(海軍裝備部，西安 710089)

1 引言

航空發(fā)動機他機飛行臺領(lǐng)先試飛，可以提前釋放動力裝置研制風(fēng)險、節(jié)約經(jīng)費和縮短研制周期，提高試飛安全，加快航空發(fā)動機研制進程，被廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機的試飛中[1-2]。航空工業(yè)發(fā)達國家一貫重視發(fā)動機通用飛行臺的系列化建設(shè)，俄羅斯、美國的官方試飛機構(gòu)均有系列化的航空發(fā)動機通用飛行臺。此外，GE、普惠、羅-羅三家航空發(fā)動機公司，也都有各自的通用飛行臺用于發(fā)動機取證試飛。我國先后建設(shè)了兩代航空發(fā)動機通用飛行臺，對多種型號發(fā)動機進行飛行試驗，為我國航空發(fā)動機的研制和改進、新型飛機的安全飛行和定型以及航天和能源事業(yè)的發(fā)展做出了重大貢獻[3]。

作為航空發(fā)動機他機領(lǐng)先試飛中的重要環(huán)節(jié)，航空發(fā)動機的引氣負載提取，能夠提前暴露動力裝置薄弱環(huán)節(jié)，在型號研究中被廣泛應(yīng)用。一般來說，發(fā)動機引氣主要用于冷卻系統(tǒng)、增壓系統(tǒng)和發(fā)動機防冰系統(tǒng)[4-6]，飛機引氣用于發(fā)動機進氣道唇口防冰系統(tǒng)、飛機環(huán)控系統(tǒng)液冷罐增壓、飛機燃油系統(tǒng)油箱增壓[7-10]。航空發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)是通過消耗掉發(fā)動機引氣，以模擬飛機引氣以及發(fā)動機引氣的狀態(tài)[11-12]。國軍標GJB 243A-2004[13]《航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求》明確提出：以新型飛機、直升機為首選配裝對象的新型動力裝置的飛行試驗，只有在發(fā)動機及對飛行安全有重大影響的動力裝置附件和系統(tǒng)通過高空模擬臺試驗及飛行試驗臺試驗的前提條件下，才允許選擇該新型飛機、直升機作為試驗載機。該標準中引氣負載系統(tǒng)即用于考核引氣對被試發(fā)動機的影響。為實現(xiàn)航空發(fā)動機他機領(lǐng)先試飛中的技術(shù)要求，需研制滿足發(fā)動機地面和飛行時引氣負載試驗要求的引氣負載試驗系統(tǒng)。為此，針對航空發(fā)動機他機領(lǐng)先試飛，本文設(shè)計研制了一種發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)，為不同型號發(fā)動機引氣系統(tǒng)設(shè)計提供參考。

2 引氣負載系統(tǒng)研制總體要求

2.1 引氣負載系統(tǒng)布局

圖1給出了整個引氣負載系統(tǒng)的安裝框圖。在發(fā)動機短艙4 框后端引氣管上設(shè)計關(guān)斷閥、節(jié)流裝置，調(diào)節(jié)節(jié)流裝置控制引氣流量，并通過發(fā)動機尾罩排入大氣，完成整個引氣負載試驗。

圖1 引氣負載系統(tǒng)安裝框圖Fig.1 Air intake load system installation clock diagram

圖2為引氣負載系統(tǒng)整體布局圖。在發(fā)動機2#短艙4 框后端通向機翼處，拆掉該部位通向機翼的引氣管及其相關(guān)附件，將通向引氣管對接接頭封堵后，在4 框后端引氣管上設(shè)計本引氣負載系統(tǒng)。引氣通過關(guān)斷閥、流量測量裝置、引氣控制閥，利用調(diào)節(jié)節(jié)流裝置控制排出的引氣流量。短艙內(nèi)部管路布置復(fù)雜，需進行現(xiàn)場測繪才能完成對短艙內(nèi)部的實際取樣。除了原引氣管路及其他管路外，還需安裝發(fā)動機的連桿，引氣負載系統(tǒng)所含壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥、流量測量裝置、引氣流量控制閥、限流文氏管等部件。

結(jié)合圖2引氣負載系統(tǒng)整體布局及排氣管進行現(xiàn)場布置，排氣管及引氣負載系統(tǒng)通過安裝支架與短艙固定連接。為便于維修，壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥、流量測量裝置、引氣流量控制閥、限流文氏管等主要部件應(yīng)布置在維修口蓋附近，使其在可維修、檢查范圍內(nèi)。

圖2 引氣負載系統(tǒng)整體布局圖Fig.2 Overall layout of air intake load system

2.2 主要技術(shù)指標

航空發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)工作的環(huán)境即為飛行臺實際包線范圍內(nèi)短艙的工作環(huán)境。一般為工作溫度-45℃～+70℃，相對濕度≤95%(25±5℃)，振動滿足GJB 150.16A-2009[14]振動環(huán)境試驗要求。為滿足引氣負載系統(tǒng)不同流量調(diào)節(jié)范圍需求，系統(tǒng)空氣流量調(diào)節(jié)范圍一般為0～2 000 kg/h。工作介質(zhì)為高壓空氣，其工作溫度和壓力即為壓氣機引氣的溫度和壓力，一般為100～280℃和0.3～1.0 MPa(相對壓力)。

為滿足引氣負載系統(tǒng)不同流量調(diào)節(jié)的需求，設(shè)置壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥、流量調(diào)節(jié)閥、流量測量裝置和限流文氏管，以保證設(shè)備的正常使用和安全。氣體管路均采用不銹鋼管制造，加工應(yīng)光滑，無毛刺、裂痕、壓痕等缺陷；連接處應(yīng)密封性良好，耐壓性合格，高壓高溫時無變形。流量測量裝置加工完成后，需經(jīng)過校準試驗給出校準系數(shù)。引氣管路進口應(yīng)安裝引氣總壓測頭，并預(yù)留總溫測量安裝接口。引氣負載系統(tǒng)相關(guān)管路、設(shè)備等需安裝在飛機2#短艙，且系統(tǒng)安裝及固定不影響飛機及其他試驗任務(wù)系統(tǒng)的正常工作。引氣負載系統(tǒng)裝機前需進行實驗室試驗，安裝完成后進行管路密封性試驗，應(yīng)無氣體泄漏。引氣負載系統(tǒng)在飛機上安裝時，需按照HB 7261-1995[15]《科研試飛航空機務(wù)工程要求》中的相關(guān)規(guī)定進行檢查。因安裝空間有限，要求整個系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、體積小巧，管路及設(shè)備易于檢查、維修和調(diào)換。

3 引氣負載系統(tǒng)方案設(shè)計

3.1 系統(tǒng)組成及布局

圖3為引氣負載系統(tǒng)組成示意圖，主要由引氣控制系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)、流量/溫度測量裝置、引氣流量控制閥及限流文氏管等組成。引氣負載系統(tǒng)通過測量控制系統(tǒng)，控制壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥和引氣流量控制閥，測量、顯示和記錄流量測量裝置獲取的參數(shù)。

圖3 引氣負載系統(tǒng)組成示意圖Fig.3 Schematic diagram of air intake load system

完成引氣負載系統(tǒng)的改造安裝后，通過引氣控制系統(tǒng)使其進入工作狀態(tài)。根據(jù)測量段測量的壓力和溫度計算引氣流量，并將計算的引氣流量顯示在測控系統(tǒng)屏幕上。根據(jù)計算流量通過引氣流量控制閥將引氣調(diào)節(jié)至試驗要求流量，從流量控制閥流出的氣體通過限流文氏管排入大氣。

壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥安裝在發(fā)動機短艙內(nèi)，當(dāng)需要從發(fā)動機引氣時，在操縱面板上打開壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥，發(fā)動機總管氣體進入引氣負載系統(tǒng)。當(dāng)不需要從發(fā)動機引氣時，關(guān)斷該閥門，并在閥門之前測量引氣的溫度及壓力。

3.2 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

圖4、圖5分別為引氣負載系統(tǒng)三維示意圖和結(jié)構(gòu)圖。管路通過卡箍進行密封連接，且所有管路均按要求采取保溫防護處理。部件中，壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥、引氣流量控制閥、限流文氏管、卡箍為采購件，流量測量裝置、引氣負載系統(tǒng)管路為設(shè)計加工件。通過測量總壓和靜壓，獲取總靜壓差數(shù)據(jù)，進行流量的測試計算。為保證測量數(shù)據(jù)的準確性，流量測量裝置入氣端直管長度不小于200 mm，出氣后端直管長度不小于100 mm。

圖4 引氣負載系統(tǒng)三維示意圖Fig.4 3D diagram of air intake load system

圖5 引氣負載系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Structural block diagram of air intake load system

3.3 控制系統(tǒng)設(shè)計

為實現(xiàn)發(fā)動機從高壓級引氣到低壓級引氣之間的相互轉(zhuǎn)換、引氣的關(guān)斷功能以及引氣壓力的調(diào)節(jié)，設(shè)計了相應(yīng)的引氣控制系統(tǒng)，實現(xiàn)了發(fā)動機引氣監(jiān)控和指示。

3.3.1 系統(tǒng)組成

為了對引氣負載系統(tǒng)各閥門以及壓力和流量進行控制、測試、顯示，系統(tǒng)配置了一個PLC控制器、引氣控制活門、流量測量裝置、壓力傳感器(P)和相應(yīng)的控制附件等。PLC控制器由CPU機架、電源模塊、處理單元、離散量輸入模塊、離散量輸出模塊、模擬量輸入模塊、顯示器等組成。引氣負載控制系統(tǒng)還包含中壓單向閥、高壓閥、壓力調(diào)節(jié)切斷閥、預(yù)冷卻交換器、溫度傳感器(T)等。通過氣動伺服控制活門開度，實現(xiàn)了引氣流量的無級調(diào)節(jié)，滿足了不同工況條件下的引氣流量需求。整個引氣負載系統(tǒng)控制如圖6所示。

圖6 引氣加載控制總圖Fig.6 General control diagram of air inlet loading

3.3.2 低壓級引氣控制

低壓級引氣由中壓單向閥和低壓級引氣總管等組成。中壓單向閥安裝在發(fā)動機壓氣機低壓級引氣口的下游，其作用是僅允許低壓級引氣流通過，防止高壓級引氣時氣流倒流至低壓級引氣口。控制器控制高壓閥關(guān)閉，來自低壓級的壓縮空氣驅(qū)使中壓單向閥打開，系統(tǒng)從發(fā)動機低壓級引氣。

3.3.3 高壓級引氣控制

高壓級引氣由高壓閥和高壓級引氣總管等組成，高壓閥供電電壓為28 VDC，由飛機提供電源，控制器一個開關(guān)通道控制通斷。通過控制器和壓力傳感器測量發(fā)動機引氣壓力。當(dāng)發(fā)動機引氣壓力不足時，控制器控制高壓閥接通電源，引出高壓空氣，高壓級高壓氣流驅(qū)使中壓單向閥關(guān)閉，系統(tǒng)從發(fā)動機高壓級引氣。當(dāng)發(fā)動機低壓級引氣壓力滿足系統(tǒng)引氣需要時，控制器控制高壓閥斷開電源，來自低壓級的壓縮空氣驅(qū)使中壓單向閥打開，氣流供入下游。

3.3.4 壓力調(diào)節(jié)

壓力調(diào)節(jié)切斷閥供電電壓為28 VDC，由飛機提供電源，其通斷由控制器控制。壓力調(diào)節(jié)切斷閥通過感受其出口氣流壓力信號自動調(diào)節(jié)，控制蝶形活門開度實現(xiàn)壓力調(diào)節(jié)功能。

3.3.5 引氣控制

引氣流量控制采用無級調(diào)節(jié)的氣動伺服控制活門。引氣流量調(diào)節(jié)分為自動調(diào)節(jié)和手動調(diào)節(jié)，用開關(guān)控制控制器，控制器通過判斷不同的觸點接通控制活門開度增加或減少，調(diào)節(jié)引氣流量的大小。控制器通過設(shè)定的流量自動控制電動活門，此時為引氣流量的自動調(diào)節(jié)。通過調(diào)節(jié)電位計電阻輸出給控制器，控制器根據(jù)電位計電阻的大小輸出給氣動伺服控制活門0～10 V 電壓；控制氣動伺服控制活門的輸入電流，調(diào)節(jié)活門的大小，從而控制引氣流量，可在其引氣流量范圍內(nèi)實現(xiàn)無級調(diào)節(jié)。手動調(diào)節(jié)控制原理如圖7所示。

圖7 手動調(diào)節(jié)控制原理Fig.7 Manual control schematic diagram

3.4 引氣流量測量

引氣流量測量裝置采用了與引氣總管相同管徑的直管段，測量設(shè)備包括總靜壓測頭、壓力傳感器、壓差傳感器以及溫度傳感器等，見圖8?？刂破鞑杉瘉碜粤髁繙y量裝置的信號參數(shù)，主要包括總靜壓壓差信號(dp/kPa)，壓力信號(p/kPa)，溫度信號(T/℃)，測量裝置通經(jīng)的測量面積(A/m2)。根據(jù)流量測量裝置的溫度校準系數(shù)θ，由公式(1)可計算出引氣流量(Wa/(kg/h))[16-17]。

圖8 流量測量裝置Fig.8 Principle of flow measuring device

4 應(yīng)用實施

引氣負載系統(tǒng)須完成管路密封性試驗和地面實驗室試驗，在所有試驗合格后方可裝機使用。對某型發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)，首先進行產(chǎn)品外觀檢查，確認表面無壓傷、裂紋、毛刺、銹蝕等缺陷，產(chǎn)品標記清晰、準確，標志位置符合圖樣規(guī)定；然后檢查管路氣密性；最后將所設(shè)計的引氣負載系統(tǒng)裝機，進行地面試驗。結(jié)果表明，系統(tǒng)工作正常，最大引氣量達到所要求的引氣量，發(fā)動機工作穩(wěn)定。

在某一飛行高度和飛行速度條件下進行了相關(guān)引氣加載飛行試驗，結(jié)果見圖9。由圖可看出，不同發(fā)動機狀態(tài)(油門位置)下，放氣活門開到相適應(yīng)的角度，引氣量達到對應(yīng)的水平。隨著引氣量逐漸加大，發(fā)動機部件之間原有的平衡受到影響，此時自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)調(diào)節(jié)高壓壓氣機靜葉角度以保持發(fā)動機的穩(wěn)定工作。圖10 給出了某架次試驗時引氣負載流量、溫度和壓力的變化。可看出，引氣負載突變時引氣壓力、溫度和引氣量都有一個短時的超調(diào)瞬態(tài)過程或沖擊。這表明系統(tǒng)在不同引氣負載下工作穩(wěn)定、性能穩(wěn)定，達到了預(yù)定的設(shè)計和試驗?zāi)康摹?/p>

圖9 不同引氣流量狀態(tài)下發(fā)動機的穩(wěn)定工作結(jié)果Fig.9 Steady operating results of the engine at different exhaust flow rates

圖10 發(fā)動機不同狀態(tài)下引氣參數(shù)的變化Fig.10 Variation of air bleeding parameters under different conditions

5 結(jié)論

(1)根據(jù)發(fā)動機飛行臺試飛需求，結(jié)合短艙結(jié)構(gòu)，提出了一種航空發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)設(shè)計方法，實現(xiàn)了航空發(fā)動機飛行臺引氣負載提取。

(2)該引氣負載系統(tǒng)獨立于飛行臺載機，通過壓力調(diào)節(jié)/關(guān)斷閥、流量測量裝置、引氣流量控制閥、控制系統(tǒng)等，實現(xiàn)了對發(fā)動機不同流量引氣的提取及控制。

(3)該引氣負載系統(tǒng)在不同工況條件下工作性能穩(wěn)定，達到了預(yù)定目的，其設(shè)計方案、方法具有一定的通用性，為后續(xù)不同型號發(fā)動機引氣負載系統(tǒng)研制提供了依據(jù)。