空中慢車:運行特點,經濟性,燃燒室穩定性,對引氣排氣溫度影響,對加速性影響,設計需

空中慢車是套用于飛機空中飛行下降過程的發動機最小推力的工作狀態。在此工作狀態下要保證發動機壓氣機及燃燒室有必需的氣動穩定裕度，並在能獲得較短的加速時間的工作參數狀態下使發動機推力最小。此狀態下，發動機的冷卻情況變差，因此一般需要限制使用時間。

為實現飛機與發動機性能的最佳化匹配，空中慢車需要在設計階段綜合考慮飛機性能和用戶系統、發動機自身運行特性 3 方面的要求，包括飛機正常下降率、引氣、功率提取、發動機附屬檔案運行和本體運行限制等設計需求。

基本介紹

中文名：空中慢車
外文名：Air idle

運行特點,經濟性,燃燒室穩定性,對引氣排氣溫度影響,對加速性影響,設計需求,飛機引氣需求,飛機功率提取需求,飛機正常下降率需求,發動機本體運行和附屬檔案需求,設計方法與流程,常見問題及處理方法,發動機供氣流量不足,供氣總溫不足,發動機設計帶來的總壓波動,排氣污染問題,

運行特點

發動機慢車是發動機用以維持低推力穩定運行的最小轉速狀態。根據使用階段的不同，慢車可分為地面慢車、空中慢車、進近慢車和著陸慢車等類型。其中空中慢車也稱之為下降慢車或飛行慢車，主要套用于飛機空中下降過程。發動機慢車性能設計不僅與發動機設計緊密關聯，也與飛機性能和系統正常運行緊密關聯。

空中慢車通常套用于飛機空中下降過程。此時飛機並無特定推力需求，但仍需從發動機提取引氣和功率以維持飛機機上用戶系統的正常運行；如果慢車推力過高，會對飛機下降率產生影響；空中慢車設計還必須滿足發動機附屬檔案系統和自身運行限制的需求以保證發動機自身持續穩定運行。綜上所述，空中慢車可定義為滿足飛機引氣需求、功率提取需求、正常下降率要求、發動機附屬檔案需求和發動機運行限制等設計要求的最小可用推力等級。

經濟性

發動機在慢車狀態時的經濟性差。這主要有三條原因：首先，慢車狀態下發動機的增壓比小，使得發動機的熱效率較低，經濟性較差；其次，儘管民用渦扇發動機均採用多轉子結構，但在慢車狀態下壓氣機效率和渦輪效率仍然比高轉速狀態下低;最後，慢車狀態下，燃燒室的燃燒效率較低。因為在慢車時，燃燒室進口溫度和壓力降低，混合氣比較貧油，造成燃燒室內較低的火焰溫度，使得一氧化碳和碳氫化合物的排放量增加，而這兩種排放物均屬於不完全燃燒產物。這兩種排放物對燃燒效率的影響參見如下公式：

式中，φ_b_{：燃燒室的燃燒效率}

（EI）_co：一氧化碳排放指數

（EI）_CH：碳氫化合物排放指數

燃燒室穩定性

當發動機處於慢車狀態時，壓氣機的增壓能力較弱，進入燃燒室的溫度和壓力較低,使得燃燒區內的火焰傳播速度減小，縮小了穩定燃燒範圍；另一方面，慢車狀態發動機的流量小，相應的供油量也減少,使得噴嘴前油壓降低，從而使燃油的霧化質量變差，縮小了穩定燃燒的貧油極限。由此可見，發動機在慢車狀態下的燃燒穩定性是較差的，相應地提高發動機的慢車轉速會使燃燒穩定性能改善。因此，民用渦扇發動機設有空中慢車和地面慢車兩個慢車狀態，空中慢車轉速比地面慢車轉速要大。當油門桿收到慢車狀態時，在空中發動機保持在空中慢車轉速下工作，在地面發動機將保持地面慢車工作。以CFM56-3發動機為例，地面慢車轉速大約為20%N₁，空中慢車轉速大約為32%N₁。

對引氣排氣溫度影響

飛行中，發動機引氣主要是為飛機的空調和增壓、發動機防冰和機翼除冰以及發動機冷卻等提供氣源。引氣後，為了保證發動機穩定工作,需要增加供油量，因此排氣溫度會增加。空調和發動機冷卻引氣是連續性引氣，一般不會造成發動機性能的突然變化。發動機防冰和機翼除冰引氣是需要時才使用。在接通防/除冰裝置時，發動機排氣溫度會有一個突然的升高。尤其是在飛機最後進近和著陸階段，發動機處在慢車狀態附近，發動機冷卻引氣量較少，突然升高的排氣溫度有可能超出極限。因此，在中到大雨或結冰條件下進近及著陸時，應該適當增加發動機的慢車轉速（當然，較大的慢車轉速還可以改善燃燒的穩定性）。不過，慢車轉速過大可能導致進近速度太大，進而使飛機接地速度過高,容易衝出跑道。

對加速性影響

慢車轉速的大小對發動機加速性有很大的影響。一方面慢車轉速可以縮短加速時間；另一方面，較大的慢車轉速可以增加慢車狀態的空氣流量，提高剩餘功率，進一步縮短加速時間。

與戰鬥機所用的發動機不同，對於民用渦扇發動機，加速性主要影響飛機的復飛性能和著陸性能。要獲得良好的著陸性能，需要在飛機高速滑跑時發動機能夠在很短的時間內儘快獲得較大的反推力，同時，在飛機低速滑跑時，要求慢車推力儘可能小。

流量與發動機出口速度均要影響反推力的大小。民用渦扇發動機在發動機控制上比較普遍採用的是在飛機主輪接地後大約4秒內保持高慢車轉速。較高的慢車轉速可以提高發動機反推的加速性，使發動機能夠在較短的時間內獲得較大的反推力。此外，由於民用客機裝備的自動剎車系統設定的飛機總減速率是剎車制動與反推力之和，因此在較短的時間內獲得較大的反推力可以有效地減少剎車使用，縮短剎車冷卻時間，延長主輪使用壽命。

設計需求

飛機引氣需求

飛機引氣需求來源於飛機引氣下游用戶系統，通常包括空調、機翼防冰和短艙防冰系統等。以典型的雙發客機為例，包括2個空調包、兩側機翼防冰系統及短艙防冰系統。各用戶系統引氣需求可歸納為引氣的流量、總溫和總壓3種要求。

飛機引氣需求受2個因素影響：飛行狀態條件和用戶系統運行狀態。飛行狀態條件包括飛行高度、環境溫度和結冰條件；用戶系統運行狀態是指飛機用戶系統在正常和故障運行狀態下的系統狀態組合。對於雙發客機，慢車設計需考慮的典型運行狀態通常包括：雙發雙引氣無防冰、雙發雙引氣有防冰、單發單引氣無防冰、單發單引氣有防冰、雙發單引氣無防冰及雙發單引氣有防冰等。在慢車設計中，需考慮以上所有運行狀態在各飛行條件下的引氣需求，以保證下游飛機用戶系統的正常運行，進而保證飛機運行安全。由於不同運行狀態對引氣流量、壓力和溫度需求差異較大，為實現慢車推力與飛機需求的最佳化匹配，通常需要為不同運行狀態設計不同的慢車等級。

飛機功率提取需求

功率提取需求來自於飛機液壓泵和發電機的功率需求。與引氣需求相似，功率提取的數值與環境溫度和飛機系統運行狀態有關。空中慢車的設計中需要考慮以下因素對功率提取的影響，其中包括：（1）環境溫度；（2）單發失效影響；（3）正常工作狀態需求；（4）瞬時過載工作狀態需求。

飛機正常下降率需求

在飛機下降過程中，若推力過大，會直接導致飛機下降航跡角減小，進而導致飛機下降率減小，下降時間延長。以某型飛機為例，在特定飛行狀態下，若慢車推力增大50%，下降時間將延長約25%。合理的慢車推力設計可以支持飛機飛行管理系統對運行航跡進行最佳化，慢車推力過大將導致飛機運行經濟性降低，從而嚴重影響飛機任務策略的實施。

發動機本體運行和附屬檔案需求

空中慢車設計還必須考慮發動機本體的運行特性，滿足發動機穩定運行需求，不能熄火和出現不良工作特性；發動機需驅動燃油泵、滑油泵、PMA（用於發動機自身供電）等附屬檔案以維持自身正常運行，在空中慢車設計中也需滿足發動機附屬檔案系統的運行需求。

設計方法與流程

發動機慢車推力控制有3種典型模式：引氣壓力控制、N₁控制和N₂控制。引氣壓力控制以發動機引氣口處的供氣壓力為控制目標，主要用於滿足特定引氣需求；N₁控制以發動機低壓轉速為控制目標，主要用於滿足特定推力需求；N₂控制以發動機高壓轉速為控制目標，主要用於滿足功率提取和發動機附屬檔案特定運行需求。

3種控制模式對應空中慢車設計需考慮的3方面：飛機用戶需求、飛機性能需求及發動機自身運行需求。以進近慢車為例，進近慢車的主要設計需求來源於發動機復飛加速要求，通常基於N₁控制進行設計。通過對各設計需求的綜合比較可知，引氣需求是空中慢車設計需求中的最高值，因此空中慢車一般基於引氣壓力控制模式進行設計。

以引氣壓力控制模式為基礎，空中慢車的設計轉化為慢車壓力目標的設計。綜合考慮設計需求和型號套用經驗，制定設計流程如下。

（1）綜合空調、機翼防冰、短艙防冰等系統的引氣需求，確定不同運行狀態下引氣的流量、總溫和總壓需求，並在飛行包線內選定多個狀態點作為設計檢查點；

圖1

（2）基於引氣總壓要求制定慢車壓力設計目標。典型的引氣壓力目標如圖1所示，從圖1中可見，對不同運行狀態設計了不同的壓力目標曲線；

（3）基於慢車壓力設計目標和發動機運行限制完成全包線空中慢車推力等級初步設計；

（4）對全包線慢車進行引氣流量檢查，確保在各運行狀態下引氣流量要求均被滿足，如有狀態流量不滿足，則對發動機壓力進行調整直至流量要求被滿足；

（5）基於引氣流量校核後的慢車設計完成慢車推力計算，供飛機性能評估使用；

（6）基於引氣流量校核後的慢車設計完成慢車供氣特性計算，供各引氣用戶系統評估使用；

（7）根據飛機性能和引氣用戶系統反饋對慢車壓力進行調整，直至所有設計需求均被滿足；

（8）基於飛機功率提取需求和發動機附屬檔案系統運行需求對慢車推力性能進行校核，校核後完成空中慢車設計。

圖2

對應設計流程如圖2所示。

常見問題及處理方法

發動機供氣流量不足

空中慢車為低推力狀態，發動機核心機總流量偏低，在一定嚴酷狀態下（如雙發單引氣防冰狀態）可能存在發動機最大供氣能力仍不能滿足飛機流量需求的情況。針對該問題，通常的解決方法如下：

（1）提高慢車壓力目標以增大發動機慢車推力；

（2）調整供氣口位置以獲得更大的供氣流量；

（3）調整發動機供氣口流道設計以提高發動機最大供氣能力。

供氣總溫不足

在某些運行狀態（如防冰條件）下，飛機引氣對供氣總溫有特定要求，而慢車狀態下發動機總溫偏低，可能存在供氣總溫不滿足飛機需求的情況。針對該問題，通常的解決辦法如下：

（1）提高慢車壓力目標以增大發動機慢車推力；

（2）調整供氣口位置以獲得更高的供氣總溫。

發動機設計帶來的總壓波動

如前所述，空中慢車的控制通常是以引氣壓力為控制目標。而在實際運行中，在引氣口處可能並無壓力感測器，基於氣路其他位置的壓力對引氣壓力進行間接控制。某型發動機氣路壓力布置如圖3所示。從圖3中可見，在高壓引氣口處未設定壓力感測器，而在燃燒室出口處設有氣路壓力感測器。該設計下的發動機空中慢車引氣壓力控制是以燃燒室出口壓力作為參考進行。基於試驗和模型分析得到氣路壓力感測器處壓力和高壓引氣口處壓力的關係曲線，在實際運行中，發動機以感測器處壓力為參考換算得到引氣壓力，進而進行壓力控制。由於感測器壓力和引氣口壓力的關係曲線存在一定誤差，導致發動機實際供氣壓力與設計目標值出現偏差。其解決方法是通過試驗驗證和數據分析確定關係曲線的誤差分布情況，然後基於誤差分布情況對引氣壓力進行調整以保證所有運行情況下供氣壓力均滿足飛機需求。

圖3

空中慢車