張耀峰，張浩

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，陜西 西安 710089）

1 前言

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性試驗(yàn)是國(guó)軍標(biāo)GJB243A-2004《航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求》規(guī)定的試驗(yàn)科目之一，同時(shí)也是發(fā)動(dòng)機(jī)研制總要求及試驗(yàn)總案規(guī)定需要在性能試驗(yàn)階段考核的試驗(yàn)科目之一。渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)良好、可靠的加速能力直接關(guān)系著直升機(jī)旋翼、傳動(dòng)系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的瞬態(tài)響應(yīng)特性，是直升機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)匹配性試驗(yàn)的重要內(nèi)容。

當(dāng)今軍用直升機(jī)的任務(wù)要求是改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)控制響應(yīng)，以滿足改善轉(zhuǎn)速瞬態(tài)下垂特性、改進(jìn)操縱品質(zhì)以及減少飛行員操縱負(fù)荷的要求。如美國(guó)黑鷹直升機(jī)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)從0扭矩至95%中間功率狀態(tài)的加速試飛時(shí)，暴露出了旋翼下垂量大、發(fā)動(dòng)機(jī)加速性差的問(wèn)題。

為了滿足直升機(jī)日益增加的性能需求，需要分析直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速瞬態(tài)下垂特性的形成機(jī)理，開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)扭矩響應(yīng)特性專項(xiàng)試驗(yàn)?，F(xiàn)代立體戰(zhàn)爭(zhēng)環(huán)境中，基于提高機(jī)動(dòng)性和生存力的需要，直升機(jī)經(jīng)常要進(jìn)行垂直躍升、下降，解除/重新隱蔽，地形跟蹤、駝峰交叉，快速推拉桿加減速等機(jī)動(dòng)飛行，以便在時(shí)間上快速響應(yīng)和空間上躲避障礙，從而提高空中格斗性能和戰(zhàn)場(chǎng)生存性能。因此，直升機(jī)配裝的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)需要在很短的時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生很大的功率變化，這對(duì)直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)與飛行試驗(yàn)驗(yàn)證提出了更高的要求。

研制總要求中規(guī)定的加速性指標(biāo)通常在臺(tái)架條件下考核，但臺(tái)架無(wú)法反映真實(shí)裝機(jī)飛行條件下直升機(jī)旋翼負(fù)載變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)加速性的影響，對(duì)于指標(biāo)的考核不夠充分。而以往的飛行試驗(yàn)中大多將旋翼、傳動(dòng)系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)割裂開(kāi)來(lái)單獨(dú)作為研究對(duì)象，很少進(jìn)行實(shí)戰(zhàn)使用特征下的直升機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)瞬態(tài)響應(yīng)特性的試驗(yàn)方法探索。常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)加速性試飛考核方法的局限性日益突顯，主要體現(xiàn)在：（1）國(guó)軍標(biāo)推薦的加速性試飛方法，著重考核直升機(jī)平飛過(guò)程中渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性，加速區(qū)間不能滿足研制總要求規(guī)定的考核區(qū)間；（2）直升機(jī)機(jī)動(dòng)性試飛中雖對(duì)瞬態(tài)響應(yīng)特性提出要求（懸?？偩鄤?dòng)態(tài)響應(yīng)、減速到?jīng)_刺等科目），但偏重于近地面考核，對(duì)直/發(fā)動(dòng)態(tài)匹配性考核不夠充分。

為了解決上述問(wèn)題，有必要進(jìn)行渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的加速性試飛方法研究，將研究對(duì)象從孤立發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)為直升機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)，將基于總距變化的加速性考核傳統(tǒng)思路逐漸向基于總距+負(fù)載變化的加速性考核思路轉(zhuǎn)變。如文獻(xiàn)[10-12] 針對(duì)配裝T700發(fā)動(dòng)機(jī)的AH-64A直升機(jī)和HH-60A直升機(jī)的直升機(jī)機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)響應(yīng)特性進(jìn)行了研究，其中就包含旋翼自轉(zhuǎn)退出狀態(tài)下的研究工作。文獻(xiàn)[13] 對(duì)直升機(jī)自轉(zhuǎn)訓(xùn)練過(guò)程中的發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)規(guī)律進(jìn)行了研究。

本文在傳統(tǒng)加速性試飛方法的基礎(chǔ)上，融入直升機(jī)機(jī)動(dòng)動(dòng)作，設(shè)計(jì)了一種渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛方法，并進(jìn)行了試飛驗(yàn)證，探索發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)響應(yīng)特性。

2 研究對(duì)象

研究對(duì)象為某小功率級(jí)別渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，由減速齒輪系和主功率輸出、附件驅(qū)動(dòng)齒輪組、環(huán)形進(jìn)氣、單級(jí)離心式壓氣機(jī)、環(huán)形回流燃燒室、單級(jí)軸流式渦輪、同心傳動(dòng)軸、尾噴管等組成。采用全權(quán)限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，配裝某1.7t級(jí)單發(fā)直升機(jī)后，由于傳動(dòng)系統(tǒng)扭矩限制，起飛功率狀態(tài)降低約15%（相比臺(tái)架起飛功率）。

試飛載機(jī)為某5座型單發(fā)輕型直升機(jī)，最大飛行重量1.7t，最大飛行高度6000m，結(jié)構(gòu)形式為單旋翼帶涵道式尾槳，配備滑橇式起落架，機(jī)體為金屬結(jié)構(gòu)。

在發(fā)動(dòng)機(jī)試車臺(tái)上通過(guò)油門桿改變供油量，從而控制發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化，而發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)后的操縱與控制不可避免地與直升機(jī)產(chǎn)生交聯(lián)，機(jī)理更為復(fù)雜。

直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合控制是以功率控制為中心進(jìn)行的，目的是使發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率適應(yīng)直升機(jī)飛行需用功率，做到準(zhǔn)確的功率供需平衡。由于旋翼慣性大，當(dāng)CLP（總距桿位置）快速變化時(shí)，若僅依賴保持旋翼轉(zhuǎn)速恒定的回路調(diào)節(jié)，易引發(fā)較大的轉(zhuǎn)速超調(diào)。因此，采用了總距前饋補(bǔ)償機(jī)制，當(dāng)CLP變化時(shí)，提前改變發(fā)動(dòng)機(jī)供油量，減少轉(zhuǎn)速超調(diào)和狀態(tài)變化時(shí)間。

通過(guò)調(diào)節(jié)總距前饋補(bǔ)償機(jī)制相關(guān)參數(shù)，總距桿位置驅(qū)動(dòng)的發(fā)動(dòng)機(jī)加減速一般能夠滿足使用需求，但試飛考核中，往往忽略了需用功率變化引起的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)瞬態(tài)變化。

3 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

對(duì)于單發(fā)直升機(jī)來(lái)說(shuō)，任意飛行工況下均采用一臺(tái)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)提供全部動(dòng)力，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作可靠性提出了更高要求，對(duì)于大區(qū)間加速能力的試飛驗(yàn)證也更為迫切。

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)特性探邊摸底試驗(yàn)的考核目的在于，確保發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的條件下在盡可能短的時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)盡可能多的功率狀態(tài)變化。因此，試驗(yàn)設(shè)計(jì)的目的主要為兩方面：擴(kuò)展發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)區(qū)間，加快狀態(tài)變化速率，此外還應(yīng)關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境的要求。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)區(qū)間，國(guó)軍標(biāo)推薦的常規(guī)加減速試飛方法的區(qū)間下限為直升機(jī)久航速度對(duì)應(yīng)扭矩，區(qū)間上限為0.9倍Vcmax（最大巡航速度）對(duì)應(yīng)扭矩。在直升機(jī)真實(shí)飛行過(guò)程中，穩(wěn)定下滑（包括穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑）時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)通常低于直升機(jī)久航速度對(duì)應(yīng)扭矩甚至接近于零扭矩。區(qū)間上限受制于直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)、多發(fā)匹配或振動(dòng)水平等因素限制，基于直升機(jī)平飛性能曲線，在小速度極限（懸停）和大速度極限（Vcmax）時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)達(dá)到最大，此外，在劇烈操縱時(shí)，也可能使發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到瞬時(shí)大狀態(tài)。

加快發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化速率應(yīng)考慮兩方面因素，一是依據(jù)數(shù)控系統(tǒng)總距-油門的前饋補(bǔ)償機(jī)制，總距桿移動(dòng)速率越快，燃油流量變化速率越快；二是依據(jù)動(dòng)力渦輪恒轉(zhuǎn)速的控制目標(biāo)，直升機(jī)需用功率大幅度增加時(shí)，同樣需要快速供油。在常規(guī)加減速試飛過(guò)程中，忽略了直升機(jī)需用功率變化引起的發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)響應(yīng)情況，因此，在試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)多注重“總距+負(fù)載”雙重因素變化時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)特性考核。

工作環(huán)境除了常規(guī)的大氣壓力、大氣溫度、臺(tái)架/裝機(jī)環(huán)境、功率提取條件，還應(yīng)考慮動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速偏離的特殊情況。動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速偏離基本出現(xiàn)在直升機(jī)的大過(guò)載大機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中，如模擬自轉(zhuǎn)下滑改出、俯沖拉起、平飛躍升、減速到?jīng)_刺、急拉桿/急推桿等。

基于上述分析，加速下限可將直升機(jī)置于模擬自轉(zhuǎn)下滑姿態(tài)，加速上限可將直升機(jī)置于大速度平飛或小速度平飛（懸停）姿態(tài)，配合由慢及快的操縱速率，逐步形成發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛方法。

2017年，中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院借鑒美國(guó)ADS-1B標(biāo)準(zhǔn)的試飛方法要求，設(shè)計(jì)了一種“模擬自轉(zhuǎn)→大速度平飛”的加減速考核方法，具體飛行過(guò)程為“平飛→下滑→自轉(zhuǎn)→改出+推桿→平飛加速”，配裝在某大功率級(jí)別渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的某10t級(jí)直升機(jī)型號(hào)試飛過(guò)程中實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)從零扭矩到大狀態(tài)的加速性考核。對(duì)比常規(guī)加減速方法的區(qū)間下限為久航速度對(duì)應(yīng)扭矩，該方法極大地?cái)U(kuò)展了區(qū)間下限，并且實(shí)現(xiàn)了旋翼-傳動(dòng)系統(tǒng)-發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)過(guò)渡態(tài)的一體化考核。試驗(yàn)曲線與常規(guī)加減速的對(duì)比如圖1所示，試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如表1所示。遺憾的是，該大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)搭配雙發(fā)直升機(jī)，受制于雙發(fā)功率限制，加速區(qū)間上限較低，同時(shí)試飛時(shí)出于安全考慮，操縱動(dòng)作較為柔和，提距時(shí)間約13s，遠(yuǎn)不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)響應(yīng)特性的驗(yàn)證需求，并且未能開(kāi)展進(jìn)一步優(yōu)化探索，如擴(kuò)展區(qū)間上限（增大直升機(jī)重量、增大平飛速度等）、增加瞬態(tài)程度（提高總距、周期變距桿等操縱速率）。

表1 某大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)不同加速性試飛方法對(duì)比

圖1 某大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)加速性試飛曲線對(duì)比

借鑒該大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的試飛經(jīng)驗(yàn)，小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行大區(qū)間加速性試飛設(shè)計(jì)時(shí)，著重考慮了區(qū)間上限的突破和操縱速度的突破。在突破區(qū)間上限方面，考慮到模擬自轉(zhuǎn)改出后再加速至大速度所需時(shí)間較長(zhǎng)，參考自轉(zhuǎn)著陸操作流程，更改為自轉(zhuǎn)改出過(guò)程中減速至懸停，即在空中實(shí)現(xiàn)模擬自轉(zhuǎn)著陸。在突破操縱速度方面，考慮到大功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛時(shí)自轉(zhuǎn)下滑改出動(dòng)作相對(duì)柔和，在小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)試飛時(shí)，直接參考自轉(zhuǎn)著陸操作流程，配合機(jī)身的俯仰姿態(tài)變化，在單向離合器重新嚙合瞬間就產(chǎn)生大量的負(fù)載需求，配合總距操縱，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的快速變化。最終，設(shè)計(jì)了一套“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛方法，試驗(yàn)過(guò)程示意圖如圖2所示。

圖2 “模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡拇髤^(qū)間加速性試飛過(guò)程示意圖

為了獲取渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)在目標(biāo)高度Hp0的加速性，設(shè)計(jì)了“模擬自轉(zhuǎn)→懸停”的大區(qū)間加速性試飛方法，具體操縱流程如下：

（1）直升機(jī)爬升至目標(biāo)高度Hp0+200m后改平，以久航速度保持穩(wěn)定平飛，做好自轉(zhuǎn)下滑飛行前準(zhǔn)備。

（2）緩慢下放總距桿，使旋翼轉(zhuǎn)速Nr大于動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速Np，單向離合器與發(fā)動(dòng)機(jī)脫開(kāi)，直升機(jī)進(jìn)入自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)。

（3）調(diào)整周期變距桿，保持均勻的前飛速度和下降率，進(jìn)行穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑，過(guò)程中需保持旋翼轉(zhuǎn)速在綠區(qū)范圍內(nèi)。

（4）直升機(jī)穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑至最佳拉平高度（若無(wú)規(guī)定，推薦從Hp0+40m開(kāi)始訓(xùn)練，多次訓(xùn)練后得到該高度準(zhǔn)確值）時(shí)，向后拉桿，開(kāi)始拉平直升機(jī)，減少前飛速度和下降率，操縱腳蹬保持航向（此時(shí)直升機(jī)獲得較大俯仰角，旋翼轉(zhuǎn)速上升，注意不能超限）。

（5）拉平效果消失后（即下降率不再降低時(shí)），開(kāi)始上提總距桿，繼續(xù)降低下降率。

（6）直升機(jī)不再下降高度時(shí)（此時(shí)直升機(jī)應(yīng)處于Hp0高度，下降率基本為0），繼續(xù)上提總距桿，并向前推桿，操縱腳蹬保持航向，推平直升機(jī)，減小直升機(jī)的俯仰角（在推平提距過(guò)程中，單向離合器與發(fā)動(dòng)機(jī)重新嚙合，發(fā)動(dòng)機(jī)在較短時(shí)間內(nèi)完成0扭矩至大功率狀態(tài)的加速過(guò)程）。

（7）直升機(jī)姿態(tài)平穩(wěn)后，操縱直升機(jī)繼續(xù)飛行。

（8）重復(fù)進(jìn)行步驟（1）～（7）若干次，經(jīng)多次訓(xùn)練獲取最佳拉平高度、最佳拉平俯仰角、最佳推平速率和最佳提距速率，形成渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)從0扭矩加速至最大連續(xù)狀態(tài)或起飛狀態(tài)的準(zhǔn)確操縱程序。

4 試飛實(shí)施與結(jié)果

配裝小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的單發(fā)直升機(jī)開(kāi)展了“模擬自轉(zhuǎn)→懸?！钡陌l(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛，通過(guò)多次試驗(yàn)給出推薦的拉平高度為目標(biāo)高度+30m、拉平俯仰角為27°、推平速率為9°·s-1、提距速率15%·s-1。

選取1次最佳試驗(yàn)操縱程序描述如下：

（1）直升機(jī)正常起飛，爬升至氣壓高度Hp=560m后改平，以Vi=120km·h-1保持穩(wěn)定平飛；

（2）t1時(shí)刻，緩慢下放總距桿，在t2時(shí)刻，旋翼轉(zhuǎn)速Nr大于動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速Np，單向離合器與發(fā)動(dòng)機(jī)脫開(kāi)，直升機(jī)進(jìn)入自轉(zhuǎn)下滑狀態(tài)；

（3）直升機(jī)保持均勻的前飛速度130km·h-1和下降率8m·s-1，進(jìn)行穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑；

（4）t3時(shí)刻，直升機(jī)穩(wěn)定自轉(zhuǎn)下滑至Hp=280m，向后拉桿（1s內(nèi)向后移動(dòng)2.4°），開(kāi)始拉平直升機(jī)，減少前飛速度和下降率，操縱腳蹬保持航向，直升機(jī)俯仰角在4s內(nèi)增加到27°，下降率在4s內(nèi)降低至0，前飛速度在8s內(nèi)降低至42km·h-1；

（5）t4時(shí)刻，向后拉桿的拉平效果消失，開(kāi)始上提總距桿（0.5s內(nèi)由最低位上提至12%），繼續(xù)降低下降率；

（6）t5時(shí)刻，直升機(jī)不再下降高度，此時(shí)，直升機(jī)處于Hp=250m高度，繼續(xù)上提總距桿（3s內(nèi)由13%上提至59%），并向前推桿（0.5s內(nèi)向前移動(dòng)4.7°），操縱腳蹬保持航向，推平直升機(jī)，直升機(jī)俯仰角在5s內(nèi)由27.9°降低至0°，在此過(guò)程中，單向離合器與發(fā)動(dòng)機(jī)重新嚙合，發(fā)動(dòng)機(jī)在3s內(nèi)由0扭矩加速至起飛狀態(tài)（79.6%扭矩），完成了大區(qū)間加速性試飛驗(yàn)證。試驗(yàn)中未出現(xiàn)超溫、喘振等異?，F(xiàn)象，試驗(yàn)中動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速超調(diào)量在±8%以內(nèi)，恢復(fù)時(shí)間在5s以內(nèi)；

（7）t6時(shí)刻，直升機(jī)姿態(tài)平穩(wěn)。小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛曲線如圖3所示；與常規(guī)加速性試飛的結(jié)果對(duì)比，如表2所示；加速區(qū)間對(duì)比，如圖4所示。可以看到，“模擬自轉(zhuǎn)→懸停”的大區(qū)間加速性試飛方法實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)在3s時(shí)間內(nèi)從0扭矩至起飛功率的加速性驗(yàn)證，極大地?cái)U(kuò)大了常規(guī)加減速考核方式的加速區(qū)間，通過(guò)試飛考核了研制總要求指標(biāo)的符合性，是常規(guī)加減速考核方式的有力補(bǔ)充。同時(shí)該方法能夠擴(kuò)展到不同飛行高度，獲取不同使用環(huán)境條件下發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性的性能底數(shù)，也能支撐GJB 243A和GJB 5883中關(guān)于渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)加減速試飛方法的修訂。

表2 小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)不同加速性試飛方法對(duì)比

圖3 小功率渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)不同加速性試飛曲線對(duì)比

圖4 不同加速性試飛方法的加速區(qū)間對(duì)比

5 結(jié)語(yǔ)

通過(guò)基于能力的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛方法設(shè)計(jì)與試飛驗(yàn)證，得到以下結(jié)論。

（1）“模擬自轉(zhuǎn)→懸停”的發(fā)動(dòng)機(jī)大區(qū)間加速性試飛方法擴(kuò)展了傳統(tǒng)加速性試飛方法的加速區(qū)間，能夠滿足研制總要求中關(guān)于加速性指標(biāo)的考核。

（2）大區(qū)間加速性試飛方法耦合了直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行動(dòng)作，檢查了直升機(jī)旋翼負(fù)載變化時(shí)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的瞬態(tài)響應(yīng)特性，突出了實(shí)戰(zhàn)化考核特征。

（3）大區(qū)間加速性試飛方法可推廣至其他使用環(huán)境，推廣至其他渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)型號(hào)試飛，可作為國(guó)軍標(biāo)中關(guān)于加速性的試飛方法修訂的依據(jù)。