涡轴发动机超扭试验标准研究

2021-09-24周七二

燃气涡轮试验与研究 2021年3期

邹黎，王旭，冯兴，周七二，王博

(1.中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲 412002；2.海装驻常州地区军事代表室，江苏常州 213022)

1 引言

上世纪80年代，我国以美国70年代的军用标准《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(MIL-E-5007D)和《涡轮轴和涡轮螺桨发动机通用规范》(MIL-E-8593A)为蓝本，编制了《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》(GJB 242-1987)[1]，为航空涡轴/涡桨发动机设计提供了标准，使涡轴/涡桨发动机研制有章可循、有理可依，对设计、制造、考核和交付等工作发挥了积极而重要的作用[2]。

随着发动机技术和经验的不断积累，美国于1995年将MIL-E-8593A与《航空涡喷涡扇发动机通用规范》(MIL-E-87231)合并，修订成JSGS-87231A《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机通用规范》，该标准中还新增了超扭试验[3]。此后，1998 年颁布的JSSG-2007、2004年颁布的JSSG-2007A和2008年颁布的JSSG-2007B等各版《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》，均保留着超扭试验，足见其重要性。

2018 年，陆军装备部在GJB 242-1987 的基础上，参照JSGS-87231A和JSSG-2007，并结合近年来国内型号研制经验和贯彻GJB 242-1987的经验，颁布了GJB 242A-2018《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》[4]，其中增加了超扭试验。

GJB 242A-2018 颁布之前，我国仅有部分涡轴发动机完成了整机超扭试验，且方法不一。既有参考《航空发动机适航规定》(CCAR-33)，亦有参考国外资料，试验目标也不尽相同，无章可循，困扰了试验的开展。因此，解读新军标以及寻求一套通用的超扭试验目标参数制定方法已是必然。

为规范涡轴发动机超扭试验，本文结合《航空涡喷涡扇涡轴涡桨发动机联合使用规范指南》(JSSG-2007)、《欧洲航空安全局(EASA)发动机合格审定规范》(CS-E)、《Airworthiness Standards Aircraft Engines》(FAR-33)等6 部含有超扭试验的国内外标准和适航规定，详细对比了超扭试验考核方式、试验目标、合格判定准则，从动力涡轮扭矩、燃气涡轮温度、动力涡轮转速、滑油温度、试验持续时间等5 个方面，分别对军用和民用涡轴发动机提出了超扭试验目标选取建议。

2 考核方法

经统计，GJB 242A-2018、CCAR-33、JSSG-2007、JSGS-87231A、FAR-33、CS-E等6 部标准和规定，共提出了3 种考核方式(整机试验，部件试验，分析)、5种试验目标(动力涡轮扭矩，燃气涡轮温度，动力涡轮转速，滑油温度，试验持续时间)，以及相应的合格判定准则，如表1所示。其中：

表1 考核方式、试验目标与合格判定准则Table 1 Methods of assessment,test objective and qualification criteria

(1) 仅JSGS-87231A 提出需同时采用分析和试验的方法进行考核[5]，而其余5部标准仅要求部件或整机考核即可[6]。

(2) 仅JSGS-87231A和JSSG-2007提出动力涡轮扭矩和试验持续时间2种试验目标，而其余4部标准提出了动力涡轮扭矩、燃气涡轮温度、动力涡轮转速、滑油温度和试验持续时间5种试验目标。

3 考核方式

3.1 整机试验

目前，国内涡轴发动机一般在地面台架采用整机试验的方式完成超扭试验，通过调整水力测功器负载，调整直升机引气量、电机加载等方法，达到燃气涡轮温度、扭矩、动力涡轮转速等要求。该方法能真实模拟发动机超扭情况，容易让用户/局方接受和信服。

3.2 部件试验

除整机试验外，还可以采用部件等效试验法考核。JSSG-2007提出了具体的部件试验方法[6]。

与整机试验不同的是，部件试验本身不能产生高温高压气体，需要气源站提供合适的气源，通过稳压段、阀门等管道设备后才能稳定输送到试验台，这对部件试验台的建造提出了更高要求。此外，部件试验较难模拟涡轮部件的封严、冷却等系统。以上因素可能造成部件试验进口燃气温度和冷热态叶尖间隙不稳定，影响试验效果。

3.3 分析

虽然纯粹的分析不能完全代替试验，但在盘、轴、材料等领域有足够基础研究的条件下，可选择分析的方法，能适当降低研制经费，节约试验资源。

4 试验目标

4.1 动力涡轮扭矩

军标和适航规定对动力涡轮扭矩的要求如表2所示。军标要求最大允许稳态扭矩极限值(机械的)不低于扭矩规定值的120%，而适航规定要求达到发动机允许的最大扭矩。

表2 动力涡轮扭矩规定Table 2 Torque specification for power turbines

以往经验表明，由于失灵或其他异常情况输出轴扭矩可能增加[6]，实际装机使用时超扭主要是由于发动机状态非正常升高和动力涡轮转速非正常降低导致。以下基于3型军用发动机和3型民用发动机分析2种情况造成的后果。

(1) 发动机状态非正常升高

涡轴发动机的燃气发生器转速ng设有最高允许稳态转速和最高瞬态转速，正常情况下发动机在最高允许稳态转速以下工作，当ng非正常升高至最高瞬态转速时，此时对应的扭矩应为发动机所能达到的极限之一。经计算，该条件下3 型军用发动机的扭矩增加至111.1%～114.1%，而3 型民用发动机的扭矩增加至115.0%～126.3%。

(2) 动力涡轮转速非正常降低

正常装机情况下，涡轴发动机动力涡轮转速维持100%恒定。同功率状态下，随着动力涡轮转速的降低扭矩升高，当非正常降至最低允许值时，直升机将失去有效升力[7-9]，此时对应的扭矩应为发动机所能达到的极限之二。经计算，该条件下3 型军用发动机的扭矩增加至109.7%～110.6%，而3 型民用发动机的扭矩增加至109.9%～117.5%。

(3) 发动机状态非正常升高且动力涡轮转速非正常降低

当发动机状态非正常升高且动力涡轮转速降低时，其对应的动力涡轮扭矩应为发动机所能达到的最大值。经计算，该条件下3 型军用发动机的扭矩增加至122.1%～126.2%，而3 型民用发动机的扭矩增加至134.9%～143.0%。据此，军用发动机的扭矩增量在20%附近，而民用发动机的扭矩增量较大。

理论上，轴、轴承、齿轮等零件尺寸越大和材料越好，发动机承扭能力越强，但尺寸增大会增加零件质量，影响功重比，材料越好会影响整机造价。因此，发动机设计时，应综合考虑直升机需求、发动机自身能力、市场价格等因素，零件的尺寸和材料满足需求即可。

4.2 燃气涡轮温度

军标和适航规定对燃气涡轮温度的要求如表3所示。所有标准均要求达到发动机所能达到的最高稳态温度。军用发动机的最大状态一般为应急状态或起飞状态，民机的最大状态一般为30 s OEI(1 台发动机不工作)、2 min OEI 或连续OEI，状态定义的区别决定了燃气涡轮温度的选择。总的来说，一般建议选择允许工作时间大于2 min使用状态对应的最高允许稳态温度。

表3 燃气涡轮温度规定Table 3 Gas Turbine temperature specification

4.3 动力涡轮转速

军标和适航规定对动力涡轮转速的要求如表4所示。涡轴发动机一般为恒定100%动力涡轮转速控制，因此超扭试验选取100%额定转速作为最高转速即可。若按标准要求，同时达到要求的扭矩和动力涡轮转速，发动机将达到很高的状态，ng甚至超过最高瞬态转速，试验风险较大。为降低试验风险，且不降低考核强度，可采取适当降低动力涡轮转速、同时增加试验时间的方式。试验持续时间为15np,max/np,test(np,max额定转速；np,test为降低后的动力涡轮转速)。

表4 动力涡轮转速规定Table 4 Power Turbine speed specification

4.4 滑油温度

军标和适航规定对滑油温度的要求如表5 所示。GJB 242A-2018 和3 部适航规定要求的滑油温度一致，2部美军标未规定。

表5 滑油温度规定Table 5 Oil temperature specification

对于带体内减速器的涡轴发动机，滑油一般通过外部滑油散热器降温，通过控制滑油散热器功率从而调节进入发动机的滑油温度。值得一提的是，涡轴发动机设有最高允许稳态滑油温度和最大允许滑油温度，超扭试验应选取最大滑油温度。

对于未带体内减速器的涡轴发动机，装配有不可人工调控的散热装置，正常情况下该装置可保证滑油温度在正常范围内。由于滑油温度不可调，因此该类发动机超扭试验的滑油温度只需在正常范围内即可。

4.5 试验持续时间

军标和适航规定对试验持续时间的要求如表6所示。除JSGS-87231A要求至少为5 min、JSSG-2007没有要求外，其余标准要求均一致。考虑到实际试验可能降低动力涡轮转速，因此应根据实际情况计算出总试验时间，再分段试验。

表6 试验持续时间规定Table 6 Permitting time specification

5 合格判定准则

军标和适航规定对合格判定准则的要求如表7所示。由表可知，部分标准虽给出了合格判定准则，但未有详细的检查程序。以下为阿赫耶1C 发动机超扭试验后的主要检查项，供读者参考：①轴、轴承等转子件有无损坏、卡滞；②减速齿轮系所有齿轮的接触面是否良好，齿向、齿根、齿型是否有磨损；③其他零部件损坏情况等[13]。