王先煒，樊曉鋒，林森什，陳 彪

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.西藏軍區(qū)航空保障處，西藏 拉薩 850000)

0 引言

直升機(jī)在具有結(jié)冰氣象條件的云層中飛行時，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)會出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象，嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)的正常工作，引發(fā)飛行事故。因此，直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰，是一個長期存在并嚴(yán)重威脅直升機(jī)飛行安全的問題。有效地保證直升機(jī)在結(jié)冰氣象條件下的飛行安全是一個重要課題。民用航空適航規(guī)章CCAR-29-R1《運輸類旋翼航空器適航規(guī)定》[1]中§29.1093條款“進(jìn)氣系統(tǒng)防冰”，明確要求直升機(jī)研制過程中須證明發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)能在結(jié)冰氣象條件下滿意工作。因此,采用有效的方法驗證直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的防冰能力是直升機(jī)適航取證中的關(guān)鍵技術(shù)之一。

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰，冰層會附著在進(jìn)氣道壁面、進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)等部件上，改變進(jìn)氣通道形狀，部分堵塞進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)的網(wǎng)孔和進(jìn)氣通道，造成進(jìn)氣壓力增加，影響發(fā)動機(jī)性能，嚴(yán)重時會造成發(fā)動機(jī)不能正常工作[2]。研究直升機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰過程中的進(jìn)氣壓力損失情況，可為分析進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰對發(fā)動機(jī)性能的影響和開展進(jìn)氣系統(tǒng)防冰設(shè)計提供依據(jù)。

直升機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)防冰適航條款符合性驗證，通常采用冰風(fēng)洞試驗來進(jìn)行。冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰云層的氣象條件(液態(tài)水含量、水滴直徑、氣溫、風(fēng)速)以及直升機(jī)飛行狀態(tài)。將直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)試驗件、部分機(jī)身結(jié)構(gòu)模擬件等放在冰風(fēng)洞中，試驗驗證直升機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的防冰性能。本文結(jié)合某民機(jī)預(yù)研課題開展的直升機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗，試驗研究了直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰過程中的進(jìn)氣壓力損失情況，并對直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗結(jié)果進(jìn)行了分析總結(jié)，為直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)防冰適航條款試驗驗證以及進(jìn)氣系統(tǒng)防冰設(shè)計提供依據(jù)和參考。

1 試驗件、試驗設(shè)備和冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗狀態(tài)

直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)試驗件分別由整流罩、進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)、進(jìn)氣道、過渡段、安裝支架等組成，詳見圖1所示。

圖1 發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)試驗件示意圖

進(jìn)氣系統(tǒng)總壓通過在過渡段內(nèi)設(shè)置的防冰速壓管測量，同時該速壓管也可測量該位置的靜壓。速壓管通過支臂伸入過渡段內(nèi)，探頭位于軸線上正對來流，見圖2所示。該速壓管具有加熱防冰功能，以防止結(jié)冰試驗過程中探頭結(jié)冰影響測量結(jié)果。

圖2 速壓管安裝位置示意圖

試驗件的總壓、靜壓采集使用電子壓力掃描系統(tǒng)。該系統(tǒng)主要包括： DTC系列ESP壓力傳感器模塊，DTC Initium數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)和遠(yuǎn)程控制計算機(jī)。其中ESP壓力傳感器模塊有多種量程可以選擇?？紤]到本試驗需要模擬飛行高度，最大模擬高度為6100 m，屆時試驗段靜壓約為46.6 kPa，而壓力掃描系統(tǒng)參考端需選擇穩(wěn)定壓力源，通常為大氣壓，約為100 kPa，因此選用大量程15 psid(100 kPa)的壓力掃描系統(tǒng)模塊，系統(tǒng)測量精度±0.08%FS。測壓試驗中，保持試驗參數(shù)與進(jìn)氣模擬參數(shù)穩(wěn)定，在噴霧前5 s開始采集壓力，采用連續(xù)掃描的采集方式持續(xù)記錄整個試驗過程的壓力變化；噴霧結(jié)束5 s后停止采集。壓力掃描系統(tǒng)連續(xù)掃描頻率設(shè)置為1 Hz。

進(jìn)氣系統(tǒng)總壓變化以總壓恢復(fù)系數(shù)(簡稱：總壓系數(shù))給出。該總壓系數(shù)定義為過渡段總壓與來流總壓的比值，表示如下：

(1)

其中，P0為過渡段總壓測量值，等于壓力掃描系統(tǒng)測量值P0t與參考壓P參之和；P0∞為來流總壓，等于壓力掃描系統(tǒng)測量值P0∞t與參考壓P參之和。參考壓力為大氣壓，計算時取平均值。因結(jié)冰所導(dǎo)致的進(jìn)氣系統(tǒng)總壓變化可由總壓系數(shù)時間歷程曲線表示。

直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗是依托國內(nèi)3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞試驗設(shè)備進(jìn)行的。3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞是一座擁有可更換試驗段的閉口、回流式風(fēng)洞，由主洞體和各系統(tǒng)組成。結(jié)冰風(fēng)洞主要系統(tǒng)包括：制冷系統(tǒng)、噴霧系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)、加濕系統(tǒng)、進(jìn)氣模擬系統(tǒng)、防/除冰系統(tǒng)等。進(jìn)氣模擬系統(tǒng)將管路從試驗段引出的氣流，通過布置在風(fēng)洞外部的引氣管路，在風(fēng)洞現(xiàn)有的集氣室位置重新注入風(fēng)洞回路中。試驗前，按照SAE ARP5905[3]相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的要求對結(jié)冰風(fēng)洞試驗段的云霧參數(shù)進(jìn)行了校測，校測結(jié)果滿足結(jié)冰風(fēng)洞試驗相關(guān)要求[4]。

根據(jù)直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)防冰適航條款符合性驗證試驗要求，確定了直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)試驗件進(jìn)行冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗的試驗狀態(tài)點及狀態(tài)參數(shù)。典型的試驗狀態(tài)點及參數(shù)要求見表1。

表1 試驗狀態(tài)點及參數(shù)要求

表1中每個試驗狀態(tài)點冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗的液態(tài)水滴平均有效直徑(MVD)為20 μm，試驗時間為30 min。連續(xù)最大結(jié)冰云層寬度按32 km計算，當(dāng)直升機(jī)速度為280 km/h，計算試驗時間為6.9 min；當(dāng)直升機(jī)速度為150 km/h，計算試驗時間為12.8 min。間斷最大結(jié)冰云層寬度按5 km計算，當(dāng)直升機(jī)速度為280 km/h，計算試驗時間為1.1 min；當(dāng)直升機(jī)速度為150 km/h，計算試驗時間為2 min。在表1中連續(xù)最大結(jié)冰狀態(tài)液態(tài)水含量和間斷最大結(jié)冰狀態(tài)液態(tài)水含量均有數(shù)值要求。試驗時液態(tài)水含量按連續(xù)最大結(jié)冰狀態(tài)(C)、間斷最大結(jié)冰狀態(tài)(I)交替循環(huán)進(jìn)行。

試驗狀態(tài)點1、2是考慮飛行速度對結(jié)冰的影響；試驗狀態(tài)點1、3、4是考慮飛行高度、大氣溫度對結(jié)冰的影響；試驗狀態(tài)點2、5是考慮發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量對結(jié)冰的影響；試驗狀態(tài)點6、7是考慮發(fā)動機(jī)地面慢車狀態(tài)對結(jié)冰的影響。

2 冰風(fēng)洞摸擬結(jié)冰試驗結(jié)果及分析

結(jié)冰云層氣象條件(液態(tài)水含量、水滴直徑、氣溫)及直升機(jī)飛行狀態(tài)等對進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰和發(fā)動機(jī)進(jìn)氣壓力損失有較大影響。下面給出了一些典型的進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗結(jié)果和進(jìn)氣壓力測試結(jié)果，對試驗結(jié)果進(jìn)行分析研究，得出進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣壓力損失的影響規(guī)律。

2.1 飛行速度對進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰及進(jìn)氣壓損的影響

狀態(tài)點1和狀態(tài)點2模擬了不同飛行速度下的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況。進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)時間歷程曲線見圖3、圖5所示。試驗結(jié)束后進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)上的結(jié)冰情況見圖4、圖6所示。大氣溫度為-5 ℃，冰型為較明顯的明冰，結(jié)冰表面呈光亮、透明、致密等特征。

圖3 狀態(tài)點1進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖4 狀態(tài)點1試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

圖5 狀態(tài)點2進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖6 狀態(tài)點2試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

從圖3可見，飛行速度280 km/h狀態(tài)下發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程下降迅速，在5 min時間內(nèi)從0.982降到0.932附近，隨后緩慢下降到0.924附近。從圖5中可見，巡航速度150 km/h狀態(tài)下發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程下降不大，在5 min時間內(nèi)從0.995降到0.982，隨后緩慢下降到0.972。隨著飛行速度的增加，進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)上結(jié)冰情況加劇，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的總壓恢復(fù)系數(shù)不斷下降，進(jìn)氣總壓損失有較大的增加。

2.2 飛行高度、大氣溫度對進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰及進(jìn)氣壓損的影響

當(dāng)飛行高度增加時，大氣溫度下降，液態(tài)水含量(LWC)和水滴平均有效直徑(MVD)均會相應(yīng)下降。狀態(tài)點1、狀態(tài)點3、狀態(tài)點4模擬了不同飛行高度下的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況。進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)時間歷程曲線見圖3、圖7、圖9所示。試驗結(jié)束后進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)上的結(jié)冰情況見圖4、圖8、圖10所示。狀態(tài)點3和狀態(tài)點4由于大氣溫度低于-10 ℃，冰型為霜冰，結(jié)冰表面均呈乳白色、霜狀、不透明等特征。

圖7 狀態(tài)點3進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖8 狀態(tài)點3試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

圖9 狀態(tài)點4進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖10 狀態(tài)點4試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

從圖7可見，進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程下降迅速，在5 min時間內(nèi)從0.982降到0.938，隨后緩慢下降到0.922附近。從圖9中可見，進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程下降迅速，在5 min時間內(nèi)從0.98降到0.93，隨后緩慢下降到0.92附近。隨著飛行高度增加，大氣溫度下降，進(jìn)氣壓力損失逐漸增加。

2.3 發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量對進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰及進(jìn)氣壓損的影響

當(dāng)發(fā)動機(jī)功率增大時，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣流量增加。狀態(tài)點2和狀態(tài)點5模擬了不同發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量下的進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況。進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)時間歷程曲線見圖5、圖11所示。試驗結(jié)束后進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)上的結(jié)冰情況見圖6、圖12所示。在相同的結(jié)冰氣候條件下，隨著進(jìn)氣流量的增加，進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)結(jié)冰情況加劇。

圖11 狀態(tài)點5進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖12 狀態(tài)點5試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

從圖11可見，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程下降不大，在5 min時間內(nèi)從0.995下降到0.975附近，隨后緩慢下降到0.967附近。與圖5相比，隨著進(jìn)氣流量的增加，進(jìn)氣壓力損失增大。

2.4 地面慢車狀態(tài)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的結(jié)冰及進(jìn)氣壓損影響情況

狀態(tài)點6和狀態(tài)點7模擬了發(fā)動機(jī)地面慢車狀態(tài)下的進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況。進(jìn)氣總壓恢復(fù)系數(shù)時間歷程曲線見圖13、圖15所示。試驗結(jié)束后進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)上的結(jié)冰情況見圖14、圖16所示。由于直升機(jī)前飛速度為0，所以進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)表面結(jié)冰較均勻，無冰層脫落現(xiàn)象，冰型為明冰狀態(tài)，進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)基本被覆蓋。隨著大氣溫度降低，進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)結(jié)冰程度逐漸增加。從圖13中可見，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程中下降較小，在30 min時間內(nèi)從1緩慢下降到0.994附近。

圖13 狀態(tài)點6進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖14 狀態(tài)點6試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

圖15 狀態(tài)點7進(jìn)氣總壓系數(shù)時間歷程曲線

圖16 狀態(tài)點7試驗結(jié)束后的結(jié)冰狀態(tài)

從圖15中可見，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)在結(jié)冰過程中下降程度略有增加，在30 min時間內(nèi)從1緩慢下降到0.982附近。隨著大氣溫度降低，進(jìn)氣壓力損失略有增加。

3 結(jié)論

直升機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)冰風(fēng)洞模擬結(jié)冰試驗結(jié)果表明：

1)飛行速度對進(jìn)氣壓力損失影響較大，隨著飛行速度的增加，進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況加劇，進(jìn)氣壓力損失有較大的增加；

2)飛行高度增加，大氣溫度下降，進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰程度逐漸加劇，進(jìn)氣壓力損失逐漸增加；

3)在相同的結(jié)冰氣候條件下，隨著進(jìn)氣流量的增加，進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰情況加劇，進(jìn)氣壓力損失增大；

4)發(fā)動機(jī)地面慢車狀態(tài)下，隨著大氣溫度降低，進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰程度逐漸增加，進(jìn)氣壓力損失略有增加。