某大型国产客机发动机空中测试平台引气模拟系统设计

王磊

（中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海201210）

0 引言

大型客机发动机为了获得CCAR33部型号合格审定批准，需要完成空中测试平台试验，确保发动机性能符合设计要求。在发动机空中测试平台中，引气负载是对发动机性能影响最大的功率提取负载，因此需要研制一套能真实模拟原型机引气的引气模拟系统，并安装在发动机空中测试平台上，从而确保发动机顺利取得适航批准。

由于引气系统关乎飞机座舱内供气、机翼防冰等重要功能，因此，国内外有关研究者对引气系统的性能及故障开展了大量的研究。宋俊虓等［1］、赵竞全等［2］对飞机气源系统的动态特性开展了研究，研究结果表明该系统对引气动态特性一维流动模拟较为准确，但是无法开展三维仿真特性模拟；潘明旭［3］、朱明［4］对飞机气源系统的故障模式开展了研究，结果表明系统测试方法可有效维护和隔离引气故障；段小维等［5］开展了飞机飞行台发动机引气负载系统方案设计，然而该设计并未进行地面试验验证；A.B.Evan［6］、A.J.Yuhas等［7］对不同发动机开展了引气对性能的影响分析；F.Conan等［8］、邓皞等［9］、张皓光等［10］介绍了引气动态仿真的CFD建模方法；S.R.Wellborn等［11］、B.A.Leishman等［12-13］介绍 了引气 口设计 方法，并分析了引气入口对系统动态特性的影响；赵斌等［14］分析了引气对跨音轴流压气机性能的影响；R.Gomes等［15］开展了引气系统动态性能研究。总之，已有的研究大多借助于仿真工具，且仿真模型缺少真实原型机数据的验证，而实际适航验证试验需要能够模拟真实原型机的引气模拟系统。

在发动机空中测试平台中，引气模拟系统与原型机上的引气系统有很大差异。首先，原形机引气流量由空调、机翼防冰等用气系统控制，而测试平台上没有空调、机翼防冰等用气系统，导致引气流量无法控制；其次，原形机上引气系统与空调、机翼防冰系统等的信号交联通过控制器内部通信，而空中测试平台无用气系统，进而无法完成此类内部通讯。

本文针对引气流量无法控制问题，采用孔板限流方法，进行不同构型下孔板设计，针对无法内部通讯问题，单独开发出引气系统控制器（BMC）与试验台进行通讯交流，研制引气模拟系统，并通过地面台架试验进行验证。

1 引气模拟系统设计原理

1.1 引气模拟系统功能

为确保空中测试平台引气模拟系统能够真实模拟原型机引气系统的功能、性能，本文研制引气模拟系统，该系统的预期静态和动态特性如下：引气温度调节，引气压力调节，引气流量调节。

1.2 引气负载模拟设计

某大型国产客机发动机空中测试平台引气模拟系统采用发动机中压级/高压级两级引气，经压力调节关断活门（PRSOV）进行压力调节，后经预冷器被来自发动机外涵道的低温风扇引气冷却，经高压管路将调节后的空气供给下游。风扇空气活门（FAV）控制风扇进气的流量使预冷器热边引气温度冷却至要求值。高压活门（HPV）实现发动机不同引气口之间的切换。

与原型机相比，由于没有下游的用气系统，而是直接通过排气管路排出机外。没有下游用气系统，意味着空中测试平台的引气系统没有下游负载和流量控制。因此，采用孔板限流环原理，设计空中测试平台引气负载模拟系统的物理架构如图1所示。

图1 引气模拟系统物理架构Fig.1 Physical configuration of simulated bleed air system

引气负载模拟系统中孔板限流环计算方法为

式中：A为孔板流通面积；Cd为流量系数，一般取0.610～0.843；m为 质 量 流 量；ρ为 密 度；ΔP为压差。

为了保证发动机空中测试平台试验真实模拟原型机，考虑下游空调、机翼防冰等主要用气系统，模拟各种供气的构型，设计四种构型限流环，如表1所示（其中1 ft=0.304 8 m），满足不同状态的引气负载模拟。

表1 引气模拟系统限流环设计构型Table 1 Orifice design configuration of simulated bleed air system

1.3 引气控制设计

1.3.1 控制架构

空中测试平台上没有原型机的用气系统，内部无法与用气系统通讯，因此针对空中测试平台特点，采用空台外部控制方式，并单独研制引气系统控制器（BMC），解决与用气系统通讯的问题。

BMC与空中测试平台通讯通过电子控制模块（ECM）完成。ECM传输系统外部信号供BMC进行系统控制，BMC向ECM发送引气系统控制、指示告警和维护信息。ECM与空中测试平台的模拟控制面板、前起落架系统、发动机起动活门、发动机控制器（FADEC）以及信号模拟系统通过ARINC 429总线交联，如图2所示。

图2 引气模拟系统控制架构Fig.2 Control configuration of simulated bleed air system

1.3.2 引气温度控制

气源系统温度调节功能通过预冷器、风扇空气活门、温度传感器及BMC来实现。温度传感器测出预冷器出口温度，并将信号传递给BMC，经过控制器运算并输出信号来调节风扇空气活门的开度，改变风扇空气流量，从而将预冷器出口温度控制在合适的范围内。

1.3.3 引气压力控制

气源系统压力调节关断功能由压力调节关断活门、压力传感器及BMC实现。压力传感器采集活门下游引气压力，并将信号传递给BMC，经过控制器运算并输出信号来调节活门的开度，进而将上游压力控制到合适的值从而满足用气系统需求。

1.3.4 引气口自动切换控制

气源系统可通过高压活门的开启和关闭来自动选择从发动机压气机中压级或高压级引气，当发动机中压压力不足时，BMC打开高压活门，系统从发动机高压级引气。发动机压力、温度信号均来自发动机控制器FADEC。FADEC信号由ECM模块传至BMC。

2 引气模拟系统验证

2.1 地面试验台架设计

本试验采用一台独立的计算机与BMC通过ARINC 429通讯。计算机可模拟ECM把飞行高度、环境压力、中压和高压的引气温度/压力同步提供给BMC，同时也能记录所有BMC通过总线发出的系统参数。

试验设计了单独的控制面板，可以模拟所有离散的输入参数，同时也可以手动关闭HPV和PRSOV等功能，控制方式与空中测试平台引气模拟系统相同。试验台架原理图如图3所示。

图3 地面试验台架原理图Fig.3 Schematic of ground test rig

2.2 地面试验结果

试验依据系统设计需求，对需求进行逐项试验验证。以单引气供单空调包两侧机翼防冰构型为例，即孔板限流环构型2，对主要特性验证进行说明。

（1）引气压力调节特性验证

单引气空调包两侧机翼防冰构型的压力调节需求验证试验结果如图4所示。

图4 单引气单空调包两侧机翼防冰构型的压力调节验证试验结果Fig.4 Pressure regulation test result for single bleed dual pack wing anti-ice on configuration

从图4可以看出：引气模拟系统在防冰系统打开时可以把引气压力调节到3.5 bar，与原型机引气系统压力调节值3.5 bar静态特性要求一致；上游引气压力波动后，引气模拟系统在20 s内能使压力调节波动幅值小于±0.14 bar，符合原型机引气系统的动态特性要求；引气模拟系统在防冰系统关闭时可以把引气压力调节到3.1 bar，与原型机引气系统压力调节值3.1 bar静态特性要求一致。

（2）引气温度调节特性验证

单引气单空调包两侧机翼防冰构型的温度调节需求验证试验结果如图5～图6所示。

图5 单引气单空调包两侧机翼防冰构型的温度调节验证试验结果1Fig.5 Temperature regulation test result 1 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

图6 单引气单空调包两侧机翼防冰构型的温度调节验证试验结果2Fig.6 Temperature regulation test result 2 for single bleed single pack wing anti-ice on configuration

从图5可以看出：引气模拟系统防冰系统工作时可以把引气温度调节到225℃，与原型机引气系统温度调节值225℃静态特性要求一致。

从图6可以看出：上游引气温度波动后，空中测试平台引气系统在引气温度超过232℃后63 s内能使引气温度调节到225℃，温度调节波动幅值小于±7℃，符合原型机引气系统该状态下的动态特性要求。

（3）引气流量调节特性验证

单引气单空调包两侧机翼防冰构型的流量调节需求验证试验结果如图7所示，可以看出：引气模拟系统开启时，引气流量迅速上升，10 s后压力调节值稳定在3.5 bar，引气流量在5 s内稳定在目标值1.42 kg/s，引气流量精度控制在5%以内，符合原型机引气系统该状态下的动态特性要求。

3 结论

（1）本文针对某型发动机的空中测试平台试验内容及要求，结合发动机飞行台，设计研发了一套发动机空中测试平台引气负载系统。该系统实现了对发动机各状态设计值范围内发动机引气的控制及监控，引气温度、压力一定范围内可调，引气量满足发动机空中测试平台需求，并且完成了多个状态下地面的引气试验。

（2）该系统能够按试验要求模拟发动机空中测试平台引气过程，真实模拟原型机引气系统静态和动态特性，满足发动机空中测试平台设计指标及功能要求。