隋杰飛 韓冰冰

摘要：針對大型客機發(fā)動機采用高涵道比、先進燃燒室等諸多新技術(shù)對發(fā)動機空中起動能力的影響，本文提出了驗證發(fā)動機空中起動能力較為詳細的適航審定要求。通過分析選擇發(fā)動機空中起動包線中的臨界試驗點，依據(jù)應(yīng)用場景確定臨界試驗狀態(tài)，并考慮支持系統(tǒng)的適航審定要求，根據(jù)飛機對發(fā)動機空中起動能力的容忍程度，確定符合性判據(jù)。通過在某大型客機上的實踐驗證，該適航審定要求能較為全面有效地驗證發(fā)動機空中起動能力，指出了在發(fā)動機起動能力不足時可能出現(xiàn)的問題，對驗證發(fā)動機起動能力的適航符合性有一定的指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：大型客機；發(fā)動機；空中起動能力；適航審定；25.903（e）

中圖分類號：V228文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.006

發(fā)動機空中停車或熄火可能由多種原因引起，包括機組自愿或非自愿的人為操作、發(fā)動機錯誤的燃油管理、慢車設(shè)定的錯誤配平、燃油噴嘴積炭、喪失電源、燃油污染、遭遇火山灰以及惡劣的天氣等。CCAR-25《運輸類飛機適航標準》中25.903（e）條款要求必須制定飛行中再起動發(fā)動機的高度和空速包線。早期渦扇發(fā)動機的涵道比較低（約1：1），發(fā)動機的風(fēng)車起動能力幾乎覆蓋了飛機的整個高度和速度包線。隨著技術(shù)進步，發(fā)動機采用高涵道比（約10∶1）以提高燃油效率，高涵道比發(fā)動機通常需要更高的飛行速度，以使足夠氣流通過核心機來提供足夠的風(fēng)車旋轉(zhuǎn)能量，這就減小了風(fēng)車起動發(fā)動機的高度和速度包線[1]?，F(xiàn)代運輸類飛機通常采用起動機來輔助發(fā)動機起動，進而擴大發(fā)動機空中起動包線，起動機可使用氣動式起動機或電動式起動機，起動能源可來自輔助動力裝置（APU）、其他發(fā)動機、蓄電池等[2]。另外，其他新技術(shù)在渦扇發(fā)動機上的運用也降低了發(fā)動機空中起動能力，如發(fā)動機驅(qū)動的齒輪箱附件數(shù)量的增加引起轉(zhuǎn)子阻力矩的增加[3]，低排放燃燒室造成發(fā)動機點火和燃燒不穩(wěn)定，發(fā)動機尺寸、重量（質(zhì)量）的增加引起轉(zhuǎn)動慣量增加等，這些技術(shù)的應(yīng)用都影響著發(fā)動機空中起動能力。

本文研究了安裝該新技術(shù)發(fā)動機的大型客機的發(fā)動機空中起動能力的適航要求，分析了適航符合性方法，并結(jié)合驗證情況進行了分析說明。

1發(fā)動機空中起動能力

發(fā)動機空中起動的難點在于發(fā)動機空中停車后，處于風(fēng)車狀態(tài)，進入燃燒室的空氣流速高、壓力和溫度低，燃油點燃和穩(wěn)定燃燒比較困難，需要發(fā)動機轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)對空氣進行加壓和增溫，同時燃燒室空氣渦流器對氣流進行減速，以改善發(fā)動機點火和燃燒環(huán)境。發(fā)動機點火成功后的加速過程同樣重要，燃油流量過大，則易造成排氣溫度超限；燃油流量過小，則易造成加速緩慢或轉(zhuǎn)速懸掛[4]?，F(xiàn)代大型客機發(fā)動機空中起動方式一般分為非輔助風(fēng)車起動和起動機輔助起動。發(fā)動機空中起動的高度和空速包線也一般分為低速區(qū)域和高速區(qū)域：（1）低速區(qū)域：發(fā)動機由起動機輔助旋轉(zhuǎn)在高于最小轉(zhuǎn)速并能夠重新起動的區(qū)域；（2）高速區(qū)域：發(fā)動機由風(fēng)車驅(qū)動旋轉(zhuǎn)或起動機輔助旋轉(zhuǎn)在高于最小轉(zhuǎn)速并能夠重新起動的區(qū)域[5]。

1.1適航審定要求

為驗證發(fā)動機在起動包線定義的高度和速度范圍內(nèi)具有可靠的起動能力，需執(zhí)行充足的飛行試驗來確認機組能夠按照飛行操作程序起動任何一臺發(fā)動機。為降低發(fā)動機起動能力的個體差異，應(yīng)該選用至少兩臺不同發(fā)動機作為試驗樣本，以驗證發(fā)動機起動的可重復(fù)性[6]。

臨界試驗點的選擇依據(jù)空中起動包線的形狀一般應(yīng)至少包含高度速度包線的邊界和臨界拐點。在包線的上邊界，飛機高度較高、空氣稀薄、外界環(huán)境溫度低，進入燃燒室的空氣壓力和溫度低，疊加發(fā)動機低排放燃燒室特征，易造成發(fā)動機點火和燃燒不穩(wěn)定，從而導(dǎo)致發(fā)動機起動失敗。在包線的左邊界，飛機速度最低，是風(fēng)車能量的最低點，發(fā)動機核心機轉(zhuǎn)速最低，對進入燃燒室的空氣增壓和加溫較差。另外，發(fā)動機高涵道比特征、發(fā)動機驅(qū)動的齒輪箱附件數(shù)量增加的特征都將進一步降低發(fā)動機核心機轉(zhuǎn)速，容易發(fā)生發(fā)動機起動緩慢、起動懸掛和熱起動等異常狀態(tài)。在包線的右邊界，飛機速度最高，進入燃燒室的空氣流速高，易造成發(fā)動機點火和燃燒不穩(wěn)定[7]。在包線的左上拐點，綜合了高空和低速的特點，是發(fā)動機起動能力的薄弱點，需要將APU作為動力源的起動機輔助起動。由于高空低速APU供氣和發(fā)電能力受限，起動機帶轉(zhuǎn)能力不足，易導(dǎo)致發(fā)動機輔助起動失敗。在包線的右上拐點，綜合了高空和高速的特點，是發(fā)動機點火和穩(wěn)定燃燒的難點。

1.2影響因素

大型客機運行的高度速度包線要大于發(fā)動機空中起動的高度速度包線。當確定臨界試驗狀態(tài)時，應(yīng)該考慮飛機在中高度或高高度巡航飛行時發(fā)生發(fā)動機空中停車或熄火的情況，飛機需從巡航高度下降至發(fā)動機空中起動高度范圍內(nèi)再執(zhí)行發(fā)動機空中起動，從發(fā)動機停車或熄火到執(zhí)行發(fā)動機重新起動的延遲時間內(nèi)，飛機飛行高度的低溫效果會降低發(fā)動機本體溫度和發(fā)動機滑油溫度，對發(fā)動機重新起動性能有較大影響?？紤]飛機下降方式和下降速度不同對發(fā)動機起動延遲時間的影響，發(fā)動機空中起動試驗的審定要求考慮以下兩種狀態(tài)。

（1）飛機從最高的巡航高度采用最慢的下降方式和下降速度進入發(fā)動機起動包線時，發(fā)動機起動延遲時間最長，臨界試驗狀態(tài)應(yīng)選擇延遲時間大于15min且發(fā)動機接近冷浸透，冷浸透表征為發(fā)動機排氣溫度與外界環(huán)境總溫相差小于10℃。

（2）飛機從較低的巡航高度采用較快的下降方式和下降速度進入發(fā)動機起動包線時，發(fā)動機起動延遲時間最短，同時考慮機組對發(fā)動機停車或熄火的識別時間，非臨界試驗狀態(tài)應(yīng)選擇延遲時間大于2min且發(fā)動機風(fēng)車轉(zhuǎn)速穩(wěn)定。

1.3對支持系統(tǒng)的適航審定要求

APU是輔助發(fā)動機起動的動力來源，因APU通常在飛行中處于關(guān)車狀態(tài)，需先確定APU空中起動的可靠性，特別是APU在巡航冷浸透狀態(tài)下空中起動可靠性。

通常，蓄電池是發(fā)動機停車后點火器工作的重要電源，需確認蓄電池的最小容量和可靠性。為保障蓄電池容量不會在飛行中降至臨界值以下，需在維護程序中定義蓄電池的維護保養(yǎng)程序，并保持長期有效執(zhí)行。若發(fā)動機點火器為多個冗余設(shè)計，且為主最低設(shè)備清單項（MMEL），需考慮使用最低可派遣數(shù)量的點火器，進行發(fā)動機空中起動試驗驗證。

對于僅使用正常電源（除蓄電池外的電源）來提供燃油壓力的飛機，需考慮在喪失所有正常電源時，所有飛機燃油泵均失效的情況下，發(fā)動機依靠自身的吸力供油或重力供油進行空中起動。喪失所有正常電源的工況一般發(fā)生在全部發(fā)動機均失效的情況，在全發(fā)失效后吸力供油會導(dǎo)致燃油內(nèi)蒸汽形成，燃油蒸汽的聚集程度可能妨礙發(fā)動機起動。

1.4符合性判據(jù)

發(fā)動機空中起動應(yīng)該在一個平均機組可接受的時間內(nèi)完成，過長的起動時間可能引起機組提前中止起動。發(fā)動機空中起動一般在90s內(nèi)完成[8]，包括從開始發(fā)動機起動操作到發(fā)動機點火成功時間（稱為點火時間）和從發(fā)動機點火成功到發(fā)動機達到穩(wěn)定慢車時間（稱為加速時間），點火時間應(yīng)在30s內(nèi)完成，加速時間應(yīng)在扣除點火時間的剩余時間內(nèi)完成。若飛機駕駛艙內(nèi)有一個清晰的發(fā)動機起動進程指示，一個更長的加速時間也可以接受。尤其對于某些發(fā)動機，在點火成功后排氣溫度持續(xù)上升而發(fā)動機轉(zhuǎn)速不增加，發(fā)動機看起來“起動懸掛”，一個清晰的發(fā)動機起動進程指示可有效阻止機組提前中止起動[9]。

2適航審定驗證實踐

2.1驗證對象

某大型客機翼下安裝兩臺高涵道比雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，涵道比約為11∶1，風(fēng)扇直徑約198.12cm，壓氣機的總壓比約46∶1，燃燒室為低排放的雙環(huán)預(yù)混渦輪式燃燒室，發(fā)動機驅(qū)動的齒輪箱上安裝有發(fā)電機和液壓泵等，液壓泵在發(fā)動機空中起動中可自動卸載。每臺發(fā)動機安裝有兩個點火器，其中一個點火器可由蓄電池供電，點火器為冗余設(shè)計，一個點火器正常即可派遣放飛。發(fā)動機空中起動有風(fēng)車起動和起動機輔助起動兩種方式，起動機為氣壓驅(qū)動，氣壓來源為APU或另一臺發(fā)動機，發(fā)動機空中起動過程由全權(quán)限數(shù)字式發(fā)動機控制（FADEC）自動控制。飛機的最大運行高度為39800ft（1ft≈0.3048m），最大巡航速度為Ma0.82，發(fā)動機空中風(fēng)車起動包線和發(fā)動機輔助起動包線如圖1所示。

2.2驗證方法

采用飛行試驗驗證發(fā)動機空中起動能力，為保證起動可靠性和可重復(fù)性，將左側(cè)發(fā)動機和右側(cè)發(fā)動機均作為試驗發(fā)動機，分別進行試驗驗證。選擇發(fā)動機空中起動包線的邊界和臨界拐點作為臨界試驗點，根據(jù)聲明的起動包線，起動機輔助起動選擇（135kn，15000ft）、（200kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作為臨界試驗點，風(fēng)車起動選擇（270kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作為臨界試驗點，臨界點采用嚴酷的起動延遲時間（停車時間大于15min且發(fā)動機接近冷浸透）。同時，在5000ft、10000ft和20000ft選擇部分試驗點作為演示試驗點，演示試驗點采用非嚴酷的起動延遲時間（停車時間大于2min且發(fā)動機風(fēng)車轉(zhuǎn)速穩(wěn)定），所有試驗點均采用一個點火器構(gòu)型。

2.3驗證結(jié)果

發(fā)動機正常起動過程可分為兩個階段：第一階段為點火階段，起動機帶動發(fā)動機核心機轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)速從風(fēng)車轉(zhuǎn)速逐步上升至發(fā)動機點火轉(zhuǎn)速，發(fā)動機點火成功，表現(xiàn)為發(fā)動機排氣溫度快速上升；第二階段為加速階段，發(fā)動機自主燃燒和起動機輔助共同帶動核心機加速，到達特定轉(zhuǎn)速后核心機脫開，發(fā)動機自主燃燒加速至穩(wěn)定轉(zhuǎn)速，起動完成，過程如圖2所示。

在輔助起動包線的左上拐點（200kn，27000ft），嚴酷起動延遲時間條件下，存在APU輔助起動力矩不足導(dǎo)致起動懸掛的問題。起動過程如圖3所示，在起動機接入后，發(fā)動機核心機轉(zhuǎn)速N2上升緩慢，在指定時間內(nèi)未將核心機帶轉(zhuǎn)至發(fā)動機點火轉(zhuǎn)速，起動機自動斷開，發(fā)動機轉(zhuǎn)為風(fēng)車起動模式，發(fā)動機在低轉(zhuǎn)速下點火成功，燃油流量較低，發(fā)動機轉(zhuǎn)速并不上升，表現(xiàn)為“轉(zhuǎn)速懸掛”，發(fā)動機自動中止起動，起動失敗。

在風(fēng)車起動包線的左上拐點（270kn，27000ft），嚴酷起動延遲時間條件下，存在風(fēng)車能量不足觸發(fā)熱起動保護問題。起動過程如圖4所示，風(fēng)車起動過程，起動機并不接入，發(fā)動機在較低核心機轉(zhuǎn)速時點火成功，燃油流量較高，排氣溫度上升迅速，接近排氣溫度限制值。FADEC自動執(zhí)行熱起動保護，中斷燃油供應(yīng)，排氣溫度下降后重新供油并點火成功。排氣維持在較高溫度，發(fā)動機最終起動成功，但起動時間過長，該臨界試驗點接近發(fā)動機風(fēng)車起動能力邊界。

在高度極限邊界（27000ft），高速和低速情況，嚴酷起動延遲時間條件下，存在點火燃燒不穩(wěn)定導(dǎo)致起動時間過長的問題。起動過程如圖5所示，起動機將核心機帶轉(zhuǎn)至發(fā)動機點火轉(zhuǎn)速，發(fā)動機點火成功，排氣溫度上升，但高空冷浸透環(huán)境疊加特定的燃燒室特征導(dǎo)致燃燒不穩(wěn)定，排氣維持在較低溫度。FADEC自動控制中止供油一段時間后重新供油，執(zhí)行二次點火，點火成功后燃燒仍不穩(wěn)定，排氣維持在較低溫度。經(jīng)過約20s后，燃燒達到穩(wěn)定狀態(tài)，排氣溫度上升，發(fā)動機最終起動成功，但起動時間過長，該臨界試驗點接近發(fā)動機輔助起動能力邊界。

針對以上起動過程出現(xiàn)的問題，需要修改發(fā)動機空中起動包線并在包線上增加備注說明，以表明發(fā)動機空中起動能力對CCAR-25部25.903（e）條款的符合性。

3結(jié)束語

本文針對大型客機發(fā)動機采用高涵道比、先進燃燒室等諸多新技術(shù)對發(fā)動機空中起動能力的影響，提出了在適航審定要求中需將發(fā)動機起動包線中的邊界和臨界拐點作為重點關(guān)注臨界狀態(tài)點，將起動延遲時間作為影響發(fā)動機起動能力的重要因素。同時，考慮APU、電源、點火器等相關(guān)支持系統(tǒng)，并根據(jù)飛機對發(fā)動機空中起動能力的容忍程度確定符合性判據(jù)。通過在某大型客機上的實踐驗證，在確定的臨界試驗點和臨界起動延遲時間情況下，發(fā)動機起動過程中出現(xiàn)起動懸掛、熱起動保護和點火燃燒不穩(wěn)定的情況，驗證發(fā)動機起動能力接近邊界。該適航審定要求較為全面有效地驗證了發(fā)動機的空中起動能力。

參考文獻

[1]孔慶國，杜旭博.小型大涵道比渦扇發(fā)動機起動過程仿真研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2018，18（24）：306-311. Kong Qingguo， Du Xubo. Simulation study on startup process of a small high bypass ratio turbofan engine[J]. Science Technology and Engineering， 2018， 18（24）： 306-311. （in Chinese）

[2]航空發(fā)動機設(shè)計手冊編委會.航空發(fā)動機設(shè)計手冊第14分冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002. Aero Engine Design Manual Editorial Board. Aero engine design manual Volume No.14[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2002. （in Chinese）

[3]崔金輝，雷杰.航空發(fā)動機起動過程摩擦阻力矩計算分析[J].航空發(fā)動機，2021，47（1）：7-11. Cui Jinhui， Lei Jie. Calculation and analysis of friction resistancemomentinaeroenginestartingprocess[J]. Aeroengine， 2021，47（1）：7-11. （in Chinese）

[4]樸英.航空渦輪發(fā)動機起動性能分析[J] .航空動力學(xué)報， 2003， 18（6） ： 777-782. Piao Ying. An analysis of the starting characteristics of aeroengine[J]. Journal of Aerospace Power， 2003， 18（6）： 777-782. （in Chinese）

[5]張丹玲，郝勇，王德友，等.中國大涵道比渦扇發(fā)動機適航技術(shù)初步研究[J].航空發(fā)動機，2011，37（4）：58-62. Zhang Danling， Hao Yong， Wang Deyou， et al. Preliminary investigation of airworthiness technologies for high bypass ratio turbofan engine in China[J]. Aeroengine， 2011， 37（4）： 58-62. （in Chinese）

[6]王新月，卿雄杰，劉曉偉.某型飛機發(fā)動機起動供氣系統(tǒng)匹配及性能模擬[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2006，24（3）：295-298. Wang Xinyue， Qing Xiongjie， Liu Xiaowei. Simulation study on how to ensure starting of a certain type of aero-Engine in high altitude region[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University， 2006，24（3）：295-298. （ in Chinese）

[7]National Aerospace Laboratory. Restart characteristic of turbofan engines[R].ISABE 89-7127，1989.

[8]FAA. AC 25-7DFlight test guide for certification of transport category airplanes[S].FAA，2018.

[9]曾濤.民用飛機空氣起動系統(tǒng)性能評估方法[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26（2）：43-46. Zeng Tao. Performance evaluation method of civil aircraft air assistedstartingsystem[J].AeronauticalScience& Technology， 2015，26（2）：43-46. （in Chinese）

Airworthiness Certification Requirements and Practice Verification for Large Aircraft Engine Restart in Flight

Sui Jiefei1，Han Bingbing2

1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 200232，China 2. Shanghai Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Shanghai 200335，China

Abstract： Based on many new technologies such as high bypass ratio and advanced combustion chamber applied on large aircraft engine which impact engine restart capability in flight， this paper proposes a more detailed airworthiness certification requirements for verifying the capability of the engine restart in flight. By selecting the critical test point in the engine restart envelope， determining critical test conditions according to application scenario， considering the airworthiness certification requirements of the relevant support systems， the compliance criterion is determined according to the aircrafts tolerance for the ability of the engine restart in flight. Through practical verification on a large passenger aircraft， the airworthiness certification requirements can comprehensively and effectively verify the engine restart capability in flight， which has certain guiding significance for verifying the airworthiness clause 25.903（e）.

Key Words： large aircraft； engine； start capability in flight； airworthiness certification； 25.903（e）