張鵬程 李亞南 余建虎

摘 要 發(fā)動機尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體可能導致附近結構的材料性能降低或失效，這將嚴重影響飛機安全。在飛行試驗時，發(fā)現(xiàn)某發(fā)動機短艙結構外蒙皮漆層出現(xiàn)不同程度的碳化、脫落。為分析該現(xiàn)象的形成原因，在短艙外表面處改裝溫度測量傳感器，飛行實測了發(fā)動機恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態(tài)下短艙表面的溫度分布數(shù)據(jù)，為發(fā)動機短艙外表面故障分析及設計改進提供了數(shù)據(jù)支持。

關鍵詞 發(fā)動機短艙；溫度測量；飛行試驗

中圖分類號 V22 文獻標識碼 A 文章編號 1674-6708（2018）206-0001-03

隨著飛機結構設計的專業(yè)化，熱應力、熱載荷導致的材料性能降低或失效變得不可忽視，而發(fā)動機作為飛機上主要熱能來源，其尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體均會對附近區(qū)域結構材料性能造成一定的影響。研究人員對發(fā)動機所帶來的熱載荷及溫度影響等問題做了大量的理論研究[ 1 - 3 ]。在飛行試驗中，測量發(fā)動機所帶來的熱影響的需求也日益迫切。

在國內某型運輸機試飛時，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機短艙結構外蒙皮漆層出現(xiàn)不同程度的碳化及脫落。為分析該現(xiàn)象的形成原因，試飛團隊首先進行了數(shù)值模擬，獲得了短艙外表面的溫度分布計算值。之后在短艙外表面處改裝溫度測量傳感器，飛行實測了發(fā)動機恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態(tài)下短艙表面的影響區(qū)域的最高溫度數(shù)據(jù)，從而驗證排氣口設計的合理性和計算的正確性，為故障原因分析及設計改進提供數(shù)據(jù)支持。

1 發(fā)動機恒速渦輪排氣原理

某運輸機翼吊發(fā)動機恒速渦輪排出的高溫氣流，通過排氣管、引射管導至艙外，當飛機處于飛行狀態(tài)時，該高溫氣流在前方來流作用下向后轉折，致使高溫氣體附于短艙外表面蒙皮流動，形成的局部高溫環(huán)境，對短艙艙門結構將產生負面影響。發(fā)動機短艙示意圖見圖1。

2 測試原理及內容

2.1 測試原理

目前工程中常用的溫度測量方法分為接觸式和非接觸式兩類。而在飛行試驗結構表面溫度測量時，通常采用接觸式較多，即在飛機結構表面上安裝溫度傳感器進行溫度測量。

飛行試驗中常用的溫度傳感器有：熱電偶、鉑電阻、熱敏電阻和示溫片等。示溫片采用雙面膠帶做基底，在一面上固定熱敏示溫涂料，而另一面可直接粘貼在飛機結構上。當溫度超過設定的溫度點后，示溫涂料自動由原始的白色變成過熱后的黑色。使用時，選取一組不同溫度規(guī)格的示溫片，通過與標準色卡對比，即可獲取試驗中實際的最高溫度范圍。示溫片安裝方便、成本低，可快速獲得指定區(qū)域的最高溫度場且不需要采集設備；其缺點是只能一次性捕捉到整個飛行過程中的最高溫度點，無法重復測量。綜合考慮本次測試任務的需求和特點，選擇示溫片進行溫度測量，在保證測量精度及飛行任務的前提下，快速測量恒速排氣口附近最高溫度分布。為最大限度地保證示溫片的有效性，示溫片測試改裝安排在飛行試驗開始前進行。

2.2 測試內容

針對實際飛行中出現(xiàn)的發(fā)動機恒速口蒙皮漆層脫落問題，選取問題發(fā)生前的典型飛行試驗剖面，包括高空巡航、爬升、地面熱天低速等。還對恒速口蒙皮區(qū)域進行數(shù)值仿真，初步獲取不同飛行狀態(tài)下發(fā)動機恒速口蒙皮的最高溫度及高溫影響區(qū)域，確定了發(fā)動機短艙蒙皮受熱影響最嚴重的測試區(qū)域。該位置處于發(fā)動機恒速渦輪排氣口處航向650mm、展向280mm附近，最高溫度測量值為200℃。

2.3 測試方法

在飛行試驗開始前，對某飛機的兩個發(fā)動機短艙進行溫度測量改裝。首先對測試區(qū)域進行除塵清理，去除結構表面油漬等污染物，之后進行示溫片改裝。由于每個測點處的預計溫度為102℃～210℃，因此每個測點都改裝了102℃、110℃、120℃、130℃、140℃、155℃、165℃、175℃、185℃、190℃、200℃、210℃等12個溫度規(guī)格的示溫片。圖2所示的是11個測點分布示意圖。兩個發(fā)動機短艙的測量量程和測點分布相同。

3 飛行試驗

測試改裝完成后，進行地面熱天低速試驗和典型狀態(tài)飛行試驗。地面驗證試驗shi后對所有示溫片進行了拆除和重新改裝，之后進行飛行試驗。飛行試驗狀態(tài)包括爬升和高空巡航等短艙外蒙皮受熱影響最嚴重的狀態(tài)。

在試驗結束后，對示溫片測量結果進行記錄。表1所示的是各測點的最高溫度飛行和地面實測統(tǒng)計結果。圖3所示的是某次飛行試驗結束后短艙A外蒙皮表面溫度測量結果，圖4所示的是該架次下短艙A外蒙皮1號測點處的溫度測量結果，圖5所示的是該架次下短艙B外蒙皮1號測點處的溫度測量結果。

根據(jù)表1所示的飛行實測結果結合對應飛行狀態(tài)下數(shù)值仿真計算結果分析可知，該計算狀態(tài)下測點1～4處的飛行實測溫度結果高于理論計算結果，測點5～11的飛行實測結果與理論計算結果相符。該發(fā)動機恒速渦輪所排出的高溫氣體對排氣口附近1～4號測點區(qū)域的高溫影響顯著，是造成該區(qū)域蒙皮表面漆層脫落的主要原因。

4 結論

本文針對某運輸機飛行過程中，發(fā)動機恒速渦輪對短艙外蒙皮表面的熱影響進行了飛行溫度實測分析，成功獲取了典型飛行狀態(tài)下該區(qū)域的最高溫度，為故障原因分析及設計更改提供了數(shù)據(jù)支持。飛行數(shù)據(jù)表明，測量區(qū)域內實測溫度高于理論溫度，恒速渦輪排氣口對區(qū)域的熱影響顯著，設計有待改進。

參考文獻

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