)動機進氣畸變水平隨攻角的增大而增大。攻角增大過程中，發(fā)動機進氣總壓分布存在相對固定的低壓區(qū)，也存在隨攻角變化的低壓區(qū)。

(3)相對于其他較大的功率狀態(tài)，發(fā)動機慢車狀態(tài)受進氣畸變的影響較??；隨著功率狀態(tài)的增加，大涵道比渦扇發(fā)動機趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。

(4)發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)起始時刻對應(yīng)著飛機姿態(tài)變化速率的某個局部最大值，表明飛機姿態(tài)劇變是發(fā)動機失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一，但飛機姿態(tài)變化參數(shù)不能作為是否失速的唯一判據(jù)。

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Flight Test of Engine Stall Induced by Wing-Level Stall Maneuver

XIAO Wen-fu，ZHU Yan-wei，TIAN Lin
(China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

Wing-level stall flight tests have been done to examine the response of engine power to inlet dis?tortion,using a tail mounted aircraft at the same height and speed.Engine speed drop phenomena have been captured in several power cases,except flight idle power.The test results show that the engine stall drop phenomenon is a typical recovery stall;the engine inlet distortion increases with the angle of attack; the higher engine power level becomes the more unstable tends to be;the analysis of aircraft attitude rate in?dicates that the dramatic change of aircraft attitude may be one of the causes for the engine stall.

aero-engine；flight test；tail-mounted；maneuver flight；inlet distortion；recovery stall

V217

：A

：1672-2620(2014)04-0027-04

2014-02-26；

：2014-05-26

肖文富(1982-)，男，福建永定人，工程師，碩士，主要從事發(fā)動機性能特性試飛工作。