王朝蓬，汪 濤，馬志平

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

民用飛機(jī)靈活溫度起飛和試驗(yàn)數(shù)據(jù)簡析

王朝蓬，汪 濤，馬志平

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

民用航空運(yùn)輸中，由于靈活溫度起飛具有延長發(fā)動(dòng)機(jī)熱端壽命，有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)使用、維護(hù)成本，而且可以降低起飛噪聲，減少燃油消耗，降低航空公司的運(yùn)行成本，改善機(jī)場周圍的環(huán)境質(zhì)量等優(yōu)點(diǎn)而備受重視。本文介紹了靈活溫度起飛，并結(jié)合某型民用飛機(jī)的靈活溫度起飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對其進(jìn)行分析。最后提出了應(yīng)用靈活溫度起飛應(yīng)注意的一些方面。

減推力起飛；靈活溫度起飛；平臺(tái)溫度

1 引 言

在民用航空運(yùn)輸飛行中，飛機(jī)起飛階段不僅直接影響飛機(jī)的飛行安全，而且對發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能具有重大影響。減推力起飛是指在一定的起飛條件和飛行環(huán)境、滿足飛機(jī)起飛安全性能前提下，根據(jù)飛機(jī)的起飛重量、跑道長度等因素而采用的一種起飛方式。采用減推力起飛不僅可以延長發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件壽命，有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)使用、維護(hù)成本，而且可以降低起飛噪聲，減少燃油消耗，降低航空公司的運(yùn)行成本，改善機(jī)場周圍的環(huán)境質(zhì)量[1-2]。

目前，民航飛機(jī)上的高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的推力儲(chǔ)備。在正常的起飛條件和飛行環(huán)境下，適當(dāng)減小發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力即采用減推力起飛是完全必要和可行的。減推力起飛使發(fā)動(dòng)機(jī)的起飛功率低于正常起飛功率，使之和實(shí)際起飛重量相對應(yīng)，同時(shí)也能夠滿足必須的性能要求。減推力起飛主要有兩種方法，一是靈活溫度起飛(Flexible take-off)，另一種是減功率起飛(Derated take-off)，分別見圖1和圖2。

圖1 靈活溫度起飛

圖2 減功率起飛

兩種方法的主要差別是：減功率起飛的各級功率需要通過民航局認(rèn)證，同時(shí)對應(yīng)各級功率的決斷速度(V1)、抬前輪速度(VR)、起飛安全速度(V2)、空中最小控制速度(Vmca)等都會(huì)有所不同；而靈活溫度起飛只需通過認(rèn)證全推力功率，而且無需新的性能表格，即V1、VR、V2等速度均不變[3]。

2 靈活溫度起飛方法

靈活溫度起飛(也稱假設(shè)溫度起飛)是目前大型、重型民航飛機(jī)最常見的減推力起飛方式。靈活溫度起飛通過設(shè)定溫度，可以使發(fā)動(dòng)機(jī)功率連續(xù)減小直至限制值(目前通常限制值為減小全功率的25%左右)。機(jī)場溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)推力、最大起飛重量、低壓轉(zhuǎn)速關(guān)系在圖3中定性表示。由圖中可以看出，實(shí)際中，如果飛機(jī)的起飛重量為Wto,a時(shí)，對應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力為Fa。但是，如果當(dāng)時(shí)的機(jī)場溫度為T1(小于發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度Tref)時(shí)，此溫度對應(yīng)的最大起飛重量為Wto,1，發(fā)動(dòng)機(jī)對應(yīng)推力為F1。實(shí)際起飛重量Wto,a小于Wto,1，同時(shí)也有Fa小于F1，即此時(shí)滿足起飛安全性能實(shí)際需要的飛機(jī)最小起飛推力為相當(dāng)于外界大氣溫度為Ta所對應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fa,Ta即為假設(shè)溫度,Fa為減推力下的最小起飛推力,最大減推力量為ΔF1，如圖中所示。同理，當(dāng)實(shí)際大氣溫度為T2(大于發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度Tref)時(shí)，最大減推力量為 ΔF2[4]。

圖3 機(jī)場溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)推力、最大起飛重量、低壓轉(zhuǎn)速的定性關(guān)系

由圖3可知，實(shí)施減推力起飛的飛機(jī)應(yīng)當(dāng)滿足以下條件：(1)實(shí)際起飛重量小于最大起飛重量；(2)由實(shí)際起飛重量確定的靈活溫度高于發(fā)動(dòng)機(jī)的平臺(tái)溫度。

對于靈活溫度的選擇，當(dāng)實(shí)際溫度低于發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度時(shí)：

Tflex=Tref+Φ(Tflex,max-Tref)

(1)

式中，Tref為發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度，對應(yīng)圖中推力線拐點(diǎn)溫度；Tflex,max為可以選擇的最大的靈活溫度(通常，靈活溫度起飛最大減推25%，此時(shí)對應(yīng)的溫度為最大的靈活溫度)；Φ為動(dòng)態(tài)系數(shù)，由飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰退情況、飛機(jī)附加重量變化確定。

當(dāng)實(shí)際溫度高于發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度時(shí)：

Tflex=T0+Φ(Tflex,max-T0)

(2)

式中，T0為實(shí)際場溫。

3 某型民用飛機(jī)減推力起飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

某型民用飛機(jī)采用靈活溫度起飛方法，其中默認(rèn)靈活溫度為-95℃，即為正常起飛，最大靈活溫度為99℃。靈活起飛只能在自動(dòng)油門狀態(tài)下使用。

靈活起飛模式鎖定，需要同時(shí)滿足以下條件：(1)油門桿小于50°；(2)起飛功率控制值均有效(輪載信號、輸入靈活溫度等)；(3)靈活溫度至少大于環(huán)境溫度1℃。

當(dāng)靈活模式設(shè)定后，從航電系統(tǒng)輸入一個(gè)“假設(shè)的靈活溫度”，就選擇了靈活溫度起飛。以某日飛行發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)來看，當(dāng)時(shí)場溫26℃，靈活溫度設(shè)置為40℃。

取起落架離地前后一段相對穩(wěn)定的數(shù)據(jù)段，可知，在圖4中紅線標(biāo)注范圍內(nèi)，油門桿保持在66.7°，高低壓轉(zhuǎn)速分別基本穩(wěn)定在98%和91%，此時(shí)排氣溫度尚未穩(wěn)定，從790℃緩慢上升至805℃。

圖4 靈活溫度為40℃時(shí)起飛數(shù)據(jù)

為了便于對比，同時(shí)給出了場溫接近、起飛重量相同的另一架次靈活溫度為99℃的數(shù)據(jù)，如圖5所示。經(jīng)對比可以發(fā)現(xiàn)：在圖5中紅線標(biāo)注范圍內(nèi)，油門桿保持在61.4°，高低壓轉(zhuǎn)速分別基本穩(wěn)定在94.5%和85%，此時(shí)排氣溫度尚未穩(wěn)定，從716℃緩慢上升至727℃。

圖5 靈活溫度為99℃時(shí)起飛數(shù)據(jù)

兩次數(shù)據(jù)氣壓高度和場溫基本一致，通過這些數(shù)據(jù)可以對該靈活溫度起飛模式進(jìn)行定性分析。

靈活溫度起飛設(shè)定的溫度越大，發(fā)動(dòng)機(jī)功率減小得越多?？梢詤⒖紙D1理解，最高靈活起飛溫度由飛機(jī)安全起飛的需用最小功率決定。靈活溫度設(shè)定越高，排氣溫度減小得越明顯，可以延長渦輪部件的壽命，從而減少維修成本，增加發(fā)動(dòng)機(jī)服役時(shí)間。

在靈活溫度起飛模式下，如果出現(xiàn)單發(fā)失效的情況，全權(quán)限電子控制器(FADEC)將參考風(fēng)扇轉(zhuǎn)速提高到最大狀態(tài)對應(yīng)的轉(zhuǎn)速，并向航電發(fā)送請求自動(dòng)油門桿并移至起飛位，退出減推力起飛。

4 結(jié) 論

采用減推力起飛，可以顯著降低渦輪前溫度，提高渦輪的使用壽命；可顯著增加發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件壽命，降低發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車率、提前換發(fā)率、航班延誤率等；可以有效提高排氣溫度裕度，減小排氣溫度裕度衰退；可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)起飛噪聲，改善機(jī)場周圍環(huán)境質(zhì)量。在滿足飛機(jī)性能及安全的情況下，推薦使用減推力起飛。使用減推力起飛，需要注意以下幾個(gè)方面：

(1)在任何一個(gè)機(jī)場采用減推力起飛，必須計(jì)算出該機(jī)場的起飛限重，各機(jī)場不能混用。

(2)減推力起飛和爬升時(shí)，一旦出現(xiàn)特殊情形，應(yīng)及時(shí)推油門桿到最大起飛狀態(tài)，退出減推力狀態(tài)。

(3)實(shí)施減推力起飛必須是在發(fā)動(dòng)機(jī)具備良好的性能基礎(chǔ)上，故在實(shí)施減推力起飛期間，應(yīng)定期做最大起飛推力起飛，確保發(fā)動(dòng)機(jī)具有良好的性能，確保減推力起飛的可靠性。

[1]劉曉明,趙廷渝,等.民航運(yùn)輸機(jī)減推力起飛技術(shù)[J].飛行力學(xué),2009,27(3).

[2]趙廷渝.渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)減推力起飛必要性分析[J].中國民航學(xué)院學(xué)報(bào),2005,23(3).

[3]An SAE International Group. Guidelines for the integration of Electronic Engine Control Systems with Transport Category Aircraft Systems[R]. SAE AIR 5924-2004.

[4]趙廷渝.基于假設(shè)溫度減推力起飛的理論依據(jù)[J].西南交通大學(xué)學(xué)報(bào),2005,40(5).

Analysis of Flexible Temperature Takeoff and Experimental Data of Civil Aircraft

Wang Zhaopeng, Wang Tao, Ma Zhiping

(Chinese Flight Test Establishment, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

In civil aviation transportation, the flexible temperature takeoff has the virtues of extending the hot component life of the engine, effectively reducing the operation and maintenance costs of the engine, decreasing takeoff noise and fuel consumption, reducing the operation costs of airline, improving the quality of environment around the airport, so it has received great attentions. The flexible temperature takeoff is introduced in the paper. Combined with the flexible temperature takeoff of a certain type of civil aircraft, the test data is analyzed. Finally, some aspects which should be paid attention to in flexible temperature takeoff are proposed.

reduced thrust takeoff; flexible temperature takeoff; flat temperature

2016-09-27

王朝蓬(1984-)，男，漢族，陜西合陽人，碩士研究生，研究方向：航空動(dòng)力裝置特性飛行試驗(yàn)。

V323.11

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.010