杜文輝, 吳敬濤, 任戰(zhàn)鵬, 馬建軍

(中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西 西安 710065)

飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)[1]是以全狀態(tài)飛機(jī)為試驗(yàn)對象,在實(shí)驗(yàn)室中對其施加低溫環(huán)境,考核其在低溫環(huán)境下的功能和性能的試驗(yàn)。相對于外場自然環(huán)境試驗(yàn),實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)具有試驗(yàn)條件高度可控、試驗(yàn)組織協(xié)調(diào)方便等優(yōu)勢。在飛機(jī)試飛或取證進(jìn)程中,需要考核發(fā)動機(jī)及其交聯(lián)系統(tǒng)(如加速處理器(Accelerated Processing Unit,APU)、氣源系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)等)之間的匹配性,驗(yàn)證飛機(jī)整機(jī)對極端低溫環(huán)境的適應(yīng)性。民用飛機(jī)航空規(guī)章CCAR25.1301(a)(4)規(guī)定所安裝的每項(xiàng)設(shè)備必須在安裝后功能正常;CCAR25.1309設(shè)備、系統(tǒng)和安裝第(a)條規(guī)定：凡航空器適航標(biāo)準(zhǔn)對其功能有要求的設(shè)備、系統(tǒng)和安裝,其設(shè)計必須保證在各種可預(yù)期的運(yùn)行條件下能完成預(yù)定功能,這其中就包括必須證明飛機(jī)在極端低溫下能正常啟動發(fā)動機(jī)。

國外已經(jīng)開展了多年的整機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫環(huán)境適航符合性試驗(yàn),包括空客A350XWB、波音787等型號的飛機(jī)都在美國麥金利實(shí)驗(yàn)室(McKinley Climatic Laboratory)經(jīng)過極端低溫的考核,為飛機(jī)設(shè)計、研制和改進(jìn)提供了堅實(shí)的基礎(chǔ)保障,保證飛機(jī)具有全球競爭力。飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室低溫試驗(yàn)與外場高寒試驗(yàn)[2]一樣是高度動態(tài)的,飛機(jī)啟動APU或發(fā)動機(jī),操作各飛機(jī)系統(tǒng),檢查飛機(jī)各系統(tǒng)功能是否正常、性能是否出現(xiàn)衰減等,發(fā)動機(jī)的低溫啟動和工作試驗(yàn)是一項(xiàng)重要試驗(yàn)。發(fā)動機(jī)啟動或運(yùn)行時,一方面必須將發(fā)動機(jī)高溫尾氣安全地排出實(shí)驗(yàn)室,另一方面必須向?qū)嶒?yàn)室內(nèi)補(bǔ)充等量的經(jīng)處理過的低溫空氣,以維持試驗(yàn)條件和室內(nèi)壓力,保障試驗(yàn)安全。

目前世界上具備發(fā)動機(jī)啟動能力的主要有美國的麥金利實(shí)驗(yàn)室和韓國的ADD實(shí)驗(yàn)室(Environmental Test Facility of Agency for Defense Development)。麥金利實(shí)驗(yàn)室剛建成時具有90 kg/s的空氣補(bǔ)償能力,經(jīng)過1966年和1997年的升級,目前具備454 kg/s的空氣補(bǔ)償能力[3],其采用載冷劑蓄冷的方式制冷：使用2 838 m3的20%氯化鈣鹽水(存儲溫度-4.4 ℃)和2 838 m3的二氯甲烷(存儲溫度-72 ℃)作為冷媒,通過2級冷卻將補(bǔ)償空氣最低冷卻至-54 ℃。ADD實(shí)驗(yàn)室建成于2008年[4],主要用于軍用飛機(jī)的氣候試驗(yàn),其配套的空氣補(bǔ)償系統(tǒng)流量為225 kg/s,采用 HC-30 載冷劑蓄冷和蓄熱的方式,可實(shí)現(xiàn)的補(bǔ)償空氣溫度范圍為-18～54 ℃。我國已經(jīng)建成了適用于飛機(jī)整機(jī)氣候試驗(yàn)的大型綜合性氣候?qū)嶒?yàn)室[5],可滿足飛機(jī)APU啟動和工作特性試驗(yàn)條件,尚不具備實(shí)驗(yàn)室內(nèi)大流量發(fā)動機(jī)試驗(yàn)條件。若打開實(shí)驗(yàn)室的大門被動引入室外常溫高焓空氣補(bǔ)償發(fā)動機(jī)運(yùn)行消耗,實(shí)驗(yàn)室制冷系統(tǒng)無法平衡這部分熱量,短時間內(nèi)也會造成室內(nèi)溫度大幅度上升。這給發(fā)動機(jī)高溫高壓尾氣安全有效排放、大流量低溫空氣快速補(bǔ)償與發(fā)動機(jī)運(yùn)行氣流平衡帶來了巨大挑戰(zhàn),為實(shí)驗(yàn)室高寒環(huán)境的精準(zhǔn)模擬帶來了極其嚴(yán)峻的考驗(yàn)。目前我國在密閉空間高寒環(huán)境大涵道比發(fā)動機(jī)起動試驗(yàn)技術(shù)方面尚屬空白,大型客機(jī)實(shí)驗(yàn)室發(fā)動機(jī)低溫起動面臨巨大技術(shù)難題。

1 發(fā)動機(jī)補(bǔ)排氣系統(tǒng)

1.1 發(fā)動機(jī)尾氣分割排放系統(tǒng)

高寒環(huán)境下大型客機(jī)發(fā)動機(jī)運(yùn)行過程中,高溫高壓尾氣排放量巨大且密閉實(shí)驗(yàn)室補(bǔ)氣量有限對試驗(yàn)的有效性、安全性有嚴(yán)重影響。通過發(fā)動機(jī)自然射流和分割排放仿真分析模型[6-8],建立了發(fā)動機(jī)自然流動CFD(Computational Fluid Dynamics,計算流體力學(xué))仿真模型,如圖1所示,為減少所需的排放量,在發(fā)動機(jī)尾氣下游設(shè)置排氣管道,將內(nèi)涵高溫燃?xì)馊颗懦龅耐瑫r,只排出小部分外涵“常溫”尾氣,實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)尾氣的分割排放,對尾氣進(jìn)行CFD仿真,尾氣流動分布[9-10]如圖2所示。

圖1 發(fā)動機(jī)尾氣分割排放計算模型

圖2 自然狀態(tài)尾氣流動分布

設(shè)計了內(nèi)、外涵尾氣“分割排放”設(shè)計方案,研制了一套適用于大涵道比發(fā)動機(jī)慢車啟動試驗(yàn)的尾氣分割排放系統(tǒng),如圖3所示。整體上,該系統(tǒng)主要由排放管道、排放塔、管道支架、閥門、測控裝置等部分組成。為滿足兩臺發(fā)動機(jī)均進(jìn)行試驗(yàn),每一臺發(fā)動機(jī)配套單獨(dú)的排放管道并在管道上設(shè)置閥門。排放管道主要由初始引導(dǎo)段、變徑、耐高溫軟接、排放段組成。經(jīng)過變徑降低后端管道內(nèi)流速和壓力損失,大幅降低了實(shí)驗(yàn)室低溫空氣排放量,保證了實(shí)驗(yàn)的有效性和安全性。

圖3 尾氣分割排放系統(tǒng)

1.2 大流量全新風(fēng)空氣補(bǔ)償系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)室密閉空間發(fā)動機(jī)運(yùn)行極端低溫空氣補(bǔ)償要求流量大、溫度低、熱負(fù)荷高?；趯?shí)驗(yàn)室結(jié)構(gòu)條件和可用條件以及空氣補(bǔ)償流量與尾氣排放流量之間的匹配性,確定了空氣補(bǔ)償路徑以及空氣補(bǔ)償流量最大為50 kg/s、冷量需求為2 500 kW,同時為尾氣排放系統(tǒng)設(shè)計提出了邊界條件[11]。采用液氮蒸發(fā)制冷效應(yīng),實(shí)現(xiàn)大流量常溫空氣快速冷卻至極端低溫的方法。為實(shí)現(xiàn)大流量補(bǔ)償空氣高效、快速冷卻,同時規(guī)避液氮極低溫和蒸發(fā)膨脹700倍帶來的安全性和可靠性不足的問題,采用了多級串聯(lián)集管結(jié)構(gòu)翅片管式換熱器,換熱器如圖4所示。

圖4 極端低溫?fù)Q熱器

設(shè)計了一套基于液氮蒸發(fā)冷卻的全新風(fēng)空氣補(bǔ)償系統(tǒng),具體如圖5所示,可補(bǔ)償50 kg/s、-50 ℃的新風(fēng),滿足發(fā)動機(jī)運(yùn)行試驗(yàn)要求。該系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)尾氣分割排放系統(tǒng)協(xié)同運(yùn)行,實(shí)現(xiàn)封閉實(shí)驗(yàn)室極端低溫下發(fā)動機(jī)的低溫試驗(yàn)。

圖5 大流量全新風(fēng)空氣補(bǔ)償系統(tǒng)

2 環(huán)境場動態(tài)平衡調(diào)控技術(shù)

密閉空間中進(jìn)行大型客機(jī)發(fā)動機(jī)高寒運(yùn)行試驗(yàn),需保證飛機(jī)周圍溫度在試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)溫度±3 ℃以內(nèi)且室內(nèi)保持微正壓狀態(tài),以滿足飛機(jī)試驗(yàn)溫度場和發(fā)動機(jī)尾氣正常排出的要求,同時保證飛機(jī)和試驗(yàn)件的安全。超大密閉空間的溫控過程具有大滯后、非線性和多干擾的特點(diǎn),若采用普通的單回路PID反饋控制方法,由于控制通道滯后時間大、溫度控制調(diào)節(jié)時間長,實(shí)驗(yàn)室溫度動態(tài)響應(yīng)的超調(diào)量較大;同時在密閉空間進(jìn)行發(fā)動機(jī)運(yùn)行試驗(yàn)時,采用“分割排放”方法將內(nèi)涵高溫尾氣全部排出,并排出少量外涵低溫尾氣,為補(bǔ)償室內(nèi)空氣損耗,需向?qū)嶒?yàn)室內(nèi)補(bǔ)充與試驗(yàn)溫度相同的空氣,由于補(bǔ)償空氣是從室外直接抽入室內(nèi),補(bǔ)償空氣的實(shí)際溫度與期望溫度差值大,換熱器必須快速將溫度調(diào)節(jié)到期望的試驗(yàn)溫度再送入試驗(yàn)區(qū)域。對于補(bǔ)償空氣的流量,須與發(fā)動機(jī)排氣量匹配,既要保證高溫尾氣順利排出,又要避免實(shí)驗(yàn)室內(nèi)壓力在短時間內(nèi)驟然增大或降低,以保證試驗(yàn)件和實(shí)驗(yàn)室的安全。

2.1 實(shí)驗(yàn)室溫度場控制技術(shù)

2.1.1 大流量補(bǔ)償新風(fēng)溫度控制技術(shù)

實(shí)驗(yàn)室采用一套空氣補(bǔ)償系統(tǒng)將全新風(fēng)送入實(shí)驗(yàn)室,該系統(tǒng)使用液氮換熱器調(diào)節(jié)新風(fēng)溫度,由于新風(fēng)流量大且新風(fēng)溫度與實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)溫度差值大,若直接采用PID控制難以實(shí)現(xiàn)新風(fēng)溫度的快速降溫。為加快系統(tǒng)響應(yīng)速度,采用Bang-Bang/PID全新風(fēng)溫度控制策略,如圖6所示。控制初期采用Bang-Bang控制,當(dāng)液氮換熱器出口新風(fēng)溫度與試驗(yàn)溫度偏差小于門限值時,切換到PID控制。具體控制策略如下：

(液氮換熱器出口新風(fēng)溫度-試驗(yàn)溫度)>3 ℃時,液氮換熱器調(diào)節(jié)閥100%開啟;

(液氮換熱器出口新風(fēng)溫度-試驗(yàn)溫度)<0 ℃時,液氮換熱器調(diào)節(jié)閥100%關(guān)閉;

0 ℃≤(液氮換熱器出口新風(fēng)溫度-試驗(yàn)溫度)≤3 ℃時,使用PID對液氮換熱器調(diào)節(jié)閥開度進(jìn)行控制,完成全新風(fēng)的溫度控制。

2.1.2 超大空間溫度場控制技術(shù)

溫度控制系統(tǒng)可表征為帶滯后環(huán)節(jié)的一階慣性系統(tǒng)[12],若采用單回路室內(nèi)溫度PID反饋控制方法,控制通道時滯時間長,溫度動態(tài)響應(yīng)超調(diào)量大。采用如7所示的前饋-串級PID控制器,對于串級PID控制器,內(nèi)環(huán)副回路選擇距離調(diào)節(jié)閥較近、滯后時間小的送風(fēng)溫度作為副被控變量,外環(huán)主回路選擇實(shí)驗(yàn)室溫度作為主被控變量,內(nèi)環(huán)副回路的超前作用可及時發(fā)現(xiàn)載冷劑溫度波動干擾帶來的送風(fēng)溫度變化并進(jìn)行調(diào)節(jié),所以串級PID控制器縮短了溫控過程的時間常數(shù),減少了過渡時間。在圖7中,外環(huán)PID輸入為實(shí)驗(yàn)室目標(biāo)溫度,其與室內(nèi)實(shí)時反饋溫度作差后經(jīng)外環(huán)PID計算出送風(fēng)溫度作為內(nèi)環(huán)PID的輸入,內(nèi)環(huán)PID控制器的操縱變量為載冷劑溫度,通過建立升降溫載冷劑溫度-空氣溫度區(qū)間匹配關(guān)系,利用冷熱源對載冷劑溫度進(jìn)行一次調(diào)節(jié),再利用內(nèi)環(huán)PID控制器恒流量變溫度的二次調(diào)節(jié),計算換熱器載冷劑回液閥及旁通閥的開度,改變換熱器入口載冷劑溫度,即通過控制送風(fēng)溫度的方式達(dá)到控制室內(nèi)溫度的目的。

圖7 前饋-串級PID溫度控制框圖

對于圖7中的前饋環(huán)節(jié),采用靜態(tài)型前饋控制器,即計算出熱負(fù)荷干擾帶來的送風(fēng)溫度變化值,并引入內(nèi)環(huán)控制器的送風(fēng)溫度偏差計算中,從而達(dá)到抵消熱負(fù)荷干擾的目的。

由式(1)計算熱負(fù)荷干擾引起的送風(fēng)溫度變化值：

Tload=Qload/cairmflow

(1)

式中：Qload為室內(nèi)試驗(yàn)件、試驗(yàn)設(shè)備、照明等帶來的熱量;cair為當(dāng)前室內(nèi)溫度下的比熱容;mflow為單位時間內(nèi)流過循環(huán)風(fēng)換熱器的空氣質(zhì)量。

2.2 實(shí)驗(yàn)室氣流平衡控制技術(shù)

2.2.1 基于前饋-PID的大流量新風(fēng)控制技術(shù)

發(fā)動機(jī)排放尾氣存在溫度梯度,采用多分法多點(diǎn)排氣流量測量,按照截面積進(jìn)行等分將圓截面分成6塊區(qū)域,布置6處測點(diǎn),每處測點(diǎn)配L型皮托管、差壓變送器和溫度傳感器,皮托管用于測量動靜壓差,計算該點(diǎn)的排氣速度,通過溫度傳感器測量當(dāng)前溫度,修正此處空氣密度,從而精準(zhǔn)計算出排氣流量。流量測量示意圖如圖8所示。

圖8 流量測量示意圖

排氣管道排氣流量測量采用皮托管對管道的全壓與靜壓作差實(shí)現(xiàn)動壓測量,通過計算風(fēng)速從而測量排氣流量。

等面積劃分：

(2)

式中：i為管道界面等面積劃分?jǐn)?shù);ri為等面積劃分對應(yīng)半徑;r為管道半徑。

空氣密度修正：

ρi=P/RTi

(3)

式中：ρi為修正后空氣密度;P為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓;氣體常數(shù)R取287 J/(kg·K);Ti為ri處對應(yīng)的溫度。

風(fēng)速計算：

(4)

式中：vi為風(fēng)速;s為皮托管系數(shù);ΔPi為動壓。

流量計算：

(5)

式中：A為管道截面積。

大流量全新風(fēng)空氣補(bǔ)償系統(tǒng)采用補(bǔ)償風(fēng)機(jī)向室內(nèi)補(bǔ)氣,補(bǔ)氣流量約為35 kg/s,在補(bǔ)償風(fēng)機(jī)啟動階段,為了使補(bǔ)償空氣不對室內(nèi)微正壓造成大的波動,以5 kg/s的步長設(shè)置補(bǔ)氣流量目標(biāo)值,采用PID控制器調(diào)節(jié)補(bǔ)償風(fēng)機(jī)頻率,直至補(bǔ)氣流量達(dá)到35 kg/s。啟動發(fā)動機(jī)尾氣排放風(fēng)機(jī)后,采用PID控制排氣風(fēng)機(jī)頻率將發(fā)動機(jī)排氣口背壓(排氣口靜壓與實(shí)驗(yàn)室靜壓之差)控制在150±30 Pa范圍內(nèi)。在排氣管道布置皮托管和溫度傳感器測出排氣流量作為補(bǔ)氣流量控制的前饋值,采用前饋-PID控制器精準(zhǔn)控制全新風(fēng)補(bǔ)氣流量,控制框圖如圖9所示。

圖9 全新風(fēng)前饋-PID控制框圖

2.2.2 發(fā)動機(jī)運(yùn)行氣流平衡協(xié)同控制程序

為了使實(shí)驗(yàn)室環(huán)境條件滿足發(fā)動機(jī)運(yùn)行試驗(yàn)條件,需合理編排實(shí)驗(yàn)室補(bǔ)氣系統(tǒng)和排氣系統(tǒng)的控制邏輯,以保證飛機(jī)和實(shí)驗(yàn)室安全,確保大型客機(jī)發(fā)動機(jī)在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)成功運(yùn)行。制定了密閉空間大型客機(jī)發(fā)動機(jī)運(yùn)行氣流平衡協(xié)同控制程序,如圖10所示。

圖10 氣流平衡協(xié)同控制程序

啟動飛機(jī)APU控制程序：

① 實(shí)驗(yàn)室溫度調(diào)節(jié)至發(fā)動機(jī)運(yùn)行試驗(yàn)溫度后,執(zhí)行APU尾氣排放系統(tǒng)開啟控制程序;

② 打開APU排氣管路排氣閥門;

③ 打開APU尾氣排放噴淋電磁閥;

④ 設(shè)置APU尾氣排放口背壓,通過PID自動控制或手動控制調(diào)節(jié)APU排氣風(fēng)機(jī)頻率,控制APU尾氣排放口背壓;

⑤ 當(dāng)APU尾氣排放口背壓滿足試驗(yàn)要求時,啟動APU,并保持運(yùn)行。

啟動空氣補(bǔ)償系統(tǒng)控制程序：

① 打開提升門;

② 打開補(bǔ)償風(fēng)道內(nèi)的人員通道門,啟動液氮系統(tǒng);

③ 設(shè)置空氣補(bǔ)償流量,啟動空氣補(bǔ)償風(fēng)機(jī),通過前饋-PID自動控制或手動控制調(diào)節(jié)補(bǔ)償風(fēng)機(jī)頻率,控制空氣補(bǔ)償量;

④ 補(bǔ)償空氣的溫度采用Bang-Bang/PID全新風(fēng)溫度控制方法調(diào)節(jié)。

啟動尾氣排放系統(tǒng)控制程序：

① 打開發(fā)動機(jī)尾氣排放閥門;

② 打開發(fā)動機(jī)尾氣排放噴淋電磁閥;

③ 設(shè)置發(fā)動機(jī)尾氣排放口背壓,啟動尾氣排放風(fēng)機(jī),通過PID自動控制或手動控制調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)尾氣排氣風(fēng)機(jī)頻率,控制發(fā)動機(jī)尾氣排放口背壓;

④ 當(dāng)發(fā)動機(jī)尾氣排放口背壓滿足試驗(yàn)要求時,啟動發(fā)動機(jī),并保持運(yùn)行。

發(fā)動機(jī)運(yùn)行試驗(yàn)完成后,進(jìn)入以下程序：

① 關(guān)閉APU;

② 關(guān)閉發(fā)動機(jī);

③ 關(guān)閉APU尾氣排放系統(tǒng);

④ 關(guān)閉發(fā)動機(jī)尾氣排放系統(tǒng);

⑤ 關(guān)閉空氣補(bǔ)償系統(tǒng)。

3 動態(tài)平衡調(diào)控系統(tǒng)設(shè)計

動態(tài)平衡調(diào)控系統(tǒng)主要由空氣補(bǔ)償控制系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)尾氣排放控制系統(tǒng)等組成。

3.1 空氣補(bǔ)償控制系統(tǒng)設(shè)計

空氣補(bǔ)償控制系統(tǒng)主要由PLC控制器、皮托管、溫度傳感器、壓差變送器、液氮電磁閥、補(bǔ)償風(fēng)機(jī)、稀釋風(fēng)機(jī)和上位機(jī)等部分組成。上位機(jī)采用西門子WinCC組態(tài)軟件設(shè)計方案,實(shí)現(xiàn)對系統(tǒng)狀態(tài)參數(shù)監(jiān)控、過程數(shù)據(jù)的歸檔、歷史數(shù)據(jù)瀏覽等功能。PLC控制器選用了西門子公司的S7-1200 PLC以及相應(yīng)的DO、AI、AO等擴(kuò)展模塊,通過實(shí)驗(yàn)室東側(cè)網(wǎng)絡(luò)接口箱接入實(shí)驗(yàn)室網(wǎng)絡(luò),實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)PLC與上位機(jī)的數(shù)據(jù)通信?？諝庋a(bǔ)償控制系統(tǒng)原理如圖11所示。

圖11 空氣補(bǔ)償控制系統(tǒng)工作原理

3.2 發(fā)動機(jī)尾氣排放控制系統(tǒng)設(shè)計

發(fā)動機(jī)尾氣排放控制子系統(tǒng)主要由PLC控制器、皮托管、溫度傳感器、壓差變送器、上位機(jī)等組成?？刂葡到y(tǒng)上位機(jī)放置于測控間,PLC控制柜放置于西夾層,試驗(yàn)操作人員通過上位機(jī)對相關(guān)試驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行設(shè)置。上位機(jī)采用西門子WinCC組態(tài)軟件監(jiān)控方案,實(shí)現(xiàn)對系統(tǒng)狀態(tài)參數(shù)監(jiān)控、過程數(shù)據(jù)的歸檔、歷史數(shù)據(jù)瀏覽等功能。PLC控制器采用S7-1200 PLC,通過實(shí)驗(yàn)室西側(cè)網(wǎng)絡(luò)接口箱接入實(shí)驗(yàn)室網(wǎng)絡(luò),實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)PLC與上位機(jī)的數(shù)據(jù)通信。控制系統(tǒng)傳感器布置位置如圖12所示,T5～T11為溫度傳感器,P4～P11為壓力傳感器,S1～S3采用6路L型皮托管(壓差變送器)和溫度傳感器測量,監(jiān)測排氣管道排氣流量,控制軟件如圖13所示。

圖12 測控系統(tǒng)傳感器位置示意圖

圖13 發(fā)動機(jī)運(yùn)行氣流平衡控制軟件

3.3 工程應(yīng)用與結(jié)果

按照民機(jī)相關(guān)適航規(guī)章要求,飛機(jī)在極寒條件下停放、冷浸一夜后,發(fā)動機(jī)應(yīng)能正常啟動或采用其他維護(hù)措施后正常啟動,平均冷浸溫度不高于-35 ℃,冷浸時長不短于10 h。試驗(yàn)采用7 h從-35 ℃降溫至-40 ℃,-40 ℃保持3 h的溫度條件。冷浸結(jié)束后,進(jìn)行外觀檢查、通電檢查、APU啟動和發(fā)動機(jī)啟動試驗(yàn)。

飛機(jī)發(fā)動機(jī)在-40 ℃運(yùn)行期間的補(bǔ)償新風(fēng)溫度控制曲線如圖14所示,補(bǔ)償新風(fēng)溫度控制精度在±2 ℃以內(nèi)。飛機(jī)周圍溫度如圖15所示。由圖15可以看出,雖然受發(fā)動機(jī)氣流的影響,飛機(jī)周圍的環(huán)境溫度仍然保持在-40±3 ℃以內(nèi),試驗(yàn)結(jié)果表明發(fā)動機(jī)運(yùn)行期間實(shí)驗(yàn)室溫度場保持穩(wěn)定,達(dá)到了預(yù)期目標(biāo)。

圖14 補(bǔ)償新風(fēng)溫度曲線

圖15 發(fā)動機(jī)啟動試驗(yàn)期間試驗(yàn)溫度變化情況

圖16 發(fā)動機(jī)啟動和慢車時尾氣排放系統(tǒng)參數(shù)

4 結(jié)束語

面對民機(jī)研制進(jìn)程中對發(fā)動機(jī)低溫啟動試驗(yàn)的迫切需求,基于氣候?qū)嶒?yàn)室當(dāng)前的能力現(xiàn)狀,通過氣候?qū)嶒?yàn)室環(huán)境場動態(tài)平衡調(diào)控技術(shù)研究,實(shí)現(xiàn)了封閉空間內(nèi)發(fā)動機(jī)啟動和慢車運(yùn)行時的氣流平衡和試驗(yàn)環(huán)境的穩(wěn)定控制,在國內(nèi)首次開展了氣候?qū)嶒?yàn)室極端低溫下的飛機(jī)發(fā)動機(jī)啟動試驗(yàn),本文形成的發(fā)動機(jī)低溫啟動試驗(yàn)控制技術(shù),充分支撐了飛機(jī)實(shí)驗(yàn)室的高寒環(huán)境試驗(yàn),為民機(jī)高寒氣候環(huán)境試驗(yàn)提供了實(shí)踐依據(jù)。

本文研究內(nèi)容填補(bǔ)了國內(nèi)在氣候?qū)嶒?yàn)室飛機(jī)發(fā)動機(jī)低溫啟動試驗(yàn)控制技術(shù)方面的空白,推進(jìn)了民機(jī)實(shí)驗(yàn)室氣候環(huán)境試驗(yàn)測試技術(shù)的發(fā)展。