王磊

（中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210）

0 引言

大型客機(jī)發(fā)動機(jī)為了獲得CCAR33部型號合格審定批準(zhǔn)，需要完成空中測試平臺試驗(yàn)，確保發(fā)動機(jī)性能符合設(shè)計(jì)要求。在發(fā)動機(jī)空中測試平臺中，引氣負(fù)載是對發(fā)動機(jī)性能影響最大的功率提取負(fù)載，因此需要研制一套能真實(shí)模擬原型機(jī)引氣的引氣模擬系統(tǒng)，并安裝在發(fā)動機(jī)空中測試平臺上，從而確保發(fā)動機(jī)順利取得適航批準(zhǔn)。

由于引氣系統(tǒng)關(guān)乎飛機(jī)座艙內(nèi)供氣、機(jī)翼防冰等重要功能，因此，國內(nèi)外有關(guān)研究者對引氣系統(tǒng)的性能及故障開展了大量的研究。宋俊虓等［1］、趙競?cè)龋?］對飛機(jī)氣源系統(tǒng)的動態(tài)特性開展了研究，研究結(jié)果表明該系統(tǒng)對引氣動態(tài)特性一維流動模擬較為準(zhǔn)確，但是無法開展三維仿真特性模擬；潘明旭［3］、朱明［4］對飛機(jī)氣源系統(tǒng)的故障模式開展了研究，結(jié)果表明系統(tǒng)測試方法可有效維護(hù)和隔離引氣故障；段小維等［5］開展了飛機(jī)飛行臺發(fā)動機(jī)引氣負(fù)載系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)，然而該設(shè)計(jì)并未進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證；A.B.Evan［6］、A.J.Yuhas等［7］對不同發(fā)動機(jī)開展了引氣對性能的影響分析；F.Conan等［8］、鄧皞等［9］、張皓光等［10］介紹了引氣動態(tài)仿真的CFD建模方法；S.R.Wellborn等［11］、B.A.Leishman等［12-13］介紹 了引氣 口設(shè)計(jì) 方法，并分析了引氣入口對系統(tǒng)動態(tài)特性的影響；趙斌等［14］分析了引氣對跨音軸流壓氣機(jī)性能的影響；R.Gomes等［15］開展了引氣系統(tǒng)動態(tài)性能研究?？傊?，已有的研究大多借助于仿真工具，且仿真模型缺少真實(shí)原型機(jī)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證，而實(shí)際適航驗(yàn)證試驗(yàn)需要能夠模擬真實(shí)原型機(jī)的引氣模擬系統(tǒng)。

在發(fā)動機(jī)空中測試平臺中，引氣模擬系統(tǒng)與原型機(jī)上的引氣系統(tǒng)有很大差異。首先，原形機(jī)引氣流量由空調(diào)、機(jī)翼防冰等用氣系統(tǒng)控制，而測試平臺上沒有空調(diào)、機(jī)翼防冰等用氣系統(tǒng)，導(dǎo)致引氣流量無法控制；其次，原形機(jī)上引氣系統(tǒng)與空調(diào)、機(jī)翼防冰系統(tǒng)等的信號交聯(lián)通過控制器內(nèi)部通信，而空中測試平臺無用氣系統(tǒng)，進(jìn)而無法完成此類內(nèi)部通訊。

本文針對引氣流量無法控制問題，采用孔板限流方法，進(jìn)行不同構(gòu)型下孔板設(shè)計(jì)，針對無法內(nèi)部通訊問題，單獨(dú)開發(fā)出引氣系統(tǒng)控制器（BMC）與試驗(yàn)臺進(jìn)行通訊交流，研制引氣模擬系統(tǒng)，并通過地面臺架試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 引氣模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)原理

1.1 引氣模擬系統(tǒng)功能

為確?？罩袦y試平臺引氣模擬系統(tǒng)能夠真實(shí)模擬原型機(jī)引氣系統(tǒng)的功能、性能，本文研制引氣模擬系統(tǒng)，該系統(tǒng)的預(yù)期靜態(tài)和動態(tài)特性如下：引氣溫度調(diào)節(jié)，引氣壓力調(diào)節(jié)，引氣流量調(diào)節(jié)。

1.2 引氣負(fù)載模擬設(shè)計(jì)

某大型國產(chǎn)客機(jī)發(fā)動機(jī)空中測試平臺引氣模擬系統(tǒng)采用發(fā)動機(jī)中壓級/高壓級兩級引氣，經(jīng)壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門（PRSOV）進(jìn)行壓力調(diào)節(jié)，后經(jīng)預(yù)冷器被來自發(fā)動機(jī)外涵道的低溫風(fēng)扇引氣冷卻，經(jīng)高壓管路將調(diào)節(jié)后的空氣供給下游。風(fēng)扇空氣活門（FAV）控制風(fēng)扇進(jìn)氣的流量使預(yù)冷器熱邊引氣溫度冷卻至要求值。高壓活門（HPV）實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)不同引氣口之間的切換。

與原型機(jī)相比，由于沒有下游的用氣系統(tǒng)，而是直接通過排氣管路排出機(jī)外。沒有下游用氣系統(tǒng)，意味著空中測試平臺的引氣系統(tǒng)沒有下游負(fù)載和流量控制。因此，采用孔板限流環(huán)原理，設(shè)計(jì)空中測試平臺引氣負(fù)載模擬系統(tǒng)的物理架構(gòu)如圖1所示。

圖1 引氣模擬系統(tǒng)物理架構(gòu)Fig.1 Physical configuration of simulated bleed air system

引氣負(fù)載模擬系統(tǒng)中孔板限流環(huán)計(jì)算方法為

式中：A為孔板流通面積；Cd為流量系數(shù)，一般取0.610～0.843；m為 質(zhì) 量 流 量；ρ為 密 度；ΔP為壓差。

為了保證發(fā)動機(jī)空中測試平臺試驗(yàn)真實(shí)模擬原型機(jī)，考慮下游空調(diào)、機(jī)翼防冰等主要用氣系統(tǒng)，模擬各種供氣的構(gòu)型，設(shè)計(jì)四種構(gòu)型限流環(huán)，如表1所示（其中1 ft=0.304 8 m），滿足不同狀態(tài)的引氣負(fù)載模擬。

表1 引氣模擬系統(tǒng)限流環(huán)設(shè)計(jì)構(gòu)型Table 1 Orifice design configuration of simulated bleed air system

1.3 引氣控制設(shè)計(jì)

1.3.1 控制架構(gòu)

空中測試平臺上沒有原型機(jī)的用氣系統(tǒng)，內(nèi)部無法與用氣系統(tǒng)通訊，因此針對空中測試平臺特點(diǎn)，采用空臺外部控制方式，并單獨(dú)研制引氣系統(tǒng)控制器（BMC），解決與用氣系統(tǒng)通訊的問題。

BMC與空中測試平臺通訊通過電子控制模塊（ECM）完成。ECM傳輸系統(tǒng)外部信號供BMC進(jìn)行系統(tǒng)控制，BMC向ECM發(fā)送引氣系統(tǒng)控制、指示告警和維護(hù)信息。ECM與空中測試平臺的模擬控制面板、前起落架系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)起動活門、發(fā)動機(jī)控制器（FADEC）以及信號模擬系統(tǒng)通過ARINC 429總線交聯(lián)，如圖2所示。

圖2 引氣模擬系統(tǒng)控制架構(gòu)Fig.2 Control configuration of simulated bleed air system

1.3.2 引氣溫度控制

氣源系統(tǒng)溫度調(diào)節(jié)功能通過預(yù)冷器、風(fēng)扇空氣活門、溫度傳感器及BMC來實(shí)現(xiàn)。溫度傳感器測出預(yù)冷器出口溫度，并將信號傳遞給BMC，經(jīng)過控制器運(yùn)算并輸出信號來調(diào)節(jié)風(fēng)扇空氣活門的開度，改變風(fēng)扇空氣流量，從而將預(yù)冷器出口溫度控制在合適的范圍內(nèi)。

1.3.3 引氣壓力控制

氣源系統(tǒng)壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷功能由壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門、壓力傳感器及BMC實(shí)現(xiàn)。壓力傳感器采集活門下游引氣壓力，并將信號傳遞給BMC，經(jīng)過控制器運(yùn)算并輸出信號來調(diào)節(jié)活門的開度，進(jìn)而將上游壓力控制到合適的值從而滿足用氣系統(tǒng)需求。

1.3.4 引氣口自動切換控制

氣源系統(tǒng)可通過高壓活門的開啟和關(guān)閉來自動選擇從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)中壓級或高壓級引氣，當(dāng)發(fā)動機(jī)中壓壓力不足時(shí)，BMC打開高壓活門，系統(tǒng)從發(fā)動機(jī)高壓級引氣。發(fā)動機(jī)壓力、溫度信號均來自發(fā)動機(jī)控制器FADEC。FADEC信號由ECM模塊傳至BMC。

2 引氣模擬系統(tǒng)驗(yàn)證

2.1 地面試驗(yàn)臺架設(shè)計(jì)

本試驗(yàn)采用一臺獨(dú)立的計(jì)算機(jī)與BMC通過ARINC 429通訊。計(jì)算機(jī)可模擬ECM把飛行高度、環(huán)境壓力、中壓和高壓的引氣溫度/壓力同步提供給BMC，同時(shí)也能記錄所有BMC通過總線發(fā)出的系統(tǒng)參數(shù)。

試驗(yàn)設(shè)計(jì)了單獨(dú)的控制面板，可以模擬所有離散的輸入?yún)?shù)，同時(shí)也可以手動關(guān)閉HPV和PRSOV等功能，控制方式與空中測試平臺引氣模擬系統(tǒng)相同。試驗(yàn)臺架原理圖如圖3所示。

圖3 地面試驗(yàn)臺架原理圖Fig.3 Schematic of ground test rig

2.2 地面試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)依據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求，對需求進(jìn)行逐項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證。以單引氣供單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型為例，即孔板限流環(huán)構(gòu)型2，對主要特性驗(yàn)證進(jìn)行說明。

（1）引氣壓力調(diào)節(jié)特性驗(yàn)證

單引氣空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的壓力調(diào)節(jié)需求驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。

圖4 單引氣單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的壓力調(diào)節(jié)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果Fig.4 Pressure regulation test result for single bleed dual pack wing anti-ice on configuration

從圖4可以看出：引氣模擬系統(tǒng)在防冰系統(tǒng)打開時(shí)可以把引氣壓力調(diào)節(jié)到3.5 bar，與原型機(jī)引氣系統(tǒng)壓力調(diào)節(jié)值3.5 bar靜態(tài)特性要求一致；上游引氣壓力波動后，引氣模擬系統(tǒng)在20 s內(nèi)能使壓力調(diào)節(jié)波動幅值小于±0.14 bar，符合原型機(jī)引氣系統(tǒng)的動態(tài)特性要求；引氣模擬系統(tǒng)在防冰系統(tǒng)關(guān)閉時(shí)可以把引氣壓力調(diào)節(jié)到3.1 bar，與原型機(jī)引氣系統(tǒng)壓力調(diào)節(jié)值3.1 bar靜態(tài)特性要求一致。

（2）引氣溫度調(diào)節(jié)特性驗(yàn)證

單引氣單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的溫度調(diào)節(jié)需求驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果如圖5～圖6所示。

圖5 單引氣單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的溫度調(diào)節(jié)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果1Fig.5 Temperature regulation test result 1 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

圖6 單引氣單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的溫度調(diào)節(jié)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果2Fig.6 Temperature regulation test result 2 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

從圖5可以看出：引氣模擬系統(tǒng)防冰系統(tǒng)工作時(shí)可以把引氣溫度調(diào)節(jié)到225℃，與原型機(jī)引氣系統(tǒng)溫度調(diào)節(jié)值225℃靜態(tài)特性要求一致。

從圖6可以看出：上游引氣溫度波動后，空中測試平臺引氣系統(tǒng)在引氣溫度超過232℃后63 s內(nèi)能使引氣溫度調(diào)節(jié)到225℃，溫度調(diào)節(jié)波動幅值小于±7℃，符合原型機(jī)引氣系統(tǒng)該狀態(tài)下的動態(tài)特性要求。

（3）引氣流量調(diào)節(jié)特性驗(yàn)證

單引氣單空調(diào)包兩側(cè)機(jī)翼防冰構(gòu)型的流量調(diào)節(jié)需求驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示，可以看出：引氣模擬系統(tǒng)開啟時(shí)，引氣流量迅速上升，10 s后壓力調(diào)節(jié)值穩(wěn)定在3.5 bar，引氣流量在5 s內(nèi)穩(wěn)定在目標(biāo)值1.42 kg/s，引氣流量精度控制在5%以內(nèi)，符合原型機(jī)引氣系統(tǒng)該狀態(tài)下的動態(tài)特性要求。

3 結(jié)論

（1）本文針對某型發(fā)動機(jī)的空中測試平臺試驗(yàn)內(nèi)容及要求，結(jié)合發(fā)動機(jī)飛行臺，設(shè)計(jì)研發(fā)了一套發(fā)動機(jī)空中測試平臺引氣負(fù)載系統(tǒng)。該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對發(fā)動機(jī)各狀態(tài)設(shè)計(jì)值范圍內(nèi)發(fā)動機(jī)引氣的控制及監(jiān)控，引氣溫度、壓力一定范圍內(nèi)可調(diào)，引氣量滿足發(fā)動機(jī)空中測試平臺需求，并且完成了多個(gè)狀態(tài)下地面的引氣試驗(yàn)。

（2）該系統(tǒng)能夠按試驗(yàn)要求模擬發(fā)動機(jī)空中測試平臺引氣過程，真實(shí)模擬原型機(jī)引氣系統(tǒng)靜態(tài)和動態(tài)特性，滿足發(fā)動機(jī)空中測試平臺設(shè)計(jì)指標(biāo)及功能要求。