结冰对直升机进气系统压力损失影响的试验研究及分析

2022-01-12王先炜樊晓锋林森什

直升机技术 2021年4期

王先炜，樊晓锋，林森什，陈彪

(1.中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001；2.西藏军区航空保障处，西藏拉萨 850000)

0 引言

直升机在具有结冰气象条件的云层中飞行时，发动机进气系统会出现结冰现象，严重影响发动机的正常工作，引发飞行事故。因此，直升机发动机进气系统结冰，是一个长期存在并严重威胁直升机飞行安全的问题。有效地保证直升机在结冰气象条件下的飞行安全是一个重要课题。民用航空适航规章CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》[1]中§29.1093条款“进气系统防冰”，明确要求直升机研制过程中须证明发动机进气系统能在结冰气象条件下满意工作。因此,采用有效的方法验证直升机发动机进气系统的防冰能力是直升机适航取证中的关键技术之一。

发动机进气系统结冰，冰层会附着在进气道壁面、进气防护网等部件上，改变进气通道形状，部分堵塞进气防护网的网孔和进气通道，造成进气压力增加，影响发动机性能，严重时会造成发动机不能正常工作[2]。研究直升机进气系统结冰过程中的进气压力损失情况，可为分析进气系统结冰对发动机性能的影响和开展进气系统防冰设计提供依据。

直升机进气系统防冰适航条款符合性验证，通常采用冰风洞试验来进行。冰风洞模拟结冰云层的气象条件(液态水含量、水滴直径、气温、风速)以及直升机飞行状态。将直升机发动机进气系统试验件、部分机身结构模拟件等放在冰风洞中，试验验证直升机进气系统的防冰性能。本文结合某民机预研课题开展的直升机进气系统结冰试验，试验研究了直升机发动机进气系统结冰过程中的进气压力损失情况，并对直升机发动机进气系统冰风洞模拟结冰试验结果进行了分析总结，为直升机发动机进气系统防冰适航条款试验验证以及进气系统防冰设计提供依据和参考。

1 试验件、试验设备和冰风洞模拟结冰试验状态

直升机发动机进气系统试验件分别由整流罩、进气防护网、进气道、过渡段、安装支架等组成，详见图1所示。

图1 发动机进气系统试验件示意图

进气系统总压通过在过渡段内设置的防冰速压管测量，同时该速压管也可测量该位置的静压。速压管通过支臂伸入过渡段内，探头位于轴线上正对来流，见图2所示。该速压管具有加热防冰功能，以防止结冰试验过程中探头结冰影响测量结果。

图2 速压管安装位置示意图

试验件的总压、静压采集使用电子压力扫描系统。该系统主要包括： DTC系列ESP压力传感器模块，DTC Initium数据采集子系统和远程控制计算机。其中ESP压力传感器模块有多种量程可以选择。考虑到本试验需要模拟飞行高度，最大模拟高度为6100 m，届时试验段静压约为46.6 kPa，而压力扫描系统参考端需选择稳定压力源，通常为大气压，约为100 kPa，因此选用大量程15 psid(100 kPa)的压力扫描系统模块，系统测量精度±0.08%FS。测压试验中，保持试验参数与进气模拟参数稳定，在喷雾前5 s开始采集压力，采用连续扫描的采集方式持续记录整个试验过程的压力变化；喷雾结束5 s后停止采集。压力扫描系统连续扫描频率设置为1 Hz。

进气系统总压变化以总压恢复系数(简称：总压系数)给出。该总压系数定义为过渡段总压与来流总压的比值，表示如下：

(1)

其中，P0为过渡段总压测量值，等于压力扫描系统测量值P0t与参考压P参之和；P0∞为来流总压，等于压力扫描系统测量值P0∞t与参考压P参之和。参考压力为大气压，计算时取平均值。因结冰所导致的进气系统总压变化可由总压系数时间历程曲线表示。

直升机发动机进气系统冰风洞模拟结冰试验是依托国内3 m×2 m结冰风洞试验设备进行的。3 m×2 m结冰风洞是一座拥有可更换试验段的闭口、回流式风洞，由主洞体和各系统组成。结冰风洞主要系统包括：制冷系统、喷雾系统、高度模拟系统、加湿系统、进气模拟系统、防/除冰系统等。进气模拟系统将管路从试验段引出的气流，通过布置在风洞外部的引气管路，在风洞现有的集气室位置重新注入风洞回路中。试验前，按照SAE ARP5905[3]相关标准的要求对结冰风洞试验段的云雾参数进行了校测，校测结果满足结冰风洞试验相关要求[4]。

根据直升机发动机进气系统防冰适航条款符合性验证试验要求，确定了直升机发动机进气系统试验件进行冰风洞模拟结冰试验的试验状态点及状态参数。典型的试验状态点及参数要求见表1。

表1 试验状态点及参数要求

表1中每个试验状态点冰风洞模拟结冰试验的液态水滴平均有效直径(MVD)为20 μm，试验时间为30 min。连续最大结冰云层宽度按32 km计算，当直升机速度为280 km/h，计算试验时间为6.9 min；当直升机速度为150 km/h，计算试验时间为12.8 min。间断最大结冰云层宽度按5 km计算，当直升机速度为280 km/h，计算试验时间为1.1 min；当直升机速度为150 km/h，计算试验时间为2 min。在表1中连续最大结冰状态液态水含量和间断最大结冰状态液态水含量均有数值要求。试验时液态水含量按连续最大结冰状态(C)、间断最大结冰状态(I)交替循环进行。

试验状态点1、2是考虑飞行速度对结冰的影响；试验状态点1、3、4是考虑飞行高度、大气温度对结冰的影响；试验状态点2、5是考虑发动机进气流量对结冰的影响；试验状态点6、7是考虑发动机地面慢车状态对结冰的影响。

2 冰风洞摸拟结冰试验结果及分析

结冰云层气象条件(液态水含量、水滴直径、气温)及直升机飞行状态等对进气系统结冰和发动机进气压力损失有较大影响。下面给出了一些典型的进气系统结冰试验结果和进气压力测试结果，对试验结果进行分析研究，得出进气系统结冰对发动机进气压力损失的影响规律。

2.1 飞行速度对进气系统结冰及进气压损的影响

状态点1和状态点2模拟了不同飞行速度下的发动机进气系统结冰情况。进气总压恢复系数时间历程曲线见图3、图5所示。试验结束后进气防护网上的结冰情况见图4、图6所示。大气温度为-5 ℃，冰型为较明显的明冰，结冰表面呈光亮、透明、致密等特征。

图3 状态点1进气总压系数时间历程曲线

图4 状态点1试验结束后的结冰状态

图5 状态点2进气总压系数时间历程曲线

图6 状态点2试验结束后的结冰状态

从图3可见，飞行速度280 km/h状态下发动机进气系统总压恢复系数在结冰过程下降迅速，在5 min时间内从0.982降到0.932附近，随后缓慢下降到0.924附近。从图5中可见，巡航速度150 km/h状态下发动机进气系统总压恢复系数在结冰过程下降不大，在5 min时间内从0.995降到0.982，随后缓慢下降到0.972。随着飞行速度的增加，进气防护网上结冰情况加剧，发动机进气系统的总压恢复系数不断下降，进气总压损失有较大的增加。

2.2 飞行高度、大气温度对进气系统结冰及进气压损的影响

当飞行高度增加时，大气温度下降，液态水含量(LWC)和水滴平均有效直径(MVD)均会相应下降。状态点1、状态点3、状态点4模拟了不同飞行高度下的发动机进气系统结冰情况。进气总压恢复系数时间历程曲线见图3、图7、图9所示。试验结束后进气防护网上的结冰情况见图4、图8、图10所示。状态点3和状态点4由于大气温度低于-10 ℃，冰型为霜冰，结冰表面均呈乳白色、霜状、不透明等特征。

图7 状态点3进气总压系数时间历程曲线

图8 状态点3试验结束后的结冰状态

图9 状态点4进气总压系数时间历程曲线

图10 状态点4试验结束后的结冰状态

从图7可见，进气总压恢复系数在结冰过程下降迅速，在5 min时间内从0.982降到0.938，随后缓慢下降到0.922附近。从图9中可见，进气总压恢复系数在结冰过程下降迅速，在5 min时间内从0.98降到0.93，随后缓慢下降到0.92附近。随着飞行高度增加，大气温度下降，进气压力损失逐渐增加。

2.3 发动机进气流量对进气系统结冰及进气压损的影响

当发动机功率增大时，进入发动机的进气流量增加。状态点2和状态点5模拟了不同发动机进气流量下的进气系统结冰情况。进气总压恢复系数时间历程曲线见图5、图11所示。试验结束后进气防护网上的结冰情况见图6、图12所示。在相同的结冰气候条件下，随着进气流量的增加，进气防护网结冰情况加剧。

图11 状态点5进气总压系数时间历程曲线

图12 状态点5试验结束后的结冰状态

从图11可见，发动机进气系统总压恢复系数在结冰过程下降不大，在5 min时间内从0.995下降到0.975附近，随后缓慢下降到0.967附近。与图5相比，随着进气流量的增加，进气压力损失增大。

2.4 地面慢车状态发动机进气系统的结冰及进气压损影响情况

状态点6和状态点7模拟了发动机地面慢车状态下的进气系统结冰情况。进气总压恢复系数时间历程曲线见图13、图15所示。试验结束后进气防护网上的结冰情况见图14、图16所示。由于直升机前飞速度为0，所以进气防护网表面结冰较均匀，无冰层脱落现象，冰型为明冰状态，进气防护网基本被覆盖。随着大气温度降低，进气防护网结冰程度逐渐增加。从图13中可见，发动机进气系统总压恢复系数在结冰过程中下降较小，在30 min时间内从1缓慢下降到0.994附近。