肖文富，朱彥偉，田琳

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

機(jī)翼水平失速誘發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)失速的飛行試驗(yàn)

肖文富，朱彥偉，田琳

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

利用飛行試驗(yàn)的方式，選取相同高度和馬赫數(shù)條件，對(duì)某尾吊布局飛機(jī)進(jìn)行機(jī)翼水平失速試驗(yàn)，考核幾種發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)對(duì)進(jìn)氣畸變的響應(yīng)。試驗(yàn)結(jié)果表明：除飛行慢車(chē)狀態(tài)外，其他幾種功率狀態(tài)均捕捉到了發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，且捕獲的發(fā)動(dòng)機(jī)失速為典型的可恢復(fù)失速；尾吊布局的發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)氣畸變水平隨攻角的增大而增大；發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)姿態(tài)變化速率分析表明，飛機(jī)姿態(tài)劇變是發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；飛行試驗(yàn)；尾吊布局；機(jī)動(dòng)飛行；進(jìn)氣畸變；可恢復(fù)失速

1 引言

飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的氣流分離，有可能被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)中形成進(jìn)氣畸變，進(jìn)而引起發(fā)動(dòng)機(jī)失速或喘振，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)件強(qiáng)烈振動(dòng)乃至嚴(yán)重?fù)p壞、發(fā)動(dòng)機(jī)熱端超溫、性能急劇惡化、熄火停車(chē)等故障，甚至危及飛行安全[1，2]。雖然在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)階段和進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性早期評(píng)定階段[3]，就已預(yù)估了發(fā)動(dòng)機(jī)飛行包線內(nèi)的喘振邊界，然而受模型和計(jì)算方法的制約，預(yù)估結(jié)果的準(zhǔn)確性還需進(jìn)一步驗(yàn)證。另外，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振邊界隨飛行工況變化，相同進(jìn)氣畸變水平條件下發(fā)動(dòng)機(jī)可能具有不同的喘振裕度，難以通過(guò)進(jìn)氣畸變水平估算發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度水平。因此，就目前而言，通過(guò)飛行試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證進(jìn)發(fā)相容性問(wèn)題仍具有不可替代的作用。

為研究機(jī)動(dòng)飛行與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(fù)責(zé)的F/A-18A大攻角研究機(jī)(HARV)計(jì)劃的目的之一，就是通過(guò)穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)條件和相應(yīng)機(jī)動(dòng)飛行獲得全尺寸試驗(yàn)機(jī)的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并用于解釋從固定姿態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)中獲得的最大總壓畸變，能否代表實(shí)際機(jī)動(dòng)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(jī)作為試飛平臺(tái)，具有常規(guī)高性能飛機(jī)都不具備的大攻角持續(xù)飛行優(yōu)勢(shì)。雖然一般的運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)無(wú)法做到HARV實(shí)現(xiàn)的大攻角持續(xù)機(jī)動(dòng)飛行，但也存在飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)可能因機(jī)身或機(jī)翼影響導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變的問(wèn)題[9]。本文采用飛行試驗(yàn)的方法，研究了某尾吊布局大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，在飛機(jī)執(zhí)行機(jī)翼水平失速試驗(yàn)過(guò)程中，失速掉轉(zhuǎn)的特點(diǎn)及其影響因素。

2 試驗(yàn)對(duì)象和方法

2.1 試驗(yàn)對(duì)象

試飛平臺(tái)為某型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)，其發(fā)動(dòng)機(jī)采用尾吊的方式安裝，飛機(jī)平臺(tái)和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置示意見(jiàn)圖1。試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)為安裝在尾吊布局飛機(jī)上的某型大涵道比分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，圖2為其剖面示意圖。該型發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比達(dá)5～6，風(fēng)扇直徑約1.4 m。

圖1 飛機(jī)平臺(tái)及發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置示意圖Fig.1 The aircraft platform and engine installation location diagram

圖2 被試發(fā)動(dòng)機(jī)剖面示意圖Fig.2 Schematic profile of the test engine

2.2 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)前通過(guò)飛機(jī)失速特性試飛，來(lái)確定所選平臺(tái)是否具備進(jìn)行逼喘試驗(yàn)的可能性。如果在飛機(jī)機(jī)體攻角增加過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)比飛機(jī)提前失穩(wěn)，則該飛機(jī)可通過(guò)自身的機(jī)動(dòng)動(dòng)作對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行逼喘試驗(yàn)。

飛行試驗(yàn)過(guò)程保持發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)桿位置不變，通過(guò)飛機(jī)機(jī)翼水平失速的機(jī)動(dòng)動(dòng)作來(lái)獲得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變。飛機(jī)進(jìn)行機(jī)翼水平失速機(jī)動(dòng)時(shí)，由于機(jī)身和機(jī)翼產(chǎn)生的低能流體被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口，會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變。圖3給出了機(jī)翼水平失速時(shí)飛機(jī)姿態(tài)的變化，可見(jiàn)機(jī)翼水平失速，主要是通過(guò)改變俯仰角來(lái)改變攻角實(shí)現(xiàn)的。

為在機(jī)翼水平失速試驗(yàn)過(guò)程中獲得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總壓流場(chǎng)，在一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口安裝了總壓測(cè)量耙。測(cè)量耙的設(shè)計(jì)借鑒了文獻(xiàn)[4]及APR-1420[10]的方案，采用8支耙，每支耙上5個(gè)探針。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓測(cè)點(diǎn)布局如圖4所示。畸變指數(shù)采用美國(guó)GE公司提出的IDC指數(shù)[9]。

圖3 機(jī)翼水平失速時(shí)試驗(yàn)飛機(jī)姿態(tài)隨時(shí)間的變化曲線Fig.3 Aircraft attitude changes with time during wing-level stall test

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓測(cè)點(diǎn)布局(逆航向看，右側(cè)靠近機(jī)身)Fig.4 Layout of engine inlet total pressure measurement rakes (reverse course，right next to the fuselage)

2.3 試驗(yàn)矩陣

表1給出了飛機(jī)機(jī)翼水平失速產(chǎn)生進(jìn)氣畸變的試驗(yàn)矩陣。試驗(yàn)在相同高度和馬赫數(shù)條件下進(jìn)行，可減小試驗(yàn)雷諾數(shù)的影響。試驗(yàn)的4種發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)，除飛行慢車(chē)外，其他幾種功率狀態(tài)均捕捉到了發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)過(guò)程主要參數(shù)變化

圖5為飛機(jī)執(zhí)行某次機(jī)翼水平失速試驗(yàn)時(shí)，一側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)過(guò)程中，飛機(jī)攻角α、側(cè)滑角β、油門(mén)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(jī)出口總壓p3、燃油流量Wf、渦輪級(jí)間溫度t5的時(shí)間歷程。圖中所示起始時(shí)刻，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定在某一狀態(tài)(φ≈ 45.8°，nlc≈84.1%，nhc≈86.3%)。隨著飛機(jī)攻角的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)一直保持該穩(wěn)定狀態(tài)。當(dāng)飛機(jī)攻角增大至12.3°時(shí)，油門(mén)桿角度仍保持在45.8°，但高壓壓氣機(jī)出口總壓出現(xiàn)突降(從14.8 kPa突降至7.5 kPa)。與此同時(shí)，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(jī)出口總壓突降，發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量就會(huì)及時(shí)調(diào)整，使高壓壓氣機(jī)出口總壓回升。雖然經(jīng)過(guò)燃油流量調(diào)節(jié)，高壓壓氣機(jī)出口總壓有所回升，但仍處于下降趨勢(shì)內(nèi)。經(jīng)幾次調(diào)整后，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速開(kāi)始上升，逐漸恢復(fù)到原來(lái)狀態(tài)?？梢?jiàn)，該發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)屬于典型的可恢復(fù)失速現(xiàn)象。

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

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)過(guò)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(jìn)氣畸變的特點(diǎn)

圖6給出了攻角為6.1°和12.3°時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓分布云圖，其中圖6(b)對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)的初始時(shí)刻，圖中pt為總壓，ptav為參考?jí)毫??？梢?jiàn)，圖6 (b)中存在3個(gè)明顯的低壓區(qū)，與圖6(a)其中2個(gè)低壓區(qū)位置相對(duì)固定，另一個(gè)低壓區(qū)隨著攻角的增大其位置由右下向上方移動(dòng)，該低壓區(qū)由機(jī)翼水平失速動(dòng)作造成。進(jìn)口下部還存在一個(gè)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(kuò)展的趨勢(shì)。為對(duì)比畸變水平，采用公式(1)計(jì)算畸變指數(shù)。攻角為6.1°時(shí)，IDC=0.05；而攻角為12.3°時(shí)，IDC=0.19?？梢?jiàn)，隨著攻角的增大，畸變水平提高。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓分布云圖(逆航向看，右側(cè)靠近機(jī)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(dòng)機(jī)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(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)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(huì)導(dǎo)致失穩(wěn)現(xiàn)象出現(xiàn)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的喘振裕度與其功率狀態(tài)有關(guān)，因此發(fā)動(dòng)機(jī)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(lái)表示大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平，給出了風(fēng)扇轉(zhuǎn)速與發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)初始時(shí)刻攻角的關(guān)系?？梢?jiàn)，隨著風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)初始時(shí)刻攻角存在一定的減小趨勢(shì)。表1列舉的試驗(yàn)點(diǎn)中，攻角大小可代表進(jìn)氣畸變狀態(tài)。從表1可知，在相似飛行機(jī)動(dòng)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)狀態(tài)在試驗(yàn)過(guò)程中未發(fā)現(xiàn)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，相對(duì)于其他幾種較大推力狀態(tài)而言，其受進(jìn)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(dòng)機(jī)趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。

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

3.4 飛機(jī)姿態(tài)變化速率的影響

飛機(jī)運(yùn)動(dòng)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(jī)穩(wěn)定裕度。為分析飛機(jī)姿態(tài)變化與失速之間的相關(guān)性，引入文獻(xiàn)[8]中NASA提出的綜合飛機(jī)姿態(tài)變化速率參數(shù)(ΔS)。ΔS描述為：

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

圖8 飛機(jī)攻角及姿態(tài)變化速率隨時(shí)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(jī)翼水平失速試驗(yàn)捕捉到了發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)現(xiàn)象，通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果分析，得出以下結(jié)論：

(1)捕獲的發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)為可恢復(fù)失速。

(2)尾吊布局的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變水平隨攻角的增大而增大。攻角增大過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總壓分布存在相對(duì)固定的低壓區(qū)，也存在隨攻角變化的低壓區(qū)。

(3)相對(duì)于其他較大的功率狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)狀態(tài)受進(jìn)氣畸變的影響較小；隨著功率狀態(tài)的增加，大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)趨向于更易失穩(wěn)的狀態(tài)。

(4)發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)起始時(shí)刻對(duì)應(yīng)著飛機(jī)姿態(tài)變化速率的某個(gè)局部最大值，表明飛機(jī)姿態(tài)劇變是發(fā)動(dòng)機(jī)失速掉轉(zhuǎn)的誘因之一，但飛機(jī)姿態(tài)變化參數(shù)不能作為是否失速的唯一判據(jù)。

[1]Walsh P P，F(xiàn)letcher P.Gas Turbine Performance[M].2th ed.Oxford：Blackwell Science Ltd.，2004.

[2]廉筱純，吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

[3]吳虎，廉小純，崔建勇.多級(jí)軸流壓氣機(jī)喘振邊界預(yù)估的一種新方法[J].推進(jìn)技術(shù)，1997，18(2)：75—77.

[4]Yuhas A J，Ray R J，Burly R R，et al.Design and Develop?ment of an F/A-18 Inlet Distortion Rake:A Cost and Time Saving Solution[R].AIAA 94-2132，1994.

[5]Steenken W G，Williams J G，Walsh K R.Inlet Flow Char?acteristics during Rapid Maneuvers for an F/A-18A Air?plane[R].NASA/TM-1999-20658，1999.

[6]Amin N F，Hollweger D J.F/A-18A Inlet/Engine Compati?bility Flight Test Results[R].AIAA 81-1393，1981.

[7]Steenken W G，Williams J G，Yuhas A J，et al.Factors Af?fecting Inlet-Engine Compatibility during Aircraft Depar?tures at High Angle of Attack for an F/A-18A Aircraft[R].NASA/TM-1999-206572，1999.

[8]Walsh K R，Steenken W G，Williams J G.Summary of In?let Characteristics of the F/A-18A High Alpha Research Vehicle[R].AIAA 98-3713，1998.

[9]劉大響，葉培梁，胡駿，等，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)與評(píng)定技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004.

[10]Gas Turbine Engine Inlet Flow Distortion Guidelines[R].SAE ARP 1420，1978.

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(dòng)機(jī)性能特性試飛工作。