壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛機(jī)振動(dòng)的影響

熊俊，吳凡，劉鑫，曾銳

1.中電科蕪湖鉆石飛機(jī)制造有限公司，安徽 蕪湖 241000；2.中電科蕪湖通用航空產(chǎn)業(yè)技術(shù)研究院有限公司，安徽 蕪湖 241000

0 引言

往復(fù)式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是使用最廣泛的熱力學(xué)動(dòng)力裝置，在飛機(jī)、汽車、摩托車和重型機(jī)械中均有應(yīng)用，為機(jī)車、輪船和小型飛機(jī)提供動(dòng)力，為眾多固定站點(diǎn)提供電力[1]?；钊l(fā)動(dòng)機(jī)在航空方面的應(yīng)用可以追溯到20世紀(jì)初，直到第二次世界大戰(zhàn)末期德國第一架噴氣式飛機(jī)He178首飛，幾乎所有飛機(jī)均采用活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。由于活塞發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格低廉、便于維護(hù)、油耗低、壽命長(zhǎng)，在飛行速度較低的通用飛機(jī)上廣泛使用[2]。根據(jù)通用航空制造商協(xié)會(huì)2020年統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，1994—2019年全球生產(chǎn)銷售活塞發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)37 510架，約占通用飛機(jī)交付總量的56%[3]。

盧東亮等[4]調(diào)研表明，在小型通用飛機(jī)中，航空汽油型活塞發(fā)動(dòng)機(jī)占比較大，但重油(或柴油)型航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)將成為未來的主流，大陸、鉆石航發(fā)、蒂勒爾特等公司已有成熟的重油發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品線。馮光爍等[5]通過對(duì)比點(diǎn)燃式與壓燃式重油發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)缺點(diǎn)，認(rèn)為壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)有油耗低、可靠性高、高度特性好、轉(zhuǎn)速低、轉(zhuǎn)矩大等優(yōu)點(diǎn)，如果能夠突破高功重比設(shè)計(jì)技術(shù)，進(jìn)一步降低振動(dòng)噪聲，壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是最有潛力的技術(shù)路線。

經(jīng)過近一百年的技術(shù)積累，歐美國家已掌握壓燃式航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的研制與適航取證技術(shù)，有成熟的發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品研發(fā)制造生產(chǎn)線，在發(fā)動(dòng)機(jī)與飛機(jī)、螺旋槳之間的匹配安裝技術(shù)方面也有豐富經(jīng)驗(yàn)。如法國SMA公司生產(chǎn)的SR305-230型壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)已安裝至美國塞斯納182Q飛機(jī)上，且在2006年通過美國聯(lián)邦航空局(federal aviation administration,FAA)與歐洲航空安全局(European aviation safety agency,EASA)認(rèn)證[6]。奧地利Austro公司生產(chǎn)的AE300-E4型壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)已安裝至奧地利鉆石DA40NG飛機(jī)上，并在2011年通過FAA與EASA認(rèn)證[7]。德國TAE公司生產(chǎn)的Centurion2.0s型壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)已安裝至美國派珀P(guān)A28飛機(jī)上，且在2012年通過EASA認(rèn)證[8]。受市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)激烈與商業(yè)保密等因素的影響，目前幾乎沒有公開的壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)適航取證資料。如何將壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝至通用飛機(jī)上并滿足適航要求，國內(nèi)也沒有先例。

本文中通過研究適航規(guī)章與有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范中對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)的要求，通過仿真計(jì)算、地面試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等相結(jié)合，對(duì)國內(nèi)具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的某型通用飛機(jī)安裝壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)造成的振動(dòng)影響進(jìn)行研究，對(duì)通用飛機(jī)螺旋槳、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架、駕駛艙等部位造成的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行分析與試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝振動(dòng)適航要求

依據(jù)文獻(xiàn)[9]中的要求，每個(gè)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝構(gòu)造和布置引起的機(jī)匣振動(dòng)不得超過發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)合格審定時(shí)確定的振動(dòng)特性，文獻(xiàn)[9]僅對(duì)安裝渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)引起的振動(dòng)影響提出了要求，但并未明確是否適用于航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。文獻(xiàn)[9]中關(guān)于航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝要求僅適用于點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)壓燃式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)未有明確規(guī)定，這就對(duì)型號(hào)合格證申請(qǐng)人與適航管理部門提出了更高的要求。以文獻(xiàn)[9]作為審定基礎(chǔ)，安裝壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)被認(rèn)為是具有獨(dú)特性的設(shè)計(jì)，目前適用的適航規(guī)章中未包含安裝此新技術(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)的安全標(biāo)準(zhǔn)，需要建立與現(xiàn)有適航標(biāo)準(zhǔn)有等效安全水平的附加安全標(biāo)準(zhǔn)[10]，以支持新技術(shù)在通用飛機(jī)上的應(yīng)用。

根據(jù)文獻(xiàn)[11]，F(xiàn)AA基于航空柴油發(fā)動(dòng)機(jī)研制企業(yè)的反饋，認(rèn)為與目前的飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)相比，安裝柴油發(fā)動(dòng)機(jī)可能會(huì)產(chǎn)生更大的振動(dòng)。作為飛機(jī)適航審定基礎(chǔ)的一部分，須考慮柴油發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)影響高于傳統(tǒng)往復(fù)式發(fā)動(dòng)機(jī)。另外，還需對(duì)柴油機(jī)某一個(gè)氣缸不工作時(shí)的狀態(tài)進(jìn)行評(píng)估。由于缺乏柴油發(fā)動(dòng)機(jī)的服役經(jīng)驗(yàn)，安裝柴油發(fā)動(dòng)機(jī)需要規(guī)定以下專用條件：1)如果出現(xiàn)某個(gè)氣缸不工作，則在關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)之前不能出現(xiàn)任何不安全狀況，必須證明，發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)(由不工作的氣缸引起)不會(huì)引起災(zāi)難性的機(jī)體結(jié)構(gòu)故障；2)發(fā)動(dòng)機(jī)上使用的螺旋槳必須經(jīng)過驗(yàn)證，以確保在一個(gè)氣缸不工作狀態(tài)下不會(huì)發(fā)生災(zāi)難性故障。

壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力循環(huán)不同于往復(fù)式發(fā)動(dòng)機(jī)，而且可能對(duì)螺旋槳產(chǎn)生較大的振動(dòng)載荷。由于常規(guī)螺旋槳不夠堅(jiān)固，可能無法在壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)上使用，對(duì)可用于點(diǎn)燃式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)或渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)上的螺旋槳，必須通過試驗(yàn)方法進(jìn)行振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試，驗(yàn)證文獻(xiàn)[9]中螺旋槳振動(dòng)的符合性。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)影響，發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際轉(zhuǎn)矩會(huì)發(fā)生波動(dòng)變化，在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架設(shè)計(jì)[12]時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)限制轉(zhuǎn)矩載荷應(yīng)取瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩的最大值，而通常計(jì)算的是平均轉(zhuǎn)矩，最大瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩為平均轉(zhuǎn)矩乘以充分考慮發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)影響而確定的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)矩動(dòng)態(tài)放大因數(shù)。文獻(xiàn)[9]要求發(fā)動(dòng)機(jī)限制轉(zhuǎn)矩必須由平均轉(zhuǎn)矩乘以相應(yīng)因數(shù)得出，對(duì)有4、3、2 個(gè)氣缸的發(fā)動(dòng)機(jī)，該因數(shù)分別為2、3、4[9]。此條款規(guī)定的因數(shù)只適用于點(diǎn)燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)于具有4個(gè)或更多氣缸的壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)，由于預(yù)期的振動(dòng)載荷水平更高，按照保守原則，因數(shù)應(yīng)取4計(jì)算極限轉(zhuǎn)矩，用于飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段。對(duì)于取證構(gòu)型，建議通過試驗(yàn)實(shí)測(cè)驗(yàn)證條款符合性。

文獻(xiàn)[9]中振動(dòng)和抖振條款要求，vD/MD(vD為設(shè)計(jì)俯沖速度，MD為采用馬赫數(shù)表示的設(shè)計(jì)俯沖速度)在任何相應(yīng)的速度和功率狀態(tài)，不得存在嚴(yán)重的振動(dòng)和抖振導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損傷，飛機(jī)的所有部件必須不發(fā)生過度振動(dòng)。另外，在任何正常飛行狀態(tài)，不得存在強(qiáng)烈程度足以干擾飛機(jī)正常操縱、引起飛行機(jī)組過度疲勞或引起結(jié)構(gòu)損傷的抖振狀態(tài)。對(duì)于安裝壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，必須考慮高于常規(guī)往復(fù)式發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)水平的影響，特別是在飛行包線內(nèi)與包線邊界上，需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的振動(dòng)激勵(lì)影響。

2 壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)安裝振動(dòng)分析

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)是小型通用飛機(jī)最常用的動(dòng)力系統(tǒng)，其選型包括飛機(jī)推重比、發(fā)動(dòng)機(jī)功重比、工作高度包線、功率、質(zhì)量、燃燒形式、氣缸數(shù)量、冷卻方式、排量、轉(zhuǎn)速、螺旋槳匹配、燃油消耗率、采購成本、使用維護(hù)性、故障率、機(jī)械系統(tǒng)翻修間隔、供應(yīng)商供貨能力、市場(chǎng)占有率、售后服務(wù)等眾多因素，在通用飛機(jī)的設(shè)計(jì)中是一項(xiàng)極其重要且復(fù)雜的工作，需要工程、采購、維修、市場(chǎng)、項(xiàng)目管理等多部門協(xié)商，共同研究供應(yīng)商遴選結(jié)果。在實(shí)際操作中將發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商評(píng)價(jià)的相關(guān)因素采用分值標(biāo)度法“1～9”進(jìn)行打分，對(duì)不同因素賦予相應(yīng)的權(quán)重系數(shù)，并最終加權(quán)平均獲得供應(yīng)商綜合得分[13]。本文中研究對(duì)象為Austro AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)，系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)組成

AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)是雙頂置凸輪軸的液冷直列四沖程四缸發(fā)動(dòng)機(jī)，采用共軌技術(shù)實(shí)現(xiàn)燃油(航空煤油)直接噴射，并且發(fā)動(dòng)機(jī)采用渦輪增壓方式[14]。發(fā)動(dòng)機(jī)操作由發(fā)動(dòng)機(jī)電子控制系統(tǒng)控制，螺旋槳由直接集成的帶有扭轉(zhuǎn)減振器的變速箱驅(qū)動(dòng)。AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)[15]如表1所示。

表1 AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)

航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)主要源于活塞的往復(fù)慣性力、曲柄機(jī)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)慣性力、不穩(wěn)定燃燒產(chǎn)生的氣體力等因素造成的轉(zhuǎn)矩波動(dòng)[16]。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)與螺旋槳匹配之后，螺旋槳旋轉(zhuǎn)的不平衡力、氣動(dòng)噪聲等反饋給發(fā)動(dòng)機(jī)，形成整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)的振動(dòng)噪聲環(huán)境。由于活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的固有特性難以通過分析方法獲得其振動(dòng)特性，一般通過試驗(yàn)實(shí)測(cè)結(jié)合統(tǒng)計(jì)分析的方法開展活塞發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)環(huán)境研究。國內(nèi)外相關(guān)行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)活塞發(fā)動(dòng)機(jī)或螺旋槳飛機(jī)的振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行規(guī)定，文獻(xiàn)[17]中給出了螺旋槳飛機(jī)的振動(dòng)環(huán)境，如圖2所示。

圖2 螺旋槳飛機(jī)振動(dòng)環(huán)境

由圖2可知：螺旋槳飛機(jī)的隨機(jī)振動(dòng)譜由一個(gè)寬帶背景疊加4個(gè)窄帶尖峰組成，寬帶背景噪聲由各種隨機(jī)振源產(chǎn)生，如陣風(fēng)、氣流分離對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)的激勵(lì)。寬帶背景譜在15～2000 Hz對(duì)應(yīng)的振動(dòng)量均為0.01g2/Hz(g為自由落體加速度)。螺旋槳尖峰窄帶對(duì)應(yīng)的f0為槳葉通過頻率，fn為其諧波頻率，fn=(n+1)f0。尖峰帶寬為±5%，尖峰帶寬存在的原因?yàn)槁菪龢D(zhuǎn)速存在少量漂移。

功率譜密度[18]

(1)

圖3 往復(fù)式或渦槳固定翼飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)測(cè)試曲線

式中：L1為f1對(duì)應(yīng)的振動(dòng)量；L2為f2對(duì)應(yīng)的振動(dòng)量；f1=2f0；f2=3f0;m為頻率比指數(shù)因子，m=N/(10lg2);N為f0～f3曲線的斜率，N=-6 dB/oct。

飛機(jī)不同部位尖峰帶對(duì)應(yīng)的振動(dòng)量不同，在螺旋槳前方的機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)，L0=0.1g2/Hz；在螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面的一個(gè)槳葉半徑內(nèi)，L0=1.2g2/Hz；在螺旋槳后的機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)，L0=0.3g2/Hz，在發(fā)動(dòng)機(jī)艙或尾翼內(nèi)，L0=0.6g2/Hz；若在外表面，則L0增大3 dB。

文獻(xiàn)[19]中給出了往復(fù)式或渦槳固定翼飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)曲線，如圖3所示。

可將圖3中的往復(fù)式固定翼飛機(jī)雙峰值正弦振動(dòng)譜轉(zhuǎn)換為正弦振動(dòng)加速度譜用于振動(dòng)仿真計(jì)算，計(jì)算公式為：

(2)

式中：q為表示振動(dòng)量級(jí)的無量綱加速度；f為振動(dòng)頻率，Hz；A為單幅值，mm。

往復(fù)式固定翼飛機(jī)不同部位標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)量級(jí)如表2所示，其中U、T、L、M分別為圖3中飛機(jī)不同部位的振動(dòng)量級(jí)曲線。

表2 往復(fù)式固定翼飛機(jī)不同部位標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)量級(jí)

在尚未開展發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車或通過飛行試驗(yàn)獲得某型發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)振動(dòng)載荷譜時(shí)，可采用文獻(xiàn)[17，19]中相關(guān)載荷譜輸入，結(jié)合有限元方法對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)與部件進(jìn)行隨機(jī)或正弦振動(dòng)響應(yīng)分析。正弦振動(dòng)響應(yīng)可以采用頻率分析方法獲得，其載荷可用包含實(shí)部與虛部的頻變載荷進(jìn)行定義，頻變載荷的計(jì)算公式為：

P(f)=K[C(f)+iD(f)]ei(θ-2πfτ)，

(3)

式中：K為幅值，C(f)與D(f)為頻率相關(guān)載荷，θ為相位，τ為時(shí)間延遲[20]。

對(duì)于大規(guī)模的計(jì)算模型，一般采用模態(tài)法求解，解耦后的單自由度系統(tǒng)模態(tài)響應(yīng)

(4)

式中：Pj為廣義載荷，mj為質(zhì)量，ω為模態(tài)坐標(biāo)，bj為阻尼，kj為剛度。

隨機(jī)響應(yīng)分析可直接借用頻率響應(yīng)分析結(jié)果，假設(shè)頻率載荷響應(yīng)輸入F(ω)=1.0，直接得到輸入與輸出u(ω)之間的傳遞函數(shù)H(ω)，然后結(jié)合輸入的自相關(guān)譜密度求出響應(yīng)。

圖4 雙發(fā)四座通用飛機(jī)有限元模型

本文中研究對(duì)象為雙發(fā)四座通用飛機(jī)，其有限元模型如圖4所示。該飛機(jī)為下單翼“T”平尾雙發(fā)四座，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分別位于駕駛艙兩側(cè)的中翼前端，機(jī)體結(jié)構(gòu)采用全復(fù)合材料[21]，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架為合金鋼材料。發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架正弦振動(dòng)分析結(jié)果如圖5所示，圖中4條曲線分別為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架4個(gè)關(guān)注點(diǎn)E1～E4的正弦振動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)。

a)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架關(guān)注點(diǎn) b)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架關(guān)注點(diǎn)應(yīng)力響應(yīng) 圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)

由圖5可知：最大應(yīng)力峰值分別出現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架第一階(28.7 Hz)、第二階(118.4 Hz)固有頻率附近，最大峰值應(yīng)力約為33.4 MPa，遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)許用應(yīng)力100 MPa。

小型低速飛機(jī)的顫振主要為翼面顫振與操縱面顫振[22]，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理差異(壓燃式和點(diǎn)燃式)對(duì)飛機(jī)顫振特性的影響可以忽略。飛機(jī)結(jié)構(gòu)抖振主要由非定常脈動(dòng)擾流激勵(lì)產(chǎn)生，常見的有機(jī)翼抖振與垂尾抖振，如果飛機(jī)氣動(dòng)外形不發(fā)生改變，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理差異不會(huì)改變飛機(jī)抖振特性。

3 壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)計(jì)

目前有限元分析模型中的阻尼與連接剛度參數(shù)依靠工程經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行模擬，且輸入載荷與分布也不是裝機(jī)型號(hào)實(shí)際振動(dòng)載荷，所以僅通過分析方法難以對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的裝機(jī)振動(dòng)影響進(jìn)行準(zhǔn)確評(píng)估，需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)、螺旋槳、安裝架等飛機(jī)結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行實(shí)測(cè)，確認(rèn)振動(dòng)響應(yīng)在合理可接受范圍。動(dòng)力系統(tǒng)振動(dòng)測(cè)試示意如圖6所示。

圖6 動(dòng)力系統(tǒng)振動(dòng)測(cè)試示意圖

a)螺旋槳測(cè)點(diǎn) b)發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸測(cè)點(diǎn) 圖7 螺旋槳及發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸測(cè)試點(diǎn)位置示意圖

圖8 飛機(jī)儀表面板測(cè)點(diǎn)布置

由于動(dòng)力系統(tǒng)存在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，無法采用傳統(tǒng)的有線方式對(duì)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)應(yīng)變、位移響應(yīng)進(jìn)行直接測(cè)量，所以采用遙測(cè)系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，螺旋槳及發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸測(cè)點(diǎn)位置示意如圖7所示[23]。在發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳和輸出軸上布置應(yīng)變片，槳軸前端安裝與槳軸共同旋轉(zhuǎn)的接線板，接線板上安裝信號(hào)發(fā)射器與電池，實(shí)測(cè)到的應(yīng)變信號(hào)通過接線板上的發(fā)射器發(fā)射，地面測(cè)試中心接收天線的遙測(cè)信息，通過接收器解調(diào)后傳送給數(shù)據(jù)記錄儀，數(shù)據(jù)記錄儀將應(yīng)變、應(yīng)力、加速度、轉(zhuǎn)速等信息傳送給計(jì)算機(jī)進(jìn)行處理，獲得關(guān)注部位的應(yīng)力、應(yīng)變、位移、加速度等時(shí)域或頻域曲線。

對(duì)于非旋轉(zhuǎn)部件，如發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架、駕駛艙設(shè)備面板等結(jié)構(gòu)件或系統(tǒng)的振動(dòng)信號(hào)測(cè)量采用傳統(tǒng)的有線方式測(cè)量，數(shù)據(jù)采集儀直接安裝在飛機(jī)座艙內(nèi)。飛行儀表面板測(cè)點(diǎn)如圖8所示。

4 壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)地面與空中試驗(yàn)

根據(jù)文獻(xiàn)[24]對(duì)航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)要求，發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)與構(gòu)造必須能使發(fā)動(dòng)機(jī)在其曲軸轉(zhuǎn)角和發(fā)動(dòng)機(jī)功率的整個(gè)正常工作范圍內(nèi)運(yùn)轉(zhuǎn)，不會(huì)由于振動(dòng)而引起發(fā)動(dòng)機(jī)任何零部件的過大應(yīng)力，并且也不會(huì)將過大的振動(dòng)力傳給航空器結(jié)構(gòu)。根據(jù)文獻(xiàn)[24]中航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)要求，每種型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)必須進(jìn)行振動(dòng)測(cè)試，曲軸、螺旋槳軸及其他輸出軸的扭轉(zhuǎn)和彎曲振動(dòng)應(yīng)力不得超過制軸材料的持久極限，振動(dòng)測(cè)試必須在最不利振動(dòng)效應(yīng)的那只氣缸不點(diǎn)火的情況下重復(fù)進(jìn)行。

文獻(xiàn)[25]對(duì)壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝使用進(jìn)行相關(guān)說明，F(xiàn)AA認(rèn)為與目前的點(diǎn)燃式發(fā)動(dòng)機(jī)相比，壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)可能產(chǎn)生更大的振動(dòng)水平，作為壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)認(rèn)證的一部分，必須考慮振動(dòng)水平高于常規(guī)往復(fù)式發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。此外，文獻(xiàn)[24]中要求單氣缸非工作狀態(tài)振動(dòng)測(cè)試適用于壓燃式發(fā)動(dòng)機(jī)，應(yīng)在停用噴油器的情況下進(jìn)行測(cè)試。綜合國內(nèi)外相關(guān)政策法規(guī)要求，分別對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)氣缸正常情況、單氣缸不工作情況、螺旋槳不平衡情況進(jìn)行測(cè)試。

氣缸正常工作工況如表3所示，氣缸正常工作工況下測(cè)試結(jié)果如圖9所示。

表3 氣缸正常工作工況

圖9 氣缸正常工況測(cè)試結(jié)果

由圖9可知：氣缸正常工作情況下，螺旋槳葉片上測(cè)點(diǎn)P1～P5的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)與轉(zhuǎn)速之間有較好的趨同性，隨著轉(zhuǎn)速的增大，動(dòng)應(yīng)力幅值增加；其中螺旋槳葉片最大動(dòng)應(yīng)力不大于7.5 MPa，遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)許用應(yīng)力30 MPa，該工況下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架與螺旋槳軸上的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)也均不超過設(shè)計(jì)許用響應(yīng)。檢查該工況下設(shè)備面板的位移響應(yīng)，不大于0.1 mm。

單氣缸不工作工況如表4所示，單氣缸不工作情況測(cè)試結(jié)果如圖10所示。

表4 單氣缸不工作工況

圖10 單氣缸不工作情況測(cè)試結(jié)果

由圖10可知：?jiǎn)螝飧撞还ぷ髑闆r下，螺旋槳葉片上測(cè)點(diǎn)P1～P5的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)與轉(zhuǎn)速之間有較好的趨同性，隨著轉(zhuǎn)速的增大(不平衡量增加)，動(dòng)應(yīng)力幅值也增加。與氣缸正常工作相比，單氣缸不工作情況下的動(dòng)應(yīng)力幅值有明顯提高，螺旋槳葉片最大動(dòng)應(yīng)力不大于11 MPa，比氣缸正常工作時(shí)增加47%，但仍小于其設(shè)計(jì)許用應(yīng)力30 MPa。該工況下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架與螺旋槳軸上的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)比氣缸正常工況下有明顯增加，但均不超過設(shè)計(jì)許用響應(yīng)。檢查該工況下設(shè)備面板位移響應(yīng)，不大于0.15 mm，相對(duì)于氣缸正常工況下增加0.05 mm，不影響駕駛員正常讀數(shù)。

螺旋槳不平衡工況如表5所示，螺旋槳不平衡情況測(cè)試結(jié)果如圖11所示。

表5 螺旋槳不平衡工況

圖11 螺旋槳不平衡情況測(cè)試結(jié)果

由圖11可知：螺旋槳不平衡情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架測(cè)點(diǎn)E1～E4動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)與螺旋槳轉(zhuǎn)速之間呈現(xiàn)較好的趨同性；隨著螺旋槳不平衡質(zhì)量增大，動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)增大。

對(duì)比單氣缸不工作與螺旋槳不平衡工況下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架上的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)可知，螺旋槳不平衡工況下的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)大于單氣缸不工作情況，其中單氣缸不工作情況下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架最大動(dòng)應(yīng)力不大于23 MPa，螺旋槳不平衡工況下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架最大動(dòng)應(yīng)力達(dá)到30 MPa，增大30%，小于其設(shè)計(jì)許用值100 MPa。該工況下螺旋槳葉與槳軸上的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)不超過設(shè)計(jì)許用限值。

圖12 螺旋槳最大不平衡質(zhì)量為45 g時(shí)設(shè)備面板位移響應(yīng)

螺旋槳最大不平衡質(zhì)量為45 g時(shí)，駕駛艙設(shè)備面板位移響應(yīng)如圖12所示。

由圖12可知：螺旋槳最大不平衡質(zhì)量為45 g時(shí)，駕駛艙設(shè)備面板在Q1、Q2處最大法向(垂直于面板平面)位移響應(yīng)小于0.15 mm，在Q3處最大法向位移響應(yīng)小于0.25 mm，不影響駕駛員對(duì)儀表的正常讀數(shù)。

根據(jù)文獻(xiàn)[26]，結(jié)合飛機(jī)的性能特點(diǎn)制定飛行試驗(yàn)工況，如表6所示。

表6 飛行試驗(yàn)工況

表6(續(xù))

飛行工況下動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果如圖13所示。

圖13 飛行工況動(dòng)應(yīng)力測(cè)試結(jié)果

由圖13可知：飛行試驗(yàn)情況下，由于大氣紊流與陣風(fēng)影響，動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)呈現(xiàn)隨機(jī)性；螺旋槳軸最大彎曲動(dòng)應(yīng)力P7不大于87 MPa，小于設(shè)計(jì)許用應(yīng)力124 MPa。螺旋槳軸最大扭轉(zhuǎn)動(dòng)應(yīng)力P6不大于20 MPa，遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)許用應(yīng)力65 MPa；發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架最大動(dòng)應(yīng)力不大于85 MPa，小于設(shè)計(jì)許用應(yīng)力100 MPa，該工況下螺旋槳葉與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝架上的動(dòng)應(yīng)力響應(yīng)也均不超過設(shè)計(jì)許用響應(yīng)。檢查該工況下設(shè)備面板位移響應(yīng)，不大于0.25 mm。

5 結(jié)語

1)通過對(duì)FAA相關(guān)政策文件與咨詢通告的解讀，結(jié)合實(shí)際飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)給出了壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的地面和飛行振動(dòng)試驗(yàn)測(cè)試方法與程序，可作為通用飛機(jī)型號(hào)適航取證的參考。

2)安裝AE300-E4壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)地面和飛行試驗(yàn)表明，AE300-E4發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的振動(dòng)不會(huì)對(duì)小型通用飛機(jī)造成不利安全的影響，但需針對(duì)具體飛機(jī)型號(hào)單獨(dú)設(shè)立專用條件，并驗(yàn)證其對(duì)適航條款的符合性。

3)壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)濟(jì)可靠，有較好的高度特性；隨著壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)高功重比技術(shù)的突破，以及進(jìn)一步降低振動(dòng)噪聲水平，未來壓燃式航空發(fā)動(dòng)機(jī)將成為小型通用飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)。