某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失試驗(yàn)研究

董云峰 羅道國 王玉璠

（中國航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)設(shè)計(jì)所，哈爾濱 150066）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到直升機(jī)上之后，由于進(jìn)氣道、排氣管設(shè)計(jì)的固有形式，進(jìn)氣分離系統(tǒng)（防砂濾系統(tǒng)）對(duì)進(jìn)氣的影響，以及從發(fā)動(dòng)機(jī)中引氣等因素，會(huì)消耗一部分發(fā)動(dòng)機(jī)功率，即發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失。準(zhǔn)確地測(cè)試出發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失的情況，對(duì)于繪制飛機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)性能曲線，包括評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)性能儲(chǔ)備具有很高的實(shí)用性，同時(shí)，也可為飛機(jī)進(jìn)行構(gòu)型擴(kuò)展提供數(shù)據(jù)支持。

科研試飛是驗(yàn)證飛機(jī)性能必不可少的關(guān)鍵步驟。因此，通過本次試驗(yàn)測(cè)試安裝損失，既為科研生產(chǎn)提供技術(shù)支持，也為機(jī)型取證提供有力的保障。

1 直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失試驗(yàn)研究的目的

本文主要針對(duì)某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失測(cè)試技術(shù)中的測(cè)試參數(shù)選取、測(cè)試設(shè)備安裝，以及測(cè)試構(gòu)型和條件的選擇進(jìn)行研究，主要目的是獲得直升機(jī)在安裝發(fā)動(dòng)機(jī)后的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并與發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，確定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失。同時(shí)，安裝損失試驗(yàn)也用于檢查直升機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)各種工作條件下供給動(dòng)力裝置所需的空氣量，以及是否存在超過規(guī)定的溫度與氣流畸變，以驗(yàn)證相關(guān)條款符合性，為機(jī)型取證提供理論支持。

2 直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失測(cè)試參數(shù)選擇

針對(duì)某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝及進(jìn)氣、排氣等系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，在測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失時(shí)，需要測(cè)量以下參數(shù)用于計(jì)算。

2.1 主要測(cè)量參數(shù)

2.1.1 進(jìn)氣道溫升

對(duì)于該直升機(jī)，進(jìn)氣道溫升是指外界空氣通過飛機(jī)進(jìn)氣道流到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處時(shí)的溫度上升值。由于進(jìn)氣道經(jīng)過主減艙與發(fā)動(dòng)機(jī)艙的熱量通過進(jìn)氣道外壁使其內(nèi)的空氣溫度上升，進(jìn)氣溫升△T1-2可以表達(dá)為以下公式，具體范圍待定，但一般來說，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道溫升控制在2℃～3℃為最佳。

式中：Tt2為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口（可參考圖1，下同）平均總溫，T1為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口傳感器測(cè)量溫度。

2.1.2 進(jìn)氣壓力損失

進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)應(yīng)使得氣流從自由流狀態(tài)到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口處所需狀態(tài)的總壓損失最小，進(jìn)氣壓力損失是評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)由于壓力下降導(dǎo)致?lián)p失的參數(shù)。該型直升機(jī)的進(jìn)氣平均壓力損失 可以表達(dá)為以下公式：

其中，P0為進(jìn)氣道自由流總壓，Ps0為進(jìn)氣道入口平均靜壓，Pt2為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口平均總壓，同時(shí)進(jìn)氣壓力損失值應(yīng)符合圖2中的曲線。

2.1.3 進(jìn)氣壓力畸變

進(jìn)氣壓力畸變是通過所謂的“DC60”（60°畸變系數(shù)）和局部壓力變化（ΔPt2/q2）方法確定的，對(duì)于該型直升機(jī)，DC60是指發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口前安裝的梳狀探針?biāo)@得的60°扇形區(qū)域的平均總壓，可表達(dá)為以下公式：

DC60應(yīng)符合范圍：DC60≥-0.15

ΔPt2/q2應(yīng)符合范圍：

其中，為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口任意60°扇形平均總壓的最小值，Pt2為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口平均總壓，q2為發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口平面平均動(dòng)壓，Pt2（θ, r）為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口局部總壓。

2.1.4 進(jìn)氣溫度畸變

進(jìn)氣溫度畸變是通過所謂的“TC120”（120°畸變系數(shù)）方法確定的，可表達(dá)為以下公式：

TC120應(yīng)符合范圍：TC120≤0.02

其中，為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口任意120°扇形平均總溫的最小值，Tt2為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口平均總溫。

2.1.5 引氣損失

在地面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)在起飛功率的最大引氣流量為150g/s。該型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣可用于進(jìn)氣道充氣密封、座艙加溫系統(tǒng)，必要時(shí)可用于進(jìn)氣道防冰和防砂濾系統(tǒng)。

2.1.6 附件提取損失

附件提取損失是指飛機(jī)系統(tǒng)通過發(fā)動(dòng)機(jī)上的機(jī)械接口提取發(fā)動(dòng)機(jī)功率導(dǎo)致的功率損失。某型直升機(jī)安裝的附件包括起動(dòng)發(fā)電機(jī)、冷卻風(fēng)扇及發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)傳感器等。參數(shù)傳感器均為小負(fù)載設(shè)備，因此，附件提取損失主要是考核飛機(jī)在最大耗電量情況下的起動(dòng)發(fā)電機(jī)和冷卻風(fēng)扇提取的功率損失。

2.1.7 排氣損失

排氣損失主要是測(cè)試排氣管背壓，以及排氣壓力損失，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝有一個(gè)排氣管，哈飛自制尾噴管與之連接。該直升機(jī)排氣系統(tǒng)允許的最大背壓損失為7%。

2.2 其它測(cè)量參數(shù)

除上述參數(shù)外，飛機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)的其它主要參數(shù)也需要進(jìn)行測(cè)量和記錄（參見表1），參數(shù)從直升機(jī)Arinc總線中采集。

表1 測(cè)量參數(shù)及意義

3 某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失試驗(yàn)設(shè)備及安裝

根據(jù)該型直升機(jī)的裝機(jī)構(gòu)型，需要單獨(dú)安裝的傳感器主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口處的總壓傳感器、壓氣機(jī)進(jìn)氣溫度傳感器，以及一級(jí)排氣管處的排氣靜壓傳感器等。

表2 試驗(yàn)設(shè)備和安裝位置

4 試驗(yàn)步驟及要求

為了準(zhǔn)確測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失的數(shù)據(jù)，需要對(duì)各種狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)進(jìn)行測(cè)量。根據(jù)使用的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，以及飛行要求，需要分別在直升機(jī)處于不同重量的情況下進(jìn)行懸停及飛行試驗(yàn)。懸停試驗(yàn)主要是為了測(cè)試相對(duì)靜態(tài)條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失數(shù)據(jù)，同時(shí)也為了對(duì)試驗(yàn)測(cè)試設(shè)備和飛機(jī)的功能部件進(jìn)行校驗(yàn)。飛行試驗(yàn)主要是為了確定爬升和巡航狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失情況。在試驗(yàn)中需要分別對(duì)不同負(fù)載，以及不同高度的情況進(jìn)行測(cè)量。

其中，本試驗(yàn)所需的3種不同重量狀態(tài)分別為：大重量（范圍3900kg～4250kg），中等重量（范圍3600kg～ 3800kg），小重量（3200kg）；如有必要，可在任何時(shí)候用故障模擬器取消EECU（發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制單元）失效。

4.1 懸停狀態(tài)

直升機(jī)分別在3種不同重量狀態(tài)下進(jìn)行有地效懸停和無地效懸停各穩(wěn)定3min，其中，無地效懸停高度為1.524m～3.048m。

4.2 迎風(fēng)飛行

直升機(jī)在中等重量、靜風(fēng)條件下分別以地速10節(jié)、20節(jié)和30節(jié)速度，每45°方向進(jìn)行一次近地飛行，高度為1.524m～3.048m，每次時(shí)間30s。

4.3 爬 升

（1）直升機(jī)在中等重量狀態(tài)下以起飛功率和45節(jié)速度爬升3min；

（2）直升機(jī)在中等重量狀態(tài)下以最大連續(xù)功率和速度VY從地面爬升至3048m。

4.4 巡 航

4.4.1 4572m巡航

直升機(jī)在中等重量狀態(tài)下分別以40節(jié)、60節(jié)、80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和最大巡航速度VH穩(wěn)定平飛3min，記錄相應(yīng)的NG數(shù)值。

4.4.2 3048m巡航

（1）直升機(jī)在中等重量狀態(tài)下分別以40節(jié)、60節(jié)、80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和最大巡航速度VH穩(wěn)定平飛3min，記錄相應(yīng)的NG數(shù)值；

（2）直升機(jī)在以80節(jié)速度平飛3min后，以最大右側(cè)滑或側(cè)滑儀向右側(cè)偏離中心1個(gè)球距離（二者以先到為準(zhǔn)）狀態(tài)穩(wěn)定2min，再以最大左側(cè)滑或側(cè)滑儀向左側(cè)偏離中心1個(gè)球距離（二者以先到為準(zhǔn)）狀態(tài)穩(wěn)定2min；

（3）直升機(jī)在以120節(jié)的速度平飛3min后，以最大右側(cè)滑或側(cè)滑儀向右側(cè)偏離中心半個(gè)球距離（二者以先到為準(zhǔn)）狀態(tài)穩(wěn)定2min，再以最大左側(cè)滑或側(cè)滑儀向左側(cè)偏離中心半個(gè)球距離（二者以先到為準(zhǔn)）狀態(tài)穩(wěn)定2min。

4.4.3 低高度巡航

在低高度巡航，試驗(yàn)程序同“3048m巡航”內(nèi)容。

4.5 NG掃描

（1）直升機(jī)在3048m以80節(jié)速度平飛。

（2）調(diào)整總距桿使NG值設(shè)定至90%，在此過程中可以調(diào)整高度和速度。

（3）用故障模擬器觸發(fā)左發(fā)動(dòng)機(jī)EECU失效，使左發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量凍結(jié)在90%NG位置。

（4）調(diào)整功率使直升機(jī)在試驗(yàn)高度分別以80節(jié)、100節(jié)、120節(jié)和直升機(jī)能達(dá)到的最大速度平飛，穩(wěn)定2min，記錄相應(yīng)的NG數(shù)值。其中，試飛過程中需遵循直升機(jī)速度及發(fā)動(dòng)機(jī)的最大連續(xù)功率限制，以二者先達(dá)到為準(zhǔn)。

（5）用故障模擬器取消EECU失效。

（6）調(diào)整總距桿使NG以2%的增量上升，并重復(fù)步驟（3）～（5），直至達(dá)到最大連續(xù)功率限制。

（7）在右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)重復(fù)步驟（1）～（6）項(xiàng)程序。

4.6 下 滑

直升機(jī)在中等重量狀態(tài)下，從3657.6m高度開始下滑。確保直升機(jī)以速度VY、下滑速率-304.8m/min通過3048m、1524m和進(jìn)近高度3個(gè)點(diǎn)，并在通過點(diǎn)前后保持直升機(jī)處于此狀態(tài)的總時(shí)間達(dá)到2min。

5 總結(jié)與展望

本文對(duì)某型直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失測(cè)試技術(shù)與試驗(yàn)方法進(jìn)行了分析，是一套比較完整的試驗(yàn)架構(gòu)方案，后續(xù)過程中需要不斷完善并最終得到符合要求的試驗(yàn)結(jié)論。就目前已完成的試飛情況來看，試驗(yàn)機(jī)在各種重量懸停，中等重量近地機(jī)動(dòng)、爬升、平飛、下滑等各種飛行科目中，發(fā)動(dòng)機(jī)及進(jìn)氣系統(tǒng)工作穩(wěn)定，進(jìn)氣量能夠滿足動(dòng)力裝置的需要，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣沒有引起有害于發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)。該試驗(yàn)方法能夠?qū)Πl(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失進(jìn)行有效的測(cè)試，可為今后其它直升機(jī)機(jī)型開展相關(guān)試驗(yàn)提供有價(jià)值的借鑒。

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