韓建軍

（中航工業(yè)綜合技術研究所，北京 100028）

隨著信息技術的發(fā)展和作戰(zhàn)模式的轉變，無人機逐漸成為各國武器裝備發(fā)展的熱點[1]，特別是以“全球鷹”為代表的高空長航時無人機，可在敵后戰(zhàn)場或縱深區(qū)域執(zhí)行高空長時間大范圍的偵察和監(jiān)視任務，為作戰(zhàn)人員提供了大量的戰(zhàn)場信息支援。高空長航時無人機要求配裝的渦扇發(fā)動機能在高空以較低馬赫數(shù)長時間穩(wěn)定工作，為了滿足無人機提出的功能、性能及可靠性等方面要求，發(fā)動機在研制過程中需要進行大量的試驗，其中高空模擬試驗是發(fā)動機定型必須完成的重要試驗項目。

國內現(xiàn)有航空發(fā)動機高空模擬試驗相關標準大多針對或參考有人駕駛飛機發(fā)動機制定，如GJB 241-1987/GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》和GJB 5100 -2002《無人機用渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》均包含了對高空模擬試驗的要求條款，提出了對高空性能試驗、推力瞬變試驗、功能試驗、起動和再起動、進氣畸變試驗、高空風車旋轉試驗等試驗項目的要求[2，3，4]，可用于指導發(fā)動機型號規(guī)范中高空模擬試驗要求的編制。此外GJB 4879-2003《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機高空模擬試驗要求》作為GJB 241-1987/GJB 241A-2010的重要支撐標準，對航空渦噴、渦扇發(fā)動機的高空模擬試驗提出了更為詳細的試驗要求，其中涵蓋了高空性能試驗、高空功能試驗、空中起動與再起動試驗、高空推力瞬變試驗、進氣畸變試驗、高空風車旋轉試驗、進氣加溫和進氣加溫加壓持久試車、發(fā)動機振動測量試驗、高低溫起動和加速試驗、高原起動試驗以及吞入大氣中液態(tài)水試驗等試驗項目[5]，可用于指導渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的具體開展。但這些標準內容未能充分體現(xiàn)高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機的技術特點，因此需要分析高空長航時無人機渦扇發(fā)動機的使用特點，提煉出高空長航時無人機渦扇發(fā)動機對高空模擬試驗標準的特殊要求，為形成相應的標準規(guī)范提供支撐。

1 高空長航時無人機渦扇發(fā)動機特點分析

高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機與有人駕駛飛機用渦扇發(fā)動機的設計要求和驗證要求基本一致，但也存在一定的區(qū)別，其差異性主要體現(xiàn)在其高空使用環(huán)境、長航時運行和無人駕駛操縱等方面。

1.1 高空使用環(huán)境方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機要求飛行高度更高、范圍更廣，其巡航高度一般在15km以上。在11km以上高空，空氣變得更加稀薄，大氣的密度低、壓力低、溫度低，而高空長航時無人機較低的飛行馬赫數(shù)又導致流經(jīng)發(fā)動機的空氣流量較小，這種低密度、低壓力和低溫度的高空大氣環(huán)境與較小的空氣流量會對發(fā)動機運行產生較大影響，主要表現(xiàn)在以下方面。

● 高空環(huán)境下流經(jīng)發(fā)動機的空氣流量較小且流速低，導致流經(jīng)發(fā)動機風扇和壓氣機的氣體雷諾數(shù)降低，氣流易分離、流動損失大、效率降低且壓氣機更易發(fā)生喘振；

● 由于發(fā)動機空氣流量小且流速低，燃燒室和渦輪要達到規(guī)定的冷卻效果就需要更多的冷卻引氣，這將進一步減少發(fā)動機主氣流通道的空氣流量，導致發(fā)動機推力下降和耗油率升高，并導致發(fā)動機能為無人機提供的引氣和功率更少；

● 由于發(fā)動機空氣流量小且流速低，同時由于高空的低溫空氣可能導致無人機燃油箱結冰，某種情況下可能需要引氣對燃油箱進行加溫防冰。這些加溫引氣將導致發(fā)動機主氣流通道的空氣流量下降、發(fā)動機效率降低、推力下降；

● 發(fā)動機在高空需要的燃油流量大幅減少，同時高空壓力低且流經(jīng)發(fā)動機的空氣流量小，導致燃油噴嘴霧化效果變差；

● 由于高空長航時無人機在執(zhí)行任務（一般為偵察任務）時，需要對發(fā)動機進行頻繁控制，以實現(xiàn)無人機的平穩(wěn)飛行。而在高空低溫低壓環(huán)境下，對空氣流量小的發(fā)動機進行頻繁控制，將使發(fā)動機的工作穩(wěn)定性變差，極易導致熄火等問題；

● 由于在高空環(huán)境下發(fā)動機的工作穩(wěn)定性變差，可能在不同的轉速下熄火停車，因此發(fā)動機面臨在不同轉速下慣性起動的問題；

● 若發(fā)動機長時間處于高空風車運轉，燃油箱容易結冰，冰晶可能會進入發(fā)動機燃油管路，可能會堵塞燃油噴嘴；另外燃油溫度低粘度大，噴嘴霧化效果變差；這些都將導致發(fā)動機點火更為困難，難以實現(xiàn)長時間高空風車運轉后的空中起動；

● 在高空小表速下的發(fā)動機空氣流量小、氣流易分離、燃油噴嘴霧化困難等問題，將使發(fā)動機對油門桿或油門電機的變化速率更為敏感，若變化速率過大容易導致熄火停車。

1.2 長航時使用方面特點分析

高空長航時無人機的長航時特點要求渦扇發(fā)動機應能夠長時間工作，如全球鷹的巡航時間長達24h。長航時的持續(xù)工作對發(fā)動機的耗油率、潤滑系統(tǒng)滑油消耗量以及控制系統(tǒng)的長時間工作能力等提出了更為嚴峻的挑戰(zhàn)，主要表現(xiàn)在以下方面。

● 無人機長時間航行要求發(fā)動機耗油率更低、燃燒效率更高且載油量更大。而由于地面工作時發(fā)動機需要較大的燃油流量，單油路供油不能滿足大流量的供油要求，需要采用多油路供油；而在高空長航時工作時發(fā)動機耗油率低，需要的燃油流量大大降低，需要關閉多油路供油，采用單油路供油，以保證燃油管的供油壓力，改善燃油噴嘴的霧化效果，提高燃燒效率；

● 無人機長航時運行要求滑油載油量更大，發(fā)動機滑油消耗量更低，封嚴效果更好。因為無人機長時間航行在高空環(huán)境中，封嚴裝置兩側一直存在較大的壓差，滑油更容易泄漏；滑油在低壓環(huán)境下也容易形成油氣混合物，造成滑油消耗量加大；

● 無人機長時間航行在高空低氣壓低密度大氣環(huán)境中，滑油熱量不易散去，需要通過燃油循環(huán)進行散熱，對燃油流量要求更大，但發(fā)動機在高空長時間航行需要的燃油量較小，因此可能需要設置其他的燃油散熱回路，讓通過燃滑油散熱器的部分燃油直接回流到回油箱，而不是進入燃油噴嘴進行燃燒。這可能導致燃油箱供給發(fā)動機的燃油溫度升高，進而導致燃油泵的膠圈老化，使發(fā)動機可靠性變差；

● 無人機長時間航行對發(fā)動機控制系統(tǒng)的可靠性要求更高，要求控制系統(tǒng)具有長時間持續(xù)穩(wěn)定工作的能力。

1.3 無人駕駛操縱方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機還存在以下無人駕駛操縱方面的特點。

● 無人機由地面站遙控飛行或按程序自主飛行，對發(fā)動機的控制也不再是駕駛員操縱油門桿，而是采用油門電機模擬駕駛員操縱油門桿的動作，帶動發(fā)動機燃調裝置，或采用總線將數(shù)字油門桿的數(shù)據(jù)發(fā)送給電子控制器；

● 為保持無人機高度和表速的穩(wěn)定性，無人機對發(fā)動機的操縱非常頻繁，即需要不停地調節(jié)發(fā)動機的推力來維持無人機的表速和高度，頻繁操縱會對發(fā)動機的工作穩(wěn)定性產生不良影響；

● 無人機的任務載荷對發(fā)動機的功率提取量較大，且在飛行過程中根據(jù)任務的需要，無人機對發(fā)動機的功率提取量也會存在較大變化，功率提取量變化會突然改變發(fā)動機的負荷，容易導致發(fā)動機熄火停車；

● 無人駕駛飛機與有人駕駛飛機在發(fā)動機空中起動與再起動方面存在差異，以往有人駕駛飛機的飛行員可以人為判斷出發(fā)動機停車，并在合適的時機進行發(fā)動機起動與再起動。而無人機機上沒有飛行員，地面站操縱人員或自主飛行程序只能依靠機上傳感器感知發(fā)動機的運行狀態(tài)，只能通過軟件判斷起動時機，只能依靠飛控/發(fā)控對發(fā)動機進行起動，起動風險較大。判斷是否出現(xiàn)空中停車，空中起動的時機或是否能進行起動，以及起動成功后能否起動成功，都需要合適的判據(jù)來進行判斷，這些判據(jù)需要通過試驗來確定和驗證。

1.4 其他方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機還有一些其他方面的特點，主要包括：

● 為了降低雷達反射面積，一般將渦扇發(fā)動機安裝在高空長航時無人機的機背上方（如“全球鷹”無人機），而受無人機尺寸和發(fā)動機安裝位置的限制，可能需要采用S形進氣道，這將導致進氣道流動損失變大，且發(fā)動機進口空氣畸變變大，造成發(fā)動機運行的不穩(wěn)定；

● 高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機一般不需要參加戰(zhàn)斗，不追求高機動性、不追求高速度，一般不需要加力燃燒室等部件，也不需要采用矢量噴管和反推力裝置。

2 高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機對高空模擬試驗的特殊要求

通過上述對高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機在高空環(huán)境、長航時運行和無人駕駛操縱等方面的特點分析，得出高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機在高空模擬試驗時應關注的特殊要求如下。

● 高空模擬試驗不需要考慮加力裝置、矢量噴管和反推力裝置的相關要求；

● 高空模擬試驗的試驗條件按照極限大氣選取，應具備模擬15km以上高度大氣溫度和壓力的能力。試驗中應更關注發(fā)動機耗油率。若試驗條件允許，應更關注滑油消耗量的測量、封嚴腔壓力的測量、滑油和燃油溫度的測量；

● 高空性能試驗和高空功能試驗中，應更關注高空低溫環(huán)境對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響，特別是考核發(fā)動機在高空小表速下的工作穩(wěn)定性；關注高空工作時單油路供油對發(fā)動機性能的影響及此時發(fā)動機的工作穩(wěn)定性；關注發(fā)動機的引氣量和/或功率提取量對發(fā)動機性能的影響，關注不同功率提取量下發(fā)動機的工作情況以及功率提取量變化時發(fā)動機的工作穩(wěn)定性；關注進氣畸變對發(fā)動機性能和穩(wěn)定性的影響；

● 空中起動與再起動試驗中，在模擬高空條件下應考核單油路供油對空中起動與再起動的影響，并評估起動后發(fā)動機的工作穩(wěn)定性；應驗證發(fā)動機在不同轉速下進行慣性起動、在高空長時間風車后進行起動、有和沒有功率提取下進行起動、高空沒有起動機帶轉時只能依靠慣性和風車進行起動的能力；還應檢查起動判據(jù)的有效性；

● 推力瞬變試驗中，應在發(fā)動機整個工作包線內選取各個試驗點，且要符合飛行任務要求，并測定無人機系統(tǒng)引氣和功率分出以及進氣畸變對發(fā)動機高空推力瞬變特性的影響；檢驗發(fā)動機推力瞬變試驗中瞬時動態(tài)空氣流量的過量和不足隨時間變化的容限；

● 高空風車運轉試驗中，發(fā)動機的排氣狀態(tài)及高空試驗艙內環(huán)境壓力應模擬真實的高空大氣壓力，試驗按有和沒有無人機系統(tǒng)引氣和功率分出兩種情況進行。當無人機任務譜中具有空中滑行內容時，應在試驗中進行滑行軌跡下的風車試驗，考核空滑下發(fā)動機的風車運轉能力；

● 發(fā)動機控制系統(tǒng)試驗中，應驗證不同的油門桿/油門電機變化速率、頻繁操縱油門桿或油門電機、不同功率提取量以及功率提取量變化等情況對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響，驗證無人機自主飛行與地面站遙控飛行切換時發(fā)動機控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，還應考核控制系統(tǒng)長時間運行時的穩(wěn)定性和可靠性。

3 結束語

通過對高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機特點的梳理與分析，提出了高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機高空模擬試驗標準應體現(xiàn)的特殊要求?；谶@些特殊要求可以形成指導我國高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機高空模擬試驗的專用試驗標準，為高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機的高空模擬試驗技術的發(fā)展提供支撐和指導。

[1] 王奉明、程衛(wèi)華.高空長航時無人機用渦扇發(fā)動機關鍵技術分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2010.11，23（4）：53-56.

[2] GJB 241-1987.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范[S].

[3] GJB 241A-2010.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范[S].

[4] GJB 5100-2002.無人機用渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范[S].

[5] GJB 4879-2003.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機高空模擬試驗要求[S].