宋江濤

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺的設(shè)計與應(yīng)用

宋江濤

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

為測量發(fā)動機(jī)裝機(jī)后的推力等性能指標(biāo)，設(shè)計了一個通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺。該平臺采用可調(diào)式品字布局，能有效兼容不同類型飛機(jī)推力測量試驗需求。測控系統(tǒng)采用網(wǎng)絡(luò)式多數(shù)據(jù)源融合測試結(jié)構(gòu)，可通過多種方式同步測量多臺發(fā)動機(jī)性能數(shù)據(jù)和推力數(shù)據(jù)。使用該試驗平臺對大型運輸機(jī)發(fā)動機(jī)的裝機(jī)推力進(jìn)行了直接測量，結(jié)果表明：試驗平臺各系統(tǒng)工作良好，測試精度滿足飛機(jī)推力測量技術(shù)要求。

航空發(fā)動機(jī)；一體化試驗平臺；可調(diào)式推力測量平臺；測控系統(tǒng)；裝機(jī)推力；試驗體系

1 引言

推力是航空發(fā)動機(jī)的一個關(guān)鍵性能指標(biāo)，對其進(jìn)行準(zhǔn)確測量是發(fā)動機(jī)測試的一項重要內(nèi)容。在國內(nèi)，航空發(fā)動機(jī)推力性能的確定，主要通過專用的航空發(fā)動機(jī)臺架試驗來完成[1]。但受飛機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)安裝位置等因素的影響，發(fā)動機(jī)裝機(jī)推力與發(fā)動機(jī)臺架推力存在差異，特別是對于戰(zhàn)斗機(jī)，該差異較大。因此，真實準(zhǔn)確地評估發(fā)動機(jī)裝機(jī)推力十分重要。目前，發(fā)動機(jī)裝機(jī)推力通過仿真建模的方法進(jìn)行計算，通用的建模方法有手冊法、燃?xì)獍l(fā)生器法等，但這些方法均需要利用發(fā)動機(jī)地面標(biāo)準(zhǔn)臺、高空試驗臺等試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行建模，工作量大且不具備通用性[2]。早在20世紀(jì)70年代，中國飛行試驗研究院就進(jìn)行了可用于直接測量飛機(jī)推力的試驗裝置的研制，但受當(dāng)時技術(shù)條件影響，該試驗裝置推力測量范圍小、測力精度低，現(xiàn)已無法滿足飛機(jī)發(fā)動機(jī)推力測量試驗的要求。因此，有必要研制新的飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺，進(jìn)行發(fā)動機(jī)裝機(jī)后的推力及其他性能測量試驗，為飛機(jī)和發(fā)動機(jī)的研制鑒定提供試驗數(shù)據(jù)。

中國飛行試驗研究院新研制的飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺，主要由推力測量平臺、測控系統(tǒng)和推力測量系統(tǒng)等組成。測控系統(tǒng)可進(jìn)行多臺發(fā)動機(jī)的數(shù)據(jù)采集處理，推力測量系統(tǒng)測量范圍大、精度高。該試驗平臺可進(jìn)行國內(nèi)列裝和正在研制的戰(zhàn)斗類飛機(jī)的推力直接測量試驗，也能滿足大型運輸類飛機(jī)的推力直接測量試驗需求。

2 通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺

通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺的最大特點，是可以進(jìn)行飛機(jī)推力的直接測量。該試驗平臺主要由推力測量平臺、測控系統(tǒng)、推力測量系統(tǒng)、推力校準(zhǔn)系統(tǒng)、電氣控制系統(tǒng)和監(jiān)控系統(tǒng)組成。其中，推力測量平臺和測控系統(tǒng)是設(shè)計的關(guān)鍵。

2.1 總體布局

一體化試驗平臺的試驗對象，主要為安裝發(fā)動機(jī)后的戰(zhàn)斗機(jī)和運輸類飛機(jī)。由于不同飛機(jī)的主起落架的間距差異較大，因此試驗平臺采用可調(diào)分布式設(shè)計。試驗平臺由三個小推力測量平臺組成，整體呈“品”字形布局，見圖1。推力測量系統(tǒng)和推力校準(zhǔn)系統(tǒng)集成在推力測量平臺結(jié)構(gòu)中。當(dāng)飛機(jī)主起落架間距較小時，單獨采用后右推力測量平臺進(jìn)行試驗，固定飛機(jī)主落架，前起落架處于自由狀態(tài)。當(dāng)飛機(jī)主起落架間距較大時，三個推力測量平臺組合進(jìn)行試驗，左、右推力測量平臺分別安裝左、右主起落架，前推力測量平臺放置前起落架，前起落架試驗時處于自由狀態(tài)。左、右推力測量平臺之間的間距可根據(jù)飛機(jī)主起落架間距進(jìn)行調(diào)節(jié)。

采用固定飛機(jī)起落架的方式將飛機(jī)固定在平臺上進(jìn)行試驗。對于戰(zhàn)斗機(jī)，發(fā)動機(jī)安裝在飛機(jī)兩個起落架之間，其推力測量原理等同于簡支梁。對于運輸類飛機(jī)，發(fā)動機(jī)試車時產(chǎn)生的推力作用在主起落架固定裝置之外，其推力測量原理類似于外懸臂簡支梁。因此，固定飛機(jī)起落架的方式可適用于各型飛機(jī)，且不會影響推力測量。

2.2 推力測量平臺結(jié)構(gòu)設(shè)計

推力測量平臺的測量精度要求優(yōu)于0.5%。傳統(tǒng)的航空發(fā)動機(jī)臺架測力結(jié)構(gòu)簡單、測力精度高，且廣泛應(yīng)用于國內(nèi)外各種航空發(fā)動機(jī)試車臺[3]，但其推力測量精度是在較小垂向負(fù)載狀態(tài)下實現(xiàn)的，不能滿足較大垂向負(fù)載狀態(tài)下的測試要求。通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺的推力測量平臺除測量推力外，還需承載垂向較大的飛機(jī)自重。為此，推力測量平臺設(shè)計時，參考了發(fā)動機(jī)臺架測力結(jié)構(gòu)并進(jìn)行改進(jìn)，采用了強(qiáng)剛性、框架式組合結(jié)構(gòu)設(shè)計，見圖2。推力測量平臺采用嵌入式安裝方式，三個推力測量平臺均安裝在地表下的試驗地坑內(nèi)，平臺上表面與地表平齊，可方便、安全地使試驗機(jī)進(jìn)出試驗平臺。試驗地坑預(yù)埋有軌道，推力測量平臺通過定架鎖緊裝置固定在軌道上，動架與飛機(jī)主起落架固定，動架與定架之間通過彈簧片連接。推力測量平臺需要移動時，可松開定架鎖緊裝置，通過滾輪裝置調(diào)節(jié)平臺位置。進(jìn)行飛機(jī)推力測量試驗時，被試飛機(jī)安裝在動架上，發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力，安裝在彈簧片上的動架產(chǎn)生位移(定架固定在軌道上，為固定端)，通過推力傳感器進(jìn)行航向推力測量。

2.3 測控系統(tǒng)設(shè)計

2.3.1 總體布局

飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗場地較大，試驗型號眾多，且每次試驗的發(fā)動機(jī)數(shù)量不定，參數(shù)測量點多且不集中，不可能采用集中式測量控制系統(tǒng)，為此一體化試驗臺采用了分布式測試系統(tǒng)。試驗平臺的測控系統(tǒng)采用網(wǎng)絡(luò)式結(jié)構(gòu)(圖3)。整個測控系統(tǒng)由推力測量系統(tǒng)、遙測接收系統(tǒng)、LXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和GPS時鐘授時四個子系統(tǒng)組成。四個子系統(tǒng)通過網(wǎng)絡(luò)通信連接到上位計算機(jī)，由上位機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理、顯示和記錄存儲。

2.3.2 軟件設(shè)計

軟件設(shè)計采用“企業(yè)體系結(jié)構(gòu)”方法。在該體系結(jié)構(gòu)下，由獨立的軟件組件實現(xiàn)數(shù)據(jù)處理、存儲和用戶接口功能。利用這種方法，可在不改動處理數(shù)據(jù)的軟件組件和支持與用戶交互軟件組件的情況下，更換數(shù)據(jù)庫引擎[4]。系統(tǒng)軟件全部采用模塊化設(shè)計，留有用戶開發(fā)接口，擴(kuò)展性強(qiáng)，可靈活方便地進(jìn)行系統(tǒng)配置，滿足飛機(jī)發(fā)動機(jī)測量試驗要求；軟件調(diào)整可在用戶級完成，無需進(jìn)行底層編輯。整個軟件包括系統(tǒng)操作管理、遙測接收系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集控制、通道校驗和配置以及界面編輯等5個功能模塊(圖4)。軟件可根據(jù)試驗需要，快速完成數(shù)據(jù)采集設(shè)備配置。由于每次試驗的發(fā)動機(jī)型號和數(shù)量不同，可根據(jù)試驗的需要，通過界面編輯模塊，快捷完成新的試驗界面的編輯工作。

3 應(yīng)用實例

某大型運輸類飛機(jī)配裝有4臺以翼吊方式安裝的發(fā)動機(jī)，飛機(jī)自重約160 t，在飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺上進(jìn)行了單發(fā)開車和雙發(fā)開車推力測量試驗。飛機(jī)安裝在試驗平臺上后，連接機(jī)載測試系統(tǒng)和試驗平臺測控系統(tǒng)，通過測控系統(tǒng)記錄試驗時飛機(jī)和發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)。飛機(jī)進(jìn)行推力測量試驗前，首先對試驗平臺推力測量系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)，建立推力校準(zhǔn)曲線，以減小推力測量平臺負(fù)載后因結(jié)構(gòu)變形等因素對工作傳感器的影響[5]。校準(zhǔn)過程為：利用推力校準(zhǔn)裝置對推力測量平臺動架進(jìn)行加載，校準(zhǔn)推力測量系統(tǒng)工作傳感器。對于該運輸機(jī)，左、右推力測量平臺要同時校準(zhǔn)。推力校準(zhǔn)曲線建立后，對推力測量平臺進(jìn)行了三次靜態(tài)加載測量，測量數(shù)據(jù)見表1。經(jīng)計算，推力測量系統(tǒng)精度優(yōu)于0.5%，滿足飛機(jī)推力測量技術(shù)要求。

表1 推力測量平臺靜態(tài)測量數(shù)據(jù)Table 1 Static measurement data of the thrust measurement platform

表2 1號發(fā)動機(jī)裝機(jī)推力與臺架推力數(shù)據(jù)對比Table 2 Thrust data of the engine equipped on aircraft and test-bed

驗證結(jié)果表明，該試驗平臺可進(jìn)行大型運輸類飛機(jī)的地面性能試驗，飛機(jī)進(jìn)入、離開平臺方式及飛機(jī)在平臺的固定方式合理；測控系統(tǒng)測量的飛機(jī)發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)和推力數(shù)據(jù)同步性良好。表2為測量的1號發(fā)動機(jī)裝機(jī)推力與其臺架推力的對比，表中數(shù)據(jù)均換算到了標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下。可看出，發(fā)動機(jī)裝機(jī)后，由于工作環(huán)境變化，裝機(jī)推力相對發(fā)動機(jī)臺架推力有1.5%～2.6%的損失。

4 結(jié)論

設(shè)計了一種用于測量發(fā)動機(jī)裝機(jī)性能的通用飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺。其推力測量平臺采用品字形布局、嵌入式安裝方式，能有效兼容各型飛機(jī)的試驗需求和方便飛機(jī)進(jìn)出試驗平臺。推力測量平臺參考成熟的航空發(fā)動機(jī)臺架測力結(jié)構(gòu)，采用強(qiáng)剛性、框架式組合結(jié)構(gòu)的設(shè)計方式，有效實現(xiàn)了垂向大負(fù)載狀態(tài)下飛機(jī)推力的準(zhǔn)確測量。試驗平臺的測控系統(tǒng)采用網(wǎng)絡(luò)式結(jié)構(gòu)多數(shù)據(jù)源融合的方法，可同時進(jìn)行多個數(shù)據(jù)源數(shù)據(jù)測量和接收不同類型傳輸方式傳輸?shù)臄?shù)據(jù)。

在飛機(jī)發(fā)動機(jī)一體化試驗平臺進(jìn)行的大型運輸機(jī)推力測量試驗結(jié)果表明，該試驗平臺可進(jìn)行大型運輸類飛機(jī)推力測量，評估發(fā)動機(jī)裝機(jī)后的推力。試驗平臺后續(xù)還將開展配裝渦槳發(fā)動機(jī)的飛機(jī)拉力直接測量和艦載機(jī)推力直接測量的試驗。

[1]張寶誠.航空發(fā)動機(jī)試驗和測試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[2]Abernethy R B，Roberts J，Adams G，et al.In-flight thrust determination[R].SAE AIR-1703，1985.

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[4]陳震宇.基于數(shù)據(jù)庫的新型航空發(fā)動機(jī)試驗測控系統(tǒng)[J].航空發(fā)動機(jī)，2011，37(1)：36—39.

[5]范靜，王光發(fā)，荊卓寅，等.渦扇發(fā)動機(jī)試車臺推力測量與校準(zhǔn)技術(shù)概述[J].計測技術(shù)，2012，32(5)：1—4.

Design and application of a general integrated aero-engine test platform

SONG Jiang-tao
(China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

A general integrated aero-engine test platform was designed to measure installed engine thrust and other performance indicators.The platform presented the adjustable distribution layout,on which differ?ent types of installed-on-aircraft engine thrust could be effectively measured.Measurement and control sys?tem adopted network multi data source fusion structure,which could simultaneously measure the perfor?mance data and thrust data of multiple engines by different ways.And the platform was applied to measure the performance of certain engine for large transport aircraft.The results show that the test platform system works well,and it can be used to measure aircraft thrust directly with acceptable accuracy.

aero-engine；integrated test platform；adjustable thrust measurement platform；measurement and control system；installed engine thrust；test system

V211.72

：A

：1672-2620(2017)01-0025-03

2016-04-13；

：2017-02-13

宋江濤(1978-)，男，陜西耀縣人，高級工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗技術(shù)研究。