結冰對直升機進氣系統壓力損失影響的試驗研究及分析

王先煒，樊曉鋒，林森什，陳 彪

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001；2.西藏軍區航空保障處，西藏 拉薩 850000)

0 引言

直升機在具有結冰氣象條件的云層中飛行時，發動機進氣系統會出現結冰現象，嚴重影響發動機的正常工作，引發飛行事故。因此，直升機發動機進氣系統結冰，是一個長期存在并嚴重威脅直升機飛行安全的問題。有效地保證直升機在結冰氣象條件下的飛行安全是一個重要課題。民用航空適航規章CCAR-29-R1《運輸類旋翼航空器適航規定》[1]中§29.1093條款“進氣系統防冰”，明確要求直升機研制過程中須證明發動機進氣系統能在結冰氣象條件下滿意工作。因此,采用有效的方法驗證直升機發動機進氣系統的防冰能力是直升機適航取證中的關鍵技術之一。

發動機進氣系統結冰，冰層會附著在進氣道壁面、進氣防護網等部件上，改變進氣通道形狀，部分堵塞進氣防護網的網孔和進氣通道，造成進氣壓力增加，影響發動機性能，嚴重時會造成發動機不能正常工作[2]。研究直升機進氣系統結冰過程中的進氣壓力損失情況，可為分析進氣系統結冰對發動機性能的影響和開展進氣系統防冰設計提供依據。

直升機進氣系統防冰適航條款符合性驗證，通常采用冰風洞試驗來進行。冰風洞模擬結冰云層的氣象條件(液態水含量、水滴直徑、氣溫、風速)以及直升機飛行狀態。將直升機發動機進氣系統試驗件、部分機身結構模擬件等放在冰風洞中，試驗驗證直升機進氣系統的防冰性能。本文結合某民機預研課題開展的直升機進氣系統結冰試驗，試驗研究了直升機發動機進氣系統結冰過程中的進氣壓力損失情況，并對直升機發動機進氣系統冰風洞模擬結冰試驗結果進行了分析總結，為直升機發動機進氣系統防冰適航條款試驗驗證以及進氣系統防冰設計提供依據和參考。

1 試驗件、試驗設備和冰風洞模擬結冰試驗狀態

直升機發動機進氣系統試驗件分別由整流罩、進氣防護網、進氣道、過渡段、安裝支架等組成，詳見圖1所示。

圖1 發動機進氣系統試驗件示意圖

進氣系統總壓通過在過渡段內設置的防冰速壓管測量，同時該速壓管也可測量該位置的靜壓。速壓管通過支臂伸入過渡段內，探頭位于軸線上正對來流，見圖2所示。該速壓管具有加熱防冰功能，以防止結冰試驗過程中探頭結冰影響測量結果。

圖2 速壓管安裝位置示意圖

試驗件的總壓、靜壓采集使用電子壓力掃描系統。該系統主要包括： DTC系列ESP壓力傳感器模塊，DTC Initium數據采集子系統和遠程控制計算機。其中ESP壓力傳感器模塊有多種量程可以選擇?？紤]到本試驗需要模擬飛行高度，最大模擬高度為6100 m，屆時試驗段靜壓約為46.6 kPa，而壓力掃描系統參考端需選擇穩定壓力源，通常為大氣壓，約為100 kPa，因此選用大量程15 psid(100 kPa)的壓力掃描系統模塊，系統測量精度±0.08%FS。測壓試驗中，保持試驗參數與進氣模擬參數穩定，在噴霧前5 s開始采集壓力，采用連續掃描的采集方式持續記錄整個試驗過程的壓力變化；噴霧結束5 s后停止采集。壓力掃描系統連續掃描頻率設置為1 Hz。

進氣系統總壓變化以總壓恢復系數(簡稱：總壓系數)給出。該總壓系數定義為過渡段總壓與來流總壓的比值，表示如下：

(1)

其中，P0為過渡段總壓測量值，等于壓力掃描系統測量值P0t與參考壓P參之和；P0∞為來流總壓，等于壓力掃描系統測量值P0∞t與參考壓P參之和。參考壓力為大氣壓，計算時取平均值。因結冰所導致的進氣系統總壓變化可由總壓系數時間歷程曲線表示。

直升機發動機進氣系統冰風洞模擬結冰試驗是依托國內3 m×2 m結冰風洞試驗設備進行的。3 m×2 m結冰風洞是一座擁有可更換試驗段的閉口、回流式風洞，由主洞體和各系統組成。結冰風洞主要系統包括：制冷系統、噴霧系統、高度模擬系統、加濕系統、進氣模擬系統、防/除冰系統等。進氣模擬系統將管路從試驗段引出的氣流，通過布置在風洞外部的引氣管路，在風洞現有的集氣室位置重新注入風洞回路中。試驗前，按照SAE ARP5905[3]相關標準的要求對結冰風洞試驗段的云霧參數進行了校測，校測結果滿足結冰風洞試驗相關要求[4]。

根據直升機發動機進氣系統防冰適航條款符合性驗證試驗要求，確定了直升機發動機進氣系統試驗件進行冰風洞模擬結冰試驗的試驗狀態點及狀態參數。典型的試驗狀態點及參數要求見表1。

表1 試驗狀態點及參數要求

表1中每個試驗狀態點冰風洞模擬結冰試驗的液態水滴平均有效直徑(MVD)為20 μm，試驗時間為30 min。連續最大結冰云層寬度按32 km計算，當直升機速度為280 km/h，計算試驗時間為6.9 min；當直升機速度為150 km/h，計算試驗時間為12.8 min。間斷最大結冰云層寬度按5 km計算，當直升機速度為280 km/h，計算試驗時間為1.1 min；當直升機速度為150 km/h，計算試驗時間為2 min。在表1中連續最大結冰狀態液態水含量和間斷最大結冰狀態液態水含量均有數值要求。試驗時液態水含量按連續最大結冰狀態(C)、間斷最大結冰狀態(I)交替循環進行。

試驗狀態點1、2是考慮飛行速度對結冰的影響；試驗狀態點1、3、4是考慮飛行高度、大氣溫度對結冰的影響；試驗狀態點2、5是考慮發動機進氣流量對結冰的影響；試驗狀態點6、7是考慮發動機地面慢車狀態對結冰的影響。

2 冰風洞摸擬結冰試驗結果及分析

結冰云層氣象條件(液態水含量、水滴直徑、氣溫)及直升機飛行狀態等對進氣系統結冰和發動機進氣壓力損失有較大影響。下面給出了一些典型的進氣系統結冰試驗結果和進氣壓力測試結果，對試驗結果進行分析研究，得出進氣系統結冰對發動機進氣壓力損失的影響規律。

2.1 飛行速度對進氣系統結冰及進氣壓損的影響

狀態點1和狀態點2模擬了不同飛行速度下的發動機進氣系統結冰情況。進氣總壓恢復系數時間歷程曲線見圖3、圖5所示。試驗結束后進氣防護網上的結冰情況見圖4、圖6所示。大氣溫度為-5 ℃，冰型為較明顯的明冰，結冰表面呈光亮、透明、致密等特征。

圖3 狀態點1進氣總壓系數時間歷程曲線

圖4 狀態點1試驗結束后的結冰狀態

圖5 狀態點2進氣總壓系數時間歷程曲線

圖6 狀態點2試驗結束后的結冰狀態

從圖3可見，飛行速度280 km/h狀態下發動機進氣系統總壓恢復系數在結冰過程下降迅速，在5 min時間內從0.982降到0.932附近，隨后緩慢下降到0.924附近。從圖5中可見，巡航速度150 km/h狀態下發動機進氣系統總壓恢復系數在結冰過程下降不大，在5 min時間內從0.995降到0.982，隨后緩慢下降到0.972。隨著飛行速度的增加，進氣防護網上結冰情況加劇，發動機進氣系統的總壓恢復系數不斷下降，進氣總壓損失有較大的增加。

2.2 飛行高度、大氣溫度對進氣系統結冰及進氣壓損的影響

當飛行高度增加時，大氣溫度下降，液態水含量(LWC)和水滴平均有效直徑(MVD)均會相應下降。狀態點1、狀態點3、狀態點4模擬了不同飛行高度下的發動機進氣系統結冰情況。進氣總壓恢復系數時間歷程曲線見圖3、圖7、圖9所示。試驗結束后進氣防護網上的結冰情況見圖4、圖8、圖10所示。狀態點3和狀態點4由于大氣溫度低于-10 ℃，冰型為霜冰，結冰表面均呈乳白色、霜狀、不透明等特征。

圖7 狀態點3進氣總壓系數時間歷程曲線

圖8 狀態點3試驗結束后的結冰狀態

圖9 狀態點4進氣總壓系數時間歷程曲線

圖10 狀態點4試驗結束后的結冰狀態

從圖7可見，進氣總壓恢復系數在結冰過程下降迅速，在5 min時間內從0.982降到0.938，隨后緩慢下降到0.922附近。從圖9中可見，進氣總壓恢復系數在結冰過程下降迅速，在5 min時間內從0.98降到0.93，隨后緩慢下降到0.92附近。隨著飛行高度增加，大氣溫度下降，進氣壓力損失逐漸增加。

2.3 發動機進氣流量對進氣系統結冰及進氣壓損的影響

當發動機功率增大時，進入發動機的進氣流量增加。狀態點2和狀態點5模擬了不同發動機進氣流量下的進氣系統結冰情況。進氣總壓恢復系數時間歷程曲線見圖5、圖11所示。試驗結束后進氣防護網上的結冰情況見圖6、圖12所示。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。

圖11 狀態點5進氣總壓系數時間歷程曲線

圖12 狀態點5試驗結束后的結冰狀態

從圖11可見，發動機進氣系統總壓恢復系數在結冰過程下降不大，在5 min時間內從0.995下降到0.975附近，隨后緩慢下降到0.967附近。與圖5相比，隨著進氣流量的增加，進氣壓力損失增大。

2.4 地面慢車狀態發動機進氣系統的結冰及進氣壓損影響情況

狀態點6和狀態點7模擬了發動機地面慢車狀態下的進氣系統結冰情況。進氣總壓恢復系數時間歷程曲線見圖13、圖15所示。試驗結束后進氣防護網上的結冰情況見圖14、圖16所示。由于直升機前飛速度為0，所以進氣防護網表面結冰較均勻，無冰層脫落現象，冰型為明冰狀態，進氣防護網基本被覆蓋。隨著大氣溫度降低，進氣防護網結冰程度逐漸增加。從圖13中可見，發動機進氣系統總壓恢復系數在結冰過程中下降較小，在30 min時間內從1緩慢下降到0.994附近。

圖13 狀態點6進氣總壓系數時間歷程曲線

圖14 狀態點6試驗結束后的結冰狀態

圖15 狀態點7進氣總壓系數時間歷程曲線

圖16 狀態點7試驗結束后的結冰狀態

從圖15中可見，發動機進氣系統總壓恢復系數在結冰過程中下降程度略有增加，在30 min時間內從1緩慢下降到0.982附近。隨著大氣溫度降低，進氣壓力損失略有增加。

3 結論

直升機發動機進氣系統冰風洞模擬結冰試驗結果表明：

1)飛行速度對進氣壓力損失影響較大，隨著飛行速度的增加，進氣系統結冰情況加劇，進氣壓力損失有較大的增加；

2)飛行高度增加，大氣溫度下降，進氣系統結冰程度逐漸加劇，進氣壓力損失逐漸增加；

3)在相同的結冰氣候條件下，隨著進氣流量的增加，進氣系統結冰情況加劇，進氣壓力損失增大；

4)發動機地面慢車狀態下，隨著大氣溫度降低，進氣系統結冰程度逐漸增加，進氣壓力損失略有增加。