某型直升機發動機安裝損失試驗研究

董云峰 羅道國 王玉璠

（中國航空工業哈爾濱飛機設計所，哈爾濱 150066）

航空發動機安裝到直升機上之后，由于進氣道、排氣管設計的固有形式，進氣分離系統（防砂濾系統）對進氣的影響，以及從發動機中引氣等因素，會消耗一部分發動機功率，即發動機安裝損失。準確地測試出發動機安裝損失的情況，對于繪制飛機及發動機性能曲線，包括評估發動機性能儲備具有很高的實用性，同時，也可為飛機進行構型擴展提供數據支持。

科研試飛是驗證飛機性能必不可少的關鍵步驟。因此，通過本次試驗測試安裝損失，既為科研生產提供技術支持，也為機型取證提供有力的保障。

1 直升機發動機安裝損失試驗研究的目的

本文主要針對某型直升機發動機安裝損失測試技術中的測試參數選取、測試設備安裝，以及測試構型和條件的選擇進行研究，主要目的是獲得直升機在安裝發動機后的飛行試驗數據，并與發動機臺架試驗數據對比，確定飛機發動機安裝損失。同時，安裝損失試驗也用于檢查直升機進氣系統各種工作條件下供給動力裝置所需的空氣量，以及是否存在超過規定的溫度與氣流畸變，以驗證相關條款符合性，為機型取證提供理論支持。

2 直升機發動機安裝損失測試參數選擇

針對某型直升機發動機安裝及進氣、排氣等系統的設計特點，在測量發動機安裝損失時，需要測量以下參數用于計算。

2.1 主要測量參數

2.1.1 進氣道溫升

對于該直升機，進氣道溫升是指外界空氣通過飛機進氣道流到發動機進口處時的溫度上升值。由于進氣道經過主減艙與發動機艙的熱量通過進氣道外壁使其內的空氣溫度上升，進氣溫升△T1-2可以表達為以下公式，具體范圍待定，但一般來說，發動機進氣道溫升控制在2℃～3℃為最佳。

式中：Tt2為發動機進氣口（可參考圖1，下同）平均總溫，T1為發動機進氣口傳感器測量溫度。

2.1.2 進氣壓力損失

進氣道的設計應使得氣流從自由流狀態到發動機進氣口處所需狀態的總壓損失最小，進氣壓力損失是評估發動機進氣系統由于壓力下降導致損失的參數。該型直升機的進氣平均壓力損失 可以表達為以下公式：

其中，P0為進氣道自由流總壓，Ps0為進氣道入口平均靜壓，Pt2為發動機進氣口平均總壓，同時進氣壓力損失值應符合圖2中的曲線。

2.1.3 進氣壓力畸變

進氣壓力畸變是通過所謂的“DC60”（60°畸變系數）和局部壓力變化（ΔPt2/q2）方法確定的，對于該型直升機，DC60是指發動機進氣口前安裝的梳狀探針所獲得的60°扇形區域的平均總壓，可表達為以下公式：

DC60應符合范圍：DC60≥-0.15

ΔPt2/q2應符合范圍：

其中，為發動機進氣口任意60°扇形平均總壓的最小值，Pt2為發動機進氣口平均總壓，q2為發動機壓氣機進口平面平均動壓，Pt2（θ, r）為發動機進氣口局部總壓。

2.1.4 進氣溫度畸變

進氣溫度畸變是通過所謂的“TC120”（120°畸變系數）方法確定的，可表達為以下公式：

TC120應符合范圍：TC120≤0.02

其中，為發動機進氣口任意120°扇形平均總溫的最小值，Tt2為發動機進氣口平均總溫。

2.1.5 引氣損失

在地面標準狀態下，發動機在起飛功率的最大引氣流量為150g/s。該型直升機發動機引氣可用于進氣道充氣密封、座艙加溫系統，必要時可用于進氣道防冰和防砂濾系統。

2.1.6 附件提取損失

附件提取損失是指飛機系統通過發動機上的機械接口提取發動機功率導致的功率損失。某型直升機安裝的附件包括起動發電機、冷卻風扇及發動機參數傳感器等。參數傳感器均為小負載設備，因此，附件提取損失主要是考核飛機在最大耗電量情況下的起動發電機和冷卻風扇提取的功率損失。

2.1.7 排氣損失

排氣損失主要是測試排氣管背壓，以及排氣壓力損失，發動機安裝有一個排氣管，哈飛自制尾噴管與之連接。該直升機排氣系統允許的最大背壓損失為7%。

2.2 其它測量參數

除上述參數外，飛機及發動機的其它主要參數也需要進行測量和記錄（參見表1），參數從直升機Arinc總線中采集。

表1 測量參數及意義

3 某型直升機發動機安裝損失試驗設備及安裝

根據該型直升機的裝機構型，需要單獨安裝的傳感器主要包括發動機壓氣機進口處的總壓傳感器、壓氣機進氣溫度傳感器，以及一級排氣管處的排氣靜壓傳感器等。

表2 試驗設備和安裝位置

4 試驗步驟及要求

為了準確測量發動機安裝損失的數據，需要對各種狀態下的發動機參數進行測量。根據使用的發動機構型，以及飛行要求，需要分別在直升機處于不同重量的情況下進行懸停及飛行試驗。懸停試驗主要是為了測試相對靜態條件下的發動機安裝損失數據，同時也為了對試驗測試設備和飛機的功能部件進行校驗。飛行試驗主要是為了確定爬升和巡航狀態下的發動機安裝損失情況。在試驗中需要分別對不同負載，以及不同高度的情況進行測量。

其中，本試驗所需的3種不同重量狀態分別為：大重量（范圍3900kg～4250kg），中等重量（范圍3600kg～ 3800kg），小重量（3200kg）；如有必要，可在任何時候用故障模擬器取消EECU（發動機電子控制單元）失效。

4.1 懸停狀態

直升機分別在3種不同重量狀態下進行有地效懸停和無地效懸停各穩定3min，其中，無地效懸停高度為1.524m～3.048m。

4.2 迎風飛行

直升機在中等重量、靜風條件下分別以地速10節、20節和30節速度，每45°方向進行一次近地飛行，高度為1.524m～3.048m，每次時間30s。

4.3 爬 升

（1）直升機在中等重量狀態下以起飛功率和45節速度爬升3min；

（2）直升機在中等重量狀態下以最大連續功率和速度VY從地面爬升至3048m。

4.4 巡 航

4.4.1 4572m巡航

直升機在中等重量狀態下分別以40節、60節、80節、100節、120節和最大巡航速度VH穩定平飛3min，記錄相應的NG數值。

4.4.2 3048m巡航

（1）直升機在中等重量狀態下分別以40節、60節、80節、100節、120節和最大巡航速度VH穩定平飛3min，記錄相應的NG數值；

（2）直升機在以80節速度平飛3min后，以最大右側滑或側滑儀向右側偏離中心1個球距離（二者以先到為準）狀態穩定2min，再以最大左側滑或側滑儀向左側偏離中心1個球距離（二者以先到為準）狀態穩定2min；

（3）直升機在以120節的速度平飛3min后，以最大右側滑或側滑儀向右側偏離中心半個球距離（二者以先到為準）狀態穩定2min，再以最大左側滑或側滑儀向左側偏離中心半個球距離（二者以先到為準）狀態穩定2min。

4.4.3 低高度巡航

在低高度巡航，試驗程序同“3048m巡航”內容。

4.5 NG掃描

（1）直升機在3048m以80節速度平飛。

（2）調整總距桿使NG值設定至90%，在此過程中可以調整高度和速度。

（3）用故障模擬器觸發左發動機EECU失效，使左發動機燃油流量凍結在90%NG位置。

（4）調整功率使直升機在試驗高度分別以80節、100節、120節和直升機能達到的最大速度平飛，穩定2min，記錄相應的NG數值。其中，試飛過程中需遵循直升機速度及發動機的最大連續功率限制，以二者先達到為準。

（5）用故障模擬器取消EECU失效。

（6）調整總距桿使NG以2%的增量上升，并重復步驟（3）～（5），直至達到最大連續功率限制。

（7）在右側發動機重復步驟（1）～（6）項程序。

4.6 下 滑

直升機在中等重量狀態下，從3657.6m高度開始下滑。確保直升機以速度VY、下滑速率-304.8m/min通過3048m、1524m和進近高度3個點，并在通過點前后保持直升機處于此狀態的總時間達到2min。

5 總結與展望

本文對某型直升機發動機安裝損失測試技術與試驗方法進行了分析，是一套比較完整的試驗架構方案，后續過程中需要不斷完善并最終得到符合要求的試驗結論。就目前已完成的試飛情況來看，試驗機在各種重量懸停，中等重量近地機動、爬升、平飛、下滑等各種飛行科目中，發動機及進氣系統工作穩定，進氣量能夠滿足動力裝置的需要，發動機的進氣沒有引起有害于發動機的振動。該試驗方法能夠對發動機安裝損失進行有效的測試，可為今后其它直升機機型開展相關試驗提供有價值的借鑒。

參考文獻

1 ARRIEL系列發動機安裝手冊[S]. 2015

2 運輸類旋翼航空器適航規定（CCAR-29-R1）[S].2002

3 飛機設計手冊（第13冊）[S]. 2006