飛機設計中的飛發適配性研究

周孟申 王曉花

（中航飛機股份有限公司，710089）

1 目前國內飛機設計時發動機的選型現狀

發動機是飛機的“心臟”，被譽為航空工業“皇冠”上的“明珠”，其先進性是衡量一個國家工業水平和能力的重要標志[1]。我國航空動力技術比較落后，嚴重制約了我軍裝備的更新換代，已成為航空武器平臺發展的“瓶頸”技術之一。目前，我國軍用飛機因為沒有自主研發的先進發動機，不得不買國外發動機，或者用其首飛，或者進行仿制改型[2]。由于我國航空發動機產業發展的局限性，在飛機預研設計時，不能有配套的發動機預研設計方案，即發動機的研制工作與飛機的研制工作不能同步進行，也沒有符合時代需求的待選發動機。為此，飛機在做型號預研時，不得不考慮國內發動機的現狀和國外可獲取發動機的現狀，來完成型號預研工作。在發動機選型設計時，就不能選擇到完全符合飛機自身需求的發動機，只能考慮大的方面，而忽略細節問題。對細節問題的忽略，使得在飛發匹配方面出現了一些嚴重制約型號研制的問題。

2 各種設計規范中規定的發動機選型一般原則[3][4]

各種飛機設計規范中規定的發動機選型設計一般原則為：

發動機的推力或功率必須滿足飛機性能提出的要求；發動機的使用包線應能包容飛機的飛行包線；

發動機的外形尺寸應盡量接近總體提供的數據且發動機應能在總體給定的位置上進行安裝以及安裝形式應盡量符合總體要求；

發動機提供的交直流發電機的各種容量應能滿足特設系統的要求；

發動機液壓泵驅動軸應能提供足夠的功率，滿足液壓系統提出的要求；

發動機在各種狀態下提供的引氣量應能滿足相對應狀態下空調系統的引氣量；

發動機為防冰系統提供引氣或用電時應不影響其它系統或設備在各種條件下的正常工作。

3 工程上關注較多的發動機與飛機適配性問題

工程上發動機與飛機適配性問題一般在動力裝置方案論證階段考慮，就如前面提到的發動機選型原則一樣，主要是根據飛機總體性能要求，與型號總師及有關各專業組協調，共同確定發動機型號并初步確定發動機安裝位置。

在按要求選定發動機后，在詳細設計階段我們會考慮以下問題：發動機安裝架的設計計算、發動機艙的通風冷卻設計計算、發動機及其附件的拆裝、維修空間的協調、發動機與進氣道的連接及進氣道與發動機的工作適配性，發動機尾噴流對飛機操穩特性的影響，發動機各工作狀態在飛行包線內的使用時機，并給出相應的計算結果。在完成計算工作的同時，還會安排與發動機穩定工作有關的試驗，如：進氣道高、低速風洞試驗，全機及零、部件靜力試驗，全機地面共振試驗，發動機空中起動試驗、發動機艙通風冷卻試驗、動力裝置負加速度試驗、發動機工作特性檢查試驗、發動機安裝功率損失測量試驗等。安排這些計算、試驗工作的目的是通過計算和試驗驗證發動機能否與該型飛機匹配工作并達到預期的飛機設計指標。

圖1 發動機油門特性曲線

4 目前發動機與飛機適配性使用方面出現的問題

如前所述，在動力裝置系統選型設計和詳細設計時，對于發動機與飛機的適配性問題我們已給出了高度重視，但由于目前國內航空發動機發展的局限性，我們在飛機的實際研制工作中遇到了不少的問題。下面就某型飛機設計中出現的一些細節問題做一分析。

4.1 發動機全功率范圍推力匹配問題

在某型號飛機設計中，我們遇到這么一個問題。在該型飛機試飛過程中，飛行員多次反映發動機轉速在77%～87%范圍內難以對發動機進行小轉速變化操縱控制。經分析發動機油門特性曲線（圖1）發現，該特性為發動機自身的設計特點，目前沒有改變的可能。同時，在該轉速范圍內，設置有發動機的兩套防喘裝置工作點，而防喘裝置工作時，發動機的推力會出現躍變，不再是一個平滑的連續曲線。發動機的正常工作要求快速避開該轉速區，所以油門特性在該轉速范圍內曲線較陡。反應在駕駛艙內發動機的操縱為，在該轉速范圍內，發動機操縱反應靈敏度高。而在飛機進場著陸時，飛行員會在該轉速范圍內對發動機轉速進行微調，即飛行員想通過座艙內發動機油門操縱桿位置的微小變化得到發動機在該轉速范圍內推力的微小變化，以達到飛機進場速度的要求。而飛機在進場著陸時，飛行員的任務很重，這就給飛機操縱人員提出了較高的操縱技術要求。經了解，該型發動機安裝在另一型飛機上時是四發安裝方案，在飛機進場著陸時，飛行員會使用對稱操縱兩臺發動機的方法獲得合適的組合推力，即外側兩臺發動機和內測兩臺發動機分別在對稱的兩臺高于87%，另兩臺低于77%。而在某型飛機上，是兩臺發動機的安裝方案，不能使用對稱操作，只能進行同步操作，僅靠飛行員對發動機進行微動操作。實際上，發動機推力與飛機的適配性在設計初期已有考慮，但當時對問題的定位只局限于起飛、巡航、著陸階段，甚至為了滿足飛機的著陸要求，專題研究了降低發動機慢車推力的可行性。而對于飛機進場階段與發動機的適配性，實際上并沒有給與關注，因此留下了一個較為難解的課題。

同樣，在我國設計生產的另一型渦槳飛機上，飛行員也曾提出飛行慢車功率小的問題。實際上該問題在試飛階段試飛員已經提出，而當時只要我們提出要求，發動機廠商會通過正常研制程序將此問題輕易解決。由于有關人員對試飛報告的忽略及對計算方法的不掌握，無法提出飛行慢車功率的增加量，致使該問題遺留至今。

以上發動機功率或推力在飛機使用過程中發現的與飛機某些狀態無法完美匹配的問題提示我們，如果忽略細節，帶來的后果是十分嚴重的。

4.2 發動機主要系統工作方面的問題

同是在我們設計生產的某型軍用飛機上，在發動機安裝到飛機上后的停放過程中，發現從該發動機的恒速傳動裝置的空氣渦輪排氣口處漏滑油。經現場觀察，滑油滴漏速度約為每分鐘10 滴～30 滴，漏出的滑油總量約在1L 左右。

滑油滴漏不但會嚴重影響發動機的滑油消耗量，而且會造成機場污染。針對此故障現象，我們對該型發動機滑油系統的工作原理、密封形式及其系統附件結構形式進行了認真的分析，并通過一定的試驗驗證，最終找到了滑油滲漏的原因。

原來，該型發動機在他型飛機上安裝時，其上仰安裝角度是0o，而該型發動機安裝到某型飛機上時，初始上仰設計安裝角度為3o，飛機正常停放時，還存在停機迎角，我們估算時按3o考慮。這樣，發動機的上仰傾斜角度就為6o。該發動機的恒速傳動裝置的空氣渦輪的密封形式為“迷宮式”封嚴裝置，在“迷宮式”封嚴裝置中，“迷宮”封嚴裝置的一邊是高壓滑油，一邊通封嚴（高壓）氣體，用封嚴氣體阻止滑油從“迷宮”封嚴裝置的一側進入另一側，這樣在發動機工作時，滑油不會從油路中滲漏。

在發動機不工作時，發動機上仰傾斜后，封嚴裝置的另一邊無高壓封嚴氣體，滑油就會經由后傳動機匣，進入空氣渦輪轉軸潤滑油路，經“迷宮式”封嚴裝置的封嚴空氣通道，進入空氣渦輪渦管，并在渦管內積聚。當渦管內滑油油面高于空氣渦輪出口時，滑油就從空氣渦輪排氣管排出。

4.3 發動機使用環境變化引起的發動機系統工作偏差問題

在某型先進戰斗機上安裝的某型我國自主研制的先進發動機，該機與某型先進飛機的發動機地面臺架性能基本相當，主要區別在于發動機的核心機不同且發動機雙轉子之間的轉動匹配方向差異上。但由于當時對新研制的發動機的起動負載無法提出準確的需求，在研制時，安裝了某國外發動機上的起動機，由于研制場所在東北，當時試驗時起動機與發動機基本匹配，因此，對該起動機進行了國產化仿制，當該型發動機在我國南方機場使用時，就出現了起動時間超長的問題，比設計指標長一倍之多，空中起動包線也明顯窄于進口發動機。這是附件（起動機）的工作環境變化引起的系統工作偏差范例。

大家知道，我國早期的飛機大都是蘇式飛機的仿制品，所以，安裝在飛機上的發動機在設計時是根據蘇聯的氣候特征設計的。在我們仿制的某大型運輸機上，也曾因為發動機使用環境變化引起滑油溫度超出設計指標的問題，當發動機在寒帶使用時發動機滑油溫度偏低，而當發動機在熱帶使用時，滑油溫度則偏高。經過對發動機滑油系統進行分析，發現是發動機滑油散熱器設計時，散熱面積設計不盡合理，不能涵蓋我國的機場使用情況造成的。該問題在另一型蘇式仿制運輸機上也有反映，我們對發動機滑油散熱器的散熱面積進行了重新設計，即將散熱器的迎風面積進行了適當增加，但該型發動機在我國北方使用時，仍有發動機滑油溫度偏低的現象，而在我國南方使用時，系統工作正常。這種現象就是因為發動機使用環境變化引起的系統工作偏差。

4.4 發動機高壓引氣口法蘭盤裂紋問題

同樣在該型飛機上，安裝發動機高壓引氣口法蘭盤的機匣出現了穿透性裂紋。引氣管與發動機的連接，需要足夠的位移補償，以減小由于發動機推力引起的位移使得連接部位應力過大。此處設計不足，輕者引起疲勞裂紋，無法滿足首翻期壽命要求，重者可能導致瞬間損壞，高壓空氣泄露，產生安全隱患。

關于位移補償，實際上設計前期給過了考慮，只不過由于空間小，補償器安裝形式很不好，型號研制周期窗口緊張，發動機引氣口不能按要求進行最佳布局設計。另外，由于采用的是進口發動機，國內發動機支援單位對發動機了解甚少，飛發匹配經驗欠缺，對發動機的損壞影響估計不足，而飛機設計師僅僅考慮了對其他相關系統的影響。

5 對出現的發動機與飛機適配性問題的分析

以上列舉的發動機性能與飛機性能在某些時候不能完美匹配以及發動機在安裝到飛機上后出現的滑油系統工作不正常問題，充分體現了我們在發動機選型設計時沒有去完整考慮發動機的使用環境，有的只考慮起飛而不顧著陸，有的只考慮空中而不管地面，有的只考慮工作而不關注停放，有的只考慮低溫而忽視高溫，有的只考慮飛機而未關注發動機。這些問題說明我們的飛機設計人員有嚴重的經驗缺陷，也沒有嚴謹而系統的思維，并且有的是其他型號上在吃虧后沒有認真地總結經驗，吸取教訓。

飛機設計工作是一個非常復雜的工作，設計工作的每一步都要認真去做。工作的復雜性提示我們，一個成功的型號不可能是一朝一夕就可完成的。急功近利和得過且過的態度是飛機研制中的大忌。飛機設計師，包括系統設計師要有高度的負責精神和敏感的神經系統，不能有絲毫的僥幸心理和盲從習慣。飛機的使用環境不同、其上所裝設備不同，必然有不同的表現結果。如果對這些不認真考慮，那我們在后期的其他型號上可能會犯同樣的錯誤。

6 結論

局限于國內航空發動機的現狀，飛發適配性設計時，很難有完全適配于飛機需求的發動機。因此，飛發適配性設計應盡量滿足本文第2 節所列的一般原則，并且需要考慮飛發不完全適配帶來的其他問題，如文中提到的發動機全功率范圍推力匹配問題。除此之外，還需要細致考慮飛機具體使用環境和工作狀態（地面/空中）對發動機本身及相關系統帶來的影響，并應通過試驗進行驗證，避免后期飛機發動機及相關系統出現各種問題，給使用和維護帶來不便。