渦扇發動機消喘系統飛行試驗驗證方法研究

申世才，周 超，高 磊

(中國飛行試驗研究院發動機所，西安710089)

1 引言

現代超聲速戰斗機性能不斷提升，要求航空發動機在實現高增壓比、高推重比和低耗油率等技術指標的同時，還要能在寬廣的飛行包線范圍內穩定工作。為實現這一目標，國內外專家開展了大量的研究工作[1-4]，使發動機穩定性有了持續提升。盡管如此，在大迎角等機動飛行、發射武器、編隊吞吸高溫尾噴流等特殊條件下，由于進氣畸變加劇，極易引起發動機壓縮系統喘振，導致發動機性能急劇惡化、停車，甚至進氣道和發動機出現機械性損壞造成飛行事故。為在喘振發生后消除喘振，減小喘振對發動機工作的影響，同時防止喘振發生后二次喘振甚至連續喘振的出現，需短時提高發動機的穩定裕度，為此設計出了消喘系統。

業界針對消喘系統的研究主要包括數值模擬、系統設計和試驗驗證[5-15]，其中飛行試驗驗證主要采用在進氣道中加裝模擬板等逼喘方式進行[9，15]。由于發動機喘振因子始終存在，必須收油門桿到低狀態位置或停車位置退出喘振，使得試飛風險較高，而且需在飛行臺等具備條件的載機上進行改裝，其普遍適用性受到限制。在發動機的飛行試驗中，進行武器發射時發動機工作質量鑒定試飛等存在喘振風險的科目前，必須對發動機消喘系統的可靠性進行檢查和驗證。考慮到安全因素，傳統方法一般采用發動機地面上位機發送消喘指令，在地面檢查發動機消喘系統的工作狀態。該方法可以檢查地面環境下消喘系統的工作情況，但無法檢查和驗證真實飛行條件下消喘后發動機狀態恢復的能力。

本文通過對渦扇發動機消喘系統工作原理進行分析，在傳統方法的基礎上，根據發動機喘振特征，設計了發動機消喘系統飛行試驗方法，并進行了飛行試驗驗證。

2 消喘系統及傳統試驗方法

2.1 消喘系統工作原理

圖1為渦扇發動機消喘系統工作原理[12，16]。飛機座艙防喘開關處于打開位置，滿足飛行高度、飛行速度和發動機轉速條件后，喘振傳感器與相關處理電路檢測到喘振現象并發出喘振信號，調節器控制各作動系統，短時切油、放大噴口面積、調節壓氣機和風扇可調導葉角度。對于可調節式進氣道，調節器發出指令，減小進氣道流通面積。通過以上過程增加壓縮系統的穩定裕度，達到消除喘振的目的。除此之外，在調節器接收到上位機消喘指令信號時，也執行消喘。

圖1 發動機消喘控制系統原理Fig.1 Principle of engine surge elimination system

2.2 傳統試驗方法

采用發動機地面上位機發送消喘指令的試驗操作步驟為：①地面靜止狀態，連接地面上位機，發動機在指定狀態穩定工作；②地面操作人員操作地面上位機，發送消喘指令信號，發動機執行消喘動作。傳統方法可有效檢查消喘系統對短時切油、噴口面積和可調導葉角度等的控制邏輯，且地面靜止狀態和空中飛行狀態一致。但是對于消喘結束后按照一定的起動供油規律(該規律只在消喘結束后執行，無法結合正常的空中起動進行驗證)恢復至消喘前狀態的過程中，由于地面靜止狀態和空中飛行狀態環境的不同，發動機起動供油量存在顯著差異，此時地面檢查試驗無法驗證空中消喘后發動機狀態恢復的能力，需在空中進行驗證，以盡可能化解由此帶來的試驗風險。

3 消喘系統飛行試驗方法

3.1 試驗方法設計

為驗證空中飛行狀態發動機消喘系統的功能及消喘結束后發動機狀態恢復的能力，在傳統方法的基礎上，在座艙內加裝開關，以期通過開關發送消喘指令至調節器，觸發調節器的消喘功能。

發動機在飛行過程中除單次喘振外，還可能出現二次喘振甚至連續喘振(導致喘振的原因未消除或消喘措施未能有效消除喘振)。這種情況下，發動機消喘系統將進行持續短時切油以及噴口面積和可調導葉角度調節，而持續短時切油有可能導致發動機熄火停車。如圖2所示，某發動機空中出現連續喘振，持續切油導致轉速持續降低，而排氣溫度不斷上升，最終造成發動機停車。因此，通過座艙開關觸發發動機調節器的消喘功能，應具備單次喘振和連續多次喘振下驗證消喘功能的能力。據此，在發動機調節器內部設計喘振模擬模塊，模塊內設置喘振模擬程序，分別由不同的代碼標識單次喘振模擬信號和連續多次喘振模擬信號。試驗前通過輸入代碼選擇喘振模擬信號，飛行時由座艙開關觸發喘振模擬程序發出喘振模擬信號，進而觸發調節器消喘功能。

圖3為座艙開關觸發消喘功能的邏輯圖，其中連續多次喘振程序根據發動機實際喘振信號時序特征設計。圖4所示為某發動機連續5次喘振信號時序，圖中ti(i=1～7)為喘振信號持續或間隔的時間。

圖2 發動機連續消喘過程持續切油停車Fig.2 Stop by continuous cutting fuel during one continuous surge elimination

圖3 座艙開關觸發消喘功能的邏輯Fig.3 The logic of triggering surge elimination function by cockpit switch

3.2 測試改裝及地面檢查程序

圖4 發動機5次連續喘振信號時序Fig.4 Five consecutive surge signals of an engine

在飛機座艙內加裝兩位開關，標識“試驗”和“正常”位置。其中“試驗”位置為接通狀態，即發出指令至調節器，觸發相應的喘振模擬模塊；“正常”位置為斷開狀態。飛行試驗前，先在地面靜止狀態驗證加裝的座艙開關及消喘功能。試驗操作方法如下：

(1)地面靜止狀態，調節器上電，通過上位機輸入代碼，選擇調節器選擇模塊中的1次喘振模擬信號或連續多次喘振模擬信號；

(2)發動機指定狀態穩定工作，座艙操作人員將開關撥至“試驗”位置，發動機執行消喘動作，消喘結束發動機恢復至消喘前狀態后，復位座艙開關。

4 飛行試驗驗證

地面檢查加裝的座艙開關功能及消喘邏輯正常后，再進行飛行試驗。飛行試驗分別在不同的試驗點共進行了6次消喘系統功能及消喘結束后發動機狀態恢復能力的驗證，其中4次為連續5次喘振模擬，2次為連續10次喘振模擬。圖5為典型試驗點連續5次喘振模擬消喘過程的時間歷程曲線。表1給出了試驗驗證結果。結果表明：消喘系統按照喘振模擬信號可以連續執行消喘，發動機能有效恢復至消喘前狀態。

表1 消喘系統飛行試驗驗證結果Table 1 The flight test results of surge elimination system

5 結論

圖5 5次喘振模擬消喘過程時間歷程Fig.5 Time history of five simulated surge elimination process

針對渦扇發動機消喘系統飛行試驗驗證的需求和傳統試驗方法存在的問題，提出了單次喘振和連續多次喘振下消喘系統的飛行試驗方法，并進行了飛行試驗驗證。主要研究結論如下：

(1)文中提出的消喘系統試驗方法，可有效驗證發動機單次喘振和連續喘振下消喘系統的功能及消喘結束后發動機狀態恢復的能力，達到了飛行試驗的目的；

(2)消喘系統試驗方法有效化解了飛行試驗風險，可為其他類型發動機消喘系統的驗證提供參考，還可為發動機防喘系統、控制系統故障檢測等其他功能的驗證提供借鑒，具有一定的工程應用價值。