直升機發動機進氣系統結冰試驗及試驗結果分析

林森什，胡路平，葉宇琛

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

直升機穿過含有過冷水汽等具有結冰氣象條件的云層時，發動機進氣系統會出現結冰現象。結冰對發動機的正常工作是極其不利的，發動機進氣系統結冰會改變進氣氣流通道的形狀，減小發動機進氣面積，增加總壓損失，甚至堵塞進氣道，造成發動機不能正常工作，引起飛行事故[1]；在發動機和直升機振動的作用下，進氣系統結冰層可能會脫落進入壓氣機而損傷發動機零部件，造成機械事故。在民用直升機的適航規章CCAR-27-R1《正常類旋翼航空器適航規定》的§27.1093條款進氣系統防冰和CCAR-29-R1《運輸類旋翼航空器適航規定》的§29.1093條款進氣系統防冰中，都明確要求直升機研制過程中須證明直升機進氣系統在結冰情況下有保證發動機正常工作的能力。因此,采用有效的方法驗證發動機在進氣系統結冰情況下的工作能力是直升機設計中的關鍵技術之一。

研究直升機結冰與防除冰的試驗手段通常有冰風洞試驗、地面結冰試驗和飛行結冰試驗。冰風洞試驗能夠準確模擬結冰氣候條件的各種參數，具有成本較低，易于控制的優點。飛行結冰試驗包含干空氣飛行試驗、模擬結冰飛行試驗和自然結冰飛行試驗。雖然飛行試驗風險系數較高，特別是搭載平臺試驗費用昂貴，卻是驗證飛機/發動機/進氣道防冰有效性的最佳途徑。地面結冰試驗模擬自然結冰情況下的大氣條件，以進行接近真實環境的結冰研究。國外通常采用地面試驗和飛行試驗來驗證直升機發動機在進氣系統結冰情況下的工作能力[2]。國內通常采用地面噴灑塔模擬不同結冰環境條件，進行進氣道結冰試驗。

本文選取某型渦軸發動機進氣系統進行冰風洞試驗，試驗件及進氣道模型如圖1和圖2所示。試驗針對CCAR-29.1093(b)要求的狀態點結冰特性進行研究。本試驗不僅驗證了該發動機進氣系統能夠滿足適航規章的要求，同時還得到了一系列關于直升機發動機進氣系統結冰的結論，為后續直升機發動機進氣系統防冰設計和適航驗證提供依據和幫助。

圖1 試驗模型

圖2 進氣道模型

1 發動機進氣系統結冰試驗設計

試驗對象包含了一套直升機進氣系統、機身前緣整流罩、某型渦軸發動機以及試驗夾具，其中進氣系統包含進氣防護網(具有旁通功能)和一個帶有集氣室的進氣道。

1.1 結冰參數

直升機發動機進氣系統的結冰特性主要受大氣溫度、飛行速度、水滴平均有效直徑(MVD)、壓力(高度)、液態水含量(LWC)和發動機功率狀態影響。CCAR-29附錄C中給出了結冰的天氣條件，包含連續最大結冰(CMI)和間斷最大結冰(IMI)兩種自然結冰天氣條件，表1為選定的狀態點的結冰大氣條件。其中狀態點1-5和狀態點10模擬CCAR-29附錄C中規定的大氣條件。飛行速度選擇最大飛行速度77.3m/s、巡航速度41.2m/s、單發停車下飛行速度41.2m/s。狀態點1是參考點，狀態點2用來評估速度的影響，狀態點3用來評估MVD的影響，狀態點4.1和狀態點4.2用來評估溫度的影響。狀態點5和狀態點10用來評估高度的影響。狀態點2、狀態點6相比較來評估發動機功率的影響。狀態點7.1和狀態點7.2是CCAR-29.1093(b)(2)要求的模擬發動機地面開車狀態，其中狀態點7.2需要在-1℃以下進行，同時狀態點7.1和7.2對應的前飛速度為0，因此試驗時冰風洞的來流速度必須越低越好。狀態點8模擬了單發停車狀態下發動機進氣系統的結冰情況，狀態點9模擬了起飛功率狀態下發動機進氣系統的結冰情況。

表1 選定的結冰參數

1.2 交替結冰周期與噴水時間

直升機在云層中的飛行時間主要由云層的水平距離確定，水平距離越大，直升機在云層中的飛行時間就越長，相應的結冰時間也會增加。連續最大結冰標準水平云層距離為32km，當直升機速度為77.3m/s時，試驗時間為6.9min；當直升機飛行速度為41.2 m/s時，試驗時間為12.9min。間斷最大結冰標準水平云層距離為5km，當直升機速度為77.3m/s時，試驗時間為1.1min；當直升機飛行速度為41.2 m/s時，試驗時間為2min。為真實模擬直升機飛行中偶含過冷水滴云層的情況，連續最大結冰條件和間斷最大結冰條件試驗應交替進行，每個試驗周期選取AC-29-2C運輸類旋翼航空器適航規定咨詢通告要求中規定的“在指定結冰情況下保持30min”。

1.3 試驗過程

在噴水之前需將發動機功率穩定在給定值。起動發動機至地慢狀態并保持穩定，把試驗參數(溫度、高度、速度和相對濕度)設置到給定的值，將發動機加速到試驗點給定的功率值，噴水過程中需保證發動機功率穩定。噴水結束后降低風洞風度，結束試驗。圖3為試驗結束后的進氣防護網結冰照片。

圖3 進氣防護網結冰圖

2 試驗結果分析

直升機進氣道結冰對發動機的影響情況主要用進氣道總壓損失系數和發動機性能來衡量。總壓損失系數越大，說明進入進氣道的氣體能量損失越大，從而導致發動機不能正常工作。結冰過程中，防護網結冰導致直升機進氣系統的總壓損失系數增大，從而引起發動機功率下降。在真實飛行情況下，直升機通過增加燃油供給來維持功率恒定，直到發動機達到限制。發動機限制主要考慮燃氣渦輪轉速(NG)和燃氣渦輪后溫度(ITT)，當發動機達到自己的限制，發動機功率隨著壓力損失的增大而減少。表2給出了發動機的限制。

瞬態總壓損失系數定義：

(1)

其中，PC為進氣道入口總壓，P1為t時刻發動機進氣口網格下部的總壓。

表2 發動機限制

2.1 速度

速度的影響試驗結果如表3所示，來流速度增加，保證相同發動機功率下燃氣渦輪后溫度(ITT)、燃氣渦輪轉速(NG)和最大總壓損失(DP)max均增大，發動機性能下降，但是燃氣渦輪轉速(NG)和燃氣渦輪后溫度(ITT)并未超限，發動機仍然正常工作。當來流速度增加時，來流中水滴相對于直升機的速度增加，過冷水滴更不易隨空氣的流動而偏轉，正對著來流方向的進氣網結冰情況更嚴重，氣流翻過結冰后進氣網進入進氣道帶來的損失更大，導致最大總壓損失增大。同時，速度增加也會導致進氣道入口處溢流加劇，使得在集氣室中氣流方向發生改變的能量損失更大，同樣會使最大總壓損失增大。

表3 速度的影響

2.2 水滴平均有效直徑(MVD)

水滴平均有效直徑的影響試驗結果如表4所示，當水滴平均有效直徑(MVD)增加時，水滴的慣性增大，過冷水滴更容易和直升機相碰，正對著來流方向的防護網結冰情況更嚴重。CCAR-29附錄C規定，大氣結冰狀態由大氣溫度、云層液態水含量(LWC)和水滴平均有效直徑(MVD)共同確定，當水滴平均有效直徑(MVD)增大時，液態水含量(LWC)相應減小。所以，在按照CCAR-29附錄C進行結冰試驗時，相同發動機功率下，最大總壓損失(DP)max并不會增加太多，燃氣渦輪后溫度(ITT)、燃氣渦輪轉速(NG)相差不大，發動機性能基本不變。

表4 水滴平均有效直徑(MVD)的影響

2.3 大氣溫度

大氣溫度的影響試驗結果如表5所示，CCAR-29附錄C規定，大氣結冰狀態由大氣溫度、云層液態水含量(LWC)和水滴平均有效直徑(MVD)共同確定。當大氣溫度 (TS) 改變時，相同水滴平均有效直徑(MVD)下的液態水含量(LWC)也會改變。在按照CCAR-29附錄C進行結冰試驗時，降低大氣溫度值，液態水含量(LWC)值也會降低。所以在相同發動機功率下，降低大氣溫度值，直升機發動機進氣系統對應的總壓損失改變不大，發動機工作狀態基本相同。

表5 大氣溫度的影響

2.4 飛行高度

飛行高度的影響的試驗結果如表6所示，當飛行高度增加時，大氣壓力降低，空氣密度降低，發動機性能下降，相同的功率需求下，發動機燃氣渦輪后溫度(ITT)和燃氣渦輪轉速(NG)都有增加。但是在相同的大氣溫度、云層液態水含量(LWC)和水滴平均有效直徑(MVD)條件下，直升機發動機進氣系統結冰情況相同，最大總壓損失(DP)max基本不變。相同高度下，降低大氣溫度值至-30℃，發動機性能提高。

表6 飛行高度的影響

2.5 發動機功率

發動機功率的影響的試驗結果如表7所示，當發動機功率增大時，發動機需要更大的進氣量來維持功率穩定，進入直升機發動機進氣系統內部的氣流增加。在相同的結冰氣候條件下，隨著進氣流量的增加，進氣防護網結冰情況加劇，從而導致最大總壓損失(DP)max增加。同時，進氣量的增加導致進入進氣道的氣流速度加快，使得在集氣室中氣流方向發生改變的能量損失更大，同樣會導致總壓損失(DP)max的增大。

2.6 其它狀態點

其它狀態點試驗結果如表8所示，狀態點7.1和狀態點7.2模擬地慢狀態下直升機發動機運轉是否正常。從得到的數據可以看出，在整個結冰試驗過程中，直升機發動機工作穩定，進氣系統最大總壓損失(DP)max較小。狀態點9用來模擬起飛功率狀態下的直升機進氣系統的工作狀態，從得到的數據可以看出，在整個結冰試驗過程中，直升機發動機工作穩定。

表7 發動機功率的影響

表8 其它狀態點

3 結論

本試驗是針對直升機適航取證中的防冰要求進行的試驗，對后續直升機在適航取證過程中驗證防冰功能提供了參考。通過試驗結果分析可以得出以下結論：

1)該直升機發動機進氣系統能夠保證發動機在整個飛行功率范圍內正常工作，在進氣防護網結冰的情況下，旁通開口能夠滿足發動機對整個進氣系統的要求；

2)在結冰大氣中，當直升機飛行速度增加時，最終的穩定狀態進氣系統總壓損失比未結冰狀態增加更快，發動機性能下降更大；

3)在結冰大氣中，當飛行高度增加時，大氣壓力降低，發動機性能下降，但是在其他條件相同時，進氣系統結冰引起的總壓損失變化不大。