張瓊 文剛

摘 要：高空模擬試驗(yàn)是民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證的符合性驗(yàn)證手段之一。基于中國(guó)民航規(guī)章CCAR-33部33.68條款“進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰”的要求，對(duì)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)驗(yàn)證開展研究，以表明符合性。本文提出了進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰試驗(yàn)點(diǎn)的選取方法、分析了試驗(yàn)的流程、明確了試驗(yàn)結(jié)果評(píng)估方法，并針對(duì)試驗(yàn)設(shè)備提出了高空艙、測(cè)試裝置和試驗(yàn)設(shè)備配備要求，介紹了典型符合性驗(yàn)證案例。本研究可為國(guó)內(nèi)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)開展進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰適航符合性驗(yàn)證工作提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：適航； 進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)； 高空模擬試驗(yàn)； 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)； 試驗(yàn)技術(shù)要求

中圖分類號(hào)：V351.12 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.010

基金項(xiàng)目： 中國(guó)航發(fā)渦輪院穩(wěn)定支持項(xiàng)目

飛機(jī)在結(jié)冰條件下飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)表面、進(jìn)氣錐和風(fēng)扇/增壓級(jí)均可能發(fā)生結(jié)冰，這些部件的結(jié)冰使得進(jìn)氣系統(tǒng)流通面積減小，造成壓氣機(jī)吸入空氣量減少，輕則導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降[1]，重則積冰脫落導(dǎo)致葉片損傷甚至造成發(fā)動(dòng)機(jī)停車的嚴(yán)重后果，直接影響到飛機(jī)系統(tǒng)的安全。

根據(jù)我國(guó)民用航空規(guī)章CCAR-33-R2《航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航規(guī)定》33.68條款“進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰”中的要求[2]：在中國(guó)民用航空規(guī)章第25部附錄C[3]中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)在其整個(gè)飛行功率范圍內(nèi)的工作中，發(fā)動(dòng)機(jī)部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率、推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況。目前，結(jié)冰條款的符合性驗(yàn)證主要采用地面結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬計(jì)算以及飛行試驗(yàn)進(jìn)行。地面結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)即高空模擬試驗(yàn)，它是能夠在航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中實(shí)現(xiàn)其全工作包線范圍內(nèi)性能/特性摸索與考核的唯一手段，是發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中最有效的性能調(diào)試和技術(shù)攻關(guān)手段[4]。因此，為滿足適航條款的要求，民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在開展發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)適航取證過(guò)程中，高空模擬試驗(yàn)是必須開展的符合性驗(yàn)證工作之一。

國(guó)內(nèi)外相關(guān)學(xué)者針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰問(wèn)題開展了大量的試驗(yàn)研究[5-13]，但是幾乎未提及結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)的研究。國(guó)內(nèi)由于民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制起步較晚，關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰研究工作比較少，董威、楊軍等利用小型結(jié)冰風(fēng)洞對(duì)零級(jí)導(dǎo)向葉片及進(jìn)口支板開展試驗(yàn)[14-15]，但未開展過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)。本文根據(jù)國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)動(dòng)力適航取證需求，在上述成果的基礎(chǔ)上，圍繞民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航規(guī)章CCAR-33.68條款的要求，從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)的要求、試驗(yàn)方法的選擇、試驗(yàn)設(shè)備的改造、典型案例等方面進(jìn)行總結(jié)研究，為國(guó)內(nèi)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)開展進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰適航符合性驗(yàn)證工作提供技術(shù)支持。

1 試驗(yàn)要求

1.1 CCAR-33-R2部33.68條款“進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰”的要求

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)，要求在適航規(guī)章CCAR33-33.68條款“進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰”[2]所要求的結(jié)冰條件[3]下進(jìn)行，即發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行功率范圍內(nèi)不出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況，即可以安全運(yùn)行。同時(shí)，在凍霧天氣下飛機(jī)可能在很長(zhǎng)一段時(shí)間里停在跑道上等待起飛，此時(shí)積冰不能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生有害影響。在開展民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬適航符合性驗(yàn)證工作中，需圍繞適航規(guī)章的規(guī)定和要求，開展結(jié)冰試驗(yàn)點(diǎn)的分析、試驗(yàn)方法和流程的研究。具體要求如下[2]：在所有防冰系統(tǒng)工作時(shí)，每型發(fā)動(dòng)機(jī)必須滿足下列要求：（a） 在航空規(guī)章第25 部附件C中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)在其整個(gè)飛行功率范圍（包括慢車）內(nèi)的工作中，在發(fā)動(dòng)機(jī)部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率或推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況。（b）在臨界狀態(tài)進(jìn)行引氣防冰時(shí)，地面慢車 30min，不出現(xiàn)不利影響，此時(shí)大氣的溫度在-9～ -1℃，每立方米含液態(tài)水不少于 0.3g并且以平均有效直徑不小于20μm的水珠形式存在，接著發(fā)動(dòng)機(jī)以起飛功率或推力進(jìn)行短暫的運(yùn)轉(zhuǎn)。在30min慢車運(yùn)轉(zhuǎn)期間，該發(fā)動(dòng)機(jī)可以以中國(guó)民用航空局接受的方式周期性地加速運(yùn)轉(zhuǎn)到中等功率或推力調(diào)定值。

1.2 進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)點(diǎn)選定

航空渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰主要是指發(fā)生在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前緣、 帽罩、風(fēng)扇、分離環(huán)、壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和靜子葉片、導(dǎo)流隔板等關(guān)鍵部件發(fā)生的結(jié)冰現(xiàn)象[16]。進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰試驗(yàn)點(diǎn)由三部分組成，包括適航規(guī)章所要求的試驗(yàn)點(diǎn)、結(jié)冰關(guān)鍵點(diǎn)分析（CPA）中得到的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作影響最大的試驗(yàn)點(diǎn)及基于自身經(jīng)驗(yàn)所確定的試驗(yàn)點(diǎn)[17] 。根據(jù)高空模擬試驗(yàn)的特點(diǎn)，本試驗(yàn)需從這三個(gè)部分提取進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)點(diǎn)。結(jié)冰關(guān)鍵點(diǎn)分析方法如下：CPA指在發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線范圍內(nèi)，通過(guò)分析的方法，確定最為嚴(yán)酷的結(jié)冰條件[18]。CPA的目的是尋找比適航規(guī)章明確要求的試驗(yàn)點(diǎn)更為嚴(yán)酷的結(jié)冰條件，并在結(jié)冰取證試驗(yàn)中對(duì)這些結(jié)冰條件予以驗(yàn)證。

為表明33.68條款的符合性，應(yīng)在聲明的發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線內(nèi)，通過(guò)分析識(shí)別得出結(jié)冰關(guān)鍵工作試驗(yàn)點(diǎn)。相關(guān)經(jīng)驗(yàn)表明，結(jié)冰關(guān)鍵點(diǎn)分析應(yīng)涵蓋CCAR-25部附錄C、CCAR-29部附錄C中描述的結(jié)冰條件。同時(shí)，應(yīng)當(dāng)結(jié)合上述附錄與航空器飛行速度范圍，以及定義的發(fā)動(dòng)機(jī)功率或推力，進(jìn)行關(guān)鍵點(diǎn)分析。并且，關(guān)鍵點(diǎn)分析中還應(yīng)當(dāng)包括在結(jié)冰環(huán)境中長(zhǎng)時(shí)間飛行（如空中盤旋等待階段）或重復(fù)遭遇結(jié)冰環(huán)境的情況。在關(guān)鍵點(diǎn)分析中，通過(guò)以上要素的組合，應(yīng)當(dāng)識(shí)別得出最關(guān)鍵的結(jié)冰工況條件[19]。

1.3 試驗(yàn)流程研究

根據(jù)前面的研究發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)關(guān)鍵是要確定測(cè)量參數(shù)、監(jiān)控主要性能參數(shù)，最后評(píng)估試驗(yàn)的結(jié)果是否滿足適航要求。流程中主要任務(wù)如圖1所示。

（1）試驗(yàn)要求（試驗(yàn)前）

試驗(yàn)前應(yīng)確定出最關(guān)鍵的測(cè)量參數(shù)，這些參數(shù)可以顯示出發(fā)動(dòng)機(jī)積冰和脫冰的情況。這些參數(shù)將作為表明規(guī)章符合性的關(guān)鍵證據(jù)，并且，這些參數(shù)將有助于校驗(yàn)和證明結(jié)冰關(guān)鍵點(diǎn)分析的假設(shè)。在進(jìn)行結(jié)冰試驗(yàn)時(shí)，需要對(duì)這些參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控，以表征發(fā)動(dòng)機(jī)在結(jié)冰條件下的工作狀況。還應(yīng)按適航規(guī)章的規(guī)定收集確定水滴尺寸的方法和程序。在距離發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口界面不超過(guò)1.5m處和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)或進(jìn)氣管路中測(cè)量液態(tài)水的含量和水滴尺寸。

對(duì)國(guó)外典型民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)冰試驗(yàn)相關(guān)資料進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在開展高空臺(tái)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)前，應(yīng)按表1和表2的要求進(jìn)行關(guān)鍵參數(shù)測(cè)量。在無(wú)飛機(jī)系統(tǒng)引氣和功率提取下，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)并實(shí)時(shí)記錄發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)，在試驗(yàn)后將試驗(yàn)結(jié)果與試驗(yàn)規(guī)范進(jìn)行對(duì)比分析，以確定進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。表1中，T0表示發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流總溫；V表示速度；H表示高度；D表示平均空氣中液態(tài)水的含量（持續(xù)）；Q表示有效水滴直徑。

（2）試驗(yàn)要求（試驗(yàn)中）

試驗(yàn)中可參考表3的要求開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)，并連續(xù)記錄發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速、振動(dòng)值以及推力等性能參數(shù)，并確保這些參數(shù)符合型號(hào)規(guī)范的使用限制要求。表明在進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰條件下發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)不會(huì)發(fā)生熄火、持續(xù)功率損失、喘振、失速和降轉(zhuǎn)。如果發(fā)動(dòng)機(jī)裝有防冰系統(tǒng)，應(yīng)開啟防冰系統(tǒng)再進(jìn)行試驗(yàn)。另外，在發(fā)動(dòng)機(jī)服役期間，自動(dòng)恢復(fù)系統(tǒng)可以避免多種情況的功率衰減。但是，因?yàn)樽詣?dòng)恢復(fù)系統(tǒng)屬于備份裝置，所以在表明符合性的過(guò)程中，不應(yīng)使用自動(dòng)恢復(fù)系統(tǒng)。

1.4 評(píng)估方法研究

根據(jù)33.68條款的要求，民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)開展進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)以后不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率或推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況。經(jīng)研究，試驗(yàn)通過(guò)的評(píng)估方法主要包括功率損失評(píng)估和機(jī)械損傷評(píng)估。具體要求有以下幾個(gè)方面。

（1） 功率損失評(píng)估

在所有的結(jié)冰試驗(yàn)期間，發(fā)動(dòng)機(jī)上的積冰不應(yīng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生不利影響。積冰可能會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生不利影響（如喘振、失速、降轉(zhuǎn)、熄火、高幅振動(dòng)、加速遲緩、推力或功率桿無(wú)響應(yīng)），或者導(dǎo)致持續(xù)功率或推力損失。

（2） 機(jī)械損傷評(píng)估

發(fā)動(dòng)機(jī)不應(yīng)出現(xiàn)任何由適航條款要求的結(jié)冰試驗(yàn)導(dǎo)致的超限損傷。如果有限損傷導(dǎo)致的功率損失較小，則這些損傷是可接受的。另外，必須全面考慮由于重復(fù)遭遇結(jié)冰環(huán)境所導(dǎo)致的累積損傷（機(jī)械損傷的定量數(shù)值需視發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際情況而定）。

2 試驗(yàn)設(shè)備

航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)所需設(shè)備主要包括高空艙、測(cè)試裝置和試驗(yàn)設(shè)備等。

2.1 高空艙設(shè)備的選擇

據(jù)研究，民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)一般在帶有冰云發(fā)生裝置的高空艙內(nèi)進(jìn)行。目前，國(guó)內(nèi)高空臺(tái)的模擬高空試驗(yàn)設(shè)備主要有供氣、抽氣和加溫、降溫設(shè)備，要開展進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)，還需增加一些特殊測(cè)量系統(tǒng)，并對(duì)設(shè)備進(jìn)行局部改裝，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣管路上加裝噴水霧裝置就可保證離發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口一定距離處，建立前文所要求的結(jié)冰條件。

當(dāng)前航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)主要通過(guò)直接連接式和亞聲速自由射流式兩種形式開展。

（1） 直接連接式[4]

直接連接式結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備主要包括噴水柵、試驗(yàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)、高空試驗(yàn)艙、排氣管道、照相機(jī)、有機(jī)玻璃觀察管道、發(fā)動(dòng)進(jìn)口氣流總溫測(cè)量裝置、發(fā)動(dòng)進(jìn)口氣流總壓測(cè)量裝置，以及高空試驗(yàn)艙內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)周圍環(huán)境壓力測(cè)量裝置。在直接連接式高空試驗(yàn)艙的空氣流量計(jì)后，裝有一組多噴嘴噴水柵，艙內(nèi)還有照相觀察設(shè)備等。這種形式多用于軍用發(fā)動(dòng)機(jī)。

（2） 亞聲速自由射流式

亞聲速自由射流式結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備主要包括噴水柵、試驗(yàn)的短艙和發(fā)動(dòng)機(jī)、高空試驗(yàn)艙、排氣管道、照相機(jī)、進(jìn)氣吹風(fēng)噴管、發(fā)動(dòng)進(jìn)口氣流總溫測(cè)量裝置、發(fā)動(dòng)進(jìn)口氣流總壓測(cè)量裝置以及高空試驗(yàn)艙內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)周圍環(huán)境壓力測(cè)量裝置。在直接連接式高空試驗(yàn)艙的隔板上，裝一個(gè)吹風(fēng)噴管，噴管的空氣質(zhì)量流量約為1.05倍的發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量流量，其中5%的流量繞過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)短艙。噴管內(nèi)裝有多噴嘴噴水柵，艙內(nèi)也裝有照相觀察等設(shè)備。由于軍用飛機(jī)進(jìn)氣道形狀復(fù)雜，尺寸各異，這種形式不宜采用，因而亞聲速自由射流式結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備只適用于短艙式的民航飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)冰試驗(yàn)。

國(guó)外實(shí)踐證明，直接連接式模擬高空試驗(yàn)已成為評(píng)價(jià)和鑒定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰系統(tǒng)最受歡迎的方法。國(guó)外曾做過(guò)這樣的統(tǒng)計(jì)和比較，直接連接式模擬高空試驗(yàn)中14天的環(huán)境結(jié)冰試驗(yàn)，相當(dāng)于120天的飛行試驗(yàn)中的環(huán)境結(jié)冰試驗(yàn)[4]。

2.2 測(cè)試裝置及方法

發(fā)動(dòng)機(jī)高空試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)一般包括試驗(yàn)測(cè)試參數(shù)、臺(tái)架測(cè)試設(shè)備、操縱臺(tái)監(jiān)視儀表、計(jì)算機(jī)監(jiān)視系統(tǒng)、熒屏顯示系統(tǒng)、監(jiān)視與報(bào)警系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)等。進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)還需關(guān)注結(jié)冰噴霧系統(tǒng)測(cè)試和結(jié)冰探測(cè)。

（1） 結(jié)冰噴霧系統(tǒng)測(cè)試

相關(guān)資料表明，國(guó)外典型民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰噴霧系統(tǒng)需要測(cè)試的參數(shù)見表4。其中，Vin表示進(jìn)流速度；pt表示進(jìn)口氣流總壓；T0表示進(jìn)口氣流總溫；ps表示進(jìn)口氣流靜壓；N表示轉(zhuǎn)速。

（2） 結(jié)冰探測(cè)方法

噴水后需確定發(fā)動(dòng)機(jī)是否結(jié)冰，結(jié)冰量和預(yù)估的結(jié)冰范圍是否滿足適航要求。相關(guān)實(shí)踐表明，這些數(shù)據(jù)很難直接觀察得到，而且由于高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備的安全保護(hù)措施，導(dǎo)致在結(jié)冰后不能立即開啟艙蓋，故結(jié)冰探測(cè)方法研究很關(guān)鍵。根據(jù)國(guó)內(nèi)外結(jié)冰探測(cè)技術(shù)的發(fā)展，當(dāng)前對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰現(xiàn)象的探測(cè)主要依靠結(jié)冰信號(hào)器，該類信號(hào)器依據(jù)產(chǎn)品外形可以分為外伸式和內(nèi)埋式兩種。需要根據(jù)高空臺(tái)的設(shè)備情況和發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)進(jìn)行選擇。

2.3 試驗(yàn)設(shè)備的確定

航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)設(shè)備應(yīng)能模擬高空試驗(yàn)狀態(tài)的結(jié)冰氣象條件，根據(jù)第2.1節(jié)的研究結(jié)果，進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)建議使用直連式試驗(yàn)設(shè)備。該設(shè)備的管道直接與發(fā)動(dòng)機(jī)的前法蘭安裝邊連接，以防止進(jìn)氣溢流現(xiàn)象發(fā)生。根據(jù)確定的進(jìn)口氣流速度、氣流溫度、液態(tài)水含量、水滴尺寸開展結(jié)冰試驗(yàn)研究。為了確保航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)順利開展，除了配備直接連接式高空模擬試車臺(tái)之外，還必須配備一套結(jié)冰噴霧系統(tǒng)。同時(shí)，還應(yīng)確保試驗(yàn)設(shè)備能夠產(chǎn)生滿足CCAR-33.68條款要求的云霧模擬條件。試驗(yàn)中還應(yīng)用高速攝影系統(tǒng)或視頻磁帶機(jī)、頻閃光源來(lái)監(jiān)視和記錄結(jié)冰過(guò)程。另外，進(jìn)氣總壓、總溫等測(cè)量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。

應(yīng)考慮的重點(diǎn)關(guān)注項(xiàng)目如下：結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備的描述，包括噴霧系統(tǒng)的布置、噴嘴、供水系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)，以及試驗(yàn)設(shè)備的操作；測(cè)試功能應(yīng)包括設(shè)備運(yùn)行監(jiān)測(cè)、云霧模擬，以及云霧特性的確定；空氣/水流量工作圖；濕度的測(cè)定；結(jié)冰試驗(yàn)前臺(tái)架功能檢查；設(shè)備試驗(yàn)程序；試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量的準(zhǔn)確性和能力描述。

3 國(guó)外某型民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)

國(guó)外某型民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)所選擇的試驗(yàn)點(diǎn)應(yīng)能代表CCAR-25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰包線。試驗(yàn)點(diǎn)應(yīng)至少包括CCAR-33.68條款要求的試驗(yàn)點(diǎn)和CPA得到的試驗(yàn)點(diǎn)，并按需增加基于自身經(jīng)驗(yàn)所確定的試驗(yàn)點(diǎn)。其中，條款要求的試驗(yàn)點(diǎn)見表5。試驗(yàn)點(diǎn)1～試驗(yàn)點(diǎn)4分別代表了典型的空中明冰結(jié)冰條件，其中，對(duì)于試驗(yàn)點(diǎn)2與試驗(yàn)點(diǎn)3而言，試驗(yàn)時(shí)間通常為10min。如果試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有形成自然脫冰循環(huán)，則需要更長(zhǎng)的試驗(yàn)時(shí)間，直至形成穩(wěn)定的脫冰循環(huán)。試驗(yàn)點(diǎn)5～試驗(yàn)點(diǎn)8分別代表了典型的空中霜冰結(jié)冰條件，對(duì)于試驗(yàn)點(diǎn)6和試驗(yàn)點(diǎn)7，有類似的試驗(yàn)時(shí)間要求。試驗(yàn)點(diǎn)9代表了明冰條件下空中保持的狀態(tài)，模擬飛機(jī)穿過(guò)典型長(zhǎng)度的層云（液態(tài)水含量為0.3g/m3，穿云時(shí)間為6min）與積云（液態(tài)水含量為1.7g/m3，穿云時(shí)間為1min）的條件。要求試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間足夠表明發(fā)動(dòng)機(jī)可以重復(fù)、穩(wěn)定工作（或者最大45min）。試驗(yàn)點(diǎn)10代表了霜冰條件下空中保持的狀態(tài)，同樣要求試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間足夠表明發(fā)動(dòng)機(jī)可以重復(fù)、穩(wěn)定工作（或者最大45min）。

針對(duì)特定的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)，CPA的目是在所確定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作包線內(nèi)，通過(guò)分析識(shí)別得出關(guān)鍵結(jié)冰條件。CPA不能替代試驗(yàn)，而是提供了一個(gè)預(yù)測(cè)關(guān)鍵試驗(yàn)點(diǎn)的方法。如果能夠證明CPA試驗(yàn)點(diǎn)與表5中條款要求的試驗(yàn)點(diǎn)等效，則CPA試驗(yàn)點(diǎn)可以替代表5中的試驗(yàn)點(diǎn)。否則，CPA試驗(yàn)點(diǎn)用于補(bǔ)充表5中的試驗(yàn)點(diǎn)。表5中，T0表示發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流總溫；D表示平均空氣中液態(tài)水的含量（持續(xù)）；Q表示有效水滴直徑；W表示發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)；L表示運(yùn)行持續(xù)時(shí)間。

開展CPA時(shí)，應(yīng)當(dāng)考慮脫冰損傷、發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性和壓氣機(jī)再匹配、核心機(jī)和增壓級(jí)結(jié)冰堵塞、傳感器故障等因素。CPA包含了大量的結(jié)冰仿真計(jì)算，應(yīng)首先對(duì)第25部附錄C的結(jié)冰包線進(jìn)行離散，得出數(shù)量龐大的離散點(diǎn)。之后，針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)不同功率狀態(tài)，對(duì)每個(gè)離散點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的結(jié)冰條件逐一進(jìn)行結(jié)冰計(jì)算，并進(jìn)行脫冰評(píng)估，以及對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、結(jié)構(gòu)損傷的影響分析。國(guó)外某型號(hào)民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣結(jié)冰試驗(yàn)建議采用直連式試驗(yàn)設(shè)備，并配備結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、高速攝像系統(tǒng)等，對(duì)于進(jìn)氣總壓、總溫等測(cè)量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。研究成果可為下一步我國(guó)民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰符合性驗(yàn)證試驗(yàn)提供參考。CPA分析結(jié)果見表6。

一般而言，為進(jìn)一步縮減試驗(yàn)點(diǎn)數(shù)量，將表6中的CPA分析結(jié)果與表5中規(guī)章要求的試驗(yàn)點(diǎn)再進(jìn)行逐一比對(duì)，刪除表6中不如表5嚴(yán)酷的試驗(yàn)點(diǎn)，選擇出最終的CPA試驗(yàn)點(diǎn)，以代表?xiàng)l款要求試驗(yàn)點(diǎn)所不能覆蓋的嚴(yán)酷結(jié)冰條件。

經(jīng)過(guò)進(jìn)一步計(jì)算分析，刪除了表6中的試驗(yàn)點(diǎn)1與試驗(yàn)點(diǎn)3，僅保留試驗(yàn)點(diǎn)2作為最終CPA試驗(yàn)點(diǎn)。該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)共包含11個(gè)空中試驗(yàn)點(diǎn)，見表7，試驗(yàn)點(diǎn)2為最終確定的CPA試驗(yàn)點(diǎn)，即表6中的試驗(yàn)點(diǎn)2，其余10個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)為表5中條款要求的試驗(yàn)點(diǎn)。

該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰試驗(yàn)最終結(jié)果顯示，結(jié)冰最嚴(yán)酷的試驗(yàn)條件為試驗(yàn)點(diǎn)1與試驗(yàn)點(diǎn)2，均對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)最小慢車下降功率。該功率為發(fā)動(dòng)機(jī)空中運(yùn)行時(shí)的最小功率狀態(tài)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速也最低，風(fēng)扇葉片轉(zhuǎn)動(dòng)帶來(lái)的脫冰效應(yīng)也最差。因此，在最小空中慢車狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)冰量，以及冰脫落后造成的性能與損傷影響也最嚴(yán)酷，應(yīng)當(dāng)予以格外關(guān)注。

4 結(jié)論

本文圍繞CCAR-33-R2部中33.68條款適航要求，針對(duì)民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證中進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗(yàn)需求，進(jìn)行了技術(shù)要求分析，得到以下結(jié)論：

（1） 開展進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰高空臺(tái)試驗(yàn)前必須結(jié)合CPA和飛機(jī)結(jié)冰點(diǎn)分析等因素確定試驗(yàn)點(diǎn)。

（2） 航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)前應(yīng)確定關(guān)鍵測(cè)量參數(shù)，在試驗(yàn)中進(jìn)行測(cè)量記錄，并在試驗(yàn)后將結(jié)果與試驗(yàn)要求進(jìn)行對(duì)比分析，以確定試驗(yàn)后發(fā)動(dòng)機(jī)的推力損失、機(jī)械損傷等滿足要求，不會(huì)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率或推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況。

（3） 進(jìn)氣結(jié)冰試驗(yàn)建議采用直連式試驗(yàn)設(shè)備，并配備結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、高速攝像系統(tǒng)等，對(duì)于進(jìn)氣總壓、總溫等測(cè)量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。研究成果可為下一步我國(guó)民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰符合性驗(yàn)證試驗(yàn)提供參考。

參考文獻(xiàn)

[1]Baptist P H， Bharath K N. Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil：US 7，131，612 B2[P].2006-11-07.

[2]Civil Aviation Administration of China. CCAR-33-R2：Airwor‐thiness standards： Aircraft Engines [S]. CAAC， 2012.

[3]中國(guó)民用航空局. CCAR-25-R4：運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S].北京：中國(guó)民用航空局，2016. Civil Aviation Administration of China. CCAR-25-R4： Air‐worthiness standards： Transport category airplanes[S]. CAAC， 2016.（in Chinese）

[4]侯敏杰.高空模擬試驗(yàn)技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2014. Hou Mingjie. High altitude simulation test technology[M]. Beijing： Aviation Industry Press，2014.（in Chinese）

[5]Mason J G， Strapp J W， Chow P. The ice particle threat to engine in flight[R]. AIAA-2006-206，2006.

[6]Venkataramani K S， Balanc C， Caney R D， et al. Wind tunnel tests and modeling studies of ice accretion relevant to aircraft engines[R]. AIAA-2003-906， 2003.

[7]Hamed A， Das K， Basu D. Numerical simulations of ice droplet trajectories and collection efficiency on aero-engine rotating machinery[R]. AIAA-2005-1248， 2005.

[8]Jin W， Taghavi R. A computational study of icing effects on performance of S-duct inlets[R]. AIAA-2008-4584， 2008.

[9]Lee S， Loth E， Kim S， et al. Simuation of icing on a cascade of stator blades[R]. AIAA-2006-0208， 2006.

[10]Luttrell J， West T.F-22 inlet shed ice particle sizing test[R]. AIAA-2001-16026，2001.

[11]AL-Khalil K， Hitzigrath R， Philippio J， et al. Icing analysis and test of a business jet engine inlet duct[R]. AIAA-2000-1040， 2000.

[12]Ragni A， Auletta A， Caserta G， et al. Air induction system icing certification for general aviation： The case of the vulcanair VF600w mission aircraft[R]. AIAA-2005-476，2005.

[13]Ferrigno F， Inverno M，Vernillo P， et al.NH90 air intake version T700/T6-elicing qualification tests[R]. AIAA-2005-477，2005.

[14]董威.航空發(fā)動(dòng)機(jī)支板熱滑油防冰性能試驗(yàn)[J].航空學(xué)報(bào)，2014，35（7）：1845-1853. Dong Wei. Test on performance of an aero-engine strut hot lu‐brication oil anti-icing system[J].Acta Aeronautica et Astronau‐tica Sinica， 2014，35（7）：1845-1853.（in Chinese）

[15]楊軍，張靖周，郭文，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口支板結(jié)冰和防冰試驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2014，29（2）：277-283. Yang Jun， Zhang Jingzhou， Guo Wen， et al. Experiment of antiicing and icing on inlet strut of aero-engine[J]. Journal of Aerospace Power，2014，29（2）：277-283.（in Chinese）

[16]戰(zhàn)培國(guó).美國(guó)NASA結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備體系綜述[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，32（5）：1-5. Zhan Peiguo. Review on the system of icing facilities in NASA[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 32（5）：1-5.（in Chinese）

[17]宋建宇，吳晶峰，邱長(zhǎng)波，等.民用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗(yàn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2020，35（5）：1089-1098. Song Jianyu， Wu Jingfeng， Qiu Changbo， et al. Civil turboshaft engine induction system icing test[J]. Journal of Aerospace Power， 2020，35（5）：1089-1098.（in Chinese）

[18]FAA. Turbojet， turboprop， turboshaft， and turbof an engine induction system icing and ice ingestion： AC20-147A[S]. Washington DC：FAA， 2014.

[19]白尨，劉月平.航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰適航性條款研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2013，26（5）：41-46. Bai Meng， Liu Yueping. Airworthiness standards on aeroengine induction system icing[J]. Gas Turbine Experiment and Research， 2013，26（5）：41-46.（in Chinese）

Test Technology Method of Induction System Icing Altitude Simulation Test of Civil Aviation Turbofan Engine

Zhang Qiong1， Wen Gang2

1. Engineering Research Center of Intelligent Air-space Integration Vehicle and Control of Ministry of Education，Xihua University，Chengdu 610039，China

2. AECC Sichuan Gas Turbine Establishment， Mianyang 621703，China

Abstract： High-altitude simulation test is one of the conformity verification methods for civil aero-engine airworthiness certification. Based on the requirements of Clause 33.68 of CCAR33， Civil Aviation Regulations of China，"Air intake system icing"， the high-altitude simulation test verification of air intake system icing is studied to show the compliance. The selection method of icing test point of air intake system is put forward， the test flow is analyzed， and the evaluation method of test results is defined. The requirements of high empty warehouse， test device and test equipment are put forward for test equipment， and typical compliance verification cases are introduced. This study can provide technical support for domestic civil aero-engines to verify the airworthiness of air intake system icing.

Key Words： airworthiness； air intake system icing test； high altitude simulation test； turbofan engine； test technical requirements