直升機渦軸發動機加減速試驗研究范文

本站小編為你精心準備了直升機渦軸發動機加減速試驗研究參考范文，愿這些范文能點燃您思維的火花，激發您的寫作靈感。歡迎深入閱讀并收藏。

《工程與試驗雜志》2014年第四期

1某型發動機加減速試驗實例

某型發動機為全權限數字電子控制不帶機械液壓備份的渦軸發動機，發動機試飛時，按照國軍標的要求進行發動機加減速性鑒定試驗，具體試驗方法和試驗結果如下：

1.1臺架試驗在地面臺架條件下，以不大于0．5s的時間移動負載桿，被試發動機從慢車狀態加速至95％中間功率狀態。結果表明，發動機加速時間符合要求，加減速過程中發動機工作正常，未出現超溫、喘振等不穩定工作情況。

1.2裝機地面試驗在不同大氣條件下，將“飛行慢車”狀態設置為發動機狀態下限，發動機狀態上限設定為直升機不離地的典型扭矩狀態，在1s～2s內迅速提放總距桿，進行發動機地面單、雙發部分加減速性試驗。圖1為地面雙發加減速試驗結果曲線，圖中主要列出了總距桿位置wf﹑雙發燃氣發生器轉速ng、雙發動力渦輪轉速np﹑雙發動力渦輪輸出扭矩mn﹑雙發渦輪后排氣溫度T45等參數隨時間變化的曲線。由圖可見，由于地面試驗時沒有采取直升機配重或者系留等措施，為了保證直升機不離地，加速試驗時迅速提距，雙發輸出扭矩最大值只能達到45％左右，動力渦輪轉速也沒有明顯的變化。試驗過程中，發動機工作穩定，發動機無超溫、超轉、喘振、熄火等異常現象。

1.3飛行試驗飛行包線內選取3個試驗高度，速度選取相應高度下的最有利速度（發動機功率較小狀態對應的速度），直升機平飛，在0．5s～1．5s內快速提收總距桿，雙發由較小功率穩定平飛狀態至發動機進入“起飛狀態”之間進行加減速試驗。圖2所示為某型渦軸發動機在高度3000m進行加減速試驗時，發動機關鍵參數變化曲線。由試驗結果可見，進行雙發加速性試驗時，初始狀態選擇高度3000m以最有利速度穩定平飛時對應的功率狀態。此時，發動機扭矩Mn為40％左右。以1s左右的時間迅速提總距桿，發動機狀態迅速增大，發動機渦輪后溫度T45和燃氣渦輪轉速ng迅速增加，其中任何一個參數到達發動機起飛狀態要求的范圍就認為達到起飛狀態，此狀態就是目前進行加速性試驗提距的最大狀態，此時對應的發動機扭矩最大值不到90％。發動機減速試驗與加速試驗相反。由圖可見，發動機加減速過程中，動力渦輪轉速np（與直升機旋翼轉速對應）出現了5s左右的下垂和超調，并且下垂量和超調量均在3％以內，符合發動機控制系統的設計要求。但是，此項內容的考核要求并沒有在現行的國軍標中有具體的要求和說明。從某型渦軸發動機加減速試驗方法安排和試驗結果可見，發動機的試驗方法是參考國軍標要求進行的，試驗方法比較簡單，試驗的區間也比較小，與國外試驗技術相比，還存在一定的差距。

2國外渦軸發動機加減速試驗技術

美國考核渦軸發動機加減速性能時，是依據ADS－1B－PRF（AERONAUTICALDESIGNSTANDARA）航空設計標準和（ROTORCRAFTPROPULSIONSYSTEMAIRWORTHINESSQUALIFICATIONREQUIREMENTS）旋翼機動力裝置資格審定要求中發動機／直升機匹配性條款所要求的內容［3］進行的。通常，匹配性包括結合了傳動系統和旋翼的發動機和發動機控制系統的穩態和瞬態響應特性。

2.1試驗方法及技術要求航空設計標準中要求，地面進行加減速試驗時，需進行飛機配重或系留，加減速試驗的功率范圍通常從飛行慢車至發動機中間功率，或最大可接受功率。地面試驗應記錄發動機瞬態特性，獲取穩態和瞬態下垂特性。飛行試驗要求，發動機加減速試驗分別在有／無壓氣機引氣，分別使用自動和手動發動機動力控制，至少需要從海平面到實用升限高度的3個高度，以及至少需要到最大平飛速度的3個空速條件下進行的。每一次試驗，飛行員都要以一定速率提放總距，以提供發動機允許的最大加速燃油流量或轉速變化率和最小減速燃油流量或轉速變化率。高空的燃氣發生器加速度，加速前的空速應該至少包含最小和最大下降率條件。燃氣發生器減速前的飛行速度應該和最小的數據分散度是一致的，這是由飛行員操作技術決定的。增加或減小動力的操作方法應該是規定好的。在試驗執行之前開始記錄數據，并且一直持續到發動機到達穩定狀態。在記錄加速時間和減速時間時，還要記錄總距位置、燃油流量和氣壓高度。具體試驗應包括：（1）加速試驗功率狀態從自轉（發動機飛行慢車）到發動機最大額定狀態。（2）減速試驗功率狀態從發動機最大額定功率到飛慢狀態。（3）從地面慢車到發動機最大額定狀態的功率增加。若有需要，在保持使用限制范圍內增加功率以獲得最大瞬態扭矩限制。

2.2T700渦軸發動機加減速試驗方法及結果分析上世紀80年代，美國將T700－GE－701A發動機安裝于UH－60AS／N77－22714直升機進行飛行試驗。發動機在進行加減速試驗時，采用的試驗方法［4－6］如下：（1）發動機加速性：雙發﹑單發加速。從設定的初始功率狀態加速到95％IRP（中間功率狀態）功率狀態。設定的初始功率狀態范圍從80％扭矩到0扭矩（自轉）。提距時間從5s到1s。（2）發動機減速性：從初始功率狀態放距到自轉，初始功率狀態范圍從80％扭矩到95％IRP功率狀態。放距時間從5s到1s。（3）推拉桿加減速：穩定平飛進入，拉桿減速之后立即推桿增速，增速至超過進入前的速度。試飛結果如下：（1）發動機加速性：雙發加速時扭矩匹配性好，雙發精度在1％之內。以1s到2s的時間提距，從零扭矩加速到90％及以上扭矩時，旋翼轉速的瞬態下垂量接近90％（最小為91％）。從20％扭矩加速到IRP時，旋翼轉速的瞬態下垂量不低于95％。旋翼轉速低于95％以后，會有聲光告警。告警伴隨著航向擺動，會使得飛行員將注意力集中于座艙，從而忽視外部的垂直山脊或側向障礙物。發動機的加速性差以及旋翼轉速下垂降低了直升機的攻擊機動能力，如快速下降隱蔽、掩護／重新掩護、消速急停。當總距桿從發動機零扭矩提至50％及以上扭矩時，發動機加速性差是該發動機的固有缺點。當總距桿從發動機零扭矩恢復及攻擊機動時（如最大平飛速度消速急停），旋翼轉速下垂量大，下垂至低于95％，這些問題導致的直升機響應也是一固有缺點。（2）發動機減速性：在攻擊狀態，2s內移動總距桿，使發動機從IRP狀態降至零扭矩，旋翼轉速僅有4％的超轉（12s內允許超過107％）。但是，當雙發恢復時從零扭矩往上提距30％時，旋翼轉速下垂低至96％。當單發恢復時，從零扭矩往上提距37％時，旋翼轉速下垂低至93％（最低到91％）。發動機減速性滿足要求。（3）推拉桿加減速：旋翼轉速和Np轉速的變化量在±2％之內，推拉桿加減速時發動機和直升機的匹配性好。分析T700渦軸發動機加減速試驗方法和試驗結果發現，國外要求的試驗區間大得多，試驗技術要求也比較嚴酷，并且更注重在加減速試驗時檢查直升機旋翼轉速的下垂量和超調量。試飛中及時暴露出發動機加速性差的問題，有利于及時改進和調整發動機，在試飛中加強關注，使問題及時得到改善。由以上國內外發動機加減速試驗方法和試驗結果對比可見，國內外加減速試驗方法基本類似，提放距時間相當，但是國內加減速試驗區間較國外小得多，并且未進行單發加減速試飛，試飛方法過于保守。如示意圖3所示，國內做渦軸發動機的加減速試驗，一般都是以最有利速度所確定的最小功率為下限，以最大連續或起飛狀態作為上限，進行快速提放距。而國外，下限都是零扭矩（自轉狀態），上限都是中間功率狀態，而且雙發、單發都進行，試驗區間非常嚴酷。

3結論與展望

隨著渦軸發動機和直升機的發展，直升機執行任務越來越廣泛，對直升機機動性要求也越來越高。因此，需要發動機具有良好的加減速性能。本文通過分析當前國內渦軸發動機加減速試驗方法和試驗結果，發現國內目前的發動機加減速試驗方法過于保守，試驗區間也小得多，而且沒有進行單發加減速性試飛。這可能會導致有些問題不能在試飛期間及時暴露出來，給發動機后續使用帶來一定的風險。因此，應該吸取國外試飛的經驗和教訓，借鑒國外先進的試飛方法，在后續發動機加減速試驗時，考慮在不同大氣溫度，不同高度條件下，單發﹑雙發分別進行，加減速區間要逐步擴大，并且應考慮發動機的負載情況，在不同引氣及其組合的情況下，重復檢查典型的試驗點。同時，了解國外先進的試飛技術也有利于對國內現行的國軍標進行修訂和完善，為后續渦軸發動機試驗規劃和試飛技術實現提供參考。

作者：張媛 單位：中國飛行試驗研究院