申世才，周 超，高 磊

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機(jī)所，西安710089)

1 引言

現(xiàn)代超聲速戰(zhàn)斗機(jī)性能不斷提升，要求航空發(fā)動機(jī)在實現(xiàn)高增壓比、高推重比和低耗油率等技術(shù)指標(biāo)的同時，還要能在寬廣的飛行包線范圍內(nèi)穩(wěn)定工作。為實現(xiàn)這一目標(biāo)，國內(nèi)外專家開展了大量的研究工作[1-4]，使發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性有了持續(xù)提升。盡管如此，在大迎角等機(jī)動飛行、發(fā)射武器、編隊吞吸高溫尾噴流等特殊條件下，由于進(jìn)氣畸變加劇，極易引起發(fā)動機(jī)壓縮系統(tǒng)喘振，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)性能急劇惡化、停車，甚至進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)出現(xiàn)機(jī)械性損壞造成飛行事故。為在喘振發(fā)生后消除喘振，減小喘振對發(fā)動機(jī)工作的影響，同時防止喘振發(fā)生后二次喘振甚至連續(xù)喘振的出現(xiàn)，需短時提高發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定裕度，為此設(shè)計出了消喘系統(tǒng)。

業(yè)界針對消喘系統(tǒng)的研究主要包括數(shù)值模擬、系統(tǒng)設(shè)計和試驗驗證[5-15]，其中飛行試驗驗證主要采用在進(jìn)氣道中加裝模擬板等逼喘方式進(jìn)行[9，15]。由于發(fā)動機(jī)喘振因子始終存在，必須收油門桿到低狀態(tài)位置或停車位置退出喘振，使得試飛風(fēng)險較高，而且需在飛行臺等具備條件的載機(jī)上進(jìn)行改裝，其普遍適用性受到限制。在發(fā)動機(jī)的飛行試驗中，進(jìn)行武器發(fā)射時發(fā)動機(jī)工作質(zhì)量鑒定試飛等存在喘振風(fēng)險的科目前，必須對發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)的可靠性進(jìn)行檢查和驗證?？紤]到安全因素，傳統(tǒng)方法一般采用發(fā)動機(jī)地面上位機(jī)發(fā)送消喘指令，在地面檢查發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)的工作狀態(tài)。該方法可以檢查地面環(huán)境下消喘系統(tǒng)的工作情況，但無法檢查和驗證真實飛行條件下消喘后發(fā)動機(jī)狀態(tài)恢復(fù)的能力。

本文通過對渦扇發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)工作原理進(jìn)行分析，在傳統(tǒng)方法的基礎(chǔ)上，根據(jù)發(fā)動機(jī)喘振特征，設(shè)計了發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)飛行試驗方法，并進(jìn)行了飛行試驗驗證。

2 消喘系統(tǒng)及傳統(tǒng)試驗方法

2.1 消喘系統(tǒng)工作原理

圖1為渦扇發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)工作原理[12，16]。飛機(jī)座艙防喘開關(guān)處于打開位置，滿足飛行高度、飛行速度和發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速條件后，喘振傳感器與相關(guān)處理電路檢測到喘振現(xiàn)象并發(fā)出喘振信號，調(diào)節(jié)器控制各作動系統(tǒng)，短時切油、放大噴口面積、調(diào)節(jié)壓氣機(jī)和風(fēng)扇可調(diào)導(dǎo)葉角度。對于可調(diào)節(jié)式進(jìn)氣道，調(diào)節(jié)器發(fā)出指令，減小進(jìn)氣道流通面積。通過以上過程增加壓縮系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度，達(dá)到消除喘振的目的。除此之外，在調(diào)節(jié)器接收到上位機(jī)消喘指令信號時，也執(zhí)行消喘。

圖1 發(fā)動機(jī)消喘控制系統(tǒng)原理Fig.1 Principle of engine surge elimination system

2.2 傳統(tǒng)試驗方法

采用發(fā)動機(jī)地面上位機(jī)發(fā)送消喘指令的試驗操作步驟為：①地面靜止?fàn)顟B(tài)，連接地面上位機(jī)，發(fā)動機(jī)在指定狀態(tài)穩(wěn)定工作；②地面操作人員操作地面上位機(jī)，發(fā)送消喘指令信號，發(fā)動機(jī)執(zhí)行消喘動作。傳統(tǒng)方法可有效檢查消喘系統(tǒng)對短時切油、噴口面積和可調(diào)導(dǎo)葉角度等的控制邏輯，且地面靜止?fàn)顟B(tài)和空中飛行狀態(tài)一致。但是對于消喘結(jié)束后按照一定的起動供油規(guī)律(該規(guī)律只在消喘結(jié)束后執(zhí)行，無法結(jié)合正常的空中起動進(jìn)行驗證)恢復(fù)至消喘前狀態(tài)的過程中，由于地面靜止?fàn)顟B(tài)和空中飛行狀態(tài)環(huán)境的不同，發(fā)動機(jī)起動供油量存在顯著差異，此時地面檢查試驗無法驗證空中消喘后發(fā)動機(jī)狀態(tài)恢復(fù)的能力，需在空中進(jìn)行驗證，以盡可能化解由此帶來的試驗風(fēng)險。

3 消喘系統(tǒng)飛行試驗方法

3.1 試驗方法設(shè)計

為驗證空中飛行狀態(tài)發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)的功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機(jī)狀態(tài)恢復(fù)的能力，在傳統(tǒng)方法的基礎(chǔ)上，在座艙內(nèi)加裝開關(guān)，以期通過開關(guān)發(fā)送消喘指令至調(diào)節(jié)器，觸發(fā)調(diào)節(jié)器的消喘功能。

發(fā)動機(jī)在飛行過程中除單次喘振外，還可能出現(xiàn)二次喘振甚至連續(xù)喘振(導(dǎo)致喘振的原因未消除或消喘措施未能有效消除喘振)。這種情況下，發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)將進(jìn)行持續(xù)短時切油以及噴口面積和可調(diào)導(dǎo)葉角度調(diào)節(jié)，而持續(xù)短時切油有可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)熄火停車。如圖2所示，某發(fā)動機(jī)空中出現(xiàn)連續(xù)喘振，持續(xù)切油導(dǎo)致轉(zhuǎn)速持續(xù)降低，而排氣溫度不斷上升，最終造成發(fā)動機(jī)停車。因此，通過座艙開關(guān)觸發(fā)發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)器的消喘功能，應(yīng)具備單次喘振和連續(xù)多次喘振下驗證消喘功能的能力。據(jù)此，在發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)器內(nèi)部設(shè)計喘振模擬模塊，模塊內(nèi)設(shè)置喘振模擬程序，分別由不同的代碼標(biāo)識單次喘振模擬信號和連續(xù)多次喘振模擬信號。試驗前通過輸入代碼選擇喘振模擬信號，飛行時由座艙開關(guān)觸發(fā)喘振模擬程序發(fā)出喘振模擬信號，進(jìn)而觸發(fā)調(diào)節(jié)器消喘功能。

圖3為座艙開關(guān)觸發(fā)消喘功能的邏輯圖，其中連續(xù)多次喘振程序根據(jù)發(fā)動機(jī)實際喘振信號時序特征設(shè)計。圖4所示為某發(fā)動機(jī)連續(xù)5次喘振信號時序，圖中ti(i=1～7)為喘振信號持續(xù)或間隔的時間。

圖2 發(fā)動機(jī)連續(xù)消喘過程持續(xù)切油停車Fig.2 Stop by continuous cutting fuel during one continuous surge elimination

圖3 座艙開關(guān)觸發(fā)消喘功能的邏輯Fig.3 The logic of triggering surge elimination function by cockpit switch

3.2 測試改裝及地面檢查程序

圖4 發(fā)動機(jī)5次連續(xù)喘振信號時序Fig.4 Five consecutive surge signals of an engine

在飛機(jī)座艙內(nèi)加裝兩位開關(guān)，標(biāo)識“試驗”和“正常”位置。其中“試驗”位置為接通狀態(tài)，即發(fā)出指令至調(diào)節(jié)器，觸發(fā)相應(yīng)的喘振模擬模塊；“正?！蔽恢脼閿嚅_狀態(tài)。飛行試驗前，先在地面靜止?fàn)顟B(tài)驗證加裝的座艙開關(guān)及消喘功能。試驗操作方法如下：

(1)地面靜止?fàn)顟B(tài)，調(diào)節(jié)器上電，通過上位機(jī)輸入代碼，選擇調(diào)節(jié)器選擇模塊中的1次喘振模擬信號或連續(xù)多次喘振模擬信號；

(2)發(fā)動機(jī)指定狀態(tài)穩(wěn)定工作，座艙操作人員將開關(guān)撥至“試驗”位置，發(fā)動機(jī)執(zhí)行消喘動作，消喘結(jié)束發(fā)動機(jī)恢復(fù)至消喘前狀態(tài)后，復(fù)位座艙開關(guān)。

4 飛行試驗驗證

地面檢查加裝的座艙開關(guān)功能及消喘邏輯正常后，再進(jìn)行飛行試驗。飛行試驗分別在不同的試驗點共進(jìn)行了6次消喘系統(tǒng)功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機(jī)狀態(tài)恢復(fù)能力的驗證，其中4次為連續(xù)5次喘振模擬，2次為連續(xù)10次喘振模擬。圖5為典型試驗點連續(xù)5次喘振模擬消喘過程的時間歷程曲線。表1給出了試驗驗證結(jié)果。結(jié)果表明：消喘系統(tǒng)按照喘振模擬信號可以連續(xù)執(zhí)行消喘，發(fā)動機(jī)能有效恢復(fù)至消喘前狀態(tài)。

表1 消喘系統(tǒng)飛行試驗驗證結(jié)果Table 1 The flight test results of surge elimination system

5 結(jié)論

圖5 5次喘振模擬消喘過程時間歷程Fig.5 Time history of five simulated surge elimination process

針對渦扇發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)飛行試驗驗證的需求和傳統(tǒng)試驗方法存在的問題，提出了單次喘振和連續(xù)多次喘振下消喘系統(tǒng)的飛行試驗方法，并進(jìn)行了飛行試驗驗證。主要研究結(jié)論如下：

(1)文中提出的消喘系統(tǒng)試驗方法，可有效驗證發(fā)動機(jī)單次喘振和連續(xù)喘振下消喘系統(tǒng)的功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機(jī)狀態(tài)恢復(fù)的能力，達(dá)到了飛行試驗的目的；

(2)消喘系統(tǒng)試驗方法有效化解了飛行試驗風(fēng)險，可為其他類型發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)的驗證提供參考，還可為發(fā)動機(jī)防喘系統(tǒng)、控制系統(tǒng)故障檢測等其他功能的驗證提供借鑒，具有一定的工程應(yīng)用價值。