趙海剛, 郭佳男, 王俊琦

(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，每一型發(fā)動(dòng)機(jī)都有其自身的特點(diǎn)。新型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)往往采用了大量的新設(shè)計(jì)、新工藝、新材料[1-5]，在新型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，當(dāng)完成了必要的地面試驗(yàn)后，應(yīng)盡快裝機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和功能，及早暴露發(fā)動(dòng)機(jī)的缺陷，為修改設(shè)計(jì)及下一步的研制決策提供第一手的數(shù)據(jù)和資料，從而縮短發(fā)動(dòng)機(jī)的研制周期，降低研制風(fēng)險(xiǎn)[6-9]。

進(jìn)入21世紀(jì)后，雖然飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真能力顯著增強(qiáng)，部件和整機(jī)的試驗(yàn)驗(yàn)證能力也得到了大幅提高，但是國外發(fā)動(dòng)機(jī)制造商對(duì)飛行平臺(tái)的利用率不但沒有降低，反而呈現(xiàn)不斷上升的趨勢。發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)試驗(yàn)的目的是初步驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的性能及功能，暴露存在的故障及設(shè)計(jì)缺陷，為修改設(shè)計(jì)及下一步的研制工作提供決策依據(jù)。根據(jù)中外發(fā)動(dòng)機(jī)的研制經(jīng)驗(yàn)，為了降低配裝原型機(jī)試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，一型發(fā)動(dòng)機(jī)在正式開展定型/鑒定試飛前必須經(jīng)過飛行臺(tái)試驗(yàn)[10-13]。此外，對(duì)于定型試飛過程中遇到的重大技術(shù)問題的攻關(guān)，如果原型機(jī)為單發(fā)平臺(tái)，為了化解試飛風(fēng)險(xiǎn)，也會(huì)選擇飛行臺(tái)開展攻關(guān)試飛。

包括俄羅斯、美國、英國等航空發(fā)達(dá)國家在內(nèi)，都非常重視飛行臺(tái)的系列化建設(shè)，飛行臺(tái)類型較為全面，飛行臺(tái)數(shù)量很大[14-15]。俄羅斯最著名的發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)伊爾-76飛行臺(tái)，同一時(shí)間總共有7架之多，先后進(jìn)行了NK-86發(fā)動(dòng)機(jī)、D-18T渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、PS-90A/P/-12渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、D-236T對(duì)轉(zhuǎn)槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)、D-27對(duì)轉(zhuǎn)槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)、TV7-117A渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)、NK-93共軸反轉(zhuǎn)槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)、Sam146渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、D-30kP-3渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、Kaveri渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)等空中試驗(yàn)。美國GE公司曾利用多種不同飛機(jī)作為飛行臺(tái)以進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)的研究工作，包括Saber liner 75A/80、Grumman G1、B707、A300、B727、MD-80、Lear24、B747等。英國RR公司的發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)有Vulcan、VC-10、B747、A340、A380等。在渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)臺(tái)方面，國外的T700的民用型CT7-2、CT7-6、CT7-8A、CT7-8B、CT7-8E、CT7-8F在黑鷹直升機(jī)上的取證試飛，裝AH-64、UH-60L直升機(jī)的T701、T701C發(fā)動(dòng)機(jī)在黑鷹UH-60A直升機(jī)上的科研試飛。

因此，從外國航空發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)的建設(shè)和飛行試驗(yàn)方面來看，發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)試飛是縮短新發(fā)動(dòng)機(jī)研制周期、降低研制風(fēng)險(xiǎn)的重要手段，也是軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)定型試飛驗(yàn)證和民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)它機(jī)適航取證試飛的重要平臺(tái)，具有重要的工程意義。中國無論從數(shù)量還是試飛的深度等方面均與外國有較大的差距[16]。

某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)為中國新研的第三代大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，為了避免新研發(fā)動(dòng)機(jī)直接配裝新研直升機(jī)試飛的技術(shù)、安全以及進(jìn)度風(fēng)險(xiǎn)，盡早暴露發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)、制造等過程中的問題和缺陷，加快該型號(hào)研制進(jìn)度，在某型機(jī)械液壓控制動(dòng)力系統(tǒng)的直升機(jī)上，通過分析研究某型戰(zhàn)術(shù)通用直升機(jī)電氣、動(dòng)力、燃油、環(huán)控等設(shè)計(jì)圖紙，對(duì)照渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)全數(shù)控系統(tǒng)的裝機(jī)特點(diǎn)，先后經(jīng)歷了試飛平臺(tái)建設(shè)總體方案論證、各系統(tǒng)方案詳細(xì)設(shè)計(jì)及相關(guān)產(chǎn)品的研制、試驗(yàn)驗(yàn)證等環(huán)節(jié)，搭建全數(shù)控渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)它機(jī)試飛平臺(tái)，并開展了充分的飛行試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 研究方案

研究方案分為4個(gè)階段，如圖1所示。第1階段為總體論證階段，通過查閱相關(guān)資料，研究分析了某型直升機(jī)各系統(tǒng)的設(shè)計(jì)以及某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)需求，完成試飛平臺(tái)總方案論證；第2階段為詳細(xì)方案設(shè)計(jì)階段，針對(duì)主要技術(shù)難點(diǎn)開展攻關(guān)設(shè)計(jì)，完成詳細(xì)設(shè)計(jì)方案的編寫；第3階段按照設(shè)計(jì)方案完成各系統(tǒng)搭建、交聯(lián)、匹配，同過地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證；第4階段根據(jù)飛行試驗(yàn)結(jié)果開展分析研究，完成技術(shù)總結(jié)。

圖1 研究方案

2 關(guān)鍵技術(shù)設(shè)計(jì)

2.1 起動(dòng)電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究

某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)為全數(shù)控的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，起動(dòng)工作原理為：由空氣渦輪起動(dòng)機(jī)帶轉(zhuǎn)燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子某一轉(zhuǎn)速，開始供油、點(diǎn)火，在空氣渦輪起動(dòng)機(jī)和燃?xì)鉁u輪的共同帶轉(zhuǎn)下，燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子上升至某轉(zhuǎn)速時(shí)，起動(dòng)機(jī)脫開，發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)起動(dòng)到“慢車”或“飛行”狀態(tài)。

在起動(dòng)控制方面，某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)與直升機(jī)原裝的機(jī)械液壓發(fā)動(dòng)機(jī)的區(qū)別在于：首先，起動(dòng)操縱系統(tǒng)更加集成化，其為“發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇”開關(guān)等，不再需要通過人為組合各個(gè)開關(guān)、按鈕來形成起動(dòng)相關(guān)命令，集成化程度高；其次，發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火命令、起動(dòng)過程中的供油時(shí)機(jī)控制邏輯由數(shù)控系統(tǒng)控制；最后，燃油增壓由人工提前進(jìn)行控制，不再歸直升機(jī)起動(dòng)控制邏輯執(zhí)行。因此，原有的直升機(jī)起動(dòng)操縱系統(tǒng)、起動(dòng)電路控制系統(tǒng)已經(jīng)難以與某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行匹配，必須針對(duì)全數(shù)控渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)操縱、起動(dòng)控制繼電器以及各執(zhí)行機(jī)構(gòu)/部件等3個(gè)層面重新進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)和搭建。

設(shè)計(jì)搭建全數(shù)控的某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)控制軟、硬件系統(tǒng)。在起動(dòng)操縱系統(tǒng)方面，新增了“假起動(dòng)”“冷運(yùn)轉(zhuǎn)”“發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇”等開關(guān)，并借用了原機(jī)“左發(fā)防冰/放氣”開關(guān)、“右發(fā)防冰/放氣”開關(guān)及“加溫/起動(dòng)氣源選擇”開關(guān)、“供油選擇”手柄等4個(gè)開關(guān)/手柄，通過以上開關(guān)/手柄的組合操縱，為邏輯控制系統(tǒng)輸入起動(dòng)相關(guān)命令信號(hào)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)假起動(dòng)、冷運(yùn)轉(zhuǎn)、注油排氣、發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)等程序，其中發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)功能由雙發(fā)“發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇”開關(guān)、“加溫/起動(dòng)氣源選擇”開關(guān)和“供油選擇”手柄等操縱組合，實(shí)現(xiàn)不同氣源[輔助動(dòng)力單元(auxiliary power unit，APU)、交叉、外部]、不同供油油路(直接、交叉供油)以及單發(fā)依次/雙發(fā)同時(shí)起動(dòng)等不同起動(dòng)方式的命令輸入。

雙發(fā)電子控制器與繼電器箱是本起動(dòng)控制系統(tǒng)的第二大部分：將輸入開關(guān)信息通過邏輯轉(zhuǎn)化為控制各功能或機(jī)構(gòu)的開關(guān)指令。針對(duì)氣源供給控制邏輯設(shè)計(jì)了繼電器箱，以實(shí)現(xiàn)包含了單發(fā)依次起動(dòng)、雙發(fā)同時(shí)起動(dòng)，以及不同氣源起動(dòng)方式的選擇。具體控制規(guī)律如下。

(1)在起動(dòng)加溫氣源選擇活門置于“APU”位置時(shí)，雙發(fā)用戶引氣活門與APU旁通活門處于默認(rèn)狀態(tài)。

(2)在起動(dòng)加溫氣源選擇活門置于“APU”位置時(shí)且電子控制器給出起動(dòng)指令時(shí)，需打開空氣起動(dòng)機(jī)起動(dòng)電磁活門，并控制APU旁通活門為關(guān)閉狀態(tài)，雙發(fā)用戶引氣活門不動(dòng)作。

(3)在起動(dòng)加溫氣源選擇活門置于“ENG”位置時(shí)，需控制雙發(fā)用戶引氣活門打開。

(4)在起動(dòng)加溫氣源選擇活門置于“ENG”位置時(shí)且電子控制器給出起動(dòng)指令時(shí)，需關(guān)閉本發(fā)用戶引氣活門，并打開空氣起動(dòng)機(jī)起動(dòng)電磁活門。

以發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)為例，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)選擇開關(guān)置于“慢車”位置時(shí)，該開關(guān)信號(hào)輸入28 V開關(guān)量信號(hào)給電子控制器，電子控制器同時(shí)輸出點(diǎn)火信號(hào)和起動(dòng)信號(hào)給繼電器箱，點(diǎn)火信號(hào)經(jīng)繼電器箱后提供大電流輸出給交流電機(jī)，用于啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火功能，繼電器箱根據(jù)電子控制器輸入的起動(dòng)信號(hào)，并結(jié)合原直升機(jī)“加溫/起動(dòng)氣源選擇”開關(guān)進(jìn)行邏輯判斷，并輸出指令打開各個(gè)氣源電磁活門。

2.2 旋翼負(fù)載與發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配設(shè)計(jì)與優(yōu)化

在全數(shù)控的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中，所有的燃油調(diào)節(jié)通過發(fā)動(dòng)機(jī)的電子控制器來給定，而燃油調(diào)節(jié)器僅僅起到一個(gè)執(zhí)行的作用。在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)過程中，燃油調(diào)節(jié)和直升機(jī)原控制一樣，根據(jù)Np/Nr=100%恒定控制規(guī)律(Np為自由渦輪轉(zhuǎn)速，Nr為旋翼轉(zhuǎn)速)。發(fā)動(dòng)機(jī)功率與總距桿角度、旋翼負(fù)載保持對(duì)應(yīng)關(guān)系。但根據(jù)電子控制器的非穩(wěn)態(tài)設(shè)計(jì)邏輯，需要將總距桿角度變化速率輸入到電子控制器中，通過電子控制器的軟件計(jì)算來調(diào)節(jié)非穩(wěn)態(tài)過程中的燃油供給量，因此，原有的通過總距桿、負(fù)載輸出軸、泵調(diào)節(jié)器的直升機(jī)非穩(wěn)態(tài)機(jī)械式燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)已不適用全數(shù)控的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)控制技術(shù)需求，需要重新建立相關(guān)燃油調(diào)節(jié)，并進(jìn)行試驗(yàn)標(biāo)定、優(yōu)化等程序。

根據(jù)某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)對(duì)燃油調(diào)節(jié)量的技術(shù)需求，在某型直升機(jī)上加裝了總距位移傳感器，建立了總距桿與電子控制器之間的燃油調(diào)節(jié)電氣交聯(lián)，通過數(shù)控系統(tǒng)的軟件設(shè)置功能，在動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速控制模塊中引入了總距桿位置信號(hào)，在總距桿位置變化時(shí)，數(shù)控系統(tǒng)根據(jù)其變化量提早改變進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的供油量，減少轉(zhuǎn)速超調(diào)和過渡過程的時(shí)間，保證Np/Nr的動(dòng)態(tài)超調(diào)精度。當(dāng)總距桿位置不再變化時(shí)，此路補(bǔ)償信號(hào)為0，不影響動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速穩(wěn)態(tài)的無差控制要求。這樣總距桿的信號(hào)可以用來提前反映負(fù)載的變化，可用于快速加載或者減載時(shí)的前饋控制，減少加減載過程中的旋翼轉(zhuǎn)速的下垂和超調(diào)。

在整個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、加裝完成后，分別進(jìn)行總距桿角度輸入量參數(shù)地面標(biāo)定、不同提放總距的發(fā)動(dòng)機(jī)加減速試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)行數(shù)控系統(tǒng)燃油供油關(guān)系的優(yōu)化、調(diào)節(jié)。圖2所示為不同燃油調(diào)節(jié)規(guī)律下某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)加減速試驗(yàn)曲線。通過多次調(diào)整最終滿足了在發(fā)動(dòng)機(jī)非穩(wěn)態(tài)過程中的Np/Nr的動(dòng)態(tài)超調(diào)不大于2%指標(biāo)要求。

圖2 試驗(yàn)曲線

2.3 全動(dòng)力系統(tǒng)的重新設(shè)計(jì)構(gòu)建

考慮到全數(shù)控發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)參信息的豐富性以及數(shù)字式顯示方式與機(jī)械液壓發(fā)動(dòng)機(jī)差異較大，搭建了發(fā)參/飛參數(shù)據(jù)采集與顯示告警系統(tǒng)，同時(shí)兼顧試飛數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)采集、記錄、遙測處理等功能。該系統(tǒng)由發(fā)參/飛參采集控制系統(tǒng)和顯示告警系統(tǒng)兩部分組成，同時(shí)兼顧對(duì)試飛數(shù)據(jù)的機(jī)上實(shí)時(shí)采集、記錄、遙測處理等功能。電子控制器水平安裝在直升機(jī)機(jī)艙后端兩側(cè)位置，并在安裝支點(diǎn)位置設(shè)有專用減振器，以緩沖試驗(yàn)中直升機(jī)對(duì)電子控制器的振動(dòng)干擾。繼電器箱安裝在直升機(jī)艙內(nèi)測試設(shè)備支架上，由機(jī)上直流匯流條提供28 V直流電源。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證與結(jié)果分析

為了滿足某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛平臺(tái)技術(shù)需求，對(duì)直升機(jī)進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)操縱、發(fā)參及部分飛參顯示告警、電氣控制、供電等方面的適應(yīng)性改裝，以確保各系統(tǒng)功能適用性以及使用安全性。具體包括靜態(tài)通電導(dǎo)通檢查、靜態(tài)控制邏輯通電檢查、地面開車試驗(yàn)檢查、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)與直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)振動(dòng)耦合性專項(xiàng)試驗(yàn)。具體有以下4個(gè)方面。

(1)檢查加裝或改裝的發(fā)動(dòng)機(jī)操縱、發(fā)參及部分飛參顯示告警、電氣控制、供電等各系統(tǒng)功能是否正常，評(píng)定各系統(tǒng)是否滿足某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛技術(shù)需求。

(2)檢查發(fā)動(dòng)機(jī)操縱、發(fā)參及部分飛參顯示告警、電氣控制、供電等之間以及加裝或改裝系統(tǒng)與直升機(jī)本體之間匹配性。

(3)進(jìn)行直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)傳動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)耦合扭振穩(wěn)定性地面試驗(yàn)檢查。

(4)檢查改裝后的直升機(jī)平臺(tái)其他各系統(tǒng)功能是否正常，以確保在后續(xù)試驗(yàn)中的試飛安全。

3.1 地面驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果分析

地面試驗(yàn)首先進(jìn)行全機(jī)靜態(tài)通電檢查，實(shí)現(xiàn)操縱、顯示告警、控制邏輯等進(jìn)行逐一通電檢查和邏輯驗(yàn)證。驗(yàn)證無誤后地面開車試驗(yàn)，主要包括：發(fā)動(dòng)機(jī)假起動(dòng)、冷運(yùn)轉(zhuǎn)、地面開車；單、雙發(fā)穩(wěn)態(tài)及過渡態(tài)，匹配試驗(yàn)；發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)控系統(tǒng)專項(xiàng)試驗(yàn)。

3.2 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果分析

地面試驗(yàn)完成各項(xiàng)驗(yàn)證工作后，各系統(tǒng)工作正常，未出現(xiàn)不匹配的問題，即可開始進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。主要驗(yàn)證升級(jí)后的直升機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)各功能正常性、可靠性。

圖3所示為氣壓高度Hp=5 200 m高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)試驗(yàn)曲線。圖4所示為Hp=1 900 m高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)試驗(yàn)曲線，其中起動(dòng)方式為采用陪試發(fā)動(dòng)機(jī)引氣進(jìn)行的交叉緊急起動(dòng)。圖3、圖4中，Ng、Ngp、T45、T45P分別為試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和陪試發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速、溫度參數(shù)符號(hào)；Ses、Hp、Vi、CPL、Mkp分別為發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)信號(hào)、氣壓高度、飛行速度、總距桿角度和發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩。

從圖3、圖4可以看出，某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在直升機(jī)平臺(tái)上起動(dòng)良好，起動(dòng)過程中在地面起動(dòng)過程中，起動(dòng)控制邏輯正常；采用起動(dòng)機(jī)氣源的發(fā)動(dòng)機(jī)地面起動(dòng)時(shí)間均滿足型號(hào)規(guī)范中的指標(biāo)要求；起動(dòng)過程中未出現(xiàn)超溫，最大T45均滿足型號(hào)規(guī)范要求。

圖3 高空飛行工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)試驗(yàn)曲線

圖4 低空飛行工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)空中(交叉)起動(dòng)試驗(yàn)曲線

4 結(jié)論

以某型直升機(jī)為平臺(tái)，設(shè)計(jì)搭建某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛平臺(tái)，通過地面和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，得出如下結(jié)論。

(1)搭建全數(shù)控發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)電氣控制系統(tǒng)，試飛過程中發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)控制功能正常。

(2)直升機(jī)旋翼負(fù)載與發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配控制功能良好，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)功率調(diào)節(jié)需求。

(3)完成了發(fā)參顯示告警、發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)等全動(dòng)力系統(tǒng)的重新構(gòu)建，各系統(tǒng)工作正常。

(4)試飛平臺(tái)滿足某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的試飛鑒定需求，有效推進(jìn)了該型發(fā)動(dòng)機(jī)的研制進(jìn)度，規(guī)避了新研發(fā)動(dòng)機(jī)直接配裝新研直升機(jī)試飛的進(jìn)度風(fēng)險(xiǎn)和安全風(fēng)險(xiǎn)。