航空发动机失速喘振适航审定方法

郑玮晟，丁铁纯，任广惠

（沈阳航空航天大学，辽宁沈阳 110122）

0 引言

适航指的是航空器基于预定运行环境及运用限制条件，可以进行安全飞行且达到最低安全标准所需要具备的特性。适航性研究在国外已经形成了较为先进、系统的管理模式及理念，我国虽然已经成立了专门的机构来进行适航管理及审定，但是研究时间尚短，还未形成较为系统、完整的适航管理和审定体系。本文研究航空发动机失速喘振的原理及适航审定方法，为航空发动机的稳定运行提供参考。

1 航空发动机失速喘振原理

伴随着航空发动机技术的不断发展，其可靠性与安全性水平不断提升。航空发动机技术实现了多次飞跃，A320neo、737MAX 等机型所配套的PW1000G、CFM LEAP-1B 等型号的航空发动机可以提供更大的推重比、涵道比，具有更好的燃油经济性[1]。随着国内民用航空业的不断发展，飞机的利用率也不断提升，飞机运行的时间也不断延长。随着航空发动机型的号多样化，无法避免偶发性的发动机故障问题，例如发动机喘振、压缩机叶片受损、发动机低压涡轮盘破损、发动机失速等。

目前大涵道比涡扇发动机一般由两轴或者三轴转子构成。在两轴转子发动机中，N1 指风扇/低压压气机/低压涡轮参数，N2 指高压压气机/高压涡轮参数。气流由发动机进气口进入到发动机涵道，一部分会由风扇直接通过外涵道排出，继而形成了较多的推力；另一部分会将气流输送至低压压缩机，之后经过高压压缩机将高压空气引入燃烧室，通过燃烧释放大量的能量，并通过驱动高压涡轮与低压涡轮排出尾喷管，同时形成少量推力（图1）。总体来说，高压涡轮驱动高压压缩机，低压涡轮驱动风扇及低压压缩机[2]。

图1 发动机结构示意

造成发动机不稳定的重要因素是失速与喘振，会导致发动机性能减弱，严重时会损坏发动机。

在关于飞机机翼失速的原理中，如果飞机超过临界迎角，翼型上表面边界层会产生气流分离，导致升力急剧下降而无法维持正常飞行。发动机风扇与压缩机叶片剖面与机翼剖面较为相似，若压气机叶片被污染，失速攻角变小，便会导致失速问题的产生。因此，发动机失速的最根本原因是压缩机叶片表面气流分离超过临界值[3]。

若停滞的气流量较小，则可能在后续运行中被吸收甚至消散。若停滞的气流量过大，则会导致下一级叶片的正常运转受到阻碍，这种现象被称为旋转失速。若分离气流继续传播，便会导致压缩机将气流传送到后级压缩机的能力遭受阻碍，也会导致流入燃烧室的气流压力突然下降。其间，燃烧室高压气体便会流入压缩机，继而形成气流的反转，出现失速喘振问题。与此同时，燃烧室也会出现富油，继而影响高压涡轮与低压涡轮的正常运转，且会出现喷火的问题。若进气道进气压力较低，且在一定的条件下使用大马力如极端机动、失速等，便会导致进气道出现喷火问题。其中，导致进气道压力小的因素包括极端飞行机动、吸入热尾气及进气道结冰等。

由于失速所导致的发动机喘振一般表现在较高发动机功率下所产生的爆炸性压气机气流反转，同时也包括产生的尾喷管与进气口的火焰。因此，首要的工作便是收回油门杆，其主要目的是减少进入燃烧室的燃油流量，降低燃烧室压力。基于此，可知压缩机失速可能会引发喘振，而发动机喘振也可能是由压缩机失速导致。

失速主要包括初始失速和深度失速两种。中度及以上程度的喘振可能会导致失速，且出现失速喘振现象，严重时会导致气流倒转。瞬间产生的进气流干扰会导致发动机喘振，但可以恢复，此种情况不需采取应对措施。而不可恢复的喘振需要飞行员及时采取行动，以保障稳定运行，如减少推力、增加发动机进气量、按照手册关断发动机等。此外，还可以依据发动机失速喘振原理，做好预防与阻止失速喘振的反应，例如在安全包线中操作发动机，避免大力操控发动机部件，防止发动机超出喘振限制线。重复理解并严格执行相应的检查单，及时收减油门，以此减少燃烧室的压力，确保核心机内气流再次流畅。另外，要接通防冰，释放压气机的气流，慢速度避免大推力反喷工作。

为更加全面地评估喘振和失速的影响因素，综合研究航空发动机适航规定、工程实践数据及相关公开发表的文献资料，总结出其中的重要影响因素。英国、美国在评估军用小涵道比涡扇发动机气动稳定性时所提出的22 项喘振和失速影响因素，俄罗斯与我国提出了16 项影响因素。基于上述分析，本文总结其中的重要影响因素主要包括4 类：①进气畸变类，包括大攻角、侧风；②工质变化，包括雷诺数、吸雨等；③几何变化类，包括加工及装配公差、寿命期内结构衰变等；④功率瞬间变化类，包括加速与减速。

2 发动机失速喘振特性的适航规定

2.1 民用航空规章的相关规定

2011 年1 月30 日，中国民用航空局局务会议通过了《航空发动机适航规定》，其中对于航空发动机失速喘振问题的适航规定指出，发动机应当按照CCAR 第33.64 条（b）规定的使用说明进行运转，也就是在发动机工作包线中的任意点，应当注意不得引起喘振或失速达到出现熄火、结构失效、超温或者发动机功率、推力等无法恢复的程度。其中，引发这一后果的因素包括启动功率或推力的变化，功率的增大或推力的加力，极限的进气畸变或者进气温度等。

2.2 失速喘振适航审定的关键技术参数

针对发动机失速喘振的问题，最根本的解决方法就是保证压缩系统在各种工况下都不会进入失速喘振状态，以此来避免出现发动机的熄火、结构性破坏问题。

根据适航规定可以看出，为了保障发动机一直处于稳定状态，不会出现失速或者喘振问题，就需要明确其工作在喘振边界之内（图2）。其中，πc为压比，ncor为换算转速，q（λ2）为流量函数。

图2 发动机共同工作线

图2 中共同工作线到喘振边界的工作范围展现出压气机运动时的安全裕度，一般用失速裕度或喘振裕度SM 表示：

其中，SM 为喘振裕度，mas为不稳定边界点的流量，πks为不稳定边界点的压比，ma0为工作点的流量，πk0为工作点的压比。

喘振裕度是航空发动机的重要性能参数，可以直接显示出发动机的安全工作范围。适航规定确定了喘振裕度标准，即表示极限的工作状态或者工作条件。基于此，本文选择喘振裕度作为分析适航审定的关键技术参数。

3 航空发动机失速喘振的适航审定方法

3.1 适航审定方法的制定规划

依据《中国民航规则》第33.65 条中对航空发动机喘振裕度的规定，配合上本文所运用的喘振裕度计算公式，依据不同飞行状态获得畸变度及畸变范围，以此计算出压气机特性线，从而计算出喘振裕度，获得飞行迎角与喘振裕度的关系曲线，然后通过飞机最低可使用喘振裕度计算获得极限飞行迎角，继而确定极限飞行状态。因此，通过对飞行姿态的验证，对照其是否符合我国民用航空规章对于失速喘振的适航要求，继而发展为较为完整的进气畸变状态下发动机失速喘振的适航审定方法。

3.2 适航审定流程

依据适航审定方法制定相关计划，并以此来确定发动机在某一工作条件下关于失速喘振的适航审定程序。通过发动机在飞行迎角变化时的适航审定问题确定具体的流程及步骤：①获取发动机型号，并获取均匀进气时压气机的通用特性，包括总压比—流量特性、绝热效率—流量特性等；②获取发动机短舱几何尺寸，并计算不同飞行速度时的流量；③获取飞机的飞行条件，主要由飞行高度、飞行迎角以及飞行马赫数、发动机工作转速等；④按照飞行迎角与飞行马赫数，获得相应的畸变范围及畸变度；⑤将所得到的数据代入平行压气机程序进行运算，同时依据变化中的飞行马赫数来获得不同工况下的畸变范围与畸变度，继而计算出压气机在此飞行迎角下的特性曲线；⑥待获得特性线后，按照喘振裕度计算公式获得压气机在此状态下的喘振裕度；⑦不断增加飞行迎角，获得不同状态下的喘振裕度，并获得飞行迎角与喘振裕度的关系曲线，按照最低允许喘振裕度判断极限飞行迎角。

4 结束语

失速喘振是影响航空发动机气动性能与运行安全的重要因素，备受行业的重点关注。我国航空发动机适航规定中对失速喘振适航审定方法进行了说明。本文分析了航空发动机失速喘振的原理，并进一步分析适航审定规定及方法，为航空发动机的稳定运行提供参考。