航空發(fā)動機室內(nèi)試車臺推力測量及其溯源體系分析

黃成，金煒，瞿劍蘇，薛斌斌，曹旸

（1.中國航發(fā)上海商用航空發(fā)動機制造有限責任公司，上海201306；2.航空工業(yè)北京長城計量測試技術(shù)研究所，北京100095）

0 引言

航空發(fā)動機推力是評判發(fā)動機動力性能的主要技術(shù)指標［1］。航空發(fā)動機室內(nèi)試驗過程中，臺架結(jié)構(gòu)位移的變化以及相關(guān)氣動參數(shù)的干擾是影響發(fā)動機推力測量準確性的最主要因素［2］。早在上世紀60年代，歐美發(fā)達國家就已開展對臺架附加阻力氣動修正方法的研究。英國某公司早在80年代就進行詳細的試車間進氣流場測試和發(fā)動機推力修正研究，并在本世紀初申請了兩項關(guān)于推力修正的專利。這兩項專利主要測量試車間的流場狀況，利用測得的流場數(shù)據(jù)，通過空氣動力學的相關(guān)原理分析計算各項修正量的大小。另外，英國Cranfield大學與某公司合作開展了室內(nèi)試車臺的數(shù)值模擬和實物模擬，利用仿真模型實現(xiàn)對室內(nèi)試車臺推力測量相關(guān)影響量進行修正，得到更準確的推力測量趨勢。我國對臺架附加阻力氣動修正方法的研究起步較晚，一些主機場所在90年代末才開始試車間進氣流場的測試工作，而且該研究比較分散，缺乏系統(tǒng)性。直到2007年，航空工業(yè)計量所對黎明廠四個室內(nèi)試車臺進行了進氣流場測試和推力修正工作，隨后系統(tǒng)性開展了航空發(fā)動機試車臺推力綜合校準與修正技術(shù)研究工作，才對發(fā)動機試車臺架附加阻力的氣動修正方法有了相對深刻的認識。

目前，國內(nèi)對航空發(fā)動機臺架推力測量校準方法和溯源體系結(jié)構(gòu)仍在不斷研究和完善，本文對室內(nèi)臺架推力測量影響參數(shù)結(jié)構(gòu)與產(chǎn)生機理、溯源體系現(xiàn)狀以及溯源技術(shù)問題進行闡述和分析，對進一步研究和完善推力測量校準溯源體系、解決關(guān)鍵參數(shù)校準技術(shù)問題提供引導。

1 試車臺架推力測量的原理和影響量

發(fā)動機推力測量臺架是用來固定發(fā)動機，實現(xiàn)發(fā)動機推力、空氣流量等參數(shù)測量的裝置。將發(fā)動機安裝固定于特定的試車臺架中，有助于更加準確地測量其推力［3］。以渦扇發(fā)動機推力測量的試車臺架為例，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 渦扇發(fā)動機測量的典型試車臺架全貌

1.1 航空發(fā)動機試車臺架推力測量原理

試車臺架由動架、靜架及其它一系列附件組成。發(fā)動機安裝在動架中，靜架支撐動架，兩者通過彈性元件連接，動架可根據(jù)發(fā)動機推力大小自由做出響應(yīng)并傳遞至測量系統(tǒng)，最后再傳遞至固定靜架的地面或墻壁［4］。

在試車臺架上，發(fā)動機通過掛架和動架經(jīng)由前后彈簧片掛裝在靜架上，在靜架和動架之間安裝有推力傳感器。發(fā)動機本身的重量主要由前后彈簧片承擔。發(fā)動機工作時產(chǎn)生的推力造成使彈簧片微小的形變，并經(jīng)推力傳感器由動架傳遞到靜架上，可通過推力傳感器測得發(fā)動機的推力值。通常發(fā)動機試車臺架上會配備液壓加載裝置，主要用于試車前推力傳感器的現(xiàn)場校準，如圖2所示［5］。

圖2 試車臺架結(jié)構(gòu)示意圖

1.2 試車臺架推力測量影響因素和產(chǎn)生機理

發(fā)動機推力是一個復雜的參數(shù)，測力臺架是一個復雜的測力系統(tǒng)，影響試車臺推力測量準確度的因素有很多，主要包括：動架懸掛結(jié)構(gòu)（中心加載與臺架測力的差別、動架位移等）、作用在臺架和發(fā)動機上的氣動參數(shù)（進氣沖量、迎風阻力、噴口負壓、動架前后靜壓差、空氣摩擦阻力、進氣安全網(wǎng)損失、噴口面積變化等）和試車環(huán)境的溫濕度變化三個因素［6］。

當推力傳感器與發(fā)動機的推力作用線不在同一直線上時，中心加載才可以準確模擬發(fā)動機的工作狀態(tài)。發(fā)動機試車過程中，彈簧片位移量隨著加載力的增大而變大。當彈簧片的位置偏離垂直狀態(tài)時，由于動架自身的重力、發(fā)動機中心造成的翻轉(zhuǎn)力矩以及彈簧片本身形變造成的影響，會使推力測量產(chǎn)生系統(tǒng)誤差。系統(tǒng)誤差的大小與彈簧片的位移量密切相關(guān)，所以在液壓加裁、中心加載和試車時，均應(yīng)監(jiān)測各個彈簧片的位移量，以便在必要時對系統(tǒng)誤差進行修正［7］。

如圖3所示，發(fā)動機在室內(nèi)試車臺試車時，因氣流流動會產(chǎn)生氣動附加阻力（包括動架和管道的迎風阻力、進氣沖量及排氣擴壓器引射氣流在噴管周圍產(chǎn)生的噴管附加阻力等）。此外，在試車時彈簧片和動架的形變會產(chǎn)生阻力，溫度變化和管路變形等因素也會產(chǎn)生阻力，直接影響發(fā)動機推力測量的準確性［8］。

圖3 室內(nèi)試車臺氣動參數(shù)影響機理

2 推力及相關(guān)參數(shù)溯源路徑的統(tǒng)計與分析

2.1 室內(nèi)臺推力測量相關(guān)的影響參數(shù)分解

室內(nèi)試車臺推力測量可直接影響到發(fā)動機真實推力的測量，其影響因素分析如圖4所示。

2.2 參數(shù)溯源路徑

室內(nèi)試車臺推力測量相關(guān)參數(shù)溯源途徑見表1。

圖4 室內(nèi)試車臺推力測量影響因素

3 推力測量相關(guān)參數(shù)的溯源體系現(xiàn)狀結(jié)果分析

通過對航空發(fā)動機推力測量相關(guān)影響參數(shù)溯源途徑進行分析可知，目前仍有部分參數(shù)的溯源鏈存在不足，不僅管理體系有待完善，而且校準技術(shù)需要進一步研究。

3.1 可計量性設(shè)計有待完善

在航空發(fā)動機的型號設(shè)計階段，測量設(shè)備的選型問題普遍存在。由于在傳統(tǒng)的研發(fā)體系下，設(shè)計單元、工程試驗單元、計量單元相互獨立，在型號設(shè)計階段就缺乏可測量性或可計量性評估，沒有評價設(shè)計參數(shù)驗證的可實現(xiàn)性，造成試驗驗證階段測量設(shè)備選型困難，或者選型的測量設(shè)備能力過剩，引起測量設(shè)備計量追溯困難的問題。如本文中大氣壓力和燃油流量參數(shù)的測量，就反映了因測量設(shè)備能力不足造成溯源體系不完善的情況。因此在產(chǎn)品設(shè)計階段，需要更多地使工程試驗人員和計量人員介入，對設(shè)計指標匹配后續(xù)試驗手段、測量設(shè)備選型以及計量追溯在源頭進行有效的評價［9］，避免后期溯源鏈上出現(xiàn)一系列問題。

3.2 航空發(fā)動機推力測量溯源有效性問題

航空發(fā)動機推力主要通過在線推力傳感器進行測量，目前國內(nèi)推力傳感器的校準主要是在實驗的規(guī)定標準環(huán)境下對靜態(tài)力進行測量和評價。而在實際試車現(xiàn)場，發(fā)動機推力測量是在溫度、壓力、氣流等綜合氣動參數(shù)及其它一些影響參數(shù)不斷變化的動態(tài)工況條件下進行的，現(xiàn)場流場對發(fā)動機推力測量造成很大的干擾，直接影響測量結(jié)果的準確性。

航空發(fā)動機推力臺架動架結(jié)構(gòu)在流場、推力和重力的作用下會產(chǎn)生一定的位移量，造成掛架偏離垂直狀態(tài)，使推力傳感器與被測發(fā)動機的推力作用線不在同一直線上，引起發(fā)動機推力測量結(jié)果衰減。如何將推力傳感器的校準數(shù)據(jù)結(jié)合各類影響參數(shù)進行修正，評價各試車工況下推力測量的數(shù)據(jù)，是航空發(fā)動機推力測量校準技術(shù)研究的重點和難點。

當前國內(nèi)已有研究機構(gòu)針對民用航空渦扇發(fā)動機詳細開展了推力附加阻力氣動修正方法研究、臺架測力系統(tǒng)校準方法研究等工作，未來將會出臺航空發(fā)動機試車臺推力測量氣動參數(shù)修正校準方法與行業(yè)規(guī)范，進一步完善航空發(fā)動機臺架推力測量和校準技術(shù)。

3.3 其它相關(guān)參數(shù)的溯源技術(shù)問題

1）動架位移實時測量問題

航空發(fā)動機臺架推力的測量一般在啟動、起飛、啟航三種狀態(tài)下開展，但目前面臨的一項技術(shù)難點是：在試驗過程中，人員無法到試車現(xiàn)場開展動架位移測量工作（應(yīng)用激光跟蹤儀等常規(guī)的非接觸空間測量手段不能實現(xiàn)）。隨著無線通信技術(shù)的發(fā)展，近年來無線位移傳感器、角位移傳感器等也陸續(xù)被研制開發(fā)，但復雜的現(xiàn)場試車環(huán)境對無線測量和數(shù)據(jù)傳輸可靠性的影響仍需要不斷地研究和論證，期望通過后續(xù)無線測試技術(shù)的研究，來解決封閉環(huán)境內(nèi)參數(shù)的測量和評價。

2）空氣大流量校準與測量問題

空氣大流量的測量和校準一直是航空發(fā)動機研制過程中的一項關(guān)鍵技術(shù)。目前，國內(nèi)正在研制的商用航空發(fā)動機的進氣流量已達到每秒數(shù)百千克。但調(diào)研國內(nèi)部分流量校準能力較強的機構(gòu)后，發(fā)現(xiàn)這些機構(gòu)均未開展20 kg/s以上的空氣流量校準能力建設(shè)?？諝獯罅髁啃始夹g(shù)在國內(nèi)發(fā)展很不成熟，遠未達到空氣大流量可評價的10%校準量程閾值，空氣大流量測量準確性判別存在一定的風險。

國內(nèi)空氣大流量校準量程及實施手段，都與國外存在一定的差距。德國、美國等流量研究機構(gòu)及生產(chǎn)商，在PVTt法校準研究上相對成熟，空氣大流量校準范圍已達到50～80 kg/s，滿足評價的10%校準量程閾值，同時也滿足全量程仿真實施研究的條件，可進一步開展空氣大流量全量程測量準確性評價，國內(nèi)仍需加強空氣大流量校準方法的研究工作。

表1 參數(shù)溯源路徑一覽表

此外，開展流量管的測繪工作是支撐空氣大流量測量的重要步驟。確定流量外形幾何量特性參數(shù)以及開展流量管附面層測量工作，主要是為確定流量管流出系數(shù)，支撐發(fā)動機臺架推力測量評估工作。國內(nèi)比較常用的是近景攝影測繪技術(shù)，即利用三維掃描儀來進行流量管幾何外形測繪，以確定流量管幾何量特性參數(shù)。攝影測量通過粘貼標志、拍攝像片、圖像處理、數(shù)學計算（后交、前交、平差），最終實現(xiàn)流量管幾何外形的3D坐標測繪。當前逆后測繪技術(shù)運用下，雖然流量管型面標準偏差（RMS）測試結(jié)果基本能夠滿足預期要求，但是一些邊緣的形貌尺寸誤差較大，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是：①由于流量管樣條曲線的結(jié)構(gòu)較為復雜，需要在加工前進行三維建模的優(yōu)化分析和對應(yīng)曲線的圓滑處理，會造成一定誤差；②由于支撐結(jié)構(gòu)遮擋的影響，缺少點云數(shù)據(jù)，在建立模型時采用圓滑過渡處理，一定程度上破壞了原有的曲率。目前，流量管的測繪技術(shù)上仍有很大的提升空間。

3）尾噴管噴口面積測量問題

針對發(fā)動機尾噴管噴口面積的測量，國內(nèi)目前主要是在冷態(tài)條件下，采用皮尺測量、激光跟蹤儀測量或者三維掃描儀測量等傳統(tǒng)測量手段。實際上，尾噴管噴口并不是一個很規(guī)則的圓，傳統(tǒng)的測量結(jié)果只能估算，并不能得到準確的數(shù)值。從工況條件上來講，發(fā)動機推力測量是在試車運轉(zhuǎn)時開展的，急劇變化的高溫以及較大的推力和風阻，會讓尾噴管噴口產(chǎn)生形變，并且這種形變是動態(tài)變化的，增加了噴口面積準確測量的難度［10］。

4 結(jié)論

航空發(fā)動機推力是衡量航空發(fā)動機性能并保證飛機飛行安全的的重要指標。航空發(fā)動機室內(nèi)試車臺性能實驗中，發(fā)動機推力作用及外部氣動參數(shù)造成的動架懸掛結(jié)構(gòu)變化及發(fā)動機和臺架周圍壓力、溫度分布變化直接影響推力傳感器的測量準確性，需對這些影響量進行修正。

文章在分析推力測量影響參數(shù)的過程中，發(fā)現(xiàn)部分參數(shù)仍存在溯源技術(shù)手段不足的問題，例如：空氣大流量校準問題、流量管測繪問題、無人封閉空間內(nèi)空間尺寸測量問題以及試車狀態(tài)下尾噴管噴口面積準確測量等問題，均需要在后續(xù)研究工作中進一步解決并完善。目前國內(nèi)民用空氣大流量校準臺和“新基建”無線通信測量技術(shù)正在加速建設(shè)，未來這些新技術(shù)條件可進一步支撐航空發(fā)動機室內(nèi)試車臺性能試驗的開展。