基于能力的涡轴发动机大区间加速性试飞方法研究

张耀峰，张浩

（中国飞行试验研究院发动机所，陕西 西安 710089）

1 前言

涡轴发动机的加速性试验是国军标GJB243A-2004《航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求》规定的试验科目之一，同时也是发动机研制总要求及试验总案规定需要在性能试验阶段考核的试验科目之一。涡轴发动机良好、可靠的加速能力直接关系着直升机旋翼、传动系统和发动机控制系统的瞬态响应特性，是直升机动力系统匹配性试验的重要内容。

当今军用直升机的任务要求是改进发动机控制响应，以满足改善转速瞬态下垂特性、改进操纵品质以及减少飞行员操纵负荷的要求。如美国黑鹰直升机进行发动机从0扭矩至95%中间功率状态的加速试飞时，暴露出了旋翼下垂量大、发动机加速性差的问题。

为了满足直升机日益增加的性能需求，需要分析直升机旋翼转速瞬态下垂特性的形成机理，开展发动机瞬态扭矩响应特性专项试验。现代立体战争环境中，基于提高机动性和生存力的需要，直升机经常要进行垂直跃升、下降，解除/重新隐蔽，地形跟踪、驼峰交叉，快速推拉杆加减速等机动飞行，以便在时间上快速响应和空间上躲避障碍，从而提高空中格斗性能和战场生存性能。因此，直升机配装的涡轴发动机需要在很短的时间内产生很大的功率变化，这对直升机/发动机一体化设计与飞行试验验证提出了更高的要求。

研制总要求中规定的加速性指标通常在台架条件下考核，但台架无法反映真实装机飞行条件下直升机旋翼负载变化对发动机加速性的影响，对于指标的考核不够充分。而以往的飞行试验中大多将旋翼、传动系统与发动机割裂开来单独作为研究对象，很少进行实战使用特征下的直升机动力系统瞬态响应特性的试验方法探索。常规发动机加速性试飞考核方法的局限性日益突显，主要体现在：（1）国军标推荐的加速性试飞方法，着重考核直升机平飞过程中涡轴发动机的加速性，加速区间不能满足研制总要求规定的考核区间；（2）直升机机动性试飞中虽对瞬态响应特性提出要求（悬停总距动态响应、减速到冲刺等科目），但偏重于近地面考核，对直/发动态匹配性考核不够充分。

为了解决上述问题，有必要进行涡轴发动机的加速性试飞方法研究，将研究对象从孤立发动机转为直升机动力系统，将基于总距变化的加速性考核传统思路逐渐向基于总距+负载变化的加速性考核思路转变。如文献[10-12] 针对配装T700发动机的AH-64A直升机和HH-60A直升机的直升机机体/发动机瞬态响应特性进行了研究，其中就包含旋翼自转退出状态下的研究工作。文献[13] 对直升机自转训练过程中的发动机调节规律进行了研究。

本文在传统加速性试飞方法的基础上，融入直升机机动动作，设计了一种涡轴发动机大区间加速性试飞方法，并进行了试飞验证，探索发动机瞬态响应特性。

2 研究对象

研究对象为某小功率级别涡轴发动机，由减速齿轮系和主功率输出、附件驱动齿轮组、环形进气、单级离心式压气机、环形回流燃烧室、单级轴流式涡轮、同心传动轴、尾喷管等组成。采用全权限数字式电子控制系统，配装某1.7t级单发直升机后，由于传动系统扭矩限制，起飞功率状态降低约15%（相比台架起飞功率）。

试飞载机为某5座型单发轻型直升机，最大飞行重量1.7t，最大飞行高度6000m，结构形式为单旋翼带涵道式尾桨，配备滑橇式起落架，机体为金属结构。

在发动机试车台上通过油门杆改变供油量，从而控制发动机状态变化，而发动机装机后的操纵与控制不可避免地与直升机产生交联，机理更为复杂。

直升机/发动机综合控制是以功率控制为中心进行的，目的是使发动机输出功率适应直升机飞行需用功率，做到准确的功率供需平衡。由于旋翼惯性大，当CLP（总距杆位置）快速变化时，若仅依赖保持旋翼转速恒定的回路调节，易引发较大的转速超调。因此，采用了总距前馈补偿机制，当CLP变化时，提前改变发动机供油量，减少转速超调和状态变化时间。

通过调节总距前馈补偿机制相关参数，总距杆位置驱动的发动机加减速一般能够满足使用需求，但试飞考核中，往往忽略了需用功率变化引起的发动机状态瞬态变化。

3 试验设计

对于单发直升机来说，任意飞行工况下均采用一台涡轴发动机提供全部动力，对发动机的工作可靠性提出了更高要求，对于大区间加速能力的试飞验证也更为迫切。

涡轴发动机的瞬态响应特性探边摸底试验的考核目的在于，确保发动机正常工作的条件下在尽可能短的时间内实现尽可能多的功率状态变化。因此，试验设计的目的主要为两方面：扩展发动机状态区间，加快状态变化速率，此外还应关注发动机工作环境的要求。

对于发动机状态区间，国军标推荐的常规加减速试飞方法的区间下限为直升机久航速度对应扭矩，区间上限为0.9倍Vcmax（最大巡航速度）对应扭矩。在直升机真实飞行过程中，稳定下滑（包括稳定自转下滑）时，发动机状态通常低于直升机久航速度对应扭矩甚至接近于零扭矩。区间上限受制于直升机传动系统、多发匹配或振动水平等因素限制，基于直升机平飞性能曲线，在小速度极限（悬停）和大速度极限（Vcmax）时发动机状态达到最大，此外，在剧烈操纵时，也可能使发动机达到瞬时大状态。

加快发动机状态变化速率应考虑两方面因素，一是依据数控系统总距-油门的前馈补偿机制，总距杆移动速率越快，燃油流量变化速率越快；二是依据动力涡轮恒转速的控制目标，直升机需用功率大幅度增加时，同样需要快速供油。在常规加减速试飞过程中，忽略了直升机需用功率变化引起的发动机瞬态响应情况，因此，在试验设计时，应多注重“总距+负载”双重因素变化时发动机的瞬态响应特性考核。

工作环境除了常规的大气压力、大气温度、台架/装机环境、功率提取条件，还应考虑动力涡轮转速偏离的特殊情况。动力涡轮转速偏离基本出现在直升机的大过载大机动飞行过程中，如模拟自转下滑改出、俯冲拉起、平飞跃升、减速到冲刺、急拉杆/急推杆等。

基于上述分析，加速下限可将直升机置于模拟自转下滑姿态，加速上限可将直升机置于大速度平飞或小速度平飞（悬停）姿态，配合由慢及快的操纵速率，逐步形成发动机大区间加速性试飞方法。

2017年，中国飞行试验研究院借鉴美国ADS-1B标准的试飞方法要求，设计了一种“模拟自转→大速度平飞”的加减速考核方法，具体飞行过程为“平飞→下滑→自转→改出+推杆→平飞加速”，配装在某大功率级别涡轴发动机的某10t级直升机型号试飞过程中实现了发动机从零扭矩到大状态的加速性考核。对比常规加减速方法的区间下限为久航速度对应扭矩，该方法极大地扩展了区间下限，并且实现了旋翼-传动系统-发动机整个动力系统过渡态的一体化考核。试验曲线与常规加减速的对比如图1所示，试验结果对比如表1所示。遗憾的是，该大功率涡轴发动机搭配双发直升机，受制于双发功率限制，加速区间上限较低，同时试飞时出于安全考虑，操纵动作较为柔和，提距时间约13s，远不能满足发动机瞬态响应特性的验证需求，并且未能开展进一步优化探索，如扩展区间上限（增大直升机重量、增大平飞速度等）、增加瞬态程度（提高总距、周期变距杆等操纵速率）。

表1 某大功率涡轴发动机不同加速性试飞方法对比

图1 某大功率涡轴发动机加速性试飞曲线对比

借鉴该大功率涡轴发动机的试飞经验，小功率涡轴发动机在进行大区间加速性试飞设计时，着重考虑了区间上限的突破和操纵速度的突破。在突破区间上限方面，考虑到模拟自转改出后再加速至大速度所需时间较长，参考自转着陆操作流程，更改为自转改出过程中减速至悬停，即在空中实现模拟自转着陆。在突破操纵速度方面，考虑到大功率涡轴发动机试飞时自转下滑改出动作相对柔和，在小功率涡轴发动机试飞时，直接参考自转着陆操作流程，配合机身的俯仰姿态变化，在单向离合器重新啮合瞬间就产生大量的负载需求，配合总距操纵，实现发动机状态的快速变化。最终，设计了一套“模拟自转→悬停”的大区间加速性试飞方法，试验过程示意图如图2所示。

图2 “模拟自转→悬停”的大区间加速性试飞过程示意图

为了获取涡轴发动机在目标高度Hp0的加速性，设计了“模拟自转→悬停”的大区间加速性试飞方法，具体操纵流程如下：

（1）直升机爬升至目标高度Hp0+200m后改平，以久航速度保持稳定平飞，做好自转下滑飞行前准备。

（2）缓慢下放总距杆，使旋翼转速Nr大于动力涡轮转速Np，单向离合器与发动机脱开，直升机进入自转下滑状态。

（3）调整周期变距杆，保持均匀的前飞速度和下降率，进行稳定自转下滑，过程中需保持旋翼转速在绿区范围内。

（4）直升机稳定自转下滑至最佳拉平高度（若无规定，推荐从Hp0+40m开始训练，多次训练后得到该高度准确值）时，向后拉杆，开始拉平直升机，减少前飞速度和下降率，操纵脚蹬保持航向（此时直升机获得较大俯仰角，旋翼转速上升，注意不能超限）。

（5）拉平效果消失后（即下降率不再降低时），开始上提总距杆，继续降低下降率。

（6）直升机不再下降高度时（此时直升机应处于Hp0高度，下降率基本为0），继续上提总距杆，并向前推杆，操纵脚蹬保持航向，推平直升机，减小直升机的俯仰角（在推平提距过程中，单向离合器与发动机重新啮合，发动机在较短时间内完成0扭矩至大功率状态的加速过程）。

（7）直升机姿态平稳后，操纵直升机继续飞行。

（8）重复进行步骤（1）～（7）若干次，经多次训练获取最佳拉平高度、最佳拉平俯仰角、最佳推平速率和最佳提距速率，形成涡轴发动机从0扭矩加速至最大连续状态或起飞状态的准确操纵程序。

4 试飞实施与结果

配装小功率涡轴发动机的单发直升机开展了“模拟自转→悬停”的发动机大区间加速性试飞，通过多次试验给出推荐的拉平高度为目标高度+30m、拉平俯仰角为27°、推平速率为9°·s-1、提距速率15%·s-1。

选取1次最佳试验操纵程序描述如下：

（1）直升机正常起飞，爬升至气压高度Hp=560m后改平，以Vi=120km·h-1保持稳定平飞；

（2）t1时刻，缓慢下放总距杆，在t2时刻，旋翼转速Nr大于动力涡轮转速Np，单向离合器与发动机脱开，直升机进入自转下滑状态；

（3）直升机保持均匀的前飞速度130km·h-1和下降率8m·s-1，进行稳定自转下滑；

（4）t3时刻，直升机稳定自转下滑至Hp=280m，向后拉杆（1s内向后移动2.4°），开始拉平直升机，减少前飞速度和下降率，操纵脚蹬保持航向，直升机俯仰角在4s内增加到27°，下降率在4s内降低至0，前飞速度在8s内降低至42km·h-1；

（5）t4时刻，向后拉杆的拉平效果消失，开始上提总距杆（0.5s内由最低位上提至12%），继续降低下降率；

（6）t5时刻，直升机不再下降高度，此时，直升机处于Hp=250m高度，继续上提总距杆（3s内由13%上提至59%），并向前推杆（0.5s内向前移动4.7°），操纵脚蹬保持航向，推平直升机，直升机俯仰角在5s内由27.9°降低至0°，在此过程中，单向离合器与发动机重新啮合，发动机在3s内由0扭矩加速至起飞状态（79.6%扭矩），完成了大区间加速性试飞验证。试验中未出现超温、喘振等异常现象，试验中动力涡轮转速超调量在±8%以内，恢复时间在5s以内；

（7）t6时刻，直升机姿态平稳。小功率涡轴发动机大区间加速性试飞曲线如图3所示；与常规加速性试飞的结果对比，如表2所示；加速区间对比，如图4所示。可以看到，“模拟自转→悬停”的大区间加速性试飞方法实现了发动机在3s时间内从0扭矩至起飞功率的加速性验证，极大地扩大了常规加减速考核方式的加速区间，通过试飞考核了研制总要求指标的符合性，是常规加减速考核方式的有力补充。同时该方法能够扩展到不同飞行高度，获取不同使用环境条件下发动机大区间加速性的性能底数，也能支撑GJB 243A和GJB 5883中关于涡轴发动机加减速试飞方法的修订。

表2 小功率涡轴发动机不同加速性试飞方法对比

图3 小功率涡轴发动机不同加速性试飞曲线对比

图4 不同加速性试飞方法的加速区间对比

5 结语

通过基于能力的涡轴发动机大区间加速性试飞方法设计与试飞验证，得到以下结论。

（1）“模拟自转→悬停”的发动机大区间加速性试飞方法扩展了传统加速性试飞方法的加速区间，能够满足研制总要求中关于加速性指标的考核。

（2）大区间加速性试飞方法耦合了直升机机动飞行动作，检查了直升机旋翼负载变化时涡轴发动机的瞬态响应特性，突出了实战化考核特征。

（3）大区间加速性试飞方法可推广至其他使用环境，推广至其他涡轴发动机型号试飞，可作为国军标中关于加速性的试飞方法修订的依据。