提高航空發動機測試性的結構設計方法及應用

周偉朋+金彬

摘 要：航空發動機可測試性作為一項重要設計指標已貫穿于發動機設計和使用的全壽命工作過程中，測試結構的設計是保障航空發動機可測試性目標實現的一項重要工作。為滿足可測試性要求，結構設計方案應根據不同的測試項目和測試需求，分析所處的應用環境，進行有針對性的設計。通過對測試項目的分類和測試需求的分析，以國內某系列發動機測試結構設計為基礎，對航空發動機上的典型測試結構方案的特征、應用范圍以及具體結構實現方法進行分析和研究，這些方案在發動機實際工作中得到了有效的工程驗證，其結構可靠，可以滿足測試需求。

關鍵詞：航空發動機 測試性 結構設計

中圖分類號：V24 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（c）-0072-02

The structural design methods of improving testability in aero engine

ZHOU Weipeng JIN Bin

（Shenyang Engine Design And Research Institute， Shenyang Liaoning 110015， China）

Abstract：The testability of aero engine is an important figure which exists in the hole life cycle of aero engine design and service.The testing structure design plays an significant role in fulfilling the testability goal of the aero engine. The testing structure scheme should be based on the character of testing project and the working environments should also be studied carefully. The significant schemes of testing structures which contains the character， working limitation and the way of structural realization in the aero engine were studied by the means of program classification and working requirements analyze. All the schemes were validated in the real working environment of aero engine and the needs of testing system were also fulfilled.

Key words：aero-engine testability structure design

現代航空燃氣渦輪發動機是集熱機與推進器于一體的復雜機械系統，涉及氣動、結構強度、材料、控制等多學科，具有高溫、高壓、高轉速等苛刻的工作條件，要求具有高的性能、可靠性和耐久性，而發動機從論證、立項研制一直到設計定型往往要經歷重重嚴格的考驗才能成為一款成熟的發動機裝備，既要在驗證機研制時考慮發動機功能和性能，又要解決工程驗證過程中暴露出的各種故障，需要對發動機進行大量的溫度、壓力、應力等參數測量，在發動機總體結構方案設計時就考慮發動機的測試性問題，是使發動機研制得以順利進行的至關重要的問題。

具有加力部件的渦輪風扇發動機常規測量參數主要包括：轉速、角度以及靜壓等，除此之外，發動機各截面壓力脈動、整機振動等均有大量需測量的參數，所以，在結構設計時必須要充分考慮這些測量需求，使發動機具有可測試性。

1 測試項目分類

測試參數多少受發動機結構的復雜程度、控制規律的復雜程度和不同用途等因素的影響，雙轉子發動機和單轉子發動機相比，要求測試的參數至少多一個轉子的轉速，多變量的控制規律必然比單變量的參數多，根據測試參數的主要用途可分為控制參數、監測參數、流程參數和專項參數。

2 測試需求分析

在航空發動機研制的各個階段測試需求是不同的。下面以某型帶加力的雙轉子渦輪風扇發動機為例說明其測試參數需求。

2.1 控制參數

發動機調節規律的選擇原則是保證計算飛行狀態下發動機發出最大推力和良好的油耗特性，同時考慮飛機進氣道可容流量、發動機最大轉速限制、渦輪前溫度限制、總增壓比限制和工作穩定性后的一個綜合方案，其控制規律是一種復合式調節規律，因此，需要直接測量的主機參數有發動機進口總溫T1、壓氣機進口總溫T25、低壓轉子轉速n1、高壓轉子轉速n2、壓氣機出口壓力P3、低壓渦輪后排氣壓力P6、低壓渦輪后排氣溫度T6、風扇進口可調葉片角度α1、壓氣機進口可調葉片角度α2、收擴噴口面積A8，另外還有控制系統采集的燃滑油系統管路、成附件的控制參數等也是發動機控制系統必備的測量參數。

2.2 監控參數

依據發動機健康管理系統設計方案設置監控參數，對于未采用健康管理系統的發動機，仍然有設置監控發動機工作狀態的測量參數需求，因此，需要直接測量的參數通常有風扇出口內外涵壓力脈動P23m/P13m、壓氣機出口壓力脈動P3m、整機振動總量B、滑油壓差ΔP、滑油回油溫度TM、金屬屑末信號等，另外發動機控制參數中很多參數也屬于發動機的監控參數，如低壓渦輪后排氣溫度T6。

2.3 流程參數

流程參數是流路中各部件間截面或重要位置的氣動參數，通常是空氣或燃氣的總溫、總壓和靜壓，除了控制系統直接采集的少量機載參數外，其它絕大多數參數通常需要單獨安裝測試系統進行測量，通常包括發動機各部件進出口總溫和總壓等。endprint

2.4 專項測試參數

發動機研制通常是較為漫長的過程，需要反復測量設計結果與理論計算的差異，同時在遇到故障時，需要進行專項測量來確定故障原因，因此，專項測試包含很多非常規的測試項目，如轉子軸向力和各壓力腔壓力，葉片動應力，支點軸承溫度測量，渦輪前溫度，燃油流量，排氣溫度場測量等，這些測試項目雖然具有一定的偶然性，但是從發動機研制的規律來看具有很大的必然性，所以在發動機結構設計時仍然需要重點考慮，預期可能出現的問題，從而提供必要的測量條件。

3 測試結構設計

基于整機測試項目和測試需求分析，發動機測試參數按其參數性質有如下幾種：溫度、壓力、位移、轉速、應力、應變、流量、載荷、振動、頻率、面積、間隙等。

為了能夠實現上述各類參數的測試，在發動機總體結構方案設計時，除了完成正常的機載控制、監測參數的結構設計外，還應預見發動機功能、可靠性等驗證或者排故等可能需要的測試功能需求，預先保留必要的測試安裝座、測試通道和相應的操作窗口等，因此，本文就發動機主機主要的測試參數提出測試結構設計的方案、原則。

3.1 溫度測試

常見的溫度測試可分為流道總溫、壁溫和腔溫、溫度場測量等。

如圖1所示，對于單層機匣，可以直接在機匣上預留溫度傳感器安裝座，直接完成流道總溫的測量。

壁溫和腔溫測量通常是在發動機內部測試的壁面或密封腔布置熱電偶，需要在引線路徑上機匣等結構件上開孔，一般測試座結構如圖2所示，在機匣上預留測試安裝座，開孔除了引線外，臺階孔用來填充密封材料，通過壓板用螺栓壓住，確保不漏氣。

對于多層機匣，測量點位于發動機內流道，需要穿過多層機匣進行測量，為解決引線路徑較長，測量引線可靠性問題，設計引線管來保護，在機匣上預留好安裝座來固定引線管，如圖3所示。

部分復雜溫度場，如發動機主燃燒室出口溫度場或渦輪后排氣溫度場，可單獨設計具有溫度場測量功能的部件，如渦輪導向葉片前緣安裝高溫熱電偶，或加力部件機匣上設置一定數量的安裝座，專門用于溫度場測量。發動機上應用較多的主燃燒室出口溫度場測量結構如圖4所示，通過導向器改裝設計布置測點，再將測試引線引出發動機進行測量。

3.2 壓力測試

航空發動機常見的壓力測試可分為總壓、靜壓和脈動壓力測量。其中總壓測試用發動機測試結構與總溫測試結構大同小異，這里不詳細論述。

靜壓測試在發動機應用較多的兩種結構如圖5所示，通過發動機結構設計，將靜壓信號引出發動機，通過連接測試傳感器完成靜壓測量。

脈動壓力測試結構在航空發動機上的應用主要分為兩種，一種是在發動機上設計傳感器安裝座，直接安裝傳感器，適用與測量位置空間充足和結構簡單的位置；另一種是通過結構設計脈動壓力測試引出管，將脈動信號引出發動機，適用與結構復雜，空間緊張，需要穿過雙層或多層機匣。這里介紹一種穿雙層機匣的脈動壓力測量結構，如圖6所示，在設計此結構過程中，需要充分考慮發動機裝配性、密封性和發動機工作過程中的軸向變形，同時需要考慮路徑和結構形式對脈動信號的影響。

3.3 其他測試

這里選取一種典型且復雜的高壓渦輪間隙測量結構方案進行介紹。航空發動機高壓渦輪部件處于高溫高壓工作條件下，其發動機本身結構非常復雜，測試傳感器和測試引線至少需要穿過四層機匣才能引出發動機，如圖7所示測試裝配結構方案來實現高壓渦輪間隙的測量。

4 測試結構應用

上文介紹的溫度、壓力以及間隙等測試結構在國內某系列發動機研制過程中已得到廣泛使用和驗證。其中發動機總溫測量結構、發動機壁溫和腔溫測量開孔結構、發動機多層機匣測量裝配結構、發動機靜壓測量結構和雙層機匣脈動壓力測量裝配結構等在某系列發動機常規測試和專項測試中為測試首選結構，其結構的可靠性和適用性已經過了數百次試車驗證。發動機主燃燒室出口溫度場測量結構，經過了某系列發動機兩次全流程參數測量驗證，其結構方案得到了初步驗證。高壓渦輪間隙測量裝配結構，經過了國內不同型號間隙測量專項試車驗證，結構方案較為合理可行，能夠實現間隙測量需求，并可以保證工作可靠。

5 結語

在結構設計過程中，尤其是方案設計過程中，應充分貫徹可測試性設計思想，預留測試結構，為后續發動機研制過程中避免對發動機補加工工作，節省研制周期具有重要作用。該文研究的某系列發動機典型測試性結構方案均已在航空發動機中得到廣泛應用，其結構形式較為成熟可靠，具有較好的工程應用價值。

參考文獻

[1] 張寶誠.航空發動機試驗和測試技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.

[2] 《航空發動機設計手冊》第5冊《渦噴及渦扇發動機總體》[Z].2001.

[3] 林典倫，田仲，等.GJB 2547-95《裝備測試性大綱》[Z].

[4] 西北工業大學編.航空發動機氣動參數測量[M].國防工業出版社，1980.

[5] 朱艷.某型發動機測試系統設計[D].工程碩士論文，電子科技大學，2009.

[6] 姜彩虹.航空發動機雙余度控制規律設計方法[J].航空動力學報，2011（10）： 2364-2370.endprint

2.4 專項測試參數

發動機研制通常是較為漫長的過程，需要反復測量設計結果與理論計算的差異，同時在遇到故障時，需要進行專項測量來確定故障原因，因此，專項測試包含很多非常規的測試項目，如轉子軸向力和各壓力腔壓力，葉片動應力，支點軸承溫度測量，渦輪前溫度，燃油流量，排氣溫度場測量等，這些測試項目雖然具有一定的偶然性，但是從發動機研制的規律來看具有很大的必然性，所以在發動機結構設計時仍然需要重點考慮，預期可能出現的問題，從而提供必要的測量條件。

3 測試結構設計

基于整機測試項目和測試需求分析，發動機測試參數按其參數性質有如下幾種：溫度、壓力、位移、轉速、應力、應變、流量、載荷、振動、頻率、面積、間隙等。

為了能夠實現上述各類參數的測試，在發動機總體結構方案設計時，除了完成正常的機載控制、監測參數的結構設計外，還應預見發動機功能、可靠性等驗證或者排故等可能需要的測試功能需求，預先保留必要的測試安裝座、測試通道和相應的操作窗口等，因此，本文就發動機主機主要的測試參數提出測試結構設計的方案、原則。

3.1 溫度測試

常見的溫度測試可分為流道總溫、壁溫和腔溫、溫度場測量等。

如圖1所示，對于單層機匣，可以直接在機匣上預留溫度傳感器安裝座，直接完成流道總溫的測量。

壁溫和腔溫測量通常是在發動機內部測試的壁面或密封腔布置熱電偶，需要在引線路徑上機匣等結構件上開孔，一般測試座結構如圖2所示，在機匣上預留測試安裝座，開孔除了引線外，臺階孔用來填充密封材料，通過壓板用螺栓壓住，確保不漏氣。

對于多層機匣，測量點位于發動機內流道，需要穿過多層機匣進行測量，為解決引線路徑較長，測量引線可靠性問題，設計引線管來保護，在機匣上預留好安裝座來固定引線管，如圖3所示。

部分復雜溫度場，如發動機主燃燒室出口溫度場或渦輪后排氣溫度場，可單獨設計具有溫度場測量功能的部件，如渦輪導向葉片前緣安裝高溫熱電偶，或加力部件機匣上設置一定數量的安裝座，專門用于溫度場測量。發動機上應用較多的主燃燒室出口溫度場測量結構如圖4所示，通過導向器改裝設計布置測點，再將測試引線引出發動機進行測量。

3.2 壓力測試

航空發動機常見的壓力測試可分為總壓、靜壓和脈動壓力測量。其中總壓測試用發動機測試結構與總溫測試結構大同小異，這里不詳細論述。

靜壓測試在發動機應用較多的兩種結構如圖5所示，通過發動機結構設計，將靜壓信號引出發動機，通過連接測試傳感器完成靜壓測量。

脈動壓力測試結構在航空發動機上的應用主要分為兩種，一種是在發動機上設計傳感器安裝座，直接安裝傳感器，適用與測量位置空間充足和結構簡單的位置；另一種是通過結構設計脈動壓力測試引出管，將脈動信號引出發動機，適用與結構復雜，空間緊張，需要穿過雙層或多層機匣。這里介紹一種穿雙層機匣的脈動壓力測量結構，如圖6所示，在設計此結構過程中，需要充分考慮發動機裝配性、密封性和發動機工作過程中的軸向變形，同時需要考慮路徑和結構形式對脈動信號的影響。

3.3 其他測試

這里選取一種典型且復雜的高壓渦輪間隙測量結構方案進行介紹。航空發動機高壓渦輪部件處于高溫高壓工作條件下，其發動機本身結構非常復雜，測試傳感器和測試引線至少需要穿過四層機匣才能引出發動機，如圖7所示測試裝配結構方案來實現高壓渦輪間隙的測量。

4 測試結構應用

上文介紹的溫度、壓力以及間隙等測試結構在國內某系列發動機研制過程中已得到廣泛使用和驗證。其中發動機總溫測量結構、發動機壁溫和腔溫測量開孔結構、發動機多層機匣測量裝配結構、發動機靜壓測量結構和雙層機匣脈動壓力測量裝配結構等在某系列發動機常規測試和專項測試中為測試首選結構，其結構的可靠性和適用性已經過了數百次試車驗證。發動機主燃燒室出口溫度場測量結構，經過了某系列發動機兩次全流程參數測量驗證，其結構方案得到了初步驗證。高壓渦輪間隙測量裝配結構，經過了國內不同型號間隙測量專項試車驗證，結構方案較為合理可行，能夠實現間隙測量需求，并可以保證工作可靠。

5 結語

在結構設計過程中，尤其是方案設計過程中，應充分貫徹可測試性設計思想，預留測試結構，為后續發動機研制過程中避免對發動機補加工工作，節省研制周期具有重要作用。該文研究的某系列發動機典型測試性結構方案均已在航空發動機中得到廣泛應用，其結構形式較為成熟可靠，具有較好的工程應用價值。

參考文獻

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2.4 專項測試參數

發動機研制通常是較為漫長的過程，需要反復測量設計結果與理論計算的差異，同時在遇到故障時，需要進行專項測量來確定故障原因，因此，專項測試包含很多非常規的測試項目，如轉子軸向力和各壓力腔壓力，葉片動應力，支點軸承溫度測量，渦輪前溫度，燃油流量，排氣溫度場測量等，這些測試項目雖然具有一定的偶然性，但是從發動機研制的規律來看具有很大的必然性，所以在發動機結構設計時仍然需要重點考慮，預期可能出現的問題，從而提供必要的測量條件。

3 測試結構設計

基于整機測試項目和測試需求分析，發動機測試參數按其參數性質有如下幾種：溫度、壓力、位移、轉速、應力、應變、流量、載荷、振動、頻率、面積、間隙等。

為了能夠實現上述各類參數的測試，在發動機總體結構方案設計時，除了完成正常的機載控制、監測參數的結構設計外，還應預見發動機功能、可靠性等驗證或者排故等可能需要的測試功能需求，預先保留必要的測試安裝座、測試通道和相應的操作窗口等，因此，本文就發動機主機主要的測試參數提出測試結構設計的方案、原則。

3.1 溫度測試

常見的溫度測試可分為流道總溫、壁溫和腔溫、溫度場測量等。

如圖1所示，對于單層機匣，可以直接在機匣上預留溫度傳感器安裝座，直接完成流道總溫的測量。

壁溫和腔溫測量通常是在發動機內部測試的壁面或密封腔布置熱電偶，需要在引線路徑上機匣等結構件上開孔，一般測試座結構如圖2所示，在機匣上預留測試安裝座，開孔除了引線外，臺階孔用來填充密封材料，通過壓板用螺栓壓住，確保不漏氣。

對于多層機匣，測量點位于發動機內流道，需要穿過多層機匣進行測量，為解決引線路徑較長，測量引線可靠性問題，設計引線管來保護，在機匣上預留好安裝座來固定引線管，如圖3所示。

部分復雜溫度場，如發動機主燃燒室出口溫度場或渦輪后排氣溫度場，可單獨設計具有溫度場測量功能的部件，如渦輪導向葉片前緣安裝高溫熱電偶，或加力部件機匣上設置一定數量的安裝座，專門用于溫度場測量。發動機上應用較多的主燃燒室出口溫度場測量結構如圖4所示，通過導向器改裝設計布置測點，再將測試引線引出發動機進行測量。

3.2 壓力測試

航空發動機常見的壓力測試可分為總壓、靜壓和脈動壓力測量。其中總壓測試用發動機測試結構與總溫測試結構大同小異，這里不詳細論述。

靜壓測試在發動機應用較多的兩種結構如圖5所示，通過發動機結構設計，將靜壓信號引出發動機，通過連接測試傳感器完成靜壓測量。

脈動壓力測試結構在航空發動機上的應用主要分為兩種，一種是在發動機上設計傳感器安裝座，直接安裝傳感器，適用與測量位置空間充足和結構簡單的位置；另一種是通過結構設計脈動壓力測試引出管，將脈動信號引出發動機，適用與結構復雜，空間緊張，需要穿過雙層或多層機匣。這里介紹一種穿雙層機匣的脈動壓力測量結構，如圖6所示，在設計此結構過程中，需要充分考慮發動機裝配性、密封性和發動機工作過程中的軸向變形，同時需要考慮路徑和結構形式對脈動信號的影響。

3.3 其他測試

這里選取一種典型且復雜的高壓渦輪間隙測量結構方案進行介紹。航空發動機高壓渦輪部件處于高溫高壓工作條件下，其發動機本身結構非常復雜，測試傳感器和測試引線至少需要穿過四層機匣才能引出發動機，如圖7所示測試裝配結構方案來實現高壓渦輪間隙的測量。

4 測試結構應用

上文介紹的溫度、壓力以及間隙等測試結構在國內某系列發動機研制過程中已得到廣泛使用和驗證。其中發動機總溫測量結構、發動機壁溫和腔溫測量開孔結構、發動機多層機匣測量裝配結構、發動機靜壓測量結構和雙層機匣脈動壓力測量裝配結構等在某系列發動機常規測試和專項測試中為測試首選結構，其結構的可靠性和適用性已經過了數百次試車驗證。發動機主燃燒室出口溫度場測量結構，經過了某系列發動機兩次全流程參數測量驗證，其結構方案得到了初步驗證。高壓渦輪間隙測量裝配結構，經過了國內不同型號間隙測量專項試車驗證，結構方案較為合理可行，能夠實現間隙測量需求，并可以保證工作可靠。

5 結語

在結構設計過程中，尤其是方案設計過程中，應充分貫徹可測試性設計思想，預留測試結構，為后續發動機研制過程中避免對發動機補加工工作，節省研制周期具有重要作用。該文研究的某系列發動機典型測試性結構方案均已在航空發動機中得到廣泛應用，其結構形式較為成熟可靠，具有較好的工程應用價值。

參考文獻

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[6] 姜彩虹.航空發動機雙余度控制規律設計方法[J].航空動力學報，2011（10）： 2364-2370.endprint