民用涡扇发动机性能试飞技术探讨

陈俊峰中国飞行试验研究院质量安全管理部

民用涡扇发动机性能试飞技术探讨

陈俊峰中国飞行试验研究院质量安全管理部

本文结合民机航空发动机的性能确定试验，讨论了目前国外所采取的性能确定流程及其特点，并指出了目前国内基于相似理论的高度-速度特性以及节流特性试飞存在的缺陷，突出了国外性能确定方法的优点。结合国产ARJ21-700飞机发动机飞行推力确定试飞，阐述了美国通用电气公司（GE）针对CF34-10A发动机所采用的性能确定流程，介绍了基本方法和思路，为今后国内开展民机、军机的性能确定试飞提供借鉴和参考。

航空发动机性能；飞行试验；性能预测模型；模型修正

一、引言

民用航空涡扇发动机性能试飞，是所有发动机取证试飞科目中最为关键的试验项目之一，是申请人获得适航当局颁发的发动机型号合格证所必须开展的试飞科目之一。

随着民用飞机载客量、经济性、航程以及安全性指标的逐步提高，民用大涵道比涡扇发动机的工作参数水平也随之提升。例如1960年代由美国普拉特.惠特尼公司设计生产并投入使用的JT8D-7发动机其起飞推力约为50kN；2002年由美国通用电气公司GE90-115B发动机其推力达到了惊人的520kN。发动机总增压比从JT8D-7发动机的16：1，增加至GE90发动机的40：1。而单位燃油消耗率从最初的0.8kg/（daN.h）降低至目前的低于0.5kg/（daN. h）[1]。民用发动机性能参数的大幅提升，带来的是发动机结构日趋复杂。类似于发动机压气机可调几何技术、压气机轮盘加热技术、高压涡轮叶尖间隙主动控制技术等，已经在当今民用发动机上得到了广泛应用。发动机设计技术的革新，使得传统的针对第二代简单涡轮喷气式发动机、基于相似理论的性能试飞技术不再适用，也迫使国内传统的试飞方法需相应地进行改进。在此过程中，可以借鉴国外航空发达国家在民用航空发动机性能试飞方面的新理念、新做法，在此基础上指导国内民用甚至是军用航空发动机的性能试飞。

本文的主要结合国产ARJ21-700飞机发动机飞行推力确定试飞，介绍美国通用电气公司（GE）CF34-10A发动机性能试飞的总体思路和做法，并与国内目前航空涡扇发动机性能试飞的现状进行对比，总结二者之间的差异，最终目的通过对比分析找出国内方法存在的问题，并为后续的试飞工作提供借鉴。

二、相关规范和条款对航空发动机性能试飞的要求

中国民用航空规章第25部（CCAR25）针对运输类发动机的性能有明确的要求。其中第101（c）条款规定“发动机性能必须对应于特定周围的大气条件、特定的飞行状态和101（b）条规定的相对湿度下的可用推进力。该可用推进力必须与不超过批准的功率（推力）扣除一系列损失后的发动机功率（推力）相对应”[2]。可见民用发动机性能试飞结果应当至少考虑大气条件、外界湿度和安装损失等因素的影响，因此仅依靠飞行试验的方法来验证条款的符合性是不够的，必须借助设计方提供更进一步的理论分析工具才能实现。

发动机设计方在初始阶段应当具备该型号发动机的初步性能预测模型，通过该预测模型可以很容易地评估大气湿度、引气量、电功率和液压提取对发动机性能的影响程度。该做法的前提条件是设计方拥有比较精确的发动机性能模型，并且通过发动机地面台架以及飞行试验的验证。GJB241A-2010中3.2.2.1节对发动机性能的明确的要求为“……应以两种形式提供，一种是在发动机型号规范中用标准大气下曲线的形式表示，另一种是适合于自动数字计算机用的计算机程序的形式表示”。规范中第3.2.2.3节进一步对性能计算机程序的程序要求、程序功能、文件要求、输入输出等提出了具体规定，3.2.2.2条过渡态性能一节规定“承研单位应在4.4.1.1持久试车开始前提供发动机满足飞机装机需要的过渡态性能，允许在发动机设计定型试飞、生产定型领先使用前予以修正。”本节同时也规定“计算结果通过4.4.11、4.4.2.1持久试车，4.4.13、4.4.23高空试验，4.4.2.18飞行试验予以验证。”[3]。实际上随着发动机结构、控制规律等复杂程度的提升，相似理论的假设前提已经不再成立，相应地GJB241中规定的第一种性能表示方式（即标准大气下的曲线表示）已经不能满足高性能涡扇发动机性能预测的需求，提供发动机计算程序来实现稳态性能的预测，成为表达现代高性能民用发动机性能水平的唯一方式。不仅国内对发动机性能的表达方式有具体规定，美国《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》中的3.2.1.2节也有与GJB241A-2010相类似的表述。

发动机设计部门提交的性能预测模型必须要经过飞行试验的验证。地面静止台架试车仅仅能够实现对预测模型的初步修正，但仅仅限于海平面高度、静止条件下的修正。借助于高空台也可实现该修正工作，但是高空台也仅仅是非安装条件下“模拟高空条件”，无法实现外部环境的真实还原。实际上当发动机安装于飞机上后，其进气条件、排气环境均或多或少地受到安装环境的影响，另外飞机的真实的引气量、电负载和液压负载值等，同样会影响发动机工作工作线的位置及走势，诸多因素决定了发动机性能预测模型必须经过最终的飞行试验修正和验证之后才能提交给用户。

三、新的控制技术对民用航空发动机性能试飞提出的要求

当前民机航电系统普遍引入推力管理系统（TMS），借助该系统可以实现发动机推力的精确控制、保证试飞安全，更可以实现发动机的减推力起飞（Flexible Takeoff）。以减推力起飞为例，相同型号但不同推力级别的发动机，其推力级别越高，发动机排气温度EGT的衰退率和燃油消耗率越大，发动机的在翼使用循环次数就越少。例如新的CFM56-5B发动机使用8000次循环后，CFM56-5B5/6发动机的起飞EGT裕度衰退了28℃，而CFM56-5B7发动机的起飞EGT裕度衰退了36℃，发动机涡轮前温度是影响发动机使用时间的最重要参数，在飞机的起飞和爬升阶段降低涡轮前温度发动机热端部件的寿命可显著增加，且发动机性能衰退速度也会降低，间接延长了发动机的在翼使用寿命[4]。

飞行机组在获知当天航班的载客/货量、跑道长度等信息后，通过查阅飞行手册中的推力计算表单可以人为地通过改变发动机推力控制输入参数（如环境大气温度、大气压力等）来实现发动机的推力设定，例如飞机的载客/货量小于正常值，并且跑道长度较长时，就可以人为地设定大气温度高于实际的大气温度值，发动机的实际转速也随之降低，从而实现减小起飞推力、降低涡轮前排气温度的目的。推力计算表单是由发动机性能预测模型得到的，因此实现飞机减推力起飞的前提是拥有准确的发动机性能预测模型。

四、民用航空发动机性能试飞方法新探

如前所述，CCAR25部规定了民用航空发动机性能符合性验证的最终目的，而参照GJB241-2010中的相关表述，可以制定出如下军/民用航空发动机性能试飞的大致步骤：

a)设计方提供初始的发动机性能预测模型；

b)设计方或其他试验方开展地面台架试验获得初步修正的发动机性能预测模型；

c)选择两台或多台试验发动机进行测试改装，开展发动机性能飞行试验；

d)由发动机性能试飞获得试验数据，并开展发动机性能预测模型的修正工作，得到发动机平均性能计算模型（AFTM）；

e)利用平均性能计算模型生成飞机航电推力（或功率）管理系统TMS所需的推力计算表单。对推力计算表单进行验证，直至满足用户需求；

f)提交发动机平均性能计算模型以及推力计算表单。

其中飞行试验单位承担其中的第c）项工作任务，并重点参与第b）项、d）项的相关工作。以上工作可以借助图4.1进行简要描述。

图4 .1推荐的民用航空发动机性能确定流程示意图

如图4.1所示飞行试验在整个过程中起到的主要目的是“修模”和“验模”，试飞的结果是获取准确的发动机性能预测模型。性能预测模型是基于发动机部件特性和工作匹配性的，不需要几何相似前提条件，对于简单的第二代涡轮喷气发动机或者是现代高性能、控制规律复杂的涡扇发动机均适用。在得到满足要求的发动机性能预测模型后，直接输入目标飞行条件、发动机油门杆角度、引气或者负载值，就可以直接计算得到当时条件下的发动机各工作参数、推力、空气流量和单位耗油率，借助该性能预测模型可以实现发动机的健康监视和故障诊断，进一步地提高飞行及试验的安全性，由发动机性能模型得到的飞行推力可用于评估飞机的阻力特性，可见性能预测模型的应用面要远大于传统的基于相似理论的发动机高度-速度特性、节流特性曲线。

五、美国通用电气公司（GE）CF34-10A发动机性能试飞简介

为了更加直观地说第四小节中所阐述的发动机性能试飞方法，本文结合国产ARJ21-700飞机发动机飞行推力确定（In-flight Thrust Determination-IFTD）试飞，简要介绍美国通用电气公司（GE）CF34-10A涡扇发动机的性能确定流程。

CF34-10A发动机设计涵道比为5.3，总的增压比为29：1，海平面静止条件下起飞状态推力为7195kgf（保持至ISA+15℃），APR（自动功率储备）状态推力为7864kgf[5]。CF34-10A发动机采用FADEC控制，在提供正常以及反推力同时，还向飞机空气管理系统（AMS）提供引气用于环控增压、机翼防冰、短舱防冰和起动气源。综合驱动电机（IDG）负责向飞机主汇流条提供电源，另外其液压泵还负责向反推力装置、起落架装置等提供液压源。

CF34-10A发动机的性能确定整体流程可以用图5.1表达：

图5 .1推荐的民用航空发动机性能确定流程示意图

由图5.1可以看出飞行试验仅仅是整个发动机性能确定流程中的一环，在开展飞行试验之前于地面需要先期进行发动机部件比例模型吹风试验以及台架校准试验，部件比例模型吹风试验主要是获取必要的部件特性等，以CF34-10A发动机为例借助17%的尾喷管比例模型吹风试验，获取内、外涵尾喷管的流量系数以及总推力系数。通过开展全尺寸发动机的台架性能标定试验，得到尾喷管进口总压修正系数，以上各特性曲线及修正系数将直接参与发动机空中性能的计算。地面台架性能标定试验的数据结果，可实现对初始性能预测模型的修正以得到地面试验修正后的模型。将飞机用户提供的发动机推力需求获取不同飞行状态、各种引气条件下的具体推力值，利用经地面修正后的性能预测模型可生成飞机航电系统所使用的、初始的推力计算表单，值得注意的是该推力计算表单可能会与最终的表单存在较大差异。

待完成所有要求的地面试验后，CF34-10A发动机即可安装于ARJ21-700飞机开展IFTD飞行试验。IFTD飞行试验的主要目的是获得CF34-10A发动机于不同飞行状态、各种引气和负载条件下的标准安装净推力、空气流量、燃油流量、发动机排气温度等性能参数。该性能参数将作为性能预测模型修正的目标值。在完成CF34-10A发动机的性能飞行试验并确认试验结果满足要求后，就可以开展初始预测模型的飞行试验修正工作，采用设置反复迭代的方式对关键部件的特性参数进行修正。如图5.2所示为CF34-10A发动机性能预测模型修正后计算值与试验值对比示意图，图中实线为性能预测模型的计算结果，实心符号为CF34-10A发动机飞行试验实测值，由图可见不同飞行马赫数状态下二者吻合较好。

图5 .2 CF34-10A发动机性能预测模型修正后计算值与试验值对比（高度4500m）

由飞行试验得到修正模型，再次依据使用方需求的推力值，重新获得TMS使用到的推力计算表单，结合发动机的使用限制条件，如起飞状态排气温度红线值、风扇及高压转子转速红线值等，使得推力计算表单中发动机转速点既能满足飞机推力需求，同时保证飞行安全。到此CF34-10A发动机性能确定试飞才算完成。

六、结论

本文结合民机航空发动机的性能确定试验，讨论了目前国外所采取的性能确定流程及其特点。与国外方法相比，国内性能试飞旨在得到发动机的高度-速度特性、节流特性曲线，该做法已经不能适应目前变几何、复杂控制规律的高性能涡扇发动机，而国外性能确定试验目的是获得经过试验验证的性能预测模型，与国内做法相比其做法不受相似理论的拘束，并且基于部件特性的性能预测模型应用范围更广。因此航空发动机性能是设计方和试飞单位共同“修出来”的，而并非仅仅靠试飞单位“飞出来”。

本文还结合国产ARJ21-700飞机发动机飞行推力确定试飞，阐述了美国通用电气公司（GE）针对CF34-10A发动机所采用的性能确定流程，介绍了基本方法和思路。目前国内试飞单位通常拿不到设计方提供的发动机性能预测模型，而且尚未开展如上所述的修模工作，本文所阐述的思路可为今后国内开展民机甚至是军机的性能确定试飞提供借鉴可参考。

[1]程荣辉，古远兴，黄红超，李美金，黄顺洲.民用航空发动机核心机技术发展研究[J].燃气涡轮试验与研究，2007年2月，第20卷第1期.

[2]中国民用航空总局.中国民用航空规章第25部，1985年12月31日发布.

[3]国防科学技术工业委员会.航空涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机通用规范，2010年9月16日发布.

[4]钟子兵，王忠明.降推力理论及其在A319飞机的应用.

[5]GE company.CF34-10A Propulsion System Familiarization Training.2007.10.

陈俊峰（1971-），男，陕西省周至县人，本科学历，2005年毕业于空军工程大学大学飞机与发动机工程专业，现工作于中国飞行试验研究院，主要从事飞行安全管理工作。