汪濤，姜健，趙海剛

(中國航空工業(yè)集團公司中國飛行試驗研究院，西安710089)

渦軸發(fā)動機自吸油試驗方案設計及驗證

汪濤，姜健，趙海剛

(中國航空工業(yè)集團公司中國飛行試驗研究院，西安710089)

闡述了渦軸發(fā)動機自吸油特點，對比了國內外相關標準對渦軸發(fā)動機自吸油能力的評定要求和方法。研究了渦軸發(fā)動機油泵自吸油工作機理，總結出合理可行的自吸油試驗方法，并進行了飛行試驗驗證，以確定影響飛行試驗方法的各種因素，包括自吸供油的高度邊界、各個高度自吸供油的速度范圍和發(fā)動機狀態(tài)。試驗表明，影響發(fā)動機自吸油邊界的主要因素為發(fā)動機狀態(tài)和飛行高度，所提出的試驗方案經驗證可行且能夠較為充分地驗證發(fā)動機自吸油能力。

航空發(fā)動機；飛行試驗；自吸油；發(fā)動機狀態(tài)；飛行高度；燃油壓力；試驗驗證

1 引言

為保證飛機的飛行安全和飛行性能，燃油系統(tǒng)應按要求連續(xù)可靠地將一定壓力和流量的燃油供給發(fā)動機[1-2]。發(fā)動機自吸供油和油箱增壓泵供油是飛機常用的兩種供油方式。自吸供油是不打開飛機油箱增壓泵，依賴發(fā)動機燃油入口端的低壓燃油泵直接從油箱吸油；油箱增壓泵供油則是依賴飛機油箱增壓泵為發(fā)動機供油。與固定翼飛機不同，直升機動力裝置通常位于油箱上部，飛行中如果油箱內增壓泵失效，不可能依靠重力供油來保證發(fā)動機正常工作。此外，武裝直升機還要求具有較高的戰(zhàn)場生存能力，燃油管路在中彈之后應能夠自封防止漏油。而自吸供油可有效防止供油管路在中彈之后的燃油泄漏，因此自吸供油是能可靠向發(fā)動機供油提高武裝直升機戰(zhàn)場生存力的有效措施之一[3]。在新型渦軸發(fā)動機的飛行試驗中，驗證發(fā)動機自吸油能力，通過監(jiān)測渦軸發(fā)動機燃油增壓泵出口處的油壓報警值，以評定自吸油工作時發(fā)動機穩(wěn)定工作的最大高度，具有非常重要的意義。它既能提高直升機的飛行安全性，又能為發(fā)動機設計人員提供定量的數據支持及進一步完善設計的依據。

國內卞剛等[4]以某型飛機為例，通過嚴格的試驗方法對吸力供油能力進行了驗證，并以試驗數據為基礎，對燃油氣液比進行計算，分析了其產生的影響。劉振俠等[5]基于網絡算法和時間微分思想，建立了一種新的飛機燃油系統(tǒng)的重力供油瞬態(tài)計算模型，解決了飛機重力供油的多支路交叉和瞬態(tài)過程的模擬問題。本文基于渦軸發(fā)動機自吸油飛行試驗，通過研究發(fā)動機自吸油特點及工作機理，提出一套可行的自吸油試驗方法并完成飛行試驗驗證，總結出影響渦軸發(fā)動機自吸油能力的因素，以期為后續(xù)自吸油科目全面考核及飛行試驗驗證提供參考。

2 國內外渦軸發(fā)動機自吸油能力飛行試驗方法標準對比

美國航空設計標準ADS-1B-PRF[6]10.3.2.2節(jié)中自吸油飛行試驗方法描述如下：

(1)起飛前燃油溫度盡可能接近57℃；

(2)飛行前、飛行后應取燃油油樣，測定燃油溫度和飽和蒸氣壓力；

(3)正常起飛并爬升到最小安全高度，關閉所有增壓泵和傳輸泵，以中間功率最有利爬升速度爬升，直到出現10%功率損失，或者到對發(fā)動機有害的喘振產生時的最大工作高度；

(4)使用最大功率狀態(tài)重復上述試驗。

我國國軍標GJB243A-2004[7]7.4節(jié)對抽吸供油飛行試驗方法表述為：

(1)燃油溫度應不低于45℃；

(2)飛行前、飛行后應取燃油油樣，測定燃油溫度和飽和蒸氣壓力；

(3)7.4.4.2.1項水平飛行：在能保證發(fā)動機可靠起動的飛行高度和速度下，關閉被試發(fā)動機供油箱增壓泵穩(wěn)定平飛，在飛行包線的高度范圍內，以1 000～2 000 m高度間隔進行發(fā)動機抽吸供油試驗；

(4)7.4.4.2.4項模擬起飛狀態(tài)：正常起飛爬升到300～500 m高度，以最小機動表速穩(wěn)定平飛，把被試發(fā)動機工作狀態(tài)調整到慢車，斷開其供油箱增壓泵，然后把所有發(fā)動機工作狀態(tài)增大到最大狀態(tài)爬升到接近1 000 m高度；

(5)7.4.4.2.5項其他：正常起飛爬高到斷開增壓泵仍能保證發(fā)動機可靠工作的高度，斷開被試發(fā)動機供油箱增壓泵進行水平飛行，直到發(fā)動機工作參數(如燃油壓力、發(fā)動機轉速等)出現波動，打開交叉供油開關，下滑著陸；

(6)對于直升機應進行地面效應區(qū)內和區(qū)外懸停狀態(tài)下以及加速飛行、爬高時抽吸供油試驗。

對比兩種標準發(fā)現：①ADS-1B-PRF注重爬升過程中發(fā)動機自吸油能力的考核，GJB243A-2004則包括了有/無地效懸停、水平飛行、模擬飛行狀態(tài)、加速飛行、爬高時發(fā)動機自吸油能力的考核。②與GJB243A-2004相比，ADS-1B-PRF考核相對嚴格、苛刻。ADS-1B-PRF要求關閉所有增壓泵，且到發(fā)生喘振或出現10%性能損失為止；而GJB243A-2004要求關閉被試發(fā)動機增壓泵，直到發(fā)動機工作參數(燃油壓力、發(fā)動機轉速等)出現波動為止。

3 渦軸發(fā)動機自吸油能力飛行試驗驗證方法

該渦軸發(fā)動機燃油系統(tǒng)包括燃油增壓泵、燃油濾、液壓機械裝置(HMU)和超轉放油活門等部件，見圖1。其自吸油能力主要體現在低壓燃油泵上，其功能是對來自直升機油箱的燃油進行增壓，為泵調節(jié)器提供一定壓力的燃油供給。該泵為懸臂式泵，泵體由一個噴射泵、一個混合離心導流器和一個徑向葉輪組成。從葉輪出口引出一股燃油流，供給噴射泵作為引射流。該股旁通燃油的流量，約等于油泵額定轉速時最大發(fā)動機燃油流量的兩倍。這種結構設計增強了燃油系統(tǒng)的自吸油能力。

發(fā)動機控制系統(tǒng)監(jiān)測增壓泵出口的燃油壓力值，并設有燃油壓力低報警信號。當泵調節(jié)器進口燃油壓力低于門限值時，數控系統(tǒng)給出燃油壓力低的報警信號和指示。

3.1 飛行試驗關鍵參數選取

參照ADS-1B-PRF和GJB243A-2004的飛行試驗方法，渦軸發(fā)動機自吸油能力飛行驗證的關鍵測試參數選取見表1。

表1 發(fā)動機自吸油能力飛行試驗關鍵測試參數Table 1 Key parameters of engine fuel self-suction for fight test

3.2 飛行試驗方法

根據發(fā)動機自身試驗情況，自吸油飛行試驗需遵循原則如下：

(1)發(fā)動機自吸油能力飛行試驗驗證，安排在模擬自轉下滑科目和空中起動包線飛行試驗驗證科目之后進行，以確保發(fā)動機在自吸油狀態(tài)停車情況下能空中起動成功，或起動失敗后直升機能單發(fā)安全著陸；

(2)首次自吸油飛行時，試驗高度應能確保當被試發(fā)動機發(fā)生喘振、停車等異常故障時，直升機具有足夠的空間和時間以保證發(fā)動機再次成功起動；

(3)隨著驗證高度的逐步增加，在關閉被試發(fā)動機對應油箱增壓泵的情況下，直升機及發(fā)動機以不同工況進行試驗，直至發(fā)動機工作參數出現波動。

試驗采用如下的飛行驗證方法，試驗剖面如圖2所示。

①根據直升機飛行試驗情況，隨著驗證高度的逐步增加，在直升機正常起飛后，關閉被試發(fā)動機對應油箱增壓泵，以最有利爬升速度連續(xù)爬升；當發(fā)動機工作參數出現波動時，打開被試發(fā)動機對應油箱增壓泵。

②直升機平飛加減速試驗，在可以進行單發(fā)平飛的高度條件下，關閉被試發(fā)動機對應油箱增壓泵，先進行直升機以不同飛行速度穩(wěn)定直線平飛的自吸油驗證，再進行直升機在最有利平飛表速與最大平飛表速之間作平飛加、減速飛行。

③發(fā)動機平飛加減速試驗，關閉被試發(fā)動機燃油增壓泵的情況下，先選擇3～5個不同的扭矩點做上臺階及下臺階扭矩點轉換，每個點穩(wěn)定工作3 min；然后在不同提、放總距速度下，在發(fā)動機高、低扭矩區(qū)間進行發(fā)動機加減速試驗。

④類似第②條，雙發(fā)狀態(tài)下，先進行直升機以不同飛行速度穩(wěn)定直線平飛的自吸油驗證，再進行直升機在最有利平飛表速與最大平飛表速之間的平飛加減速飛行。

⑤下滑過程中單發(fā)慢車狀態(tài)試驗，結合空中起動科目進行，先置于慢車位置，關閉燃油增壓泵，后停車待到空起目標高度后，按程序重新起動發(fā)動機；雙發(fā)在關閉燃油增壓泵的情況下，分別以較小下降率和較大下降率下滑。

3.3 發(fā)動機自吸油能力飛行試驗驗證結果與分析

圖3～圖8示出了直升機及發(fā)動機以不同狀態(tài)驗證自吸油能力的時間歷程。由圖中可得到如下結論：

(1)由圖3可知，當發(fā)動機狀態(tài)基本不變時，隨著爬升高度的增加，發(fā)動機進口燃油壓力減小，發(fā)動機自吸油能力下降。這是由于低壓燃油泵轉速高、流量大，隨著爬升高度的增加外界大氣壓力降低，油箱中氣壓與發(fā)動機低壓燃油泵之間的壓差降低。圖7、圖8下滑過程中則相反，隨著爬升高度的降低，發(fā)動機自吸油能力增強。

(2)由圖4～圖6可知，因離心式增壓泵由發(fā)動機附件齒輪箱驅動，同一驗證高度，增壓泵狀態(tài)隨發(fā)動機狀態(tài)增大，低壓燃油泵轉速更高；當外界大氣壓力不變時，油箱中氣壓與發(fā)動機低壓燃油泵之間壓差增大，發(fā)動機自吸油能力增強。

(3)在直升機以最有利速度連續(xù)爬升、單雙發(fā)加減速、直升機加減速、大速度下滑、單發(fā)慢車下滑過程中，發(fā)動機狀態(tài)參數Npl(Npr)穩(wěn)定無變化，Ngl(Ngr)、Ml(Mr)稍有降低，T45l(T45r)、Wf稍有增高，但均無波動，發(fā)動機工作正常；pfbol(pfbor)、pfbil(pfbir)逐漸降低，但均無波動，且無燃油壓力低告警信號Sefpl、Sefpr。

(4)在以飛行速度Vi=200 km/h?110 km/h進行直升機平飛加減速和穩(wěn)定直線平飛過程中，發(fā)動機狀態(tài)參數穩(wěn)定無波動，工作正常；燃油增壓泵狀態(tài)參數穩(wěn)定無波動，且無燃油壓力低報警信號。

4 結論

提出了一種渦軸發(fā)動機自吸油試驗驗證方法，并驗證了整個飛行包線內發(fā)動機各種狀態(tài)下的自吸油能力。試驗結果表明，影響發(fā)動機自吸油邊界的因素主要為發(fā)動機的狀態(tài)和飛行高度，自吸油能力與發(fā)動機狀態(tài)大小成正比，與飛行高度成反比。該發(fā)動機自吸油能力驗證所采用的飛行試驗方法，被證明安全可靠、真實有效，可用于其他同類發(fā)動機的自吸油能力飛行試驗驗證。

[1]楊小龍，左麗華，陳林青.基于Flowmaster燃油系統(tǒng)飛行剖面仿真研究[J].直升機技術，2009，(3)：86—89.

[2]楊小龍，熊章林，李家云.直升機發(fā)動機燃油泵自吸油地面模擬試驗中用正、負壓模擬燃油過載的研究[J].直升機技術，2002，(3)：20—24.

[3]呂美茜.單發(fā)飛機重力供油試飛方法[J].飛行試驗，1997，13(3)：45—48.

[4]卞剛，朱德軒，張斌，等.燃油油氣比對飛機吸力供油的影響研究[J].民用飛機設計與研究，2015，(1)：23—26.

[5]劉振俠，呂亞國，馬明明，等.飛機重力供油的計算研究[J].西北工業(yè)大學學報，2006，24(2)：241—244.

[6]ADS-1B-PRF，Rotorcraft propulsion system airworthiness qualification requirements ground and flight test surveys and demonstrations[S].

[7]GJB 243-2004，航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求[S].

Method design and verification for fuel self-suction test of turbo-shaft engine

WANG Tao，JIANG Jian，ZHAO Hai-gang
(AVIC China Flight Test Establishment，Xi’an 710089)

Characteristics of fuel self-suction of a turbo-shaft engine were stated.Then assessment require?ments and methods from relative standards abroad and home were compared.The working mechanism of fu?el self-suction was investigated and practicable test method was concluded and verified in the fuel self-suc?tion flight test of a turbo-shaft engine to determine the influences of different element(especially focus on the altitude boundary,velocity range,engine condition of each altitude)on flight test.The results indicate that engine condition and flight altitude are main factors affecting the boundary of fuel self-suction of en?gine.The test method proposed can almost fully validated fuel self-suction ability of turbo-shaft engines.

aero-engine；flight test；fuel self-suction；engine condition；flight altitude；fuel pressure；test verification

V233.2+9

：A

：1672-2620(2017)01-0014-04

2016-04-21；

：2016-12-11

汪濤(1982-)，男，陜西漢陰人，工程師，碩士，主要從事航空動力裝置性能試飛研究。