張惠，吳敬濤，田培強(qiáng)，任戰(zhàn)鵬

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065）

引言

軍用飛機(jī)及其地面保障設(shè)備在服役過程中不可避免地要遭遇濕熱、降雨、高溫、高寒、降雪、降霧、凍雨、吹風(fēng)、太陽輻射等極端氣候條件，這些復(fù)雜的極端氣候環(huán)境條件會對軍用飛機(jī)及其地面保障設(shè)備組成材料的物理或化學(xué)特性造成不利影響，致使其性能退化，功能受限，甚至威脅作戰(zhàn)性能。飛機(jī)在降雪時(shí)起飛而墜毀如圖1 所示。

圖1 飛機(jī)在降雪時(shí)起飛而墜毀

盡管高溫、低溫、結(jié)冰等極端氣候條件發(fā)生的概率較低，并具有地域上的區(qū)域性，但要實(shí)現(xiàn)國防現(xiàn)代化和世界一流軍隊(duì)建設(shè)，軍用飛機(jī)需要攻防兼?zhèn)?。因此，軍用飛機(jī)的部署范圍和使用環(huán)境也在擴(kuò)大。軍機(jī)在服役階段就可能會經(jīng)歷多種任務(wù)剖面，遭遇世界各地的地表氣候條件。

氣候?qū)嶒?yàn)室試驗(yàn)是飛機(jī)研制階段重要組成部分，是飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱要求必須開展的地面全尺寸試驗(yàn)項(xiàng)目之一，是在極端氣候條件飛行試驗(yàn)之前必須完成的試驗(yàn)科目，以提前暴露設(shè)計(jì)和工藝缺陷，并加以改進(jìn)，保障外場氣候試驗(yàn)安全。實(shí)驗(yàn)室飛機(jī)氣候試驗(yàn)需要在極端氣候環(huán)境條件下，使試驗(yàn)飛機(jī)以實(shí)際的任務(wù)剖面運(yùn)行，檢查所有的子系統(tǒng)和地面保障設(shè)備，從而獲取飛機(jī)、地面保障設(shè)備和人員的耐氣候環(huán)境極限能力信息。美國的F-22 和F-35B 在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行氣候試驗(yàn)時(shí)，最大將發(fā)動機(jī)開至加力狀態(tài)（Run the airplane in full afterburner），以充分測試發(fā)動機(jī)及交聯(lián)系統(tǒng)（如燃油系統(tǒng)、防除冰系統(tǒng)等）的工作特性。其中F-35B 飛機(jī)試驗(yàn)時(shí)，需要發(fā)動機(jī)開車的試驗(yàn)包括發(fā)動機(jī)啟動、熱管理評估、進(jìn)氣系統(tǒng)防除冰等，其發(fā)動機(jī)累計(jì)運(yùn)行時(shí)間達(dá)到了101 h。因此，在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車并驗(yàn)證相關(guān)交聯(lián)系統(tǒng)的運(yùn)行特性是實(shí)驗(yàn)室氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)必須開展的項(xiàng)目。構(gòu)建實(shí)驗(yàn)室動態(tài)運(yùn)行下的飛機(jī)驗(yàn)證矩陣，支撐實(shí)驗(yàn)室動態(tài)運(yùn)行下的飛機(jī)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證尤為重要。

1 實(shí)驗(yàn)室動態(tài)運(yùn)行的必要性分析

1.1 相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)分析

我國軍用飛機(jī)相關(guān)研制標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范要求進(jìn)行極端氣候條件下飛機(jī)氣候試驗(yàn)。例如：GJB 775A《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》6.3.7 要求“應(yīng)進(jìn)行全尺寸系統(tǒng)級的氣候試驗(yàn)”[1]；GJB 67.9A-2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范-第九部分地面試驗(yàn)》[2]要求進(jìn)行全機(jī)氣候試驗(yàn)，氣候環(huán)境類包括：低溫、高溫、太陽輻射、濕熱、淋雨、降雪、凍雨、結(jié)冰、低速吹風(fēng)等試驗(yàn)，并就全機(jī)氣候試驗(yàn)?zāi)康?、試?yàn)件、試驗(yàn)要求、試驗(yàn)內(nèi)容及驗(yàn)證要求做了規(guī)定。

在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行整機(jī)平臺下的發(fā)動機(jī)開車試驗(yàn)以及相關(guān)系統(tǒng)的驗(yàn)證，才能充分暴露飛機(jī)發(fā)動機(jī)相關(guān)的交聯(lián)系統(tǒng)故障，更加充分的考核飛機(jī)整機(jī)的氣候環(huán)境適應(yīng)性。GJB 1015A-2009《軍用飛機(jī)驗(yàn)證要求》[3]中規(guī)定應(yīng)進(jìn)行發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)，地面試驗(yàn)應(yīng)記錄功率輸出和推力數(shù)據(jù)，應(yīng)驗(yàn)證慢車轉(zhuǎn)速下的可用推力不會產(chǎn)生過高的飛機(jī)滑行速度。試驗(yàn)內(nèi)容包括：起動性能、穩(wěn)態(tài)特性、加速性和減速性等試驗(yàn)[4,5]。對多發(fā)動機(jī)飛機(jī)，要求對一側(cè)的發(fā)動機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)；GJB 2187A-2015《飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)通用規(guī)范》[6]規(guī)定推進(jìn)系統(tǒng)暴露在飛機(jī)戰(zhàn)技術(shù)指標(biāo)規(guī)定的環(huán)境極限條件下，以及在地面和空中工作所遇到極限環(huán)境條件下，應(yīng)能正常工作，提出了環(huán)境適應(yīng)性要求并規(guī)定應(yīng)進(jìn)行地面試驗(yàn)；GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)通用規(guī)范》[7]規(guī)定發(fā)動機(jī)在裝機(jī)狀態(tài)下進(jìn)行極端氣候條件下的地面試驗(yàn)，包括低溫、高溫、結(jié)冰、雨等，試驗(yàn)內(nèi)容包括地面啟動、工作特性、加減速等試驗(yàn)；GJB 243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動力裝置飛行試驗(yàn)要求》[8]規(guī)定發(fā)動機(jī)在裝機(jī)狀態(tài)下，進(jìn)行發(fā)動機(jī)工作特性鑒定試驗(yàn)、發(fā)動機(jī)風(fēng)車工作狀態(tài)檢查以及地面和空中啟動試驗(yàn)、發(fā)動機(jī)加速性和減速性鑒定試驗(yàn)等；GJB 1003-1990《飛機(jī)燃油系統(tǒng)通用規(guī)范》[9]要求飛機(jī)燃油系統(tǒng)能在-55 ℃低溫和設(shè)計(jì)最高溫度下正常工作，并應(yīng)進(jìn)行飛機(jī)地面試驗(yàn)，試驗(yàn)內(nèi)容包括發(fā)動機(jī)供油和輸油試驗(yàn)等；GJB 3212-1998《飛機(jī)燃油系統(tǒng)飛行試驗(yàn)要求》[10]規(guī)定應(yīng)進(jìn)行高溫大氣、極限低溫大氣下和燃油系統(tǒng)結(jié)冰等試驗(yàn)，測試燃油系統(tǒng)在發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)下的供油能力；GJB 1193-1991《飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)通用規(guī)范》[11]規(guī)定應(yīng)進(jìn)行裝機(jī)狀態(tài)下，在發(fā)動機(jī)引氣供氣的情況下，進(jìn)行地面極端氣候環(huán)境試驗(yàn)，試驗(yàn)內(nèi)容包括座艙壓力調(diào)節(jié)、座艙空氣調(diào)節(jié)、設(shè)備艙及設(shè)備艙空氣調(diào)節(jié)、透明表面防冰防霧和防霜、除雨、防冰等；GJB 2195-1994《飛機(jī)表面熱氣加熱型防冰系統(tǒng)通過規(guī)范》[12]規(guī)定應(yīng)進(jìn)行地面試驗(yàn)，在發(fā)動機(jī)提供熱氣的情況下，驗(yàn)證控制系統(tǒng)、溫度指示系統(tǒng)、過熱警告或控制的工作情況等；GJB 3101-1997《飛機(jī)加溫和通風(fēng)系統(tǒng)通用規(guī)范》[13]規(guī)定應(yīng)進(jìn)行裝機(jī)狀態(tài)下的地面試驗(yàn)，在飛機(jī)提供引氣的情況下，驗(yàn)證系統(tǒng)性能是否符合規(guī)定；GJB 3575-1999《飛機(jī)風(fēng)擋玻璃防冰除霧裝置通用規(guī)范》[14]規(guī)定應(yīng)進(jìn)行裝機(jī)狀態(tài)下的試驗(yàn)，采用熱空氣作為熱源時(shí)，按照GJB 1193《飛機(jī)環(huán)境控制系統(tǒng)通用規(guī)范》規(guī)定的要求供給；GJB 2878-1997《有人駕駛飛機(jī)電傳飛機(jī)控制系統(tǒng)通用規(guī)范》[15]對環(huán)境適應(yīng)性提出了具體要求，包括高溫、低溫、濕熱等，并規(guī)定應(yīng)進(jìn)行機(jī)上地面試驗(yàn)。由于液壓系統(tǒng)是飛控系統(tǒng)的重要組成部分，因此極端條件條件下，發(fā)動機(jī)驅(qū)動液壓系統(tǒng)能否正常工作是飛控系統(tǒng)地上地面試驗(yàn)的重要支撐；GJB 628A-1997《飛機(jī)Ⅰ、Ⅱ型液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)、安裝要求》[16]規(guī)定應(yīng)在飛機(jī)型號規(guī)范規(guī)定的低溫條件下正常啟動，并在飛機(jī)飛行包線范圍內(nèi)任何條件下可靠工作。其中又規(guī)定地面上工作過程中極限氣候條件應(yīng)符合飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求規(guī)定，并按GJB 1393-1992 進(jìn)行發(fā)動機(jī)地面開車試驗(yàn)；GJB 1393-1992《飛機(jī)液壓、應(yīng)急氣動系統(tǒng)試驗(yàn)要求和方法》[17]規(guī)定了五種液壓系統(tǒng)試驗(yàn)方法，包括模擬器試驗(yàn)、液壓車試驗(yàn)、地面驅(qū)動試驗(yàn)、發(fā)動機(jī)開車試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)。其中發(fā)動機(jī)開車試驗(yàn)是指發(fā)動機(jī)開車情況下的液壓系統(tǒng)試驗(yàn)，該標(biāo)準(zhǔn)中詳細(xì)規(guī)定了試驗(yàn)內(nèi)容。

除上述對飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車下飛機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范外，GJB 1132-1991《飛機(jī)地面保障設(shè)備通用規(guī)范》[18]要求：設(shè)備的性能應(yīng)與被保障的飛機(jī)功能要求相匹配，為使在使用壽命期內(nèi)性能下降的情況下及能在最苛刻的條件下滿足使用要求，設(shè)備應(yīng)有足夠的性能裕度。其中“最苛刻的條件”包括地面保障設(shè)備與被保障的飛機(jī)經(jīng)受相同的極端氣候環(huán)境。GJB 1371-1992《裝備保障性分析》[19]，保障性評估中規(guī)定：試驗(yàn)結(jié)果是否滿足保障性試驗(yàn)與評價(jià)大綱的目標(biāo)，試驗(yàn)環(huán)境是最重要的因素之一，真實(shí)的試驗(yàn)環(huán)境必須考慮部署后預(yù)期的使用環(huán)境及預(yù)定用于使用與維修和設(shè)備的保障資源，試驗(yàn)環(huán)境應(yīng)盡可能地接近實(shí)際。飛機(jī)能在全機(jī)氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)室內(nèi)進(jìn)行飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車試驗(yàn)，試驗(yàn)環(huán)境將更接近真實(shí)情況，保障性的考核更充分。

上述標(biāo)準(zhǔn)均要求在極端氣候條件下，開展飛機(jī)發(fā)動機(jī)啟動等試驗(yàn)，以對飛機(jī)和保障體系進(jìn)行更充分的考核。能夠更加全面的考核飛機(jī)整機(jī)的氣候環(huán)境適應(yīng)性。

1.2 發(fā)動機(jī)啟動驗(yàn)證的必要性分析

全機(jī)氣候環(huán)境試驗(yàn)需要復(fù)現(xiàn)飛機(jī)各系統(tǒng)的真實(shí)運(yùn)行狀態(tài)，按照飛機(jī)實(shí)際使用要求對飛機(jī)進(jìn)行操作，檢查飛機(jī)在極端氣候環(huán)境條件下的功能和性能是否符合研制要求。這需要飛機(jī)能在室內(nèi)極端氣候環(huán)境條件下進(jìn)行發(fā)動機(jī)開車，一方面檢查飛機(jī)能否順利啟動發(fā)動機(jī)，另一方面檢查飛機(jī)交聯(lián)系統(tǒng)的功能和性能。在淋雨、結(jié)冰、低溫、高溫、太陽輻射等極端氣候條件下開展飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車狀態(tài)下的飛機(jī)交聯(lián)系統(tǒng)試驗(yàn)，是國外全機(jī)氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)室的核心能力之一[20]。

依賴飛機(jī)地面保障（電源車、氣源車、空調(diào)車、液壓泵車等）設(shè)備提供動力或飛機(jī)APU 提供動力，對飛機(jī)系統(tǒng)功能和性能進(jìn)行試驗(yàn)，飛機(jī)不具備自主工作能力、不能實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)真實(shí)運(yùn)行狀態(tài)，多項(xiàng)重要功能和性能無法得到考核，如：

1）飛機(jī)自主啟動發(fā)動機(jī)；

2）飛機(jī)發(fā)動機(jī)工作特性和加減速特性檢查；

3）飛機(jī)燃油系統(tǒng)供油能力檢查；

4）飛機(jī)電源系統(tǒng)供電能力檢查；

5）飛機(jī)液壓系統(tǒng)溫度、振動、流量等檢查；

6）飛機(jī)飛控系統(tǒng)檢查；

7）飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)增壓、通風(fēng)、空氣調(diào)節(jié)等檢查；

8）飛機(jī)風(fēng)擋熱氣除霧、除冰等檢查；

9）飛機(jī)防除冰系統(tǒng)性能檢查等。

此外，飛機(jī)配套的地面保障設(shè)備對飛機(jī)的支持能力也無法得到驗(yàn)證，如地面氣源車啟動發(fā)動機(jī)等項(xiàng)目。

支持飛機(jī)在實(shí)驗(yàn)室極端氣候條件下進(jìn)行發(fā)動機(jī)開車，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)各交聯(lián)系統(tǒng)真實(shí)運(yùn)行狀態(tài)，以便開展以下重要試驗(yàn)：

1）飛機(jī)在極端氣候環(huán)境條件下開展發(fā)動機(jī)啟動試驗(yàn)，如飛機(jī)在極端低溫或高溫下浸泡一天后，依賴自身能力進(jìn)行發(fā)動機(jī)啟動、或依賴地面氣源車進(jìn)行發(fā)動機(jī)啟動等試驗(yàn)；

2）飛機(jī)在發(fā)動機(jī)啟動后的交聯(lián)系統(tǒng)試驗(yàn)，如燃油系統(tǒng)供油、環(huán)控系統(tǒng)空氣調(diào)節(jié)、液壓系統(tǒng)暖機(jī)、飛控系統(tǒng)檢查、防除冰系統(tǒng)檢查等；

3）飛機(jī)地面維護(hù)試驗(yàn)，如果飛機(jī)一旦無法順利啟動發(fā)動機(jī)，考核飛機(jī)在進(jìn)行地面維護(hù)后（如飛機(jī)加溫等），能否順利啟動發(fā)動機(jī)。

開展以上三方面試驗(yàn)的目的如下：

1）進(jìn)一步暴露飛機(jī)氣候環(huán)境適應(yīng)性問題，使全機(jī)氣候環(huán)境試驗(yàn)更全面、更充分、更徹底，有效支撐飛機(jī)氣候環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)與優(yōu)化；

2）進(jìn)一步檢驗(yàn)飛機(jī)配套地面保障設(shè)備及保障服務(wù)能力，為飛機(jī)維保體系的設(shè)計(jì)與優(yōu)化、飛機(jī)服役運(yùn)維等提供更全面的依據(jù)；

3）探明飛機(jī)氣候環(huán)境適應(yīng)性能力邊界（如探明飛機(jī)能自主啟動的最低溫度），為飛機(jī)在超過邊界后的使用和維護(hù)提供依據(jù)。

因此，飛機(jī)發(fā)動機(jī)開車試驗(yàn)?zāi)軐?shí)現(xiàn)飛機(jī)各系統(tǒng)真實(shí)工作狀態(tài)，更全面地驗(yàn)證飛機(jī)及其保障體系的氣候環(huán)境適應(yīng)性，更有力地支撐飛機(jī)研制和飛機(jī)實(shí)際服役運(yùn)維。

2 動態(tài)驗(yàn)證矩陣構(gòu)建

2.1 發(fā)動機(jī)開車時(shí)交聯(lián)系統(tǒng)的驗(yàn)證

飛機(jī)在進(jìn)行氣候環(huán)境試驗(yàn)時(shí)，與發(fā)動機(jī)啟動相關(guān)聯(lián)進(jìn)行驗(yàn)證的系統(tǒng)主要有燃油系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、氣源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)、風(fēng)擋熱氣除霧、除冰、防除冰系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng)的主要功能是為發(fā)動機(jī)及APU 供油，在進(jìn)行高/低溫試驗(yàn)時(shí)，需驗(yàn)證燃油系統(tǒng)低油溫告警功能及低溫狀態(tài)下的燃油系統(tǒng)密封、部件操作。需要檢測的參數(shù)主要有試驗(yàn)時(shí)間、

實(shí)驗(yàn)室環(huán)境溫度、左、右油箱油量、燃油溫度、燃油系統(tǒng)相關(guān)CAS 信息、燃油系統(tǒng)機(jī)載測試數(shù)據(jù)等。

電源系統(tǒng)的主要功能是為飛機(jī)供電，通過電源系統(tǒng)高/低溫試驗(yàn)，檢查系統(tǒng)在預(yù)期的最高/低溫度條件下的供電能力是否符合設(shè)計(jì)要求。

氣源系統(tǒng)從發(fā)動機(jī)、APU 或地面高壓氣源引氣，為空調(diào)、機(jī)翼防冰、發(fā)動機(jī)起動、燃油箱惰化及水箱增壓提供氣源，滿足下游用氣系統(tǒng)的壓力、溫度和流量需求。氣源系統(tǒng)是發(fā)動機(jī)壓縮機(jī)中壓級和高壓級之間的引氣自動轉(zhuǎn)換，發(fā)動機(jī)引氣壓力控制，引氣溫度控制，引氣關(guān)斷功能。在進(jìn)行高/低溫試驗(yàn)時(shí)，使用發(fā)動機(jī)引氣與空調(diào)系統(tǒng)和水/廢水系統(tǒng)聯(lián)合進(jìn)行地面試驗(yàn)，驗(yàn)證系統(tǒng)功能和性能滿足設(shè)計(jì)要求；驗(yàn)證系統(tǒng)壓力、溫度調(diào)節(jié)功能；驗(yàn)證系統(tǒng)關(guān)斷、隔離功能。

液壓系統(tǒng)最重要的功能是為飛機(jī)液壓用戶提供液壓能源，液壓用戶包括：

1）主飛行操縱系統(tǒng)：升降舵、方向舵、副翼、多功能擾流板及地面擾流板；

2）高升力操縱系統(tǒng)：襟翼、縫翼、襟翼翼尖剎車、縫翼翼尖剎車；

3）起落架控制系統(tǒng)：起落架及艙門收放、前輪轉(zhuǎn)彎；

4）剎車系統(tǒng)：機(jī)輪剎車；

5）RAT 地面收起。

在高/低溫環(huán)境條件下，驗(yàn)證液壓能源系統(tǒng)能否正常工作，無液壓能源系統(tǒng)警戒（黃色）級別的EICAS 信息；液壓系統(tǒng)無因低溫引起的功能異常；液壓能源系統(tǒng)工作正常，無液壓能源系統(tǒng)警戒（黃色）級別的EICAS 信息；液壓系統(tǒng)無因低溫引起的功能異常。

空調(diào)系統(tǒng)主要由空氣分配系統(tǒng)、加熱系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)及空氣污染控制系統(tǒng)等組成，其基本功能是為飛機(jī)客艙、駕駛艙提供溫度、壓力適宜，流量穩(wěn)定的清潔空氣，同時(shí)為飛機(jī)駕駛艙、客艙壓力調(diào)節(jié)提供必要的氣源。在高/低溫環(huán)境條件下，驗(yàn)證駕駛艙和客艙溫度可各自獨(dú)立控制，在系統(tǒng)構(gòu)型穩(wěn)態(tài)以及變化過程中，引氣和空調(diào)系統(tǒng)構(gòu)型功能均正常。

風(fēng)擋加熱系統(tǒng)采用電加熱的方式對駕駛艙主風(fēng)擋進(jìn)行防冰和防霧加熱，對側(cè)風(fēng)擋進(jìn)行防霧加熱。風(fēng)擋加熱系統(tǒng)由加熱膜、溫度傳感器、風(fēng)擋加熱控制器、控制開關(guān)等組成。加熱膜和溫度傳感器集成在風(fēng)擋玻璃內(nèi)。在高/低溫環(huán)境條件下，驗(yàn)證地面干空氣條件下風(fēng)擋加熱系統(tǒng)功能正常，表明對條款25.1301(a)(4)的符合性；控制面板的操作與信號燈指示功能正常、EICAS 和OMS 功能正常，表明對等效安全(c)和EE-3 的符合性。

對應(yīng)于飛機(jī)實(shí)際服役場景，飛機(jī)能否順利起動發(fā)動機(jī)是飛機(jī)能否完成各項(xiàng)檢查、迅速起飛迎戰(zhàn)的重要保證。

2.2 飛機(jī)動態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證矩陣構(gòu)建

為了更加充分的驗(yàn)證飛機(jī)系統(tǒng)功能和性能，結(jié)合2.1中飛機(jī)各分系統(tǒng)氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的目的以及系統(tǒng)的功能，構(gòu)建了飛機(jī)在進(jìn)行發(fā)動機(jī)開車低溫條件下的動態(tài)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證矩陣如表1 所示。

表1 發(fā)動機(jī)開車條件下的低溫動態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證

依據(jù)構(gòu)建的動態(tài)驗(yàn)證矩陣，實(shí)驗(yàn)程序如下：

1）實(shí)驗(yàn)室建立21 ℃基線溫度；

2）基線溫度條件下飛機(jī)功能檢查；

3）實(shí)驗(yàn)室溫度降溫至-10 ℃；

4）-10 ℃飛機(jī)功能檢查；

5）實(shí)驗(yàn)室降溫至-30 ℃；

6）高寒全機(jī)檢查試飛（冷浸透前）；

7）高寒維護(hù)程序（冷浸透前）；

8）-30 ℃靜置4 h；

9）風(fēng)擋加熱系統(tǒng)高寒環(huán)境預(yù)加熱功能地面試驗(yàn)驗(yàn)證；

10）實(shí)驗(yàn)室降溫至-35 ℃；

11）實(shí)驗(yàn)室降溫至-40 ℃；

12）高寒全機(jī)檢查試飛（冷浸透后）；

13）高寒維護(hù)程序（冷浸透后）；

14）APU 起動能力地面試驗(yàn)；

15）發(fā)動機(jī)地面起動試驗(yàn)；

16）高寒天氣源系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)起動聯(lián)合MOC5 試驗(yàn)；

17）液壓能源系統(tǒng)低溫試飛；

18）空調(diào)系統(tǒng)冷天機(jī)上地面符合性驗(yàn)證試驗(yàn)；

19）空調(diào)系統(tǒng)地面穩(wěn)態(tài)加溫；

20）冷天氣源系統(tǒng)與空調(diào)、水廢水聯(lián)合MOC5 試驗(yàn)；

21）實(shí)驗(yàn)室降溫至-45 ℃；

22）實(shí)驗(yàn)室溫度升至21 ℃；

23）21 ℃飛機(jī)檢查。

2.3 動態(tài)驗(yàn)證結(jié)果

在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行飛機(jī)氣候?qū)嶒?yàn)，發(fā)動機(jī)可以正常啟動的試驗(yàn)實(shí)施過程中，在試驗(yàn)點(diǎn)-40 ℃時(shí)，飛機(jī)駕駛艙和客艙溫度穩(wěn)定后的實(shí)際值與預(yù)設(shè)值之間差不大于2 ℃。試驗(yàn)實(shí)施過程中，飛機(jī)空調(diào)系統(tǒng)工作正常，未發(fā)生故障，CAS 中未出現(xiàn)報(bào)警信息。風(fēng)擋加熱系統(tǒng)干空氣條件下機(jī)上地面符合性驗(yàn)證試驗(yàn)中，右側(cè)側(cè)風(fēng)擋加熱系統(tǒng)、左側(cè)側(cè)風(fēng)擋、左側(cè)主風(fēng)擋和右側(cè)主風(fēng)擋加熱系統(tǒng)均正常加熱并在加熱過程中未出現(xiàn)異常。在環(huán)境溫度為-40 ℃時(shí)，飛機(jī)使用APU 成功起動發(fā)動機(jī)，氣源系統(tǒng)在發(fā)動機(jī)起動時(shí)的控制邏輯正確，控制面板的操作、CAS顯示告警信息、氣源系統(tǒng)簡圖頁均正確。MOC5 及研發(fā)試驗(yàn)過程中APU工作穩(wěn)定，排氣溫度和轉(zhuǎn)速沒有超過限制，APU 沒有出現(xiàn)喘振、熄火或自動停車現(xiàn)象。在低溫-40 ℃環(huán)境下，C919 飛機(jī)發(fā)動機(jī)在APU 引氣起動右發(fā)、APU 引氣起動左發(fā)、APU 引氣起動右發(fā)&右發(fā)弓型轉(zhuǎn)子帶轉(zhuǎn)、APU 引氣起動左發(fā)&左發(fā)弓型轉(zhuǎn)子帶轉(zhuǎn)4 種條件下均起動成功，發(fā)動機(jī)起動時(shí)的操作響應(yīng)、發(fā)動機(jī)參數(shù)指示及告警信息正常。

3 總結(jié)

充分梳理國內(nèi)外飛機(jī)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)以及設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，說明在實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行發(fā)動機(jī)動態(tài)運(yùn)行的重要性以及必要性。針對民機(jī)主要系統(tǒng)在進(jìn)行氣候環(huán)境實(shí)驗(yàn)的實(shí)驗(yàn)?zāi)康?，?gòu)建發(fā)動機(jī)啟動條件下飛機(jī)主要系統(tǒng)的試驗(yàn)驗(yàn)證矩陣以及驗(yàn)證程序，通過實(shí)際民機(jī)氣候試驗(yàn)驗(yàn)證采集飛機(jī)系統(tǒng)的環(huán)境響應(yīng)數(shù)據(jù)，為飛機(jī)的氣候環(huán)境響應(yīng)分析以及故障診斷提供數(shù)據(jù)依據(jù)。