陳俊峰中國飛行試驗研究院質(zhì)量安全管理部

民用渦扇發(fā)動機性能試飛技術(shù)探討

陳俊峰中國飛行試驗研究院質(zhì)量安全管理部

本文結(jié)合民機航空發(fā)動機的性能確定試驗，討論了目前國外所采取的性能確定流程及其特點，并指出了目前國內(nèi)基于相似理論的高度-速度特性以及節(jié)流特性試飛存在的缺陷，突出了國外性能確定方法的優(yōu)點。結(jié)合國產(chǎn)ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，闡述了美國通用電氣公司（GE）針對CF34-10A發(fā)動機所采用的性能確定流程，介紹了基本方法和思路，為今后國內(nèi)開展民機、軍機的性能確定試飛提供借鑒和參考。

航空發(fā)動機性能；飛行試驗；性能預測模型；模型修正

一、引言

民用航空渦扇發(fā)動機性能試飛，是所有發(fā)動機取證試飛科目中最為關(guān)鍵的試驗項目之一，是申請人獲得適航當局頒發(fā)的發(fā)動機型號合格證所必須開展的試飛科目之一。

隨著民用飛機載客量、經(jīng)濟性、航程以及安全性指標的逐步提高，民用大涵道比渦扇發(fā)動機的工作參數(shù)水平也隨之提升。例如1960年代由美國普拉特.惠特尼公司設(shè)計生產(chǎn)并投入使用的JT8D-7發(fā)動機其起飛推力約為50kN；2002年由美國通用電氣公司GE90-115B發(fā)動機其推力達到了驚人的520kN。發(fā)動機總增壓比從JT8D-7發(fā)動機的16：1，增加至GE90發(fā)動機的40：1。而單位燃油消耗率從最初的0.8kg/（daN.h）降低至目前的低于0.5kg/（daN. h）[1]。民用發(fā)動機性能參數(shù)的大幅提升，帶來的是發(fā)動機結(jié)構(gòu)日趨復雜。類似于發(fā)動機壓氣機可調(diào)幾何技術(shù)、壓氣機輪盤加熱技術(shù)、高壓渦輪葉尖間隙主動控制技術(shù)等，已經(jīng)在當今民用發(fā)動機上得到了廣泛應(yīng)用。發(fā)動機設(shè)計技術(shù)的革新，使得傳統(tǒng)的針對第二代簡單渦輪噴氣式發(fā)動機、基于相似理論的性能試飛技術(shù)不再適用，也迫使國內(nèi)傳統(tǒng)的試飛方法需相應(yīng)地進行改進。在此過程中，可以借鑒國外航空發(fā)達國家在民用航空發(fā)動機性能試飛方面的新理念、新做法，在此基礎(chǔ)上指導國內(nèi)民用甚至是軍用航空發(fā)動機的性能試飛。

本文的主要結(jié)合國產(chǎn)ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，介紹美國通用電氣公司（GE）CF34-10A發(fā)動機性能試飛的總體思路和做法，并與國內(nèi)目前航空渦扇發(fā)動機性能試飛的現(xiàn)狀進行對比，總結(jié)二者之間的差異，最終目的通過對比分析找出國內(nèi)方法存在的問題，并為后續(xù)的試飛工作提供借鑒。

二、相關(guān)規(guī)范和條款對航空發(fā)動機性能試飛的要求

中國民用航空規(guī)章第25部（CCAR25）針對運輸類發(fā)動機的性能有明確的要求。其中第101（c）條款規(guī)定“發(fā)動機性能必須對應(yīng)于特定周圍的大氣條件、特定的飛行狀態(tài)和101（b）條規(guī)定的相對濕度下的可用推進力。該可用推進力必須與不超過批準的功率（推力）扣除一系列損失后的發(fā)動機功率（推力）相對應(yīng)”[2]?？梢娒裼冒l(fā)動機性能試飛結(jié)果應(yīng)當至少考慮大氣條件、外界濕度和安裝損失等因素的影響，因此僅依靠飛行試驗的方法來驗證條款的符合性是不夠的，必須借助設(shè)計方提供更進一步的理論分析工具才能實現(xiàn)。

發(fā)動機設(shè)計方在初始階段應(yīng)當具備該型號發(fā)動機的初步性能預測模型，通過該預測模型可以很容易地評估大氣濕度、引氣量、電功率和液壓提取對發(fā)動機性能的影響程度。該做法的前提條件是設(shè)計方擁有比較精確的發(fā)動機性能模型，并且通過發(fā)動機地面臺架以及飛行試驗的驗證。GJB241A-2010中3.2.2.1節(jié)對發(fā)動機性能的明確的要求為“……應(yīng)以兩種形式提供，一種是在發(fā)動機型號規(guī)范中用標準大氣下曲線的形式表示，另一種是適合于自動數(shù)字計算機用的計算機程序的形式表示”。規(guī)范中第3.2.2.3節(jié)進一步對性能計算機程序的程序要求、程序功能、文件要求、輸入輸出等提出了具體規(guī)定，3.2.2.2條過渡態(tài)性能一節(jié)規(guī)定“承研單位應(yīng)在4.4.1.1持久試車開始前提供發(fā)動機滿足飛機裝機需要的過渡態(tài)性能，允許在發(fā)動機設(shè)計定型試飛、生產(chǎn)定型領(lǐng)先使用前予以修正。”本節(jié)同時也規(guī)定“計算結(jié)果通過4.4.11、4.4.2.1持久試車，4.4.13、4.4.23高空試驗，4.4.2.18飛行試驗予以驗證?！盵3]。實際上隨著發(fā)動機結(jié)構(gòu)、控制規(guī)律等復雜程度的提升，相似理論的假設(shè)前提已經(jīng)不再成立，相應(yīng)地GJB241中規(guī)定的第一種性能表示方式（即標準大氣下的曲線表示）已經(jīng)不能滿足高性能渦扇發(fā)動機性能預測的需求，提供發(fā)動機計算程序來實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)性能的預測，成為表達現(xiàn)代高性能民用發(fā)動機性能水平的唯一方式。不僅國內(nèi)對發(fā)動機性能的表達方式有具體規(guī)定，美國《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》中的3.2.1.2節(jié)也有與GJB241A-2010相類似的表述。

發(fā)動機設(shè)計部門提交的性能預測模型必須要經(jīng)過飛行試驗的驗證。地面靜止臺架試車僅僅能夠?qū)崿F(xiàn)對預測模型的初步修正，但僅僅限于海平面高度、靜止條件下的修正。借助于高空臺也可實現(xiàn)該修正工作，但是高空臺也僅僅是非安裝條件下“模擬高空條件”，無法實現(xiàn)外部環(huán)境的真實還原。實際上當發(fā)動機安裝于飛機上后，其進氣條件、排氣環(huán)境均或多或少地受到安裝環(huán)境的影響，另外飛機的真實的引氣量、電負載和液壓負載值等，同樣會影響發(fā)動機工作工作線的位置及走勢，諸多因素決定了發(fā)動機性能預測模型必須經(jīng)過最終的飛行試驗修正和驗證之后才能提交給用戶。

三、新的控制技術(shù)對民用航空發(fā)動機性能試飛提出的要求

當前民機航電系統(tǒng)普遍引入推力管理系統(tǒng)（TMS），借助該系統(tǒng)可以實現(xiàn)發(fā)動機推力的精確控制、保證試飛安全，更可以實現(xiàn)發(fā)動機的減推力起飛（Flexible Takeoff）。以減推力起飛為例，相同型號但不同推力級別的發(fā)動機，其推力級別越高，發(fā)動機排氣溫度EGT的衰退率和燃油消耗率越大，發(fā)動機的在翼使用循環(huán)次數(shù)就越少。例如新的CFM56-5B發(fā)動機使用8000次循環(huán)后，CFM56-5B5/6發(fā)動機的起飛EGT裕度衰退了28℃，而CFM56-5B7發(fā)動機的起飛EGT裕度衰退了36℃，發(fā)動機渦輪前溫度是影響發(fā)動機使用時間的最重要參數(shù)，在飛機的起飛和爬升階段降低渦輪前溫度發(fā)動機熱端部件的壽命可顯著增加，且發(fā)動機性能衰退速度也會降低，間接延長了發(fā)動機的在翼使用壽命[4]。

飛行機組在獲知當天航班的載客/貨量、跑道長度等信息后，通過查閱飛行手冊中的推力計算表單可以人為地通過改變發(fā)動機推力控制輸入?yún)?shù)（如環(huán)境大氣溫度、大氣壓力等）來實現(xiàn)發(fā)動機的推力設(shè)定，例如飛機的載客/貨量小于正常值，并且跑道長度較長時，就可以人為地設(shè)定大氣溫度高于實際的大氣溫度值，發(fā)動機的實際轉(zhuǎn)速也隨之降低，從而實現(xiàn)減小起飛推力、降低渦輪前排氣溫度的目的。推力計算表單是由發(fā)動機性能預測模型得到的，因此實現(xiàn)飛機減推力起飛的前提是擁有準確的發(fā)動機性能預測模型。

四、民用航空發(fā)動機性能試飛方法新探

如前所述，CCAR25部規(guī)定了民用航空發(fā)動機性能符合性驗證的最終目的，而參照GJB241-2010中的相關(guān)表述，可以制定出如下軍/民用航空發(fā)動機性能試飛的大致步驟：

a)設(shè)計方提供初始的發(fā)動機性能預測模型；

b)設(shè)計方或其他試驗方開展地面臺架試驗獲得初步修正的發(fā)動機性能預測模型；

c)選擇兩臺或多臺試驗發(fā)動機進行測試改裝，開展發(fā)動機性能飛行試驗；

d)由發(fā)動機性能試飛獲得試驗數(shù)據(jù)，并開展發(fā)動機性能預測模型的修正工作，得到發(fā)動機平均性能計算模型（AFTM）；

e)利用平均性能計算模型生成飛機航電推力（或功率）管理系統(tǒng)TMS所需的推力計算表單。對推力計算表單進行驗證，直至滿足用戶需求；

f)提交發(fā)動機平均性能計算模型以及推力計算表單。

其中飛行試驗單位承擔其中的第c）項工作任務(wù)，并重點參與第b）項、d）項的相關(guān)工作。以上工作可以借助圖4.1進行簡要描述。

圖4 .1推薦的民用航空發(fā)動機性能確定流程示意圖

如圖4.1所示飛行試驗在整個過程中起到的主要目的是“修?！焙汀膀災！保囷w的結(jié)果是獲取準確的發(fā)動機性能預測模型。性能預測模型是基于發(fā)動機部件特性和工作匹配性的，不需要幾何相似前提條件，對于簡單的第二代渦輪噴氣發(fā)動機或者是現(xiàn)代高性能、控制規(guī)律復雜的渦扇發(fā)動機均適用。在得到滿足要求的發(fā)動機性能預測模型后，直接輸入目標飛行條件、發(fā)動機油門桿角度、引氣或者負載值，就可以直接計算得到當時條件下的發(fā)動機各工作參數(shù)、推力、空氣流量和單位耗油率，借助該性能預測模型可以實現(xiàn)發(fā)動機的健康監(jiān)視和故障診斷，進一步地提高飛行及試驗的安全性，由發(fā)動機性能模型得到的飛行推力可用于評估飛機的阻力特性，可見性能預測模型的應(yīng)用面要遠大于傳統(tǒng)的基于相似理論的發(fā)動機高度-速度特性、節(jié)流特性曲線。

五、美國通用電氣公司（GE）CF34-10A發(fā)動機性能試飛簡介

為了更加直觀地說第四小節(jié)中所闡述的發(fā)動機性能試飛方法，本文結(jié)合國產(chǎn)ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定（In-flight Thrust Determination-IFTD）試飛，簡要介紹美國通用電氣公司（GE）CF34-10A渦扇發(fā)動機的性能確定流程。

CF34-10A發(fā)動機設(shè)計涵道比為5.3，總的增壓比為29：1，海平面靜止條件下起飛狀態(tài)推力為7195kgf（保持至ISA+15℃），APR（自動功率儲備）狀態(tài)推力為7864kgf[5]。CF34-10A發(fā)動機采用FADEC控制，在提供正常以及反推力同時，還向飛機空氣管理系統(tǒng)（AMS）提供引氣用于環(huán)控增壓、機翼防冰、短艙防冰和起動氣源。綜合驅(qū)動電機（IDG）負責向飛機主匯流條提供電源，另外其液壓泵還負責向反推力裝置、起落架裝置等提供液壓源。

CF34-10A發(fā)動機的性能確定整體流程可以用圖5.1表達：

圖5 .1推薦的民用航空發(fā)動機性能確定流程示意圖

由圖5.1可以看出飛行試驗僅僅是整個發(fā)動機性能確定流程中的一環(huán)，在開展飛行試驗之前于地面需要先期進行發(fā)動機部件比例模型吹風試驗以及臺架校準試驗，部件比例模型吹風試驗主要是獲取必要的部件特性等，以CF34-10A發(fā)動機為例借助17%的尾噴管比例模型吹風試驗，獲取內(nèi)、外涵尾噴管的流量系數(shù)以及總推力系數(shù)。通過開展全尺寸發(fā)動機的臺架性能標定試驗，得到尾噴管進口總壓修正系數(shù)，以上各特性曲線及修正系數(shù)將直接參與發(fā)動機空中性能的計算。地面臺架性能標定試驗的數(shù)據(jù)結(jié)果，可實現(xiàn)對初始性能預測模型的修正以得到地面試驗修正后的模型。將飛機用戶提供的發(fā)動機推力需求獲取不同飛行狀態(tài)、各種引氣條件下的具體推力值，利用經(jīng)地面修正后的性能預測模型可生成飛機航電系統(tǒng)所使用的、初始的推力計算表單，值得注意的是該推力計算表單可能會與最終的表單存在較大差異。

待完成所有要求的地面試驗后，CF34-10A發(fā)動機即可安裝于ARJ21-700飛機開展IFTD飛行試驗。IFTD飛行試驗的主要目的是獲得CF34-10A發(fā)動機于不同飛行狀態(tài)、各種引氣和負載條件下的標準安裝凈推力、空氣流量、燃油流量、發(fā)動機排氣溫度等性能參數(shù)。該性能參數(shù)將作為性能預測模型修正的目標值。在完成CF34-10A發(fā)動機的性能飛行試驗并確認試驗結(jié)果滿足要求后，就可以開展初始預測模型的飛行試驗修正工作，采用設(shè)置反復迭代的方式對關(guān)鍵部件的特性參數(shù)進行修正。如圖5.2所示為CF34-10A發(fā)動機性能預測模型修正后計算值與試驗值對比示意圖，圖中實線為性能預測模型的計算結(jié)果，實心符號為CF34-10A發(fā)動機飛行試驗實測值，由圖可見不同飛行馬赫數(shù)狀態(tài)下二者吻合較好。

圖5 .2 CF34-10A發(fā)動機性能預測模型修正后計算值與試驗值對比（高度4500m）

由飛行試驗得到修正模型，再次依據(jù)使用方需求的推力值，重新獲得TMS使用到的推力計算表單，結(jié)合發(fā)動機的使用限制條件，如起飛狀態(tài)排氣溫度紅線值、風扇及高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速紅線值等，使得推力計算表單中發(fā)動機轉(zhuǎn)速點既能滿足飛機推力需求，同時保證飛行安全。到此CF34-10A發(fā)動機性能確定試飛才算完成。

六、結(jié)論

本文結(jié)合民機航空發(fā)動機的性能確定試驗，討論了目前國外所采取的性能確定流程及其特點。與國外方法相比，國內(nèi)性能試飛旨在得到發(fā)動機的高度-速度特性、節(jié)流特性曲線，該做法已經(jīng)不能適應(yīng)目前變幾何、復雜控制規(guī)律的高性能渦扇發(fā)動機，而國外性能確定試驗目的是獲得經(jīng)過試驗驗證的性能預測模型，與國內(nèi)做法相比其做法不受相似理論的拘束，并且基于部件特性的性能預測模型應(yīng)用范圍更廣。因此航空發(fā)動機性能是設(shè)計方和試飛單位共同“修出來”的，而并非僅僅靠試飛單位“飛出來”。

本文還結(jié)合國產(chǎn)ARJ21-700飛機發(fā)動機飛行推力確定試飛，闡述了美國通用電氣公司（GE）針對CF34-10A發(fā)動機所采用的性能確定流程，介紹了基本方法和思路。目前國內(nèi)試飛單位通常拿不到設(shè)計方提供的發(fā)動機性能預測模型，而且尚未開展如上所述的修模工作，本文所闡述的思路可為今后國內(nèi)開展民機甚至是軍機的性能確定試飛提供借鑒可參考。

[1]程榮輝，古遠興，黃紅超，李美金，黃順洲.民用航空發(fā)動機核心機技術(shù)發(fā)展研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007年2月，第20卷第1期.

[2]中國民用航空總局.中國民用航空規(guī)章第25部，1985年12月31日發(fā)布.

[3]國防科學技術(shù)工業(yè)委員會.航空渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范，2010年9月16日發(fā)布.

[4]鐘子兵，王忠明.降推力理論及其在A319飛機的應(yīng)用.

[5]GE company.CF34-10A Propulsion System Familiarization Training.2007.10.

陳俊峰（1971-），男，陜西省周至縣人，本科學歷，2005年畢業(yè)于空軍工程大學大學飛機與發(fā)動機工程專業(yè)，現(xiàn)工作于中國飛行試驗研究院，主要從事飛行安全管理工作。