無人機用渦扇發動機高空模擬試驗標準研究

韓建軍

（中航工業綜合技術研究所，北京 100028）

隨著信息技術的發展和作戰模式的轉變，無人機逐漸成為各國武器裝備發展的熱點[1]，特別是以“全球鷹”為代表的高空長航時無人機，可在敵后戰場或縱深區域執行高空長時間大范圍的偵察和監視任務，為作戰人員提供了大量的戰場信息支援。高空長航時無人機要求配裝的渦扇發動機能在高空以較低馬赫數長時間穩定工作，為了滿足無人機提出的功能、性能及可靠性等方面要求，發動機在研制過程中需要進行大量的試驗，其中高空模擬試驗是發動機定型必須完成的重要試驗項目。

國內現有航空發動機高空模擬試驗相關標準大多針對或參考有人駕駛飛機發動機制定，如GJB 241-1987/GJB 241A-2010《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》和GJB 5100 -2002《無人機用渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》均包含了對高空模擬試驗的要求條款，提出了對高空性能試驗、推力瞬變試驗、功能試驗、起動和再起動、進氣畸變試驗、高空風車旋轉試驗等試驗項目的要求[2，3，4]，可用于指導發動機型號規范中高空模擬試驗要求的編制。此外GJB 4879-2003《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機高空模擬試驗要求》作為GJB 241-1987/GJB 241A-2010的重要支撐標準，對航空渦噴、渦扇發動機的高空模擬試驗提出了更為詳細的試驗要求，其中涵蓋了高空性能試驗、高空功能試驗、空中起動與再起動試驗、高空推力瞬變試驗、進氣畸變試驗、高空風車旋轉試驗、進氣加溫和進氣加溫加壓持久試車、發動機振動測量試驗、高低溫起動和加速試驗、高原起動試驗以及吞入大氣中液態水試驗等試驗項目[5]，可用于指導渦扇發動機高空模擬試驗的具體開展。但這些標準內容未能充分體現高空長航時無人機用渦扇發動機的技術特點，因此需要分析高空長航時無人機渦扇發動機的使用特點，提煉出高空長航時無人機渦扇發動機對高空模擬試驗標準的特殊要求，為形成相應的標準規范提供支撐。

1 高空長航時無人機渦扇發動機特點分析

高空長航時無人機用渦扇發動機與有人駕駛飛機用渦扇發動機的設計要求和驗證要求基本一致，但也存在一定的區別，其差異性主要體現在其高空使用環境、長航時運行和無人駕駛操縱等方面。

1.1 高空使用環境方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發動機要求飛行高度更高、范圍更廣，其巡航高度一般在15km以上。在11km以上高空，空氣變得更加稀薄，大氣的密度低、壓力低、溫度低，而高空長航時無人機較低的飛行馬赫數又導致流經發動機的空氣流量較小，這種低密度、低壓力和低溫度的高空大氣環境與較小的空氣流量會對發動機運行產生較大影響，主要表現在以下方面。

● 高空環境下流經發動機的空氣流量較小且流速低，導致流經發動機風扇和壓氣機的氣體雷諾數降低，氣流易分離、流動損失大、效率降低且壓氣機更易發生喘振；

● 由于發動機空氣流量小且流速低，燃燒室和渦輪要達到規定的冷卻效果就需要更多的冷卻引氣，這將進一步減少發動機主氣流通道的空氣流量，導致發動機推力下降和耗油率升高，并導致發動機能為無人機提供的引氣和功率更少；

● 由于發動機空氣流量小且流速低，同時由于高空的低溫空氣可能導致無人機燃油箱結冰，某種情況下可能需要引氣對燃油箱進行加溫防冰。這些加溫引氣將導致發動機主氣流通道的空氣流量下降、發動機效率降低、推力下降；

● 發動機在高空需要的燃油流量大幅減少，同時高空壓力低且流經發動機的空氣流量小，導致燃油噴嘴霧化效果變差；

● 由于高空長航時無人機在執行任務（一般為偵察任務）時，需要對發動機進行頻繁控制，以實現無人機的平穩飛行。而在高空低溫低壓環境下，對空氣流量小的發動機進行頻繁控制，將使發動機的工作穩定性變差，極易導致熄火等問題；

● 由于在高空環境下發動機的工作穩定性變差，可能在不同的轉速下熄火停車，因此發動機面臨在不同轉速下慣性起動的問題；

● 若發動機長時間處于高空風車運轉，燃油箱容易結冰，冰晶可能會進入發動機燃油管路，可能會堵塞燃油噴嘴；另外燃油溫度低粘度大，噴嘴霧化效果變差；這些都將導致發動機點火更為困難，難以實現長時間高空風車運轉后的空中起動；

● 在高空小表速下的發動機空氣流量小、氣流易分離、燃油噴嘴霧化困難等問題，將使發動機對油門桿或油門電機的變化速率更為敏感，若變化速率過大容易導致熄火停車。

1.2 長航時使用方面特點分析

高空長航時無人機的長航時特點要求渦扇發動機應能夠長時間工作，如全球鷹的巡航時間長達24h。長航時的持續工作對發動機的耗油率、潤滑系統滑油消耗量以及控制系統的長時間工作能力等提出了更為嚴峻的挑戰，主要表現在以下方面。

● 無人機長時間航行要求發動機耗油率更低、燃燒效率更高且載油量更大。而由于地面工作時發動機需要較大的燃油流量，單油路供油不能滿足大流量的供油要求，需要采用多油路供油；而在高空長航時工作時發動機耗油率低，需要的燃油流量大大降低，需要關閉多油路供油，采用單油路供油，以保證燃油管的供油壓力，改善燃油噴嘴的霧化效果，提高燃燒效率；

● 無人機長航時運行要求滑油載油量更大，發動機滑油消耗量更低，封嚴效果更好。因為無人機長時間航行在高空環境中，封嚴裝置兩側一直存在較大的壓差，滑油更容易泄漏；滑油在低壓環境下也容易形成油氣混合物，造成滑油消耗量加大；

● 無人機長時間航行在高空低氣壓低密度大氣環境中，滑油熱量不易散去，需要通過燃油循環進行散熱，對燃油流量要求更大，但發動機在高空長時間航行需要的燃油量較小，因此可能需要設置其他的燃油散熱回路，讓通過燃滑油散熱器的部分燃油直接回流到回油箱，而不是進入燃油噴嘴進行燃燒。這可能導致燃油箱供給發動機的燃油溫度升高，進而導致燃油泵的膠圈老化，使發動機可靠性變差；

● 無人機長時間航行對發動機控制系統的可靠性要求更高，要求控制系統具有長時間持續穩定工作的能力。

1.3 無人駕駛操縱方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發動機還存在以下無人駕駛操縱方面的特點。

● 無人機由地面站遙控飛行或按程序自主飛行，對發動機的控制也不再是駕駛員操縱油門桿，而是采用油門電機模擬駕駛員操縱油門桿的動作，帶動發動機燃調裝置，或采用總線將數字油門桿的數據發送給電子控制器；

● 為保持無人機高度和表速的穩定性，無人機對發動機的操縱非常頻繁，即需要不停地調節發動機的推力來維持無人機的表速和高度，頻繁操縱會對發動機的工作穩定性產生不良影響；

● 無人機的任務載荷對發動機的功率提取量較大，且在飛行過程中根據任務的需要，無人機對發動機的功率提取量也會存在較大變化，功率提取量變化會突然改變發動機的負荷，容易導致發動機熄火停車；

● 無人駕駛飛機與有人駕駛飛機在發動機空中起動與再起動方面存在差異，以往有人駕駛飛機的飛行員可以人為判斷出發動機停車，并在合適的時機進行發動機起動與再起動。而無人機機上沒有飛行員，地面站操縱人員或自主飛行程序只能依靠機上傳感器感知發動機的運行狀態，只能通過軟件判斷起動時機，只能依靠飛控/發控對發動機進行起動，起動風險較大。判斷是否出現空中停車，空中起動的時機或是否能進行起動，以及起動成功后能否起動成功，都需要合適的判據來進行判斷，這些判據需要通過試驗來確定和驗證。

1.4 其他方面特點分析

高空長航時無人機用渦扇發動機還有一些其他方面的特點，主要包括：

● 為了降低雷達反射面積，一般將渦扇發動機安裝在高空長航時無人機的機背上方（如“全球鷹”無人機），而受無人機尺寸和發動機安裝位置的限制，可能需要采用S形進氣道，這將導致進氣道流動損失變大，且發動機進口空氣畸變變大，造成發動機運行的不穩定；

● 高空長航時無人機用渦扇發動機一般不需要參加戰斗，不追求高機動性、不追求高速度，一般不需要加力燃燒室等部件，也不需要采用矢量噴管和反推力裝置。

2 高空長航時無人機用渦扇發動機對高空模擬試驗的特殊要求

通過上述對高空長航時無人機用渦扇發動機在高空環境、長航時運行和無人駕駛操縱等方面的特點分析，得出高空長航時無人機用渦扇發動機在高空模擬試驗時應關注的特殊要求如下。

● 高空模擬試驗不需要考慮加力裝置、矢量噴管和反推力裝置的相關要求；

● 高空模擬試驗的試驗條件按照極限大氣選取，應具備模擬15km以上高度大氣溫度和壓力的能力。試驗中應更關注發動機耗油率。若試驗條件允許，應更關注滑油消耗量的測量、封嚴腔壓力的測量、滑油和燃油溫度的測量；

● 高空性能試驗和高空功能試驗中，應更關注高空低溫環境對發動機工作穩定性的影響，特別是考核發動機在高空小表速下的工作穩定性；關注高空工作時單油路供油對發動機性能的影響及此時發動機的工作穩定性；關注發動機的引氣量和/或功率提取量對發動機性能的影響，關注不同功率提取量下發動機的工作情況以及功率提取量變化時發動機的工作穩定性；關注進氣畸變對發動機性能和穩定性的影響；

● 空中起動與再起動試驗中，在模擬高空條件下應考核單油路供油對空中起動與再起動的影響，并評估起動后發動機的工作穩定性；應驗證發動機在不同轉速下進行慣性起動、在高空長時間風車后進行起動、有和沒有功率提取下進行起動、高空沒有起動機帶轉時只能依靠慣性和風車進行起動的能力；還應檢查起動判據的有效性；

● 推力瞬變試驗中，應在發動機整個工作包線內選取各個試驗點，且要符合飛行任務要求，并測定無人機系統引氣和功率分出以及進氣畸變對發動機高空推力瞬變特性的影響；檢驗發動機推力瞬變試驗中瞬時動態空氣流量的過量和不足隨時間變化的容限；

● 高空風車運轉試驗中，發動機的排氣狀態及高空試驗艙內環境壓力應模擬真實的高空大氣壓力，試驗按有和沒有無人機系統引氣和功率分出兩種情況進行。當無人機任務譜中具有空中滑行內容時，應在試驗中進行滑行軌跡下的風車試驗，考核空滑下發動機的風車運轉能力；

● 發動機控制系統試驗中，應驗證不同的油門桿/油門電機變化速率、頻繁操縱油門桿或油門電機、不同功率提取量以及功率提取量變化等情況對發動機工作穩定性的影響，驗證無人機自主飛行與地面站遙控飛行切換時發動機控制系統的穩定性，還應考核控制系統長時間運行時的穩定性和可靠性。

3 結束語

通過對高空長航時無人機用渦扇發動機特點的梳理與分析，提出了高空長航時無人機用渦扇發動機高空模擬試驗標準應體現的特殊要求?；谶@些特殊要求可以形成指導我國高空長航時無人機用渦扇發動機高空模擬試驗的專用試驗標準，為高空長航時無人機用渦扇發動機的高空模擬試驗技術的發展提供支撐和指導。

[1] 王奉明、程衛華.高空長航時無人機用渦扇發動機關鍵技術分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2010.11，23（4）：53-56.

[2] GJB 241-1987.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范[S].

[3] GJB 241A-2010.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范[S].

[4] GJB 5100-2002.無人機用渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范[S].

[5] GJB 4879-2003.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機高空模擬試驗要求[S].