大型客機發動機空中起動適航審定要求及實踐驗證

隋杰飛 韓冰冰

摘要：針對大型客機發動機采用高涵道比、先進燃燒室等諸多新技術對發動機空中起動能力的影響，本文提出了驗證發動機空中起動能力較為詳細的適航審定要求。通過分析選擇發動機空中起動包線中的臨界試驗點，依據應用場景確定臨界試驗狀態，并考慮支持系統的適航審定要求，根據飛機對發動機空中起動能力的容忍程度，確定符合性判據。通過在某大型客機上的實踐驗證，該適航審定要求能較為全面有效地驗證發動機空中起動能力，指出了在發動機起動能力不足時可能出現的問題，對驗證發動機起動能力的適航符合性有一定的指導意義。

關鍵詞：大型客機；發動機；空中起動能力；適航審定；25.903（e）

中圖分類號：V228文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.006

發動機空中停車或熄火可能由多種原因引起，包括機組自愿或非自愿的人為操作、發動機錯誤的燃油管理、慢車設定的錯誤配平、燃油噴嘴積炭、喪失電源、燃油污染、遭遇火山灰以及惡劣的天氣等。CCAR-25《運輸類飛機適航標準》中25.903（e）條款要求必須制定飛行中再起動發動機的高度和空速包線。早期渦扇發動機的涵道比較低（約1：1），發動機的風車起動能力幾乎覆蓋了飛機的整個高度和速度包線。隨著技術進步，發動機采用高涵道比（約10∶1）以提高燃油效率，高涵道比發動機通常需要更高的飛行速度，以使足夠氣流通過核心機來提供足夠的風車旋轉能量，這就減小了風車起動發動機的高度和速度包線[1]。現代運輸類飛機通常采用起動機來輔助發動機起動，進而擴大發動機空中起動包線，起動機可使用氣動式起動機或電動式起動機，起動能源可來自輔助動力裝置（APU）、其他發動機、蓄電池等[2]。另外，其他新技術在渦扇發動機上的運用也降低了發動機空中起動能力，如發動機驅動的齒輪箱附件數量的增加引起轉子阻力矩的增加[3]，低排放燃燒室造成發動機點火和燃燒不穩定，發動機尺寸、重量（質量）的增加引起轉動慣量增加等，這些技術的應用都影響著發動機空中起動能力。

本文研究了安裝該新技術發動機的大型客機的發動機空中起動能力的適航要求，分析了適航符合性方法，并結合驗證情況進行了分析說明。

1發動機空中起動能力

發動機空中起動的難點在于發動機空中停車后，處于風車狀態，進入燃燒室的空氣流速高、壓力和溫度低，燃油點燃和穩定燃燒比較困難，需要發動機轉子旋轉對空氣進行加壓和增溫，同時燃燒室空氣渦流器對氣流進行減速，以改善發動機點火和燃燒環境。發動機點火成功后的加速過程同樣重要，燃油流量過大，則易造成排氣溫度超限；燃油流量過小，則易造成加速緩慢或轉速懸掛[4]。現代大型客機發動機空中起動方式一般分為非輔助風車起動和起動機輔助起動。發動機空中起動的高度和空速包線也一般分為低速區域和高速區域：（1）低速區域：發動機由起動機輔助旋轉在高于最小轉速并能夠重新起動的區域；（2）高速區域：發動機由風車驅動旋轉或起動機輔助旋轉在高于最小轉速并能夠重新起動的區域[5]。

1.1適航審定要求

為驗證發動機在起動包線定義的高度和速度范圍內具有可靠的起動能力，需執行充足的飛行試驗來確認機組能夠按照飛行操作程序起動任何一臺發動機。為降低發動機起動能力的個體差異，應該選用至少兩臺不同發動機作為試驗樣本，以驗證發動機起動的可重復性[6]。

臨界試驗點的選擇依據空中起動包線的形狀一般應至少包含高度速度包線的邊界和臨界拐點。在包線的上邊界，飛機高度較高、空氣稀薄、外界環境溫度低，進入燃燒室的空氣壓力和溫度低，疊加發動機低排放燃燒室特征，易造成發動機點火和燃燒不穩定，從而導致發動機起動失敗。在包線的左邊界，飛機速度最低，是風車能量的最低點，發動機核心機轉速最低，對進入燃燒室的空氣增壓和加溫較差。另外，發動機高涵道比特征、發動機驅動的齒輪箱附件數量增加的特征都將進一步降低發動機核心機轉速，容易發生發動機起動緩慢、起動懸掛和熱起動等異常狀態。在包線的右邊界，飛機速度最高，進入燃燒室的空氣流速高，易造成發動機點火和燃燒不穩定[7]。在包線的左上拐點，綜合了高空和低速的特點，是發動機起動能力的薄弱點，需要將APU作為動力源的起動機輔助起動。由于高空低速APU供氣和發電能力受限，起動機帶轉能力不足，易導致發動機輔助起動失敗。在包線的右上拐點，綜合了高空和高速的特點，是發動機點火和穩定燃燒的難點。

1.2影響因素

大型客機運行的高度速度包線要大于發動機空中起動的高度速度包線。當確定臨界試驗狀態時，應該考慮飛機在中高度或高高度巡航飛行時發生發動機空中停車或熄火的情況，飛機需從巡航高度下降至發動機空中起動高度范圍內再執行發動機空中起動，從發動機停車或熄火到執行發動機重新起動的延遲時間內，飛機飛行高度的低溫效果會降低發動機本體溫度和發動機滑油溫度，對發動機重新起動性能有較大影響。考慮飛機下降方式和下降速度不同對發動機起動延遲時間的影響，發動機空中起動試驗的審定要求考慮以下兩種狀態。

（1）飛機從最高的巡航高度采用最慢的下降方式和下降速度進入發動機起動包線時，發動機起動延遲時間最長，臨界試驗狀態應選擇延遲時間大于15min且發動機接近冷浸透，冷浸透表征為發動機排氣溫度與外界環境總溫相差小于10℃。

（2）飛機從較低的巡航高度采用較快的下降方式和下降速度進入發動機起動包線時，發動機起動延遲時間最短，同時考慮機組對發動機停車或熄火的識別時間，非臨界試驗狀態應選擇延遲時間大于2min且發動機風車轉速穩定。

1.3對支持系統的適航審定要求

APU是輔助發動機起動的動力來源，因APU通常在飛行中處于關車狀態，需先確定APU空中起動的可靠性，特別是APU在巡航冷浸透狀態下空中起動可靠性。

通常，蓄電池是發動機停車后點火器工作的重要電源，需確認蓄電池的最小容量和可靠性。為保障蓄電池容量不會在飛行中降至臨界值以下，需在維護程序中定義蓄電池的維護保養程序，并保持長期有效執行。若發動機點火器為多個冗余設計，且為主最低設備清單項（MMEL），需考慮使用最低可派遣數量的點火器，進行發動機空中起動試驗驗證。

對于僅使用正常電源（除蓄電池外的電源）來提供燃油壓力的飛機，需考慮在喪失所有正常電源時，所有飛機燃油泵均失效的情況下，發動機依靠自身的吸力供油或重力供油進行空中起動。喪失所有正常電源的工況一般發生在全部發動機均失效的情況，在全發失效后吸力供油會導致燃油內蒸汽形成，燃油蒸汽的聚集程度可能妨礙發動機起動。

1.4符合性判據

發動機空中起動應該在一個平均機組可接受的時間內完成，過長的起動時間可能引起機組提前中止起動。發動機空中起動一般在90s內完成[8]，包括從開始發動機起動操作到發動機點火成功時間（稱為點火時間）和從發動機點火成功到發動機達到穩定慢車時間（稱為加速時間），點火時間應在30s內完成，加速時間應在扣除點火時間的剩余時間內完成。若飛機駕駛艙內有一個清晰的發動機起動進程指示，一個更長的加速時間也可以接受。尤其對于某些發動機，在點火成功后排氣溫度持續上升而發動機轉速不增加，發動機看起來“起動懸掛”，一個清晰的發動機起動進程指示可有效阻止機組提前中止起動[9]。

2適航審定驗證實踐

2.1驗證對象

某大型客機翼下安裝兩臺高涵道比雙轉子渦輪風扇發動機，涵道比約為11∶1，風扇直徑約198.12cm，壓氣機的總壓比約46∶1，燃燒室為低排放的雙環預混渦輪式燃燒室，發動機驅動的齒輪箱上安裝有發電機和液壓泵等，液壓泵在發動機空中起動中可自動卸載。每臺發動機安裝有兩個點火器，其中一個點火器可由蓄電池供電，點火器為冗余設計，一個點火器正常即可派遣放飛。發動機空中起動有風車起動和起動機輔助起動兩種方式，起動機為氣壓驅動，氣壓來源為APU或另一臺發動機，發動機空中起動過程由全權限數字式發動機控制（FADEC）自動控制。飛機的最大運行高度為39800ft（1ft≈0.3048m），最大巡航速度為Ma0.82，發動機空中風車起動包線和發動機輔助起動包線如圖1所示。

2.2驗證方法

采用飛行試驗驗證發動機空中起動能力，為保證起動可靠性和可重復性，將左側發動機和右側發動機均作為試驗發動機，分別進行試驗驗證。選擇發動機空中起動包線的邊界和臨界拐點作為臨界試驗點，根據聲明的起動包線，起動機輔助起動選擇（135kn，15000ft）、（200kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作為臨界試驗點，風車起動選擇（270kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作為臨界試驗點，臨界點采用嚴酷的起動延遲時間（停車時間大于15min且發動機接近冷浸透）。同時，在5000ft、10000ft和20000ft選擇部分試驗點作為演示試驗點，演示試驗點采用非嚴酷的起動延遲時間（停車時間大于2min且發動機風車轉速穩定），所有試驗點均采用一個點火器構型。

2.3驗證結果

發動機正常起動過程可分為兩個階段：第一階段為點火階段，起動機帶動發動機核心機轉動，轉速從風車轉速逐步上升至發動機點火轉速，發動機點火成功，表現為發動機排氣溫度快速上升；第二階段為加速階段，發動機自主燃燒和起動機輔助共同帶動核心機加速，到達特定轉速后核心機脫開，發動機自主燃燒加速至穩定轉速，起動完成，過程如圖2所示。

在輔助起動包線的左上拐點（200kn，27000ft），嚴酷起動延遲時間條件下，存在APU輔助起動力矩不足導致起動懸掛的問題。起動過程如圖3所示，在起動機接入后，發動機核心機轉速N2上升緩慢，在指定時間內未將核心機帶轉至發動機點火轉速，起動機自動斷開，發動機轉為風車起動模式，發動機在低轉速下點火成功，燃油流量較低，發動機轉速并不上升，表現為“轉速懸掛”，發動機自動中止起動，起動失敗。

在風車起動包線的左上拐點（270kn，27000ft），嚴酷起動延遲時間條件下，存在風車能量不足觸發熱起動保護問題。起動過程如圖4所示，風車起動過程，起動機并不接入，發動機在較低核心機轉速時點火成功，燃油流量較高，排氣溫度上升迅速，接近排氣溫度限制值。FADEC自動執行熱起動保護，中斷燃油供應，排氣溫度下降后重新供油并點火成功。排氣維持在較高溫度，發動機最終起動成功，但起動時間過長，該臨界試驗點接近發動機風車起動能力邊界。

在高度極限邊界（27000ft），高速和低速情況，嚴酷起動延遲時間條件下，存在點火燃燒不穩定導致起動時間過長的問題。起動過程如圖5所示，起動機將核心機帶轉至發動機點火轉速，發動機點火成功，排氣溫度上升，但高空冷浸透環境疊加特定的燃燒室特征導致燃燒不穩定，排氣維持在較低溫度。FADEC自動控制中止供油一段時間后重新供油，執行二次點火，點火成功后燃燒仍不穩定，排氣維持在較低溫度。經過約20s后，燃燒達到穩定狀態，排氣溫度上升，發動機最終起動成功，但起動時間過長，該臨界試驗點接近發動機輔助起動能力邊界。

針對以上起動過程出現的問題，需要修改發動機空中起動包線并在包線上增加備注說明，以表明發動機空中起動能力對CCAR-25部25.903（e）條款的符合性。

3結束語

本文針對大型客機發動機采用高涵道比、先進燃燒室等諸多新技術對發動機空中起動能力的影響，提出了在適航審定要求中需將發動機起動包線中的邊界和臨界拐點作為重點關注臨界狀態點，將起動延遲時間作為影響發動機起動能力的重要因素。同時，考慮APU、電源、點火器等相關支持系統，并根據飛機對發動機空中起動能力的容忍程度確定符合性判據。通過在某大型客機上的實踐驗證，在確定的臨界試驗點和臨界起動延遲時間情況下，發動機起動過程中出現起動懸掛、熱起動保護和點火燃燒不穩定的情況，驗證發動機起動能力接近邊界。該適航審定要求較為全面有效地驗證了發動機的空中起動能力。

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Airworthiness Certification Requirements and Practice Verification for Large Aircraft Engine Restart in Flight

Sui Jiefei1，Han Bingbing2

1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 200232，China 2. Shanghai Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Shanghai 200335，China

Abstract： Based on many new technologies such as high bypass ratio and advanced combustion chamber applied on large aircraft engine which impact engine restart capability in flight， this paper proposes a more detailed airworthiness certification requirements for verifying the capability of the engine restart in flight. By selecting the critical test point in the engine restart envelope， determining critical test conditions according to application scenario， considering the airworthiness certification requirements of the relevant support systems， the compliance criterion is determined according to the aircrafts tolerance for the ability of the engine restart in flight. Through practical verification on a large passenger aircraft， the airworthiness certification requirements can comprehensively and effectively verify the engine restart capability in flight， which has certain guiding significance for verifying the airworthiness clause 25.903（e）.

Key Words： large aircraft； engine； start capability in flight； airworthiness certification； 25.903（e）