航空發動機安裝節推力測量技術與試驗

雷曉波, 張強, 文敏，任瑞冬, 雷蒂遠

中國飛行試驗研究院 發動機所，西安 710089

航空發動機安裝節推力測量技術與試驗

雷曉波*, 張強, 文敏，任瑞冬, 雷蒂遠

中國飛行試驗研究院 發動機所，西安 710089

為了實現發動機飛行總推力的直接測量，開展了安裝節推力測量技術研究。在發動機推力銷上布置剪力應變全橋和熱電阻，通過開展推力銷推力載荷標定試驗、應變計溫度修正試驗，建立安裝節推力測量方法，通過相關性分析和F分布顯著性分析，表明了推力載荷標定方程具有高的精度。開展了安裝節推力測量地面臺架試驗和飛行試驗。地面臺架試驗表明：安裝節推力測量最大誤差為2.41%，驗證了安裝節推力測量方法的準確性和可靠性。分析了安裝節推力與高度、速度、發動機狀態之間的特性規律，飛行試驗表明：安裝節推力隨著飛行馬赫數增大而增大，特別是飛行馬赫數約在0.98～1.02之間的跨聲速范圍內，安裝節推力隨馬赫數增大而急劇增大。

航空發動機；推力直接測量；安裝節推力；飛行試驗；剪力應變全橋；安裝節推力特性

飛行中發動機推力是評定發動機裝機性能的關鍵參數之一，也是飛機系統氣動參數辨識的重要依據之一。隨著中國航空發動機研制水平的提高，迫切需要獲取發動機飛行推力。根據總推力確定方法的理論依據、試驗校準手段等方面的差異, 目前國內外推力測量方法主要分為燃氣發生器法(Gas Generator Method,GGM)和推力直接測量法。美國曾利用GGM在F-111、F-15、F-18等飛機上開展過空中總推力測量研究[1-4]，并形成了GGM測量計算標準。中國從20世紀90年代就開展了飛行推力的測量研究，其中大多數采用GGM，該方法除了要在發動機各流道截面上加裝大量的溫度、壓力、流量等傳感器，還需建立發動機部件特性曲線和復雜的計算模型才能獲得總推力。雖然國內開展了各種研究，取得了一定的研究成果[5-6]，但目前為止國內仍然未掌握GGM。而推力直接測量法是在推力銷和輔助拉桿上布置應變橋路，首先測量出安裝節推力，然后根據推力直接測量計算模型獲得總推力。由于推力直接測量法無需建立復雜的計算模型，且應變改裝測試相對簡單、可靠性高[7]，因此有必要開展推力直接測量技術研究。

NASA于1998年在F-15飛機上開展了發動機推力直接測量飛行試驗, 推力直接測量結果與GGM計算結果相比，軍用狀態平均誤差為4.2%，全加力狀態平均誤差為3.8%[8]。Thomas[4]和John等[9-10]利用推力銷和拉桿上布置的應變計測量發動機矢量力，并將推力直接測量法作為矢量力測量的最優方法。經過近三十年的研究積累，NASA已全面掌握渦噴/渦扇發動機推力直接測量技術[11]。國內公開發表的文獻中關于推力直接測量技術的研究較少，杜鶴齡[12]對推力直接測量法做了概述性描述。張強等[13]利用多分力天平代替推力銷在地面臺架上開展了推力測量試驗，但并未借助推力銷測量臺架推力。牛宏偉[14]和雷曉波[15]等利用有限元對推力銷載荷進行了計算。郭海東等[16]開展了推力銷單向載荷標定試驗研究。這些文獻都未開展過地面臺架或飛行試驗推力直接測量技術研究。鑒于推力直接測量法的優點，開展了航空發動機推力直接測量技術研究，并首先對關鍵技術——安裝節推力測量開展了技術攻關。本文將對安裝節推力測量中的應變改裝技術、載荷標定試驗和應變計溫度修正試驗進行闡述，建立了推力載荷標定數據處理方法。在此基礎上開展了安裝節推力測量臺架試驗和飛行試驗，對安裝節推力測量臺架試驗和飛行試驗結果進行分析研究，得出了安裝節推力測量誤差，分析了安裝節推力與飛行高度、速度、發動機狀態之間的規律。

1 安裝節推力測量方法

如圖1所示,某型發動機在飛機上的安裝形式采用“前安裝節+后輔助拉桿”三點布局。發動機通過推力銷將推力等載荷傳遞給飛機推力梁，左右推力銷承受多種載荷,輔助拉桿只傳遞飛機法向上的拉壓載荷，不傳遞推力。為測量安裝節推力，需要對左右推力銷開展以下測試改裝工作：推力銷應變計粘貼改裝、推力銷熱電阻粘貼改裝、應變計熱電阻防護、載荷標定試驗、應變計溫度修正試驗、推力銷裝機改裝等。

圖1 發動機與飛機聯接形式
Fig.1 Engine-aircraft joint form

1.1 推力銷應變電橋布置

如圖2所示，采用飛機機體坐標系，飛行中推力銷承受發動機重力產生的彎矩載荷M、推力產生的彎矩載荷L、推力產生的剪力載荷T、拉壓載荷P、扭矩載荷N。要測量剪力應變，需要在推力銷中性層位置沿與軸線兩側成45°方向粘貼剪力應變花(共2對應變花、4支應變計)，應變計用a、b、c、d表示。由于橋路位于中性層，由推力產生的彎矩L引起的橋路應變為零。將拉力P產生的應變記作εP，剪力T產生的應變記作εT，扭矩N產生的應變記作εN，彎矩M產生的應變記作εM，根據文獻[17-18]給出的方法，可判斷出4種載荷產生的應變正負，4支應變計應變表達式為

(1)

對于圖3所示的全橋組橋方式，圖中S為信號；E為電源。將消除重力彎矩、推力彎矩、推力銷軸線拉壓力、扭矩載荷應變成分，僅保留剪力應變，輸出的應變εtotal為式(2)。同理，根據彎矩全橋組橋方式，可消除其他載荷應變成分，僅保留彎矩載荷應變。

εtotal=εa-εb+εd-εc=

(εP-εP+εP-εP)+

[εN-(-εN)+(-εN)-εN]+

[εT-(-εT)+εT-(-εT)]+

[εM-εM+(-εM)-(-εM)]=4εT

(2)

圖2 推力銷載荷分析
Fig.2 Load analysis of thrust pin

圖3 測量剪力載荷組橋方式
Fig.3 Bridging form of shear force load measurement

在推力銷載荷標定試驗中，剪力全橋和彎矩全橋應變信號良好，但在多次地面臺架試車過程中，彎矩全橋應變出現了很大的噪聲干擾甚至測試失效的狀況。經分析，由于載荷標定試驗電磁干擾源很少,而地面臺架試車時,各種試驗控制信號、發動機測試信號造成的電磁干擾是很復雜的。另一方面,從整體來看多次臺架試車彎矩全橋出現測試失效,但在某些發動機狀態點彎矩全橋測出的推力是有效的。綜合上述分析得出：針對安裝節推力測量，彎矩全橋抗干擾能力差，且存在應變測量不良區域，不宜作為推力測量應變橋路。而剪力全橋測量得到的推力和垂向載荷數據良好。根據有限元分析結果確定貼片位置[15]，按照圖4所示的推力銷應變計和熱電阻加裝示意圖(圖中e、h、f、g為應變計)對推力銷開展推力應變橋路、垂向載荷應變橋路和熱電阻改裝，按照工藝流程對貼片區域以及測試線路進行防護，改裝后的推力銷如圖5所示。

圖4 推力銷應變計和熱電阻加裝示意圖
Fig.4 Skematic of strain gage and thermal resistoron thrust pin

圖5 推力銷應變計和熱電阻改裝實物
Fig.5Physical objects of thrust pin installed strain gages and thermal resistor

1.2 推力銷推力載荷標定試驗

圖6為研制的推力銷載荷標定試驗臺，該試驗臺充分模擬了發動機、推力銷、飛機之間載荷傳遞形式。試驗臺利用液壓作動筒模擬加載發動機水平方向推力,利用絲杠模擬加載發動機法向載荷。理論上剪力全橋將消除彎矩、扭矩和拉壓載荷，實際上由于貼片位置和角度會偏離理想位置，可能出現以下問題：當加載水平推力載荷時，垂向應變橋路也會輸出應變。同理，加載垂向載荷時，水平推力橋路也會輸出應變(不考慮載荷較小的扭矩和拉壓載荷對標定誤差的影響)。為此在載荷標定時需開展x方向推力單向加載、z方向垂向載荷單向加載和xz方向復合加載試驗。

將n次加載試驗中的水平推力、垂向載荷記作載荷矩陣T，將相應的水平推力應變輸出、垂向載荷應變輸出記作應變矩陣ε，矩陣形式為

(3)

由于標定方程中含有常數項，所以應變矩陣為3×n。載荷標定過程中推力銷變形都在彈性范圍內，各載荷與應變是線性關系，為此采用多元線性回歸建立標定方程

T2×n=K2×3ε3×n

(4)

式中：K為載荷標定方程矩陣。

采用最小二乘法對式(4)進行多元線性回歸分析。左側推力銷水平推力Tlx、左側推力銷垂向載荷Tlz、右側推力銷水平推力Trx、右側推力銷垂向載荷Trz標定方程和相關系數R如表1所列。其中εlx為修正后的左側推力銷推力橋路應變，εlz為修正后的左側推力銷垂向載荷橋路應變，εrx為修正后的右側推力銷推力橋路應變，εrz為修正后的右側推力銷垂向載荷橋路應變，本文中應變單位為(mm/mm)×10-3。

圖6 推力銷載荷標定試驗臺
Fig.6 Test bed of thrust pin load calibration

Load/kNCalibrationequationRTlx163．0644εlx-3．6908εlz+0．32490．9999Tlz164．8742εlz-3．5015εlx-0．13570．9993Trx159．1374εrx+2．8926εrz-0．27490．9984Trz161．7103εrz-3．6908εrx+0．22150．9991

從表1可以看出水平推力和垂向載荷標定方程系數相差很小，對于水平推力標定方程，垂向應變系數約為水平推力應變系數的2.26%。飛機進行小機動飛行時，垂向應變對水平推力的計算影響較小，但當飛機處于大過載狀態時，法向過載值的增大會使垂向應變εlz、εrz也發生較大變化，從而使計算的水平推力出現較大誤差，因此必須引入垂向應變對水平推力載荷標定方程的影響。

(5)

(6)

式中：k為應變橋路個數，根據F分布顯著性檢驗理論可知，當F值大于臨界值時則證明顯著性良好，載荷標定方程精度高。右側推力銷水平推力方程F值為140 630，遠大于臨界值Fα=0.01(2,36)=5.247 9。同理，左側推力銷水平推力方程F值為147 340，也遠大于F臨界值。從相關系數R和F值可以看出推力銷水平推力載荷標定準確可靠。

1.3 應變計溫度修正試驗

根據應變測試原理，應變半橋和應變全橋能夠消除溫度引起的附加應變輸出，但在實際工程中發現：當環境溫度偏離某一溫度時，即使被試對象不受載荷，這兩種應變橋路仍然存在應變輸出。為提高安裝節推力測量精度，需利用溫度箱開展應變計溫度修正試驗[20]。根據發動機艙溫測量試飛結果，在―60～140 ℃范圍內選取若干溫度點，測量不同溫度下的橋路應變，并利用曲線擬合溫度與橋路應變，得到左側推力銷壁溫Tel與左側推力銷推力橋路附加應變Δεlx、左側推力銷垂向載荷橋路附加應變Δεlz，右側推力銷壁溫Ter與右側推力銷推力橋路附加應變Δεrx、右側推力銷垂向載荷橋路附加應變Δεrz之間的擬合方程

(7)

利用原始應變值減去由溫度引起的附加應變值，即可得出修正后的橋路應變值。飛行試驗結果表明：當發動機處在戰斗最大狀態，飛機在高度11 km平飛加速到Ma=1.6時，左右推力銷表面溫度分別達到了67.3 ℃、66.7 ℃，如果不修正溫度引起的應變誤差，直接利用各橋路原始應變值得出的安裝節推力將比真實值大1.51%，因此必須對溫度造成的附加應變進行修正。

2 安裝節推力測量試驗及分析

計算安裝節推力時，首先對應變信號進行濾波處理，并選定各橋路應變零位基準，然后修正溫度造成的附件應變值后，利用表1中的載荷標定方程就可以得出安裝節推力。應變信號濾波時，應用butterworth濾波器濾掉20 Hz以上的中高頻成分，可以很好地保留推力應變成分。在靜載荷測試中，無載荷時應變輸出通常不為零，為此需選取各橋路應變零位基準，考慮到推力銷應變橋路無零漂現象、發動機慢車狀態推力穩定性和重復性良好，因此選取每架次初始停車狀態5 min內的應變平均值作為應變橋路零位基準。

為獲得地面和空中安裝節推力曲線和特性規律，開展了發動機安裝節推力測量臺架試驗和飛行試驗。

2.1 安裝節推力測量臺架試驗

圖7 臺架試驗油門桿角度和安裝節推力歷程曲線
Fig.7Curves of throttle lever angle and mount thrust of bed test

圖8 安裝節推力與臺架推力對比
Fig.8 Contrast of mount thrust and test bed thrust

地面臺架試驗時發動機進口采用鐘形進氣道，發動機推力通過推力銷傳遞到高精度六分力推力天平上,臺架推力近似等于發動機總推力[21]。圖8為發動機不同高壓轉速N2、慢車狀態(Idling Rating, IR)、戰斗中間狀態(Military Intermediate Rating, MIR)、小加力狀態(Minimum Afterburner Rating, MAR)、戰斗最大狀態(Military Maximum Rating, MMR)臺架推力與安裝節推力對比圖，可以看出，推力銷測量的推力與臺架測量推力很接近，其中最大相對誤差為2.41%，可以看出安裝節推力測量精度高，可以開展安裝節推力測量飛行試驗。

2.2 安裝節推力高度特性規律分析

圖9 等馬赫數爬升過程安裝節推力隨高度的變化曲線
Fig.9Curve of mount thrust variation with H during equal Ma climbing

2.3 安裝節推力速度特性規律分析

圖10為發動機處在戰斗最大狀態，飛機平飛加速過程中安裝節推力隨馬赫數的變化曲線。從圖10可以看出，高度越高安裝節推力越小。在亞聲速范圍內安裝節推力隨著馬赫數增大而增大，Hp=8 km時安裝節推力增大斜率比Hp=6，11 km時安裝節推力增大斜率要大。當飛行馬赫數約在 0.98～1.02之間的跨聲速范圍內(虛線標注區域)，安裝節推力都隨馬赫數增大而急劇增大，明顯大于其他馬赫數范圍內安裝節推力增大斜率，具體原因有待深入分析。進入超聲速飛行后，Hp=6 km、Ma=1.04～1.11時安裝節推力隨馬赫數增大的斜率明顯變小，Ma>1.11時安裝節推力隨馬赫數增大的斜率明顯變大且大于亞聲速范圍內的增大斜率；Hp=8 km、Ma=1.09～1.28時安裝節推力隨馬赫數增大的斜率與在亞聲速范圍內增大斜率大致相同，當Ma>1.28時安裝節推力增大斜率發生較明顯增大；Hp=11 km飛機進行超聲速飛行時，安裝節推力隨馬赫數增大斜率與在亞聲速范圍內增大斜率大致相同。

圖10 戰斗最大狀態安裝節推力隨馬赫數的變化曲線
Fig.10Curves of mount thrust variation with Ma in MMR

綜合訓練中間狀態(Training Intermediate Rating, TIR)、戰斗中間狀態、訓練最大狀態(Training Maximum Rating, TMR)、戰斗最大狀態飛機在不同高度平飛時，得出安裝節推力隨馬赫數變化規律：發動機狀態一定時，安裝節推力隨馬赫數增大而增大，高度越高安裝節推力越小。對于戰斗最大狀態和訓練最大狀態，在亞聲速和超聲速范圍內，安裝節推力隨馬赫數增大的斜率與高度、馬赫數、發動機狀態有關；飛行馬赫數約在0.98～1.02之間的跨聲速范圍內，安裝節推力隨馬赫數增大會呈現急劇增大的趨勢。

2.4 不同狀態安裝節推力特性規律分析

圖11為Hp=8 km發動機狀態為訓練中間狀態、戰斗中間狀態、訓練最大狀態和戰斗最大狀態時，安裝節推力與馬赫數與之間的變化曲線。從圖11可以看出，馬赫數相同時發動機狀態越大安裝節推力就越大。對于訓練中間狀態和戰斗中間狀態，隨著馬赫數增大兩個狀態安裝節推力差值變化較小。對于訓練最大狀態與戰斗最大狀態，隨著馬赫數增大2個狀態安裝節推力差值隨馬赫數的增加而增大，在亞聲速范圍內安裝節推力差值變化小，在超聲速范圍內，安裝節推力差值隨馬赫數增大呈明顯的增大趨勢。

圖11發動機在不同狀態下安裝節推力 隨馬赫數的變化曲線
Fig.11Curves of mount thrust variation with Ma in different engine ratings

3 結 論

1) 本文建立了安裝節推力測量改裝方法、推力載荷標定試驗方法、應變計溫度修正方法和應變數據處理方法，在某型飛機上開展了安裝節推力測量飛行試驗，為飛行推力直接測量試飛奠定了關鍵的技術基礎。

2) 發動機地面臺架試驗表明，安裝節推力與臺架推力最大誤差為2.41%，驗證了本文建立的安裝節推力測量方法的準確性；安裝節推力具有良好的穩態和動態響應特性，驗證了安裝節推力測量方法的可靠性。

3) 獲得了安裝節推力與高度、速度、發動機狀態之間的規律，發現：飛行馬赫數約在0.98～1.02時安裝節推力隨馬赫數增大而急劇增大。這些特性規律對飛機和發動機性能評估試飛具有一定的參考意義。

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Mountthrustmeasurementtechniqueforaero-enginesanditstests

LEIXiaobo*,ZHANGQiang,WENMin,RENRuidong,LEIDiyuan

Power-PlantInstitute,ChineseFlightTestEstablishment,Xi’an710089,China

Mountthrustmeasurementtechniqueisdevelopedtoobtainaero-enginegrossthrustinflightondirectthrustmeasurementmethod.Themethodwasestablishedbymeansofthrust-loadcalibrationtestandstrain-gagethermalcorrectiontestbeforeshearstrainfull-bridgesandthermalresistorwereinstalledonthrustpin.CorrelationanalysisandFdistributionsignificanceanalysisshowthatthethrust-loadcalibrationequationhashighaccuracy.Mountthrustmeasurementsinbedtestandflighttestarecarriedout.Thebedtestresultsshowthatthemaximumerrorofmountthrustmeasurementis2.41%,verifyinghighaccuracyandreliabilityofthemethod.Thecharacteristicsofaltitude-mountthrust,speed-mountthrustandenginecondition-mountthrustareanalyzed.FlighttestresultsshowthatmountthrustincreaseswiththeincreaseofflightMachnumber,especiallyinthetransonicrangefromabout0.98to1.02.

aero-engine;directthrustmeasurement;mountthrust;flighttest;shearstrainfull-bridge;mountthrustcharacteristics

2017-02-24；

2017-03-17；

2017-04-17；Publishedonline2017-05-031753

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171202.html

.E-mail627983062@qq.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121190

2017-02-24；退修日期2017-03-17；錄用日期2017-04-17；網絡出版時間2017-05-031753

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.E-mail627983062@qq.com

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V235.13+1

A

1000-6893(2017)12-121190-08

張晗)