通用飛機發動機一體化試驗平臺的設計與應用

宋江濤

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

通用飛機發動機一體化試驗平臺的設計與應用

宋江濤

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

為測量發動機裝機后的推力等性能指標，設計了一個通用飛機發動機一體化試驗平臺。該平臺采用可調式品字布局，能有效兼容不同類型飛機推力測量試驗需求。測控系統采用網絡式多數據源融合測試結構，可通過多種方式同步測量多臺發動機性能數據和推力數據。使用該試驗平臺對大型運輸機發動機的裝機推力進行了直接測量，結果表明：試驗平臺各系統工作良好，測試精度滿足飛機推力測量技術要求。

航空發動機；一體化試驗平臺；可調式推力測量平臺；測控系統；裝機推力；試驗體系

1 引言

推力是航空發動機的一個關鍵性能指標，對其進行準確測量是發動機測試的一項重要內容。在國內，航空發動機推力性能的確定，主要通過專用的航空發動機臺架試驗來完成[1]。但受飛機進氣系統、排氣系統和發動機安裝位置等因素的影響，發動機裝機推力與發動機臺架推力存在差異，特別是對于戰斗機，該差異較大。因此，真實準確地評估發動機裝機推力十分重要。目前，發動機裝機推力通過仿真建模的方法進行計算，通用的建模方法有手冊法、燃氣發生器法等，但這些方法均需要利用發動機地面標準臺、高空試驗臺等試驗數據進行建模，工作量大且不具備通用性[2]。早在20世紀70年代，中國飛行試驗研究院就進行了可用于直接測量飛機推力的試驗裝置的研制，但受當時技術條件影響，該試驗裝置推力測量范圍小、測力精度低，現已無法滿足飛機發動機推力測量試驗的要求。因此，有必要研制新的飛機發動機一體化試驗平臺，進行發動機裝機后的推力及其他性能測量試驗，為飛機和發動機的研制鑒定提供試驗數據。

中國飛行試驗研究院新研制的飛機發動機一體化試驗平臺，主要由推力測量平臺、測控系統和推力測量系統等組成。測控系統可進行多臺發動機的數據采集處理，推力測量系統測量范圍大、精度高。該試驗平臺可進行國內列裝和正在研制的戰斗類飛機的推力直接測量試驗，也能滿足大型運輸類飛機的推力直接測量試驗需求。

2 通用飛機發動機一體化試驗平臺

通用飛機發動機一體化試驗平臺的最大特點，是可以進行飛機推力的直接測量。該試驗平臺主要由推力測量平臺、測控系統、推力測量系統、推力校準系統、電氣控制系統和監控系統組成。其中，推力測量平臺和測控系統是設計的關鍵。

2.1 總體布局

一體化試驗平臺的試驗對象，主要為安裝發動機后的戰斗機和運輸類飛機。由于不同飛機的主起落架的間距差異較大，因此試驗平臺采用可調分布式設計。試驗平臺由三個小推力測量平臺組成，整體呈“品”字形布局，見圖1。推力測量系統和推力校準系統集成在推力測量平臺結構中。當飛機主起落架間距較小時，單獨采用后右推力測量平臺進行試驗，固定飛機主落架，前起落架處于自由狀態。當飛機主起落架間距較大時，三個推力測量平臺組合進行試驗，左、右推力測量平臺分別安裝左、右主起落架，前推力測量平臺放置前起落架，前起落架試驗時處于自由狀態。左、右推力測量平臺之間的間距可根據飛機主起落架間距進行調節。

采用固定飛機起落架的方式將飛機固定在平臺上進行試驗。對于戰斗機，發動機安裝在飛機兩個起落架之間，其推力測量原理等同于簡支梁。對于運輸類飛機，發動機試車時產生的推力作用在主起落架固定裝置之外，其推力測量原理類似于外懸臂簡支梁。因此，固定飛機起落架的方式可適用于各型飛機，且不會影響推力測量。

2.2 推力測量平臺結構設計

推力測量平臺的測量精度要求優于0.5%。傳統的航空發動機臺架測力結構簡單、測力精度高，且廣泛應用于國內外各種航空發動機試車臺[3]，但其推力測量精度是在較小垂向負載狀態下實現的，不能滿足較大垂向負載狀態下的測試要求。通用飛機發動機一體化試驗平臺的推力測量平臺除測量推力外，還需承載垂向較大的飛機自重。為此，推力測量平臺設計時，參考了發動機臺架測力結構并進行改進，采用了強剛性、框架式組合結構設計，見圖2。推力測量平臺采用嵌入式安裝方式，三個推力測量平臺均安裝在地表下的試驗地坑內，平臺上表面與地表平齊，可方便、安全地使試驗機進出試驗平臺。試驗地坑預埋有軌道，推力測量平臺通過定架鎖緊裝置固定在軌道上，動架與飛機主起落架固定，動架與定架之間通過彈簧片連接。推力測量平臺需要移動時，可松開定架鎖緊裝置，通過滾輪裝置調節平臺位置。進行飛機推力測量試驗時，被試飛機安裝在動架上，發動機產生推力，安裝在彈簧片上的動架產生位移(定架固定在軌道上，為固定端)，通過推力傳感器進行航向推力測量。

2.3 測控系統設計

2.3.1 總體布局

飛機發動機一體化試驗場地較大，試驗型號眾多，且每次試驗的發動機數量不定，參數測量點多且不集中，不可能采用集中式測量控制系統，為此一體化試驗臺采用了分布式測試系統。試驗平臺的測控系統采用網絡式結構(圖3)。整個測控系統由推力測量系統、遙測接收系統、LXI數據采集系統和GPS時鐘授時四個子系統組成。四個子系統通過網絡通信連接到上位計算機，由上位機進行數據處理、顯示和記錄存儲。

2.3.2 軟件設計

軟件設計采用“企業體系結構”方法。在該體系結構下，由獨立的軟件組件實現數據處理、存儲和用戶接口功能。利用這種方法，可在不改動處理數據的軟件組件和支持與用戶交互軟件組件的情況下，更換數據庫引擎[4]。系統軟件全部采用模塊化設計，留有用戶開發接口，擴展性強，可靈活方便地進行系統配置，滿足飛機發動機測量試驗要求；軟件調整可在用戶級完成，無需進行底層編輯。整個軟件包括系統操作管理、遙測接收系統、數據采集控制、通道校驗和配置以及界面編輯等5個功能模塊(圖4)。軟件可根據試驗需要，快速完成數據采集設備配置。由于每次試驗的發動機型號和數量不同，可根據試驗的需要，通過界面編輯模塊，快捷完成新的試驗界面的編輯工作。

3 應用實例

某大型運輸類飛機配裝有4臺以翼吊方式安裝的發動機，飛機自重約160 t，在飛機發動機一體化試驗平臺上進行了單發開車和雙發開車推力測量試驗。飛機安裝在試驗平臺上后，連接機載測試系統和試驗平臺測控系統，通過測控系統記錄試驗時飛機和發動機數據。飛機進行推力測量試驗前，首先對試驗平臺推力測量系統進行校準，建立推力校準曲線，以減小推力測量平臺負載后因結構變形等因素對工作傳感器的影響[5]。校準過程為：利用推力校準裝置對推力測量平臺動架進行加載，校準推力測量系統工作傳感器。對于該運輸機，左、右推力測量平臺要同時校準。推力校準曲線建立后，對推力測量平臺進行了三次靜態加載測量，測量數據見表1。經計算，推力測量系統精度優于0.5%，滿足飛機推力測量技術要求。

表1 推力測量平臺靜態測量數據Table 1 Static measurement data of the thrust measurement platform

表2 1號發動機裝機推力與臺架推力數據對比Table 2 Thrust data of the engine equipped on aircraft and test-bed

驗證結果表明，該試驗平臺可進行大型運輸類飛機的地面性能試驗，飛機進入、離開平臺方式及飛機在平臺的固定方式合理；測控系統測量的飛機發動機數據和推力數據同步性良好。表2為測量的1號發動機裝機推力與其臺架推力的對比，表中數據均換算到了標準大氣條件下。可看出，發動機裝機后，由于工作環境變化，裝機推力相對發動機臺架推力有1.5%～2.6%的損失。

4 結論

設計了一種用于測量發動機裝機性能的通用飛機發動機一體化試驗平臺。其推力測量平臺采用品字形布局、嵌入式安裝方式，能有效兼容各型飛機的試驗需求和方便飛機進出試驗平臺。推力測量平臺參考成熟的航空發動機臺架測力結構，采用強剛性、框架式組合結構的設計方式，有效實現了垂向大負載狀態下飛機推力的準確測量。試驗平臺的測控系統采用網絡式結構多數據源融合的方法，可同時進行多個數據源數據測量和接收不同類型傳輸方式傳輸的數據。

在飛機發動機一體化試驗平臺進行的大型運輸機推力測量試驗結果表明，該試驗平臺可進行大型運輸類飛機推力測量，評估發動機裝機后的推力。試驗平臺后續還將開展配裝渦槳發動機的飛機拉力直接測量和艦載機推力直接測量的試驗。

[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]Abernethy R B，Roberts J，Adams G，et al.In-flight thrust determination[R].SAE AIR-1703，1985.

[3]王潤明，羅毅.航空發動機推力測量臺架動架支撐方式研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2013，26(1)：9—11.

[4]陳震宇.基于數據庫的新型航空發動機試驗測控系統[J].航空發動機，2011，37(1)：36—39.

[5]范靜，王光發，荊卓寅，等.渦扇發動機試車臺推力測量與校準技術概述[J].計測技術，2012，32(5)：1—4.

Design and application of a general integrated aero-engine test platform

SONG Jiang-tao
(China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

A general integrated aero-engine test platform was designed to measure installed engine thrust and other performance indicators.The platform presented the adjustable distribution layout,on which differ?ent types of installed-on-aircraft engine thrust could be effectively measured.Measurement and control sys?tem adopted network multi data source fusion structure,which could simultaneously measure the perfor?mance data and thrust data of multiple engines by different ways.And the platform was applied to measure the performance of certain engine for large transport aircraft.The results show that the test platform system works well,and it can be used to measure aircraft thrust directly with acceptable accuracy.

aero-engine；integrated test platform；adjustable thrust measurement platform；measurement and control system；installed engine thrust；test system

V211.72

：A

：1672-2620(2017)01-0025-03

2016-04-13；

：2017-02-13

宋江濤(1978-)，男，陜西耀縣人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機整機試驗技術研究。