周孟申 王曉花

（中航飛機股份有限公司，710089）

1 目前國內(nèi)飛機設(shè)計時發(fā)動機的選型現(xiàn)狀

發(fā)動機是飛機的“心臟”，被譽為航空工業(yè)“皇冠”上的“明珠”，其先進性是衡量一個國家工業(yè)水平和能力的重要標志[1]。我國航空動力技術(shù)比較落后，嚴重制約了我軍裝備的更新?lián)Q代，已成為航空武器平臺發(fā)展的“瓶頸”技術(shù)之一。目前，我國軍用飛機因為沒有自主研發(fā)的先進發(fā)動機，不得不買國外發(fā)動機，或者用其首飛，或者進行仿制改型[2]。由于我國航空發(fā)動機產(chǎn)業(yè)發(fā)展的局限性，在飛機預研設(shè)計時，不能有配套的發(fā)動機預研設(shè)計方案，即發(fā)動機的研制工作與飛機的研制工作不能同步進行，也沒有符合時代需求的待選發(fā)動機。為此，飛機在做型號預研時，不得不考慮國內(nèi)發(fā)動機的現(xiàn)狀和國外可獲取發(fā)動機的現(xiàn)狀，來完成型號預研工作。在發(fā)動機選型設(shè)計時，就不能選擇到完全符合飛機自身需求的發(fā)動機，只能考慮大的方面，而忽略細節(jié)問題。對細節(jié)問題的忽略，使得在飛發(fā)匹配方面出現(xiàn)了一些嚴重制約型號研制的問題。

2 各種設(shè)計規(guī)范中規(guī)定的發(fā)動機選型一般原則[3][4]

各種飛機設(shè)計規(guī)范中規(guī)定的發(fā)動機選型設(shè)計一般原則為：

發(fā)動機的推力或功率必須滿足飛機性能提出的要求；發(fā)動機的使用包線應(yīng)能包容飛機的飛行包線；

發(fā)動機的外形尺寸應(yīng)盡量接近總體提供的數(shù)據(jù)且發(fā)動機應(yīng)能在總體給定的位置上進行安裝以及安裝形式應(yīng)盡量符合總體要求；

發(fā)動機提供的交直流發(fā)電機的各種容量應(yīng)能滿足特設(shè)系統(tǒng)的要求；

發(fā)動機液壓泵驅(qū)動軸應(yīng)能提供足夠的功率，滿足液壓系統(tǒng)提出的要求；

發(fā)動機在各種狀態(tài)下提供的引氣量應(yīng)能滿足相對應(yīng)狀態(tài)下空調(diào)系統(tǒng)的引氣量；

發(fā)動機為防冰系統(tǒng)提供引氣或用電時應(yīng)不影響其它系統(tǒng)或設(shè)備在各種條件下的正常工作。

3 工程上關(guān)注較多的發(fā)動機與飛機適配性問題

工程上發(fā)動機與飛機適配性問題一般在動力裝置方案論證階段考慮，就如前面提到的發(fā)動機選型原則一樣，主要是根據(jù)飛機總體性能要求，與型號總師及有關(guān)各專業(yè)組協(xié)調(diào)，共同確定發(fā)動機型號并初步確定發(fā)動機安裝位置。

在按要求選定發(fā)動機后，在詳細設(shè)計階段我們會考慮以下問題：發(fā)動機安裝架的設(shè)計計算、發(fā)動機艙的通風冷卻設(shè)計計算、發(fā)動機及其附件的拆裝、維修空間的協(xié)調(diào)、發(fā)動機與進氣道的連接及進氣道與發(fā)動機的工作適配性，發(fā)動機尾噴流對飛機操穩(wěn)特性的影響，發(fā)動機各工作狀態(tài)在飛行包線內(nèi)的使用時機，并給出相應(yīng)的計算結(jié)果。在完成計算工作的同時，還會安排與發(fā)動機穩(wěn)定工作有關(guān)的試驗，如：進氣道高、低速風洞試驗，全機及零、部件靜力試驗，全機地面共振試驗，發(fā)動機空中起動試驗、發(fā)動機艙通風冷卻試驗、動力裝置負加速度試驗、發(fā)動機工作特性檢查試驗、發(fā)動機安裝功率損失測量試驗等。安排這些計算、試驗工作的目的是通過計算和試驗驗證發(fā)動機能否與該型飛機匹配工作并達到預期的飛機設(shè)計指標。

圖1 發(fā)動機油門特性曲線

4 目前發(fā)動機與飛機適配性使用方面出現(xiàn)的問題

如前所述，在動力裝置系統(tǒng)選型設(shè)計和詳細設(shè)計時，對于發(fā)動機與飛機的適配性問題我們已給出了高度重視，但由于目前國內(nèi)航空發(fā)動機發(fā)展的局限性，我們在飛機的實際研制工作中遇到了不少的問題。下面就某型飛機設(shè)計中出現(xiàn)的一些細節(jié)問題做一分析。

4.1 發(fā)動機全功率范圍推力匹配問題

在某型號飛機設(shè)計中，我們遇到這么一個問題。在該型飛機試飛過程中，飛行員多次反映發(fā)動機轉(zhuǎn)速在77%～87%范圍內(nèi)難以對發(fā)動機進行小轉(zhuǎn)速變化操縱控制。經(jīng)分析發(fā)動機油門特性曲線（圖1）發(fā)現(xiàn)，該特性為發(fā)動機自身的設(shè)計特點，目前沒有改變的可能。同時，在該轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，設(shè)置有發(fā)動機的兩套防喘裝置工作點，而防喘裝置工作時，發(fā)動機的推力會出現(xiàn)躍變，不再是一個平滑的連續(xù)曲線。發(fā)動機的正常工作要求快速避開該轉(zhuǎn)速區(qū)，所以油門特性在該轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)曲線較陡。反應(yīng)在駕駛艙內(nèi)發(fā)動機的操縱為，在該轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，發(fā)動機操縱反應(yīng)靈敏度高。而在飛機進場著陸時，飛行員會在該轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)對發(fā)動機轉(zhuǎn)速進行微調(diào)，即飛行員想通過座艙內(nèi)發(fā)動機油門操縱桿位置的微小變化得到發(fā)動機在該轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)推力的微小變化，以達到飛機進場速度的要求。而飛機在進場著陸時，飛行員的任務(wù)很重，這就給飛機操縱人員提出了較高的操縱技術(shù)要求。經(jīng)了解，該型發(fā)動機安裝在另一型飛機上時是四發(fā)安裝方案，在飛機進場著陸時，飛行員會使用對稱操縱兩臺發(fā)動機的方法獲得合適的組合推力，即外側(cè)兩臺發(fā)動機和內(nèi)測兩臺發(fā)動機分別在對稱的兩臺高于87%，另兩臺低于77%。而在某型飛機上，是兩臺發(fā)動機的安裝方案，不能使用對稱操作，只能進行同步操作，僅靠飛行員對發(fā)動機進行微動操作。實際上，發(fā)動機推力與飛機的適配性在設(shè)計初期已有考慮，但當時對問題的定位只局限于起飛、巡航、著陸階段，甚至為了滿足飛機的著陸要求，專題研究了降低發(fā)動機慢車推力的可行性。而對于飛機進場階段與發(fā)動機的適配性，實際上并沒有給與關(guān)注，因此留下了一個較為難解的課題。

同樣，在我國設(shè)計生產(chǎn)的另一型渦槳飛機上，飛行員也曾提出飛行慢車功率小的問題。實際上該問題在試飛階段試飛員已經(jīng)提出，而當時只要我們提出要求，發(fā)動機廠商會通過正常研制程序?qū)⒋藛栴}輕易解決。由于有關(guān)人員對試飛報告的忽略及對計算方法的不掌握，無法提出飛行慢車功率的增加量，致使該問題遺留至今。

以上發(fā)動機功率或推力在飛機使用過程中發(fā)現(xiàn)的與飛機某些狀態(tài)無法完美匹配的問題提示我們，如果忽略細節(jié)，帶來的后果是十分嚴重的。

4.2 發(fā)動機主要系統(tǒng)工作方面的問題

同是在我們設(shè)計生產(chǎn)的某型軍用飛機上，在發(fā)動機安裝到飛機上后的停放過程中，發(fā)現(xiàn)從該發(fā)動機的恒速傳動裝置的空氣渦輪排氣口處漏滑油。經(jīng)現(xiàn)場觀察，滑油滴漏速度約為每分鐘10 滴～30 滴，漏出的滑油總量約在1L 左右。

滑油滴漏不但會嚴重影響發(fā)動機的滑油消耗量，而且會造成機場污染。針對此故障現(xiàn)象，我們對該型發(fā)動機滑油系統(tǒng)的工作原理、密封形式及其系統(tǒng)附件結(jié)構(gòu)形式進行了認真的分析，并通過一定的試驗驗證，最終找到了滑油滲漏的原因。

原來，該型發(fā)動機在他型飛機上安裝時，其上仰安裝角度是0o，而該型發(fā)動機安裝到某型飛機上時，初始上仰設(shè)計安裝角度為3o，飛機正常停放時，還存在停機迎角，我們估算時按3o考慮。這樣，發(fā)動機的上仰傾斜角度就為6o。該發(fā)動機的恒速傳動裝置的空氣渦輪的密封形式為“迷宮式”封嚴裝置，在“迷宮式”封嚴裝置中，“迷宮”封嚴裝置的一邊是高壓滑油，一邊通封嚴（高壓）氣體，用封嚴氣體阻止滑油從“迷宮”封嚴裝置的一側(cè)進入另一側(cè)，這樣在發(fā)動機工作時，滑油不會從油路中滲漏。

在發(fā)動機不工作時，發(fā)動機上仰傾斜后，封嚴裝置的另一邊無高壓封嚴氣體，滑油就會經(jīng)由后傳動機匣，進入空氣渦輪轉(zhuǎn)軸潤滑油路，經(jīng)“迷宮式”封嚴裝置的封嚴空氣通道，進入空氣渦輪渦管，并在渦管內(nèi)積聚。當渦管內(nèi)滑油油面高于空氣渦輪出口時，滑油就從空氣渦輪排氣管排出。

4.3 發(fā)動機使用環(huán)境變化引起的發(fā)動機系統(tǒng)工作偏差問題

在某型先進戰(zhàn)斗機上安裝的某型我國自主研制的先進發(fā)動機，該機與某型先進飛機的發(fā)動機地面臺架性能基本相當，主要區(qū)別在于發(fā)動機的核心機不同且發(fā)動機雙轉(zhuǎn)子之間的轉(zhuǎn)動匹配方向差異上。但由于當時對新研制的發(fā)動機的起動負載無法提出準確的需求，在研制時，安裝了某國外發(fā)動機上的起動機，由于研制場所在東北，當時試驗時起動機與發(fā)動機基本匹配，因此，對該起動機進行了國產(chǎn)化仿制，當該型發(fā)動機在我國南方機場使用時，就出現(xiàn)了起動時間超長的問題，比設(shè)計指標長一倍之多，空中起動包線也明顯窄于進口發(fā)動機。這是附件（起動機）的工作環(huán)境變化引起的系統(tǒng)工作偏差范例。

大家知道，我國早期的飛機大都是蘇式飛機的仿制品，所以，安裝在飛機上的發(fā)動機在設(shè)計時是根據(jù)蘇聯(lián)的氣候特征設(shè)計的。在我們仿制的某大型運輸機上，也曾因為發(fā)動機使用環(huán)境變化引起滑油溫度超出設(shè)計指標的問題，當發(fā)動機在寒帶使用時發(fā)動機滑油溫度偏低，而當發(fā)動機在熱帶使用時，滑油溫度則偏高。經(jīng)過對發(fā)動機滑油系統(tǒng)進行分析，發(fā)現(xiàn)是發(fā)動機滑油散熱器設(shè)計時，散熱面積設(shè)計不盡合理，不能涵蓋我國的機場使用情況造成的。該問題在另一型蘇式仿制運輸機上也有反映，我們對發(fā)動機滑油散熱器的散熱面積進行了重新設(shè)計，即將散熱器的迎風面積進行了適當增加，但該型發(fā)動機在我國北方使用時，仍有發(fā)動機滑油溫度偏低的現(xiàn)象，而在我國南方使用時，系統(tǒng)工作正常。這種現(xiàn)象就是因為發(fā)動機使用環(huán)境變化引起的系統(tǒng)工作偏差。

4.4 發(fā)動機高壓引氣口法蘭盤裂紋問題

同樣在該型飛機上，安裝發(fā)動機高壓引氣口法蘭盤的機匣出現(xiàn)了穿透性裂紋。引氣管與發(fā)動機的連接，需要足夠的位移補償，以減小由于發(fā)動機推力引起的位移使得連接部位應(yīng)力過大。此處設(shè)計不足，輕者引起疲勞裂紋，無法滿足首翻期壽命要求，重者可能導致瞬間損壞，高壓空氣泄露，產(chǎn)生安全隱患。

關(guān)于位移補償，實際上設(shè)計前期給過了考慮，只不過由于空間小，補償器安裝形式很不好，型號研制周期窗口緊張，發(fā)動機引氣口不能按要求進行最佳布局設(shè)計。另外，由于采用的是進口發(fā)動機，國內(nèi)發(fā)動機支援單位對發(fā)動機了解甚少，飛發(fā)匹配經(jīng)驗欠缺，對發(fā)動機的損壞影響估計不足，而飛機設(shè)計師僅僅考慮了對其他相關(guān)系統(tǒng)的影響。

5 對出現(xiàn)的發(fā)動機與飛機適配性問題的分析

以上列舉的發(fā)動機性能與飛機性能在某些時候不能完美匹配以及發(fā)動機在安裝到飛機上后出現(xiàn)的滑油系統(tǒng)工作不正常問題，充分體現(xiàn)了我們在發(fā)動機選型設(shè)計時沒有去完整考慮發(fā)動機的使用環(huán)境，有的只考慮起飛而不顧著陸，有的只考慮空中而不管地面，有的只考慮工作而不關(guān)注停放，有的只考慮低溫而忽視高溫，有的只考慮飛機而未關(guān)注發(fā)動機。這些問題說明我們的飛機設(shè)計人員有嚴重的經(jīng)驗缺陷，也沒有嚴謹而系統(tǒng)的思維，并且有的是其他型號上在吃虧后沒有認真地總結(jié)經(jīng)驗，吸取教訓。

飛機設(shè)計工作是一個非常復雜的工作，設(shè)計工作的每一步都要認真去做。工作的復雜性提示我們，一個成功的型號不可能是一朝一夕就可完成的。急功近利和得過且過的態(tài)度是飛機研制中的大忌。飛機設(shè)計師，包括系統(tǒng)設(shè)計師要有高度的負責精神和敏感的神經(jīng)系統(tǒng)，不能有絲毫的僥幸心理和盲從習慣。飛機的使用環(huán)境不同、其上所裝設(shè)備不同，必然有不同的表現(xiàn)結(jié)果。如果對這些不認真考慮，那我們在后期的其他型號上可能會犯同樣的錯誤。

6 結(jié)論

局限于國內(nèi)航空發(fā)動機的現(xiàn)狀，飛發(fā)適配性設(shè)計時，很難有完全適配于飛機需求的發(fā)動機。因此，飛發(fā)適配性設(shè)計應(yīng)盡量滿足本文第2 節(jié)所列的一般原則，并且需要考慮飛發(fā)不完全適配帶來的其他問題，如文中提到的發(fā)動機全功率范圍推力匹配問題。除此之外，還需要細致考慮飛機具體使用環(huán)境和工作狀態(tài)（地面/空中）對發(fā)動機本身及相關(guān)系統(tǒng)帶來的影響，并應(yīng)通過試驗進行驗證，避免后期飛機發(fā)動機及相關(guān)系統(tǒng)出現(xiàn)各種問題，給使用和維護帶來不便。