■ 肖毅 孫中海 李宏 / 中國民用航空江西航空器適航審定中心 曾平君 / 江西洪都航空工業(yè)集團有限責(zé)任公司 劉通 / 航空工業(yè)直升機設(shè)計研究所

作為航空器的“心臟”，發(fā)動機安裝后工作特性的優(yōu)劣直接關(guān)系到航空器能否正常飛行。針對發(fā)動機工作特性適航條款，結(jié)合正常類飛機及正常類旋翼航空器審定案例開展研究，給出條款的符合性驗證方法與思路，對后續(xù)同類型號的研制與適航審定工作具有重要的參考價值。

正常類航空器包含正常類飛機和正常類旋翼航空器（通常為直升機），已經(jīng)逐漸成為通用航空產(chǎn)業(yè)的主要機型[1]。其適航審定也是航空器適航審定的重要組成部分，必須加以重點研究。正常類航空器可以配裝不同類型的發(fā)動機，發(fā)動機與航空器的匹配是否良好直接關(guān)系到航空器能否正常飛行[2-3]。本文以《正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定》（CCAR-23-R3，即23部R3版）及《正常類旋翼航空器適航規(guī)定》（CCAR-27-R2，即27部R2版）為基礎(chǔ)[4-5]，著重對正常類飛機及正常類旋翼航空器的發(fā)動機工作特性條款的適航符合性進(jìn)行對比研究，分析條款原文及符合性驗證方法的異同點，并根據(jù)具體型號的審定實踐，明確條款驗證的原則、流程及審定要點。

條款分析

CCAR-23-R3與CCAR-27-R2針對渦輪發(fā)動機的要求大致相同，在條款原文中有以下兩點差異：一是23部R3版要求在飛行中檢查渦輪增壓活塞式發(fā)動機的工作特性，27部無此要求，這與航空器的發(fā)展及23部、27部的修訂歷史有關(guān)，我國適航規(guī)章的修訂基本與美國聯(lián)邦航空局（FAA）保持了一致，F(xiàn)AA在1964年發(fā)布第一版23部時并沒有關(guān)于動力裝置工作特性的條款，1969年FAA通過修正案的形式增加了第23.939條渦輪發(fā)動機動力裝置工作特性，該條款起初也只針對渦輪發(fā)動機提出安全要求，直到1991年，由于渦輪增壓活塞式發(fā)動機在正常類飛機上的大量應(yīng)用，F(xiàn)AA在規(guī)章中才增加了關(guān)于渦輪增壓活塞式發(fā)動機的內(nèi)容，而此類發(fā)動機在旋翼航空器上應(yīng)用較少，因此27部在對第27.939條制定與修訂時均未增加相關(guān)的要求；二是27部針對調(diào)節(jié)器控制的發(fā)動機提出了傳動系統(tǒng)扭轉(zhuǎn)不穩(wěn)定性要求，23部R3版無此要求，這主要是由于當(dāng)發(fā)動機上調(diào)節(jié)器的響應(yīng)頻率與旋翼航空器傳動系統(tǒng)的低階固有扭轉(zhuǎn)頻率相重合或接近時，旋翼航空器上將出現(xiàn)一種受燃油控制的諧振反饋狀態(tài)，如果沒有適當(dāng)?shù)脑O(shè)計考慮或補償，這種狀態(tài)可能是發(fā)散的，將出現(xiàn)扭轉(zhuǎn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，正常類飛機沒有旋翼傳動系統(tǒng)，因此不需要類似的規(guī)定。條款的原文對比如表1所示。

另外，23部R3版于2022年進(jìn)行了修訂換版，重新修訂發(fā)布的23部對條款內(nèi)容進(jìn)行了大范圍的調(diào)整與合并。與發(fā)動機工作特性相關(guān)的條款為第23.2425條動力裝置工作特性[6]。該條款主要是對23部R3版的第23.939條動力裝置的工作特性及第23.903條發(fā)動機中起動、停轉(zhuǎn)、再起動相關(guān)內(nèi)容進(jìn)行了調(diào)整合并，使得條款的字面要求更加簡潔，但規(guī)定的安全要求并沒有本質(zhì)變化。

符合性驗證方法分析

在符合性驗證方法中：第23.939條一般采用飛行試驗（MC6）來表明條款的符合性，對最大飛行速度及失速速度飛行時發(fā)動機的工作情況應(yīng)當(dāng)進(jìn)行考核，另外，通常需要在飛行包線范圍內(nèi)選擇典型的高度-速度組合進(jìn)行發(fā)動機快速加減速飛行試驗，由于對進(jìn)氣畸變有較大影響，側(cè)滑角是需要重點考察的飛行姿態(tài)參數(shù)[7]；第27.939條一般采用地面試驗（MC5）及飛行試驗來表明條款的符合性，地面試驗的科目一般應(yīng)包含發(fā)動機地面起動、加減速特性檢查、扭轉(zhuǎn)穩(wěn)定性檢查等，飛行試驗科目一般應(yīng)包含發(fā)動機空中再起動試驗、渦輪轉(zhuǎn)速恒速特性檢查、加減速特性檢查；23部R3版及27部共同關(guān)注的進(jìn)氣畸變是否會引起有害的振動問題，需要在飛行試驗中進(jìn)行驗證，主要在發(fā)動機不同位置安裝傳感器進(jìn)行振動測量，第23.939條（c）款的驗證一般可與第23.907條螺旋槳振動結(jié)合進(jìn)行，第27.939條（b）款的驗證一般與第27.907條發(fā)動機振動結(jié)合進(jìn)行。

表 1 條款原文對比

審定案例分析

正常類飛機發(fā)動機工作特性審定案例

N5B飛機是按照23部R3版研制的，為單發(fā)、單駕駛、下單翼、后三點式固定起落架中型農(nóng)林飛機，最大起飛質(zhì)量為3600kg，最大飛行高度為6000m，最大飛行速度為235km/h。該機配裝一臺捷克產(chǎn)M601F渦槳發(fā)動機（見圖1），發(fā)動機最大起飛功率為570kW，最大巡航功率為490kW，起動方式為電起動，帶自由渦輪并配備了冷卻液噴射裝置，燃?xì)獍l(fā)生器和自由渦輪軸串聯(lián)式布局，空氣進(jìn)口位于后部，氣流通過壓氣機、燃燒室和渦輪向前流動，最后從發(fā)動機前端的排氣管排出。

在第23.939條適航審定過程中，申請人采用飛行試驗來表明條款的符合性。在飛行試驗驗證中，申請人首先概述了在整個審定試飛過程中發(fā)動機均未出現(xiàn)不利的工作特性，然后重點列舉了“動力裝置工作特性及其進(jìn)氣道檢查飛行試驗”情況來表明條款的符合性。在高度1500m飛行試驗點，飛行員首先檢查了慢車狀態(tài)減至表速150km/h左右，維持指定的直線側(cè)滑狀態(tài)，然后在0.5s內(nèi)急推油門桿至發(fā)動機最大狀態(tài)的發(fā)動機加速工作時的情況；其次檢查了最大狀態(tài)加速至表速200km/h左右，維持指定的直線側(cè)滑狀態(tài)，然后在0.5s內(nèi)急拉油門桿至慢車狀態(tài)的發(fā)動機減速工作時的情況。高度3000m的飛行試驗程序類似，在表速150km/h左右作快速加速試驗，在表速180km/h左右作快速減速試驗；圖2為在高度1500m飛行試驗點發(fā)動機快速加減速典型性能參數(shù)的變化曲線，急推或急拉油門后發(fā)動機燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速、渦輪間溫度、輸出扭矩逐漸增大或減小，性能變化平穩(wěn)，發(fā)動機跟隨性較好，整個飛行試驗過程中發(fā)動機的工作特性正常。

正常類旋翼航空器發(fā)動機工作特性審定案例

AC311A直升機是按照27部進(jìn)行型號合格審定的，采用單發(fā)、單駕駛、滑橇式起落架、單旋翼加尾槳布局，最大飛行高度為7000m，最大起飛質(zhì)量為2250kg，最大巡航速度為240km/h，最大航程為700km。該機配裝1臺法國產(chǎn)阿赫耶（Arriel）-2B1A渦軸發(fā)動機（見圖3），最大起飛功率為500kW，巡航功率為400kW，起動方式為電起動，發(fā)動機采用前軸向進(jìn)氣和向后排氣方式，吸入的空氣經(jīng)進(jìn)氣道、壓氣機流入環(huán)形燃燒室、燃?xì)鉁u輪、單級動力渦輪，最后通過排氣管排出發(fā)動機，動力渦輪產(chǎn)生的輸出功率通過軸傳給發(fā)動機上后置的減速器，最后通過動力渦輪組件的中心軸向前、向后輸出給直升機。

圖 1 M601F發(fā)動機

圖 2 發(fā)動機加減速試驗性能曲線

在第27.939條適航審定過程中，申請人采用地面試驗及飛行試驗來表明條款的符合性。

在地面試驗驗證中，申請人主要列舉了扭轉(zhuǎn)穩(wěn)定性地面試驗來表明條款的符合性（發(fā)動機地面起動、地面加減速試驗結(jié)論在飛行試驗報告中給出）。試驗以不加激勵方式和周期激勵方式進(jìn)行。其中，周期激勵方式試驗為主要試驗，試驗中以周期激勵方式改變旋翼總距，產(chǎn)生對旋翼/動力/傳動系統(tǒng)扭振的激勵載荷，從而激起發(fā)動機控制系統(tǒng)與扭振系統(tǒng)的扭振耦合運動。試驗過程中，測量從旋翼總距開始改變后足夠長時間內(nèi)旋翼轉(zhuǎn)速、發(fā)動機扭矩和轉(zhuǎn)速等參數(shù)的時間變化歷程。這些參數(shù)的值隨時間的變化均能夠收斂于穩(wěn)定值，且其模態(tài)阻尼裕度大于1%，旋翼/動力/傳動系統(tǒng)扭振與發(fā)動機控制系統(tǒng)耦合是穩(wěn)定的。

在飛行試驗驗證中，申請人主要列舉了型號合格審定期間所開展的“發(fā)動機工作特性飛行試驗”情況來表明條款的符合性，試驗包括直升機典型高度-速度條件下的總距掃描、發(fā)動機加減速及電動備份機構(gòu)操縱試驗?？偩鄴呙柙囼炛校鄙龣C在海拔3400m高度起飛，并在扭矩55%、60%、65%、70%、80%時分別穩(wěn)定至少5s，然后以相反的順序放下總距，完成總距掃描；在發(fā)動機加減速過程中，直升機首先在海拔3400m高度進(jìn)行有地效懸停，然后快速提升總距，直升機迅速爬升，直到在4300m高度左右穩(wěn)定后，快速放下總距，當(dāng)扭矩下降到40%左右時，提升總距，直升機改平飛，快速提放總距典型性能參數(shù)變化曲線如圖4所示，發(fā)動機燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速、排氣溫度、輸出扭矩逐漸增大或減小，性能變化平穩(wěn)，發(fā)動機跟隨性較好；電動備份機構(gòu)操縱試驗在地面進(jìn)行，發(fā)動機在自動控制模式，提升總距直到扭矩達(dá)到20%，按壓手控備份機構(gòu)控制開關(guān)上“加油”位和“減油”位無效，然后將發(fā)動機控制模式切換到手動模式，按壓手控備份機構(gòu)控制開關(guān)上“加油”位和“減油”位，發(fā)動機功率及旋翼轉(zhuǎn)速隨之上升和下降，最后將發(fā)動機控制模式切換到自動模式，旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定到100%。整個飛行試驗過程中發(fā)動機的工作特性正常。

圖 3 阿赫耶-2B1A發(fā)動機

圖 4 發(fā)動機加減速試驗性能曲線

另外，對于采用全權(quán)限數(shù)字式電子控制（FADEC）系統(tǒng)的旋翼航空器發(fā)動機，其工作特性的評定應(yīng)當(dāng)進(jìn)行降級和故障模式檢查。以下典型的故障或降級模式應(yīng)當(dāng)在飛行試驗中進(jìn)行檢查：導(dǎo)致發(fā)動機功率增大、減小或固定的故障，導(dǎo)致發(fā)動機性能參數(shù)振蕩的故障，導(dǎo)致壓氣機轉(zhuǎn)速、燃?xì)鉁u輪轉(zhuǎn)速增大或減小的故障等[8]。

對比分析

通過以上兩個審定案例對比可知，在正常類航空器發(fā)動機工作特性相關(guān)條款的審定實踐中，正常類飛機通常采用飛行試驗來表明條款的符合性，主要是在包線內(nèi)選取典型的高度-速度組合進(jìn)行發(fā)動機快速加減速試驗；正常類旋翼航空器也需要采用飛行試驗來表明條款的符合性，但飛行試驗的開展相對更加復(fù)雜，主要包括典型高度-速度條件下的總距掃描、發(fā)動機加減速及電動備份機構(gòu)操縱試驗；飛行試驗中需要重點關(guān)注發(fā)動機轉(zhuǎn)速、排氣溫度、輸出扭矩等參數(shù)的變化情況，試驗中發(fā)動機不能出現(xiàn)不利工作特性和有害振動；另外，第27.939條（c）款關(guān)注的扭轉(zhuǎn)不穩(wěn)定性除需要在飛行試驗中進(jìn)行考察外，還需要進(jìn)行專門的地面試驗進(jìn)行驗證。

結(jié)束語

作為通用航空產(chǎn)業(yè)的主要機型，正常類航空器的研發(fā)與適航審定近年來均得到了較大的發(fā)展。從適航的角度出發(fā)，確保在正常類航空器正常和應(yīng)急使用期間，發(fā)動機不出現(xiàn)不利工作特性是至關(guān)重要的。當(dāng)前，國內(nèi)已有不少型號的審定實踐，通過分析適航規(guī)章、咨詢通告的相關(guān)內(nèi)容，總結(jié)審定案例的相關(guān)經(jīng)驗，能夠進(jìn)一步降低正常類航空器的研發(fā)成本，提高型號審定效率，一定程度上促進(jìn)我國通用航空產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。