華振

【摘 要】本文基于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通用特性的原理分析了假設(shè)溫度減推力起飛的理論依據(jù)，闡述了假設(shè)溫度減推力起飛方法的本質(zhì)，設(shè)計(jì)了民機(jī)假設(shè)溫度減推力起飛的參數(shù)調(diào)定及計(jì)算方法，并以某民用運(yùn)輸機(jī)為例，對(duì)其減推力起飛和正常起飛過(guò)程進(jìn)行仿真研究和對(duì)比，證明了減推力起飛方案的安全性、可行性和經(jīng)濟(jì)性，可為起飛策略的優(yōu)化提供參考。

【關(guān)鍵詞】渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通用特性；假設(shè)溫度 減推力起飛；仿真研究

0 前言

減推力起飛也稱(chēng)靈活推力起飛，是指在一定的起飛條件和飛行環(huán)境中，在滿(mǎn)足飛機(jī)起飛安全性能的前提下，以相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)正常起飛推力較低推力的起飛方式。假設(shè)溫度減推力起飛也稱(chēng)靈活溫度起飛，是目前大型、重型民航飛機(jī)最常見(jiàn)的減推力起飛方式。在飛行安全條件允許情況下，采用減推力起飛可降低運(yùn)行成本、延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命、降低發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē)率，進(jìn)而提高安全管理水平。

1 假設(shè)溫度減推力起飛的原理

1.1 高涵道比民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度特性

高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)在使用時(shí)為了防止熱端部件的超溫，常在高溫條件下對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力加以限制。某型高涵道比民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的海平面溫度特性如圖1所示。

由此看見(jiàn)，當(dāng)OAT≤T ，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在海平面機(jī)場(chǎng)可保持發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力為T(mén)hrust，此溫度即為發(fā)動(dòng)機(jī)在對(duì)應(yīng)的大氣壓力下的推力平臺(tái)溫度。T是相同大氣壓力（機(jī)場(chǎng)）下可保持發(fā)動(dòng)機(jī)起飛推力的最高大氣溫度。平臺(tái)溫度越高，說(shuō)明該發(fā)動(dòng)機(jī)的推力儲(chǔ)備越大，推力性能越好。

1.2 環(huán)境溫度OAT對(duì)起飛距離的影響

以某型民用運(yùn)輸機(jī)為例，OAT的變化對(duì)不同起飛重量的飛機(jī)全推力起飛距離TOD的影響關(guān)系如圖2所示。起飛重量和環(huán)境溫度的增加都會(huì)增加起飛距離，因此如要保持起飛距離不變，在起飛重量與環(huán)境溫度中的任何一項(xiàng)增大時(shí)，必須控制另一項(xiàng)數(shù)值減小。此類(lèi)圖線也是確定假設(shè)溫度的重要依據(jù)，由場(chǎng)長(zhǎng)和起飛重量決定的最大允許的環(huán)境溫度T是實(shí)施減推力起飛時(shí)最高理論假設(shè)溫度。

1.3 假設(shè)溫度減推力起飛的本質(zhì)

假設(shè)溫度T是一個(gè)向發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)輸入的溫度參考，并非發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作的溫度。假設(shè)溫度減推力起飛的本質(zhì)是，控制系統(tǒng)按照輸入的假設(shè)溫度T查詢(xún)推力管理計(jì)劃表，獲得該溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)正常起飛推力的目標(biāo)轉(zhuǎn)速相似值，在溫度相對(duì)較低的真實(shí)環(huán)境中，通過(guò)降低實(shí)際轉(zhuǎn)速來(lái)達(dá)到與高溫度下同樣的效果，將相似轉(zhuǎn)速調(diào)整到與假設(shè)溫度下一致的水平，這樣也就限制了發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際推力。

2 起飛推力參數(shù)調(diào)定

2.1 假設(shè)溫度的確定

實(shí)施減推力起飛需要確定的最重要的參數(shù)是假設(shè)溫度的值。其選擇可參考以下方法。

T為推薦選擇的假設(shè)溫度；T為發(fā)動(dòng)機(jī)平臺(tái)溫度；K為動(dòng)態(tài)系數(shù)，由飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能衰減情況、飛機(jī)附加重量的變化等情況確定，建議在0.4～0.8之間選擇；此外，應(yīng)檢查T(mén) 選擇不可使發(fā)動(dòng)機(jī)靈活起飛推力低于正常起飛推力的75%。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)的起飛工作參數(shù)計(jì)算

實(shí)施減推力起飛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作參數(shù)可通過(guò)相似換算獲得。

3 仿真驗(yàn)證

以某型民用渦扇飛機(jī)為例，利用數(shù)值仿真的方法對(duì)減推力起飛策略進(jìn)行驗(yàn)證。

起飛條件：無(wú)風(fēng)海平面；標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力；起飛場(chǎng)溫度OAT為20℃；起飛重量為295（1000kg），TODA=TORA=3000 （m），由圖2可知，該條件下的允許起飛最大限制溫度為T(mén)=40℃。選擇K=0.8，可確定假設(shè)溫度T=36℃。圖3顯示了數(shù)值仿真的結(jié)果，以該假設(shè)溫度實(shí)施減推力起飛的過(guò)程中，各主要參數(shù)的時(shí)間歷程，并與OAT=20℃的正常起飛的情況進(jìn)行了對(duì)比。

根據(jù)以上仿真驗(yàn)證可知，按以上方案實(shí)施減推力起飛，起飛距離、起飛速度、離地姿態(tài)、爬升梯度等各項(xiàng)性能均滿(mǎn)足適航規(guī)定，并且減推力值未超過(guò)25%，因此該方案是安全的。雖然減推力起飛會(huì)使飛機(jī)加速性能減弱，使用跑道長(zhǎng)度增加，但同時(shí)也使發(fā)動(dòng)機(jī)物理轉(zhuǎn)速均明顯降低、渦輪前溫度顯著減小，因而對(duì)于提高民機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)使用和維護(hù)的經(jīng)濟(jì)性是有益的。

4 結(jié)論

本文分析了假設(shè)溫度減推力起飛的原理和起飛推力參數(shù)調(diào)定的方法，并以某型民用大涵道比渦扇飛機(jī)為例，通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證了該減推力起飛方案是可行和有益的，為民用飛機(jī)起飛策略的優(yōu)化研究提供了參考。

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[責(zé)任編輯：楊玉潔]