田培強，王彬文，吳敬濤，鄧文亮，張惠，張亞娟

（中國飛機強度研究所，西安 710000）

引言

飛機航線覆蓋面積廣且運行/服役環(huán)境條件復雜，雖然航線已覆蓋大部分區(qū)域，但仍尚未覆蓋極寒地區(qū)且存在維護難等問題[1,2]。無論是FAR還是CCAR適航條款，都含有類似CCAR.25.1309（a）款的要求，即航空器機載設備、系統(tǒng)及其安裝必須保證在各種可預期的運行條件下能完成預定功能[3]。其中“可預期的運行條件”包括預期運行條件下的極端低溫環(huán)境，即需進行極端環(huán)境條件下飛機系統(tǒng)性能驗證，考核機場停放的飛機低溫冷浸透后再起動性能[4,5]，這就要求飛機在研制和適航取證階段采用分析和試驗的方法，表征極端低溫環(huán)境下飛機系統(tǒng)性能符合性。

本文圍繞低溫下飛機系統(tǒng)的狀態(tài)響應問題，分析實驗室低溫環(huán)境的有效性，結合發(fā)動機滑油系統(tǒng)功能與原理，量化極端環(huán)境對飛機的影響，確定出飛機可承受的極端條件，再依據系統(tǒng)環(huán)境響應來優(yōu)化全機環(huán)境試驗方案和飛機維護時間，為飛機運營安全和維護提供支撐。

1 飛機實驗室環(huán)境有效性分析

由于飛機外場環(huán)境試驗受限于自然界不可控的溫度條件[6]，外場所遇到的最低溫度不能完全滿足適航條款的環(huán)境要求，這就需要引入實驗室氣候環(huán)境試驗，建立可控的氣候環(huán)境試驗條件，拓展飛機外場試驗環(huán)境來進行適航符合性驗證，但從外場環(huán)境試驗轉到實驗室環(huán)境試驗過程，需要建立在內外場試驗具有一致性的基礎上，因此本節(jié)圍繞實驗室環(huán)境的有效性進行分析。

1.1 飛機外場運營環(huán)境分析

根據外場百葉箱裝置測量結果，飛機外場環(huán)境試驗中環(huán)境溫度最低點為夜晚的-35 ℃，實際飛機外場試驗是在早晨的溫度回升階段進行的，故其機采設備測溫高于外部環(huán)境溫度，選取外場環(huán)境下飛機靜溫/總溫為-28.8 ℃。在此環(huán)境下，作為飛機的重要核心系統(tǒng)，發(fā)動機需滿足適航條款要求，即發(fā)動機能在特定低溫環(huán)境溫度下正常起動，因此發(fā)動機起動的耐受溫度邊界是整機環(huán)境試驗的重要參數。而發(fā)動機外部溫度傳感器安裝在吊掛上，并且吊掛環(huán)境溫度直接關聯(lián)著發(fā)動機燃油和液壓油的油液溫度，所以本小節(jié)圍繞發(fā)動機附近的吊掛外場環(huán)境溫度作為實驗室環(huán)境有效性的判據，其中外場環(huán)境試驗過程中，在飛機靜溫/總溫為-28.8 ℃時吊掛外場環(huán)境溫度均值為-31.9 ℃。

1.2 飛機實驗室環(huán)境與有效性分析

與外場環(huán)境試驗不同，根據外場百葉箱裝置測量結果，實驗室環(huán)境溫度最低點為-40 ℃。為了與外場環(huán)境條件保持一致，飛機實驗室環(huán)境試驗溫度點參照飛機外場靜溫/總溫（即-28.8 ℃）進行選取，因此將實驗室環(huán)境試驗溫度點選取在溫度上升階段，即靜溫/總溫為-28.79 ℃。在此實驗室環(huán)境試驗條件下，飛機吊掛環(huán)境溫度均值為-32.48 ℃，其溫度曲線如圖1所示。

圖1 實驗室環(huán)境下吊掛環(huán)境溫度曲線

由于環(huán)境溫度點均在溫度上升階段，實驗室環(huán)境試驗下吊掛環(huán)境溫度與外場環(huán)境試驗下吊掛環(huán)境溫度均比相對應的靜溫/總溫低，兩者趨勢相同且誤差為1.82 %，因此相比于飛機外場運營環(huán)境，飛機實驗室環(huán)境具有有效性。

2 低溫環(huán)境下發(fā)動機滑油系統(tǒng)的響應分析

在實驗室環(huán)境有效性的基礎上，結合適航符合性驗證和系統(tǒng)性能研發(fā)需求，針對飛機低溫停發(fā)再起動過程，研究極端低溫環(huán)境下發(fā)動機的環(huán)境響應規(guī)律，為編制整機環(huán)境試驗方案與執(zhí)行飛機安全維護程序提供支撐。

作為飛機核心部件，航空發(fā)動機由眾多子系統(tǒng)構成。在眾多發(fā)動機子系統(tǒng)復雜工作過程中，滑油系統(tǒng)流經各子系統(tǒng)，傳走相對運動摩擦所產生的熱量和高溫零件傳給滑油的熱量，帶走零件磨損所產生的金屬屑等雜物[7,8]。而飛機外部環(huán)境直接影響著滑油系統(tǒng)溫度，若滑油溫度過高，則起不到傳出系統(tǒng)熱量的功能；若系統(tǒng)滑油溫度過低，油液粘度會增大，供油壓力不足，導致發(fā)動機低溫無法啟動等問題[9]，因此本節(jié)依據整機環(huán)境試驗，研究極端環(huán)境對發(fā)動機滑油系統(tǒng)的定量影響和變化趨勢，為飛機環(huán)境試驗和運營維護提供支撐。

整機環(huán)境試驗過程中，發(fā)動機試車起動試驗在-40 ℃環(huán)境下進行，此時滑油溫度均值為-36.03 ℃，本節(jié)分別從發(fā)動機試車起動時滑油溫度上升階段和停發(fā)時滑油溫度下降階段分析，并且為便于后續(xù)計算，將試驗時間序列經歸一化處理為自然數序列，每一個單位代表31 ms。

2.1 發(fā)動機試車起動時滑油溫度特征分析

發(fā)動機試車起動時，滑油溫度隨之上升，根據滑油溫度試驗數據上升特點，采用冪函數形式和多項式形式進行數據擬合，如表1所示。

表1 發(fā)動機滑油溫度上升函數表

根據上述滑油溫度曲線擬合形式和擬合度可知，四種擬合形式的擬合度均大于0.98，且四次多項式形式的滑油溫度曲線擬合程度最高，但四次多項式函數曲線呈“∩”型或倒“∪”型，而發(fā)動機試車起動時滑油溫度試驗數據逐步上升且逼近收斂于一個溫度極值，即更符合冪函數特征，因此采用分段式擬合方法：四次多項式頂點前采用四次多項式形式進行擬合計算（如圖2所示），用來修正滑油溫度上升過程離散數據；四次多項式頂點后采用冪函數形式進行擬合計算（如圖3所示），用來計算滑油溫度最高點。

圖2 冪函數形式的滑油溫度上升函數曲線

圖3 四次多項式形式的滑油溫度上升函數曲線

根據上述分析可得極端溫度下發(fā)動機滑油溫度上升段曲線特征如圖4所示：在-40 ℃極端環(huán)境下發(fā)動機滑油最低溫度為-36.03 ℃，隨著發(fā)動機試車起動，滑油溫度逐漸升高，升至54.04 ℃前，滑油溫度上升規(guī)律更符合四次多項式形式擬合曲線；升至54.04 ℃后，滑油溫度上升規(guī)律更符合冪函數形式擬合曲線。

圖4 發(fā)動機滑油溫度上升規(guī)律

結合時間歸一化的原則：每一個單位等于31 ms，依據冪函數特征分析滑油溫度上升后半段變化可知：

1）當發(fā)動機試車時滑油溫度由-36.03 ℃上升至54.04 ℃，實際實驗室試驗時間為15 min。而根據滑油溫度函數曲線進行計算，滑油溫度上升至54.04 ℃所對應試驗時間坐標點為 ，結合歸一化原則可得，滑油溫度上升時間為864.35 s，即14.41 min，與實際試驗時間相差3.9 %，同時驗證了滑油溫度函數曲線的精度。

2）當發(fā)動機全狀態(tài)運行后滑油溫度最高可達到74.92 ℃，所對應試驗時間坐標點為，結合歸一化原則可得，滑油溫度上升時間為1 455.8 s，即24.26 min，表明在-40 ℃極端環(huán)境下，飛機發(fā)動機起動24.26 min后滑油溫度由-36.03 ℃達到74.92 ℃，為飛機系統(tǒng)檢查和維護提供依據。

2.2 發(fā)動機停發(fā)時滑油溫度特征分析

飛機停發(fā)時滑油溫度隨之降低，根據滑油溫度試驗數據上升特點，采用冪函數形式和多項式形式進行數據擬合，計算結果如表2所示。

表2 發(fā)動機滑油溫度下降函數表

滑油溫度下降段函數曲線擬合度均大于0.99，且與上升段函數曲線形式的原理相同，因此同樣采用分段式擬合方法：四次多項式最低點前，采用四次多項式形式進行擬合計算（如圖5所示），用來修正滑油溫度下降過程離散數據；四次多項式最低點后，采用冪函數形式進行擬合計算（如圖6所示），用來計算滑油溫度最低點和到達時間。

圖5 冪函數形式的滑油溫度下降階段函數曲線

圖6 四次多項式形式的滑油溫度下降階段函數曲線

由上述分析可得極端溫度下發(fā)動機滑油溫度下降段曲線特征如圖7所示：同樣在-40 ℃極端環(huán)境溫度下發(fā)動機停發(fā)后，滑油溫度隨之下降，降至-8.71 ℃前，滑油溫度下降規(guī)律更符合四次多項式形式擬合曲線；降至-8.71 ℃后，滑油溫度下降規(guī)律更符合冪函數形式擬合曲線。

圖7 發(fā)動機滑油溫度下降規(guī)律

結合時間歸一化的原則：每一個單位等于31ms，依據四次多項式函數和冪函數特征分析滑油溫度下降后半段變化可知：

1）當滑油溫度由-54.04 ℃降至0 ℃時，所對應的時間坐標點為2.391 5×105，表明滑油溫度降至0 ℃需要7 413.65 s，即2.06 h，因此當飛機試車停發(fā)后，滑油溫度由54.03 ℃經2.06 h后降為0 ℃。結合飛機維護手冊要求：發(fā)動機停發(fā)2 h且滑油溫度低于0 ℃時，下次發(fā)動機起動需執(zhí)行發(fā)動機預熱維護程序，即發(fā)動機在-40 ℃環(huán)境下停發(fā)后，若停放超過4.06 h，則需要執(zhí)行發(fā)動機預熱維護程序，保障飛機系統(tǒng)安全運行；

2）當滑油溫度滑油溫度由-54.04 ℃重新降至-36.03 ℃時，所對應的時間坐標點為6.712 8×105，表明滑油溫度降至-36.03 ℃所需時間為20 809.68 s，即5.78 h，因此當發(fā)動機試車停發(fā)后，滑油溫度由54.03 ℃經5.78 h后重新降至最低點-36.03 ℃，可依據該時間制定極端環(huán)境試驗的冷浸透時間，提高試驗精度和試驗效率。

3 結論

本文依據飛機外場環(huán)境特征，分析實驗室環(huán)境的有效性，從發(fā)動機起動和停發(fā)兩個狀態(tài)，研究航空發(fā)動機滑油系統(tǒng)的環(huán)境響應特征，提高極端低溫環(huán)境下全機環(huán)境試驗效率和飛機運營安全性，得到結論如下：

1）在外場環(huán)境溫度（-28.8 ℃）和實驗室環(huán)境溫度（-28.79 ℃）的誤差為0.03 %條件下，相比于外場環(huán)境下發(fā)動機吊掛溫度（-31.9 ℃），實驗室環(huán)境下吊掛環(huán)境溫度為32.48 ℃，兩者相差1.82 %，表明相比于飛機運營的外場自然環(huán)境，實驗室環(huán)境具有有效性；

2）以-40 ℃極端環(huán)境下發(fā)動機試車狀態(tài)為依據，計算出發(fā)動機全狀態(tài)運行后滑油溫度最高可達74.92 ℃，且由-36.03 ℃上升至74.92 ℃的時間為24.26 min。發(fā)動機試車停發(fā)后，當飛機停放超過4.06 h，達到發(fā)動機維護要求，則發(fā)動機下次啟動前需執(zhí)行發(fā)動機預熱維護程序。并且試車停發(fā)后滑油溫度由54.03 ℃經5.78 h重新降至-36.03 ℃，可為整機環(huán)境試驗制定冷浸透時間提供依據。