飛機實驗室動態運行下的飛機性能驗證技術

張惠，吳敬濤，田培強，任戰鵬

（中國飛機強度研究所 強度與結構完整性全國重點實驗室，西安 710065）

引言

軍用飛機及其地面保障設備在服役過程中不可避免地要遭遇濕熱、降雨、高溫、高寒、降雪、降霧、凍雨、吹風、太陽輻射等極端氣候條件，這些復雜的極端氣候環境條件會對軍用飛機及其地面保障設備組成材料的物理或化學特性造成不利影響，致使其性能退化，功能受限，甚至威脅作戰性能。飛機在降雪時起飛而墜毀如圖1 所示。

圖1 飛機在降雪時起飛而墜毀

盡管高溫、低溫、結冰等極端氣候條件發生的概率較低，并具有地域上的區域性，但要實現國防現代化和世界一流軍隊建設，軍用飛機需要攻防兼備。因此，軍用飛機的部署范圍和使用環境也在擴大。軍機在服役階段就可能會經歷多種任務剖面，遭遇世界各地的地表氣候條件。

氣候實驗室試驗是飛機研制階段重要組成部分，是飛機結構完整性大綱要求必須開展的地面全尺寸試驗項目之一，是在極端氣候條件飛行試驗之前必須完成的試驗科目，以提前暴露設計和工藝缺陷，并加以改進，保障外場氣候試驗安全。實驗室飛機氣候試驗需要在極端氣候環境條件下，使試驗飛機以實際的任務剖面運行，檢查所有的子系統和地面保障設備，從而獲取飛機、地面保障設備和人員的耐氣候環境極限能力信息。美國的F-22 和F-35B 在實驗室進行氣候試驗時，最大將發動機開至加力狀態（Run the airplane in full afterburner），以充分測試發動機及交聯系統（如燃油系統、防除冰系統等）的工作特性。其中F-35B 飛機試驗時，需要發動機開車的試驗包括發動機啟動、熱管理評估、進氣系統防除冰等，其發動機累計運行時間達到了101 h。因此，在實驗室進行飛機發動機開車并驗證相關交聯系統的運行特性是實驗室氣候環境實驗必須開展的項目。構建實驗室動態運行下的飛機驗證矩陣，支撐實驗室動態運行下的飛機實驗驗證尤為重要。

1 實驗室動態運行的必要性分析

1.1 相關標準分析

我國軍用飛機相關研制標準規范要求進行極端氣候條件下飛機氣候試驗。例如：GJB 775A《軍用飛機結構完整性大綱》6.3.7 要求“應進行全尺寸系統級的氣候試驗”[1]；GJB 67.9A-2008《軍用飛機結構強度規范-第九部分地面試驗》[2]要求進行全機氣候試驗，氣候環境類包括：低溫、高溫、太陽輻射、濕熱、淋雨、降雪、凍雨、結冰、低速吹風等試驗，并就全機氣候試驗目的、試驗件、試驗要求、試驗內容及驗證要求做了規定。

在實驗室進行整機平臺下的發動機開車試驗以及相關系統的驗證，才能充分暴露飛機發動機相關的交聯系統故障，更加充分的考核飛機整機的氣候環境適應性。GJB 1015A-2009《軍用飛機驗證要求》[3]中規定應進行發動機地面試驗，地面試驗應記錄功率輸出和推力數據，應驗證慢車轉速下的可用推力不會產生過高的飛機滑行速度。試驗內容包括：起動性能、穩態特性、加速性和減速性等試驗[4,5]。對多發動機飛機，要求對一側的發動機進行試驗；GJB 2187A-2015《飛機推進系統通用規范》[6]規定推進系統暴露在飛機戰技術指標規定的環境極限條件下，以及在地面和空中工作所遇到極限環境條件下，應能正常工作，提出了環境適應性要求并規定應進行地面試驗；GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》[7]規定發動機在裝機狀態下進行極端氣候條件下的地面試驗，包括低溫、高溫、結冰、雨等，試驗內容包括地面啟動、工作特性、加減速等試驗；GJB 243A-2004《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》[8]規定發動機在裝機狀態下，進行發動機工作特性鑒定試驗、發動機風車工作狀態檢查以及地面和空中啟動試驗、發動機加速性和減速性鑒定試驗等；GJB 1003-1990《飛機燃油系統通用規范》[9]要求飛機燃油系統能在-55 ℃低溫和設計最高溫度下正常工作，并應進行飛機地面試驗，試驗內容包括發動機供油和輸油試驗等；GJB 3212-1998《飛機燃油系統飛行試驗要求》[10]規定應進行高溫大氣、極限低溫大氣下和燃油系統結冰等試驗，測試燃油系統在發動機不同工作狀態下的供油能力；GJB 1193-1991《飛機環境控制系統通用規范》[11]規定應進行裝機狀態下，在發動機引氣供氣的情況下，進行地面極端氣候環境試驗，試驗內容包括座艙壓力調節、座艙空氣調節、設備艙及設備艙空氣調節、透明表面防冰防霧和防霜、除雨、防冰等；GJB 2195-1994《飛機表面熱氣加熱型防冰系統通過規范》[12]規定應進行地面試驗，在發動機提供熱氣的情況下，驗證控制系統、溫度指示系統、過熱警告或控制的工作情況等；GJB 3101-1997《飛機加溫和通風系統通用規范》[13]規定應進行裝機狀態下的地面試驗，在飛機提供引氣的情況下，驗證系統性能是否符合規定；GJB 3575-1999《飛機風擋玻璃防冰除霧裝置通用規范》[14]規定應進行裝機狀態下的試驗，采用熱空氣作為熱源時，按照GJB 1193《飛機環境控制系統通用規范》規定的要求供給；GJB 2878-1997《有人駕駛飛機電傳飛機控制系統通用規范》[15]對環境適應性提出了具體要求，包括高溫、低溫、濕熱等，并規定應進行機上地面試驗。由于液壓系統是飛控系統的重要組成部分，因此極端條件條件下，發動機驅動液壓系統能否正常工作是飛控系統地上地面試驗的重要支撐；GJB 628A-1997《飛機Ⅰ、Ⅱ型液壓系統設計、安裝要求》[16]規定應在飛機型號規范規定的低溫條件下正常啟動，并在飛機飛行包線范圍內任何條件下可靠工作。其中又規定地面上工作過程中極限氣候條件應符合飛機戰術技術要求規定，并按GJB 1393-1992 進行發動機地面開車試驗；GJB 1393-1992《飛機液壓、應急氣動系統試驗要求和方法》[17]規定了五種液壓系統試驗方法，包括模擬器試驗、液壓車試驗、地面驅動試驗、發動機開車試驗以及飛行試驗。其中發動機開車試驗是指發動機開車情況下的液壓系統試驗，該標準中詳細規定了試驗內容。

除上述對飛機發動機開車下飛機系統試驗的標準規范外，GJB 1132-1991《飛機地面保障設備通用規范》[18]要求：設備的性能應與被保障的飛機功能要求相匹配，為使在使用壽命期內性能下降的情況下及能在最苛刻的條件下滿足使用要求，設備應有足夠的性能裕度。其中“最苛刻的條件”包括地面保障設備與被保障的飛機經受相同的極端氣候環境。GJB 1371-1992《裝備保障性分析》[19]，保障性評估中規定：試驗結果是否滿足保障性試驗與評價大綱的目標，試驗環境是最重要的因素之一，真實的試驗環境必須考慮部署后預期的使用環境及預定用于使用與維修和設備的保障資源，試驗環境應盡可能地接近實際。飛機能在全機氣候環境實驗室內進行飛機發動機開車試驗，試驗環境將更接近真實情況，保障性的考核更充分。

上述標準均要求在極端氣候條件下，開展飛機發動機啟動等試驗，以對飛機和保障體系進行更充分的考核。能夠更加全面的考核飛機整機的氣候環境適應性。

1.2 發動機啟動驗證的必要性分析

全機氣候環境試驗需要復現飛機各系統的真實運行狀態，按照飛機實際使用要求對飛機進行操作，檢查飛機在極端氣候環境條件下的功能和性能是否符合研制要求。這需要飛機能在室內極端氣候環境條件下進行發動機開車，一方面檢查飛機能否順利啟動發動機，另一方面檢查飛機交聯系統的功能和性能。在淋雨、結冰、低溫、高溫、太陽輻射等極端氣候條件下開展飛機發動機開車狀態下的飛機交聯系統試驗，是國外全機氣候環境實驗室的核心能力之一[20]。

依賴飛機地面保障（電源車、氣源車、空調車、液壓泵車等）設備提供動力或飛機APU 提供動力，對飛機系統功能和性能進行試驗，飛機不具備自主工作能力、不能實現系統真實運行狀態，多項重要功能和性能無法得到考核，如：

1）飛機自主啟動發動機；

2）飛機發動機工作特性和加減速特性檢查；

3）飛機燃油系統供油能力檢查；

4）飛機電源系統供電能力檢查；

5）飛機液壓系統溫度、振動、流量等檢查；

6）飛機飛控系統檢查；

7）飛機環控系統增壓、通風、空氣調節等檢查；

8）飛機風擋熱氣除霧、除冰等檢查；

9）飛機防除冰系統性能檢查等。

此外，飛機配套的地面保障設備對飛機的支持能力也無法得到驗證，如地面氣源車啟動發動機等項目。

支持飛機在實驗室極端氣候條件下進行發動機開車，實現飛機各交聯系統真實運行狀態，以便開展以下重要試驗：

1）飛機在極端氣候環境條件下開展發動機啟動試驗，如飛機在極端低溫或高溫下浸泡一天后，依賴自身能力進行發動機啟動、或依賴地面氣源車進行發動機啟動等試驗；

2）飛機在發動機啟動后的交聯系統試驗，如燃油系統供油、環控系統空氣調節、液壓系統暖機、飛控系統檢查、防除冰系統檢查等；

3）飛機地面維護試驗，如果飛機一旦無法順利啟動發動機，考核飛機在進行地面維護后（如飛機加溫等），能否順利啟動發動機。

開展以上三方面試驗的目的如下：

1）進一步暴露飛機氣候環境適應性問題，使全機氣候環境試驗更全面、更充分、更徹底，有效支撐飛機氣候環境適應性設計與優化；

2）進一步檢驗飛機配套地面保障設備及保障服務能力，為飛機維保體系的設計與優化、飛機服役運維等提供更全面的依據；

3）探明飛機氣候環境適應性能力邊界（如探明飛機能自主啟動的最低溫度），為飛機在超過邊界后的使用和維護提供依據。

因此，飛機發動機開車試驗能實現飛機各系統真實工作狀態，更全面地驗證飛機及其保障體系的氣候環境適應性，更有力地支撐飛機研制和飛機實際服役運維。

2 動態驗證矩陣構建

2.1 發動機開車時交聯系統的驗證

飛機在進行氣候環境試驗時，與發動機啟動相關聯進行驗證的系統主要有燃油系統、電源系統、氣源系統、液壓系統、環控系統、風擋熱氣除霧、除冰、防除冰系統。

燃油系統的主要功能是為發動機及APU 供油，在進行高/低溫試驗時，需驗證燃油系統低油溫告警功能及低溫狀態下的燃油系統密封、部件操作。需要檢測的參數主要有試驗時間、

實驗室環境溫度、左、右油箱油量、燃油溫度、燃油系統相關CAS 信息、燃油系統機載測試數據等。

電源系統的主要功能是為飛機供電，通過電源系統高/低溫試驗，檢查系統在預期的最高/低溫度條件下的供電能力是否符合設計要求。

氣源系統從發動機、APU 或地面高壓氣源引氣，為空調、機翼防冰、發動機起動、燃油箱惰化及水箱增壓提供氣源，滿足下游用氣系統的壓力、溫度和流量需求。氣源系統是發動機壓縮機中壓級和高壓級之間的引氣自動轉換，發動機引氣壓力控制，引氣溫度控制，引氣關斷功能。在進行高/低溫試驗時，使用發動機引氣與空調系統和水/廢水系統聯合進行地面試驗，驗證系統功能和性能滿足設計要求；驗證系統壓力、溫度調節功能；驗證系統關斷、隔離功能。

液壓系統最重要的功能是為飛機液壓用戶提供液壓能源，液壓用戶包括：

1）主飛行操縱系統：升降舵、方向舵、副翼、多功能擾流板及地面擾流板；

2）高升力操縱系統：襟翼、縫翼、襟翼翼尖剎車、縫翼翼尖剎車；

3）起落架控制系統：起落架及艙門收放、前輪轉彎；

4）剎車系統：機輪剎車；

5）RAT 地面收起。

在高/低溫環境條件下，驗證液壓能源系統能否正常工作，無液壓能源系統警戒（黃色）級別的EICAS 信息；液壓系統無因低溫引起的功能異常；液壓能源系統工作正常，無液壓能源系統警戒（黃色）級別的EICAS 信息；液壓系統無因低溫引起的功能異常。

空調系統主要由空氣分配系統、加熱系統、制冷系統、溫度控制系統及空氣污染控制系統等組成，其基本功能是為飛機客艙、駕駛艙提供溫度、壓力適宜，流量穩定的清潔空氣，同時為飛機駕駛艙、客艙壓力調節提供必要的氣源。在高/低溫環境條件下，驗證駕駛艙和客艙溫度可各自獨立控制，在系統構型穩態以及變化過程中，引氣和空調系統構型功能均正常。

風擋加熱系統采用電加熱的方式對駕駛艙主風擋進行防冰和防霧加熱，對側風擋進行防霧加熱。風擋加熱系統由加熱膜、溫度傳感器、風擋加熱控制器、控制開關等組成。加熱膜和溫度傳感器集成在風擋玻璃內。在高/低溫環境條件下，驗證地面干空氣條件下風擋加熱系統功能正常，表明對條款25.1301(a)(4)的符合性；控制面板的操作與信號燈指示功能正常、EICAS 和OMS 功能正常，表明對等效安全(c)和EE-3 的符合性。

對應于飛機實際服役場景，飛機能否順利起動發動機是飛機能否完成各項檢查、迅速起飛迎戰的重要保證。

2.2 飛機動態試驗驗證矩陣構建

為了更加充分的驗證飛機系統功能和性能，結合2.1中飛機各分系統氣候環境實驗驗證的目的以及系統的功能，構建了飛機在進行發動機開車低溫條件下的動態實驗驗證矩陣如表1 所示。

表1 發動機開車條件下的低溫動態試驗驗證

依據構建的動態驗證矩陣，實驗程序如下：

1）實驗室建立21 ℃基線溫度；

2）基線溫度條件下飛機功能檢查；

3）實驗室溫度降溫至-10 ℃；

4）-10 ℃飛機功能檢查；

5）實驗室降溫至-30 ℃；

6）高寒全機檢查試飛（冷浸透前）；

7）高寒維護程序（冷浸透前）；

8）-30 ℃靜置4 h；

9）風擋加熱系統高寒環境預加熱功能地面試驗驗證；

10）實驗室降溫至-35 ℃；

11）實驗室降溫至-40 ℃；

12）高寒全機檢查試飛（冷浸透后）；

13）高寒維護程序（冷浸透后）；

14）APU 起動能力地面試驗；

15）發動機地面起動試驗；

16）高寒天氣源系統與發動機起動聯合MOC5 試驗；

17）液壓能源系統低溫試飛；

18）空調系統冷天機上地面符合性驗證試驗；

19）空調系統地面穩態加溫；

20）冷天氣源系統與空調、水廢水聯合MOC5 試驗；

21）實驗室降溫至-45 ℃；

22）實驗室溫度升至21 ℃；

23）21 ℃飛機檢查。

2.3 動態驗證結果

在實驗室進行飛機氣候實驗，發動機可以正常啟動的試驗實施過程中，在試驗點-40 ℃時，飛機駕駛艙和客艙溫度穩定后的實際值與預設值之間差不大于2 ℃。試驗實施過程中，飛機空調系統工作正常，未發生故障，CAS 中未出現報警信息。風擋加熱系統干空氣條件下機上地面符合性驗證試驗中，右側側風擋加熱系統、左側側風擋、左側主風擋和右側主風擋加熱系統均正常加熱并在加熱過程中未出現異常。在環境溫度為-40 ℃時，飛機使用APU 成功起動發動機，氣源系統在發動機起動時的控制邏輯正確，控制面板的操作、CAS顯示告警信息、氣源系統簡圖頁均正確。MOC5 及研發試驗過程中APU工作穩定，排氣溫度和轉速沒有超過限制，APU 沒有出現喘振、熄火或自動停車現象。在低溫-40 ℃環境下，C919 飛機發動機在APU 引氣起動右發、APU 引氣起動左發、APU 引氣起動右發&右發弓型轉子帶轉、APU 引氣起動左發&左發弓型轉子帶轉4 種條件下均起動成功，發動機起動時的操作響應、發動機參數指示及告警信息正常。

3 總結

充分梳理國內外飛機系統的設計標準以及設計準則，說明在實驗室進行發動機動態運行的重要性以及必要性。針對民機主要系統在進行氣候環境實驗的實驗目的，構建發動機啟動條件下飛機主要系統的試驗驗證矩陣以及驗證程序，通過實際民機氣候試驗驗證采集飛機系統的環境響應數據，為飛機的氣候環境響應分析以及故障診斷提供數據依據。