航空發動機失速喘振適航審定方法

鄭瑋晟，丁鐵純，任廣惠

（沈陽航空航天大學，遼寧沈陽 110122）

0 引言

適航指的是航空器基于預定運行環境及運用限制條件，可以進行安全飛行且達到最低安全標準所需要具備的特性。適航性研究在國外已經形成了較為先進、系統的管理模式及理念，我國雖然已經成立了專門的機構來進行適航管理及審定，但是研究時間尚短，還未形成較為系統、完整的適航管理和審定體系。本文研究航空發動機失速喘振的原理及適航審定方法，為航空發動機的穩定運行提供參考。

1 航空發動機失速喘振原理

伴隨著航空發動機技術的不斷發展，其可靠性與安全性水平不斷提升。航空發動機技術實現了多次飛躍，A320neo、737MAX 等機型所配套的PW1000G、CFM LEAP-1B 等型號的航空發動機可以提供更大的推重比、涵道比，具有更好的燃油經濟性[1]。隨著國內民用航空業的不斷發展，飛機的利用率也不斷提升，飛機運行的時間也不斷延長。隨著航空發動機型的號多樣化，無法避免偶發性的發動機故障問題，例如發動機喘振、壓縮機葉片受損、發動機低壓渦輪盤破損、發動機失速等。

目前大涵道比渦扇發動機一般由兩軸或者三軸轉子構成。在兩軸轉子發動機中，N1 指風扇/低壓壓氣機/低壓渦輪參數，N2 指高壓壓氣機/高壓渦輪參數。氣流由發動機進氣口進入到發動機涵道，一部分會由風扇直接通過外涵道排出，繼而形成了較多的推力；另一部分會將氣流輸送至低壓壓縮機，之后經過高壓壓縮機將高壓空氣引入燃燒室，通過燃燒釋放大量的能量，并通過驅動高壓渦輪與低壓渦輪排出尾噴管，同時形成少量推力（圖1）。總體來說，高壓渦輪驅動高壓壓縮機，低壓渦輪驅動風扇及低壓壓縮機[2]。

圖1 發動機結構示意

造成發動機不穩定的重要因素是失速與喘振，會導致發動機性能減弱，嚴重時會損壞發動機。

在關于飛機機翼失速的原理中，如果飛機超過臨界迎角，翼型上表面邊界層會產生氣流分離，導致升力急劇下降而無法維持正常飛行。發動機風扇與壓縮機葉片剖面與機翼剖面較為相似，若壓氣機葉片被污染，失速攻角變小，便會導致失速問題的產生。因此，發動機失速的最根本原因是壓縮機葉片表面氣流分離超過臨界值[3]。

若停滯的氣流量較小，則可能在后續運行中被吸收甚至消散。若停滯的氣流量過大，則會導致下一級葉片的正常運轉受到阻礙，這種現象被稱為旋轉失速。若分離氣流繼續傳播，便會導致壓縮機將氣流傳送到后級壓縮機的能力遭受阻礙，也會導致流入燃燒室的氣流壓力突然下降。其間，燃燒室高壓氣體便會流入壓縮機，繼而形成氣流的反轉，出現失速喘振問題。與此同時，燃燒室也會出現富油，繼而影響高壓渦輪與低壓渦輪的正常運轉，且會出現噴火的問題。若進氣道進氣壓力較低，且在一定的條件下使用大馬力如極端機動、失速等，便會導致進氣道出現噴火問題。其中，導致進氣道壓力小的因素包括極端飛行機動、吸入熱尾氣及進氣道結冰等。

由于失速所導致的發動機喘振一般表現在較高發動機功率下所產生的爆炸性壓氣機氣流反轉，同時也包括產生的尾噴管與進氣口的火焰。因此，首要的工作便是收回油門桿，其主要目的是減少進入燃燒室的燃油流量，降低燃燒室壓力。基于此，可知壓縮機失速可能會引發喘振，而發動機喘振也可能是由壓縮機失速導致。

失速主要包括初始失速和深度失速兩種。中度及以上程度的喘振可能會導致失速，且出現失速喘振現象，嚴重時會導致氣流倒轉。瞬間產生的進氣流干擾會導致發動機喘振，但可以恢復，此種情況不需采取應對措施。而不可恢復的喘振需要飛行員及時采取行動，以保障穩定運行，如減少推力、增加發動機進氣量、按照手冊關斷發動機等。此外，還可以依據發動機失速喘振原理，做好預防與阻止失速喘振的反應，例如在安全包線中操作發動機，避免大力操控發動機部件，防止發動機超出喘振限制線。重復理解并嚴格執行相應的檢查單，及時收減油門，以此減少燃燒室的壓力，確保核心機內氣流再次流暢。另外，要接通防冰，釋放壓氣機的氣流，慢速度避免大推力反噴工作。

為更加全面地評估喘振和失速的影響因素，綜合研究航空發動機適航規定、工程實踐數據及相關公開發表的文獻資料，總結出其中的重要影響因素。英國、美國在評估軍用小涵道比渦扇發動機氣動穩定性時所提出的22 項喘振和失速影響因素，俄羅斯與我國提出了16 項影響因素。基于上述分析，本文總結其中的重要影響因素主要包括4 類：①進氣畸變類，包括大攻角、側風；②工質變化，包括雷諾數、吸雨等；③幾何變化類，包括加工及裝配公差、壽命期內結構衰變等；④功率瞬間變化類，包括加速與減速。

2 發動機失速喘振特性的適航規定

2.1 民用航空規章的相關規定

2011 年1 月30 日，中國民用航空局局務會議通過了《航空發動機適航規定》，其中對于航空發動機失速喘振問題的適航規定指出，發動機應當按照CCAR 第33.64 條（b）規定的使用說明進行運轉，也就是在發動機工作包線中的任意點，應當注意不得引起喘振或失速達到出現熄火、結構失效、超溫或者發動機功率、推力等無法恢復的程度。其中，引發這一后果的因素包括啟動功率或推力的變化，功率的增大或推力的加力，極限的進氣畸變或者進氣溫度等。

2.2 失速喘振適航審定的關鍵技術參數

針對發動機失速喘振的問題，最根本的解決方法就是保證壓縮系統在各種工況下都不會進入失速喘振狀態，以此來避免出現發動機的熄火、結構性破壞問題。

根據適航規定可以看出，為了保障發動機一直處于穩定狀態，不會出現失速或者喘振問題，就需要明確其工作在喘振邊界之內（圖2）。其中，πc為壓比，ncor為換算轉速，q（λ2）為流量函數。

圖2 發動機共同工作線

圖2 中共同工作線到喘振邊界的工作范圍展現出壓氣機運動時的安全裕度，一般用失速裕度或喘振裕度SM 表示：

其中，SM 為喘振裕度，mas為不穩定邊界點的流量，πks為不穩定邊界點的壓比，ma0為工作點的流量，πk0為工作點的壓比。

喘振裕度是航空發動機的重要性能參數，可以直接顯示出發動機的安全工作范圍。適航規定確定了喘振裕度標準，即表示極限的工作狀態或者工作條件。基于此，本文選擇喘振裕度作為分析適航審定的關鍵技術參數。

3 航空發動機失速喘振的適航審定方法

3.1 適航審定方法的制定規劃

依據《中國民航規則》第33.65 條中對航空發動機喘振裕度的規定，配合上本文所運用的喘振裕度計算公式，依據不同飛行狀態獲得畸變度及畸變范圍，以此計算出壓氣機特性線，從而計算出喘振裕度，獲得飛行迎角與喘振裕度的關系曲線，然后通過飛機最低可使用喘振裕度計算獲得極限飛行迎角，繼而確定極限飛行狀態。因此，通過對飛行姿態的驗證，對照其是否符合我國民用航空規章對于失速喘振的適航要求，繼而發展為較為完整的進氣畸變狀態下發動機失速喘振的適航審定方法。

3.2 適航審定流程

依據適航審定方法制定相關計劃，并以此來確定發動機在某一工作條件下關于失速喘振的適航審定程序。通過發動機在飛行迎角變化時的適航審定問題確定具體的流程及步驟：①獲取發動機型號，并獲取均勻進氣時壓氣機的通用特性，包括總壓比—流量特性、絕熱效率—流量特性等；②獲取發動機短艙幾何尺寸，并計算不同飛行速度時的流量；③獲取飛機的飛行條件，主要由飛行高度、飛行迎角以及飛行馬赫數、發動機工作轉速等；④按照飛行迎角與飛行馬赫數，獲得相應的畸變范圍及畸變度；⑤將所得到的數據代入平行壓氣機程序進行運算，同時依據變化中的飛行馬赫數來獲得不同工況下的畸變范圍與畸變度，繼而計算出壓氣機在此飛行迎角下的特性曲線；⑥待獲得特性線后，按照喘振裕度計算公式獲得壓氣機在此狀態下的喘振裕度；⑦不斷增加飛行迎角，獲得不同狀態下的喘振裕度，并獲得飛行迎角與喘振裕度的關系曲線，按照最低允許喘振裕度判斷極限飛行迎角。

4 結束語

失速喘振是影響航空發動機氣動性能與運行安全的重要因素，備受行業的重點關注。我國航空發動機適航規定中對失速喘振適航審定方法進行了說明。本文分析了航空發動機失速喘振的原理，并進一步分析適航審定規定及方法，為航空發動機的穩定運行提供參考。