劉志友，吳鋒，仇釬

高空模擬試驗中真空度與次流作用力校準方法的發(fā)展演變

劉志友，吳鋒，仇釬

(中國燃氣渦輪研究院航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，四川江油621703)

真空度與次流作用力系數(shù)測定是發(fā)動機高空推力確定的重要內容，其校準方法仍在不斷發(fā)展與完善。介紹了我國真空度與次流作用力校準方法的發(fā)展過程，依據作用力系數(shù)校準時發(fā)動機是否工作和校準結果適用范圍，提出了作用力系數(shù)校準方法研究的三個發(fā)展階段，及其對應的三種校準方法——點校法、靜校法和動校法。探討了作用力系數(shù)測定方法的校準過程及其特點，可供發(fā)動機高空臺試驗和作用力校準研究參考與借鑒。

高空模擬試驗；高空臺；真空度作用力；次流作用力；發(fā)動機推力；校準

1 引言

確定與評估航空發(fā)動機飛行推力的最通行、最有效方法，就是在直連式高空臺上進行發(fā)動機高空模擬試驗[1]，但要在高空模擬試驗中準確測量并評估發(fā)動機的飛行推力仍不容易。一方面，由于發(fā)動機工作包線范圍寬，同一臺發(fā)動機最大狀態(tài)推力在其包線范圍內的變化可達10倍以上，使得高精度推力測量系統(tǒng)的構建難度增加；另一方面，為模擬發(fā)動機高空工作環(huán)境并測量其工作特性，高空艙內必然存在真空度和冷卻氣流，這將對高空臺推力測量系統(tǒng)及其測量結果產生影響。因此，高空模擬試驗中直接測量的臺架推力既不是發(fā)動機總推力，也不是凈推力，需修正才能得到與發(fā)動機實際工況相符的推力。發(fā)動機高空模擬試驗中推力確定的重要內容之一，就是對真空度與次流作用力的校準研究。

真空度和次流作用力，分別是由于高空艙內外壓差和艙內冷卻空氣流動對發(fā)動機推力測量系統(tǒng)作用而產生的力[1～3]，二者隨模擬高空工況及臺架預載系統(tǒng)的差異而有所不同，其總影響在極限高空情況下可超過150 daN。因此，真空度與次流對發(fā)動機推力測量的影響及校準，是高空臺建設調試與使用維護中需要研究和解決的關鍵問題。經過近半個世紀的探索實踐，我國在真空度與次流作用影響方面形成了較為成熟可行的校準方法[1，3～5]。從校準工況一致性和校準結果適用范圍看，筆者認為作用力影響系數(shù)校準方法可分為點校法、靜校法和動校法三種。本文旨在闡釋這些方法的應用研究背景及我國真空度與次流作用力校準方法的發(fā)展演變情況，為發(fā)動機高空臺試驗和作用力校準提供參考。

2 校準方法的發(fā)展歷程

2.1點校法

點校法是點對點校準方法的簡稱，即對真空度與次流作用力(當時合稱為臺架附加阻力)校準的結果僅適用特定工況高空性能試驗，其它點還得分別單獨校準的方法。該方法根源于我國對高空模擬試驗技術和羅·羅高空臺試驗研究方面的認識，是當時(從我國高空臺建設伊始至上世紀80年代末90年代初)使用的真空度與次流作用力校準方法[6～8]。其工作原理見圖1。

在高空臺建設調試和高空模擬技術研究早期，雖認識到高空艙內外壓差與冷卻空氣流動對臺架測力系統(tǒng)有影響，但并不十分清楚其影響規(guī)律和差異。因此，對推力性能準確度要求較高的高空性能試驗只能采取點校法，即在每個不同高度-速度性能試驗前，在發(fā)動機靜止和給定模擬高度及冷卻氣流條件下對推力秤進行偏離零位的校準，并將該校準值輸入數(shù)采系統(tǒng)對試驗的推力計算進行修正[7]。

點校法的主要步驟為：①用杠桿系統(tǒng)靜態(tài)校準推力測量系統(tǒng)；②試驗前(或校準前)用杠桿系統(tǒng)預加載；③起動性能試驗需動用的有關設備；④發(fā)動機起動并暖機后，在某一中間功率狀態(tài)(一般在高壓轉速85%狀態(tài))運轉；⑤調節(jié)調溫、調壓系統(tǒng)與次流調節(jié)系統(tǒng)，建立高空性能試驗對應的發(fā)動機進口總壓、總溫和排氣壓力環(huán)境，穩(wěn)定工作約10 min直至進氣管道、穩(wěn)壓室達到要求的溫度(即發(fā)動機進口總溫)，將Pc調壓系統(tǒng)和次流調節(jié)系統(tǒng)置為手動調節(jié)，其它調壓系統(tǒng)處于自動調節(jié)狀態(tài)；⑥發(fā)動機停車并慢全關Pc調壓系統(tǒng)的管路閥門，此時發(fā)動機進口總壓與高空艙內環(huán)境壓力相等；⑦記錄臺架測量系統(tǒng)讀數(shù)并計算與試驗前預加載時讀數(shù)之差(也稱為推力測量系統(tǒng)的零位漂移)，該差值(負值)即為真空度與次流綜合作用于測力系統(tǒng)上的力；⑧用⑦中校準結果對該高空條件下試驗測得的推力進行修正，可補償真空度與次流作用對發(fā)動機推力測量的影響。為提高發(fā)動機性能試驗過程中推力測試結果精度，通常還要在該壓力條件下，在預期推力測量范圍內對推力測量系統(tǒng)進行校準，方法同步驟①、②。

2.2靜校法

靜校法是靜態(tài)校準方法的簡稱，即在發(fā)動機不工作和內部沒有氣流流動條件下對真空度與次流作用力(系數(shù))進行校準的方法。從上世紀90年代初到本世紀初，基本上都只采用靜校法。該方法根源于我國對高空模擬試驗技術的深入研究和我國高空臺與俄羅斯高空臺的對比標定，是目前使用的規(guī)范方法(企標)[1，3，4]。其工作原理見圖2。

圖1 高空臺次流作用力與真空度作用力點校法與動校法原理圖Fig.1 Schematic diagram of the dot-calibration and dynamic calibration for the secondary flow acting-force and vacuum acting-force in ATF

隨著高空模擬技術研究的深入與發(fā)展，逐漸認識到艙內真空度與次流對發(fā)動機推力測量結果影響的作用機理不同[3]。真空度作用力與艙內外壓差呈線性關系，因而艙外壓力一定時，真空度作用力表現(xiàn)為與高度(艙內壓力)呈線性關系，因此早期稱之為零位高度(作用)；而次流作用力盡管為引起次流動量損失的一部分作用力的反作用力，但其表現(xiàn)為與艙內次流的流速和流通面積直接相關，因此早期稱之為高空艙迎風阻力。盡管二者作用機理不同，但可采用相同方法和程序校準其影響系數(shù)[1，3，4]。

圖2 高空臺次流作用力與真空度作用力靜校法原理圖Fig.2 Schematic diagram of the static calibration for the secondary flow acting-force and vacuum acting-force in ATF

靜校法的主要步驟為：①用杠桿系統(tǒng)靜態(tài)校準推力測量系統(tǒng)；②試驗前(或校準前)用杠桿系統(tǒng)預加載；③在工藝進氣道上安裝堵板；④起動試驗需動用的供油設備、艙內冷卻供氣設備及相應的氣源抽氣設備和Pd調壓系統(tǒng)；⑤將次流調節(jié)系統(tǒng)置零位(閥門全關)，調節(jié)Pd調壓系統(tǒng)，建立不同高空高度環(huán)境并記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，計算出真空度作用力系數(shù)；⑥在相應高度環(huán)境下，調節(jié)次流調節(jié)系統(tǒng)，建立不同次流流量下的高空艙內流動環(huán)境并記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，計算出次流作用力系數(shù)；⑦調節(jié)Pd調壓系統(tǒng)，使高空艙內恢復地面大氣條件，開艙并拆除堵板，同時將真空度與次流作用力系數(shù)輸入數(shù)采和性能分析系統(tǒng)。

2.3動校法

動校法是動態(tài)校準方法的簡稱，即在發(fā)動機工作條件下對真空度與次流作用力(系數(shù))進行校準的方法。該方法根源于某發(fā)動機全包線范圍內帶可移動插板的壓力畸變試驗需求，以及我國現(xiàn)有高空艙結構在安裝可移動插板條件下難以實施靜校法的客觀現(xiàn)狀。2012年已完成其理論分析與推導，并在積極探討該方法的工程適應性，經過一段時間的有效性驗證后，預期會對現(xiàn)有的規(guī)范校準方法(靜校法)進行補充和拓展[5]。其工作原理見圖1。

盡管靜校法已成為真空度與次流作用力(系數(shù))校準的通用規(guī)范，但由于堵板的裝拆需要，使得工藝進氣道的結構設計復雜且試驗效率低。同時，盡管次流作用力不大(對SB101高空臺現(xiàn)有1號艙試驗而言，發(fā)動機空氣流量120 kg/s時一般也不到100 N，但相同次流流量在發(fā)動機靜止與工作條件下的艙內流動圖譜顯然不同，因而需要探討次流作用影響的動態(tài)校準方法。更為重要的是，隨著發(fā)動機研制對高空模擬試驗科目與內容要求的拓展，尤其是某些特定科目試驗時，已有的靜校法就顯得乏力或非常棘手[5，9]?；诖?，在對真空度和次流影響及其與發(fā)動機總推力內在聯(lián)系深入分析的基礎上，發(fā)現(xiàn)并提出了不用加裝堵板的動校法。該方法不從作用機理著手，而從與臺架測量推力和發(fā)動機總推力的關系來分析研究真空度與次流作用力，即利用發(fā)動機在穩(wěn)定工作狀態(tài)下對應的發(fā)動機推力不變和真空度與次流作用力只影響臺架推力測量結果的關系，就可在發(fā)動機工作過程中對其進行動態(tài)校準[5]。

動校法的主要步驟為：①用杠桿系統(tǒng)靜態(tài)校準推力測量系統(tǒng)；②高空校準試驗前用杠桿系統(tǒng)預加載，將真空度與次流作用力系數(shù)置為0；③起動高空校準試驗需動用的有關設備；④發(fā)動機起動并完成暖機，然后按程序調節(jié)調壓系統(tǒng)并置于自動狀態(tài)，建立高空校準試驗條件；⑤保持發(fā)動機狀態(tài)不變，改變次流流量(2～5個)，在每個狀態(tài)記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，計算出次流作用力系數(shù)；⑥保持發(fā)動機狀態(tài)不變，調節(jié)調壓系統(tǒng)改變校準試驗的環(huán)境條件(1～3次)，記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，計算出真空度作用力系數(shù)；⑦將真空度與次流作用力系數(shù)輸入性能分析模型與計算程序中，同時按程序完成高空校準試驗的其它內容。對同型號發(fā)動機再次高空臺試驗(指發(fā)動機車臺安裝結構與氣動布局無變化)或非性能試驗而言，作用力系數(shù)的校準(步驟⑤、⑥)還可簡化：保持發(fā)動機狀態(tài)和次流狀態(tài)不變，改變校準試驗環(huán)境條件(1次)，記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，得到真空度作用力系數(shù)；然后改變次流狀態(tài)(1～2次)，記錄穩(wěn)態(tài)參數(shù)，得到次流作用力系數(shù)。另外，為提高作用力系數(shù)校準精度，推薦在發(fā)動機最大連續(xù)或非加力最大狀態(tài)下進行校準。

動校法不僅在發(fā)動機工作條件下對真空度與次流作用力進行系數(shù)校準，保證了高空艙內冷卻空氣流動特性在作用力系數(shù)校準和在發(fā)動機試驗中的一致性，使得其結果更為真實、準確，而且可隨時對作用力系數(shù)進行動態(tài)校驗，確保臺架測力系統(tǒng)處于良好工作狀態(tài)，后者的工程意義更為顯著。

3 校準方法對比

點校法和靜校法是從真空度與次流作用機理著手，而動校法則從真空度與次流作用力對臺架測量推力和發(fā)動機總推力的影響來分析研究。下面從校準的環(huán)境一致性、方法復雜性與約束條件、經濟性、結果檢驗及應用現(xiàn)狀方面探討三者的特點(表1)。

表1 作用力系數(shù)校準方法的特點Table 1 Comparison of three methods for calibrating acting-force coefficient

3.1一致性

動校法是在發(fā)動機工作條件下對作用力系數(shù)進行校準，其校準環(huán)境與工作環(huán)境完全一致。點校法和靜校法在發(fā)動機靜止條件下進行校準，此時由于沒有發(fā)動機排氣射流及其對艙內冷卻空氣的引射作用，使得次流在發(fā)動機噴管出口到擴壓器之間的流動圖譜與發(fā)動機試驗過程中的完全不同，即使在艙內壓力和溫度一致的情況下也是如此。但由于發(fā)動機排氣噴管進口下游的艙內測試、電氣管線與工藝支架很少，流動圖譜的差異對次流作用力的影響不大，加之次流作用力很小，因而從艙內冷卻空氣流動對推力測量臺架的作用而言，點校法與靜校法的艙內流動環(huán)境與發(fā)動機實際試驗中的環(huán)境基本一致。但當Pc調壓系統(tǒng)不具備氣路關斷功能或發(fā)動機進口封嚴篦齒環(huán)上游穩(wěn)壓室中存在泄漏時，點校法的校準環(huán)境與試驗工作環(huán)境的差異會變大，得到的作用力差異也會變大，使得過修正發(fā)動機推力。

可見，從環(huán)境一致性而言，動校法最好，靜校法較好，點校法一般。

3.2約束條件

點校法要求在對應的發(fā)動機高空性能試驗前進行。首先要求發(fā)動機在高空性能試驗對應的高度-速度環(huán)境下穩(wěn)定運行，直至進氣管道、穩(wěn)壓室達到要求的溫度(性能試驗對應的發(fā)動機進口總溫)，然后發(fā)動機停車并保持次流調節(jié)閥開度不變進行作用力校準，并常在該條件下用杠桿系統(tǒng)靜態(tài)校準推力測量系統(tǒng)。校準結果只適用于一個特定的高度-速度試驗點，其它性能試驗點還得重新單獨校準。該校準方法復雜，并有進氣管道與穩(wěn)壓室達到發(fā)動機高空試驗要求溫度、進氣調壓系統(tǒng)有關斷功能(或截止閥)、進口封嚴篦齒環(huán)上游穩(wěn)壓室中無泄漏、只能單點校準等限制條件。

靜校法要求在發(fā)動機高空校準試驗前完成。首先要求在發(fā)動機進口封嚴篦齒環(huán)上游的工藝進氣道上安裝堵板，然后分別校準真空度和次流作用力系數(shù)，校準完成后拆除堵板。校準結果具有通用性，一臺次發(fā)動機高空臺試驗期間只需進行1次校準。該校準方法較復雜，并有在工藝進氣道上安裝堵板的限制條件。

動校法要求在發(fā)動機高空校準試驗中完成。該方法在發(fā)動機工作條件下進行，只要求保持發(fā)動機工作狀態(tài)不變，且可在非發(fā)動機高空校準試驗中動態(tài)進行。校準結果具有通用性。該校準方法簡單，可動態(tài)校驗。

可見，動校法簡單且無約束條件，點校法復雜且使用限制條件多，靜校法介于兩者之間。

3.3經濟性

點校法需要使用與發(fā)動機高空性能試驗完全相同的設備，因而動用的資源多，一般為靜校法和動校法的兩倍，甚至更多。一個性能點對應作用力校準的時間一般在0.5～1.5 h，具體視用零位漂移測定還是用杠桿系統(tǒng)靜校推力測量系統(tǒng)而定。但由于點校法的結果只適用于單一的高空性能試驗點，按通常一臺次高空臺試驗有5～8個性能試驗點計算，其作用力校準時間達6.0 h左右。且作用力校準在每個性能試驗點之前相繼進行，使得發(fā)動機高空不同狀態(tài)點試驗無法連續(xù)進行。因此，點校法動用的設備資源多、耗時長、經濟性差，使得發(fā)動機高空模擬試驗的經濟性顯著惡化。

靜校法只使用抽氣設備，且發(fā)動機內部沒有氣流通過，故使用的抽氣機組數(shù)量比點校法少得多；通常在試驗準備階段安裝堵板，完成作用力系數(shù)校準一般需要2.5～4.0 h(其中1.0～1.5 h為堵板拆除與設備恢復進入發(fā)動機高空校準試驗的時間)。因此，靜校法動用設備少，但由于作用力校準時間較長，加之堵板需要裝拆，其試驗效率與經濟性較差。

動校法使用與發(fā)動機高空校準試驗相同的設備，不過目前高空校準試驗采用大氣供氣，因而動校法使用的抽氣機組設備基本與靜校法相同。因動校法在高空校準試驗中結合進行，無需額外準備和措施，作用力系數(shù)校準一般只需要0.25～0.50 h即可完成。而發(fā)動機每臺次高空臺試驗都需進行發(fā)動機高空校準試驗，因而動校法動用設備少，作用力系數(shù)校準時間短，試驗經濟效益非常顯著。

可見，動校法動用設備少且耗時短，點校法動用設備多且耗時多，靜校法介于二者之間。從經濟性來看，動校法最好，靜校法次之，點校法最差。

3.4實用性

點校法復雜且校準結果只適用于特定的高度-速度點，工程實用性不好。動校法簡單，靜校法較復雜，但兩者的校準結果具有通用性，因而工程實用性好。但靜校法因實施時需安裝堵板，難以在試驗中動態(tài)檢查和校驗作用力系數(shù)；點校法盡管可在試驗中隨時檢查和校驗作用力系數(shù)，但由于其方法繁瑣且會導致試驗效率顯著下降，校準結果只適用于特定點，因而使用操作性不強；動校法易于在試驗中動態(tài)檢查和校驗作用力系數(shù)，且校準中發(fā)動機工作狀態(tài)不變，可借此對測力臺架系統(tǒng)的工作情況進行判斷，因而使用操作性好。

可見，動校法的動態(tài)校驗性與工程實用性好，點校法的校驗性與實用性差，靜校法的工程實用性好但校驗性不足。

3.5應用現(xiàn)狀

點校法是早期研究真空度與次流對高空臺推力測量系統(tǒng)作用和影響的結果，并形成了較為成熟的校準方法，我國上世紀90年代初以前就使用該方法。靜校法是當前廣泛使用和認同的作用力系數(shù)校準方法，并有相應的標準(企標)和規(guī)范。動校法是適應當前發(fā)動機高空臺試驗科目拓展與特殊試驗科目要求而提出的作用力系數(shù)校準方法，有嚴密的理論推導和可行的測定方法，但由于發(fā)動機高空模擬試驗對性能確定與評估的嚴肅性，及高空艙內流動的復雜性和發(fā)動機工作條件的寬泛性，動校法的工程應用還需要一定時間的實踐檢驗和規(guī)范。

可見，點校法是曾經的校準方法，靜校法是當前的規(guī)范校準方法，動校法是發(fā)展中的校準方法。

4 結束語

真空度與次流對高空臺推力測量結果的作用客觀存在，不可避免。準確、高效地測定真空度與次流作用力系數(shù)，是正確確定和評估發(fā)動機高空推力性能的重要內容，也是從事高空模擬試驗技術研究和參與發(fā)動機高空臺試驗的相關人員共同關注的技術議題。本文介紹了我國真空度與次流作用力校準方法的發(fā)展過程，并基于當前在作用力系數(shù)校準方面的研究現(xiàn)狀，尤其是針對特殊情況下難以采用現(xiàn)行作用力校準規(guī)范方法時，提出了新的作用力校準方法——動校法。對比研究表明，動校法的使用限制條件少且試驗經濟性好，值得深入研究和應用推廣。

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Evolution of Method for Calibrating the Acting-Force of Secondary Flow and Vacuum in Direct-Connect Altitude Simulation Test Facility

LIU Zhi-you，WU Feng，QIU Qian
(China Gas Turbine Establishment，Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Altitude Simulation，Jiangyou 621703，China)

It is important to accurately measure the acting-force coefficients of secondary flow and vacuum for engine thrust determination in the aero-engine altitude simulation test.The development of the coeffi?cient-calibration method was introduced.According to different operating conditions of engine and applica?tion of calibration results,it can be divided into three phases and corresponding three methods:dot-calibra?tion,static calibration and dynamic calibration method.The characteristics and calibration processes of the above-mentioned methods were also discussed in detail.So there is certain reference value for engine alti?tude simulation test and acting-force calibration research.

altitude simulation test；altitude test facility(ATF)；vacuum acting-force；secondary flow acting-force；engine thrust；calibration

V263.4+5

A

1672-2620(2013)02-0001-05

2013-01-28；

2013-03-15

劉志友(1969-)，男，重慶綦江人，研究員，博士，從事航空發(fā)動機整機試驗工作。