馬前容，蘇金友，侯鑫正

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703)

大涵道比渦扇發(fā)動機高空臺試驗技術(shù)研究需求分析

馬前容，蘇金友，侯鑫正

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703)

分析了分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機與小涵道比渦扇發(fā)動機，在結(jié)構(gòu)、技術(shù)特點和對試驗要求等方面的差異，并結(jié)合國內(nèi)新建高空艙的設(shè)備特點和試驗?zāi)芰?，提出了分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機在該高空艙內(nèi)試驗前需開展的技術(shù)研究工作，明確了該大涵道比渦扇發(fā)動機開展首次高空臺試驗前應(yīng)解決的技術(shù)問題。本研究對其他新型發(fā)動機高空臺試驗技術(shù)研究需求分析也具有重要的借鑒意義。

分開排氣噴管；大涵道比渦扇發(fā)動機；高空模擬試驗；試驗方法；需求分析；預(yù)先研究

1 引言

分開排氣大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(以下簡稱試驗發(fā)動機)，計劃近期在國內(nèi)高空艙內(nèi)進(jìn)行首次高空模擬試驗。國內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)[1-5]表明，分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機的技術(shù)特點、結(jié)構(gòu)特點和對高空臺試驗的要求，都有別于小涵道比軍用渦扇發(fā)動機。另外，該高空艙的配套氣源能力尚在建設(shè)中，使得試驗時設(shè)備能力、進(jìn)排氣壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)控制精度、艙內(nèi)臺架及工藝系統(tǒng)等，不能完全滿足試驗發(fā)動機的試驗要求，而且所積累的渦扇發(fā)動機相關(guān)試驗技術(shù)，如試驗流程、空氣流量測量方法、試驗性能修正與評定方法等，也可能不適用于試驗發(fā)動機或適用性變差。因此，為保證試驗發(fā)動機首次高空臺試驗順利開展，急需確定需要開展的相關(guān)技術(shù)研究工作。

本文在分析試驗發(fā)動機與軍用小涵道比渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)、技術(shù)特點和試驗需求區(qū)別的基礎(chǔ)上，結(jié)合該高空艙設(shè)備能力和工作原理，參考國內(nèi)外數(shù)值研究[6-9]、噴管技術(shù)與結(jié)構(gòu)特點分析[10-11]、增壓級試驗研究[12]成果，提出了試驗發(fā)動機在高空艙內(nèi)試驗所需開展的技術(shù)研究課題及相關(guān)研究內(nèi)容。主要研究課題包括：發(fā)動機可試范圍分析，試驗設(shè)備適應(yīng)性改造要求及方案設(shè)計，試驗測試方法，試驗方法，試驗性能修正與評定技術(shù)。

2 試驗發(fā)動機與小涵道比渦扇發(fā)動機的差異

試驗發(fā)動機由風(fēng)扇、增壓級、高壓壓氣機、短環(huán)燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、內(nèi)外涵分開排氣系統(tǒng)及相關(guān)系統(tǒng)組成，其中增壓級后帶放氣裝置，高壓壓氣機進(jìn)口導(dǎo)葉和多級靜子可調(diào)，帶高壓渦輪主動間隙控制系統(tǒng)和反推力裝置(圖1)。高空臺試驗時，可用工藝短艙模擬反推力裝置。

圖1 試驗發(fā)動機反推力裝置Fig.1 The thrust reverser of the testing engine

2.1 結(jié)構(gòu)差異

與通常的小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機相比，試驗發(fā)動機在結(jié)構(gòu)上的差異主要表現(xiàn)為：外廓尺寸和風(fēng)扇進(jìn)口內(nèi)流道尺寸大，內(nèi)外涵分開排氣，內(nèi)外涵噴管出口截面不在同一軸向位置，帶反推力裝置(或工藝短艙)和渦輪主動間隙控制系統(tǒng)。

試驗發(fā)動機風(fēng)扇進(jìn)口截面面積，是目前國內(nèi)流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機的3.5倍以上。發(fā)動機反推力裝置或工藝短艙均由左、右兩段組成，其撐開和閉合均通過艙內(nèi)安裝的升吊裝置控制。發(fā)動機上臺或試驗期間檢查均存在撐開可能，撐開時反推力裝置或工藝短艙水平方向最大尺寸，約為國內(nèi)流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機的3倍。

渦輪主動間隙控制系統(tǒng)，是針對葉尖間隙變大導(dǎo)致效率下降、發(fā)動機推力減小、耗油率增加問題而設(shè)計的。其通常采用兩種方式實施控制：①利用冷卻氣流對渦輪機匣外壁進(jìn)行沖擊冷卻，降低外壁溫度，減小機匣溫度膨脹量，從而實現(xiàn)葉尖間隙減小；②渦輪葉尖射流冷卻，利用氣流阻滯作用適當(dāng)減小葉尖泄漏量，從而增加參與渦輪做功的主流流量，實現(xiàn)葉尖間隙主動控制。

2.2 工作特性差異

分析試驗發(fā)動機典型工況(在工作包線內(nèi)的分布如圖2所示)計算參數(shù)可知，與通常的小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機相比，試驗發(fā)動機的進(jìn)氣流量大、進(jìn)氣馬赫數(shù)Ma1較低，且大部分典型工況點內(nèi)外涵噴管落壓比πz,18、πz,8低于臨界落壓比。

圖2 典型工況點及噴管流態(tài)分布Fig.2 The distribution of the nozzle flow states at the typical operating points

海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，試驗發(fā)動機的進(jìn)氣流量是目前國內(nèi)流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機的3.5倍以上。試驗發(fā)動機典型工況的Ma1、πz,18、πz,8和涵道比B見表1。由表中數(shù)據(jù)可知：

(1)試驗發(fā)動機高原起動點慢車狀態(tài)的進(jìn)氣馬赫數(shù)最低(僅為0.086)，小涵道比渦扇發(fā)動機約為0.150；慢車以上狀態(tài)試驗發(fā)動機的Ma1變化范圍為0.37～0.42，小涵道比渦扇發(fā)動機的Ma1變化范圍為0.50～0.60。

(2)在工作包線右上角(圖2)，試驗發(fā)動機πz,8大于第一臨界落壓比πz,cr1，小于或接近第二臨界落壓比πz,cr2；其余區(qū)域πz,8＜πz,cr1。在工作包線左下角，試驗發(fā)動機πz,8小于或剛達(dá)到第一臨界落壓比πz,cr1；其余區(qū)域發(fā)動機工作在較高功率狀態(tài)時πz,8＞πz,cr1。而小涵道比渦扇發(fā)動機在典型工況點，其噴管均工作在臨界或超臨界狀態(tài)。

(3)試驗發(fā)動機B＞5.0，小涵道比渦扇發(fā)動機通常B＜1.0。

表1 典型工況點的Ma1、πz,18、πz,8和BTable 1Ma1、πz,18、πz,8andBat the typical operating points

另外，試驗發(fā)動機的渦輪主動間隙控制系統(tǒng)工作時，會改變渦輪葉尖附近的流動特性和渦輪部件特性，從而影響發(fā)動機匹配性能，使得其與歷史試驗發(fā)動機工作特性不同。

2.3 對試驗要求的差異

從前文分析看，試驗發(fā)動機在結(jié)構(gòu)、工作特性、使用對象等方面與小涵道比渦扇發(fā)動機存在差異，使得其對高空臺試驗的要求也不相同，主要體現(xiàn)在：

(1)試驗艙直徑更大。一方面，因為試驗發(fā)動機進(jìn)氣截面和外廓尺寸大，為減小有限空間對發(fā)動機試驗性能的影響，需保證發(fā)動機在高空艙內(nèi)的堵塞比滿足一定要求；另一方面，試驗發(fā)動機帶工藝短艙(或反推力裝置)，試驗艙空間應(yīng)能保證其在撐開時還可以進(jìn)行發(fā)動機上臺和試驗期間檢查等工作。

(2)試驗氣源供氣能力更強。小涵道比渦扇發(fā)動機在低空左邊界重點考核起動特性，高空左邊界由于進(jìn)氣密度降低，對負(fù)溫空氣的需求量快速下降；試驗發(fā)動機不僅地面進(jìn)氣流量是小涵道比渦扇發(fā)動機的3.5倍以上，而且還考慮到其對溫度特性確定的要求，其溫度包線低空左邊界對負(fù)溫空氣的需求量大大增加。

(3)試驗進(jìn)排氣參數(shù)模擬精度要求更高。大部分工況下，試驗發(fā)動機內(nèi)外涵噴管工作在非臨界狀態(tài)，使得試驗發(fā)動機對進(jìn)口總壓和噴管排氣環(huán)境壓力變化更敏感，且工作特性變化更明顯。研究[2，13]表明，類似的分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機，要求穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣壓力模擬偏差0.15～0.30 kPa(對應(yīng)進(jìn)氣馬赫數(shù)模擬偏差0.01～0.02)、排氣壓力模擬偏差0.2 kPa；小涵道比渦扇發(fā)動機在負(fù)壓進(jìn)氣條件下試驗時，進(jìn)排氣壓力模擬偏差1.0 kPa，在常壓和加壓條件下試驗時，進(jìn)排氣壓力模擬精度分別為±1.0%、±3.0%。

(4)采用吊掛式安裝。試驗發(fā)動機裝機使用時一般采用短艙吊掛翼下安裝，而小涵道比渦扇發(fā)動機一般采用嵌入式安裝。另外，由于試驗發(fā)動機噴管在大部分工況工作在非臨界狀態(tài)，為使發(fā)動機噴口附近區(qū)域流場與實際使用時盡可能相同，試驗時國外普遍采用吊掛式推力臺架，如美國AEDC的C-2艙還在外涵吊掛處安裝了模擬吊掛的設(shè)備。

(5)更關(guān)注溫度特性。國內(nèi)外資料[4-5]表明，類似的分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機的高空臺試驗科目，除與小涵道比渦扇發(fā)動機相同的高空性能、推力瞬變、起動、進(jìn)氣畸變等試驗外，還需安排大量溫度特性試驗。試驗發(fā)動機首次高空臺試驗的部分內(nèi)容，就是獲取環(huán)境溫度對發(fā)動機工作特性的影響。

3 試驗設(shè)備

選擇新建高空艙作為試驗發(fā)動機首次高空臺試驗設(shè)備。該設(shè)備由供抽氣機組、高空艙、加降溫系統(tǒng)、排氣冷卻系統(tǒng)、測控系統(tǒng)等組成，其工作原理如圖3所示。供氣機組和加降溫系統(tǒng)提供總溫、總壓滿足試驗要求的空氣；排氣冷卻系統(tǒng)和抽氣機組收集發(fā)動機噴管排出的高溫燃?xì)獠⒃鰤?，使高空艙壓力滿足發(fā)動機排氣環(huán)境要求；試驗發(fā)動機安裝在高空艙內(nèi)推力測量臺架(動架)上，進(jìn)口通過帶密封裝置的進(jìn)氣流量管與設(shè)備的供氣系統(tǒng)相連。測控系統(tǒng)用于試驗數(shù)據(jù)采集、處理、監(jiān)視、顯示及進(jìn)排氣壓力調(diào)節(jié)控制等。

圖3 高空艙工作原理圖Fig.3 The operating principle of the altitude test cell

該高空艙主要試驗對象，為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下進(jìn)氣空氣流量約150 kg/s的軍用發(fā)動機，其艙體內(nèi)徑5.7 m，推力臺架為支撐式，供氣溫度范圍為-60～350℃，穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣和排氣壓力調(diào)節(jié)控制精度設(shè)計指標(biāo)分別為±1.0%、±3.0%。試驗發(fā)動機試驗時，高空艙前室可通過的最大常溫空氣流量約450 kg/s，氣源系統(tǒng)可提供的負(fù)溫空氣流量約200 kg/s，最大抽氣容積流量大于4.7×104m3/min，監(jiān)測發(fā)動機性能和設(shè)備運行狀況的測試通道1 000余個。

4 高空臺試驗技術(shù)研究需求分析

基于已有渦扇發(fā)動機高空臺試驗技術(shù)積累，綜合前文分析，并參考相關(guān)資料[4-5，14-16]，認(rèn)為要保證試驗發(fā)動機按計劃在該高空艙內(nèi)完成首次試驗任務(wù)，主要還需開展以下試驗技術(shù)研究。

4.1 發(fā)動機可試范圍分析

試驗發(fā)動機首次試驗時，試驗設(shè)備氣源系統(tǒng)供氣能力(尤其是負(fù)溫供氣能力)不能滿足其全包線范圍內(nèi)試驗要求，同時新建設(shè)備的排氣冷卻系統(tǒng)特性(如引射能力、排氣擴壓器效率等)也需進(jìn)一步驗證。因此，需確定試驗發(fā)動機在該高空艙內(nèi)可開展的全部試驗工況，繪制出可試溫度包線、進(jìn)氣壓力包線、發(fā)動機工作包線，并研究設(shè)備能力容限范圍內(nèi)最合適的高空校準(zhǔn)模擬條件。

4.2 試驗設(shè)備適應(yīng)性改造要求及方案設(shè)計

由于該高空艙的主要試驗對象為小涵道比渦扇發(fā)動機，而試驗發(fā)動機外廓尺寸和進(jìn)口尺寸大、供氣流量大、試驗性能影響因素眾多等原因，試驗設(shè)備能力、空間大小、空氣流量測量裝置、發(fā)動機安裝方式和臺架系統(tǒng)等無法完全滿足要求，故需要研究試驗發(fā)動機在試驗艙內(nèi)的氣動布局方案，設(shè)計新的空氣流量測量裝置，評估現(xiàn)有排氣裝置的適用性，并對試驗設(shè)備進(jìn)行適應(yīng)性改造。

(1)試驗發(fā)動機在高空艙內(nèi)的氣動布局方案設(shè)計?；谠摳呖张摰闹睆健挾?，和推力臺架、燃油、滑油、測試等系統(tǒng)的布局特點，以及新設(shè)計的空氣流量測量裝置，設(shè)計便于發(fā)動機和測試管線及工藝系統(tǒng)管道等上臺、安裝、檢查、拆卸，且氣動性能較好的發(fā)動機氣動布局方案。

(2)空氣流量測量裝置設(shè)計和排氣裝置適用性評估。通過數(shù)值分析，確定最優(yōu)的收縮段型面曲線、直段長度、篦齒位置、測試布局等，獲得進(jìn)氣裝置流場特性，并完成進(jìn)氣裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計和工程設(shè)計；選取合理的尾椎與排擴距離，評估現(xiàn)有排氣系統(tǒng)能否滿足典型邊界試驗工況點的排氣要求。

(3)試驗設(shè)備適應(yīng)性改造要求及方案設(shè)計。根據(jù)上述氣動布局方案、空氣流量測量裝置設(shè)計和排氣裝置評估結(jié)果，提出試驗發(fā)動機試驗設(shè)備適應(yīng)性改造技術(shù)要求，并完成相應(yīng)臺架改造工程設(shè)計和強度計算。該部分工作應(yīng)考慮發(fā)動機上臺方式和委托方提出的需求，如發(fā)動機引氣、加載、燃油加降溫裝置等的適應(yīng)性改造技術(shù)要求和工程設(shè)計。

4.3 試驗測試方法研究

試驗發(fā)動機的大部分工況中，外涵噴管工作在非臨界狀態(tài)，高空艙內(nèi)的流場特性變化通過尾噴管前傳，影響風(fēng)扇和低壓渦輪工作特性，從而影響發(fā)動機推力、耗油率等試驗性能；同時，試驗發(fā)動機進(jìn)氣馬赫數(shù)低、進(jìn)氣面積大，進(jìn)氣空氣流量的準(zhǔn)確測量也成為必須攻克的難題。因此，需開展以下試驗測試方法研究：

(1)發(fā)動機試驗空氣流量測量與校準(zhǔn)方法?？諝饬髁靠苫谖翰睢⒒诹髁抗苁諗U方式和基于并聯(lián)文丘里噴嘴三種方法測量。大量程微壓差測量存在低速測試精度下降的問題，而小量程需轉(zhuǎn)換，故又有成本高、控制復(fù)雜的缺點。收擴式流量管長度增加，風(fēng)扇進(jìn)口截面附面層隨之增厚，若長度不夠則進(jìn)口流場均勻性無法滿足要求；同時，若風(fēng)扇進(jìn)口馬赫數(shù)變化范圍大(0.09～0.42)，低速時馬赫數(shù)提高不明顯，僅提高到0.14。并聯(lián)臨界流文丘里噴嘴測量改造大、費用高，且國內(nèi)沒有應(yīng)用于高空臺試驗的技術(shù)貯備。因此，需對這三種測量方式進(jìn)行更深入的研究和對比分析，突破并聯(lián)臨界流文丘里噴嘴測試技術(shù)，提出經(jīng)濟可行、精度滿足要求的空氣流量測量與校準(zhǔn)方法。

(2)修正試驗推力的測試布局方案設(shè)計。發(fā)動機試驗推力修正與高空艙內(nèi)流場特性和噴管出口面積有關(guān)，故測試布局方案設(shè)計時，應(yīng)綜合考慮艙內(nèi)流場均勻性、發(fā)動機安裝方式、排氣溫度對測試的影響，并考慮排氣壓力控制參考點選取的需要，確定高空艙內(nèi)壓力、溫度的測點數(shù)和各測點位置，以及內(nèi)外涵噴管出口熱態(tài)面積的測定方法。

4.4 試驗方法研究

據(jù)前文所述，試驗發(fā)動機高空臺試驗對進(jìn)排氣壓力模擬偏差容限提出了更高的要求，而所用高空艙進(jìn)排氣壓力調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)的設(shè)計指標(biāo)明顯偏低，供抽氣系統(tǒng)設(shè)備復(fù)雜繁多、各子系統(tǒng)耦合關(guān)系動態(tài)非線性；同時，為盡可能考核試驗發(fā)動機，進(jìn)氣最低溫度、供抽氣容積流量均可能達(dá)到設(shè)備的極限能力，但設(shè)備的試驗經(jīng)驗積累少、風(fēng)險高。因此，需重點開展以下試驗方法研究：

(1)優(yōu)化高空艙進(jìn)排氣壓力調(diào)節(jié)控制方案?；诟呖张_設(shè)備特點，研究進(jìn)氣溫度、進(jìn)氣馬赫數(shù)、飛行高度等關(guān)鍵被控參數(shù)的影響因素和耦合關(guān)系，利用數(shù)值仿真技術(shù)分析控制系統(tǒng)關(guān)鍵調(diào)節(jié)閥門的結(jié)構(gòu)特性、流量特性，提出合理可行的進(jìn)排氣壓力調(diào)節(jié)控制優(yōu)化方法；研究進(jìn)排氣模擬控制系統(tǒng)半物理仿真平臺的構(gòu)建方法，并搭建平臺用于優(yōu)化方法驗證。

(2)試驗風(fēng)險評估與試驗流程設(shè)計。基于新建高空艙聯(lián)合調(diào)試結(jié)果，結(jié)合試驗發(fā)動機工作特點和試驗要求，分析首次試驗可能出現(xiàn)的風(fēng)險及其危害程度，并針對這些風(fēng)險制定操作性強的應(yīng)急方案。根據(jù)委托方要求，研究獲得試驗內(nèi)容的最優(yōu)組合和各試驗流程的設(shè)計方法(如試驗流路設(shè)計和投入設(shè)備確定原則、發(fā)動機進(jìn)入與退出試驗狀態(tài)方法等)，并設(shè)計科學(xué)的試驗流程。

4.5 試驗性能修正與評定方法研究

由于試驗發(fā)動機內(nèi)外涵噴管出口截面不在同一軸向位置，且大部分工況點內(nèi)噴管非臨界，以及發(fā)動機帶左右兩段組成的工藝短艙(或反推力裝置)和渦輪主動間隙控制系統(tǒng)，使得高空臺試驗性能的影響因素增加，同時還存在增加部分影響因素影響量的可能。為提高試驗性能評估的準(zhǔn)確性，不僅需要深入研究和確定全部試驗影響因素、分析作用機理、計算影響量，還需要確定渦輪主動間隙控制對發(fā)動機工作特性的影響，并在此基礎(chǔ)上提出主要試驗性能參數(shù)的修正方法和評定方法。本項技術(shù)研究的主要內(nèi)容包括：

(1)發(fā)動機高空臺試驗性能影響研究。結(jié)合試驗發(fā)動機和高空艙設(shè)備特點，分析確定所有影響因素，以及這些影響因素對發(fā)動機空氣流量、推力和耗油率等試驗性能參數(shù)的影響機理；計算工藝短艙(或反推力裝置)密封不嚴(yán)漏氣、安裝支架和吊掛裝置、高空艙內(nèi)次流、高空艙內(nèi)壓力不均勻、進(jìn)排氣條件模擬偏差等影響因素，對發(fā)動機試驗性能的影響量。

(2)渦輪主動間隙控制對試驗發(fā)動機工作特性的影響研究。利用試驗和數(shù)值仿真，分析機匣外壁沖擊冷卻和渦輪葉尖射流冷卻，對渦輪部件效率、壓比和整機匹配性能的影響。機匣外壁沖擊冷卻效果與沖擊冷卻氣流的壓力、溫度、流量，和射流噴嘴直徑、到外壁面的距離等有關(guān)；渦輪葉尖射流冷卻效果與射流孔布局、射流流量、葉尖間隙大小等有關(guān)。

(3)發(fā)動機高空臺試驗性能修正方法研究與驗證。由于試驗發(fā)動機高空臺試驗性能影響因素眾多，各影響因素共同作用時引起的性能參數(shù)變化量可能不是簡單的和或系數(shù)乘積關(guān)系，需綜合分析和評估，從而使得修正方法復(fù)雜，同時需驗證修正方法的正確性。因此，本項研究工作應(yīng)從計算各影響因素在總的影響量中所占比重、確定各影響因素獨立影響與共同作用之間的關(guān)系入手，建立起空氣流量、推力、耗油率等主要試驗性能參數(shù)的修正方法，并提出單一或組合影響因素對發(fā)動機性能參數(shù)影響修正方法的驗證方法。

(4)發(fā)動機高空臺試驗性能評估方法。不確定度是衡量測試結(jié)果準(zhǔn)確性的重要指標(biāo)，與已有的小涵道比渦扇發(fā)動機相比，由于試驗發(fā)動機推力、耗油率等性能參數(shù)的確定方法不同，故需通過研究建立試驗發(fā)動機在該高空艙內(nèi)試驗時主要性能參數(shù)不確定度的計算方法；同時，由于對試驗發(fā)動機關(guān)注的重點不同，還需確定試驗發(fā)動機高空臺試驗性能的評估依據(jù)、評估參數(shù)和主要性能參數(shù)的不確定度指標(biāo)值等。

5 結(jié)論

(1)該型分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機與小涵道比渦扇發(fā)動機相比，具有結(jié)構(gòu)尺寸大、內(nèi)外涵噴管出口截面位置不同、帶反推力裝置和渦輪主動間隙控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特點，且空氣流量大、進(jìn)氣馬赫數(shù)低、內(nèi)外涵噴管多數(shù)工況工作在亞臨界狀態(tài)，從而使得其對高空臺試驗的需求不同，即要求大直徑試驗艙、更強的試驗氣源供氣能力、更高的試驗進(jìn)排氣參數(shù)模擬精度和吊掛式安裝等。

(2)新建高空艙現(xiàn)有設(shè)備能力有限，開展試驗發(fā)動機高空臺試驗，對分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機在給定試車臺的可試范圍分析、試驗設(shè)備適應(yīng)性改造技術(shù)、試驗測試技術(shù)、試驗方法、試驗性能修正與評定技術(shù)等提出了新的要求，急需完成相應(yīng)的預(yù)先研究。

(3)本文對分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動機高空臺試驗技術(shù)進(jìn)行了需求分析，分解得到需要開展的試驗技術(shù)研究內(nèi)容，完成這些技術(shù)研究可以保障試驗發(fā)動機的高空臺試驗，并對開展其他新型發(fā)動機的高空臺試驗工作具有重要的借鑒意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]Ashwood P F.An altitude test facility for large turbofan en?gine[J].AIAA 72-1069，1973.

[2]King B M，F(xiàn)rederik J S，Suits E.Evaluation of AEDC con?current engine test capability[J].AIAA 2008-1660，2008.

[3]梁彩云，張恩和，李泳凡，等.大涵道比渦扇發(fā)動機總體性能設(shè)計技術(shù)研究[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[4]陸德雨，黃順洲.民機對發(fā)動機整機試驗技術(shù)要求的初步分析[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[5]田金虎，楊俐駿，嵇琛.大型運輸機發(fā)動機高空試驗方法比較[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2008，21(1)：10—17.

[6]Turner M G，Norris A，Veres J P.High-fidelity three-di?mensional simulation of the GE90[J].AIAA 2003-3996，2003.

[7]郭淑芬，徐波.渦輪葉尖徑向間隙主動控制研究[J].航空發(fā)動機，2000，26(2)：47—51.

[8]李偉，喬渭陽，許開富，等.渦輪葉尖間隙泄露流動主動控制數(shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報，2008，23(7)：1260—1265.

[9]李偉，喬渭陽，許開富，等.雷諾數(shù)對渦輪葉尖流場影響的數(shù)值模擬[J].推進(jìn)技術(shù)，2007，28(4)：388—393.

[10]邵萬仁，尚守堂，張力，等.大涵道比渦扇發(fā)動機排氣噴管技術(shù)分析[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[11]杜剛，金捷.大型運輸機發(fā)動機反推力裝置[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[12]向宏輝，夏蓮，顧楊，等.大涵道比增壓級性能試驗研究[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[13]Bartlett C R，Turner E E.Performance evaluation methods for the high-bypass-ratio turbofan[J].AIAA 75-1206，1975.

[14]王惠儒.大型航空發(fā)動機試驗及試驗設(shè)備研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2008，21(1)：13—17.

[15]梁春華.21世紀(jì)大涵道比渦扇發(fā)動機技術(shù)研究計劃和關(guān)鍵技術(shù)[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

[16]劉志友，徐國，陳建民，等.大飛機動力高空模擬試驗中推力的確定方法[C]//.中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會——動力專題.2007.

Technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility

MA Qian-rong，SU Jin-you，HOU Xin-zheng
(Key Laboratory on Aero-Engine Altitude Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

The engine tests at the simulated altitude test facility(ATF)are necessary in engine develop?ment.The differences in configuration,technique and the test requirements between high bypass-ratio tur?bofan with separated flow nozzles and low bypass-ratio turbofan were analyzed firstly.Then taking into ac?count the structure and the test capability of a new ATF in China,the technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine with separated flow nozzles test at this ATF were offered,and the techni?cal problems that should be resolved before the first ATF test were also confirmed.It would be helpful for the analysis of technical research requirements on the other new-type engine test at the ATF.

separated flow nozzle；high bypass-ratio engine；altitude simulation test；test method；requirement analysis；R&D before advanced development

V231.3

A

1672-2620(2015)01-0039-06

2014-08-21

2015-02-11

馬前容(1972-)，女，重慶人，研究員，博士，主要從事航空發(fā)動機高空模擬試驗技術(shù)研究工作。