某型涡轴发动机试飞平台设计及试验验证

赵海刚, 郭佳男, 王俊琦

(中国航空工业集团公司中国飞行试验研究院，西安 710089)

航空发动机研制是一项复杂的系统工程，每一型发动机都有其自身的特点。新型号发动机往往采用了大量的新设计、新工艺、新材料[1-5]，在新型号发动机研制中，当完成了必要的地面试验后，应尽快装机进行飞行试验，验证发动机的性能和功能，及早暴露发动机的缺陷，为修改设计及下一步的研制决策提供第一手的数据和资料，从而缩短发动机的研制周期，降低研制风险[6-9]。

进入21世纪后，虽然飞机/发动机的仿真能力显著增强，部件和整机的试验验证能力也得到了大幅提高，但是国外发动机制造商对飞行平台的利用率不但没有降低，反而呈现不断上升的趋势。发动机飞行台试验的目的是初步验证发动机的性能及功能，暴露存在的故障及设计缺陷，为修改设计及下一步的研制工作提供决策依据。根据中外发动机的研制经验，为了降低配装原型机试验的风险，一型发动机在正式开展定型/鉴定试飞前必须经过飞行台试验[10-13]。此外，对于定型试飞过程中遇到的重大技术问题的攻关，如果原型机为单发平台，为了化解试飞风险，也会选择飞行台开展攻关试飞。

包括俄罗斯、美国、英国等航空发达国家在内，都非常重视飞行台的系列化建设，飞行台类型较为全面，飞行台数量很大[14-15]。俄罗斯最著名的发动机飞行台伊尔-76飞行台，同一时间总共有7架之多，先后进行了NK-86发动机、D-18T涡扇发动机、PS-90A/P/-12涡扇发动机、D-236T对转桨扇发动机、D-27对转桨扇发动机、TV7-117A涡桨发动机、NK-93共轴反转桨扇发动机、Sam146涡扇发动机、D-30kP-3涡扇发动机、Kaveri涡扇发动机等空中试验。美国GE公司曾利用多种不同飞机作为飞行台以进行推进系统的研究工作，包括Saber liner 75A/80、Grumman G1、B707、A300、B727、MD-80、Lear24、B747等。英国RR公司的发动机飞行台有Vulcan、VC-10、B747、A340、A380等。在涡轴发动机飞行试验台方面，国外的T700的民用型CT7-2、CT7-6、CT7-8A、CT7-8B、CT7-8E、CT7-8F在黑鹰直升机上的取证试飞，装AH-64、UH-60L直升机的T701、T701C发动机在黑鹰UH-60A直升机上的科研试飞。

因此，从外国航空发动机飞行台的建设和飞行试验方面来看，发动机飞行台试飞是缩短新发动机研制周期、降低研制风险的重要手段，也是军用航空发动机设计定型试飞验证和民用航空发动机它机适航取证试飞的重要平台，具有重要的工程意义。中国无论从数量还是试飞的深度等方面均与外国有较大的差距[16]。

某型涡轴发动机为中国新研的第三代大功率涡轴发动机，为了避免新研发动机直接配装新研直升机试飞的技术、安全以及进度风险，尽早暴露发动机在设计、制造等过程中的问题和缺陷，加快该型号研制进度，在某型机械液压控制动力系统的直升机上，通过分析研究某型战术通用直升机电气、动力、燃油、环控等设计图纸，对照涡轴发动机全数控系统的装机特点，先后经历了试飞平台建设总体方案论证、各系统方案详细设计及相关产品的研制、试验验证等环节，搭建全数控涡轴发动机它机试飞平台，并开展了充分的飞行试验进行验证。

1 研究方案

研究方案分为4个阶段，如图1所示。第1阶段为总体论证阶段，通过查阅相关资料，研究分析了某型直升机各系统的设计以及某型涡轴发动机的技术需求，完成试飞平台总方案论证；第2阶段为详细方案设计阶段，针对主要技术难点开展攻关设计，完成详细设计方案的编写；第3阶段按照设计方案完成各系统搭建、交联、匹配，同过地面试验和飞行试验进行验证；第4阶段根据飞行试验结果开展分析研究，完成技术总结。

图1 研究方案

2 关键技术设计

2.1 起动电气系统设计研究

某型涡轴发动机为全数控的涡轴发动机，起动工作原理为：由空气涡轮起动机带转燃气发生器转子某一转速，开始供油、点火，在空气涡轮起动机和燃气涡轮的共同带转下，燃气发生器转子上升至某转速时，起动机脱开，发动机自动起动到“慢车”或“飞行”状态。

在起动控制方面，某型涡轴发动机与直升机原装的机械液压发动机的区别在于：首先，起动操纵系统更加集成化，其为“发动机状态选择”开关等，不再需要通过人为组合各个开关、按钮来形成起动相关命令，集成化程度高；其次，发动机的点火命令、起动过程中的供油时机控制逻辑由数控系统控制；最后，燃油增压由人工提前进行控制，不再归直升机起动控制逻辑执行。因此，原有的直升机起动操纵系统、起动电路控制系统已经难以与某型涡轴发动机进行匹配，必须针对全数控涡轴发动机起动系统的设计特点，在发动机起动操纵、起动控制继电器以及各执行机构/部件等3个层面重新进行系统设计和搭建。

设计搭建全数控的某型涡轴发动机起动控制软、硬件系统。在起动操纵系统方面，新增了“假起动”“冷运转”“发动机状态选择”等开关，并借用了原机“左发防冰/放气”开关、“右发防冰/放气”开关及“加温/起动气源选择”开关、“供油选择”手柄等4个开关/手柄，通过以上开关/手柄的组合操纵，为逻辑控制系统输入起动相关命令信号，进而实现假起动、冷运转、注油排气、发动机起动等程序，其中发动机起动功能由双发“发动机状态选择”开关、“加温/起动气源选择”开关和“供油选择”手柄等操纵组合，实现不同气源[辅助动力单元(auxiliary power unit，APU)、交叉、外部]、不同供油油路(直接、交叉供油)以及单发依次/双发同时起动等不同起动方式的命令输入。

双发电子控制器与继电器箱是本起动控制系统的第二大部分：将输入开关信息通过逻辑转化为控制各功能或机构的开关指令。针对气源供给控制逻辑设计了继电器箱，以实现包含了单发依次起动、双发同时起动，以及不同气源起动方式的选择。具体控制规律如下。

(1)在起动加温气源选择活门置于“APU”位置时，双发用户引气活门与APU旁通活门处于默认状态。

(2)在起动加温气源选择活门置于“APU”位置时且电子控制器给出起动指令时，需打开空气起动机起动电磁活门，并控制APU旁通活门为关闭状态，双发用户引气活门不动作。

(3)在起动加温气源选择活门置于“ENG”位置时，需控制双发用户引气活门打开。

(4)在起动加温气源选择活门置于“ENG”位置时且电子控制器给出起动指令时，需关闭本发用户引气活门，并打开空气起动机起动电磁活门。

以发动机正常起动为例，当发动机状态选择开关置于“慢车”位置时，该开关信号输入28 V开关量信号给电子控制器，电子控制器同时输出点火信号和起动信号给继电器箱，点火信号经继电器箱后提供大电流输出给交流电机，用于启动发动机的点火功能，继电器箱根据电子控制器输入的起动信号，并结合原直升机“加温/起动气源选择”开关进行逻辑判断，并输出指令打开各个气源电磁活门。

2.2 旋翼负载与发动机功率匹配设计与优化

在全数控的涡轴发动机设计中，所有的燃油调节通过发动机的电子控制器来给定，而燃油调节器仅仅起到一个执行的作用。在发动机稳态过程中，燃油调节和直升机原控制一样，根据Np/Nr=100%恒定控制规律(Np为自由涡轮转速，Nr为旋翼转速)。发动机功率与总距杆角度、旋翼负载保持对应关系。但根据电子控制器的非稳态设计逻辑，需要将总距杆角度变化速率输入到电子控制器中，通过电子控制器的软件计算来调节非稳态过程中的燃油供给量，因此，原有的通过总距杆、负载输出轴、泵调节器的直升机非稳态机械式燃油调节系统已不适用全数控的涡轴发动机控制技术需求，需要重新建立相关燃油调节，并进行试验标定、优化等程序。

根据某型涡轴发动机数控系统对燃油调节量的技术需求，在某型直升机上加装了总距位移传感器，建立了总距杆与电子控制器之间的燃油调节电气交联，通过数控系统的软件设置功能，在动力涡轮转速控制模块中引入了总距杆位置信号，在总距杆位置变化时，数控系统根据其变化量提早改变进入发动机的供油量，减少转速超调和过渡过程的时间，保证Np/Nr的动态超调精度。当总距杆位置不再变化时，此路补偿信号为0，不影响动力涡轮转速稳态的无差控制要求。这样总距杆的信号可以用来提前反映负载的变化，可用于快速加载或者减载时的前馈控制，减少加减载过程中的旋翼转速的下垂和超调。

在整个系统设计、加装完成后，分别进行总距杆角度输入量参数地面标定、不同提放总距的发动机加减速试验，根据试验结果，进行数控系统燃油供油关系的优化、调节。图2所示为不同燃油调节规律下某型涡轴发动机加减速试验曲线。通过多次调整最终满足了在发动机非稳态过程中的Np/Nr的动态超调不大于2%指标要求。

图2 试验曲线

2.3 全动力系统的重新设计构建

考虑到全数控发动机的发参信息的丰富性以及数字式显示方式与机械液压发动机差异较大，搭建了发参/飞参数据采集与显示告警系统，同时兼顾试飞数据的实时采集、记录、遥测处理等功能。该系统由发参/飞参采集控制系统和显示告警系统两部分组成，同时兼顾对试飞数据的机上实时采集、记录、遥测处理等功能。电子控制器水平安装在直升机机舱后端两侧位置，并在安装支点位置设有专用减振器，以缓冲试验中直升机对电子控制器的振动干扰。继电器箱安装在直升机舱内测试设备支架上，由机上直流汇流条提供28 V直流电源。

3 试验验证与结果分析

为了满足某型涡轴发动机试飞平台技术需求，对直升机进行了发动机操纵、发参及部分飞参显示告警、电气控制、供电等方面的适应性改装，以确保各系统功能适用性以及使用安全性。具体包括静态通电导通检查、静态控制逻辑通电检查、地面开车试验检查、发动机控制系统与直升机传动系统振动耦合性专项试验。具体有以下4个方面。

(1)检查加装或改装的发动机操纵、发参及部分飞参显示告警、电气控制、供电等各系统功能是否正常，评定各系统是否满足某型涡轴发动机试飞技术需求。

(2)检查发动机操纵、发参及部分飞参显示告警、电气控制、供电等之间以及加装或改装系统与直升机本体之间匹配性。

(3)进行直升机传动系统传动与发动机控制系统耦合扭振稳定性地面试验检查。

(4)检查改装后的直升机平台其他各系统功能是否正常，以确保在后续试验中的试飞安全。

3.1 地面验证试验结果分析

地面试验首先进行全机静态通电检查，实现操纵、显示告警、控制逻辑等进行逐一通电检查和逻辑验证。验证无误后地面开车试验，主要包括：发动机假起动、冷运转、地面开车；单、双发稳态及过渡态，匹配试验；发动机数控系统专项试验。

3.2 飞行试验验证结果分析

地面试验完成各项验证工作后，各系统工作正常，未出现不匹配的问题，即可开始进行飞行试验验证。主要验证升级后的直升机动力系统各功能正常性、可靠性。

图3所示为气压高度Hp=5 200 m高度下的发动机空中起动试验曲线。图4所示为Hp=1 900 m高度下的发动机空中起动试验曲线，其中起动方式为采用陪试发动机引气进行的交叉紧急起动。图3、图4中，Ng、Ngp、T45、T45P分别为试验发动机和陪试发动机的燃气发生器转速、温度参数符号；Ses、Hp、Vi、CPL、Mkp分别为发动机起动信号、气压高度、飞行速度、总距杆角度和发动机扭矩。

从图3、图4可以看出，某型涡轴发动机在直升机平台上起动良好，起动过程中在地面起动过程中，起动控制逻辑正常；采用起动机气源的发动机地面起动时间均满足型号规范中的指标要求；起动过程中未出现超温，最大T45均满足型号规范要求。

图3 高空飞行工况下的发动机空中起动试验曲线

图4 低空飞行工况下的发动机空中(交叉)起动试验曲线

4 结论

以某型直升机为平台，设计搭建某型涡轴发动机试飞平台，通过地面和飞行试验验证，得出如下结论。

(1)搭建全数控发动机起动电气控制系统，试飞过程中发动机起动控制功能正常。

(2)直升机旋翼负载与发动机功率匹配控制功能良好，满足发动机功率调节需求。

(3)完成了发参显示告警、发动机操纵系统等全动力系统的重新构建，各系统工作正常。

(4)试飞平台满足某型涡轴发动机的试飞鉴定需求，有效推进了该型发动机的研制进度，规避了新研发动机直接配装新研直升机试飞的进度风险和安全风险。