某型直升機發(fā)動機安裝損失試驗研究

董云峰 羅道國 王玉璠

（中國航空工業(yè)哈爾濱飛機設(shè)計所，哈爾濱 150066）

航空發(fā)動機安裝到直升機上之后，由于進氣道、排氣管設(shè)計的固有形式，進氣分離系統(tǒng)（防砂濾系統(tǒng)）對進氣的影響，以及從發(fā)動機中引氣等因素，會消耗一部分發(fā)動機功率，即發(fā)動機安裝損失。準確地測試出發(fā)動機安裝損失的情況，對于繪制飛機及發(fā)動機性能曲線，包括評估發(fā)動機性能儲備具有很高的實用性，同時，也可為飛機進行構(gòu)型擴展提供數(shù)據(jù)支持。

科研試飛是驗證飛機性能必不可少的關(guān)鍵步驟。因此，通過本次試驗測試安裝損失，既為科研生產(chǎn)提供技術(shù)支持，也為機型取證提供有力的保障。

1 直升機發(fā)動機安裝損失試驗研究的目的

本文主要針對某型直升機發(fā)動機安裝損失測試技術(shù)中的測試參數(shù)選取、測試設(shè)備安裝，以及測試構(gòu)型和條件的選擇進行研究，主要目的是獲得直升機在安裝發(fā)動機后的飛行試驗數(shù)據(jù)，并與發(fā)動機臺架試驗數(shù)據(jù)對比，確定飛機發(fā)動機安裝損失。同時，安裝損失試驗也用于檢查直升機進氣系統(tǒng)各種工作條件下供給動力裝置所需的空氣量，以及是否存在超過規(guī)定的溫度與氣流畸變，以驗證相關(guān)條款符合性，為機型取證提供理論支持。

2 直升機發(fā)動機安裝損失測試參數(shù)選擇

針對某型直升機發(fā)動機安裝及進氣、排氣等系統(tǒng)的設(shè)計特點，在測量發(fā)動機安裝損失時，需要測量以下參數(shù)用于計算。

2.1 主要測量參數(shù)

2.1.1 進氣道溫升

對于該直升機，進氣道溫升是指外界空氣通過飛機進氣道流到發(fā)動機進口處時的溫度上升值。由于進氣道經(jīng)過主減艙與發(fā)動機艙的熱量通過進氣道外壁使其內(nèi)的空氣溫度上升，進氣溫升△T1-2可以表達為以下公式，具體范圍待定，但一般來說，發(fā)動機進氣道溫升控制在2℃～3℃為最佳。

式中：Tt2為發(fā)動機進氣口（可參考圖1，下同）平均總溫，T1為發(fā)動機進氣口傳感器測量溫度。

2.1.2 進氣壓力損失

進氣道的設(shè)計應使得氣流從自由流狀態(tài)到發(fā)動機進氣口處所需狀態(tài)的總壓損失最小，進氣壓力損失是評估發(fā)動機進氣系統(tǒng)由于壓力下降導致?lián)p失的參數(shù)。該型直升機的進氣平均壓力損失 可以表達為以下公式：

其中，P0為進氣道自由流總壓，Ps0為進氣道入口平均靜壓，Pt2為發(fā)動機進氣口平均總壓，同時進氣壓力損失值應符合圖2中的曲線。

2.1.3 進氣壓力畸變

進氣壓力畸變是通過所謂的“DC60”（60°畸變系數(shù)）和局部壓力變化（ΔPt2/q2）方法確定的，對于該型直升機，DC60是指發(fā)動機進氣口前安裝的梳狀探針所獲得的60°扇形區(qū)域的平均總壓，可表達為以下公式：

DC60應符合范圍：DC60≥-0.15

ΔPt2/q2應符合范圍：

其中，為發(fā)動機進氣口任意60°扇形平均總壓的最小值，Pt2為發(fā)動機進氣口平均總壓，q2為發(fā)動機壓氣機進口平面平均動壓，Pt2（θ, r）為發(fā)動機進氣口局部總壓。

2.1.4 進氣溫度畸變

進氣溫度畸變是通過所謂的“TC120”（120°畸變系數(shù)）方法確定的，可表達為以下公式：

TC120應符合范圍：TC120≤0.02

其中，為發(fā)動機進氣口任意120°扇形平均總溫的最小值，Tt2為發(fā)動機進氣口平均總溫。

2.1.5 引氣損失

在地面標準狀態(tài)下，發(fā)動機在起飛功率的最大引氣流量為150g/s。該型直升機發(fā)動機引氣可用于進氣道充氣密封、座艙加溫系統(tǒng)，必要時可用于進氣道防冰和防砂濾系統(tǒng)。

2.1.6 附件提取損失

附件提取損失是指飛機系統(tǒng)通過發(fā)動機上的機械接口提取發(fā)動機功率導致的功率損失。某型直升機安裝的附件包括起動發(fā)電機、冷卻風扇及發(fā)動機參數(shù)傳感器等。參數(shù)傳感器均為小負載設(shè)備，因此，附件提取損失主要是考核飛機在最大耗電量情況下的起動發(fā)電機和冷卻風扇提取的功率損失。

2.1.7 排氣損失

排氣損失主要是測試排氣管背壓，以及排氣壓力損失，發(fā)動機安裝有一個排氣管，哈飛自制尾噴管與之連接。該直升機排氣系統(tǒng)允許的最大背壓損失為7%。

2.2 其它測量參數(shù)

除上述參數(shù)外，飛機及發(fā)動機的其它主要參數(shù)也需要進行測量和記錄（參見表1），參數(shù)從直升機Arinc總線中采集。

表1 測量參數(shù)及意義

3 某型直升機發(fā)動機安裝損失試驗設(shè)備及安裝

根據(jù)該型直升機的裝機構(gòu)型，需要單獨安裝的傳感器主要包括發(fā)動機壓氣機進口處的總壓傳感器、壓氣機進氣溫度傳感器，以及一級排氣管處的排氣靜壓傳感器等。

表2 試驗設(shè)備和安裝位置

4 試驗步驟及要求

為了準確測量發(fā)動機安裝損失的數(shù)據(jù)，需要對各種狀態(tài)下的發(fā)動機參數(shù)進行測量。根據(jù)使用的發(fā)動機構(gòu)型，以及飛行要求，需要分別在直升機處于不同重量的情況下進行懸停及飛行試驗。懸停試驗主要是為了測試相對靜態(tài)條件下的發(fā)動機安裝損失數(shù)據(jù)，同時也為了對試驗測試設(shè)備和飛機的功能部件進行校驗。飛行試驗主要是為了確定爬升和巡航狀態(tài)下的發(fā)動機安裝損失情況。在試驗中需要分別對不同負載，以及不同高度的情況進行測量。

其中，本試驗所需的3種不同重量狀態(tài)分別為：大重量（范圍3900kg～4250kg），中等重量（范圍3600kg～ 3800kg），小重量（3200kg）；如有必要，可在任何時候用故障模擬器取消EECU（發(fā)動機電子控制單元）失效。

4.1 懸停狀態(tài)

直升機分別在3種不同重量狀態(tài)下進行有地效懸停和無地效懸停各穩(wěn)定3min，其中，無地效懸停高度為1.524m～3.048m。

4.2 迎風飛行

直升機在中等重量、靜風條件下分別以地速10節(jié)、20節(jié)和30節(jié)速度，每45°方向進行一次近地飛行，高度為1.524m～3.048m，每次時間30s。

4.3 爬 升

（1）直升機在中等重量狀態(tài)下以起飛功率和45節(jié)速度爬升3min；

（2）直升機在中等重量狀態(tài)下以最大連續(xù)功率和速度VY從地面爬升至3048m。

4.4 巡 航

4.4.1 4572m巡航

直升機在中等重量狀態(tài)下分別以40節(jié)、60節(jié)、80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和最大巡航速度VH穩(wěn)定平飛3min，記錄相應的NG數(shù)值。

4.4.2 3048m巡航

（1）直升機在中等重量狀態(tài)下分別以40節(jié)、60節(jié)、80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和最大巡航速度VH穩(wěn)定平飛3min，記錄相應的NG數(shù)值；

（2）直升機在以80節(jié)速度平飛3min后，以最大右側(cè)滑或側(cè)滑儀向右側(cè)偏離中心1個球距離（二者以先到為準）狀態(tài)穩(wěn)定2min，再以最大左側(cè)滑或側(cè)滑儀向左側(cè)偏離中心1個球距離（二者以先到為準）狀態(tài)穩(wěn)定2min；

（3）直升機在以120節(jié)的速度平飛3min后，以最大右側(cè)滑或側(cè)滑儀向右側(cè)偏離中心半個球距離（二者以先到為準）狀態(tài)穩(wěn)定2min，再以最大左側(cè)滑或側(cè)滑儀向左側(cè)偏離中心半個球距離（二者以先到為準）狀態(tài)穩(wěn)定2min。

4.4.3 低高度巡航

在低高度巡航，試驗程序同“3048m巡航”內(nèi)容。

4.5 NG掃描

（1）直升機在3048m以80節(jié)速度平飛。

（2）調(diào)整總距桿使NG值設(shè)定至90%，在此過程中可以調(diào)整高度和速度。

（3）用故障模擬器觸發(fā)左發(fā)動機EECU失效，使左發(fā)動機燃油流量凍結(jié)在90%NG位置。

（4）調(diào)整功率使直升機在試驗高度分別以80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和直升機能達到的最大速度平飛，穩(wěn)定2min，記錄相應的NG數(shù)值。其中，試飛過程中需遵循直升機速度及發(fā)動機的最大連續(xù)功率限制，以二者先達到為準。

（5）用故障模擬器取消EECU失效。

（6）調(diào)整總距桿使NG以2%的增量上升，并重復步驟（3）～（5），直至達到最大連續(xù)功率限制。

（7）在右側(cè)發(fā)動機重復步驟（1）～（6）項程序。

4.6 下 滑

直升機在中等重量狀態(tài)下，從3657.6m高度開始下滑。確保直升機以速度VY、下滑速率-304.8m/min通過3048m、1524m和進近高度3個點，并在通過點前后保持直升機處于此狀態(tài)的總時間達到2min。

5 總結(jié)與展望

本文對某型直升機發(fā)動機安裝損失測試技術(shù)與試驗方法進行了分析，是一套比較完整的試驗架構(gòu)方案，后續(xù)過程中需要不斷完善并最終得到符合要求的試驗結(jié)論。就目前已完成的試飛情況來看，試驗機在各種重量懸停，中等重量近地機動、爬升、平飛、下滑等各種飛行科目中，發(fā)動機及進氣系統(tǒng)工作穩(wěn)定，進氣量能夠滿足動力裝置的需要，發(fā)動機的進氣沒有引起有害于發(fā)動機的振動。該試驗方法能夠?qū)Πl(fā)動機安裝損失進行有效的測試，可為今后其它直升機機型開展相關(guān)試驗提供有價值的借鑒。

參考文獻

1 ARRIEL系列發(fā)動機安裝手冊[S]. 2015

2 運輸類旋翼航空器適航規(guī)定（CCAR-29-R1）[S].2002

3 飛機設(shè)計手冊（第13冊）[S]. 2006