某大型國產客機發動機空中測試平臺引氣模擬系統設計

王磊

（中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院，上海201210）

0 引言

大型客機發動機為了獲得CCAR33部型號合格審定批準，需要完成空中測試平臺試驗，確保發動機性能符合設計要求。在發動機空中測試平臺中，引氣負載是對發動機性能影響最大的功率提取負載，因此需要研制一套能真實模擬原型機引氣的引氣模擬系統，并安裝在發動機空中測試平臺上，從而確保發動機順利取得適航批準。

由于引氣系統關乎飛機座艙內供氣、機翼防冰等重要功能，因此，國內外有關研究者對引氣系統的性能及故障開展了大量的研究。宋俊虓等［1］、趙競全等［2］對飛機氣源系統的動態特性開展了研究，研究結果表明該系統對引氣動態特性一維流動模擬較為準確，但是無法開展三維仿真特性模擬；潘明旭［3］、朱明［4］對飛機氣源系統的故障模式開展了研究，結果表明系統測試方法可有效維護和隔離引氣故障；段小維等［5］開展了飛機飛行臺發動機引氣負載系統方案設計，然而該設計并未進行地面試驗驗證；A.B.Evan［6］、A.J.Yuhas等［7］對不同發動機開展了引氣對性能的影響分析；F.Conan等［8］、鄧皞等［9］、張皓光等［10］介紹了引氣動態仿真的CFD建模方法；S.R.Wellborn等［11］、B.A.Leishman等［12-13］介紹 了引氣 口設計 方法，并分析了引氣入口對系統動態特性的影響；趙斌等［14］分析了引氣對跨音軸流壓氣機性能的影響；R.Gomes等［15］開展了引氣系統動態性能研究。總之，已有的研究大多借助于仿真工具，且仿真模型缺少真實原型機數據的驗證，而實際適航驗證試驗需要能夠模擬真實原型機的引氣模擬系統。

在發動機空中測試平臺中，引氣模擬系統與原型機上的引氣系統有很大差異。首先，原形機引氣流量由空調、機翼防冰等用氣系統控制，而測試平臺上沒有空調、機翼防冰等用氣系統，導致引氣流量無法控制；其次，原形機上引氣系統與空調、機翼防冰系統等的信號交聯通過控制器內部通信，而空中測試平臺無用氣系統，進而無法完成此類內部通訊。

本文針對引氣流量無法控制問題，采用孔板限流方法，進行不同構型下孔板設計，針對無法內部通訊問題，單獨開發出引氣系統控制器（BMC）與試驗臺進行通訊交流，研制引氣模擬系統，并通過地面臺架試驗進行驗證。

1 引氣模擬系統設計原理

1.1 引氣模擬系統功能

為確保空中測試平臺引氣模擬系統能夠真實模擬原型機引氣系統的功能、性能，本文研制引氣模擬系統，該系統的預期靜態和動態特性如下：引氣溫度調節，引氣壓力調節，引氣流量調節。

1.2 引氣負載模擬設計

某大型國產客機發動機空中測試平臺引氣模擬系統采用發動機中壓級/高壓級兩級引氣，經壓力調節關斷活門（PRSOV）進行壓力調節，后經預冷器被來自發動機外涵道的低溫風扇引氣冷卻，經高壓管路將調節后的空氣供給下游。風扇空氣活門（FAV）控制風扇進氣的流量使預冷器熱邊引氣溫度冷卻至要求值。高壓活門（HPV）實現發動機不同引氣口之間的切換。

與原型機相比，由于沒有下游的用氣系統，而是直接通過排氣管路排出機外。沒有下游用氣系統，意味著空中測試平臺的引氣系統沒有下游負載和流量控制。因此，采用孔板限流環原理，設計空中測試平臺引氣負載模擬系統的物理架構如圖1所示。

圖1 引氣模擬系統物理架構Fig.1 Physical configuration of simulated bleed air system

引氣負載模擬系統中孔板限流環計算方法為

式中：A為孔板流通面積；Cd為流量系數，一般取0.610～0.843；m為 質 量 流 量；ρ為 密 度；ΔP為壓差。

為了保證發動機空中測試平臺試驗真實模擬原型機，考慮下游空調、機翼防冰等主要用氣系統，模擬各種供氣的構型，設計四種構型限流環，如表1所示（其中1 ft=0.304 8 m），滿足不同狀態的引氣負載模擬。

表1 引氣模擬系統限流環設計構型Table 1 Orifice design configuration of simulated bleed air system

1.3 引氣控制設計

1.3.1 控制架構

空中測試平臺上沒有原型機的用氣系統，內部無法與用氣系統通訊，因此針對空中測試平臺特點，采用空臺外部控制方式，并單獨研制引氣系統控制器（BMC），解決與用氣系統通訊的問題。

BMC與空中測試平臺通訊通過電子控制模塊（ECM）完成。ECM傳輸系統外部信號供BMC進行系統控制，BMC向ECM發送引氣系統控制、指示告警和維護信息。ECM與空中測試平臺的模擬控制面板、前起落架系統、發動機起動活門、發動機控制器（FADEC）以及信號模擬系統通過ARINC 429總線交聯，如圖2所示。

圖2 引氣模擬系統控制架構Fig.2 Control configuration of simulated bleed air system

1.3.2 引氣溫度控制

氣源系統溫度調節功能通過預冷器、風扇空氣活門、溫度傳感器及BMC來實現。溫度傳感器測出預冷器出口溫度，并將信號傳遞給BMC，經過控制器運算并輸出信號來調節風扇空氣活門的開度，改變風扇空氣流量，從而將預冷器出口溫度控制在合適的范圍內。

1.3.3 引氣壓力控制

氣源系統壓力調節關斷功能由壓力調節關斷活門、壓力傳感器及BMC實現。壓力傳感器采集活門下游引氣壓力，并將信號傳遞給BMC，經過控制器運算并輸出信號來調節活門的開度，進而將上游壓力控制到合適的值從而滿足用氣系統需求。

1.3.4 引氣口自動切換控制

氣源系統可通過高壓活門的開啟和關閉來自動選擇從發動機壓氣機中壓級或高壓級引氣，當發動機中壓壓力不足時，BMC打開高壓活門，系統從發動機高壓級引氣。發動機壓力、溫度信號均來自發動機控制器FADEC。FADEC信號由ECM模塊傳至BMC。

2 引氣模擬系統驗證

2.1 地面試驗臺架設計

本試驗采用一臺獨立的計算機與BMC通過ARINC 429通訊。計算機可模擬ECM把飛行高度、環境壓力、中壓和高壓的引氣溫度/壓力同步提供給BMC，同時也能記錄所有BMC通過總線發出的系統參數。

試驗設計了單獨的控制面板，可以模擬所有離散的輸入參數，同時也可以手動關閉HPV和PRSOV等功能，控制方式與空中測試平臺引氣模擬系統相同。試驗臺架原理圖如圖3所示。

圖3 地面試驗臺架原理圖Fig.3 Schematic of ground test rig

2.2 地面試驗結果

試驗依據系統設計需求，對需求進行逐項試驗驗證。以單引氣供單空調包兩側機翼防冰構型為例，即孔板限流環構型2，對主要特性驗證進行說明。

（1）引氣壓力調節特性驗證

單引氣空調包兩側機翼防冰構型的壓力調節需求驗證試驗結果如圖4所示。

圖4 單引氣單空調包兩側機翼防冰構型的壓力調節驗證試驗結果Fig.4 Pressure regulation test result for single bleed dual pack wing anti-ice on configuration

從圖4可以看出：引氣模擬系統在防冰系統打開時可以把引氣壓力調節到3.5 bar，與原型機引氣系統壓力調節值3.5 bar靜態特性要求一致；上游引氣壓力波動后，引氣模擬系統在20 s內能使壓力調節波動幅值小于±0.14 bar，符合原型機引氣系統的動態特性要求；引氣模擬系統在防冰系統關閉時可以把引氣壓力調節到3.1 bar，與原型機引氣系統壓力調節值3.1 bar靜態特性要求一致。

（2）引氣溫度調節特性驗證

單引氣單空調包兩側機翼防冰構型的溫度調節需求驗證試驗結果如圖5～圖6所示。

圖5 單引氣單空調包兩側機翼防冰構型的溫度調節驗證試驗結果1Fig.5 Temperature regulation test result 1 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

圖6 單引氣單空調包兩側機翼防冰構型的溫度調節驗證試驗結果2Fig.6 Temperature regulation test result 2 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

從圖5可以看出：引氣模擬系統防冰系統工作時可以把引氣溫度調節到225℃，與原型機引氣系統溫度調節值225℃靜態特性要求一致。

從圖6可以看出：上游引氣溫度波動后，空中測試平臺引氣系統在引氣溫度超過232℃后63 s內能使引氣溫度調節到225℃，溫度調節波動幅值小于±7℃，符合原型機引氣系統該狀態下的動態特性要求。

（3）引氣流量調節特性驗證

單引氣單空調包兩側機翼防冰構型的流量調節需求驗證試驗結果如圖7所示，可以看出：引氣模擬系統開啟時，引氣流量迅速上升，10 s后壓力調節值穩定在3.5 bar，引氣流量在5 s內穩定在目標值1.42 kg/s，引氣流量精度控制在5%以內，符合原型機引氣系統該狀態下的動態特性要求。

3 結論

（1）本文針對某型發動機的空中測試平臺試驗內容及要求，結合發動機飛行臺，設計研發了一套發動機空中測試平臺引氣負載系統。該系統實現了對發動機各狀態設計值范圍內發動機引氣的控制及監控，引氣溫度、壓力一定范圍內可調，引氣量滿足發動機空中測試平臺需求，并且完成了多個狀態下地面的引氣試驗。

（2）該系統能夠按試驗要求模擬發動機空中測試平臺引氣過程，真實模擬原型機引氣系統靜態和動態特性，滿足發動機空中測試平臺設計指標及功能要求。