民用渦扇發(fā)動機性能試飛技術探討

陳俊峰中國飛行試驗研究院質量安全管理部

民用渦扇發(fā)動機性能試飛技術探討

陳俊峰中國飛行試驗研究院質量安全管理部

本文結合民機航空發(fā)動機的性能確定試驗，討論了目前國外所采取的性能確定流程及其特點，并指出了目前國內基于相似理論的高度-速度特性以及節(jié)流特性試飛存在的缺陷，突出了國外性能確定方法的優(yōu)點。結合國產ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，闡述了美國通用電氣公司（GE）針對CF34-10A發(fā)動機所采用的性能確定流程，介紹了基本方法和思路，為今后國內開展民機、軍機的性能確定試飛提供借鑒和參考。

航空發(fā)動機性能；飛行試驗；性能預測模型；模型修正

一、引言

民用航空渦扇發(fā)動機性能試飛，是所有發(fā)動機取證試飛科目中最為關鍵的試驗項目之一，是申請人獲得適航當局頒發(fā)的發(fā)動機型號合格證所必須開展的試飛科目之一。

隨著民用飛機載客量、經濟性、航程以及安全性指標的逐步提高，民用大涵道比渦扇發(fā)動機的工作參數水平也隨之提升。例如1960年代由美國普拉特.惠特尼公司設計生產并投入使用的JT8D-7發(fā)動機其起飛推力約為50kN；2002年由美國通用電氣公司GE90-115B發(fā)動機其推力達到了驚人的520kN。發(fā)動機總增壓比從JT8D-7發(fā)動機的16：1，增加至GE90發(fā)動機的40：1。而單位燃油消耗率從最初的0.8kg/（daN.h）降低至目前的低于0.5kg/（daN. h）[1]。民用發(fā)動機性能參數的大幅提升，帶來的是發(fā)動機結構日趨復雜。類似于發(fā)動機壓氣機可調幾何技術、壓氣機輪盤加熱技術、高壓渦輪葉尖間隙主動控制技術等，已經在當今民用發(fā)動機上得到了廣泛應用。發(fā)動機設計技術的革新，使得傳統(tǒng)的針對第二代簡單渦輪噴氣式發(fā)動機、基于相似理論的性能試飛技術不再適用，也迫使國內傳統(tǒng)的試飛方法需相應地進行改進。在此過程中，可以借鑒國外航空發(fā)達國家在民用航空發(fā)動機性能試飛方面的新理念、新做法，在此基礎上指導國內民用甚至是軍用航空發(fā)動機的性能試飛。

本文的主要結合國產ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，介紹美國通用電氣公司（GE）CF34-10A發(fā)動機性能試飛的總體思路和做法，并與國內目前航空渦扇發(fā)動機性能試飛的現狀進行對比，總結二者之間的差異，最終目的通過對比分析找出國內方法存在的問題，并為后續(xù)的試飛工作提供借鑒。

二、相關規(guī)范和條款對航空發(fā)動機性能試飛的要求

中國民用航空規(guī)章第25部（CCAR25）針對運輸類發(fā)動機的性能有明確的要求。其中第101（c）條款規(guī)定“發(fā)動機性能必須對應于特定周圍的大氣條件、特定的飛行狀態(tài)和101（b）條規(guī)定的相對濕度下的可用推進力。該可用推進力必須與不超過批準的功率（推力）扣除一系列損失后的發(fā)動機功率（推力）相對應”[2]?？梢娒裼冒l(fā)動機性能試飛結果應當至少考慮大氣條件、外界濕度和安裝損失等因素的影響，因此僅依靠飛行試驗的方法來驗證條款的符合性是不夠的，必須借助設計方提供更進一步的理論分析工具才能實現。

發(fā)動機設計方在初始階段應當具備該型號發(fā)動機的初步性能預測模型，通過該預測模型可以很容易地評估大氣濕度、引氣量、電功率和液壓提取對發(fā)動機性能的影響程度。該做法的前提條件是設計方擁有比較精確的發(fā)動機性能模型，并且通過發(fā)動機地面臺架以及飛行試驗的驗證。GJB241A-2010中3.2.2.1節(jié)對發(fā)動機性能的明確的要求為“……應以兩種形式提供，一種是在發(fā)動機型號規(guī)范中用標準大氣下曲線的形式表示，另一種是適合于自動數字計算機用的計算機程序的形式表示”。規(guī)范中第3.2.2.3節(jié)進一步對性能計算機程序的程序要求、程序功能、文件要求、輸入輸出等提出了具體規(guī)定，3.2.2.2條過渡態(tài)性能一節(jié)規(guī)定“承研單位應在4.4.1.1持久試車開始前提供發(fā)動機滿足飛機裝機需要的過渡態(tài)性能，允許在發(fā)動機設計定型試飛、生產定型領先使用前予以修正?！北竟?jié)同時也規(guī)定“計算結果通過4.4.11、4.4.2.1持久試車，4.4.13、4.4.23高空試驗，4.4.2.18飛行試驗予以驗證?！盵3]。實際上隨著發(fā)動機結構、控制規(guī)律等復雜程度的提升，相似理論的假設前提已經不再成立，相應地GJB241中規(guī)定的第一種性能表示方式（即標準大氣下的曲線表示）已經不能滿足高性能渦扇發(fā)動機性能預測的需求，提供發(fā)動機計算程序來實現穩(wěn)態(tài)性能的預測，成為表達現代高性能民用發(fā)動機性能水平的唯一方式。不僅國內對發(fā)動機性能的表達方式有具體規(guī)定，美國《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》中的3.2.1.2節(jié)也有與GJB241A-2010相類似的表述。

發(fā)動機設計部門提交的性能預測模型必須要經過飛行試驗的驗證。地面靜止臺架試車僅僅能夠實現對預測模型的初步修正，但僅僅限于海平面高度、靜止條件下的修正。借助于高空臺也可實現該修正工作，但是高空臺也僅僅是非安裝條件下“模擬高空條件”，無法實現外部環(huán)境的真實還原。實際上當發(fā)動機安裝于飛機上后，其進氣條件、排氣環(huán)境均或多或少地受到安裝環(huán)境的影響，另外飛機的真實的引氣量、電負載和液壓負載值等，同樣會影響發(fā)動機工作工作線的位置及走勢，諸多因素決定了發(fā)動機性能預測模型必須經過最終的飛行試驗修正和驗證之后才能提交給用戶。

三、新的控制技術對民用航空發(fā)動機性能試飛提出的要求

當前民機航電系統(tǒng)普遍引入推力管理系統(tǒng)（TMS），借助該系統(tǒng)可以實現發(fā)動機推力的精確控制、保證試飛安全，更可以實現發(fā)動機的減推力起飛（Flexible Takeoff）。以減推力起飛為例，相同型號但不同推力級別的發(fā)動機，其推力級別越高，發(fā)動機排氣溫度EGT的衰退率和燃油消耗率越大，發(fā)動機的在翼使用循環(huán)次數就越少。例如新的CFM56-5B發(fā)動機使用8000次循環(huán)后，CFM56-5B5/6發(fā)動機的起飛EGT裕度衰退了28℃，而CFM56-5B7發(fā)動機的起飛EGT裕度衰退了36℃，發(fā)動機渦輪前溫度是影響發(fā)動機使用時間的最重要參數，在飛機的起飛和爬升階段降低渦輪前溫度發(fā)動機熱端部件的壽命可顯著增加，且發(fā)動機性能衰退速度也會降低，間接延長了發(fā)動機的在翼使用壽命[4]。

飛行機組在獲知當天航班的載客/貨量、跑道長度等信息后，通過查閱飛行手冊中的推力計算表單可以人為地通過改變發(fā)動機推力控制輸入參數（如環(huán)境大氣溫度、大氣壓力等）來實現發(fā)動機的推力設定，例如飛機的載客/貨量小于正常值，并且跑道長度較長時，就可以人為地設定大氣溫度高于實際的大氣溫度值，發(fā)動機的實際轉速也隨之降低，從而實現減小起飛推力、降低渦輪前排氣溫度的目的。推力計算表單是由發(fā)動機性能預測模型得到的，因此實現飛機減推力起飛的前提是擁有準確的發(fā)動機性能預測模型。

四、民用航空發(fā)動機性能試飛方法新探

如前所述，CCAR25部規(guī)定了民用航空發(fā)動機性能符合性驗證的最終目的，而參照GJB241-2010中的相關表述，可以制定出如下軍/民用航空發(fā)動機性能試飛的大致步驟：

a)設計方提供初始的發(fā)動機性能預測模型；

b)設計方或其他試驗方開展地面臺架試驗獲得初步修正的發(fā)動機性能預測模型；

c)選擇兩臺或多臺試驗發(fā)動機進行測試改裝，開展發(fā)動機性能飛行試驗；

d)由發(fā)動機性能試飛獲得試驗數據，并開展發(fā)動機性能預測模型的修正工作，得到發(fā)動機平均性能計算模型（AFTM）；

e)利用平均性能計算模型生成飛機航電推力（或功率）管理系統(tǒng)TMS所需的推力計算表單。對推力計算表單進行驗證，直至滿足用戶需求；

f)提交發(fā)動機平均性能計算模型以及推力計算表單。

其中飛行試驗單位承擔其中的第c）項工作任務，并重點參與第b）項、d）項的相關工作。以上工作可以借助圖4.1進行簡要描述。

圖4 .1推薦的民用航空發(fā)動機性能確定流程示意圖

如圖4.1所示飛行試驗在整個過程中起到的主要目的是“修模”和“驗?！?，試飛的結果是獲取準確的發(fā)動機性能預測模型。性能預測模型是基于發(fā)動機部件特性和工作匹配性的，不需要幾何相似前提條件，對于簡單的第二代渦輪噴氣發(fā)動機或者是現代高性能、控制規(guī)律復雜的渦扇發(fā)動機均適用。在得到滿足要求的發(fā)動機性能預測模型后，直接輸入目標飛行條件、發(fā)動機油門桿角度、引氣或者負載值，就可以直接計算得到當時條件下的發(fā)動機各工作參數、推力、空氣流量和單位耗油率，借助該性能預測模型可以實現發(fā)動機的健康監(jiān)視和故障診斷，進一步地提高飛行及試驗的安全性，由發(fā)動機性能模型得到的飛行推力可用于評估飛機的阻力特性，可見性能預測模型的應用面要遠大于傳統(tǒng)的基于相似理論的發(fā)動機高度-速度特性、節(jié)流特性曲線。

五、美國通用電氣公司（GE）CF34-10A發(fā)動機性能試飛簡介

為了更加直觀地說第四小節(jié)中所闡述的發(fā)動機性能試飛方法，本文結合國產ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定（In-flight Thrust Determination-IFTD）試飛，簡要介紹美國通用電氣公司（GE）CF34-10A渦扇發(fā)動機的性能確定流程。

CF34-10A發(fā)動機設計涵道比為5.3，總的增壓比為29：1，海平面靜止條件下起飛狀態(tài)推力為7195kgf（保持至ISA+15℃），APR（自動功率儲備）狀態(tài)推力為7864kgf[5]。CF34-10A發(fā)動機采用FADEC控制，在提供正常以及反推力同時，還向飛機空氣管理系統(tǒng)（AMS）提供引氣用于環(huán)控增壓、機翼防冰、短艙防冰和起動氣源。綜合驅動電機（IDG）負責向飛機主匯流條提供電源，另外其液壓泵還負責向反推力裝置、起落架裝置等提供液壓源。

CF34-10A發(fā)動機的性能確定整體流程可以用圖5.1表達：

圖5 .1推薦的民用航空發(fā)動機性能確定流程示意圖

由圖5.1可以看出飛行試驗僅僅是整個發(fā)動機性能確定流程中的一環(huán)，在開展飛行試驗之前于地面需要先期進行發(fā)動機部件比例模型吹風試驗以及臺架校準試驗，部件比例模型吹風試驗主要是獲取必要的部件特性等，以CF34-10A發(fā)動機為例借助17%的尾噴管比例模型吹風試驗，獲取內、外涵尾噴管的流量系數以及總推力系數。通過開展全尺寸發(fā)動機的臺架性能標定試驗，得到尾噴管進口總壓修正系數，以上各特性曲線及修正系數將直接參與發(fā)動機空中性能的計算。地面臺架性能標定試驗的數據結果，可實現對初始性能預測模型的修正以得到地面試驗修正后的模型。將飛機用戶提供的發(fā)動機推力需求獲取不同飛行狀態(tài)、各種引氣條件下的具體推力值，利用經地面修正后的性能預測模型可生成飛機航電系統(tǒng)所使用的、初始的推力計算表單，值得注意的是該推力計算表單可能會與最終的表單存在較大差異。

待完成所有要求的地面試驗后，CF34-10A發(fā)動機即可安裝于ARJ21-700飛機開展IFTD飛行試驗。IFTD飛行試驗的主要目的是獲得CF34-10A發(fā)動機于不同飛行狀態(tài)、各種引氣和負載條件下的標準安裝凈推力、空氣流量、燃油流量、發(fā)動機排氣溫度等性能參數。該性能參數將作為性能預測模型修正的目標值。在完成CF34-10A發(fā)動機的性能飛行試驗并確認試驗結果滿足要求后，就可以開展初始預測模型的飛行試驗修正工作，采用設置反復迭代的方式對關鍵部件的特性參數進行修正。如圖5.2所示為CF34-10A發(fā)動機性能預測模型修正后計算值與試驗值對比示意圖，圖中實線為性能預測模型的計算結果，實心符號為CF34-10A發(fā)動機飛行試驗實測值，由圖可見不同飛行馬赫數狀態(tài)下二者吻合較好。

圖5 .2 CF34-10A發(fā)動機性能預測模型修正后計算值與試驗值對比（高度4500m）

由飛行試驗得到修正模型，再次依據使用方需求的推力值，重新獲得TMS使用到的推力計算表單，結合發(fā)動機的使用限制條件，如起飛狀態(tài)排氣溫度紅線值、風扇及高壓轉子轉速紅線值等，使得推力計算表單中發(fā)動機轉速點既能滿足飛機推力需求，同時保證飛行安全。到此CF34-10A發(fā)動機性能確定試飛才算完成。

六、結論

本文結合民機航空發(fā)動機的性能確定試驗，討論了目前國外所采取的性能確定流程及其特點。與國外方法相比，國內性能試飛旨在得到發(fā)動機的高度-速度特性、節(jié)流特性曲線，該做法已經不能適應目前變幾何、復雜控制規(guī)律的高性能渦扇發(fā)動機，而國外性能確定試驗目的是獲得經過試驗驗證的性能預測模型，與國內做法相比其做法不受相似理論的拘束，并且基于部件特性的性能預測模型應用范圍更廣。因此航空發(fā)動機性能是設計方和試飛單位共同“修出來”的，而并非僅僅靠試飛單位“飛出來”。

本文還結合國產ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，闡述了美國通用電氣公司（GE）針對CF34-10A發(fā)動機所采用的性能確定流程，介紹了基本方法和思路。目前國內試飛單位通常拿不到設計方提供的發(fā)動機性能預測模型，而且尚未開展如上所述的修模工作，本文所闡述的思路可為今后國內開展民機甚至是軍機的性能確定試飛提供借鑒可參考。

[1]程榮輝，古遠興，黃紅超，李美金，黃順洲.民用航空發(fā)動機核心機技術發(fā)展研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007年2月，第20卷第1期.

[2]中國民用航空總局.中國民用航空規(guī)章第25部，1985年12月31日發(fā)布.

[3]國防科學技術工業(yè)委員會.航空渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范，2010年9月16日發(fā)布.

[4]鐘子兵，王忠明.降推力理論及其在A319飛機的應用.

[5]GE company.CF34-10A Propulsion System Familiarization Training.2007.10.

陳俊峰（1971-），男，陜西省周至縣人，本科學歷，2005年畢業(yè)于空軍工程大學大學飛機與發(fā)動機工程專業(yè)，現工作于中國飛行試驗研究院，主要從事飛行安全管理工作。