薛文鵬，馬 昌，李 瑜，楊建虎

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

某航空發(fā)動(dòng)機(jī)引氣流量精確測量和控制

薛文鵬，馬 昌，李 瑜，楊建虎

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

為了滿足新研航空發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)飛行試驗(yàn)的需要，設(shè)計(jì)了發(fā)動(dòng)機(jī)引氣加載系統(tǒng)。文章介紹了引氣加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)的技術(shù)難點(diǎn)、系統(tǒng)組成、流量精確測量和控制原理及發(fā)動(dòng)機(jī)引氣試驗(yàn)，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行評(píng)價(jià)。試驗(yàn)證明，設(shè)計(jì)的引氣加載系統(tǒng)控制精確，滿足被試發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)飛行試驗(yàn)的要求。

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)；引氣加載；系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1 引 言

發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)提供飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口防冰系統(tǒng)所需的高壓/高溫氣流，關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)、飛機(jī)、駕駛員/乘客的安全，是發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵系統(tǒng)之一?！逗娇杖?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求》中明確提出：“以新型號(hào)飛機(jī)為首選配裝對(duì)象的新型號(hào)動(dòng)力裝置的飛行試驗(yàn)，只有在發(fā)動(dòng)機(jī)及對(duì)飛行安全有重大影響的動(dòng)力裝置附件和系統(tǒng)，通過高空模擬臺(tái)試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)臺(tái)試驗(yàn)的前提條件下，才允許選擇該新型飛機(jī)、直升機(jī)作為試驗(yàn)載機(jī)。”

因此，新研動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)，必須評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)工作對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力/功率及燃油消耗率等的影響，同時(shí)評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)在引氣工作狀態(tài)下的穩(wěn)定性、可靠性。在發(fā)動(dòng)機(jī)試飛平臺(tái)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)引氣試驗(yàn)，若對(duì)飛機(jī)的環(huán)控系統(tǒng)進(jìn)行更改，工程量大，周期長，且不具備通用性，因此設(shè)計(jì)一套引氣加載系統(tǒng)，模擬飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)防冰等下游系統(tǒng)引氣的狀態(tài)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)。

2 引氣加載系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)

根據(jù)試驗(yàn)需要，引氣加載系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)如下：

(1)引氣量符合某型發(fā)動(dòng)機(jī)引氣技術(shù)指標(biāo)，在發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量50%-200%無級(jí)可調(diào)；

(2)引氣系統(tǒng)所選用的控制活門和電磁閥門，工作環(huán)境溫度100℃；

(3)流量測量、控制精確。

同時(shí)，需要滿足如下功能：發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的低壓級(jí)和高壓級(jí)間引氣的自動(dòng)轉(zhuǎn)換；對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣壓力進(jìn)行控制；發(fā)動(dòng)機(jī)引氣關(guān)斷功能；發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)引氣流量的控制；發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)監(jiān)控和指示。設(shè)計(jì)的技術(shù)難點(diǎn)在于引氣流量的無級(jí)調(diào)節(jié)和引氣流量的準(zhǔn)確控制。

系統(tǒng)由采集控制器(帶顯示器)，控制旋鈕，高/低壓引氣，調(diào)節(jié)閥門以及溫度、壓力、流量測量傳感器，流量限流裝置等組成，如圖1所示。低壓引氣由中壓單向閥(IPCV)和低壓引氣總管組成。IPCV安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)低壓引氣口的下游，僅允許低壓引氣流通過，防止高壓引氣時(shí)氣流倒流至低壓引氣口。高壓引氣由高壓閥(HPV)和高壓引氣總管組成?？刂破鲗?duì)引氣系統(tǒng)壓力(P)、溫度(T)和流量進(jìn)行測試、顯示，同時(shí)控制系統(tǒng)閥門通斷。壓力調(diào)節(jié)由壓力調(diào)節(jié)切斷閥(PRSOV)自動(dòng)實(shí)現(xiàn)。

圖1 引氣加載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

系統(tǒng)通過引氣控制活門、流量測量裝置、控制器和控制旋鈕控制引氣流量，實(shí)現(xiàn)對(duì)引氣流量的無級(jí)調(diào)解。同時(shí)，在引氣流量管道出口安裝一套流量限流裝置，防止引氣流量過大對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成傷害。

工作原理：當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓引氣壓力滿足系統(tǒng)引氣需要時(shí)，控制器控制高壓閥斷開，來自低壓的壓縮空氣驅(qū)使IPCV打開，氣流供入下游。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣壓力不足時(shí)，控制器控制高壓閥接通，引出高壓空氣，高壓氣流驅(qū)使IPCV關(guān)閉，系統(tǒng)從發(fā)動(dòng)機(jī)高壓引氣。

3 引氣流量精確測量和控制

3.1 流量測量裝置

流量測量裝置由直管段、總靜壓測頭、溫度傳感器、壓差傳感器、總壓傳感器等組成，如圖2所示。

1.壓差傳感器 2.總靜壓測頭 3.壓力傳感器 4.溫度傳感器圖2 流量測量裝置示意圖

通過控制器模擬量輸入通道，測量總靜壓壓差信號(hào)dP(kPa )、壓力信號(hào)P(kPa )、溫度信號(hào)T( ℃)，測量裝置通徑的測量面積為A( m2)。

引氣流量G，計(jì)算公式如下：

(1)

式中，K為常數(shù)， κ為氣體常數(shù)，A為測量裝置截面的氣動(dòng)面積(m2)，P為總壓(kPa)，p*為靜壓(kPa)，總靜壓差dP=P-p*，T為測量截面溫度(℃ )。

因?yàn)楣ぷ鳡顟B(tài)下流過流量測量裝置的氣流為高溫、高壓氣流，且傳感器安裝后會(huì)擾亂流場，對(duì)流量計(jì)算產(chǎn)生影響，因此，通過風(fēng)洞吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗(yàn)后給出溫度校準(zhǔn)系數(shù) ，從而最終得到流量計(jì)算公式：

(2)

式(2)應(yīng)用的參數(shù)溫度、壓力測量按照國軍標(biāo)規(guī)定，選用合適的傳感器，保證測量精度。因此，公式中影響流量測量的主要因子為直管段測量面積(A)和溫度校準(zhǔn)系數(shù) θ。對(duì)于測量裝置直管段測量面積A，通過硬件加工保障準(zhǔn)確度，由具有專業(yè)資質(zhì)的廠家進(jìn)行加工，內(nèi)徑加工誤差為Φ±3μ。

3.2 吹風(fēng)試驗(yàn)

硬件加工完成后，將測量裝置(安裝所有傳感器)拿去進(jìn)行風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)，以得到準(zhǔn)確的計(jì)算系數(shù)。吹風(fēng)試驗(yàn)布置如圖3所示，被測裝置安裝在試驗(yàn)臺(tái)音速噴嘴下游，根據(jù)流體的連續(xù)性原理，用標(biāo)準(zhǔn)音速噴嘴裝置為流體上游對(duì)下游的流量測量裝置進(jìn)行標(biāo)定。標(biāo)準(zhǔn)音速噴嘴精度0.25%，絕對(duì)壓力變送器和壓差變送器精度為0.075%，溫度傳感器精度±0.1℃。

圖3 流量測量裝置吹風(fēng)示意圖

設(shè)備安裝完成后，調(diào)節(jié)噴嘴前閥門控制標(biāo)準(zhǔn)流量，按照測量裝置實(shí)際測量范圍間隔由小到大調(diào)節(jié)，每個(gè)狀態(tài)穩(wěn)定30s后記錄數(shù)據(jù)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)過計(jì)算算術(shù)平均值、標(biāo)準(zhǔn)誤差，剔除粗大誤差后得到如表1所示數(shù)據(jù)。最后繪制θ-Re、θ-G0曲線，如圖4、圖5所示。

表1 流量測量裝置試驗(yàn)數(shù)據(jù)

圖4 θ-Re曲線

圖5 θ-G0曲線

由上述擬合曲線得到計(jì)算公式，通過迭代計(jì)算得到最優(yōu)溫度校準(zhǔn)系數(shù)θ。在流量范圍50%～200%以內(nèi)，θ取0.9229時(shí)，流量誤差在±1.5%。

3.3 引氣流量控制

引氣流量控制為無級(jí)調(diào)解。根據(jù)流量測量裝置顯示流量，通過調(diào)節(jié)電位計(jì)調(diào)節(jié)氣動(dòng)伺服控制活門開閉，進(jìn)而控制引氣流量。氣動(dòng)控制活門選用航空配件廠生產(chǎn)的氣動(dòng)伺服控制活門，該氣動(dòng)活門主要技術(shù)參數(shù)如下：

工作電壓：最大30VDC；

控制電流：0～100mA；

工作響應(yīng)時(shí)間：從全開到全關(guān)狀態(tài)時(shí)間不大于2.25s，從全關(guān)到全開狀態(tài)不大于0.10s；

活門初始位置：在彈簧力作用下處于全開狀態(tài)；

活門工作狀態(tài)：隨著控制電流的增加，活門從全開狀態(tài)向全關(guān)狀態(tài)運(yùn)動(dòng)。

引氣流量控制原理圖見圖6，通過調(diào)節(jié)電位計(jì)電阻輸出給控制器，控制器根據(jù)電位計(jì)輸出電阻的大小輸出給氣動(dòng)伺服控制活門0～10V電壓，控制氣動(dòng)伺服控制活門的輸入電流大小。當(dāng)控制電流小于10mA時(shí)，氣動(dòng)伺服閥處于打開狀態(tài)。隨著控制電流增大，伺服腔壓力逐漸增大，控制腔壓力逐漸增大，閥門開度逐漸減少?？刂齐娏鞔笥?5mA時(shí)，蝶閥處于全關(guān)狀態(tài)?？刂埔龤饬髁糠秶蠹s為發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量的50%～200%，在該范圍內(nèi)可無級(jí)調(diào)節(jié)。

圖6 引氣加載流量控制原理圖

4 試驗(yàn)結(jié)果和分析

發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了多次試驗(yàn)，首先，在不同高度、速度、馬赫數(shù)參數(shù)組合下進(jìn)行試驗(yàn)(不引氣)，其次，在對(duì)應(yīng)參數(shù)組合下進(jìn)行引氣試驗(yàn)，采集相關(guān)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比分析。以某狀態(tài)無引氣/有引氣試驗(yàn)數(shù)據(jù)為例進(jìn)行分析，試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)過計(jì)算，在相同馬赫數(shù)、不同換算轉(zhuǎn)速下發(fā)動(dòng)機(jī)有/無引氣推力變化和燃油消耗率變化如圖7所示。

由圖中可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)換算轉(zhuǎn)速50%— 95%

圖7 引氣前后參數(shù)變化

之間(換算轉(zhuǎn)速50%以下不進(jìn)行引氣試驗(yàn))，從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行引氣對(duì)推力影響較小，但同時(shí)間內(nèi)燃油消耗率顯著增加，最高約13%。

換算轉(zhuǎn)速95%以上進(jìn)行引氣試驗(yàn)，推力明顯減小，最大接近15%。這一階段，燃油消耗率增加百分比減少，但因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)時(shí)燃油消耗基數(shù)增大，因此燃油消耗增加總值比小狀態(tài)時(shí)大。

5 結(jié)束語

試驗(yàn)證明，某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)引氣加載系統(tǒng)設(shè)計(jì)科學(xué)合理，流量測量、控制精度高，圓滿完成預(yù)定試驗(yàn)項(xiàng)目，能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)空中飛行試驗(yàn)引氣項(xiàng)目的

試驗(yàn)需求，且引氣系統(tǒng)能夠推廣至其他發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)。

[1]GJB243A-2004 航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置飛行試驗(yàn)要求[S].

[2]某型發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)說明書[Z].

[3]氣動(dòng)控制閥門技術(shù)說明書[Z].

[4]趙斌,李紹斌,周盛,等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)氣源引氣的研究進(jìn)展[J].航空工程進(jìn)展,2012,3(4):476-485.

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Precise Measurement and Control of Air Flow of Aeroengine

Xue Wenpeng, Ma Chang, Li Yu, Yang Jianhu

(China Flight Test Establishment, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

An air loading system is designed to meet the needs of the flight test of aeroengine. The technical problems, system composition, flow measurement and control principle and rig test are described in this paper, and the system is evaluated by the test results. The test proves that the designed air loading system can meet the requirements of the flight test of tested engine.

engine test; air loading; system design

2016-10-13

薛文鵬(1987-)，男，碩士，工程師，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)技術(shù)。

V23

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.012