單發直升機發動機空中起動駕駛操縱及風險控制技術

王道明，黃粱標，巴唐堯，劉建理，徐尤松

(1.陸軍航空兵試飛大隊，江西 景德鎮 333002；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

0 引言

在直升機使用過程中，因發動機失效引起的飛行事件不在少數。空中發動機一旦失效，如果應急處置操縱程序或方法不當，勢必會對直升機和機上乘員的安全造成威脅。特別對于單發直升機，由于缺少備份動力，安全裕度較多發直升機要低，留給應急處置的時間窗口也小些。單發直升機的空中停車再起動能力是衡量型號安全性的重要指標之一。

此前國內未曾進行過類似的單發有人直升機空中停車再起動的試驗。依據GJB 626A-2006《軍用固定翼飛機和旋翼機科研試飛風險科目》標準中的評定方法，單發空中停車再啟動試飛屬于Ⅰ類風險科目。相對多發直升機，單發直升機發動機空中起動試驗對飛行員的心理素質和飛行操作技術要求極高，對試飛任務策劃的精準度，應急處置預案的合理性和可行性，以及飛行保障條件等方面的要求也極為苛刻，任何環節的失誤，均可能會造成飛行試驗的失敗。

某型有人直升機裝單臺某渦軸發動機，為驗證該型發動機的空中停車再起動能力，策劃在某機場上空進行空中再起動飛行試驗。2019年，針對該項任務，國內首次系統開展了單發空中再起動相關試飛技術和風險控制技術的探索，包括空中重起對飛行特性影響分析，重起失敗風險評估，基于直升機自轉特性的駕駛操縱模式設計，以及相應的降風險措施制定等，并在3000m高度成功實施了模擬發動機空中停車后的再起動飛行試驗，實現了單發直升機飛行技術領域的新突破。

1 單發空中起動風險分析及程序

1.1 試驗直升機及試驗要求

某型5座單發輕型直升機，最大起飛重量1750kg，采用單旋翼帶尾槳布局，滑橇式起落架，裝備單臺最新研制的國產某渦軸發動機。該發動機采用數字控制加機械備份操縱控制設計，含數控系統EECU、發動機滑油散熱器、恒溫活門、起動發電機等配套系統[1]。

按照GJB243A-2004 《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗規范》的規定，新研發動機設計鑒定必須通過空中起動考核。發動機空中重起飛行試驗用于檢查發動機空中起動的功能，評估發動機空中起動所需時間，驗證和考核發動機空中起動的安全性和可靠性，同時建立單發起動失效特情處置的正確程序和方法。

飛行試驗時直升機采用小重量和正常重心的配置，按正常程序開車，并進行機上系統和發動機特性相應檢查后，爬升至3000m的試驗高度,以久航速度平飛進入試驗程序。采用小重量配置和中高度試飛，是為了萬一發動機空中起動試驗失敗，直升機仍然能夠實施相對安全的自轉著陸處置程序。

試飛中將發動機PMS控制開關撥至“停車”位，立即再撥至“飛行”位。發動機電調將自動監控燃氣渦輪轉速Ng轉速，當Ng轉速下降至低于10%工作轉速后，發動機應該自動進行起動，并加速到相應的功率狀態。發動機重新起動過程中，飛行員根據直升機的飛行情況適當操縱總距桿，控制直升機飛行的速度和姿態。

1.2 空中起動試驗風險評估

空中實施模擬單發失效重起試驗時，發動機動力輸出存在減弱—消失—恢復的過程，對直升機的飛行性能將產生非常大的影響，如果處置不得當，可能會衍生出一系列不良的后果：

1)隨著飛行高度的增加，發動機進氣口的空氣壓力、空氣總溫逐步下降，發動機燃燒室的油氣比會偏離起動要求的設計范圍，不利于燃料的燃燒，增加重起的次數和恢復動力的時間；

2)空中起動一般發生在發動機渦輪尚處于慣性空轉的階段，與旋翼系統的連接未脫開，發動機起動機的輸出軸有一定轉速，起動的瞬間產生的沖擊扭矩較地面起動時大，啟動機的離合器工作條件較為惡劣，有可能造成發動機啟動機的損壞；

3)由于高空空氣密度小，大氣含氧量降低，用于發動機重起的起動機起動點火的條件變差，供油規律和燃燒區流場如果不適應空氣密度的變化，將難以組織穩定的燃燒，起動機自身可能存在無法空中起動的情況。

試驗過程中發動機無論是出現起動時間過長，還是高空無法起動的情況，直升機均會出現短時間或長時間的無動力飛行。為了避免發生直升機飛行失控或硬著陸的情況，試驗過程中需要飛行指揮和飛行員對發動機再起動的狀態進行快速判斷和飛行決策，選擇執行相應的飛行操作或進入應急處置程序，以確保飛行試驗的安全。

為了將飛行試驗的風險降為最低，制定以下降風險的措施：

1)在地面進行發動機未停轉下的起動機起動，以檢查在發動機一定轉速下的起動過程中，起動機離合器是否能夠正常工作；

2)在地面試驗臺上充分進行模擬發動機空中再起動試驗，具有試驗合格的明確結論，并完成地面模擬空中自動再起動試驗；

3)在原型機上進行模擬空滑迫降或自轉下滑著陸科目訓練，熟悉應急處置操作；

4)從低高度到高高度依次進行發動機空中再起動試驗；

5)飛行試驗安排在機場跑道上空進行，云底高、能見度、風向風速等滿足飛行試驗及風險處置的要求；

6)場務按Ⅰ類風險進行保障，試驗場地做好滅火、營救設備及人員等準備；

7)飛行試驗前確認直升機無線電高度表、氣壓高度表工作正常；

8)組建試飛機組時，選擇具有著陸決斷點試飛經驗的飛行員；

9)執行試驗科目時，試飛指揮和試飛機組明確分工，試飛指揮把控試飛過程，提供輔助決策，正駕駛負責飛行操作和執行發動機重起程序，副駕駛負責監控旋翼轉速。

1.3 空中重起飛行試驗程序

為了在確保試飛安全的前提下驗證單發空中再起動的能力，對飛行試驗程序進行如下設計：

1)發動機地面模擬起動試驗，通過試驗熟悉發動機重起的操作程序，掌握重起后的發動機工作特性，了解發動機重起過程對載機及機上系統的影響；

2)發動機空中起動駕駛操縱設計，建立正確的飛行操縱方法，明確各種可預知飛行情況下的操作要領，對飛行員進行操作培訓；

3)空中自轉著陸等飛行訓練，正式試驗前，對飛行員進行模擬空滑迫降或自轉下滑著陸科目的訓練，培養飛行員良好的風險應對心理素質和處置操作的經驗；

4)發動機空中起動實施，驗證發動機空中起動的能力和可靠性。

2 發動機地面模擬起動試驗

地面試驗的目的是通過檢查該渦軸發動機的功能、性能和可靠性，測試發動機和其附件溫度，以及動力艙內部環境溫度分布情況，試飛載機應急負載的大小，評估應急電源容量是否滿足應急供電時間要求，為發動機空中起動安全提供保障。

主要試飛項目包括：

1) 發動機地面工作參數測定及工作穩定性檢查：在地面開車試驗，各功率狀態下穩定工作3min；

2) 發動機地面加速性和減速性檢查：以不同提放總距時間(分別為7s、5s、3s)在飛行慢車和不離地的最大扭矩狀態之間的加減速試驗；

3) 發動機地面起動特性檢查：分別采用地面電源供電、蓄電池組供電進行起動試驗,其中包含冷起動和熱起動試驗；

4) 發動機模擬空中再起動試驗：模擬發動機空中停車后再起動的過程。

下面簡單列出發動機加、減速試驗和地面熱起動試驗情況，其他試驗結果略。

發動機加、減速試驗過程中發動機工作穩定，未出現超溫、超轉、超扭、喘振、熄火等故障，能夠滿足發動機起動對發動機快速操縱的要求。發動機工作曲線如圖1所示。

圖1 發動機加、減速工作曲線

某渦軸發動機在環境溫度20℃～35℃左右條件下完成了多次機上蓄電池供電的“冷”態和“熱”態起動試驗。各狀態下典型的起動性能數據如表1所示。

表1 發動機地面起動試驗特征性能數據

試驗結果表明：發動機地面起動成功率100%，起動時間滿足指標要求；發動機地面模擬空中起動過程中，起動控制邏輯正常，成功起動到飛行狀態，未出現超溫、懸掛、喘振現象，起動時間為41s，滿足指標要求。

3 發動機空中起動飛行操縱設計

3.1 飛行操縱

按照飛行試驗要求，直升機以最有利速度爬升到高度3000m,在試驗空域正常飛行。首先檢查各系統的工作情況，保證機內機外通訊正常，速度、高度、姿態、發動機參數等數據正常。然后進入發動機空中起動試驗準備，再次確認主駕、副駕任務分工。其中主駕駛員負責與地面指揮的聯絡以及試驗直升機的飛行操縱；副駕駛負責發動機起動操作，并監控旋翼、發動機參數及高度等，輔助主駕駛飛行操作。

正式開始發動機空中起動前，主駕駛員將直升機飛行速度控制在最有利速度(約120km/h)附近，調整好航向和姿態，確定所處空域及機場位置，向地面指揮報告準備進行空中起動試驗。得到地面飛行指揮許可后，副駕駛將PMS開關撥至“停車”位，立即再撥至“飛行”位。當發動機Ng轉速下降到低于10%正常轉速后，電調控制系統應該完成發動機空中停車判斷，并自動進入重新起動程序；起動成功后，發動機應加速到相應飛行所需的功率狀態。

依據發動機臺架試驗以及地面模擬起動試驗結果，發動機重起動到正常運轉的時間大約為40s左右。考慮3000m高空試驗環境下的空氣密度、空氣溫度和氧含量等因素，預估空中起動時間約在1min左右。因此，當副駕駛開始操作發動機重起時，保持通訊通暢，主駕駛立即將總距放置到底，使試驗直升機進入自轉狀態。自轉過程中通過適當操縱來調整直升機航向、姿態、下滑率和飛行速度，保持旋翼轉速在正常轉速的95%～103%范圍內，飛行速度在130km/h到150km/h之間，下降率不大于7m/s。副駕駛在操作發動機重起的同時，負責監控發動機轉速、旋翼轉速指示、飛行高度、航姿、航向、航速等數據，為主駕駛提供輔助飛行數據，當發動機Ng轉速恢復到正常轉速的60%(綠區)時，即刻提醒主駕駛。主駕駛收到提醒后緩慢上提總距，操縱駕駛桿和腳蹬，直升機退出自轉下滑，進入平飛狀態，并報告地面指揮試驗完成。

由于高空環境較地面更惡劣，發動機起動機也存在失效的概率，發動機高空重起存在多次起動方能成功或無法實現重起等情況。試驗中，發動機多次重起次數不允許超過3次。在3次連續重起操作的過程中，主、副駕駛員時刻觀察直升機飛行參數和發動機參數，嚴格按照預先設置的航路控制直升機飛行，并向飛行指揮通報情況，一旦連續3次起動失敗，則進入應急處置程序：

1) 保持旋翼轉速在95%～105%內；

2) 指示空速控制在Vy穩定自轉下滑，在最后進近過程中盡可能迎風飛行；

3) 在離地≌21m高度，操縱駕駛桿拉平，控制旋翼轉速不超過105%；

4) 保持抬頭姿態，在離地6～7.6m高度上逐漸增加總距以降低下降率和前飛速度；

5) 操縱駕駛桿稍微前推以適應著陸姿態，調整腳蹬消除側滑趨勢；

6) 繼續增加總距，減小下降率，進行滑行著陸；

7) 接地后使用駕駛桿、總距桿、腳蹬控制直升機滑行；

8) 滑行停止后，將總距桿全放下；

9)旋翼轉速40%以下使用旋翼剎車。

依據之前同型號直升機下滑自轉試驗數據，旋翼轉速控制在95%～105%正常轉速之間，3000m高度自轉到機場并著陸，下滑距離需20km左右，因此，發動機重起試驗空域可參照此數據合理選擇。

3.2 操縱要領

發動機重起試驗時，主駕駛應特別注意下放總距的時機，如果操作執行過晚，由于失去動力，會造成旋翼轉速過低，難以進入安全自轉飛行狀態。

如果執行自轉著陸程序，直升機接近地面前，需提總距增加旋翼拉力降低下降率和前飛速度。要掌握好飛行高度和提距的速度，并配合駕駛桿操縱，防止出現直升機接地速度過大或姿態不正的情況。

接地后需柔和下放總距，避免出現槳葉向下揮舞過大而損壞或與機身碰撞。

由于該型直升機為雙駕駛員，因此在遇到突發情況時，主、副駕駛應按分工職責，密切協同。如在自轉著陸的過程中，主駕駛員的注意力應主要放在對直升機姿態的保持，著陸場地的選擇，飛行速度和下降率的修正，接地時直升機有無傾斜，航向有無交叉等方面；副駕駛則應多觀察直升機各儀表的指示，如速度、高度、旋翼轉速等，提醒主駕駛及時操縱和修正。

地面指揮應時刻了解試驗情況，提供飛行輔助決策。

飛行機組在執行試驗前應完成發動機重起的相關操作培訓，熟知試飛風險及應急處置程序，并開展試驗前的空中自轉及著陸訓練。

4 空中自轉及著陸訓練

該渦軸發動機為新研發動機。發動機空中起動意味直升機需要無動力飛行一段時間。進行空中自轉及著陸能夠提升飛行員對自轉特性的理解，最大程度保障試驗安全。訓練期間共完成了400m～3000m不同高度的自轉下滑及著陸試驗。速度130km/h，飛行員降旋翼至于低功率位置，進行自轉下滑飛行試驗。機載測試系統記錄了直升機參數變化過程，得到直升機旋翼轉速情況見圖2，發動機下滑過程中的工作參數見圖3。

圖2 自轉下滑過程旋翼轉速情況

圖3 下滑過程中發動機工作參數變化

直升機在自轉下滑狀態中，發動機在飛行和慢車狀態均可以保持空載狀態工作穩定。測定兩種空載狀態進入、穩定及退出過程中的工作參數，得出典型自轉下滑過程工作參數見表2。

表2 發動機飛行狀態的典型自轉下滑過程工作參數

5 發動機空中起動實施

按GJB 626A-2006《軍用固定翼飛機和旋翼機科研試飛風險科目》，發動機空中起動屬Ⅰ類風險科目。場站進行了充分準備，試飛前一天對試飛科目內容、保障條件及可能出現的故障及應急處置措施進行了研討與協調；經過廠所軍充分的技術交流以及近期的專項科目訓練，該渦軸發動機已滿足單發直升機3000m發動機空中起動的實施條件。

9月6日上午8：30，起飛前給直升機加油，全機重量1600kg，并對直升機進行詳細檢查，特別是滑撬、發動機相關部件，確認直升機狀態良好，試飛機場空域保持凈空，直升機可以進行發動機空中重起試飛任務。9：00，主駕駛王道明、副駕駛劉建禮按正常程序檢查直升機，坐上駕駛室，收聽氣象，風速風向，報告指揮，按程序開車。直升機各系統工作正常，懸停起飛，執行一個常規起落航線飛行檢查直升機工作情況。調整速度至130km/h，以最佳爬升速度進行爬升，在9：25分到達高度3000m。再度進行2次迫降訓練，觀察直升機工作情況和高空氣流情況。模擬訓練結果表明直升機工作正常，氣流相對穩定，可以進行發動機重新起動操作，由副駕監控并報告Ng變化的過程。10時18分主駕駛報告塔臺指揮，準備執行發動機重新起動。主駕駛將直升機速度調整至120km/h，副駕駛將PMS開關撥至“停車”立即再撥至“飛行”時，發動機先熄火，“發動機停車”、“旋翼轉速低”警告燈亮，直升機右偏。主駕駛立即將總距放低位，直升機進入快速自轉下滑。當Ng下降至10%時，發動機自動執行再起動，“發動機停車”，主駕駛柔和上提總距桿，改出當前下滑狀態。10時19分，發動機3000m起動成功。

發動機空中起動時間為31s，得到起動過程的工作參數見圖4。

從圖4中得出，氣壓高度從3522m下降到 3266m，環境溫度從11℃上升到13℃，直升機飛行速度為130～140km/h(重新點火到Np恢復100%)，起動T45最高為770℃。

發動機空中再起動歷程分析見表3。

表3 渦軸-XX發動機空中再起動歷程數據

試驗結果表明：發動機空中起動成功，起動控制邏輯正常，成功起動到飛行狀態(Ng=71.1%)對應高度為3259m；起動過程中發動機T45溫度最高為770℃，未出現超溫、懸掛、喘振現象；起動時間為31s，滿足不超過50s的指標要求。

6 結論及意義

本次試驗發動機空中起動成功，表明該渦軸發動機空中起動功能正常，性能滿足使用要求，代表直升機發動機空中起動飛行技術新的突破。本文提出的基于直升機自轉特性進行發動機空中重起駕駛操縱和風險控制的技術能為類似風險科目的實施提供借鑒意義。