壓燃式航空活塞發(fā)動機對飛機振動的影響

熊俊，吳凡，劉鑫，曾銳

1.中電科蕪湖鉆石飛機制造有限公司，安徽 蕪湖 241000；2.中電科蕪湖通用航空產業(yè)技術研究院有限公司，安徽 蕪湖 241000

0 引言

往復式活塞發(fā)動機是使用最廣泛的熱力學動力裝置，在飛機、汽車、摩托車和重型機械中均有應用，為機車、輪船和小型飛機提供動力，為眾多固定站點提供電力[1]?；钊l(fā)動機在航空方面的應用可以追溯到20世紀初，直到第二次世界大戰(zhàn)末期德國第一架噴氣式飛機He178首飛，幾乎所有飛機均采用活塞發(fā)動機。由于活塞發(fā)動機價格低廉、便于維護、油耗低、壽命長，在飛行速度較低的通用飛機上廣泛使用[2]。根據通用航空制造商協會2020年統計數據，1994—2019年全球生產銷售活塞發(fā)動機飛機37 510架，約占通用飛機交付總量的56%[3]。

盧東亮等[4]調研表明，在小型通用飛機中，航空汽油型活塞發(fā)動機占比較大，但重油(或柴油)型航空活塞發(fā)動機將成為未來的主流，大陸、鉆石航發(fā)、蒂勒爾特等公司已有成熟的重油發(fā)動機產品線。馮光爍等[5]通過對比點燃式與壓燃式重油發(fā)動機優(yōu)缺點，認為壓燃式航空活塞發(fā)動機有油耗低、可靠性高、高度特性好、轉速低、轉矩大等優(yōu)點，如果能夠突破高功重比設計技術，進一步降低振動噪聲，壓燃式航空活塞發(fā)動機是最有潛力的技術路線。

經過近一百年的技術積累，歐美國家已掌握壓燃式航空活塞發(fā)動機的研制與適航取證技術，有成熟的發(fā)動機產品研發(fā)制造生產線，在發(fā)動機與飛機、螺旋槳之間的匹配安裝技術方面也有豐富經驗。如法國SMA公司生產的SR305-230型壓燃式航空發(fā)動機已安裝至美國塞斯納182Q飛機上，且在2006年通過美國聯邦航空局(federal aviation administration,FAA)與歐洲航空安全局(European aviation safety agency,EASA)認證[6]。奧地利Austro公司生產的AE300-E4型壓燃式航空發(fā)動機已安裝至奧地利鉆石DA40NG飛機上，并在2011年通過FAA與EASA認證[7]。德國TAE公司生產的Centurion2.0s型壓燃式航空發(fā)動機已安裝至美國派珀PA28飛機上，且在2012年通過EASA認證[8]。受市場競爭激烈與商業(yè)保密等因素的影響，目前幾乎沒有公開的壓燃式航空發(fā)動機型號適航取證資料。如何將壓燃式航空發(fā)動機安裝至通用飛機上并滿足適航要求，國內也沒有先例。

本文中通過研究適航規(guī)章與有關標準規(guī)范中對航空活塞發(fā)動機安裝設計的要求，通過仿真計算、地面試驗、飛行試驗等相結合，對國內具有自主知識產權的某型通用飛機安裝壓燃式航空發(fā)動機造成的振動影響進行研究，對通用飛機螺旋槳、發(fā)動機安裝架、駕駛艙等部位造成的振動響應進行分析與試驗驗證。

1 壓燃式航空發(fā)動機安裝振動適航要求

依據文獻[9]中的要求，每個渦輪發(fā)動機的安裝構造和布置引起的機匣振動不得超過發(fā)動機型號合格審定時確定的振動特性，文獻[9]僅對安裝渦輪發(fā)動機引起的振動影響提出了要求，但并未明確是否適用于航空活塞發(fā)動機。文獻[9]中關于航空活塞發(fā)動機的安裝要求僅適用于點燃式發(fā)動機，對壓燃式活塞發(fā)動機未有明確規(guī)定，這就對型號合格證申請人與適航管理部門提出了更高的要求。以文獻[9]作為審定基礎，安裝壓燃式航空發(fā)動機被認為是具有獨特性的設計，目前適用的適航規(guī)章中未包含安裝此新技術發(fā)動機的安全標準，需要建立與現有適航標準有等效安全水平的附加安全標準[10]，以支持新技術在通用飛機上的應用。

根據文獻[11]，FAA基于航空柴油發(fā)動機研制企業(yè)的反饋，認為與目前的飛機推進系統相比，安裝柴油發(fā)動機可能會產生更大的振動。作為飛機適航審定基礎的一部分，須考慮柴油發(fā)動機的振動影響高于傳統往復式發(fā)動機。另外，還需對柴油機某一個氣缸不工作時的狀態(tài)進行評估。由于缺乏柴油發(fā)動機的服役經驗，安裝柴油發(fā)動機需要規(guī)定以下專用條件：1)如果出現某個氣缸不工作，則在關閉發(fā)動機之前不能出現任何不安全狀況，必須證明，發(fā)動機的振動(由不工作的氣缸引起)不會引起災難性的機體結構故障；2)發(fā)動機上使用的螺旋槳必須經過驗證，以確保在一個氣缸不工作狀態(tài)下不會發(fā)生災難性故障。

壓燃式航空發(fā)動機的動力循環(huán)不同于往復式發(fā)動機，而且可能對螺旋槳產生較大的振動載荷。由于常規(guī)螺旋槳不夠堅固，可能無法在壓燃式航空發(fā)動機上使用，對可用于點燃式活塞發(fā)動機或渦輪發(fā)動機上的螺旋槳，必須通過試驗方法進行振動應力測試，驗證文獻[9]中螺旋槳振動的符合性。

由于發(fā)動機振動影響，發(fā)動機的實際轉矩會發(fā)生波動變化，在發(fā)動機安裝架設計[12]時，發(fā)動機限制轉矩載荷應取瞬時轉矩的最大值，而通常計算的是平均轉矩，最大瞬時轉矩為平均轉矩乘以充分考慮發(fā)動機振動影響而確定的發(fā)動機轉矩動態(tài)放大因數。文獻[9]要求發(fā)動機限制轉矩必須由平均轉矩乘以相應因數得出，對有4、3、2 個氣缸的發(fā)動機，該因數分別為2、3、4[9]。此條款規(guī)定的因數只適用于點燃式航空發(fā)動機，對于具有4個或更多氣缸的壓燃式航空發(fā)動機，由于預期的振動載荷水平更高，按照保守原則，因數應取4計算極限轉矩，用于飛機初步設計階段。對于取證構型，建議通過試驗實測驗證條款符合性。

文獻[9]中振動和抖振條款要求，vD/MD(vD為設計俯沖速度，MD為采用馬赫數表示的設計俯沖速度)在任何相應的速度和功率狀態(tài)，不得存在嚴重的振動和抖振導致結構損傷，飛機的所有部件必須不發(fā)生過度振動。另外，在任何正常飛行狀態(tài)，不得存在強烈程度足以干擾飛機正常操縱、引起飛行機組過度疲勞或引起結構損傷的抖振狀態(tài)。對于安裝壓燃式航空發(fā)動機的飛機，必須考慮高于常規(guī)往復式發(fā)動機振動水平的影響，特別是在飛行包線內與包線邊界上，需考慮發(fā)動機對機體結構的振動激勵影響。

2 壓燃式航空發(fā)動機安裝振動分析

航空活塞發(fā)動機是小型通用飛機最常用的動力系統，其選型包括飛機推重比、發(fā)動機功重比、工作高度包線、功率、質量、燃燒形式、氣缸數量、冷卻方式、排量、轉速、螺旋槳匹配、燃油消耗率、采購成本、使用維護性、故障率、機械系統翻修間隔、供應商供貨能力、市場占有率、售后服務等眾多因素，在通用飛機的設計中是一項極其重要且復雜的工作，需要工程、采購、維修、市場、項目管理等多部門協商，共同研究供應商遴選結果。在實際操作中將發(fā)動機供應商評價的相關因素采用分值標度法“1～9”進行打分，對不同因素賦予相應的權重系數，并最終加權平均獲得供應商綜合得分[13]。本文中研究對象為Austro AE300-E4發(fā)動機，系統組成如圖1所示。

圖1 AE300-E4發(fā)動機系統組成

AE300-E4發(fā)動機是雙頂置凸輪軸的液冷直列四沖程四缸發(fā)動機，采用共軌技術實現燃油(航空煤油)直接噴射，并且發(fā)動機采用渦輪增壓方式[14]。發(fā)動機操作由發(fā)動機電子控制系統控制，螺旋槳由直接集成的帶有扭轉減振器的變速箱驅動。AE300-E4發(fā)動機性能參數[15]如表1所示。

表1 AE300-E4發(fā)動機性能參數

航空活塞發(fā)動機的振動主要源于活塞的往復慣性力、曲柄機構的旋轉慣性力、不穩(wěn)定燃燒產生的氣體力等因素造成的轉矩波動[16]。當發(fā)動機與螺旋槳匹配之后，螺旋槳旋轉的不平衡力、氣動噪聲等反饋給發(fā)動機，形成整個動力系統的振動噪聲環(huán)境。由于活塞發(fā)動機的固有特性難以通過分析方法獲得其振動特性，一般通過試驗實測結合統計分析的方法開展活塞發(fā)動機振動環(huán)境研究。國內外相關行業(yè)標準對活塞發(fā)動機或螺旋槳飛機的振動環(huán)境進行規(guī)定，文獻[17]中給出了螺旋槳飛機的振動環(huán)境，如圖2所示。

圖2 螺旋槳飛機振動環(huán)境

由圖2可知：螺旋槳飛機的隨機振動譜由一個寬帶背景疊加4個窄帶尖峰組成，寬帶背景噪聲由各種隨機振源產生，如陣風、氣流分離對機體結構的激勵。寬帶背景譜在15～2000 Hz對應的振動量均為0.01g2/Hz(g為自由落體加速度)。螺旋槳尖峰窄帶對應的f0為槳葉通過頻率，fn為其諧波頻率，fn=(n+1)f0。尖峰帶寬為±5%，尖峰帶寬存在的原因為螺旋槳轉速存在少量漂移。

功率譜密度[18]

(1)

圖3 往復式或渦槳固定翼飛機標準正弦振動測試曲線

式中：L1為f1對應的振動量；L2為f2對應的振動量；f1=2f0；f2=3f0;m為頻率比指數因子，m=N/(10lg2);N為f0～f3曲線的斜率，N=-6 dB/oct。

飛機不同部位尖峰帶對應的振動量不同，在螺旋槳前方的機身或機翼內，L0=0.1g2/Hz；在螺旋槳旋轉平面的一個槳葉半徑內，L0=1.2g2/Hz；在螺旋槳后的機身或機翼內，L0=0.3g2/Hz，在發(fā)動機艙或尾翼內，L0=0.6g2/Hz；若在外表面，則L0增大3 dB。

文獻[19]中給出了往復式或渦槳固定翼飛機標準正弦振動曲線，如圖3所示。

可將圖3中的往復式固定翼飛機雙峰值正弦振動譜轉換為正弦振動加速度譜用于振動仿真計算，計算公式為：

(2)

式中：q為表示振動量級的無量綱加速度；f為振動頻率，Hz；A為單幅值，mm。

往復式固定翼飛機不同部位標準正弦振動量級如表2所示，其中U、T、L、M分別為圖3中飛機不同部位的振動量級曲線。

表2 往復式固定翼飛機不同部位標準正弦振動量級

在尚未開展發(fā)動機地面試車或通過飛行試驗獲得某型發(fā)動機實測振動載荷譜時，可采用文獻[17，19]中相關載荷譜輸入，結合有限元方法對機體結構與部件進行隨機或正弦振動響應分析。正弦振動響應可以采用頻率分析方法獲得，其載荷可用包含實部與虛部的頻變載荷進行定義，頻變載荷的計算公式為：

P(f)=K[C(f)+iD(f)]ei(θ-2πfτ)，

(3)

式中：K為幅值，C(f)與D(f)為頻率相關載荷，θ為相位，τ為時間延遲[20]。

對于大規(guī)模的計算模型，一般采用模態(tài)法求解，解耦后的單自由度系統模態(tài)響應

(4)

式中：Pj為廣義載荷，mj為質量，ω為模態(tài)坐標，bj為阻尼，kj為剛度。

隨機響應分析可直接借用頻率響應分析結果，假設頻率載荷響應輸入F(ω)=1.0，直接得到輸入與輸出u(ω)之間的傳遞函數H(ω)，然后結合輸入的自相關譜密度求出響應。

圖4 雙發(fā)四座通用飛機有限元模型

本文中研究對象為雙發(fā)四座通用飛機，其有限元模型如圖4所示。該飛機為下單翼“T”平尾雙發(fā)四座，2臺發(fā)動機分別位于駕駛艙兩側的中翼前端，機體結構采用全復合材料[21]，發(fā)動機安裝架為合金鋼材料。發(fā)動機安裝架正弦振動分析結果如圖5所示，圖中4條曲線分別為發(fā)動機安裝架4個關注點E1～E4的正弦振動應力響應。

a)發(fā)動機安裝架關注點 b)發(fā)動機安裝架關注點應力響應 圖5 發(fā)動機安裝架動應力響應

由圖5可知：最大應力峰值分別出現在發(fā)動機安裝架第一階(28.7 Hz)、第二階(118.4 Hz)固有頻率附近，最大峰值應力約為33.4 MPa，遠小于設計許用應力100 MPa。

小型低速飛機的顫振主要為翼面顫振與操縱面顫振[22]，發(fā)動機的工作原理差異(壓燃式和點燃式)對飛機顫振特性的影響可以忽略。飛機結構抖振主要由非定常脈動擾流激勵產生，常見的有機翼抖振與垂尾抖振，如果飛機氣動外形不發(fā)生改變，發(fā)動機的工作原理差異不會改變飛機抖振特性。

3 壓燃式航空發(fā)動機振動試驗設計

目前有限元分析模型中的阻尼與連接剛度參數依靠工程經驗進行模擬，且輸入載荷與分布也不是裝機型號實際振動載荷，所以僅通過分析方法難以對動力系統的裝機振動影響進行準確評估，需對發(fā)動機、螺旋槳、安裝架等飛機結構與系統的振動響應進行實測，確認振動響應在合理可接受范圍。動力系統振動測試示意如圖6所示。

圖6 動力系統振動測試示意圖

a)螺旋槳測點 b)發(fā)動機輸出軸測點 圖7 螺旋槳及發(fā)動機輸出軸測試點位置示意圖

圖8 飛機儀表面板測點布置

由于動力系統存在旋轉運動，無法采用傳統的有線方式對系統結構應變、位移響應進行直接測量，所以采用遙測系統進行測試，螺旋槳及發(fā)動機輸出軸測點位置示意如圖7所示[23]。在發(fā)動機螺旋槳和輸出軸上布置應變片，槳軸前端安裝與槳軸共同旋轉的接線板，接線板上安裝信號發(fā)射器與電池，實測到的應變信號通過接線板上的發(fā)射器發(fā)射，地面測試中心接收天線的遙測信息，通過接收器解調后傳送給數據記錄儀，數據記錄儀將應變、應力、加速度、轉速等信息傳送給計算機進行處理，獲得關注部位的應力、應變、位移、加速度等時域或頻域曲線。

對于非旋轉部件，如發(fā)動機安裝架、駕駛艙設備面板等結構件或系統的振動信號測量采用傳統的有線方式測量，數據采集儀直接安裝在飛機座艙內。飛行儀表面板測點如圖8所示。

4 壓燃式航空發(fā)動機地面與空中試驗

根據文獻[24]對航空活塞發(fā)動機振動要求，發(fā)動機的設計與構造必須能使發(fā)動機在其曲軸轉角和發(fā)動機功率的整個正常工作范圍內運轉，不會由于振動而引起發(fā)動機任何零部件的過大應力，并且也不會將過大的振動力傳給航空器結構。根據文獻[24]中航空活塞發(fā)動機振動試驗要求，每種型號發(fā)動機必須進行振動測試，曲軸、螺旋槳軸及其他輸出軸的扭轉和彎曲振動應力不得超過制軸材料的持久極限，振動測試必須在最不利振動效應的那只氣缸不點火的情況下重復進行。

文獻[25]對壓燃式發(fā)動機的安裝使用進行相關說明，FAA認為與目前的點燃式發(fā)動機相比，壓燃式發(fā)動機可能產生更大的振動水平，作為壓燃式發(fā)動機型號認證的一部分，必須考慮振動水平高于常規(guī)往復式發(fā)動機的影響。此外，文獻[24]中要求單氣缸非工作狀態(tài)振動測試適用于壓燃式發(fā)動機，應在停用噴油器的情況下進行測試。綜合國內外相關政策法規(guī)要求，分別對發(fā)動機氣缸正常情況、單氣缸不工作情況、螺旋槳不平衡情況進行測試。

氣缸正常工作工況如表3所示，氣缸正常工作工況下測試結果如圖9所示。

表3 氣缸正常工作工況

圖9 氣缸正常工況測試結果

由圖9可知：氣缸正常工作情況下，螺旋槳葉片上測點P1～P5的動應力響應與轉速之間有較好的趨同性，隨著轉速的增大，動應力幅值增加；其中螺旋槳葉片最大動應力不大于7.5 MPa，遠小于設計許用應力30 MPa，該工況下發(fā)動機安裝架與螺旋槳軸上的動應力響應也均不超過設計許用響應。檢查該工況下設備面板的位移響應，不大于0.1 mm。

單氣缸不工作工況如表4所示，單氣缸不工作情況測試結果如圖10所示。

表4 單氣缸不工作工況

圖10 單氣缸不工作情況測試結果

由圖10可知：單氣缸不工作情況下，螺旋槳葉片上測點P1～P5的動應力響應與轉速之間有較好的趨同性，隨著轉速的增大(不平衡量增加)，動應力幅值也增加。與氣缸正常工作相比，單氣缸不工作情況下的動應力幅值有明顯提高，螺旋槳葉片最大動應力不大于11 MPa，比氣缸正常工作時增加47%，但仍小于其設計許用應力30 MPa。該工況下發(fā)動機安裝架與螺旋槳軸上的動應力響應比氣缸正常工況下有明顯增加，但均不超過設計許用響應。檢查該工況下設備面板位移響應，不大于0.15 mm，相對于氣缸正常工況下增加0.05 mm，不影響駕駛員正常讀數。

螺旋槳不平衡工況如表5所示，螺旋槳不平衡情況測試結果如圖11所示。

表5 螺旋槳不平衡工況

圖11 螺旋槳不平衡情況測試結果

由圖11可知：螺旋槳不平衡情況下，發(fā)動機安裝架測點E1～E4動應力響應與螺旋槳轉速之間呈現較好的趨同性；隨著螺旋槳不平衡質量增大，動應力響應增大。

對比單氣缸不工作與螺旋槳不平衡工況下發(fā)動機安裝架上的動應力響應可知，螺旋槳不平衡工況下的動應力響應大于單氣缸不工作情況，其中單氣缸不工作情況下發(fā)動機安裝架最大動應力不大于23 MPa，螺旋槳不平衡工況下發(fā)動機安裝架最大動應力達到30 MPa，增大30%，小于其設計許用值100 MPa。該工況下螺旋槳葉與槳軸上的動應力響應不超過設計許用限值。

圖12 螺旋槳最大不平衡質量為45 g時設備面板位移響應

螺旋槳最大不平衡質量為45 g時，駕駛艙設備面板位移響應如圖12所示。

由圖12可知：螺旋槳最大不平衡質量為45 g時，駕駛艙設備面板在Q1、Q2處最大法向(垂直于面板平面)位移響應小于0.15 mm，在Q3處最大法向位移響應小于0.25 mm，不影響駕駛員對儀表的正常讀數。

根據文獻[26]，結合飛機的性能特點制定飛行試驗工況，如表6所示。

表6 飛行試驗工況

表6(續(xù))

飛行工況下動應力測試結果如圖13所示。

圖13 飛行工況動應力測試結果

由圖13可知：飛行試驗情況下，由于大氣紊流與陣風影響，動應力響應呈現隨機性；螺旋槳軸最大彎曲動應力P7不大于87 MPa，小于設計許用應力124 MPa。螺旋槳軸最大扭轉動應力P6不大于20 MPa，遠小于設計許用應力65 MPa；發(fā)動機安裝架最大動應力不大于85 MPa，小于設計許用應力100 MPa，該工況下螺旋槳葉與發(fā)動機安裝架上的動應力響應也均不超過設計許用響應。檢查該工況下設備面板位移響應，不大于0.25 mm。

5 結語

1)通過對FAA相關政策文件與咨詢通告的解讀，結合實際飛機型號設計給出了壓燃式航空發(fā)動機的地面和飛行振動試驗測試方法與程序，可作為通用飛機型號適航取證的參考。

2)安裝AE300-E4壓燃式航空發(fā)動機的飛機地面和飛行試驗表明，AE300-E4發(fā)動機產生的振動不會對小型通用飛機造成不利安全的影響，但需針對具體飛機型號單獨設立專用條件，并驗證其對適航條款的符合性。

3)壓燃式航空發(fā)動機經濟可靠，有較好的高度特性；隨著壓燃式航空發(fā)動機高功重比技術的突破，以及進一步降低振動噪聲水平，未來壓燃式航空發(fā)動機將成為小型通用飛機動力系統的發(fā)展趨勢。