某型直升机发动机安装损失试验研究

董云峰 罗道国 王玉璠

（中国航空工业哈尔滨飞机设计所，哈尔滨 150066）

航空发动机安装到直升机上之后，由于进气道、排气管设计的固有形式，进气分离系统（防砂滤系统）对进气的影响，以及从发动机中引气等因素，会消耗一部分发动机功率，即发动机安装损失。准确地测试出发动机安装损失的情况，对于绘制飞机及发动机性能曲线，包括评估发动机性能储备具有很高的实用性，同时，也可为飞机进行构型扩展提供数据支持。

科研试飞是验证飞机性能必不可少的关键步骤。因此，通过本次试验测试安装损失，既为科研生产提供技术支持，也为机型取证提供有力的保障。

1 直升机发动机安装损失试验研究的目的

本文主要针对某型直升机发动机安装损失测试技术中的测试参数选取、测试设备安装，以及测试构型和条件的选择进行研究，主要目的是获得直升机在安装发动机后的飞行试验数据，并与发动机台架试验数据对比，确定飞机发动机安装损失。同时，安装损失试验也用于检查直升机进气系统各种工作条件下供给动力装置所需的空气量，以及是否存在超过规定的温度与气流畸变，以验证相关条款符合性，为机型取证提供理论支持。

2 直升机发动机安装损失测试参数选择

针对某型直升机发动机安装及进气、排气等系统的设计特点，在测量发动机安装损失时，需要测量以下参数用于计算。

2.1 主要测量参数

2.1.1 进气道温升

对于该直升机，进气道温升是指外界空气通过飞机进气道流到发动机进口处时的温度上升值。由于进气道经过主减舱与发动机舱的热量通过进气道外壁使其内的空气温度上升，进气温升△T1-2可以表达为以下公式，具体范围待定，但一般来说，发动机进气道温升控制在2℃～3℃为最佳。

式中：Tt2为发动机进气口（可参考图1，下同）平均总温，T1为发动机进气口传感器测量温度。

2.1.2 进气压力损失

进气道的设计应使得气流从自由流状态到发动机进气口处所需状态的总压损失最小，进气压力损失是评估发动机进气系统由于压力下降导致损失的参数。该型直升机的进气平均压力损失 可以表达为以下公式：

其中，P0为进气道自由流总压，Ps0为进气道入口平均静压，Pt2为发动机进气口平均总压，同时进气压力损失值应符合图2中的曲线。

2.1.3 进气压力畸变

进气压力畸变是通过所谓的“DC60”（60°畸变系数）和局部压力变化（ΔPt2/q2）方法确定的，对于该型直升机，DC60是指发动机进气口前安装的梳状探针所获得的60°扇形区域的平均总压，可表达为以下公式：

DC60应符合范围：DC60≥-0.15

ΔPt2/q2应符合范围：

其中，为发动机进气口任意60°扇形平均总压的最小值，Pt2为发动机进气口平均总压，q2为发动机压气机进口平面平均动压，Pt2（θ, r）为发动机进气口局部总压。

2.1.4 进气温度畸变

进气温度畸变是通过所谓的“TC120”（120°畸变系数）方法确定的，可表达为以下公式：

TC120应符合范围：TC120≤0.02

其中，为发动机进气口任意120°扇形平均总温的最小值，Tt2为发动机进气口平均总温。

2.1.5 引气损失

在地面标准状态下，发动机在起飞功率的最大引气流量为150g/s。该型直升机发动机引气可用于进气道充气密封、座舱加温系统，必要时可用于进气道防冰和防砂滤系统。

2.1.6 附件提取损失

附件提取损失是指飞机系统通过发动机上的机械接口提取发动机功率导致的功率损失。某型直升机安装的附件包括起动发电机、冷却风扇及发动机参数传感器等。参数传感器均为小负载设备，因此，附件提取损失主要是考核飞机在最大耗电量情况下的起动发电机和冷却风扇提取的功率损失。

2.1.7 排气损失

排气损失主要是测试排气管背压，以及排气压力损失，发动机安装有一个排气管，哈飞自制尾喷管与之连接。该直升机排气系统允许的最大背压损失为7%。

2.2 其它测量参数

除上述参数外，飞机及发动机的其它主要参数也需要进行测量和记录（参见表1），参数从直升机Arinc总线中采集。

表1 测量参数及意义

3 某型直升机发动机安装损失试验设备及安装

根据该型直升机的装机构型，需要单独安装的传感器主要包括发动机压气机进口处的总压传感器、压气机进气温度传感器，以及一级排气管处的排气静压传感器等。

表2 试验设备和安装位置

4 试验步骤及要求

为了准确测量发动机安装损失的数据，需要对各种状态下的发动机参数进行测量。根据使用的发动机构型，以及飞行要求，需要分别在直升机处于不同重量的情况下进行悬停及飞行试验。悬停试验主要是为了测试相对静态条件下的发动机安装损失数据，同时也为了对试验测试设备和飞机的功能部件进行校验。飞行试验主要是为了确定爬升和巡航状态下的发动机安装损失情况。在试验中需要分别对不同负载，以及不同高度的情况进行测量。

其中，本试验所需的3种不同重量状态分别为：大重量（范围3900kg～4250kg），中等重量（范围3600kg～ 3800kg），小重量（3200kg）；如有必要，可在任何时候用故障模拟器取消EECU（发动机电子控制单元）失效。

4.1 悬停状态

直升机分别在3种不同重量状态下进行有地效悬停和无地效悬停各稳定3min，其中，无地效悬停高度为1.524m～3.048m。

4.2 迎风飞行

直升机在中等重量、静风条件下分别以地速10节、20节和30节速度，每45°方向进行一次近地飞行，高度为1.524m～3.048m，每次时间30s。

4.3 爬 升

（1）直升机在中等重量状态下以起飞功率和45节速度爬升3min；

（2）直升机在中等重量状态下以最大连续功率和速度VY从地面爬升至3048m。

4.4 巡 航

4.4.1 4572m巡航

直升机在中等重量状态下分别以40节、60节、80节、100节、120节和最大巡航速度VH稳定平飞3min，记录相应的NG数值。

4.4.2 3048m巡航

（1）直升机在中等重量状态下分别以40节、60节、80节、100节、120节和最大巡航速度VH稳定平飞3min，记录相应的NG数值；

（2）直升机在以80节速度平飞3min后，以最大右侧滑或侧滑仪向右侧偏离中心1个球距离（二者以先到为准）状态稳定2min，再以最大左侧滑或侧滑仪向左侧偏离中心1个球距离（二者以先到为准）状态稳定2min；

（3）直升机在以120节的速度平飞3min后，以最大右侧滑或侧滑仪向右侧偏离中心半个球距离（二者以先到为准）状态稳定2min，再以最大左侧滑或侧滑仪向左侧偏离中心半个球距离（二者以先到为准）状态稳定2min。

4.4.3 低高度巡航

在低高度巡航，试验程序同“3048m巡航”内容。

4.5 NG扫描

（1）直升机在3048m以80节速度平飞。

（2）调整总距杆使NG值设定至90%，在此过程中可以调整高度和速度。

（3）用故障模拟器触发左发动机EECU失效，使左发动机燃油流量冻结在90%NG位置。

（4）调整功率使直升机在试验高度分别以80节、100节、120节和直升机能达到的最大速度平飞，稳定2min，记录相应的NG数值。其中，试飞过程中需遵循直升机速度及发动机的最大连续功率限制，以二者先达到为准。

（5）用故障模拟器取消EECU失效。

（6）调整总距杆使NG以2%的增量上升，并重复步骤（3）～（5），直至达到最大连续功率限制。

（7）在右侧发动机重复步骤（1）～（6）项程序。

4.6 下 滑

直升机在中等重量状态下，从3657.6m高度开始下滑。确保直升机以速度VY、下滑速率-304.8m/min通过3048m、1524m和进近高度3个点，并在通过点前后保持直升机处于此状态的总时间达到2min。

5 总结与展望

本文对某型直升机发动机安装损失测试技术与试验方法进行了分析，是一套比较完整的试验架构方案，后续过程中需要不断完善并最终得到符合要求的试验结论。就目前已完成的试飞情况来看，试验机在各种重量悬停，中等重量近地机动、爬升、平飞、下滑等各种飞行科目中，发动机及进气系统工作稳定，进气量能够满足动力装置的需要，发动机的进气没有引起有害于发动机的振动。该试验方法能够对发动机安装损失进行有效的测试，可为今后其它直升机机型开展相关试验提供有价值的借鉴。

参考文献

1 ARRIEL系列发动机安装手册[S]. 2015

2 运输类旋翼航空器适航规定（CCAR-29-R1）[S].2002

3 飞机设计手册（第13册）[S]. 2006