机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验

肖文富，朱彦伟，田琳

(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验

肖文富，朱彦伟，田琳

(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

利用飞行试验的方式，选取相同高度和马赫数条件，对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验，考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。试验结果表明：除飞行慢车状态外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象，且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速；尾吊布局的发动机，进气畸变水平随攻角的增大而增大；发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。另外，飞机姿态变化速率分析表明，飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一。

航空发动机；飞行试验；尾吊布局；机动飞行；进气畸变；可恢复失速

1 引言

飞机机动飞行时产生的气流分离，有可能被吸入发动机中形成进气畸变，进而引起发动机失速或喘振，严重时可导致发动机机件强烈振动乃至严重损坏、发动机热端超温、性能急剧恶化、熄火停车等故障，甚至危及飞行安全[1，2]。虽然在发动机设计阶段和进气道/发动机相容性早期评定阶段[3]，就已预估了发动机飞行包线内的喘振边界，然而受模型和计算方法的制约，预估结果的准确性还需进一步验证。另外，发动机喘振边界随飞行工况变化，相同进气畸变水平条件下发动机可能具有不同的喘振裕度，难以通过进气畸变水平估算发动机喘振裕度水平。因此，就目前而言，通过飞行试验来验证进发相容性问题仍具有不可替代的作用。

为研究机动飞行与发动机进气畸变的关系，前人做了大量研究工作[4～8]。由NASA Dryden飞行研究中心负责的F/A-18A大攻角研究机(HARV)计划的目的之一，就是通过稳态气动条件和相应机动飞行获得全尺寸试验机的飞行试验数据，并用于解释从固定姿态风洞试验中获得的最大总压畸变，能否代表实际机动飞行中遇到的最大总压畸变水平[8]。利用F/A-18A大攻角研究机作为试飞平台，具有常规高性能飞机都不具备的大攻角持续飞行优势。虽然一般的运输类飞机无法做到HARV实现的大攻角持续机动飞行，但也存在飞机机动飞行时可能因机身或机翼影响导致发动机进气畸变的问题[9]。本文采用飞行试验的方法，研究了某尾吊布局大涵道比涡扇发动机，在飞机执行机翼水平失速试验过程中，失速掉转的特点及其影响因素。

2 试验对象和方法

2.1 试验对象

试飞平台为某型运输类飞机，其发动机采用尾吊的方式安装，飞机平台和发动机安装位置示意见图1。试验发动机为安装在尾吊布局飞机上的某型大涵道比分排涡扇发动机，图2为其剖面示意图。该型发动机的涵道比达5～6，风扇直径约1.4 m。

图1 飞机平台及发动机安装位置示意图Fig.1 The aircraft platform and engine installation location diagram

图2 被试发动机剖面示意图Fig.2 Schematic profile of the test engine

2.2 试验方法

试验前通过飞机失速特性试飞，来确定所选平台是否具备进行逼喘试验的可能性。如果在飞机机体攻角增加过程中，发动机比飞机提前失稳，则该飞机可通过自身的机动动作对发动机进行逼喘试验。

飞行试验过程保持发动机油门杆位置不变，通过飞机机翼水平失速的机动动作来获得发动机进气畸变。飞机进行机翼水平失速机动时，由于机身和机翼产生的低能流体被吸入发动机进口，会导致发动机进气畸变。图3给出了机翼水平失速时飞机姿态的变化，可见机翼水平失速，主要是通过改变俯仰角来改变攻角实现的。

为在机翼水平失速试验过程中获得发动机进气总压流场，在一侧发动机进口安装了总压测量耙。测量耙的设计借鉴了文献[4]及APR-1420[10]的方案，采用8支耙，每支耙上5个探针。发动机进口总压测点布局如图4所示。畸变指数采用美国GE公司提出的IDC指数[9]。

图3 机翼水平失速时试验飞机姿态随时间的变化曲线Fig.3 Aircraft attitude changes with time during wing-level stall test

图4 发动机进口总压测点布局(逆航向看，右侧靠近机身)Fig.4 Layout of engine inlet total pressure measurement rakes (reverse course，right next to the fuselage)

2.3 试验矩阵

表1给出了飞机机翼水平失速产生进气畸变的试验矩阵。试验在相同高度和马赫数条件下进行，可减小试验雷诺数的影响。试验的4种发动机功率状态，除飞行慢车外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象。

3 试验结果

3.1 发动机失速掉转过程主要参数变化

图5为飞机执行某次机翼水平失速试验时，一侧发动机失速掉转过程中，飞机攻角α、侧滑角β、油门杆角度φ、风扇换算转速nlc、高压转子换算转速nhc、高压压气机出口总压p3、燃油流量Wf、涡轮级间温度t5的时间历程。图中所示起始时刻，发动机稳定在某一状态(φ≈ 45.8°，nlc≈84.1%，nhc≈86.3%)。随着飞机攻角的增大，发动机一直保持该稳定状态。当飞机攻角增大至12.3°时，油门杆角度仍保持在45.8°，但高压压气机出口总压出现突降(从14.8 kPa突降至7.5 kPa)。与此同时，风扇换算转速和高压转子换算转速也出现降转现象。每出现一次高压压气机出口总压突降，发动机燃油流量就会及时调整，使高压压气机出口总压回升。虽然经过燃油流量调节，高压压气机出口总压有所回升，但仍处于下降趋势内。经几次调整后，发动机转速开始上升，逐渐恢复到原来状态。可见，该发动机失速掉转属于典型的可恢复失速现象。

表1 机翼水平失速产生进气畸变的试验矩阵Table 1 The test matrix of wing-level stall test inducing inlet distortion

图5 发动机失速掉转过程中主要参数的变化曲线Fig.5 The curves of main parameters during engine turning around

3.2 进气畸变的特点

图6给出了攻角为6.1°和12.3°时发动机进口总压分布云图，其中图6(b)对应发动机失速掉转的初始时刻，图中pt为总压，ptav为参考压力。可见，图6 (b)中存在3个明显的低压区，与图6(a)其中2个低压区位置相对固定，另一个低压区随着攻角的增大其位置由右下向上方移动，该低压区由机翼水平失速动作造成。进口下部还存在一个主要由短舱唇口下缘气流分离引起的低压区，随着攻角的增大，其存在增大并往右侧扩展的趋势。为对比畸变水平，采用公式(1)计算畸变指数。攻角为6.1°时，IDC=0.05；而攻角为12.3°时，IDC=0.19。可见，随着攻角的增大，畸变水平提高。

图6 发动机进口总压分布云图(逆航向看，右侧靠近机身)Fig.6 Contours of engine inlet pressure distribution(reverse course,right next to the fuselage)

式中：pav为区域平均压力，pF,av为面平均压力。

3.3 发动机失速掉转与功率状态的关系

不同飞行条件下同一台发动机的喘振边界可能不同，因此即使畸变水平相同也不一定都会导致失稳现象出现。由于发动机的喘振裕度与其功率状态有关，因此发动机失速掉转可能与其功率状态有关。

图7利用风扇转速来表示大涵道比涡扇发动机推力水平，给出了风扇转速与发动机失速掉转初始时刻攻角的关系。可见，随着风扇转速的增加，发动机失速掉转初始时刻攻角存在一定的减小趋势。表1列举的试验点中，攻角大小可代表进气畸变状态。从表1可知，在相似飞行机动条件下，发动机慢车状态在试验过程中未发现失速掉转现象，相对于其他几种较大推力状态而言，其受进气畸变的影响较小。因此，随着功率状态的增加，大涵道比涡扇发动机趋向于更易失稳的状态。

图7 风扇转速与发动机失速掉转初始时刻攻角的关系Fig.7 Fan speed vs.AOA at the point of engine initial turning

3.4 飞机姿态变化速率的影响

飞机运动变化速率产生惯性力矩，这些力矩使得转子叶间间隙发生变化而影响压气机稳定裕度。为分析飞机姿态变化与失速之间的相关性，引入文献[8]中NASA提出的综合飞机姿态变化速率参数(ΔS)。ΔS描述为：

图8示出了飞机攻角及姿态变化速率随时间的变化曲线，其中还叠加了发动机失速掉转起始位置。飞机操纵均按机翼水平失速的试验动作执行。从图中可看出，发动机失速掉转的起始时刻对应着飞机姿态变化速率的某个局部最大值。从试验动作开始，随着攻角的逐渐增大，还出现了几次类似的局部最大值；只有当攻角增大到一定程度时，飞机姿态变化参数的局部最大值才对应发动机失速掉转初始时刻。因此，飞机姿态变化参数不能作为是否失速的唯一判据，飞机姿态的剧变只是发动机失速掉转的诱因之一。

图8 飞机攻角及姿态变化速率随时间的变化曲线Fig.8 Curves of AOA vs.time and attitude change rate vs.time

4 结论

本文利用机翼水平失速试验捕捉到了发动机失速掉转现象，通过试验结果分析，得出以下结论：

(1)捕获的发动机失速掉转为可恢复失速。

(2)尾吊布局的发动机进气畸变水平随攻角的增大而增大。攻角增大过程中，发动机进气总压分布存在相对固定的低压区，也存在随攻角变化的低压区。

(3)相对于其他较大的功率状态，发动机慢车状态受进气畸变的影响较小；随着功率状态的增加，大涵道比涡扇发动机趋向于更易失稳的状态。

(4)发动机失速掉转起始时刻对应着飞机姿态变化速率的某个局部最大值，表明飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一，但飞机姿态变化参数不能作为是否失速的唯一判据。

[1]Walsh P P，Fletcher P.Gas Turbine Performance[M].2th ed.Oxford：Blackwell Science Ltd.，2004.

[2]廉筱纯，吴虎.航空发动机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2005.

[3]吴虎，廉小纯，崔建勇.多级轴流压气机喘振边界预估的一种新方法[J].推进技术，1997，18(2)：75—77.

[4]Yuhas A J，Ray R J，Burly R R，et al.Design and Develop⁃ment of an F/A-18 Inlet Distortion Rake:A Cost and Time Saving Solution[R].AIAA 94-2132，1994.

[5]Steenken W G，Williams J G，Walsh K R.Inlet Flow Char⁃acteristics during Rapid Maneuvers for an F/A-18A Air⁃plane[R].NASA/TM-1999-20658，1999.

[6]Amin N F，Hollweger D J.F/A-18A Inlet/Engine Compati⁃bility Flight Test Results[R].AIAA 81-1393，1981.

[7]Steenken W G，Williams J G，Yuhas A J，et al.Factors Af⁃fecting Inlet-Engine Compatibility during Aircraft Depar⁃tures at High Angle of Attack for an F/A-18A Aircraft[R].NASA/TM-1999-206572，1999.

[8]Walsh K R，Steenken W G，Williams J G.Summary of In⁃let Characteristics of the F/A-18A High Alpha Research Vehicle[R].AIAA 98-3713，1998.

[9]刘大响，叶培梁，胡骏，等，航空燃气涡轮发动机稳定性设计与评定技术[M].北京：航空工业出版社，2004.

[10]Gas Turbine Engine Inlet Flow Distortion Guidelines[R].SAE ARP 1420，1978.

Flight Test of Engine Stall Induced by Wing-Level Stall Maneuver

XIAO Wen-fu，ZHU Yan-wei，TIAN Lin
(China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

Wing-level stall flight tests have been done to examine the response of engine power to inlet dis⁃tortion,using a tail mounted aircraft at the same height and speed.Engine speed drop phenomena have been captured in several power cases,except flight idle power.The test results show that the engine stall drop phenomenon is a typical recovery stall;the engine inlet distortion increases with the angle of attack; the higher engine power level becomes the more unstable tends to be;the analysis of aircraft attitude rate in⁃dicates that the dramatic change of aircraft attitude may be one of the causes for the engine stall.

aero-engine；flight test；tail-mounted；maneuver flight；inlet distortion；recovery stall

V217

：A

：1672-2620(2014)04-0027-04

2014-02-26；

：2014-05-26

肖文富(1982-)，男，福建永定人，工程师，硕士，主要从事发动机性能特性试飞工作。