曾濤

（上海飛機設(shè)計研究院，上海201210）

民用發(fā)動機空中慢車性能設(shè)計方法

曾濤

（上海飛機設(shè)計研究院，上海201210）

空中慢車是應(yīng)用于飛機空中下降過程的最小推力狀態(tài)。為實現(xiàn)飛機與發(fā)動機性能的優(yōu)化匹配，空中慢車需要在設(shè)計階段綜合考慮飛機性能和用戶系統(tǒng)、發(fā)動機自身運行特性3方面的要求，包括飛機正常下降率、引氣、功率提取、發(fā)動機附件運行和本體運行限制等設(shè)計需求。通過空中慢車設(shè)計需求分析并結(jié)合發(fā)動機推力控制模式，給出了基于引氣壓力的慢車設(shè)計方法和設(shè)計流程，并根據(jù)型號應(yīng)用經(jīng)驗討論了設(shè)計中的常見問題和對應(yīng)處理方法。

空中慢車；性能設(shè)計；民用飛機；民用發(fā)動機

0　引言

發(fā)動機慢車是發(fā)動機用以維持低推力穩(wěn)定運行的最小轉(zhuǎn)速狀態(tài)［1］。根據(jù)使用階段的不同，慢車可分為地面慢車、空中慢車、進(jìn)近慢車和著陸慢車等類型。其中空中慢車也稱之為下降慢車或飛行慢車，主要應(yīng)用于飛機空中下降過程。發(fā)動機慢車性能設(shè)計不僅與發(fā)動機設(shè)計緊密關(guān)聯(lián)，也與飛機性能和系統(tǒng)正常運行緊密關(guān)聯(lián)［2-3］。

為實現(xiàn)飛機與發(fā)動機性能的優(yōu)化匹配，需要在設(shè)計階段綜合考慮空中慢車狀態(tài)各設(shè)計因素。目前可查到的關(guān)于慢車性能設(shè)計方法的公開文獻(xiàn)較少，在國內(nèi)相關(guān)設(shè)計手冊［4-6］中也未見慢車設(shè)計方法的詳細(xì)說明。

本文以某型國產(chǎn)客機設(shè)計經(jīng)驗為基礎(chǔ)，給出了民用飛機空中慢車設(shè)計的一般方法和流程。

1　空中慢車運行特點

空中慢車通常應(yīng)用于飛機空中下降過程。此時飛機并無特定推力需求，但仍需從發(fā)動機提取引氣和功率以維持飛機機上用戶系統(tǒng)的正常運行；如果慢車推力過高，會對飛機下降率產(chǎn)生影響；空中慢車設(shè)計還必須滿足發(fā)動機附件系統(tǒng)和自身運行限制的需求以保證發(fā)動機自身持續(xù)穩(wěn)定運行。綜上所述，空中慢車可定義為滿足飛機引氣需求、功率提取需求、正常下降率要求、發(fā)動機附件需求和發(fā)動機運行限制等設(shè)計要求的最小可用推力等級。

2　空中慢車設(shè)計需求

2.1飛機引氣需求

飛機引氣需求來源于飛機引氣下游用戶系統(tǒng)，通常包括空調(diào)、機翼防冰和短艙防冰系統(tǒng)等。以典型的雙發(fā)客機為例，包括2個空調(diào)包、兩側(cè)機翼防冰系統(tǒng)及短艙防冰系統(tǒng)。各用戶系統(tǒng)引氣需求可歸納為引氣的流量、總溫和總壓3種要求。

飛機引氣需求受2個因素影響：飛行狀態(tài)條件和用戶系統(tǒng)運行狀態(tài)。飛行狀態(tài)條件包括飛行高度、環(huán)境溫度和結(jié)冰條件；用戶系統(tǒng)運行狀態(tài)是指飛機用戶系統(tǒng)在正常和故障運行狀態(tài)下的系統(tǒng)狀態(tài)組合。對于雙發(fā)客機，慢車設(shè)計需考慮的典型運行狀態(tài)通常包括：雙發(fā)雙引氣無防冰、雙發(fā)雙引氣有防冰、單發(fā)單引氣無防冰、單發(fā)單引氣有防冰、雙發(fā)單引氣無防冰及雙發(fā)單引氣有防冰等。在慢車設(shè)計中，需考慮以上所有運行狀態(tài)在各飛行條件下的引氣需求，以保證下游飛機用戶系統(tǒng)的正常運行，進(jìn)而保證飛機運行安全。由于不同運行狀態(tài)對引氣流量、壓力和溫度需求差異較大，為實現(xiàn)慢車推力與飛機需求的優(yōu)化匹配，通常需要為不同運行狀態(tài)設(shè)計不同的慢車等級。

2.2飛機功率提取需求

功率提取需求來自于飛機液壓泵和發(fā)電機的功率需求。與引氣需求相似，功率提取的數(shù)值與環(huán)境溫度和飛機系統(tǒng)運行狀態(tài)有關(guān)?？罩新嚨脑O(shè)計中需要考慮以下因素對功率提取的影響，其中包括：（1）環(huán)境溫度；（2）單發(fā)失效影響；（3）正常工作狀態(tài)需求；（4）瞬時過載工作狀態(tài)需求。

2.3飛機正常下降率需求

在飛機下降過程中，若推力過大，會直接導(dǎo)致飛機下降航跡角減小，進(jìn)而導(dǎo)致飛機下降率減小，下降時間延長。以某型飛機為例，在特定飛行狀態(tài)下，若慢車推力增大50%，下降時間將延長約25%。合理的慢車推力設(shè)計可以支持飛機飛行管理系統(tǒng)對運行航跡進(jìn)行優(yōu)化［9］，慢車推力過大將導(dǎo)致飛機運行經(jīng)濟性降低，從而嚴(yán)重影響飛機任務(wù)策略的實施［7-8］。

2.4發(fā)動機本體運行和附件需求

空中慢車設(shè)計還必須考慮發(fā)動機本體的運行特性，滿足發(fā)動機穩(wěn)定運行需求，不能熄火和出現(xiàn)不良工作特性；發(fā)動機需驅(qū)動燃油泵、滑油泵、PMA（用于發(fā)動機自身供電）等附件以維持自身正常運行，在空中慢車設(shè)計中也需滿足發(fā)動機附件系統(tǒng)的運行需求。

3　空中慢車設(shè)計方法與流程

發(fā)動機慢車推力控制有3種典型模式：引氣壓力控制、N1控制和N2控制［10］。引氣壓力控制以發(fā)動機引氣口處的供氣壓力為控制目標(biāo)，主要用于滿足特定引氣需求；N1控制以發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)速為控制目標(biāo)，主要用于滿足特定推力需求；N2控制以發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)速為控制目標(biāo)，主要用于滿足功率提取和發(fā)動機附件特定運行需求。

3種控制模式對應(yīng)空中慢車設(shè)計需考慮的3方面：飛機用戶需求、飛機性能需求及發(fā)動機自身運行需求。以進(jìn)近慢車為例，進(jìn)近慢車的主要設(shè)計需求來源于發(fā)動機復(fù)飛加速要求，通?；贜1控制進(jìn)行設(shè)計。通過對各設(shè)計需求的綜合比較可知，引氣需求是空中慢車設(shè)計需求中的最高值，因此空中慢車一般基于引氣壓力控制模式進(jìn)行設(shè)計。

以引氣壓力控制模式為基礎(chǔ)，空中慢車的設(shè)計轉(zhuǎn)化為慢車壓力目標(biāo)的設(shè)計。綜合考慮設(shè)計需求和型號應(yīng)用經(jīng)驗，制定設(shè)計流程如下。

（1）綜合空調(diào)、機翼防冰、短艙防冰等系統(tǒng)的引氣需求，確定不同運行狀態(tài)下引氣的流量、總溫和總壓需求，并在飛行包線內(nèi)選定多個狀態(tài)點作為設(shè)計檢查點；

（2）基于引氣總壓要求制定慢車壓力設(shè)計目標(biāo)。典型的引氣壓力目標(biāo)如圖1所示，從圖中可見，對不同運行狀態(tài)設(shè)計了不同的壓力目標(biāo)曲線；

圖1　引氣壓力目標(biāo)

（3）基于慢車壓力設(shè)計目標(biāo)和發(fā)動機運行限制完成全包線空中慢車推力等級初步設(shè)計；

（4）對全包線慢車進(jìn)行引氣流量檢查，確保在各運行狀態(tài)下引氣流量要求均被滿足，如有狀態(tài)流量不滿足，則對發(fā)動機壓力進(jìn)行調(diào)整直至流量要求被滿足；

（5）基于引氣流量校核后的慢車設(shè)計完成慢車推力計算，供飛機性能評估使用；

（6）基于引氣流量校核后的慢車設(shè)計完成慢車供氣特性計算，供各引氣用戶系統(tǒng)評估使用；

（7）根據(jù)飛機性能和引氣用戶系統(tǒng)反饋對慢車壓力進(jìn)行調(diào)整，直至所有設(shè)計需求均被滿足；

（8）基于飛機功率提取需求和發(fā)動機附件系統(tǒng)運行需求對慢車推力性能進(jìn)行校核，校核后完成空中慢車設(shè)計。

對應(yīng)設(shè)計流程如圖2所示。

圖2　空中慢車設(shè)計流程

4　常見問題及處理方法

4.1發(fā)動機供氣流量不足

空中慢車為低推力狀態(tài)，發(fā)動機核心機總流量偏低，在一定嚴(yán)酷狀態(tài)下（如雙發(fā)單引氣防冰狀態(tài)）可能存在發(fā)動機最大供氣能力仍不能滿足飛機流量需求的情況。針對該問題，通常的解決方法如下：

（1）提高慢車壓力目標(biāo)以增大發(fā)動機慢車推力；（2）調(diào)整供氣口位置以獲得更大的供氣流量；（3）調(diào)整發(fā)動機供氣口流道設(shè)計以提高發(fā)動機最大供氣能力。

4.2供氣總溫不足

在某些運行狀態(tài)（如防冰條件）下，飛機引氣對供氣總溫有特定要求，而慢車狀態(tài)下發(fā)動機總溫偏低，可能存在供氣總溫不滿足飛機需求的情況。針對該問題，通常的解決辦法如下：

（1）提高慢車壓力目標(biāo)以增大發(fā)動機慢車推力；

（2）調(diào)整供氣口位置以獲得更高的供氣總溫。

4.3發(fā)動機設(shè)計帶來的總壓波動

如前所述，空中慢車的控制通常是以引氣壓力為控制目標(biāo)。而在實際運行中，在引氣口處可能并無壓力傳感器，基于氣路其他位置的壓力對引氣壓力進(jìn)行間接控制。某型發(fā)動機氣路壓力布置如圖3所示。從圖中可見，在高壓引氣口處未設(shè)置壓力傳感器，而在燃燒室出口處設(shè)有氣路壓力傳感器。該設(shè)計下的發(fā)動機空中慢車引氣壓力控制是以燃燒室出口壓力作為參考進(jìn)行?；谠囼灪湍Ｐ头治龅玫綒饴穳毫鞲衅魈帀毫透邏阂龤饪谔帀毫Φ年P(guān)系曲線，在實際運行中，發(fā)動機以傳感器處壓力為參考換算得到引氣壓力，進(jìn)而進(jìn)行壓力控制。由于傳感器壓力和引氣口壓力的關(guān)系曲線存在一定誤差，導(dǎo)致發(fā)動機實際供氣壓力與設(shè)計目標(biāo)值出現(xiàn)偏差。其解決方法是通過試驗驗證和數(shù)據(jù)分析確定關(guān)系曲線的誤差分布情況，然后基于誤差分布情況對引氣壓力進(jìn)行調(diào)整以保證所有運行情況下供氣壓力均滿足飛機需求。

圖3　某型發(fā)動機氣路壓力布置

5　結(jié)束語

民用發(fā)動機空中慢車設(shè)計作為發(fā)動機性能設(shè)計的一部分。為實現(xiàn)飛機與發(fā)動機性能的優(yōu)化匹配，空中慢車設(shè)計需綜合考慮飛機引氣、功率提取、正常下降率、發(fā)動機附件和運行限制等要求，一般采用引氣壓力控制模式。因此，空中慢車的設(shè)計流程通?；谝龤庑枨笾贫噳毫δ繕?biāo)，并根據(jù)飛機性能、引氣和功率提取的需求等在全飛行包線范圍內(nèi)對初步慢車設(shè)計進(jìn)行校核，校核調(diào)整后最終完成空中慢車設(shè)計。

本文中的設(shè)計流程和方法主要是基于型號經(jīng)驗得到，希望能為相關(guān)設(shè)計人員提供一定的參考。

［1］Department of Defense.JSSG-2007B joint service specification guide engines，aircraft，turbine［S］.NewYork：DepartmentofDefense，2007：68.

［2］李衛(wèi)東.民用渦扇發(fā)動機慢車狀態(tài)對發(fā)動機性能的影響［J］.中國民航飛行學(xué)院學(xué)報，1999（4）：21-22.

LI Weidong.Turbojet engine idle rating effects on engine performance ［J］.Journal of Civil Aviation Flight University of China，1999（4）：21-22.（in Chinese）

［3］史秀宇，管學(xué)東.一起PW4158-3發(fā)動機慢車參數(shù)異常的復(fù)雜故障分析［J］.航空維修與工程，2010（5）：96.

SHI Xiuyu，GUAN Xuedong.Analysis for one complicated case ofPW4158-3 engine's abnormal idle parameter［J］.Aviation Maintenance and Engineering，2010（5）：96.（in Chinese）

［4］《飛機設(shè)計手冊》總編委會.動力裝置系統(tǒng)設(shè)計［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2006：1-33.

Aircraft Design Manual Editorial Board.Powerplant system design［M］. Beijing：Aviation Industry Press，2006：1-33.（in Chinese）

［5］《飛機設(shè)計手冊》總編委會.民機構(gòu)型初步設(shè)計與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2006：159-185.

Aircraft Design Manual Editorial Board.Civil aircraft preliminary configuration design and propulsion system intergrated design［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2006：159-185.（in Chinese）

［6］《航空發(fā)動機設(shè)計手冊》總編委會.渦噴及渦扇發(fā)動機總體［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2001：73-151.

Aeroengine Design Manual Editorial Board.Turbojet and turbofan engine general configuration design［M］.Beijing：Aviation Industry Press，2001：73-151.（in Chinese）

［7］Lindsay P A，Ramsay Colin，Vilaplan Miguel，et al.Robustness of idle-throttle continuous descent approach trajectories against modified timing requirements［R］.AIAA-2009-6910.

［8］Stell L L.Predictability of top of descent location for operational idle-thrust descents［R］.AIAA-2010-9116.

［9］Laurel Stell.Flight management system execution of Idle-thrust descent operations［R］.NASA-N20120001672.

［10］譚燕.CFM56-5B發(fā)動機推力管理及一起故障分析 ［J］.燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2011，24（3）：32-33.

TAN Yan.CFM56-5B engine thrust management and analysis for one thrust fault［J］.Gas Turbine Experiment and Research，2011，24（3）：32-33.（in Chinese）

［11］梁彩云，謝業(yè)平，李泳凡，等.飛/發(fā)性能一體化技術(shù)在航空發(fā)動機設(shè)計中的應(yīng)用［J］.航空發(fā)動機，2015，41（3）：1-5.

LIANG Caiyun，XIE Yeping，LI Yongfan，et al.Application of integrated aircraft/engine technology in aeroengine designing［J］.Aeroengine，2015，41（3）：1-5.（in Chinese）

［12］蔡志毅.干線發(fā)動機總體參數(shù)選擇的某些考慮 ［J］.航空發(fā)動機，1994：20（3）：1-7.

CAI Zhiyi.Some considerations for trunkliner engine general parameter selection［J］.Aeroengine，1994，20（3）：1-7.（in Chinese）

（編輯：張寶玲）

Design Method of Commercial Aircraft Engine Flight Idle

ZENG Tao
（Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210）

Flight idle is the minimum thrust level in aircraft descent phase.In order to optimzie the aircraft/engine integration，the design requirements of aircraft performance，aircraft customer system and engine operating characteristics shall be considered in flight idle design，which include aircraft normal descent rate，bleeding，power extraction，engine accessory and engine operating requirements. Combination the analysis of flight idle design requirements with engine thrust control modes flight idle design method and process are provided based on bleeding pressure.Several common design issues and method in the design practice are also discussed.

flight idle；performance design；commercial aircraft；commercial aircraft engine

V 235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.02.011

2015-04-12

曾濤（1985），男，碩士，工程師，從事民用飛機動力裝置系統(tǒng)集成設(shè)計工作；E-mail：zengtao@comac.cc。

引用格式：曾濤.民用飛機發(fā)動機空中慢車性能設(shè)計方法［J］.航空發(fā)動機，2016，42（2）：57-60.ZENGTao.Design method ofcommercial aircraft engine flightidle［J］.Aeroengine，2016，42（2）：57-60.