田培強(qiáng)，王彬文，吳敬濤，鄧文亮，張惠，張亞娟

（中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710000）

引言

飛機(jī)航線覆蓋面積廣且運(yùn)行/服役環(huán)境條件復(fù)雜，雖然航線已覆蓋大部分區(qū)域，但仍尚未覆蓋極寒地區(qū)且存在維護(hù)難等問題[1,2]。無論是FAR還是CCAR適航條款，都含有類似CCAR.25.1309（a）款的要求，即航空器機(jī)載設(shè)備、系統(tǒng)及其安裝必須保證在各種可預(yù)期的運(yùn)行條件下能完成預(yù)定功能[3]。其中“可預(yù)期的運(yùn)行條件”包括預(yù)期運(yùn)行條件下的極端低溫環(huán)境，即需進(jìn)行極端環(huán)境條件下飛機(jī)系統(tǒng)性能驗(yàn)證，考核機(jī)場停放的飛機(jī)低溫冷浸透后再起動(dòng)性能[4,5]，這就要求飛機(jī)在研制和適航取證階段采用分析和試驗(yàn)的方法，表征極端低溫環(huán)境下飛機(jī)系統(tǒng)性能符合性。

本文圍繞低溫下飛機(jī)系統(tǒng)的狀態(tài)響應(yīng)問題，分析實(shí)驗(yàn)室低溫環(huán)境的有效性，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)功能與原理，量化極端環(huán)境對(duì)飛機(jī)的影響，確定出飛機(jī)可承受的極端條件，再依據(jù)系統(tǒng)環(huán)境響應(yīng)來優(yōu)化全機(jī)環(huán)境試驗(yàn)方案和飛機(jī)維護(hù)時(shí)間，為飛機(jī)運(yùn)營安全和維護(hù)提供支撐。

1 飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境有效性分析

由于飛機(jī)外場環(huán)境試驗(yàn)受限于自然界不可控的溫度條件[6]，外場所遇到的最低溫度不能完全滿足適航條款的環(huán)境要求，這就需要引入實(shí)驗(yàn)室氣候環(huán)境試驗(yàn)，建立可控的氣候環(huán)境試驗(yàn)條件，拓展飛機(jī)外場試驗(yàn)環(huán)境來進(jìn)行適航符合性驗(yàn)證，但從外場環(huán)境試驗(yàn)轉(zhuǎn)到實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)過程，需要建立在內(nèi)外場試驗(yàn)具有一致性的基礎(chǔ)上，因此本節(jié)圍繞實(shí)驗(yàn)室環(huán)境的有效性進(jìn)行分析。

1.1 飛機(jī)外場運(yùn)營環(huán)境分析

根據(jù)外場百葉箱裝置測量結(jié)果，飛機(jī)外場環(huán)境試驗(yàn)中環(huán)境溫度最低點(diǎn)為夜晚的-35 ℃，實(shí)際飛機(jī)外場試驗(yàn)是在早晨的溫度回升階段進(jìn)行的，故其機(jī)采設(shè)備測溫高于外部環(huán)境溫度，選取外場環(huán)境下飛機(jī)靜溫/總溫為-28.8 ℃。在此環(huán)境下，作為飛機(jī)的重要核心系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)需滿足適航條款要求，即發(fā)動(dòng)機(jī)能在特定低溫環(huán)境溫度下正常起動(dòng)，因此發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)的耐受溫度邊界是整機(jī)環(huán)境試驗(yàn)的重要參數(shù)。而發(fā)動(dòng)機(jī)外部溫度傳感器安裝在吊掛上，并且吊掛環(huán)境溫度直接關(guān)聯(lián)著發(fā)動(dòng)機(jī)燃油和液壓油的油液溫度，所以本小節(jié)圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)附近的吊掛外場環(huán)境溫度作為實(shí)驗(yàn)室環(huán)境有效性的判據(jù)，其中外場環(huán)境試驗(yàn)過程中，在飛機(jī)靜溫/總溫為-28.8 ℃時(shí)吊掛外場環(huán)境溫度均值為-31.9 ℃。

1.2 飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境與有效性分析

與外場環(huán)境試驗(yàn)不同，根據(jù)外場百葉箱裝置測量結(jié)果，實(shí)驗(yàn)室環(huán)境溫度最低點(diǎn)為-40 ℃。為了與外場環(huán)境條件保持一致，飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)溫度點(diǎn)參照飛機(jī)外場靜溫/總溫（即-28.8 ℃）進(jìn)行選取，因此將實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)溫度點(diǎn)選取在溫度上升階段，即靜溫/總溫為-28.79 ℃。在此實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)條件下，飛機(jī)吊掛環(huán)境溫度均值為-32.48 ℃，其溫度曲線如圖1所示。

圖1 實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下吊掛環(huán)境溫度曲線

由于環(huán)境溫度點(diǎn)均在溫度上升階段，實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)下吊掛環(huán)境溫度與外場環(huán)境試驗(yàn)下吊掛環(huán)境溫度均比相對(duì)應(yīng)的靜溫/總溫低，兩者趨勢相同且誤差為1.82 %，因此相比于飛機(jī)外場運(yùn)營環(huán)境，飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境具有有效性。

2 低溫環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的響應(yīng)分析

在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境有效性的基礎(chǔ)上，結(jié)合適航符合性驗(yàn)證和系統(tǒng)性能研發(fā)需求，針對(duì)飛機(jī)低溫停發(fā)再起動(dòng)過程，研究極端低溫環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)的環(huán)境響應(yīng)規(guī)律，為編制整機(jī)環(huán)境試驗(yàn)方案與執(zhí)行飛機(jī)安全維護(hù)程序提供支撐。

作為飛機(jī)核心部件，航空發(fā)動(dòng)機(jī)由眾多子系統(tǒng)構(gòu)成。在眾多發(fā)動(dòng)機(jī)子系統(tǒng)復(fù)雜工作過程中，滑油系統(tǒng)流經(jīng)各子系統(tǒng)，傳走相對(duì)運(yùn)動(dòng)摩擦所產(chǎn)生的熱量和高溫零件傳給滑油的熱量，帶走零件磨損所產(chǎn)生的金屬屑等雜物[7,8]。而飛機(jī)外部環(huán)境直接影響著滑油系統(tǒng)溫度，若滑油溫度過高，則起不到傳出系統(tǒng)熱量的功能；若系統(tǒng)滑油溫度過低，油液粘度會(huì)增大，供油壓力不足，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)低溫?zé)o法啟動(dòng)等問題[9]，因此本節(jié)依據(jù)整機(jī)環(huán)境試驗(yàn)，研究極端環(huán)境對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的定量影響和變化趨勢，為飛機(jī)環(huán)境試驗(yàn)和運(yùn)營維護(hù)提供支撐。

整機(jī)環(huán)境試驗(yàn)過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)試驗(yàn)在-40 ℃環(huán)境下進(jìn)行，此時(shí)滑油溫度均值為-36.03 ℃，本節(jié)分別從發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)時(shí)滑油溫度上升階段和停發(fā)時(shí)滑油溫度下降階段分析，并且為便于后續(xù)計(jì)算，將試驗(yàn)時(shí)間序列經(jīng)歸一化處理為自然數(shù)序列，每一個(gè)單位代表31 ms。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)時(shí)滑油溫度特征分析

發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)時(shí)，滑油溫度隨之上升，根據(jù)滑油溫度試驗(yàn)數(shù)據(jù)上升特點(diǎn)，采用冪函數(shù)形式和多項(xiàng)式形式進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合，如表1所示。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度上升函數(shù)表

根據(jù)上述滑油溫度曲線擬合形式和擬合度可知，四種擬合形式的擬合度均大于0.98，且四次多項(xiàng)式形式的滑油溫度曲線擬合程度最高，但四次多項(xiàng)式函數(shù)曲線呈“∩”型或倒“∪”型，而發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)時(shí)滑油溫度試驗(yàn)數(shù)據(jù)逐步上升且逼近收斂于一個(gè)溫度極值，即更符合冪函數(shù)特征，因此采用分段式擬合方法：四次多項(xiàng)式頂點(diǎn)前采用四次多項(xiàng)式形式進(jìn)行擬合計(jì)算（如圖2所示），用來修正滑油溫度上升過程離散數(shù)據(jù)；四次多項(xiàng)式頂點(diǎn)后采用冪函數(shù)形式進(jìn)行擬合計(jì)算（如圖3所示），用來計(jì)算滑油溫度最高點(diǎn)。

圖2 冪函數(shù)形式的滑油溫度上升函數(shù)曲線

圖3 四次多項(xiàng)式形式的滑油溫度上升函數(shù)曲線

根據(jù)上述分析可得極端溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度上升段曲線特征如圖4所示：在-40 ℃極端環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)滑油最低溫度為-36.03 ℃，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)試車起動(dòng)，滑油溫度逐漸升高，升至54.04 ℃前，滑油溫度上升規(guī)律更符合四次多項(xiàng)式形式擬合曲線；升至54.04 ℃后，滑油溫度上升規(guī)律更符合冪函數(shù)形式擬合曲線。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度上升規(guī)律

結(jié)合時(shí)間歸一化的原則：每一個(gè)單位等于31 ms，依據(jù)冪函數(shù)特征分析滑油溫度上升后半段變化可知：

1）當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)滑油溫度由-36.03 ℃上升至54.04 ℃，實(shí)際實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)時(shí)間為15 min。而根據(jù)滑油溫度函數(shù)曲線進(jìn)行計(jì)算，滑油溫度上升至54.04 ℃所對(duì)應(yīng)試驗(yàn)時(shí)間坐標(biāo)點(diǎn)為 ，結(jié)合歸一化原則可得，滑油溫度上升時(shí)間為864.35 s，即14.41 min，與實(shí)際試驗(yàn)時(shí)間相差3.9 %，同時(shí)驗(yàn)證了滑油溫度函數(shù)曲線的精度。

2）當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)運(yùn)行后滑油溫度最高可達(dá)到74.92 ℃，所對(duì)應(yīng)試驗(yàn)時(shí)間坐標(biāo)點(diǎn)為，結(jié)合歸一化原則可得，滑油溫度上升時(shí)間為1 455.8 s，即24.26 min，表明在-40 ℃極端環(huán)境下，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)24.26 min后滑油溫度由-36.03 ℃達(dá)到74.92 ℃，為飛機(jī)系統(tǒng)檢查和維護(hù)提供依據(jù)。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)停發(fā)時(shí)滑油溫度特征分析

飛機(jī)停發(fā)時(shí)滑油溫度隨之降低，根據(jù)滑油溫度試驗(yàn)數(shù)據(jù)上升特點(diǎn)，采用冪函數(shù)形式和多項(xiàng)式形式進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合，計(jì)算結(jié)果如表2所示。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度下降函數(shù)表

滑油溫度下降段函數(shù)曲線擬合度均大于0.99，且與上升段函數(shù)曲線形式的原理相同，因此同樣采用分段式擬合方法：四次多項(xiàng)式最低點(diǎn)前，采用四次多項(xiàng)式形式進(jìn)行擬合計(jì)算（如圖5所示），用來修正滑油溫度下降過程離散數(shù)據(jù)；四次多項(xiàng)式最低點(diǎn)后，采用冪函數(shù)形式進(jìn)行擬合計(jì)算（如圖6所示），用來計(jì)算滑油溫度最低點(diǎn)和到達(dá)時(shí)間。

圖5 冪函數(shù)形式的滑油溫度下降階段函數(shù)曲線

圖6 四次多項(xiàng)式形式的滑油溫度下降階段函數(shù)曲線

由上述分析可得極端溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度下降段曲線特征如圖7所示：同樣在-40 ℃極端環(huán)境溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)停發(fā)后，滑油溫度隨之下降，降至-8.71 ℃前，滑油溫度下降規(guī)律更符合四次多項(xiàng)式形式擬合曲線；降至-8.71 ℃后，滑油溫度下降規(guī)律更符合冪函數(shù)形式擬合曲線。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)滑油溫度下降規(guī)律

結(jié)合時(shí)間歸一化的原則：每一個(gè)單位等于31ms，依據(jù)四次多項(xiàng)式函數(shù)和冪函數(shù)特征分析滑油溫度下降后半段變化可知：

1）當(dāng)滑油溫度由-54.04 ℃降至0 ℃時(shí)，所對(duì)應(yīng)的時(shí)間坐標(biāo)點(diǎn)為2.391 5×105，表明滑油溫度降至0 ℃需要7 413.65 s，即2.06 h，因此當(dāng)飛機(jī)試車停發(fā)后，滑油溫度由54.03 ℃經(jīng)2.06 h后降為0 ℃。結(jié)合飛機(jī)維護(hù)手冊要求：發(fā)動(dòng)機(jī)停發(fā)2 h且滑油溫度低于0 ℃時(shí)，下次發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)需執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)熱維護(hù)程序，即發(fā)動(dòng)機(jī)在-40 ℃環(huán)境下停發(fā)后，若停放超過4.06 h，則需要執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)熱維護(hù)程序，保障飛機(jī)系統(tǒng)安全運(yùn)行；

2）當(dāng)滑油溫度滑油溫度由-54.04 ℃重新降至-36.03 ℃時(shí)，所對(duì)應(yīng)的時(shí)間坐標(biāo)點(diǎn)為6.712 8×105，表明滑油溫度降至-36.03 ℃所需時(shí)間為20 809.68 s，即5.78 h，因此當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)試車停發(fā)后，滑油溫度由54.03 ℃經(jīng)5.78 h后重新降至最低點(diǎn)-36.03 ℃，可依據(jù)該時(shí)間制定極端環(huán)境試驗(yàn)的冷浸透時(shí)間，提高試驗(yàn)精度和試驗(yàn)效率。

3 結(jié)論

本文依據(jù)飛機(jī)外場環(huán)境特征，分析實(shí)驗(yàn)室環(huán)境的有效性，從發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)和停發(fā)兩個(gè)狀態(tài)，研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)滑油系統(tǒng)的環(huán)境響應(yīng)特征，提高極端低溫環(huán)境下全機(jī)環(huán)境試驗(yàn)效率和飛機(jī)運(yùn)營安全性，得到結(jié)論如下：

1）在外場環(huán)境溫度（-28.8 ℃）和實(shí)驗(yàn)室環(huán)境溫度（-28.79 ℃）的誤差為0.03 %條件下，相比于外場環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛溫度（-31.9 ℃），實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下吊掛環(huán)境溫度為32.48 ℃，兩者相差1.82 %，表明相比于飛機(jī)運(yùn)營的外場自然環(huán)境，實(shí)驗(yàn)室環(huán)境具有有效性；

2）以-40 ℃極端環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)試車狀態(tài)為依據(jù)，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)運(yùn)行后滑油溫度最高可達(dá)74.92 ℃，且由-36.03 ℃上升至74.92 ℃的時(shí)間為24.26 min。發(fā)動(dòng)機(jī)試車停發(fā)后，當(dāng)飛機(jī)停放超過4.06 h，達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)維護(hù)要求，則發(fā)動(dòng)機(jī)下次啟動(dòng)前需執(zhí)行發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)熱維護(hù)程序。并且試車停發(fā)后滑油溫度由54.03 ℃經(jīng)5.78 h重新降至-36.03 ℃，可為整機(jī)環(huán)境試驗(yàn)制定冷浸透時(shí)間提供依據(jù)。