航空发动机试验与测试技术的发展

航空发动机试验与测试技术的发展郭昕，蒲秋洪，宋红星，黄明镜（中国燃气涡轮研究院，成都６１０５００）摘要：试验与测试技术是航空发动机预研和工程发展阶段中的主要内容。

通过对国内外航空发动机试验与测试技术现状与发展趋势的分析，提出了发展我国航空发动机试验与测试技术的方向。

关键词：航空发动机：试验与测试技术；发展１引言１９０３年，美国人莱特兄弟驾驶自制的活塞式发动机作动力的“飞行者１号”飞机，完成了人类首次有动力飞行。

一百年前，人类实现了飞翔的梦想，一百年后，人类拥有了整个天空。

航空发动机是飞行器的动力，对飞行器的性能、可靠性、安全性至关重要。

航空大国美国、俄罗斯、英国、法国等都十分重视航空发动机的试验工作，政府研究机构拥有许多大型试验设备，各公司的研究部门，一般也都有独立的试制车间和强大的试验室。

新品研制强调走一步试验一步，从部件到整机要通过设计一试制—试验的几个循环才能达到实用阶段，甚至投入使用后仍在试验，使设计的薄弱环节充分暴露，并予以改进。

根据统计，国外在研制发动机过程中，地面试验和飞行试验最少需５０台发动机，多则上百台才能最后定型。

其中地面试验要上万小时，最高达１６０００小时以上，飞行试验需５０００小时以上。

研制总费用中，设计占１０％，制造占４０％，而试验要占５０％。

经过半个多世纪突飞猛进的发展，航空燃气轮机技术日见成熟，要求减少和简化各种试验考核项目的压力越来越大，希望将发动机试验从传统的试验——修改——试验过程转变为模型——仿真——试验——迭代的过程。

但目前地面试验仍然是发动机研制中的主要内容，而且试验考核的要求越来越严格。

值得注意的是，美国新一代军用发动机研制中，在高空台上的试验时数比以前有大幅度的上升。

美国历史上投资最大（达５０多亿美元）的发动机预研计划——ＩＨＰＴＥＴ计划（综合高性能涡轮发动机技术计划）有一个突出特点，就是强化了新技术的试验验证，新技术的验证和综合贯穿于部件、核心机和技术验证机三个阶段，这是美国航空发动机技术发展的成功经验。

可见，只有重视试验研究，航空发动机技术发展才有坚实的科学基础。

发动机测试技术是航空推进技术发展的支撑性技术，它随第一代发动机研制而产生，随需求牵引和技术进步的推动而发展，已经历了半个多世纪的发展历程，已从稳态测试、动态测试向着试验——仿真一体化方向发展。

早期，人们依据试验测试结果来揭示涡轮机械流动等物理现象的本质，建立新思想、新理论、新方法，获取理论计算不可能得到的数据，积累经验数据，验证和完善设计。

随着航空推进技术、计算技术和电子计算机应用技术的发展，人们建立了更加复杂的设计和分析方法来加速航空推进系统的研制进程，而这些工程设计与分析方法需要更多、更精密和详细的试验测试数据来验证和确认，因此，对发动机测试也提出了越来越高的要求。

主要表现在：测试项目、内容、参数种类越来越多，测点容量、测量速度、测试精度、测试自动化程度越来越高，测量参数动态变化范围越来越宽，发动机高温、高压、高转速、大流量等条件使参数测量越来越困难。

虽然国外许多５０～６０年代建设的试验设备迄今仍在使用，但所需的相应测试设备则平均３～４年就要更新一次，才能较好满足推进技术发展的需要。

随着微电子技术、传感器技术、光电测量技术、计算机技术的迅速发展，伴随着信息时代的到来，航空发动机测试技术也有了很大的提高。

主要表现在：激光、光纤、红外、超声、射线、敏感涂料、薄膜传感技术等有了较大发展，以计算机为中心的集散式实时数据采集、处理与控制系统日趋完善。

动态测试、信号处理与试验测试数据库技术有了较大的进步。

信息时代的发动机试验设施，能快速产生准确可靠的数据和试验结果，通过视频声像交互、数据融合处理，建立综合试验信息系统，为客户提供“虚拟在场”试验服务：通过试验数据库、信息库和网络设备，融合成“试验一测试一仿真”交互的一体化网络应用。

随着数值模拟与试验仿真技术的发展，试验技术将与仿真（模拟）技术紧密结合，以指导试验的正常进行，减少试验状态和次数，缩短试验时间，保证试验质量．提高试验效率。

为避免接触测量对流道干扰影响，提高试验数据获取精度，加大试验信息（特别是三维流场分布信息）获取数量，随着光电测量技术和图像处理技术的发展，未来的非接触测量技术必将成为发动机测试技术发展的主流。

２航空发动机试验、测试技术发展和试验设施建设发动机试验的种类很多，试验设备、试验条件、试验环境、试验参数等也是千差万别。

按试验对象可分为零部件试验、系统试验、核心机试验、整机试验（包括地面台、高空台和飞行台试验）。

按学科专业可分为气动、燃烧、换热、控制、机械传动、结构强度、材料、工艺等各类试验。

按最终目的可以分为科学研究试验、型号研制试验和批生产发动机试验。

在型号研制试验中按不同的技术指标可分为性能试验、适用性试验和耐久性试验。

回顾这半个多世纪以来，试验与测试技术的发展和试验设备建设大致经历了酲个阶段。

１２３①第一阶段突出性能试验，建成一批部件试验器和高空模拟试车台：测试技术从单点模拟仪表指示、人工记录，向着多点巡回检测装置自动记录方向发展。

此阶段大约从１９４０年研制惠特尔发动机Ｗ２开始，至１９６０年前后一批飞行Ｍ数２以上的加力涡喷发动机研制为止。

由于开始研制Ｗ９时无部件试验设备，导致在原型机试验中因部件不匹配引起喘振并烧坏了涡轮叶片，为此，Ｒ·Ｒ公司于１９４１年在达比建造了第一台压气机试验设备。

其后吸取了早期发动机研制中部件试验不足的教训，在美、英、法、俄（前苏联）等航空大国都先后兴建了一批发动机部件试验设备。

自１９４７年突破音障后，随着发动机飞行包线的扩大，普通地面试车台已无法满足要求，于是这些国家又相继投巨资兴建了高空模拟试车台。

由此带动了高空模拟试验技术的研究并促进了发动机整机和部件性能试验技术的发展。

在此期间，发动机测试也从单点热工仪表、人工记录，逐步发展成多点巡回检测装置的自动记录。

②第二阶段以适用性试验和进／发匹配试验为重点，酝酿建设新的高空模拟试验设备：测试技术从脱机数据采集，向联机自动数据采集、记录、处理方向发展。

以６０年代开始研制第一代加力式军用涡扇发动机和高涵道比民用涡扇发动机为标志，由于进气道一发动机一喷管的流量和流场匹配问题变得非常突出，适用性试验成为重点，进气道一发动机匹配的试验技术和试验设备得到发展并开始建设新的高空模拟试验设各。

６０年代初，由于军用战斗机对中低空机动性能的追求，以及第一代加力涡扇发动机的使用，出现了飞机进气道与发动机匹配问题，由此带动了发动机稳定性评定试验技术的研究及相应试验设施的建设。

例如在ＴＦ３０发动机研制中，虽然飞行包线内稳态畸变未超过容许值，但在飞行试验中却发生了失速喘振，于是对Ｆｌｌｌ飞机／ＴＦ３０发动机的匹配进行深入研究，得出动态畸变的结论。

这种动态畸变，对试验技术、测试手段和试验设备都提出了新的要求。

除了用模拟网格作稳态畸变试验外，还发展了多种压力和温度畸变的模拟技术与试验设备。

６０年代末到７０年代初，高涵道比涡扇发动机开始供民用飞机使用．与民用发动机相关的试验技术得到了发展，建设了一批如阵风、侧风、结冰、投鸟、吞砂、吞水和环境噪音等试验设备，同时也改建或扩建了一些高空模拟试验舱，以便适应民用高涵道比发动机的连接式试验和军用发动机进气道／发动机组合的自由射流试验要求。

英国Ｎ６ＴＥ扩建了４号舱，美国阿诺德工程发展中心、Ｐ＆Ｗ公司和ＧＥ公司也相应地扩建了它们的高空模拟试验舱。

晟具代表性的是ＡＳＴＦ（航空推进系统试验设备），阿诺德工程发展中心从１９６７年开始筹建，至１９９０年投入使用时止，耗费６．２５亿美元建成。

在该设备的试验舱内可以容纳整个飞机（战斗机）前机身一进气道一发动机的组合体，在±１５。

的偏航角和＋４５。

到一１５。

的迎角范围内作连续变飞行条件的瞬态试验，使得模拟高空试验条件更接近于实际飞行情况。

它采用了先进的测试系统，其测量通道数达２１７０个。

试验技术和试验设备的发展同时也促进了微型高频响压力传感器与探头／测耙的研制，以及动温、动压参数测试、记录和动态数据处理技术的发展。

测试技术从脱机数据采集，向联机自动数据采集、记录、处理方向发展。

③第三阶段重点转向耐久性试验，兴建了大量强度试验设备；发动机测试技术向以计算机为核心的自动测试技术方向发展。

从７０年代开始，性能试验设备已基本能满足发动机发展的需求，适用性试验继续发展，整个试验重点转向耐久性试验，特别是低循环疲劳试验。

１９７３年推重比８的Ｆ１００发动机定型时，其性能和抗畸变能力有了很大提高，但使用中暴露出的可靠性和耐用性问题，严重影响了飞行安全。

出于降低寿命期费用的考虑，对可靠性和耐久性提出了更高的要求，促进了强度试验和加速任务模拟试验技术的发展。

为此，美国制订了发动机结构完整性计划，并把对发动机结构的技术和试验要求纳入发动机通用规范ＭＩＬ－Ｅ一５００７Ｄ中。

在通用规范ＭＩＬ—Ｅ一５００７Ｄ中，结构试验要求增加到１４项，还增加了滑油中断、滑油箱压力、着火、吞冰和外物损伤试验。

发动机和零部件试验从２２项增加到４４项。

同时，美国还制订了发动机结构完整性大纲（ＥＮＳＴＰ），从结构设计准则、试验要求、设计和分析方法及寿命监控四个方面为发动机结构发展提供了基础和方法。

发动机结构的技术和试验要求已被纳入发动机通用规范１９９５年的最新版本ＪＳＧＳ一８７２３１Ａ。

根据ＧＥ公司的经验，在发动机研制的试验工作量中，耐久性试验约占６０～８０％。

为此，建造了大量的整机和部件的强度试验设备，主要有热冲击、振动、旋转件的超转和低循环疲劳试验器、机匣的静载荷和循环载荷、轴的各种受力试验器、发动机载荷模拟器（陀螺力矩试验器）、核心机低循环疲劳试验器以及各种环境条件试验器，在数量上甚至超过了性能试验设备。

试验方法上发展了反映实际飞行载荷谱的加速任务试车（ＩＭＴ）。

在这个阶段，随着计算机科学的进步，以计算机为核心的集中与分散相结合的自动数据采集和处理及试验过程自动化控制技术得到长足发展。

④第四阶段发动机系统仿真试验技术、推力矢量试验技术、发动机特种测试技术和自动综合测试技术迅速发展。

８０年代中，发动机性能试验、适用性试验和耐久性试验技术均日益完善和提高，基本的技术和试验要求已体现在１９８５年版的ＭＩＬ－Ｅ一８７２３１发动机通用规范中。

８０年代后，飞机／推进系统一体化设计和综合控制、发动机全权限数字控制、发动机推力矢量、隐身技术等新技术的应用，对发动机试验提出了更高要求，试验规模越来越大、试验复杂程度越来越高、试验综合性越来越强、测试数据越来越准确可靠。

这有力地促进了发动机控制系统仿真技术、推力矢量试验技术、以及发动机特种铡试与自动综合测试技术的迅速发展。

为降低发动机的研制周期和节约试验与研制费用，在２０世纪９０年代，ＮＡＳＡ刘易斯研究中心实施了推进系统数值仿真（ＮＰＳＳ，又称“推进系统数值试验台”）计划，其长远目标是通过计算机方法综合各学科和各部件的研究结果来确定推进系统的特性，如性能、可靠性、稳定性和寿命。