基于等效假設的發(fā)動機持久試驗符合性方法

鄭君 胡崇波 洪楠 卞少春

摘要：本文針對航空活塞發(fā)動機持續(xù)適航試驗的符合性驗證方法開展研究，首先建立了發(fā)動機爆壓表征機械載荷、排溫表征溫度載荷兩個等效假設，以爆壓和排溫相當?shù)脑瓌t，探索了海平面高度下模擬發(fā)動機在不同高度條件的持久試驗適航符合性驗證方法。經(jīng)連續(xù)900小時螺旋槳臺架持續(xù)試驗驗證，表明建立的持久試驗適航符合性方法安全可行，可用于渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機的適航持久性試驗。

Abstract： In this paper， two equivalent hypotheses of engine are adopted to study the method for verifying the consistency of the piston engine. Based on the principle that the explosion pressure and the exhaust temperature are equivalent， the method of verifying the airworthiness of the engine in the endurance test at different altitude is explored. The results of the 900-hour test show that the method of the endurance test for airworthiness is safe and feasible; it can be used in the endurance test of turbocharged piston aero engine.

關鍵詞：等效假設;航空活塞發(fā)動機;持久試驗;符合性方法

Key words： equivalent hypothesis;aviation piston engine;endurance test;coincidence method

中圖分類號：U467? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ?   ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）10-0011-02

0? 引言

航空活塞發(fā)動機是小型飛行器使用的動力裝置。載人飛行器的航空發(fā)動機須通過民航CCAR-33部規(guī)章的適航認證。國內(nèi)適航活塞發(fā)動機研制和應用嚴重落后于西方先進國家[1]。最早于2006年，中國航發(fā)南方工業(yè)有限公司開發(fā)HS6K和HS9成為目前國內(nèi)僅有的兩款適航航空活塞發(fā)動機。隨后，清華大學、南京航空航天大學、北京理工大學、蕪湖鉆石航空發(fā)動機有限公司等單位也開展了通航活塞發(fā)動機的研制工作。馮光爍等通過數(shù)據(jù)和分析總結了重油航空活塞發(fā)動機的技術路線[2]，李冰林、高巖飛、耿釗、高宏力等開展了重油活塞發(fā)動機點燃方式的研究工作[3～6]，蔡娟等人開展了重油航空活塞發(fā)動機的總體性能方面的研究[7]，盧東亮、鄭君等人對通航活塞發(fā)動機技術現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢進行了研究[8～9]。總體而言，近年來在航空活塞發(fā)動機研發(fā)領域已有較好發(fā)展勢頭，但在活塞發(fā)動機適航技術和適航符合性方法方面的研究較為少見。截至目前，國內(nèi)還沒有按現(xiàn)行的適航規(guī)章取證的航空活塞發(fā)動機。國內(nèi)的適航規(guī)章主要來源于歐美，因缺少實際取證經(jīng)驗，對規(guī)章的理解尚不夠透徹，對適航規(guī)章的行之有效的符合性方法研究也在逐步摸索和深入。

適航持久試驗是適航取證中驗證航空發(fā)動機是否能夠滿足長期可靠使用的重要試驗之一。CCAR-33部第33.49條規(guī)章對渦輪增壓式活塞發(fā)動機做出在規(guī)定高度壓力下進行持久試驗的明確規(guī)定，但具體實施過程中，將規(guī)章要求直接用于試驗存在較大實際困難。本文基于某型渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機開展持久試驗符合性方法研究，力求在規(guī)章解讀基礎上制定便于實施的試驗方案并實施驗證，為后續(xù)取證發(fā)動機開展適航持久試驗奠定基礎。

1? 符合性方法的假設及建立

規(guī)章對渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機規(guī)定了總時數(shù)為150小時的持久試驗：累計30小時起飛工況、85小時臨界高度下最大連續(xù)功率及35小時2440m高度下的其他功率試驗，表1是持久試驗中不同工作功率點及對應的高度值。在持久試驗載荷譜中，100%功率狀態(tài)和非100%功率狀態(tài)間需進行每半小時的狀態(tài)切換。

持久試驗的載荷譜需在臨界高度下的最大連續(xù)功率和2440m高度下的其他功率條件間切換，不同高度的頻繁轉(zhuǎn)換致使高空試驗臺無法連續(xù)進行。此外試驗持續(xù)時間長，試驗資源使用價格昂貴，往往給試驗承擔單位造成較大壓力，需探索一種符合規(guī)章要求又易于實現(xiàn)的試驗方法，滿足國內(nèi)適航驗證試驗的需求。

1.1 符合性方法等效假設

持久試驗考核在機械載荷和熱載荷的工作條件下，發(fā)動機和渦輪增壓器的持久工作壽命。規(guī)章指出：如發(fā)動機和增壓器承受的機械載荷和工作溫度不低于在實際高空條件下運轉(zhuǎn)時的機械載荷和工作溫度，高空試驗可通過模擬進行。對于活塞發(fā)動機，機械載荷與發(fā)動機氣缸內(nèi)的工作爆發(fā)壓力直接相關，熱載荷也與發(fā)動機排氣溫度直接關聯(lián)?；诖藬M定了兩個等效假設條件，即：

①發(fā)動機氣缸內(nèi)工作爆壓表征發(fā)動機各主要承力件所承受的機械載荷;不同工況點下的最大工作爆壓等效于最大機械載荷;

②發(fā)動機排氣溫度表征發(fā)動機工作的實際溫度載荷狀況;不同工況點下最大排溫等效于發(fā)動機出現(xiàn)最大溫度載荷。

由上述假設，將規(guī)章所述發(fā)動機機械載荷和工作溫度載荷等效于發(fā)動機氣缸內(nèi)的工作爆壓和排氣溫度。

1.2 符合性方法建立

基于上述假設，通過變更發(fā)動機標定參數(shù)達成在海平面高度實現(xiàn)不同高度下的持久試驗符合性方法，主要包括以下環(huán)節(jié)。（圖1）

①試驗發(fā)動機需設計定型，生產(chǎn)工藝固化，以確保試驗發(fā)動機的一致性;

②標準樣機經(jīng)海平面校準，確認試驗發(fā)動機各項性能達到設計要求;

③標準樣機進行高原試驗，按預期的性能指標標定發(fā)動機，形成發(fā)動機構型內(nèi)的標定數(shù)據(jù)（標定數(shù)據(jù)1），記錄不同高度點的工作爆壓及排氣溫度;

④標準樣機在海平面試驗，按高原試驗記錄的各高度點的工作爆壓和排氣溫度再次標定發(fā)動機，形成標定數(shù)據(jù)2;

⑤按標定數(shù)據(jù)2支持發(fā)動機進行持久試驗。

2? 符合性方法試驗及試驗結果

為驗證上述方法，本文采用某渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機為試驗樣機。圖2為該標準樣機最大連續(xù)功率與高度關系曲線。如圖2，該發(fā)動機性能在臨界高度以下最大連續(xù)功率均為100kW，在臨界高度以上功率降低。

本文按2.2節(jié)試驗環(huán)節(jié)開展了試驗和對比，記錄了不同高度下和不同狀態(tài)下發(fā)動機數(shù)據(jù)見表2。標定數(shù)據(jù)1的高原試驗和標定數(shù)據(jù)2的海平面試驗的發(fā)動機實現(xiàn)了工況點的爆壓和排溫相等。因工作環(huán)境差異，標定數(shù)據(jù)2試驗的發(fā)動機實際功率存在一定程度的變化。表2是兩組標定數(shù)據(jù)下，發(fā)動機工作的主要參數(shù)指標對比。由表2可見，按相同的爆壓和排溫條件標定的發(fā)動機，等效條件下的發(fā)動機功率有5%左右的提升。

本文按規(guī)章的載荷譜，以標定數(shù)據(jù)2支持標準發(fā)動機進行了連續(xù)6個150小時，總計900小時的持久試驗考核，發(fā)動機工作正常，表明本文提出的基于等效假設的活塞發(fā)動機持久試驗符合性方法安全可行，可用于渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機的適航持久性試驗。

3? 結論

本文從兩個等效假設出發(fā)，建立了基于等效假設的活塞發(fā)動機持久試驗符合性方法，得出結論如下：

①建立了兩個等效假設，即：發(fā)動機爆壓表征了發(fā)動機機械載荷，排氣溫度表征了發(fā)動機工作的實際溫度載荷狀況;

②基于等效假設，以爆壓和排溫水平相當?shù)脑瓌t，建立了海平面試驗模擬了考核發(fā)動機在不同高度，不同功率變動下的持久試驗適航符合性方法;

③基于該符合性方法，在不同的工況點海平面模擬高空試驗中發(fā)動機功率提升約5%左右;

④經(jīng)標準發(fā)動機6輪次150小時持續(xù)試驗驗證，本文建立的活塞發(fā)動機持久試驗適航符合性方法安全可行，可以用于渦輪增壓式航空活塞發(fā)動機的適航持久性試驗。

參考文獻：

[1]General Aviation Manufacturers Association， 2018 ANNUAL REPORT. 2018.

[2]馮光爍，周明.重油航空活塞發(fā)動機技術路線分析[J].清華大學學報（自然科學版），2016，56（10）：1114-1121.

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