直升机发动机进气系统结冰试验及试验结果分析

林森什，胡路平，叶宇琛

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

直升机穿过含有过冷水汽等具有结冰气象条件的云层时，发动机进气系统会出现结冰现象。结冰对发动机的正常工作是极其不利的，发动机进气系统结冰会改变进气气流通道的形状，减小发动机进气面积，增加总压损失，甚至堵塞进气道，造成发动机不能正常工作，引起飞行事故[1]；在发动机和直升机振动的作用下，进气系统结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故。在民用直升机的适航规章CCAR-27-R1《正常类旋翼航空器适航规定》的§27.1093条款进气系统防冰和CCAR-29-R1《运输类旋翼航空器适航规定》的§29.1093条款进气系统防冰中，都明确要求直升机研制过程中须证明直升机进气系统在结冰情况下有保证发动机正常工作的能力。因此,采用有效的方法验证发动机在进气系统结冰情况下的工作能力是直升机设计中的关键技术之一。

研究直升机结冰与防除冰的试验手段通常有冰风洞试验、地面结冰试验和飞行结冰试验。冰风洞试验能够准确模拟结冰气候条件的各种参数，具有成本较低，易于控制的优点。飞行结冰试验包含干空气飞行试验、模拟结冰飞行试验和自然结冰飞行试验。虽然飞行试验风险系数较高，特别是搭载平台试验费用昂贵，却是验证飞机/发动机/进气道防冰有效性的最佳途径。地面结冰试验模拟自然结冰情况下的大气条件，以进行接近真实环境的结冰研究。国外通常采用地面试验和飞行试验来验证直升机发动机在进气系统结冰情况下的工作能力[2]。国内通常采用地面喷洒塔模拟不同结冰环境条件，进行进气道结冰试验。

本文选取某型涡轴发动机进气系统进行冰风洞试验，试验件及进气道模型如图1和图2所示。试验针对CCAR-29.1093(b)要求的状态点结冰特性进行研究。本试验不仅验证了该发动机进气系统能够满足适航规章的要求，同时还得到了一系列关于直升机发动机进气系统结冰的结论，为后续直升机发动机进气系统防冰设计和适航验证提供依据和帮助。

图1 试验模型

图2 进气道模型

1 发动机进气系统结冰试验设计

试验对象包含了一套直升机进气系统、机身前缘整流罩、某型涡轴发动机以及试验夹具，其中进气系统包含进气防护网(具有旁通功能)和一个带有集气室的进气道。

1.1 结冰参数

直升机发动机进气系统的结冰特性主要受大气温度、飞行速度、水滴平均有效直径(MVD)、压力(高度)、液态水含量(LWC)和发动机功率状态影响。CCAR-29附录C中给出了结冰的天气条件，包含连续最大结冰(CMI)和间断最大结冰(IMI)两种自然结冰天气条件，表1为选定的状态点的结冰大气条件。其中状态点1-5和状态点10模拟CCAR-29附录C中规定的大气条件。飞行速度选择最大飞行速度77.3m/s、巡航速度41.2m/s、单发停车下飞行速度41.2m/s。状态点1是参考点，状态点2用来评估速度的影响，状态点3用来评估MVD的影响，状态点4.1和状态点4.2用来评估温度的影响。状态点5和状态点10用来评估高度的影响。状态点2、状态点6相比较来评估发动机功率的影响。状态点7.1和状态点7.2是CCAR-29.1093(b)(2)要求的模拟发动机地面开车状态，其中状态点7.2需要在-1℃以下进行，同时状态点7.1和7.2对应的前飞速度为0，因此试验时冰风洞的来流速度必须越低越好。状态点8模拟了单发停车状态下发动机进气系统的结冰情况，状态点9模拟了起飞功率状态下发动机进气系统的结冰情况。

表1 选定的结冰参数

1.2 交替结冰周期与喷水时间

直升机在云层中的飞行时间主要由云层的水平距离确定，水平距离越大，直升机在云层中的飞行时间就越长，相应的结冰时间也会增加。连续最大结冰标准水平云层距离为32km，当直升机速度为77.3m/s时，试验时间为6.9min；当直升机飞行速度为41.2 m/s时，试验时间为12.9min。间断最大结冰标准水平云层距离为5km，当直升机速度为77.3m/s时，试验时间为1.1min；当直升机飞行速度为41.2 m/s时，试验时间为2min。为真实模拟直升机飞行中偶含过冷水滴云层的情况，连续最大结冰条件和间断最大结冰条件试验应交替进行，每个试验周期选取AC-29-2C运输类旋翼航空器适航规定咨询通告要求中规定的“在指定结冰情况下保持30min”。

1.3 试验过程

在喷水之前需将发动机功率稳定在给定值。起动发动机至地慢状态并保持稳定，把试验参数(温度、高度、速度和相对湿度)设置到给定的值，将发动机加速到试验点给定的功率值，喷水过程中需保证发动机功率稳定。喷水结束后降低风洞风度，结束试验。图3为试验结束后的进气防护网结冰照片。

图3 进气防护网结冰图

2 试验结果分析

直升机进气道结冰对发动机的影响情况主要用进气道总压损失系数和发动机性能来衡量。总压损失系数越大，说明进入进气道的气体能量损失越大，从而导致发动机不能正常工作。结冰过程中，防护网结冰导致直升机进气系统的总压损失系数增大，从而引起发动机功率下降。在真实飞行情况下，直升机通过增加燃油供给来维持功率恒定，直到发动机达到限制。发动机限制主要考虑燃气涡轮转速(NG)和燃气涡轮后温度(ITT)，当发动机达到自己的限制，发动机功率随着压力损失的增大而减少。表2给出了发动机的限制。

瞬态总压损失系数定义：

(1)

其中，PC为进气道入口总压，P1为t时刻发动机进气口网格下部的总压。

表2 发动机限制

2.1 速度

速度的影响试验结果如表3所示，来流速度增加，保证相同发动机功率下燃气涡轮后温度(ITT)、燃气涡轮转速(NG)和最大总压损失(DP)max均增大，发动机性能下降，但是燃气涡轮转速(NG)和燃气涡轮后温度(ITT)并未超限，发动机仍然正常工作。当来流速度增加时，来流中水滴相对于直升机的速度增加，过冷水滴更不易随空气的流动而偏转，正对着来流方向的进气网结冰情况更严重，气流翻过结冰后进气网进入进气道带来的损失更大，导致最大总压损失增大。同时，速度增加也会导致进气道入口处溢流加剧，使得在集气室中气流方向发生改变的能量损失更大，同样会使最大总压损失增大。

表3 速度的影响

2.2 水滴平均有效直径(MVD)

水滴平均有效直径的影响试验结果如表4所示，当水滴平均有效直径(MVD)增加时，水滴的惯性增大，过冷水滴更容易和直升机相碰，正对着来流方向的防护网结冰情况更严重。CCAR-29附录C规定，大气结冰状态由大气温度、云层液态水含量(LWC)和水滴平均有效直径(MVD)共同确定，当水滴平均有效直径(MVD)增大时，液态水含量(LWC)相应减小。所以，在按照CCAR-29附录C进行结冰试验时，相同发动机功率下，最大总压损失(DP)max并不会增加太多，燃气涡轮后温度(ITT)、燃气涡轮转速(NG)相差不大，发动机性能基本不变。

表4 水滴平均有效直径(MVD)的影响

2.3 大气温度

大气温度的影响试验结果如表5所示，CCAR-29附录C规定，大气结冰状态由大气温度、云层液态水含量(LWC)和水滴平均有效直径(MVD)共同确定。当大气温度 (TS) 改变时，相同水滴平均有效直径(MVD)下的液态水含量(LWC)也会改变。在按照CCAR-29附录C进行结冰试验时，降低大气温度值，液态水含量(LWC)值也会降低。所以在相同发动机功率下，降低大气温度值，直升机发动机进气系统对应的总压损失改变不大，发动机工作状态基本相同。

表5 大气温度的影响

2.4 飞行高度

飞行高度的影响的试验结果如表6所示，当飞行高度增加时，大气压力降低，空气密度降低，发动机性能下降，相同的功率需求下，发动机燃气涡轮后温度(ITT)和燃气涡轮转速(NG)都有增加。但是在相同的大气温度、云层液态水含量(LWC)和水滴平均有效直径(MVD)条件下，直升机发动机进气系统结冰情况相同，最大总压损失(DP)max基本不变。相同高度下，降低大气温度值至-30℃，发动机性能提高。

表6 飞行高度的影响

2.5 发动机功率

发动机功率的影响的试验结果如表7所示，当发动机功率增大时，发动机需要更大的进气量来维持功率稳定，进入直升机发动机进气系统内部的气流增加。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，从而导致最大总压损失(DP)max增加。同时，进气量的增加导致进入进气道的气流速度加快，使得在集气室中气流方向发生改变的能量损失更大，同样会导致总压损失(DP)max的增大。

2.6 其它状态点

其它状态点试验结果如表8所示，状态点7.1和状态点7.2模拟地慢状态下直升机发动机运转是否正常。从得到的数据可以看出，在整个结冰试验过程中，直升机发动机工作稳定，进气系统最大总压损失(DP)max较小。状态点9用来模拟起飞功率状态下的直升机进气系统的工作状态，从得到的数据可以看出，在整个结冰试验过程中，直升机发动机工作稳定。

表7 发动机功率的影响

表8 其它状态点

3 结论

本试验是针对直升机适航取证中的防冰要求进行的试验，对后续直升机在适航取证过程中验证防冰功能提供了参考。通过试验结果分析可以得出以下结论：

1)该直升机发动机进气系统能够保证发动机在整个飞行功率范围内正常工作，在进气防护网结冰的情况下，旁通开口能够满足发动机对整个进气系统的要求；

2)在结冰大气中，当直升机飞行速度增加时，最终的稳定状态进气系统总压损失比未结冰状态增加更快，发动机性能下降更大；

3)在结冰大气中，当飞行高度增加时，大气压力降低，发动机性能下降，但是在其他条件相同时，进气系统结冰引起的总压损失变化不大。