某航空发动机引气流量精确测量和控制

薛文鹏，马 昌，李 瑜，杨建虎

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

某航空发动机引气流量精确测量和控制

薛文鹏，马 昌，李 瑜，杨建虎

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

为了满足新研航空发动机引气系统飞行试验的需要，设计了发动机引气加载系统。文章介绍了引气加载系统设计的技术难点、系统组成、流量精确测量和控制原理及发动机引气试验，并根据试验结果对系统进行评价。试验证明，设计的引气加载系统控制精确，满足被试发动机引气系统飞行试验的要求。

发动机试验；引气加载；系统设计

1 引 言

发动机引气系统提供飞机环控系统和发动机进口防冰系统所需的高压/高温气流，关系到发动机、飞机、驾驶员/乘客的安全，是发动机的关键系统之一。《航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求》中明确提出：“以新型号飞机为首选配装对象的新型号动力装置的飞行试验，只有在发动机及对飞行安全有重大影响的动力装置附件和系统，通过高空模拟台试验及飞行试验台试验的前提条件下，才允许选择该新型飞机、直升机作为试验载机。”

因此，新研动力装置飞行试验，必须评定发动机引气系统工作对发动机推力/功率及燃油消耗率等的影响，同时评定发动机在引气工作状态下的稳定性、可靠性。在发动机试飞平台进行发动机引气试验，若对飞机的环控系统进行更改，工程量大，周期长，且不具备通用性，因此设计一套引气加载系统，模拟飞机环控系统、发动机防冰等下游系统引气的状态，对发动机引气系统进行试验。

2 引气加载系统技术指标

根据试验需要，引气加载系统技术指标如下：

(1)引气量符合某型发动机引气技术指标，在发动机引气量50%-200%无级可调；

(2)引气系统所选用的控制活门和电磁阀门，工作环境温度100℃；

(3)流量测量、控制精确。

同时，需要满足如下功能：发动机压气机的低压级和高压级间引气的自动转换；对发动机引气压力进行控制；发动机引气关断功能；发动机引气系统引气流量的控制；发动机引气系统监控和指示。设计的技术难点在于引气流量的无级调节和引气流量的准确控制。

系统由采集控制器(带显示器)，控制旋钮，高/低压引气，调节阀门以及温度、压力、流量测量传感器，流量限流装置等组成，如图1所示。低压引气由中压单向阀(IPCV)和低压引气总管组成。IPCV安装在发动机压气机低压引气口的下游，仅允许低压引气流通过，防止高压引气时气流倒流至低压引气口。高压引气由高压阀(HPV)和高压引气总管组成。控制器对引气系统压力(P)、温度(T)和流量进行测试、显示，同时控制系统阀门通断。压力调节由压力调节切断阀(PRSOV)自动实现。

图1 引气加载系统结构图

系统通过引气控制活门、流量测量装置、控制器和控制旋钮控制引气流量，实现对引气流量的无级调解。同时，在引气流量管道出口安装一套流量限流装置，防止引气流量过大对发动机造成伤害。

工作原理：当发动机低压引气压力满足系统引气需要时，控制器控制高压阀断开，来自低压的压缩空气驱使IPCV打开，气流供入下游。当发动机引气压力不足时，控制器控制高压阀接通，引出高压空气，高压气流驱使IPCV关闭，系统从发动机高压引气。

3 引气流量精确测量和控制

3.1 流量测量装置

流量测量装置由直管段、总静压测头、温度传感器、压差传感器、总压传感器等组成，如图2所示。

1.压差传感器 2.总静压测头 3.压力传感器 4.温度传感器图2 流量测量装置示意图

通过控制器模拟量输入通道，测量总静压压差信号dP(kPa )、压力信号P(kPa )、温度信号T( ℃)，测量装置通径的测量面积为A( m2)。

引气流量G，计算公式如下：

(1)

式中，K为常数， κ为气体常数，A为测量装置截面的气动面积(m2)，P为总压(kPa)，p*为静压(kPa)，总静压差dP=P-p*，T为测量截面温度(℃ )。

因为工作状态下流过流量测量装置的气流为高温、高压气流，且传感器安装后会扰乱流场，对流量计算产生影响，因此，通过风洞吹风校准试验后给出温度校准系数 ，从而最终得到流量计算公式：

(2)

式(2)应用的参数温度、压力测量按照国军标规定，选用合适的传感器，保证测量精度。因此，公式中影响流量测量的主要因子为直管段测量面积(A)和温度校准系数 θ。对于测量装置直管段测量面积A，通过硬件加工保障准确度，由具有专业资质的厂家进行加工，内径加工误差为Φ±3μ。

3.2 吹风试验

硬件加工完成后，将测量装置(安装所有传感器)拿去进行风洞吹风试验，以得到准确的计算系数。吹风试验布置如图3所示，被测装置安装在试验台音速喷嘴下游，根据流体的连续性原理，用标准音速喷嘴装置为流体上游对下游的流量测量装置进行标定。标准音速喷嘴精度0.25%，绝对压力变送器和压差变送器精度为0.075%，温度传感器精度±0.1℃。

图3 流量测量装置吹风示意图

设备安装完成后，调节喷嘴前阀门控制标准流量，按照测量装置实际测量范围间隔由小到大调节，每个状态稳定30s后记录数据。试验数据经过计算算术平均值、标准误差，剔除粗大误差后得到如表1所示数据。最后绘制θ-Re、θ-G0曲线，如图4、图5所示。

表1 流量测量装置试验数据

图4 θ-Re曲线

图5 θ-G0曲线

由上述拟合曲线得到计算公式，通过迭代计算得到最优温度校准系数θ。在流量范围50%～200%以内，θ取0.9229时，流量误差在±1.5%。

3.3 引气流量控制

引气流量控制为无级调解。根据流量测量装置显示流量，通过调节电位计调节气动伺服控制活门开闭，进而控制引气流量。气动控制活门选用航空配件厂生产的气动伺服控制活门，该气动活门主要技术参数如下：

工作电压：最大30VDC；

控制电流：0～100mA；

工作响应时间：从全开到全关状态时间不大于2.25s，从全关到全开状态不大于0.10s；

活门初始位置：在弹簧力作用下处于全开状态；

活门工作状态：随着控制电流的增加，活门从全开状态向全关状态运动。

引气流量控制原理图见图6，通过调节电位计电阻输出给控制器，控制器根据电位计输出电阻的大小输出给气动伺服控制活门0～10V电压，控制气动伺服控制活门的输入电流大小。当控制电流小于10mA时，气动伺服阀处于打开状态。随着控制电流增大，伺服腔压力逐渐增大，控制腔压力逐渐增大，阀门开度逐渐减少。控制电流大于85mA时，蝶阀处于全关状态。控制引气流量范围大约为发动机引气量的50%～200%，在该范围内可无级调节。

图6 引气加载流量控制原理图

4 试验结果和分析

发动机进行了多次试验，首先，在不同高度、速度、马赫数参数组合下进行试验(不引气)，其次，在对应参数组合下进行引气试验，采集相关参数进行对比分析。以某状态无引气/有引气试验数据为例进行分析，试验数据经过计算，在相同马赫数、不同换算转速下发动机有/无引气推力变化和燃油消耗率变化如图7所示。

由图中可以看出，在发动机换算转速50%— 95%

图7 引气前后参数变化

之间(换算转速50%以下不进行引气试验)，从发动机进行引气对推力影响较小，但同时间内燃油消耗率显著增加，最高约13%。

换算转速95%以上进行引气试验，推力明显减小，最大接近15%。这一阶段，燃油消耗率增加百分比减少，但因为发动机大状态时燃油消耗基数增大，因此燃油消耗增加总值比小状态时大。

5 结束语

试验证明，某型航空发动机引气加载系统设计科学合理，流量测量、控制精度高，圆满完成预定试验项目，能够满足发动机空中飞行试验引气项目的

试验需求，且引气系统能够推广至其他发动机飞行试验。

[1]GJB243A-2004 航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求[S].

[2]某型发动机技术说明书[Z].

[3]气动控制阀门技术说明书[Z].

[4]赵斌,李绍斌,周盛,等.航空发动机空气系统气源引气的研究进展[J].航空工程进展,2012,3(4):476-485.

[5]王磊.民用飞机发动机引气系统设计方法研究[J].科技视界,2014,(17):72-72.

[6]王鲁闽.波音737-700/800型飞机发动机引气系统及其故障分析[J].现代制造技术与装备,2015,(4):69-70.

[7]潘明旭.A320系列飞机发动机引气系统原理及故障分析[J].中国民航飞行学院学报,2013,24(2):49-51.

[8]吴波,白龙.浅谈发动机引气系统健康测试[J].价值工程,2012,31(24):40-42.

[9]张志军.发动机引气系统故障分析[J].科技风,2014,(20):123-123.

[10]刘君强,王小磊,张马兰,等.基于改进SDG的发动机引气系统多故障诊断方法[J].航空动力学报,2015,(2).

[11]刘娟.引气系统安全性设计关键技术研究[D].南京航空航天大学,2014.

Precise Measurement and Control of Air Flow of Aeroengine

Xue Wenpeng, Ma Chang, Li Yu, Yang Jianhu

(China Flight Test Establishment, Xi′an 710089, Shaanxi, China)

An air loading system is designed to meet the needs of the flight test of aeroengine. The technical problems, system composition, flow measurement and control principle and rig test are described in this paper, and the system is evaluated by the test results. The test proves that the designed air loading system can meet the requirements of the flight test of tested engine.

engine test; air loading; system design

2016-10-13

薛文鹏(1987-)，男，硕士，工程师，主要研究方向：航空发动机整机试验技术。

V23

B

10.3969/j.issn.1674-3407.2016.04.012