渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)飛行試驗驗證方法研究

申世才，周 超，高 磊

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

1 引言

現(xiàn)代超聲速戰(zhàn)斗機性能不斷提升，要求航空發(fā)動機在實現(xiàn)高增壓比、高推重比和低耗油率等技術(shù)指標的同時，還要能在寬廣的飛行包線范圍內(nèi)穩(wěn)定工作。為實現(xiàn)這一目標，國內(nèi)外專家開展了大量的研究工作[1-4]，使發(fā)動機穩(wěn)定性有了持續(xù)提升。盡管如此，在大迎角等機動飛行、發(fā)射武器、編隊吞吸高溫尾噴流等特殊條件下，由于進氣畸變加劇，極易引起發(fā)動機壓縮系統(tǒng)喘振，導(dǎo)致發(fā)動機性能急劇惡化、停車，甚至進氣道和發(fā)動機出現(xiàn)機械性損壞造成飛行事故。為在喘振發(fā)生后消除喘振，減小喘振對發(fā)動機工作的影響，同時防止喘振發(fā)生后二次喘振甚至連續(xù)喘振的出現(xiàn)，需短時提高發(fā)動機的穩(wěn)定裕度，為此設(shè)計出了消喘系統(tǒng)。

業(yè)界針對消喘系統(tǒng)的研究主要包括數(shù)值模擬、系統(tǒng)設(shè)計和試驗驗證[5-15]，其中飛行試驗驗證主要采用在進氣道中加裝模擬板等逼喘方式進行[9，15]。由于發(fā)動機喘振因子始終存在，必須收油門桿到低狀態(tài)位置或停車位置退出喘振，使得試飛風險較高，而且需在飛行臺等具備條件的載機上進行改裝，其普遍適用性受到限制。在發(fā)動機的飛行試驗中，進行武器發(fā)射時發(fā)動機工作質(zhì)量鑒定試飛等存在喘振風險的科目前，必須對發(fā)動機消喘系統(tǒng)的可靠性進行檢查和驗證。考慮到安全因素，傳統(tǒng)方法一般采用發(fā)動機地面上位機發(fā)送消喘指令，在地面檢查發(fā)動機消喘系統(tǒng)的工作狀態(tài)。該方法可以檢查地面環(huán)境下消喘系統(tǒng)的工作情況，但無法檢查和驗證真實飛行條件下消喘后發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)的能力。

本文通過對渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)工作原理進行分析，在傳統(tǒng)方法的基礎(chǔ)上，根據(jù)發(fā)動機喘振特征，設(shè)計了發(fā)動機消喘系統(tǒng)飛行試驗方法，并進行了飛行試驗驗證。

2 消喘系統(tǒng)及傳統(tǒng)試驗方法

2.1 消喘系統(tǒng)工作原理

圖1為渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)工作原理[12，16]。飛機座艙防喘開關(guān)處于打開位置，滿足飛行高度、飛行速度和發(fā)動機轉(zhuǎn)速條件后，喘振傳感器與相關(guān)處理電路檢測到喘振現(xiàn)象并發(fā)出喘振信號，調(diào)節(jié)器控制各作動系統(tǒng)，短時切油、放大噴口面積、調(diào)節(jié)壓氣機和風扇可調(diào)導(dǎo)葉角度。對于可調(diào)節(jié)式進氣道，調(diào)節(jié)器發(fā)出指令，減小進氣道流通面積。通過以上過程增加壓縮系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度，達到消除喘振的目的。除此之外，在調(diào)節(jié)器接收到上位機消喘指令信號時，也執(zhí)行消喘。

圖1 發(fā)動機消喘控制系統(tǒng)原理Fig.1 Principle of engine surge elimination system

2.2 傳統(tǒng)試驗方法

采用發(fā)動機地面上位機發(fā)送消喘指令的試驗操作步驟為：①地面靜止狀態(tài)，連接地面上位機，發(fā)動機在指定狀態(tài)穩(wěn)定工作；②地面操作人員操作地面上位機，發(fā)送消喘指令信號，發(fā)動機執(zhí)行消喘動作。傳統(tǒng)方法可有效檢查消喘系統(tǒng)對短時切油、噴口面積和可調(diào)導(dǎo)葉角度等的控制邏輯，且地面靜止狀態(tài)和空中飛行狀態(tài)一致。但是對于消喘結(jié)束后按照一定的起動供油規(guī)律(該規(guī)律只在消喘結(jié)束后執(zhí)行，無法結(jié)合正常的空中起動進行驗證)恢復(fù)至消喘前狀態(tài)的過程中，由于地面靜止狀態(tài)和空中飛行狀態(tài)環(huán)境的不同，發(fā)動機起動供油量存在顯著差異，此時地面檢查試驗無法驗證空中消喘后發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)的能力，需在空中進行驗證，以盡可能化解由此帶來的試驗風險。

3 消喘系統(tǒng)飛行試驗方法

3.1 試驗方法設(shè)計

為驗證空中飛行狀態(tài)發(fā)動機消喘系統(tǒng)的功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)的能力，在傳統(tǒng)方法的基礎(chǔ)上，在座艙內(nèi)加裝開關(guān)，以期通過開關(guān)發(fā)送消喘指令至調(diào)節(jié)器，觸發(fā)調(diào)節(jié)器的消喘功能。

發(fā)動機在飛行過程中除單次喘振外，還可能出現(xiàn)二次喘振甚至連續(xù)喘振(導(dǎo)致喘振的原因未消除或消喘措施未能有效消除喘振)。這種情況下，發(fā)動機消喘系統(tǒng)將進行持續(xù)短時切油以及噴口面積和可調(diào)導(dǎo)葉角度調(diào)節(jié)，而持續(xù)短時切油有可能導(dǎo)致發(fā)動機熄火停車。如圖2所示，某發(fā)動機空中出現(xiàn)連續(xù)喘振，持續(xù)切油導(dǎo)致轉(zhuǎn)速持續(xù)降低，而排氣溫度不斷上升，最終造成發(fā)動機停車。因此，通過座艙開關(guān)觸發(fā)發(fā)動機調(diào)節(jié)器的消喘功能，應(yīng)具備單次喘振和連續(xù)多次喘振下驗證消喘功能的能力。據(jù)此，在發(fā)動機調(diào)節(jié)器內(nèi)部設(shè)計喘振模擬模塊，模塊內(nèi)設(shè)置喘振模擬程序，分別由不同的代碼標識單次喘振模擬信號和連續(xù)多次喘振模擬信號。試驗前通過輸入代碼選擇喘振模擬信號，飛行時由座艙開關(guān)觸發(fā)喘振模擬程序發(fā)出喘振模擬信號，進而觸發(fā)調(diào)節(jié)器消喘功能。

圖3為座艙開關(guān)觸發(fā)消喘功能的邏輯圖，其中連續(xù)多次喘振程序根據(jù)發(fā)動機實際喘振信號時序特征設(shè)計。圖4所示為某發(fā)動機連續(xù)5次喘振信號時序，圖中ti(i=1～7)為喘振信號持續(xù)或間隔的時間。

圖2 發(fā)動機連續(xù)消喘過程持續(xù)切油停車Fig.2 Stop by continuous cutting fuel during one continuous surge elimination

圖3 座艙開關(guān)觸發(fā)消喘功能的邏輯Fig.3 The logic of triggering surge elimination function by cockpit switch

3.2 測試改裝及地面檢查程序

圖4 發(fā)動機5次連續(xù)喘振信號時序Fig.4 Five consecutive surge signals of an engine

在飛機座艙內(nèi)加裝兩位開關(guān)，標識“試驗”和“正常”位置。其中“試驗”位置為接通狀態(tài)，即發(fā)出指令至調(diào)節(jié)器，觸發(fā)相應(yīng)的喘振模擬模塊；“正常”位置為斷開狀態(tài)。飛行試驗前，先在地面靜止狀態(tài)驗證加裝的座艙開關(guān)及消喘功能。試驗操作方法如下：

(1)地面靜止狀態(tài)，調(diào)節(jié)器上電，通過上位機輸入代碼，選擇調(diào)節(jié)器選擇模塊中的1次喘振模擬信號或連續(xù)多次喘振模擬信號；

(2)發(fā)動機指定狀態(tài)穩(wěn)定工作，座艙操作人員將開關(guān)撥至“試驗”位置，發(fā)動機執(zhí)行消喘動作，消喘結(jié)束發(fā)動機恢復(fù)至消喘前狀態(tài)后，復(fù)位座艙開關(guān)。

4 飛行試驗驗證

地面檢查加裝的座艙開關(guān)功能及消喘邏輯正常后，再進行飛行試驗。飛行試驗分別在不同的試驗點共進行了6次消喘系統(tǒng)功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)能力的驗證，其中4次為連續(xù)5次喘振模擬，2次為連續(xù)10次喘振模擬。圖5為典型試驗點連續(xù)5次喘振模擬消喘過程的時間歷程曲線。表1給出了試驗驗證結(jié)果。結(jié)果表明：消喘系統(tǒng)按照喘振模擬信號可以連續(xù)執(zhí)行消喘，發(fā)動機能有效恢復(fù)至消喘前狀態(tài)。

表1 消喘系統(tǒng)飛行試驗驗證結(jié)果Table 1 The flight test results of surge elimination system

5 結(jié)論

圖5 5次喘振模擬消喘過程時間歷程Fig.5 Time history of five simulated surge elimination process

針對渦扇發(fā)動機消喘系統(tǒng)飛行試驗驗證的需求和傳統(tǒng)試驗方法存在的問題，提出了單次喘振和連續(xù)多次喘振下消喘系統(tǒng)的飛行試驗方法，并進行了飛行試驗驗證。主要研究結(jié)論如下：

(1)文中提出的消喘系統(tǒng)試驗方法，可有效驗證發(fā)動機單次喘振和連續(xù)喘振下消喘系統(tǒng)的功能及消喘結(jié)束后發(fā)動機狀態(tài)恢復(fù)的能力，達到了飛行試驗的目的；

(2)消喘系統(tǒng)試驗方法有效化解了飛行試驗風險，可為其他類型發(fā)動機消喘系統(tǒng)的驗證提供參考，還可為發(fā)動機防喘系統(tǒng)、控制系統(tǒng)故障檢測等其他功能的驗證提供借鑒，具有一定的工程應(yīng)用價值。