涡扇发动机气动稳定性适航验证方法研究

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　　摘要：根据航空发动机适航条款中对发动机气动稳定性的要求，深入分析了国外大涵道比涡扇发动机适航符合性方法，对国内现有的设计和验证方法进行了评估，梳理出大涵道比涡扇发动机适航所需的流程和方法，为后续发动机研发和适航审定验证奠定基础。
　　关键词：适航；喘振与失速；气动稳定性；畸变试验
　　引言
　　适航性是航空器在预定的运行环境和使用限制条件下，能满足最低安全标准并能顺利飞行所必需具备的品质[1]，是民用发动机投入航线使用的最低要求。
　　气动稳定性是发动机重要的特性之一，危害性的喘振和失速可能导致发动机失去动力，甚至机毁人亡 [2]。因此，是适航审定的一项重要内容，在美国民用航空规章第33部“航空发动机”第65条款“喘振与失速特性”（FAR33.65）規定了相关的要求。
　　本文分析了喘振与失速条款的意义和内涵，为后续涡扇发动机开展喘振与失速适航性验证奠定了基础。
　　1 符合性验证方法通用要求
　　发动机喘振与失速合格审定试验开始之前，发动机制造厂应向FAA提交一份概括符合条例方法的方案[1]。应说明发动机形态、工作要求、部件和发动机试验设备、试验程序和分析结果，表明发动机起动能力和瞬态响应。
　　对于如何满足适航条款的要求，不同发动机公司有各自的工程经验，所以符合性方法不尽相同。常用的符合性验证方法可根据实施的符合性工作的形式分为四大类：工程评审、试验、检查、设备鉴定，并形成了适航部门认可的十种符合性验证方法。
　　2 喘振与失速试验验证要求
　　针对喘振与失速的要求，开展的试验验证主要包括以下的内容：
　　（1）部件试验
　　证明部件达到总体要求的压缩部件稳定裕度试验。
　　（2）整机台架试验
　　过渡态试验（含遭遇加减速）；飞机引气和功率提取极限试验；进气畸变试验；侧风试验；外物吞入试验。
　　（3）飞行试验/高空试验
　　a）飞行试验和高空试验要充分包含全飞行包线的极限。
　　b）如果不能通过常规试验产生喘振，考虑专项试验产生喘振来证明发动机本身的恢复以及不会产生不可接受的机械损坏。
　　c）通过试验和分析所确定的在发动机整个包线上的工作特性，需用数学模型或其他方法进行定量分析。
　　d）在试验条件不能进行某些期望条件下的试验时，应通过分析来评价预估飞行环境下的发动机工作特性。
　　3 国外适航符合性验证情况
　　为了验证发动机的喘振和失速特性，在适航符合性验证时一般需要开展整机进口畸变试验、高空台试验及侧风试验等能够证明发动机气动稳定裕度[2-4]。对于系列发展的发动机，可以通过程序进行验证，但必须要说明该程序的计算精度能够表征发动机的实际情况。图1为GE公司从1960年开始典型型号的发动机适航取证的情况。
　　针对33.65条款，各家公司开展了相关分析和试验验证。PW4000发动机开展了空中和地面不同马赫数条件下的进气畸变试验，分析高度、马赫数、环境温度等对各个压缩部件的影响程度 [5][6]。
　　CF6-80E1发动机对压缩部件分别开展了试验验证，同时根据飞机的飞行包线中的典型和极限状态畸变，进行了整机畸变试验；另外还开展了稳定性试飞验证。配装ARJ21飞机的CF34-10发动机[7]，也开展了首次在自然风条件下由FAA和中国适航当局目击的大涵道比民用发动机地面侧风试验。
　　4 国内民用发动机适航符合性验证情况
　　中国民用航空规章《航空发动机适航标准》（CCAR-33）自1988年2月9日发布施行以来，虽然已用于国产运七、运八、直九和直十一等航空器所装WJ5E、WJ5AI、WJ6、WJ9、WZ8D和WZ8A等型发动机的型号合格审定。主要是在涡桨和涡轴发动机方面。
　　与国外相比，我国的军、民用涡扇发动机研制起步晚，适航符合性验证能力也刚刚建立，亟待完善，还没有达到一个航空发动机强国的水平，缺少一套系统、全面的管理体系和验证方法。因此，需要根据国内航空发动机研发与适航管理的情况，开展适航管理和验证方法研究，形成一系列符合国内航空发动机产业相适应的审定方法，逐步构建完整的军、民用发动机适航管理体系和验证方法。
　　5 结论
　　通过收集和分析国内外涡扇发动机适航审定验证试验，总结出涡扇发动机喘振与失速适航审定应开展的试验，为后续发动机开展适航验证提供依据。
　　国外通过几十年的研究，已经建立了完善的适航管理、审核、符合性验证的系统，具有完善的稳定性设计评估和验证方法。国内应尽快开展相关研究，为后续涡扇发动机适航取证奠定基础。
　　参考文献
　　[1]魏兵海，吴克启.风机失速喘振特性及其预防措施[J]。流体机械，2001，29（6）：28-31。
　　[2]Jilian GUO，Kangming BAI，Lintong JIA. Research on Airworthiness Management System about Military Aircraft Development[J]. Procedia Engineering，2011，17：375-381.
　　[3]William T. Cousins，Inlet Distortion Testing and Analysis of a High-Bypass Ratio Turbofan Engine[R]，ISABE-2003-1110.
　　[4]胡骏等，进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响[J]，航空发动机，第39 卷第6 期，2013，12
　　[5]刘大响，叶培梁，胡骏，等.航空燃气涡轮发动机稳定性设计与评定技术[M]. 北京：航空工业出版社，2004：186-278.
　　[6]Fidalgo V J，Hall C A，Colin Y. A study of fan distortion interaction within the NASA rotor 67 transonic stage [R].ASME 2010-GT-22914.
　　[7]朱彦伟，曹高峰等，侧风对某发动机工作参数稳定性影响的监控及分析，航空发动机，第39卷第2期，2013，4。
　　作者简介：齐晓雪（1982），女，高级工程师，本科，从事航空发动机总体性能设计工作。
　　（作者单位：中国航发沈阳发动机研究所）
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