渦扇發動機氣動穩定性適航驗證方法研究

齊曉雪 丁寧 康凱

摘要：根據航空發動機適航條款中對發動機氣動穩定性的要求，深入分析了國外大涵道比渦扇發動機適航符合性方法，對國內現有的設計和驗證方法進行了評估，梳理出大涵道比渦扇發動機適航所需的流程和方法，為后續發動機研發和適航審定驗證奠定基礎。

關鍵詞：適航；喘振與失速；氣動穩定性；畸變試驗

引言

適航性是航空器在預定的運行環境和使用限制條件下，能滿足最低安全標準并能順利飛行所必需具備的品質[1]，是民用發動機投入航線使用的最低要求。

氣動穩定性是發動機重要的特性之一，危害性的喘振和失速可能導致發動機失去動力，甚至機毀人亡 [2]。因此，是適航審定的一項重要內容，在美國民用航空規章第33部“航空發動機”第65條款“喘振與失速特性”（FAR33.65）規定了相關的要求。

本文分析了喘振與失速條款的意義和內涵，為后續渦扇發動機開展喘振與失速適航性驗證奠定了基礎。

1 符合性驗證方法通用要求

發動機喘振與失速合格審定試驗開始之前，發動機制造廠應向FAA提交一份概括符合條例方法的方案[1]。應說明發動機形態、工作要求、部件和發動機試驗設備、試驗程序和分析結果，表明發動機起動能力和瞬態響應。

對于如何滿足適航條款的要求，不同發動機公司有各自的工程經驗，所以符合性方法不盡相同。常用的符合性驗證方法可根據實施的符合性工作的形式分為四大類：工程評審、試驗、檢查、設備鑒定，并形成了適航部門認可的十種符合性驗證方法。

2 喘振與失速試驗驗證要求

針對喘振與失速的要求，開展的試驗驗證主要包括以下的內容：

（1）部件試驗

證明部件達到總體要求的壓縮部件穩定裕度試驗。

（2）整機臺架試驗

過渡態試驗（含遭遇加減速）；飛機引氣和功率提取極限試驗；進氣畸變試驗；側風試驗；外物吞入試驗。

（3）飛行試驗/高空試驗

a）飛行試驗和高空試驗要充分包含全飛行包線的極限。

b）如果不能通過常規試驗產生喘振，考慮專項試驗產生喘振來證明發動機本身的恢復以及不會產生不可接受的機械損壞。

c）通過試驗和分析所確定的在發動機整個包線上的工作特性，需用數學模型或其他方法進行定量分析。

d）在試驗條件不能進行某些期望條件下的試驗時，應通過分析來評價預估飛行環境下的發動機工作特性。

3 國外適航符合性驗證情況

為了驗證發動機的喘振和失速特性，在適航符合性驗證時一般需要開展整機進口畸變試驗、高空臺試驗及側風試驗等能夠證明發動機氣動穩定裕度[2-4]。對于系列發展的發動機，可以通過程序進行驗證，但必須要說明該程序的計算精度能夠表征發動機的實際情況。圖1為GE公司從1960年開始典型型號的發動機適航取證的情況。

針對33.65條款，各家公司開展了相關分析和試驗驗證。PW4000發動機開展了空中和地面不同馬赫數條件下的進氣畸變試驗，分析高度、馬赫數、環境溫度等對各個壓縮部件的影響程度 [5][6]。

CF6-80E1發動機對壓縮部件分別開展了試驗驗證，同時根據飛機的飛行包線中的典型和極限狀態畸變，進行了整機畸變試驗；另外還開展了穩定性試飛驗證。配裝ARJ21飛機的CF34-10發動機[7]，也開展了首次在自然風條件下由FAA和中國適航當局目擊的大涵道比民用發動機地面側風試驗。

4 國內民用發動機適航符合性驗證情況

中國民用航空規章《航空發動機適航標準》（CCAR-33）自1988年2月9日發布施行以來，雖然已用于國產運七、運八、直九和直十一等航空器所裝WJ5E、WJ5AI、WJ6、WJ9、WZ8D和WZ8A等型發動機的型號合格審定。主要是在渦槳和渦軸發動機方面。

與國外相比，我國的軍、民用渦扇發動機研制起步晚，適航符合性驗證能力也剛剛建立，亟待完善，還沒有達到一個航空發動機強國的水平，缺少一套系統、全面的管理體系和驗證方法。因此，需要根據國內航空發動機研發與適航管理的情況，開展適航管理和驗證方法研究，形成一系列符合國內航空發動機產業相適應的審定方法，逐步構建完整的軍、民用發動機適航管理體系和驗證方法。

5 結論

通過收集和分析國內外渦扇發動機適航審定驗證試驗，總結出渦扇發動機喘振與失速適航審定應開展的試驗，為后續發動機開展適航驗證提供依據。

國外通過幾十年的研究，已經建立了完善的適航管理、審核、符合性驗證的系統，具有完善的穩定性設計評估和驗證方法。國內應盡快開展相關研究，為后續渦扇發動機適航取證奠定基礎。

參考文獻

[1]魏兵海，吳克啟.風機失速喘振特性及其預防措施[J]。流體機械，2001，29（6）：28-31。

[2]Jilian GUO，Kangming BAI，Lintong JIA. Research on Airworthiness Management System about Military Aircraft Development[J]. Procedia Engineering，2011，17：375-381.

[3]William T. Cousins，Inlet Distortion Testing and Analysis of a High-Bypass Ratio Turbofan Engine[R]，ISABE-2003-1110.

[4]胡駿等，進氣畸變對大涵道比渦扇發動機穩定性的影響[J]，航空發動機，第39 卷第6 期，2013，12

[5]劉大響，葉培梁，胡駿，等.航空燃氣渦輪發動機穩定性設計與評定技術[M]. 北京：航空工業出版社，2004：186-278.

[6]Fidalgo V J，Hall C A，Colin Y. A study of fan distortion interaction within the NASA rotor 67 transonic stage [R].ASME 2010-GT-22914.

[7]朱彥偉，曹高峰等，側風對某發動機工作參數穩定性影響的監控及分析，航空發動機，第39卷第2期，2013，4。

作者簡介：齊曉雪（1982），女，高級工程師，本科，從事航空發動機總體性能設計工作。

（作者單位：中國航發沈陽發動機研究所）