提高航空发动机测试性的结构设计方法及应用

周伟朋+金彬

摘 要：航空发动机可测试性作为一项重要设计指标已贯穿于发动机设计和使用的全寿命工作过程中，测试结构的设计是保障航空发动机可测试性目标实现的一项重要工作。为满足可测试性要求，结构设计方案应根据不同的测试项目和测试需求，分析所处的应用环境，进行有针对性的设计。通过对测试项目的分类和测试需求的分析，以国内某系列发动机测试结构设计为基础，对航空发动机上的典型测试结构方案的特征、应用范围以及具体结构实现方法进行分析和研究，这些方案在发动机实际工作中得到了有效的工程验证，其结构可靠，可以满足测试需求。

关键词：航空发动机 测试性 结构设计

中图分类号：V24 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）08（c）-0072-02

The structural design methods of improving testability in aero engine

ZHOU Weipeng JIN Bin

（Shenyang Engine Design And Research Institute， Shenyang Liaoning 110015， China）

Abstract：The testability of aero engine is an important figure which exists in the hole life cycle of aero engine design and service.The testing structure design plays an significant role in fulfilling the testability goal of the aero engine. The testing structure scheme should be based on the character of testing project and the working environments should also be studied carefully. The significant schemes of testing structures which contains the character， working limitation and the way of structural realization in the aero engine were studied by the means of program classification and working requirements analyze. All the schemes were validated in the real working environment of aero engine and the needs of testing system were also fulfilled.

Key words：aero-engine testability structure design

现代航空燃气涡轮发动机是集热机与推进器于一体的复杂机械系统，涉及气动、结构强度、材料、控制等多学科，具有高温、高压、高转速等苛刻的工作条件，要求具有高的性能、可靠性和耐久性，而发动机从论证、立项研制一直到设计定型往往要经历重重严格的考验才能成为一款成熟的发动机装备，既要在验证机研制时考虑发动机功能和性能，又要解决工程验证过程中暴露出的各种故障，需要对发动机进行大量的温度、压力、应力等参数测量，在发动机总体结构方案设计时就考虑发动机的测试性问题，是使发动机研制得以顺利进行的至关重要的问题。

具有加力部件的涡轮风扇发动机常规测量参数主要包括：转速、角度以及静压等，除此之外，发动机各截面压力脉动、整机振动等均有大量需测量的参数，所以，在结构设计时必须要充分考虑这些测量需求，使发动机具有可测试性。

1 测试项目分类

测试参数多少受发动机结构的复杂程度、控制规律的复杂程度和不同用途等因素的影响，双转子发动机和单转子发动机相比，要求测试的参数至少多一个转子的转速，多变量的控制规律必然比单变量的参数多，根据测试参数的主要用途可分为控制参数、监测参数、流程参数和专项参数。

2 测试需求分析

在航空发动机研制的各个阶段测试需求是不同的。下面以某型带加力的双转子涡轮风扇发动机为例说明其测试参数需求。

2.1 控制参数

发动机调节规律的选择原则是保证计算飞行状态下发动机发出最大推力和良好的油耗特性，同时考虑飞机进气道可容流量、发动机最大转速限制、涡轮前温度限制、总增压比限制和工作稳定性后的一个综合方案，其控制规律是一种复合式调节规律，因此，需要直接测量的主机参数有发动机进口总温T1、压气机进口总温T25、低压转子转速n1、高压转子转速n2、压气机出口压力P3、低压涡轮后排气压力P6、低压涡轮后排气温度T6、风扇进口可调叶片角度α1、压气机进口可调叶片角度α2、收扩喷口面积A8，另外还有控制系统采集的燃滑油系统管路、成附件的控制参数等也是发动机控制系统必备的测量参数。

2.2 监控参数

依据发动机健康管理系统设计方案设置监控参数，对于未采用健康管理系统的发动机，仍然有设置监控发动机工作状态的测量参数需求，因此，需要直接测量的参数通常有风扇出口内外涵压力脉动P23m/P13m、压气机出口压力脉动P3m、整机振动总量B、滑油压差ΔP、滑油回油温度TM、金属屑末信号等，另外发动机控制参数中很多参数也属于发动机的监控参数，如低压涡轮后排气温度T6。

2.3 流程参数

流程参数是流路中各部件间截面或重要位置的气动参数，通常是空气或燃气的总温、总压和静压，除了控制系统直接采集的少量机载参数外，其它绝大多数参数通常需要单独安装测试系统进行测量，通常包括发动机各部件进出口总温和总压等。endprint

2.4 专项测试参数

发动机研制通常是较为漫长的过程，需要反复测量设计结果与理论计算的差异，同时在遇到故障时，需要进行专项测量来确定故障原因，因此，专项测试包含很多非常规的测试项目，如转子轴向力和各压力腔压力，叶片动应力，支点轴承温度测量，涡轮前温度，燃油流量，排气温度场测量等，这些测试项目虽然具有一定的偶然性，但是从发动机研制的规律来看具有很大的必然性，所以在发动机结构设计时仍然需要重点考虑，预期可能出现的问题，从而提供必要的测量条件。

3 测试结构设计

基于整机测试项目和测试需求分析，发动机测试参数按其参数性质有如下几种：温度、压力、位移、转速、应力、应变、流量、载荷、振动、频率、面积、间隙等。

为了能够实现上述各类参数的测试，在发动机总体结构方案设计时，除了完成正常的机载控制、监测参数的结构设计外，还应预见发动机功能、可靠性等验证或者排故等可能需要的测试功能需求，预先保留必要的测试安装座、测试通道和相应的操作窗口等，因此，本文就发动机主机主要的测试参数提出测试结构设计的方案、原则。

3.1 温度测试

常见的温度测试可分为流道总温、壁温和腔温、温度场测量等。

如图1所示，对于单层机匣，可以直接在机匣上预留温度传感器安装座，直接完成流道总温的测量。

壁温和腔温测量通常是在发动机内部测试的壁面或密封腔布置热电偶，需要在引线路径上机匣等结构件上开孔，一般测试座结构如图2所示，在机匣上预留测试安装座，开孔除了引线外，台阶孔用来填充密封材料，通过压板用螺栓压住，确保不漏气。

对于多层机匣，测量点位于发动机内流道，需要穿过多层机匣进行测量，为解决引线路径较长，测量引线可靠性问题，设计引线管来保护，在机匣上预留好安装座来固定引线管，如图3所示。

部分复杂温度场，如发动机主燃烧室出口温度场或涡轮后排气温度场，可单独设计具有温度场测量功能的部件，如涡轮导向叶片前缘安装高温热电偶，或加力部件机匣上设置一定数量的安装座，专门用于温度场测量。发动机上应用较多的主燃烧室出口温度场测量结构如图4所示，通过导向器改装设计布置测点，再将测试引线引出发动机进行测量。

3.2 压力测试

航空发动机常见的压力测试可分为总压、静压和脉动压力测量。其中总压测试用发动机测试结构与总温测试结构大同小异，这里不详细论述。

静压测试在发动机应用较多的两种结构如图5所示，通过发动机结构设计，将静压信号引出发动机，通过连接测试传感器完成静压测量。

脉动压力测试结构在航空发动机上的应用主要分为两种，一种是在发动机上设计传感器安装座，直接安装传感器，适用与测量位置空间充足和结构简单的位置；另一种是通过结构设计脉动压力测试引出管，将脉动信号引出发动机，适用与结构复杂，空间紧张，需要穿过双层或多层机匣。这里介绍一种穿双层机匣的脉动压力测量结构，如图6所示，在设计此结构过程中，需要充分考虑发动机装配性、密封性和发动机工作过程中的轴向变形，同时需要考虑路径和结构形式对脉动信号的影响。

3.3 其他测试

这里选取一种典型且复杂的高压涡轮间隙测量结构方案进行介绍。航空发动机高压涡轮部件处于高温高压工作条件下，其发动机本身结构非常复杂，测试传感器和测试引线至少需要穿过四层机匣才能引出发动机，如图7所示测试装配结构方案来实现高压涡轮间隙的测量。

4 测试结构应用

上文介绍的温度、压力以及间隙等测试结构在国内某系列发动机研制过程中已得到广泛使用和验证。其中发动机总温测量结构、发动机壁温和腔温测量开孔结构、发动机多层机匣测量装配结构、发动机静压测量结构和双层机匣脉动压力测量装配结构等在某系列发动机常规测试和专项测试中为测试首选结构，其结构的可靠性和适用性已经过了数百次试车验证。发动机主燃烧室出口温度场测量结构，经过了某系列发动机两次全流程参数测量验证，其结构方案得到了初步验证。高压涡轮间隙测量装配结构，经过了国内不同型号间隙测量专项试车验证，结构方案较为合理可行，能够实现间隙测量需求，并可以保证工作可靠。

5 结语

在结构设计过程中，尤其是方案设计过程中，应充分贯彻可测试性设计思想，预留测试结构，为后续发动机研制过程中避免对发动机补加工工作，节省研制周期具有重要作用。该文研究的某系列发动机典型测试性结构方案均已在航空发动机中得到广泛应用，其结构形式较为成熟可靠，具有较好的工程应用价值。

参考文献

[1] 张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2] 《航空发动机设计手册》第5册《涡喷及涡扇发动机总体》[Z].2001.

[3] 林典伦，田仲，等.GJB 2547-95《装备测试性大纲》[Z].

[4] 西北工业大学编.航空发动机气动参数测量[M].国防工业出版社，1980.

[5] 朱艳.某型发动机测试系统设计[D].工程硕士论文，电子科技大学，2009.

[6] 姜彩虹.航空发动机双余度控制规律设计方法[J].航空动力学报，2011（10）： 2364-2370.endprint

2.4 专项测试参数

发动机研制通常是较为漫长的过程，需要反复测量设计结果与理论计算的差异，同时在遇到故障时，需要进行专项测量来确定故障原因，因此，专项测试包含很多非常规的测试项目，如转子轴向力和各压力腔压力，叶片动应力，支点轴承温度测量，涡轮前温度，燃油流量，排气温度场测量等，这些测试项目虽然具有一定的偶然性，但是从发动机研制的规律来看具有很大的必然性，所以在发动机结构设计时仍然需要重点考虑，预期可能出现的问题，从而提供必要的测量条件。

3 测试结构设计

基于整机测试项目和测试需求分析，发动机测试参数按其参数性质有如下几种：温度、压力、位移、转速、应力、应变、流量、载荷、振动、频率、面积、间隙等。

为了能够实现上述各类参数的测试，在发动机总体结构方案设计时，除了完成正常的机载控制、监测参数的结构设计外，还应预见发动机功能、可靠性等验证或者排故等可能需要的测试功能需求，预先保留必要的测试安装座、测试通道和相应的操作窗口等，因此，本文就发动机主机主要的测试参数提出测试结构设计的方案、原则。

3.1 温度测试

常见的温度测试可分为流道总温、壁温和腔温、温度场测量等。

如图1所示，对于单层机匣，可以直接在机匣上预留温度传感器安装座，直接完成流道总温的测量。

壁温和腔温测量通常是在发动机内部测试的壁面或密封腔布置热电偶，需要在引线路径上机匣等结构件上开孔，一般测试座结构如图2所示，在机匣上预留测试安装座，开孔除了引线外，台阶孔用来填充密封材料，通过压板用螺栓压住，确保不漏气。

对于多层机匣，测量点位于发动机内流道，需要穿过多层机匣进行测量，为解决引线路径较长，测量引线可靠性问题，设计引线管来保护，在机匣上预留好安装座来固定引线管，如图3所示。

部分复杂温度场，如发动机主燃烧室出口温度场或涡轮后排气温度场，可单独设计具有温度场测量功能的部件，如涡轮导向叶片前缘安装高温热电偶，或加力部件机匣上设置一定数量的安装座，专门用于温度场测量。发动机上应用较多的主燃烧室出口温度场测量结构如图4所示，通过导向器改装设计布置测点，再将测试引线引出发动机进行测量。

3.2 压力测试

航空发动机常见的压力测试可分为总压、静压和脉动压力测量。其中总压测试用发动机测试结构与总温测试结构大同小异，这里不详细论述。

静压测试在发动机应用较多的两种结构如图5所示，通过发动机结构设计，将静压信号引出发动机，通过连接测试传感器完成静压测量。

脉动压力测试结构在航空发动机上的应用主要分为两种，一种是在发动机上设计传感器安装座，直接安装传感器，适用与测量位置空间充足和结构简单的位置；另一种是通过结构设计脉动压力测试引出管，将脉动信号引出发动机，适用与结构复杂，空间紧张，需要穿过双层或多层机匣。这里介绍一种穿双层机匣的脉动压力测量结构，如图6所示，在设计此结构过程中，需要充分考虑发动机装配性、密封性和发动机工作过程中的轴向变形，同时需要考虑路径和结构形式对脉动信号的影响。

3.3 其他测试

这里选取一种典型且复杂的高压涡轮间隙测量结构方案进行介绍。航空发动机高压涡轮部件处于高温高压工作条件下，其发动机本身结构非常复杂，测试传感器和测试引线至少需要穿过四层机匣才能引出发动机，如图7所示测试装配结构方案来实现高压涡轮间隙的测量。

4 测试结构应用

上文介绍的温度、压力以及间隙等测试结构在国内某系列发动机研制过程中已得到广泛使用和验证。其中发动机总温测量结构、发动机壁温和腔温测量开孔结构、发动机多层机匣测量装配结构、发动机静压测量结构和双层机匣脉动压力测量装配结构等在某系列发动机常规测试和专项测试中为测试首选结构，其结构的可靠性和适用性已经过了数百次试车验证。发动机主燃烧室出口温度场测量结构，经过了某系列发动机两次全流程参数测量验证，其结构方案得到了初步验证。高压涡轮间隙测量装配结构，经过了国内不同型号间隙测量专项试车验证，结构方案较为合理可行，能够实现间隙测量需求，并可以保证工作可靠。

5 结语

在结构设计过程中，尤其是方案设计过程中，应充分贯彻可测试性设计思想，预留测试结构，为后续发动机研制过程中避免对发动机补加工工作，节省研制周期具有重要作用。该文研究的某系列发动机典型测试性结构方案均已在航空发动机中得到广泛应用，其结构形式较为成熟可靠，具有较好的工程应用价值。

参考文献

[1] 张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2] 《航空发动机设计手册》第5册《涡喷及涡扇发动机总体》[Z].2001.

[3] 林典伦，田仲，等.GJB 2547-95《装备测试性大纲》[Z].

[4] 西北工业大学编.航空发动机气动参数测量[M].国防工业出版社，1980.

[5] 朱艳.某型发动机测试系统设计[D].工程硕士论文，电子科技大学，2009.

[6] 姜彩虹.航空发动机双余度控制规律设计方法[J].航空动力学报，2011（10）： 2364-2370.endprint

2.4 专项测试参数

发动机研制通常是较为漫长的过程，需要反复测量设计结果与理论计算的差异，同时在遇到故障时，需要进行专项测量来确定故障原因，因此，专项测试包含很多非常规的测试项目，如转子轴向力和各压力腔压力，叶片动应力，支点轴承温度测量，涡轮前温度，燃油流量，排气温度场测量等，这些测试项目虽然具有一定的偶然性，但是从发动机研制的规律来看具有很大的必然性，所以在发动机结构设计时仍然需要重点考虑，预期可能出现的问题，从而提供必要的测量条件。

3 测试结构设计

基于整机测试项目和测试需求分析，发动机测试参数按其参数性质有如下几种：温度、压力、位移、转速、应力、应变、流量、载荷、振动、频率、面积、间隙等。

为了能够实现上述各类参数的测试，在发动机总体结构方案设计时，除了完成正常的机载控制、监测参数的结构设计外，还应预见发动机功能、可靠性等验证或者排故等可能需要的测试功能需求，预先保留必要的测试安装座、测试通道和相应的操作窗口等，因此，本文就发动机主机主要的测试参数提出测试结构设计的方案、原则。

3.1 温度测试

常见的温度测试可分为流道总温、壁温和腔温、温度场测量等。

如图1所示，对于单层机匣，可以直接在机匣上预留温度传感器安装座，直接完成流道总温的测量。

壁温和腔温测量通常是在发动机内部测试的壁面或密封腔布置热电偶，需要在引线路径上机匣等结构件上开孔，一般测试座结构如图2所示，在机匣上预留测试安装座，开孔除了引线外，台阶孔用来填充密封材料，通过压板用螺栓压住，确保不漏气。

对于多层机匣，测量点位于发动机内流道，需要穿过多层机匣进行测量，为解决引线路径较长，测量引线可靠性问题，设计引线管来保护，在机匣上预留好安装座来固定引线管，如图3所示。

部分复杂温度场，如发动机主燃烧室出口温度场或涡轮后排气温度场，可单独设计具有温度场测量功能的部件，如涡轮导向叶片前缘安装高温热电偶，或加力部件机匣上设置一定数量的安装座，专门用于温度场测量。发动机上应用较多的主燃烧室出口温度场测量结构如图4所示，通过导向器改装设计布置测点，再将测试引线引出发动机进行测量。

3.2 压力测试

航空发动机常见的压力测试可分为总压、静压和脉动压力测量。其中总压测试用发动机测试结构与总温测试结构大同小异，这里不详细论述。

静压测试在发动机应用较多的两种结构如图5所示，通过发动机结构设计，将静压信号引出发动机，通过连接测试传感器完成静压测量。

脉动压力测试结构在航空发动机上的应用主要分为两种，一种是在发动机上设计传感器安装座，直接安装传感器，适用与测量位置空间充足和结构简单的位置；另一种是通过结构设计脉动压力测试引出管，将脉动信号引出发动机，适用与结构复杂，空间紧张，需要穿过双层或多层机匣。这里介绍一种穿双层机匣的脉动压力测量结构，如图6所示，在设计此结构过程中，需要充分考虑发动机装配性、密封性和发动机工作过程中的轴向变形，同时需要考虑路径和结构形式对脉动信号的影响。

3.3 其他测试

这里选取一种典型且复杂的高压涡轮间隙测量结构方案进行介绍。航空发动机高压涡轮部件处于高温高压工作条件下，其发动机本身结构非常复杂，测试传感器和测试引线至少需要穿过四层机匣才能引出发动机，如图7所示测试装配结构方案来实现高压涡轮间隙的测量。

4 测试结构应用

上文介绍的温度、压力以及间隙等测试结构在国内某系列发动机研制过程中已得到广泛使用和验证。其中发动机总温测量结构、发动机壁温和腔温测量开孔结构、发动机多层机匣测量装配结构、发动机静压测量结构和双层机匣脉动压力测量装配结构等在某系列发动机常规测试和专项测试中为测试首选结构，其结构的可靠性和适用性已经过了数百次试车验证。发动机主燃烧室出口温度场测量结构，经过了某系列发动机两次全流程参数测量验证，其结构方案得到了初步验证。高压涡轮间隙测量装配结构，经过了国内不同型号间隙测量专项试车验证，结构方案较为合理可行，能够实现间隙测量需求，并可以保证工作可靠。

5 结语

在结构设计过程中，尤其是方案设计过程中，应充分贯彻可测试性设计思想，预留测试结构，为后续发动机研制过程中避免对发动机补加工工作，节省研制周期具有重要作用。该文研究的某系列发动机典型测试性结构方案均已在航空发动机中得到广泛应用，其结构形式较为成熟可靠，具有较好的工程应用价值。

参考文献

[1] 张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2] 《航空发动机设计手册》第5册《涡喷及涡扇发动机总体》[Z].2001.

[3] 林典伦，田仲，等.GJB 2547-95《装备测试性大纲》[Z].

[4] 西北工业大学编.航空发动机气动参数测量[M].国防工业出版社，1980.

[5] 朱艳.某型发动机测试系统设计[D].工程硕士论文，电子科技大学，2009.

[6] 姜彩虹.航空发动机双余度控制规律设计方法[J].航空动力学报，2011（10）： 2364-2370.endprint