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民用航空发动机试验测试技术需求与应用探讨

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民用航空发动机试验测试技术需求与应用探讨

单晓明

(中国航发湖南动力机械研究所,湖南 株洲  412002

 

摘要:以民用涡轮发动机为例,分别介绍了适航符合性验证试验测试技术、民用发动机研制试验测试技术、民用发动机环境污染试验测试技术,对相关试验目的、方法方案、技术难点进行了阐述并提出了相关见解。指出了我国与国外相比在试验测试技术方面的差距和不足,以及追赶国外先进试验测试技术的目标,点明了未来发展方向。

关键词:民用航空发动机;适航符合性验证;测试技术;环境污染试验;适航

中图分类号:V263.3  文献标识码:A  文章编号:10008829201907000107

doi10.19708/j.ckjs.2019.07.001

 

 

 

航空发动机试验测试技术是集流体力学、热力学、计算机、电子学、控制学、材料学、结构力学等为一体的综合性学科。试验与测试技术随发动机研制的需求牵引而发展。目前产品研制过程中测试费用、测试周期已经占产品研发费用、周期的40%左右;试验、测试、演示验证经费已占型号总经费的60%70%。试验测试的重要性不言而喻,试验测试性设计与评价为高性能产品提供手段和保障,贯穿整个全寿命周期,是具有全局性的关键技术。

军民用航空发动机试验与测试技术具有一定的共性,但在具体应用中存在一定的差异,因两者考核/验证标准不同。军机涡喷、涡扇发动机考核验证标准是《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范》(GJB 241A2010);涡轮、涡桨发动机考核验证标准是《航空涡轮螺桨和涡轮轴发动机通用规范》(GJB 242A2018);民用航空发动机适航符合性验证则必须满足《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2)和《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》(CCAR-34)的要求。因民用航空发动机部分验证要求较军机有一定差异,故在某些试验及测试中有一定的特殊性。本文将针对我国民用航空发动机适航符合性验证试验(即取证试验)的相关试验与测试方法进行阐述与介绍,结合国外情况提出未来发展方向。

适航符合性验证试验测试技术介绍

民用航空发动机适航要求主要为CCAR-33R2,其中涡轴发动机适用条款48条,包含了整机试验24项,部件试验40余项,如表1所示,各项试验对应的条款对试验均有一定的技术要求。

1  CCAR-33R2要求的部分试验验证项目

本文结合正在适航取证的某先进民用涡轴发动机,以及某型自主研制民用涡轴发动机适航关键技术探索,重点介绍动应力测量、防火试验、进气结冰试验、整机包容性试验的一些技术考虑和做法。

1.1  动应力测量

动应力测量是指叶片在旋转状态下或发动机工作时所进行的叶片振动特性、振动应力的测量。这是因为先进的航空燃气涡轮发动机,由于压气机压比、涡轮进口温度的不断提高,叶片的造型复杂和工作条件恶劣,致使发动机在研制、生产和使用中,叶片裂断故障多发,因此相关部件动应力测量十分必要,国内外在发动机军用规范或民航适航条例中,均明确规定叶片动应力测量要求。例如中国民航《航空发动机适航规定》(CCAR-33R233.83条“涡轮发动机 振动试验” 和欧洲航空安全局《发动机取证规范》 CS-EE650章“涡轮发动机 振动测量”均有相关规定。图1为动应力测试系统原理图,其中关键技术主要有发动机结构改造与测点布局、贴片引线技术、旋转应变信号传输、数据分析与评估等。

2为某双级离心压气机动应力测量方案,在方案实施过程中首先基于压气机结构改制,适应中心拉杆内油雾密封要求,提高可靠性;测点布局与优化方面,采用整体叶轮分析模型和应力集中部位的网格细分引入测点 敏感性判定准则,提高试验数据有效性和分析精度,优化测点周向布局降低不平衡量;最后根据叶轮工作环境和结构,选用合适的贴片材料、贴片引线工艺。

动应力测量系统示意图

某双级离心压气机动应力测量方案

 

3为某离心叶轮应变计及引线敷设示意图,该离心叶轮型面复杂、空间小、流道内引线路径长。该离心叶轮转速约40000 r/min,试验温度350 ℃,最大直径约为280 mm,大小叶片共20片,共安置测点18个,分析频率范围25 kHz

某离心叶轮应变计及引线敷设

整个测试过程需要攻克以下难题,首先由于空间小、实际工况恶劣,如何让应变片可靠安装、如何可靠固定测量引线是一大挑战,此外为保护应变片和引线,如何提高相关防护涂层也是需要解决的问题,最后是引线在试验件装配过程中引出与旋转信号传输装置如何可靠连接,保证信号少受干扰也是不能忽视的关键。

1.2  防火试验

防火试验目的是验证航空发动机部件防火性能是否满足CCAR-33R233.17条的规定,表2为相关技术规范列表,用于指导防火试验的开展。

4为某滑油箱防火试验示意图,按照规范要求,规定火焰温度,热流密度及位置,滑油温度、流量、压力等参数,进行15 min防火试验。为模拟最严酷试验条件,滑油温度给定最大可能工作温度和最小工作压力,流量按照最小循环流量给定。

该试验主要难点首先为高温条件下试验参数控制技术,涉及控制火焰、滑油参数稳定性。火焰温度无法稳定肯定会影响试验结果;滑油参数控制涉及流量压力温度等,如果出现波动同样也是会带来试验误差。难点之二为相关参数的测量技术,测量误差也是不可忽视的因素。

 

防火试验规范

某滑油箱防火试验示意图

 

1.3  结冰试验

结冰试验的目的是验证CCAR-33R233.68条,这是因为大气层包含了大量的水汽,随着海拔高度不同,大气中的含水量差异也很大,例如32 km高层云液态水含量较低,约为0.8 g/m3,而5 km高积云含水量就高达3 g/m3。一般航空发动机工作高度不超过12 km,因此考虑冻雾天气导致的进气道积冰非常必要。CCAR-25部附件C中即规定了结冰包线,即连续最大结冰和间断最大结冰包线,要求在临界状态进行引气防冰时,地面慢车运行30 min,大气温度在-9-1 ℃之间,每立方米含液态水不少于0.3 g且平均有效直径不小于20 μm

航空发动机结冰试验需要在冰风洞进行,目前世界上整机结冰试验冰风洞主要有以下四处,分别为美国佛罗里达的McKinley空军试验室、美国田纳西的阿诺德工程研制中心(AEDC)、加拿大多伦多的国家研究理事会燃气涡轮试验室(NRC)、欧洲法国政府试验中心(DGA-EP)的冰风洞。我国目前尚无满足适航结冰验证要求、能做发动机整机结冰试验的冰风洞。

以某民用涡轴发动机为例,其结冰试验点不少于15个,相关选点需要遵循以下原则:首先,试验点主要选择连续最大结冰和间断最大结冰重叠区域(即最恶劣结冰环境区域)进行试验;第二,大气温度-5 ℃是直升机进气道最容易结冰的温度点,重点选择-5 ℃左右的点进行试验;第三,充分验证液态水含量、水滴平均有效直径对试验的影响;第四,充分验证发动机功率状态、直升机飞行速度对试验的影响。

结冰试验过程中,最关键的是测定空气中液态水含量,分别通过测量空气流量和水流量后计算得到。试验前,选择部分试验点对液态水含量及其分布均匀性进行校准;校准时,在试验温度、马赫数等状态下进行,测量每个小框格的结冰厚度;计算液态水含量,并得出液态水分布图,如图5所示。

其次水滴直径测量技术也十分关键,试验全过程水滴直径要求1540 μm,如果无法满足要求会导致试验结果失真。相关技术需要通过调整供水压力、喷嘴大小、喷嘴组合等方式来实现,注意试验前要进行校准,因为用来测量水滴直径的粒径测量仪(FSSP)不能在低温下工作。

 

 

液态水含量及分布校准

 

1.4  整机包容性试验

航空发动机转子在高速旋转状态下工作,承受着高的离心负荷、振动负荷、热负荷,工作条件十分恶劣,容易引起发动机转子及其附件的破坏,一旦发生机匣非包容事故会直接或间接地影响飞行安全;因此在民用和军用航空发动机规范中都有专门条文对包容性做出严格规定。例如适航CCAR-33-R233.94条“叶片包容性和转子不平衡试验”以及发动机结构完整性大纲(MIL-STD-1783B4.10.35.10.3“包容性”。开展相关试验的目的即是杜绝上述故障的发生。

包容性试验给设计带来了诸多要求,首先控制系统应设置发动机转子超转保护系统,以保证发动机转速不超过限制值;考虑到单发超转保护后另一发不许出现超转保护停车、数控系统失控以及轴断裂等极限情况,应保证发动机轮盘不破裂;机匣应有足够的强度包容住断裂的叶片。

验证方法上,在载荷失去或轴失效导致转速急剧上升时,检测数控系统在超转保护执行机构切断燃油前,转速是否会超过叶片或轮盘的破裂转速;数控系统超转保护措施失效,同时发生转子超转,机匣应能包容住转子破坏的碎片,且在随后的15 s内未出现不可控着火或安装节脱落等现象。

试验方案原理图如图6所示,试验时取消发动机的超转保护功能,控制燃气发生器转速达到预定状态,待动力涡轮机匣温度稳定后,通过轴切断装置的刀具切断叠片联轴器上的间隔套,发动机瞬间失去负载,动力涡轮转子在失去负载下飞转至叶片断裂。

整机包容性车台主体布置形式

 

以某型涡轴发动机动力涡轮机匣包容性设计及验证为例,研究内容包含了轮盘破裂转速确定及试验验证、叶片飞断转速设计、控制及试验验证、部件级机匣包容性试验设计及试验验证、数控系统超转保护延时时间及过冲转速测量试验、基于动力涡轮超转保护的整机包容性试验方案等。试验结果测得的轮盘破裂转速与仿真分析结果符合性较好,如图7所示,同时验证了机匣包容能力,达到了试验目的。

 

 

某动力涡轮盘破裂转速仿真与试验结果对比

 

整个试验过程关键技术主要有三点:第一,精确控制叶片在指定转速、指定位置下完成飞断;第二,切断处于高转速工作状态的传动轴,并保证轴切断后不对发动机和车台设备造成破坏;第三,确定试验程序,使动力涡轮各个零件的稳态温度尽可能达到最高值。三点需要综合考虑,另外考虑到该试验具有一定危险性,试验过程的状态监控也不能忽视。

民用航空发动机研制试验测试技术介绍

军民用航空发动机研制试验测试技术需求差别不大,具体应用体现技术与管理水平。与大型航空发动机相比,涡轴发动机具有以下主要技术特点。

高转速:多具有比大型航空发动机更高的转速,核心机常高达46r/min

小尺寸:“小尺寸效应”,相对较小的几何尺寸(压气机出口流道高度小的仅7 mm左右);

小流量:“小流量效应”,相对较小的空气流量(可小至1 kg/s或更低)

结构复杂:细长轴、柔性转子、薄壁结构,转子系统振动与稳定性问题突出。例如,叶尖间隙:仅0.20.8 mm,压气机叶片叶尖厚度11.5 mm,涡轮叶片叶尖厚度15 mm,要求±0.01 mm很难达到;发动机引气量、涡轮叶片冷气流量:小质量流量0.120 g/s,要求精度±(0.51%,难度大,取决于测量方法及仪表精度;全流程参数测量:核心机200个测点、整机300个测点(最多达450个测点)、压气机部件试验测试达350个测点。

由于涡轴发动机具有上述特点,因此开展叶尖间隙测量技术和引气小流量测量技术十分重要。

2.1  叶尖间隙测量

叶尖间隙过大会降低发动机的性能;间隙过小,将产生叶尖与机匣碰磨,影响发动机的安全。在发动机研制过程中对叶尖间隙优化设计能在保证试车试验安全的前提下提高发动机的效率,因此发动机间隙测量的目的在于掌握间隙随不同转速及状态的变化规律。图8为叶尖间隙测量原理,电容式叶尖间隙测量是通过测量叶尖和传感器之间的电容量的大小而间接测出叶尖和机匣之间的间隙。电容式与叶尖厚度相关,厚度小,叶尖、探头间电容两极板的等效面积小,灵敏度小,不同形状叶片都需进行仔细的校准。

叶尖间隙测量原理

测量方法如图9所示,在不同周向位置各布置3个测点(互为120°夹角安装);叶片不同轴向位置各布置3个测点(进口、中间、出口);级同步测量,共18个测点。这样,不仅可测量叶尖间隙的变化情况,还可分析发动机机匣变形或轴心轨迹。

测量过程中注意要间隙标定,发动机叶尖的形状、大小等因素对电容值有一定影响。间隙测量精度取决于叶尖间隙标定方法与精度。通过给定一组标准的间隙值,测出电容测量模块对应的输出电压量,拟合得到标定曲线。注意,离心叶轮出口型面复杂,需精确调整;另外注意真实叶片及机匣准动态标定(低转速状态)。

测量结果显示,随着转速的不断提高,离心叶轮和叶轮外罩之间的间隙逐渐减小,当达到最大转速时,叶尖间隙也同时达到最小值,并且在各部位始终有一定的间隙,还可以直观地监测到振动大,或发生喘振等意外时,叶尖间隙的动态变化情况。

叶尖间隙测量方法

 

2.2  引气小流量测量

引气小流量测量目的是研究引气对发动机性能的影响,监控引气流量是否达到试验要求值,在WZ16压气机和核心机的试验中,要求对4个位置的引气流量进行测量,测量范围为0150 g/s,有的甚至<20 g/s

实施的技术难点主要有在航空发动机试验测试中,空气流量测量精度应达到±0.5%,精度要求高,而由于使用环境、安装条件、流量测量范围等因素的影响,流量测量精度往往难以满足要求,一般只能达到±1.0%F.S,甚至更差。先选用测量精度±1.0%的质量流量计进行测量,<50 g/s的引气流量在测量、调节、控制等方面效果不佳。换用DHI公司用于气体小流量校准的流量计进行测量,该流量计具有自补偿功能,流量测量精度可达到±0.2%,且获得的数据比较稳定,达到了一定的预期效果。另外,试验中要实时调整、控制引气流量与发动机空气流量达到设计比值也是一大难点。

民用航空发动机环境污染试验测试技术介绍

民用航空发动机需满足ICAO 附件16CCAR 34CCAR36部要求,必须大力发展发动机环境污染测试技术,主要分为发动机噪声试验测试技术与发动机排放试验测试技术。但对中小型涡轴、涡桨发动机,上述标准中暂无直接针对发动机的噪声指标要求;对于涡轴发动机,上述标准中暂未规定排气排出物指标;因此缺乏直接的指标要求,需要摸索找到相关解决方法。

3.1  发动机噪声试验测试技术

该试验的目的是明确发动机噪声特性,判别发动机具体的噪声源,为满足飞机噪声试航审定的要求获取噪声数据。国外如罗罗、普惠以及GE公司都有专业的噪声测试车台,国内处于起步阶段,尚没有专业的室外噪声车台。

10为该试验的方案示意图,具体实施上还需要攻克以下难点,首先是声学测试环境的建立,这是因为发动机支撑结构既不能妨碍发动机噪声的产生和传播,也不能在噪声辐射区附近有任何反射;第二湍流控制屏(Turbulence Control Structure/ScreenTCS)的设计,直接影响是否可以有效真实模拟飞行状态下发动机的进气流动;最后是相控阵列的设计,涉及高分辨率和旁瓣抑制能力,目前国外相控阵列技术已从2维平面发展至3维,我国还处于追赶阶段。

10  发动机噪声试验测试方案示意图

 

3.2  发动机污染排放试验测试技术

民用航空发动机适航需满足ICAO ANNEX 16 VOLUME II 《航空发动机的排出物》和CCAR-34《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》等排放要求;测量方法有HB 61171987《航空燃气涡轮发动机气态污染物的连续取样及测量程序规范和HB 61161987《航空燃气涡轮发动机排气冒烟测量规范》指导,上述规范约束了排放物种类,例如一氧化碳(CO)、碳氢化合物(HC)、氮氧化物(NOx)、冒烟数等,还包含了测试设备以及试验程序要求。

11为该试验的方案示意图,主要包括:

燃气取样探针结构改进:适应高温燃气环境冷却要求,提高燃气取样真实性;

燃烧室出口旋转取样:采用燃气取样探针旋转取样,提高燃气取样代表性;

根据燃烧室试验件工作环境和结构,选用合适的进、回水装置。

该试验特点是燃烧室出口通道较窄、引出管路的径向空间小,测试环境高温、高压和强氧化的燃气,有以下需要注意的难点:

符合适航规定的燃气分析设备配置;

燃气取样探针的换热计算;

样气引出管和进、回水管的密封与旋转;

误差来源与分析。

11  某发动机燃烧室排放试验测试方案示意图

 

总体而言,我国目前对环境保护要求的噪声测量和排气污染测量实践经验缺乏,正处于探索阶段,还需要进一步开展研究工作。国外用燃气分析法测量燃烧室排放和效率是燃烧室部件性能试验的一部分,属于燃烧室的常规试验;对比国内,由于该领域研究起步较晚,在符合适航规定的燃气测试设备、燃气取样方法和数据处理分析等方面与国外相比还存在较大差距。

结束语

我国经历几十年努力和多个型号研制,已建立了基本的航空发动机试验测试技术体系,为航空发动机自主研发奠定了基础。但目前存在先进试验与测试设备能力不足、先进试验测试方法在型号研制中工程应用不够等问题,距离先进民用航空发动机研制与适航取证要求还有一定差距。随着军民用航空发动机的蓬勃发展,发动机高温/动态测试技术、发动机非定常流测试技术、旋转部件测试技术、空气系统测试技术、状态监测及故障诊断技术、发动机数字化试验测试技术等先进试验测试技术正在向高速、高精度、非接触、智能化和综合化方向发展。民机发展任重道远,必须大力发展先进的民用航空发动机适航符合性验证试验测试技术,以满足先进民用航空发动机的研制与适航取证需求。

£

作者简介

单晓明,女,自然科学研究员,工学博士,硕士研究生导师,中国航发湖南动力机械研究所(动研所)副总设计师,工信部航空发动机及燃气轮机重大专项基础研究专业组专家,全国航空器及国家国防科技工业局军工航空行业标准化技术委员会委员,全国航空器及燃气轮机标准化技术委员会委员,《测控技术》编委,原中航工业航空发动机试验测试特级技术专家。

1988年本科毕业于南京航空航天大学,1991年获工学硕士学位,20022003年作为国家公派访问学者在加拿大卡尔顿大学研修,2012年获工学博士学位。

1991年研究生毕业分配到608所以来,一直从事航空发动机研发工作,是航空发动机试验测试、适航、标准化等方面专家,主持或作为骨干参加了国家及国际合作多个型号发动机的研制,目前是对法合作先进民用涡轴16发动机的副总设计师,工信部“十三五”民机科研重大项目技术负责人,为多型航空发动机研制做出重要贡献。

在近30年的工作中,多次立功获奖。科研项目获部级科学技术进步一等奖3项、二等奖3项、三等奖2项,获国防科技进步三等奖1项,教育部科技进步二等奖1项,湖南省科技进步二等奖1项、三等奖1项;在国内外学术会议及学术刊物上发表论文40余篇,包括国家核心期刊(EI)论文9篇,国外刊物发表论文2篇;获专利授权6项。

 

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