1 種民用渦軸發動機吸冰適航符合性試驗方法

陳 嶺

（中國航發湖南動力機械研究所，湖南株洲412002）

0 引言

航空發動機吸入其進氣部位結冰后脫落的冰塊，可能引起功率損失、喘振、熄火、停車等問題。在CCAR 33.77 中對民用航空發動機吸冰提出了要求，其根本目的是對航空發動機在預期自然吸冰條件下進行強度驗證，即驗證其不會對發動機葉片的正常工作產生不利影響[1-2]。

西方航空發達國家針對航空發動機吸冰問題開展了長期的數值模擬和試驗研究[3]，從20 世紀50 年代即開始對冰塊撞擊葉片的角度和撞擊位置進行數值模擬，在冰塊撞擊特性的分析、熱載荷計算、冰形模擬等方面也積累了一些經驗[4]，開發了一批相對成熟的吸冰數值模擬軟件，包括NASA 的LEWICE 軟件、意大利的CIR-AMIL 軟件、加拿大的FENSAP-ICE軟件，并在實際工程中應用。開展數值模擬的同時，NASA 利用冰風洞試驗技術來模擬真實的飛行環境，進行了大量的結冰、吸冰試驗[5-7]。中國對發動機吸冰、結冰的研究起步較晚，而且多為發動機結冰研究。李靜[4]通過分析不同轉速對水收集系數以及結冰的影響，進行某型發動機旋轉帽罩的3 維結冰數值模擬和試驗研究；申曉斌等[8]開展對發動機進氣道短艙前緣結冰3 維模擬研究；楊軍等[9]對發動機進口支板結冰和防冰試驗進行了研究。在公開文獻中，吸冰符合性研究較少，只有曾海軍[10]對發動機風扇葉片結冰、吸冰適航符合性設計與驗證方法進行了研究。隨著中國航空工業的發展，在航空技術研究領域投入的人力、物力和財力不斷增加，北京航空航天大學、上海交通大學等高校均開展了結冰風洞試驗技術、防冰系統設計等方面的研究，并取得了一些成果[11-15]。

本文對試驗用冰、投冰系統及試驗程序和結果的符合性開展研究，介紹了1 種民用渦軸發動機吸冰適航符合性試驗方法。

1 試驗用冰的符合性

1.1 冰的分類

在飛行實踐中，當所遇到的結冰飛行條件和氣象條件不同時，就會形成不同類型的結冰。各類冰的典型特征如下：

（1）毛冰。毛冰是在過冷水滴接觸飛機表面還沒來得及擴散就完全凝結而成，通常形成于氣溫相對較低、飛行速度較慢的條件下，水滴尺寸較小、形成過程非常快。毛冰的形狀比較規則，顏色呈灰乳白色、表面很粗糙、結構疏松、附著力較差，對發動機產生不可接受的影響概率較小。

（2）明冰。明冰一般在溫度較高、水滴尺寸較大、液態水質量分數較大、飛行速度較快條件下形成。明冰顏色透明，質地也比其他類型的冰更硬，冰型很不規則，與表面的結合更牢固、不宜剝落，還會改變結冰部件的形狀。明冰是所有類型結冰中危害最大的。

（3）混合冰。混合冰的形成速度快、比較厚、表面粗糙、形狀不規則、表面凍結牢固。混合冰對進氣機匣外形會造成較大的改變，也很難脫落，一旦脫落，則會對發動機產生很嚴重的破壞，其危害略小于明冰。

因此，為了在更加嚴酷的條件下考核發動機吸冰產生的影響，本文選擇明冰作為吸入物進行試驗。

1.2 冰模設計

通過分析結冰試驗數據確定本次用冰厚度；為更嚴酷考核發動機，需盡量保持冰塊輪廓，結合進氣網罩的網格間距，選擇正方體為試驗用冰形；綜合上述條件設計冰模，其由底盒、分離層、及4 塊冰格組成，如圖1 所示。

圖1 試驗用冰模

為讓冰塊順利通過發動機進氣網罩的網格，冰模網格尺寸比發動機進氣網罩的網格尺寸略小。冰模考慮了由水制成冰過程中的物理特性后通過3D 打印而成。

由于水變為冰的過程中具有較強的黏結性，導致脫模困難、棱角易破損等，在設計時加入超疏水分離層，分離層即為構造超疏水表面，通過改變疏水材料表面的微觀結構實現改造表面粗糙度，達到疏水的目的。分離層的超疏水性越好，水滴在分離層表面上越接近球形，水滴的接觸面積也越小，越易從分離層表面滑落。分離層降低了冰分離的難度，提高了冰的質量。

1.3 冰塊制作

制冰在恒定的環境溫度下進行，在制冰過程中蒸餾水以一定速率持續冷卻降溫至相變平衡溫度，當繼續冷卻降溫打破相變平衡溫度后持續形成冰[16]。由于測量精度所限，本文以20 ℃降至-4 ℃為例，多次測量制冰溫降數據，各測點取平均值后繪制曲線，如圖2 所示。從圖中可見，水溫約以0.21℃/min 降低，在-3℃附近溫降速率開始減緩，每單位溫度所需溫降時間變長。參考國軍標[17]相關規定，本次試驗制冰先在-18℃的環境溫度下放置48 h 后，再在-6℃的環境溫度下放置24 h。文獻[4]中“水滴直徑對冰形有決定作用；隨著液態水含量增加冰霜均轉變為明冰”。冰模制冰具有大水滴直徑、液態水含量高等特點，因此制作的冰即為明冰。

圖2 制冰溫降

試驗前在常溫（日間氣溫為6～8℃）條件下開展調試：將冰塊放置在漏斗中（漏斗有保溫層）20 min 后觀察無水滴，冰塊棱角清晰未融化，質量、溫度經測量均滿足適航條款要求。

2 投冰系統的符合性

2.1 投冰裝置的符合性

該型發動機手冊規定：在任何功率狀態下，直升機進氣道都不能在瞬間釋放超過50 g 的冰。若試驗時吸冰50 g，發動機未引發功率損失、喘振、熄火、停車等問題，則滿足CCAR33.77 條款。

投冰裝置主要由漏斗、遠程控制器、閘門、及進氣網罩組成。試驗前需對投冰裝置進行調試。在靜態條件下投冰，約有22%的冰濺落在網罩外；在發動機最大連續狀態下投冰，約有5.7%的冰濺落在網罩外。上述結果表明：在發動機工作時氣流對冰的軌跡有一定影響，但不能確保冰全部吸入發動機，因此吸冰符合性試驗失敗后，對投冰裝置進氣網罩進行優化設計，優化后的投冰裝置結構如圖3 所示。

圖3 投冰裝置及網罩

進氣網罩增加防護網后可使投入的冰塊全部吸入發動機。在試驗時防護網對進氣流場形成局部畸變，增加了試驗的風險和難度，但不影響試驗結果，可滿足適航條款要求。

2.2 投冰速度的符合性

在飛行中發動機吸冰時，冰塊進入發動機的瞬間速度為

在一般情況下，冰塊脫落后作垂直運動。由于飛行器為水平高速飛行，相對飛行器的水平速度為0，冰塊自身的下落速度可以忽略不計。在試驗時，因發動機固定不動，冰塊在發動機正上方投入進氣網罩內，冰塊的水平速度相對發動機的速度為0，垂直速度可忽略。因此在試驗時吸冰速度能模擬飛行時被吸入發動機進氣道的冰塊速度。

3 試驗程序及結果的符合性

3.1 試驗程序

為驗證發動機是在最大巡航功率下正面積聚最多數量的冰，試驗在發動機最大連續狀態穩定后投入全部50 g 冰。完整的試驗程序如圖4 所示。

圖4 試驗程序

3.2 試驗結果

發動機在投冰后52 s 內吸入全部投入的50 g冰。在試驗過程中對發動機燃氣發生器轉速NXNH、動力渦輪轉速NXNPT、振動、渦輪進口溫度T45M及扭矩WTRQSD進行測量，將試驗數據整理，如圖5～7 所示。

從圖5～7 中可見，在吸冰過程中，發動機轉速、溫度、振動及扭矩均未明顯波動，各參數峰值均在吸冰試驗規定范圍內；發動機未發生熄火、喘振及不可接受的損傷。

圖5 試驗轉速

圖6 試驗扭矩及溫度

圖7 燃氣發生器振動總量

33.77 條款要求試驗條件為-4 ℃，而實際試驗條件為6 ℃，由于吸冰試驗主要考核發動機吸入冰塊后壓氣機部件是否有損傷，試驗后的功率降低了0.14%滿足要求，而功率均是在換算到海平面標準大氣溫度、壓力條件下進行對比，因此發動機功率檢查與環境溫度無關。發動機在最大連續狀態下運行時，壓氣機出口溫度接近400 ℃，在進入燃燒室之前，冰塊經過雙級離心葉輪的撞擊已經氣化，對燃燒室的工作狀態和發動機熄火特性沒有影響。在發動機最大連續狀態下運行時的喘振裕度差異很小，發動機有足夠的喘振裕度；同時進口空氣流量差異很小，冰塊在發動機進口被吸入的速度基本沒有差異。因此不管是在-4 ℃還是6 ℃條件下進行試驗，對試驗的符合性無影響[2，15]。本次試驗滿足適航33.77 條款相關要求。

4 結論

本文根據飛行實踐中所遇到的飛行條件和結冰氣象條件的不同，總結了各類冰的典型特征，并選定明冰作為試驗被吸物，探索滿足符合性要求的制冰模具及制冰方法。得到以下結論：

（1）采用冰模分離層降低了冰分離的難度，提高了冰的質量；冰塊棱角清晰未融化，其質量、溫度測量值均滿足適航條款要求。

（2）通過靜態調試投冰裝置，進行發動機吸冰試驗驗證：無防護網的進氣網罩會導致符合性試驗失敗；對進氣網罩優化設計后，可使投入的冰塊全部吸入發動機內，保證了試驗的有效性。

（3）在試驗過程中發動機未出現熄火、喘振及不可接受的損傷。試驗溫差對符合性的影響分析結果表明：試驗符合33.77 條款要求。

本次試驗中由于國內技術尚不支持疏水材料3D打印，未能進一步降低冰塊脫模難度。同時，據查閱，中國無相關文獻論述冰塊與葉片撞擊有限元分析情況，因此本文缺少計算與試驗對比結果，有待進一步研究。