论文部分内容阅读
摘要：针对大型客机发动机采用高涵道比、先进燃烧室等诸多新技术对发动机空中起动能力的影响，本文提出了验证发动机空中起动能力较为详细的适航审定要求。通过分析选择发动机空中起动包线中的临界试验点，依据应用场景确定临界试验状态，并考虑支持系统的适航审定要求，根据飞机对发动机空中起动能力的容忍程度，确定符合性判据。通过在某大型客机上的实践验证，该适航审定要求能较为全面有效地验证发动机空中起动能力，指出了在发动机起动能力不足时可能出现的问题，对验证发动机起动能力的适航符合性有一定的指导意义。
关键词：大型客机；发动机；空中起动能力；适航审定；25.903（e）
中图分类号：V228文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.006
发动机空中停车或熄火可能由多种原因引起，包括机组自愿或非自愿的人为操作、发动机错误的燃油管理、慢车设定的错误配平、燃油喷嘴积炭、丧失电源、燃油污染、遭遇火山灰以及恶劣的天气等。CCAR-25《运输类飞机适航标准》中25.903（e）条款要求必须制定飞行中再起动发动机的高度和空速包线。早期涡扇发动机的涵道比较低（约1：1），发动机的风车起动能力几乎覆盖了飞机的整个高度和速度包线。随着技术进步，发动机采用高涵道比（约10∶1）以提高燃油效率，高涵道比发动机通常需要更高的飞行速度，以使足够气流通过核心机来提供足够的风车旋转能量，这就减小了风车起动发动机的高度和速度包线[1]。现代运输类飞机通常采用起动机来辅助发动机起动，进而扩大发动机空中起动包线，起动机可使用气动式起动机或电动式起动机，起动能源可来自辅助动力装置（APU）、其他发动机、蓄电池等[2]。另外，其他新技术在涡扇发动机上的运用也降低了发动机空中起动能力，如发动机驱动的齿轮箱附件数量的增加引起转子阻力矩的增加[3]，低排放燃烧室造成发动机点火和燃烧不稳定，发动机尺寸、重量（质量）的增加引起转动惯量增加等，这些技术的应用都影响着发动机空中起动能力。
本文研究了安装该新技术发动机的大型客机的发动机空中起动能力的适航要求，分析了适航符合性方法，并结合验证情况进行了分析说明。
1发动机空中起动能力
发动机空中起动的难点在于发动机空中停车后，处于风车状态，进入燃烧室的空气流速高、压力和温度低，燃油点燃和稳定燃烧比较困难，需要发动机转子旋转对空气进行加压和增温，同时燃烧室空气涡流器对气流进行减速，以改善发动机点火和燃烧环境。发动机点火成功后的加速过程同样重要，燃油流量过大，则易造成排气温度超限；燃油流量过小，则易造成加速缓慢或转速悬挂[4]。现代大型客机发动机空中起动方式一般分为非辅助风车起动和起动机辅助起动。发动机空中起动的高度和空速包线也一般分为低速区域和高速区域：（1）低速区域：发动机由起动机辅助旋转在高于最小转速并能够重新起动的区域；（2）高速区域：发动机由风车驱动旋转或起动机辅助旋转在高于最小转速并能够重新起动的区域[5]。
1.1适航审定要求
为验证发动机在起动包线定义的高度和速度范围内具有可靠的起动能力，需执行充足的飞行试验来确认机组能夠按照飞行操作程序起动任何一台发动机。为降低发动机起动能力的个体差异，应该选用至少两台不同发动机作为试验样本，以验证发动机起动的可重复性[6]。
临界试验点的选择依据空中起动包线的形状一般应至少包含高度速度包线的边界和临界拐点。在包线的上边界，飞机高度较高、空气稀薄、外界环境温度低，进入燃烧室的空气压力和温度低，叠加发动机低排放燃烧室特征，易造成发动机点火和燃烧不稳定，从而导致发动机起动失败。在包线的左边界，飞机速度最低，是风车能量的最低点，发动机核心机转速最低，对进入燃烧室的空气增压和加温较差。另外，发动机高涵道比特征、发动机驱动的齿轮箱附件数量增加的特征都将进一步降低发动机核心机转速，容易发生发动机起动缓慢、起动悬挂和热起动等异常状态。在包线的右边界，飞机速度最高，进入燃烧室的空气流速高，易造成发动机点火和燃烧不稳定[7]。在包线的左上拐点，综合了高空和低速的特点，是发动机起动能力的薄弱点，需要将APU作为动力源的起动机辅助起动。由于高空低速APU供气和发电能力受限，起动机带转能力不足，易导致发动机辅助起动失败。在包线的右上拐点，综合了高空和高速的特点，是发动机点火和稳定燃烧的难点。
1.2影响因素
大型客机运行的高度速度包线要大于发动机空中起动的高度速度包线。当确定临界试验状态时，应该考虑飞机在中高度或高高度巡航飞行时发生发动机空中停车或熄火的情况，飞机需从巡航高度下降至发动机空中起动高度范围内再执行发动机空中起动，从发动机停车或熄火到执行发动机重新起动的延迟时间内，飞机飞行高度的低温效果会降低发动机本体温度和发动机滑油温度，对发动机重新起动性能有较大影响。考虑飞机下降方式和下降速度不同对发动机起动延迟时间的影响，发动机空中起动试验的审定要求考虑以下两种状态。
（1）飞机从最高的巡航高度采用最慢的下降方式和下降速度进入发动机起动包线时，发动机起动延迟时间最长，临界试验状态应选择延迟时间大于15min且发动机接近冷浸透，冷浸透表征为发动机排气温度与外界环境总温相差小于10℃。
（2）飞机从较低的巡航高度采用较快的下降方式和下降速度进入发动机起动包线时，发动机起动延迟时间最短，同时考虑机组对发动机停车或熄火的识别时间，非临界试验状态应选择延迟时间大于2min且发动机风车转速稳定。
1.3对支持系统的适航审定要求
APU是辅助发动机起动的动力来源，因APU通常在飞行中处于关车状态，需先确定APU空中起动的可靠性，特别是APU在巡航冷浸透状态下空中起动可靠性。
通常，蓄电池是发动机停车后点火器工作的重要电源，需确认蓄电池的最小容量和可靠性。为保障蓄电池容量不会在飞行中降至临界值以下，需在维护程序中定义蓄电池的维护保养程序，并保持长期有效执行。若发动机点火器为多个冗余设计，且为主最低设备清单项（MMEL），需考虑使用最低可派遣数量的点火器，进行发动机空中起动试验验证。 对于仅使用正常电源（除蓄电池外的电源）来提供燃油压力的飞机，需考虑在丧失所有正常电源时，所有飞机燃油泵均失效的情况下，发动机依靠自身的吸力供油或重力供油进行空中起动。丧失所有正常电源的工况一般发生在全部发动机均失效的情况，在全发失效后吸力供油会导致燃油内蒸汽形成，燃油蒸汽的聚集程度可能妨碍发动机起动。
1.4符合性判据
发动机空中起动应该在一个平均机组可接受的时间内完成，过长的起动时间可能引起机组提前中止起动。发动机空中起动一般在90s内完成[8]，包括从开始发动机起动操作到发动机点火成功时间（称为点火时间）和从发动机点火成功到发动机达到稳定慢车时间（称为加速时间），点火时间应在30s内完成，加速时间应在扣除点火时间的剩余时间内完成。若飞机驾驶舱内有一个清晰的发动机起动进程指示，一个更长的加速时间也可以接受。尤其对于某些发动机，在点火成功后排气温度持续上升而发动机转速不增加，发动机看起来“起动悬挂”，一个清晰的发动机起动进程指示可有效阻止机组提前中止起动[9]。
2适航审定验证实践
2.1验证对象
某大型客机翼下安装两台高涵道比双转子涡轮风扇发动机，涵道比约为11∶1，风扇直径约198.12cm，压气机的总压比约46∶1，燃烧室为低排放的双环预混涡轮式燃烧室，发动机驱动的齿轮箱上安装有发电机和液压泵等，液压泵在发动机空中起动中可自动卸载。每台发动机安装有两个点火器，其中一个点火器可由蓄电池供电，点火器为冗余设计，一个点火器正常即可派遣放飞。发动机空中起动有风车起动和起动机辅助起动两种方式，起动机为气压驱动，气压来源为APU或另一台发动机，发动机空中起动过程由全权限数字式发动机控制（FADEC）自动控制。飞机的最大运行高度为39800ft（1ft≈0.3048m），最大巡航速度为Ma0.82，发动机空中风车起动包线和发动机辅助起动包线如图1所示。
2.2验证方法
采用飞行试验验证发动机空中起动能力，为保证起动可靠性和可重复性，将左侧发动机和右侧发动机均作为试验发动机，分别进行试验验证。选择发动机空中起动包线的边界和临界拐点作为临界试验点，根据声明的起动包线，起动机辅助起动选择（135kn，15000ft）、（200kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作为临界试验点，风车起动选择（270kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作为临界试验点，临界点采用严酷的起动延迟时间（停车时间大于15min且发动机接近冷浸透）。同时，在5000ft、10000ft和20000ft选择部分试验点作为演示试验点，演示试验点采用非严酷的起动延迟时间（停车时间大于2min且发动机风车转速稳定），所有试验点均采用一个点火器构型。
2.3验证结果
发动机正常起动过程可分为两个阶段：第一阶段为点火阶段，起动机带动发动机核心机转动，转速从风车转速逐步上升至发动机点火转速，发动机点火成功，表现为发动机排气温度快速上升；第二阶段为加速阶段，发动机自主燃烧和起动机辅助共同带动核心机加速，到达特定转速后核心机脱开，发动机自主燃烧加速至稳定转速，起动完成，过程如图2所示。
在辅助起动包线的左上拐点（200kn，27000ft），严酷起动延迟时间条件下，存在APU辅助起动力矩不足导致起动悬挂的问题。起动过程如图3所示，在起动机接入后，发动机核心机转速N2上升缓慢，在指定时间内未将核心机带转至发动机点火转速，起动机自动断开，发动机转为风车起动模式，发动机在低转速下点火成功，燃油流量较低，发动机转速并不上升，表现为“转速悬挂”，发动机自动中止起动，起动失败。
在风车起动包线的左上拐点（270kn，27000ft），严酷起动延迟时间条件下，存在风车能量不足触发热起动保护问题。起动过程如图4所示，风车起动过程，起动机并不接入，发动机在较低核心机转速时点火成功，燃油流量较高，排气温度上升迅速，接近排气温度限制值。FADEC自动执行热起动保护，中断燃油供应，排气温度下降后重新供油并点火成功。排气维持在较高温度，发动机最终起动成功，但起动时间过长，该临界试验点接近发动机风车起动能力边界。
在高度极限边界（27000ft），高速和低速情况，严酷起动延迟时间条件下，存在点火燃烧不稳定导致起动时间过长的问题。起动过程如图5所示，起动机将核心机带转至发动机点火转速，发动机点火成功，排气温度上升，但高空冷浸透环境叠加特定的燃烧室特征导致燃烧不稳定，排气维持在较低温度。FADEC自动控制中止供油一段时间后重新供油，执行二次点火，点火成功后燃烧仍不稳定，排气维持在较低温度。经过约20s后，燃烧达到稳定状态，排气温度上升，发动机最终起动成功，但起动时间过长，该临界试验点接近发动机辅助起动能力边界。
针对以上起动过程出现的问题，需要修改发动机空中起动包线并在包线上增加备注说明，以表明发动机空中起动能力對CCAR-25部25.903（e）条款的符合性。
3结束语
本文针对大型客机发动机采用高涵道比、先进燃烧室等诸多新技术对发动机空中起动能力的影响，提出了在适航审定要求中需将发动机起动包线中的边界和临界拐点作为重点关注临界状态点，将起动延迟时间作为影响发动机起动能力的重要因素。同时，考虑APU、电源、点火器等相关支持系统，并根据飞机对发动机空中起动能力的容忍程度确定符合性判据。通过在某大型客机上的实践验证，在确定的临界试验点和临界起动延迟时间情况下，发动机起动过程中出现起动悬挂、热起动保护和点火燃烧不稳定的情况，验证发动机起动能力接近边界。该适航审定要求较为全面有效地验证了发动机的空中起动能力。
參考文献
[1]孔庆国，杜旭博.小型大涵道比涡扇发动机起动过程仿真研究[J].科学技术与工程，2018，18（24）：306-311. Kong Qingguo， Du Xubo. Simulation study on startup process of a small high bypass ratio turbofan engine[J]. Science Technology and Engineering， 2018， 18（24）： 306-311. （in Chinese）
[2]航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册第14分册[M].北京：航空工业出版社，2002. Aero Engine Design Manual Editorial Board. Aero engine design manual Volume No.14[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2002. （in Chinese）
[3]崔金辉，雷杰.航空发动机起动过程摩擦阻力矩计算分析[J].航空发动机，2021，47（1）：7-11. Cui Jinhui， Lei Jie. Calculation and analysis of friction resistancemomentinaeroenginestartingprocess[J]. Aeroengine， 2021，47（1）：7-11. （in Chinese）
[4]朴英.航空涡轮发动机起动性能分析[J] .航空动力学报， 2003， 18（6） ： 777-782. Piao Ying. An analysis of the starting characteristics of aeroengine[J]. Journal of Aerospace Power， 2003， 18（6）： 777-782. （in Chinese）
[5]张丹玲，郝勇，王德友，等.中国大涵道比涡扇发动机适航技术初步研究[J].航空发动机，2011，37（4）：58-62. Zhang Danling， Hao Yong， Wang Deyou， et al. Preliminary investigation of airworthiness technologies for high bypass ratio turbofan engine in China[J]. Aeroengine， 2011， 37（4）： 58-62. （in Chinese）
[6]王新月，卿雄杰，刘晓伟.某型飞机发动机起动供气系统匹配及性能模拟[J].西北工业大学学报，2006，24（3）：295-298. Wang Xinyue， Qing Xiongjie， Liu Xiaowei. Simulation study on how to ensure starting of a certain type of aero-Engine in high altitude region[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University， 2006，24（3）：295-298. （ in Chinese）
[7]National Aerospace Laboratory. Restart characteristic of turbofan engines[R].ISABE 89-7127，1989.
[8]FAA. AC 25-7DFlight test guide for certification of transport category airplanes[S].FAA，2018.
[9]曾涛.民用飞机空气起动系统性能评估方法[J].航空科学技术，2015，26（2）：43-46. Zeng Tao. Performance evaluation method of civil aircraft air assistedstartingsystem[J].AeronauticalScience& Technology， 2015，26（2）：43-46. （in Chinese）
Airworthiness Certification Requirements and Practice Verification for Large Aircraft Engine Restart in Flight
Sui Jiefei1，Han Bingbing2
1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 200232，China 2. Shanghai Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Shanghai 200335，China
Abstract： Based on many new technologies such as high bypass ratio and advanced combustion chamber applied on large aircraft engine which impact engine restart capability in flight， this paper proposes a more detailed airworthiness certification requirements for verifying the capability of the engine restart in flight. By selecting the critical test point in the engine restart envelope， determining critical test conditions according to application scenario， considering the airworthiness certification requirements of the relevant support systems， the compliance criterion is determined according to the aircraft’s tolerance for the ability of the engine restart in flight. Through practical verification on a large passenger aircraft， the airworthiness certification requirements can comprehensively and effectively verify the engine restart capability in flight， which has certain guiding significance for verifying the airworthiness clause 25.903（e）.
Key Words： large aircraft； engine； start capability in flight； airworthiness certification； 25.903（e）
关键词：大型客机；发动机；空中起动能力；适航审定；25.903（e）
中图分类号：V228文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.006
发动机空中停车或熄火可能由多种原因引起，包括机组自愿或非自愿的人为操作、发动机错误的燃油管理、慢车设定的错误配平、燃油喷嘴积炭、丧失电源、燃油污染、遭遇火山灰以及恶劣的天气等。CCAR-25《运输类飞机适航标准》中25.903（e）条款要求必须制定飞行中再起动发动机的高度和空速包线。早期涡扇发动机的涵道比较低（约1：1），发动机的风车起动能力几乎覆盖了飞机的整个高度和速度包线。随着技术进步，发动机采用高涵道比（约10∶1）以提高燃油效率，高涵道比发动机通常需要更高的飞行速度，以使足够气流通过核心机来提供足够的风车旋转能量，这就减小了风车起动发动机的高度和速度包线[1]。现代运输类飞机通常采用起动机来辅助发动机起动，进而扩大发动机空中起动包线，起动机可使用气动式起动机或电动式起动机，起动能源可来自辅助动力装置（APU）、其他发动机、蓄电池等[2]。另外，其他新技术在涡扇发动机上的运用也降低了发动机空中起动能力，如发动机驱动的齿轮箱附件数量的增加引起转子阻力矩的增加[3]，低排放燃烧室造成发动机点火和燃烧不稳定，发动机尺寸、重量（质量）的增加引起转动惯量增加等，这些技术的应用都影响着发动机空中起动能力。
本文研究了安装该新技术发动机的大型客机的发动机空中起动能力的适航要求，分析了适航符合性方法，并结合验证情况进行了分析说明。
1发动机空中起动能力
发动机空中起动的难点在于发动机空中停车后，处于风车状态，进入燃烧室的空气流速高、压力和温度低，燃油点燃和稳定燃烧比较困难，需要发动机转子旋转对空气进行加压和增温，同时燃烧室空气涡流器对气流进行减速，以改善发动机点火和燃烧环境。发动机点火成功后的加速过程同样重要，燃油流量过大，则易造成排气温度超限；燃油流量过小，则易造成加速缓慢或转速悬挂[4]。现代大型客机发动机空中起动方式一般分为非辅助风车起动和起动机辅助起动。发动机空中起动的高度和空速包线也一般分为低速区域和高速区域：（1）低速区域：发动机由起动机辅助旋转在高于最小转速并能够重新起动的区域；（2）高速区域：发动机由风车驱动旋转或起动机辅助旋转在高于最小转速并能够重新起动的区域[5]。
1.1适航审定要求
为验证发动机在起动包线定义的高度和速度范围内具有可靠的起动能力，需执行充足的飞行试验来确认机组能夠按照飞行操作程序起动任何一台发动机。为降低发动机起动能力的个体差异，应该选用至少两台不同发动机作为试验样本，以验证发动机起动的可重复性[6]。
临界试验点的选择依据空中起动包线的形状一般应至少包含高度速度包线的边界和临界拐点。在包线的上边界，飞机高度较高、空气稀薄、外界环境温度低，进入燃烧室的空气压力和温度低，叠加发动机低排放燃烧室特征，易造成发动机点火和燃烧不稳定，从而导致发动机起动失败。在包线的左边界，飞机速度最低，是风车能量的最低点，发动机核心机转速最低，对进入燃烧室的空气增压和加温较差。另外，发动机高涵道比特征、发动机驱动的齿轮箱附件数量增加的特征都将进一步降低发动机核心机转速，容易发生发动机起动缓慢、起动悬挂和热起动等异常状态。在包线的右边界，飞机速度最高，进入燃烧室的空气流速高，易造成发动机点火和燃烧不稳定[7]。在包线的左上拐点，综合了高空和低速的特点，是发动机起动能力的薄弱点，需要将APU作为动力源的起动机辅助起动。由于高空低速APU供气和发电能力受限，起动机带转能力不足，易导致发动机辅助起动失败。在包线的右上拐点，综合了高空和高速的特点，是发动机点火和稳定燃烧的难点。
1.2影响因素
大型客机运行的高度速度包线要大于发动机空中起动的高度速度包线。当确定临界试验状态时，应该考虑飞机在中高度或高高度巡航飞行时发生发动机空中停车或熄火的情况，飞机需从巡航高度下降至发动机空中起动高度范围内再执行发动机空中起动，从发动机停车或熄火到执行发动机重新起动的延迟时间内，飞机飞行高度的低温效果会降低发动机本体温度和发动机滑油温度，对发动机重新起动性能有较大影响。考虑飞机下降方式和下降速度不同对发动机起动延迟时间的影响，发动机空中起动试验的审定要求考虑以下两种状态。
（1）飞机从最高的巡航高度采用最慢的下降方式和下降速度进入发动机起动包线时，发动机起动延迟时间最长，临界试验状态应选择延迟时间大于15min且发动机接近冷浸透，冷浸透表征为发动机排气温度与外界环境总温相差小于10℃。
（2）飞机从较低的巡航高度采用较快的下降方式和下降速度进入发动机起动包线时，发动机起动延迟时间最短，同时考虑机组对发动机停车或熄火的识别时间，非临界试验状态应选择延迟时间大于2min且发动机风车转速稳定。
1.3对支持系统的适航审定要求
APU是辅助发动机起动的动力来源，因APU通常在飞行中处于关车状态，需先确定APU空中起动的可靠性，特别是APU在巡航冷浸透状态下空中起动可靠性。
通常，蓄电池是发动机停车后点火器工作的重要电源，需确认蓄电池的最小容量和可靠性。为保障蓄电池容量不会在飞行中降至临界值以下，需在维护程序中定义蓄电池的维护保养程序，并保持长期有效执行。若发动机点火器为多个冗余设计，且为主最低设备清单项（MMEL），需考虑使用最低可派遣数量的点火器，进行发动机空中起动试验验证。 对于仅使用正常电源（除蓄电池外的电源）来提供燃油压力的飞机，需考虑在丧失所有正常电源时，所有飞机燃油泵均失效的情况下，发动机依靠自身的吸力供油或重力供油进行空中起动。丧失所有正常电源的工况一般发生在全部发动机均失效的情况，在全发失效后吸力供油会导致燃油内蒸汽形成，燃油蒸汽的聚集程度可能妨碍发动机起动。
1.4符合性判据
发动机空中起动应该在一个平均机组可接受的时间内完成，过长的起动时间可能引起机组提前中止起动。发动机空中起动一般在90s内完成[8]，包括从开始发动机起动操作到发动机点火成功时间（称为点火时间）和从发动机点火成功到发动机达到稳定慢车时间（称为加速时间），点火时间应在30s内完成，加速时间应在扣除点火时间的剩余时间内完成。若飞机驾驶舱内有一个清晰的发动机起动进程指示，一个更长的加速时间也可以接受。尤其对于某些发动机，在点火成功后排气温度持续上升而发动机转速不增加，发动机看起来“起动悬挂”，一个清晰的发动机起动进程指示可有效阻止机组提前中止起动[9]。
2适航审定验证实践
2.1验证对象
某大型客机翼下安装两台高涵道比双转子涡轮风扇发动机，涵道比约为11∶1，风扇直径约198.12cm，压气机的总压比约46∶1，燃烧室为低排放的双环预混涡轮式燃烧室，发动机驱动的齿轮箱上安装有发电机和液压泵等，液压泵在发动机空中起动中可自动卸载。每台发动机安装有两个点火器，其中一个点火器可由蓄电池供电，点火器为冗余设计，一个点火器正常即可派遣放飞。发动机空中起动有风车起动和起动机辅助起动两种方式，起动机为气压驱动，气压来源为APU或另一台发动机，发动机空中起动过程由全权限数字式发动机控制（FADEC）自动控制。飞机的最大运行高度为39800ft（1ft≈0.3048m），最大巡航速度为Ma0.82，发动机空中风车起动包线和发动机辅助起动包线如图1所示。
2.2验证方法
采用飞行试验验证发动机空中起动能力，为保证起动可靠性和可重复性，将左侧发动机和右侧发动机均作为试验发动机，分别进行试验验证。选择发动机空中起动包线的边界和临界拐点作为临界试验点，根据声明的起动包线，起动机辅助起动选择（135kn，15000ft）、（200kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作为临界试验点，风车起动选择（270kn，27000ft）、（330kn，27000ft）和（350kn，24000ft）作为临界试验点，临界点采用严酷的起动延迟时间（停车时间大于15min且发动机接近冷浸透）。同时，在5000ft、10000ft和20000ft选择部分试验点作为演示试验点，演示试验点采用非严酷的起动延迟时间（停车时间大于2min且发动机风车转速稳定），所有试验点均采用一个点火器构型。
2.3验证结果
发动机正常起动过程可分为两个阶段：第一阶段为点火阶段，起动机带动发动机核心机转动，转速从风车转速逐步上升至发动机点火转速，发动机点火成功，表现为发动机排气温度快速上升；第二阶段为加速阶段，发动机自主燃烧和起动机辅助共同带动核心机加速，到达特定转速后核心机脱开，发动机自主燃烧加速至稳定转速，起动完成，过程如图2所示。
在辅助起动包线的左上拐点（200kn，27000ft），严酷起动延迟时间条件下，存在APU辅助起动力矩不足导致起动悬挂的问题。起动过程如图3所示，在起动机接入后，发动机核心机转速N2上升缓慢，在指定时间内未将核心机带转至发动机点火转速，起动机自动断开，发动机转为风车起动模式，发动机在低转速下点火成功，燃油流量较低，发动机转速并不上升，表现为“转速悬挂”，发动机自动中止起动，起动失败。
在风车起动包线的左上拐点（270kn，27000ft），严酷起动延迟时间条件下，存在风车能量不足触发热起动保护问题。起动过程如图4所示，风车起动过程，起动机并不接入，发动机在较低核心机转速时点火成功，燃油流量较高，排气温度上升迅速，接近排气温度限制值。FADEC自动执行热起动保护，中断燃油供应，排气温度下降后重新供油并点火成功。排气维持在较高温度，发动机最终起动成功，但起动时间过长，该临界试验点接近发动机风车起动能力边界。
在高度极限边界（27000ft），高速和低速情况，严酷起动延迟时间条件下，存在点火燃烧不稳定导致起动时间过长的问题。起动过程如图5所示，起动机将核心机带转至发动机点火转速，发动机点火成功，排气温度上升，但高空冷浸透环境叠加特定的燃烧室特征导致燃烧不稳定，排气维持在较低温度。FADEC自动控制中止供油一段时间后重新供油，执行二次点火，点火成功后燃烧仍不稳定，排气维持在较低温度。经过约20s后，燃烧达到稳定状态，排气温度上升，发动机最终起动成功，但起动时间过长，该临界试验点接近发动机辅助起动能力边界。
针对以上起动过程出现的问题，需要修改发动机空中起动包线并在包线上增加备注说明，以表明发动机空中起动能力對CCAR-25部25.903（e）条款的符合性。
3结束语
本文针对大型客机发动机采用高涵道比、先进燃烧室等诸多新技术对发动机空中起动能力的影响，提出了在适航审定要求中需将发动机起动包线中的边界和临界拐点作为重点关注临界状态点，将起动延迟时间作为影响发动机起动能力的重要因素。同时，考虑APU、电源、点火器等相关支持系统，并根据飞机对发动机空中起动能力的容忍程度确定符合性判据。通过在某大型客机上的实践验证，在确定的临界试验点和临界起动延迟时间情况下，发动机起动过程中出现起动悬挂、热起动保护和点火燃烧不稳定的情况，验证发动机起动能力接近边界。该适航审定要求较为全面有效地验证了发动机的空中起动能力。
參考文献
[1]孔庆国，杜旭博.小型大涵道比涡扇发动机起动过程仿真研究[J].科学技术与工程，2018，18（24）：306-311. Kong Qingguo， Du Xubo. Simulation study on startup process of a small high bypass ratio turbofan engine[J]. Science Technology and Engineering， 2018， 18（24）： 306-311. （in Chinese）
[2]航空发动机设计手册编委会.航空发动机设计手册第14分册[M].北京：航空工业出版社，2002. Aero Engine Design Manual Editorial Board. Aero engine design manual Volume No.14[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2002. （in Chinese）
[3]崔金辉，雷杰.航空发动机起动过程摩擦阻力矩计算分析[J].航空发动机，2021，47（1）：7-11. Cui Jinhui， Lei Jie. Calculation and analysis of friction resistancemomentinaeroenginestartingprocess[J]. Aeroengine， 2021，47（1）：7-11. （in Chinese）
[4]朴英.航空涡轮发动机起动性能分析[J] .航空动力学报， 2003， 18（6） ： 777-782. Piao Ying. An analysis of the starting characteristics of aeroengine[J]. Journal of Aerospace Power， 2003， 18（6）： 777-782. （in Chinese）
[5]张丹玲，郝勇，王德友，等.中国大涵道比涡扇发动机适航技术初步研究[J].航空发动机，2011，37（4）：58-62. Zhang Danling， Hao Yong， Wang Deyou， et al. Preliminary investigation of airworthiness technologies for high bypass ratio turbofan engine in China[J]. Aeroengine， 2011， 37（4）： 58-62. （in Chinese）
[6]王新月，卿雄杰，刘晓伟.某型飞机发动机起动供气系统匹配及性能模拟[J].西北工业大学学报，2006，24（3）：295-298. Wang Xinyue， Qing Xiongjie， Liu Xiaowei. Simulation study on how to ensure starting of a certain type of aero-Engine in high altitude region[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University， 2006，24（3）：295-298. （ in Chinese）
[7]National Aerospace Laboratory. Restart characteristic of turbofan engines[R].ISABE 89-7127，1989.
[8]FAA. AC 25-7DFlight test guide for certification of transport category airplanes[S].FAA，2018.
[9]曾涛.民用飞机空气起动系统性能评估方法[J].航空科学技术，2015，26（2）：43-46. Zeng Tao. Performance evaluation method of civil aircraft air assistedstartingsystem[J].AeronauticalScience& Technology， 2015，26（2）：43-46. （in Chinese）
Airworthiness Certification Requirements and Practice Verification for Large Aircraft Engine Restart in Flight
Sui Jiefei1，Han Bingbing2
1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 200232，China 2. Shanghai Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Shanghai 200335，China
Abstract： Based on many new technologies such as high bypass ratio and advanced combustion chamber applied on large aircraft engine which impact engine restart capability in flight， this paper proposes a more detailed airworthiness certification requirements for verifying the capability of the engine restart in flight. By selecting the critical test point in the engine restart envelope， determining critical test conditions according to application scenario， considering the airworthiness certification requirements of the relevant support systems， the compliance criterion is determined according to the aircraft’s tolerance for the ability of the engine restart in flight. Through practical verification on a large passenger aircraft， the airworthiness certification requirements can comprehensively and effectively verify the engine restart capability in flight， which has certain guiding significance for verifying the airworthiness clause 25.903（e）.
Key Words： large aircraft； engine； start capability in flight； airworthiness certification； 25.903（e）