張鵬程 李亞南 余建虎

摘 要 發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體可能導(dǎo)致附近結(jié)構(gòu)的材料性能降低或失效，這將嚴(yán)重影響飛機(jī)安全。在飛行試驗(yàn)時(shí)，發(fā)現(xiàn)某發(fā)動(dòng)機(jī)短艙結(jié)構(gòu)外蒙皮漆層出現(xiàn)不同程度的碳化、脫落。為分析該現(xiàn)象的形成原因，在短艙外表面處改裝溫度測(cè)量傳感器，飛行實(shí)測(cè)了發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態(tài)下短艙表面的溫度分布數(shù)據(jù)，為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外表面故障分析及設(shè)計(jì)改進(jìn)提供了數(shù)據(jù)支持。

關(guān)鍵詞 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙；溫度測(cè)量；飛行試驗(yàn)

中圖分類(lèi)號(hào) V22 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼 A 文章編號(hào) 1674-6708（2018）206-0001-03

隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的專(zhuān)業(yè)化，熱應(yīng)力、熱載荷導(dǎo)致的材料性能降低或失效變得不可忽視，而發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)上主要熱能來(lái)源，其尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體均會(huì)對(duì)附近區(qū)域結(jié)構(gòu)材料性能造成一定的影響。研究人員對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)所帶來(lái)的熱載荷及溫度影響等問(wèn)題做了大量的理論研究[ 1 - 3 ]。在飛行試驗(yàn)中，測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)所帶來(lái)的熱影響的需求也日益迫切。

在國(guó)內(nèi)某型運(yùn)輸機(jī)試飛時(shí)，發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙結(jié)構(gòu)外蒙皮漆層出現(xiàn)不同程度的碳化及脫落。為分析該現(xiàn)象的形成原因，試飛團(tuán)隊(duì)首先進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了短艙外表面的溫度分布計(jì)算值。之后在短艙外表面處改裝溫度測(cè)量傳感器，飛行實(shí)測(cè)了發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態(tài)下短艙表面的影響區(qū)域的最高溫度數(shù)據(jù)，從而驗(yàn)證排氣口設(shè)計(jì)的合理性和計(jì)算的正確性，為故障原因分析及設(shè)計(jì)改進(jìn)提供數(shù)據(jù)支持。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪排氣原理

某運(yùn)輸機(jī)翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪排出的高溫氣流，通過(guò)排氣管、引射管導(dǎo)至艙外，當(dāng)飛機(jī)處于飛行狀態(tài)時(shí)，該高溫氣流在前方來(lái)流作用下向后轉(zhuǎn)折，致使高溫氣體附于短艙外表面蒙皮流動(dòng)，形成的局部高溫環(huán)境，對(duì)短艙艙門(mén)結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生負(fù)面影響。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙示意圖見(jiàn)圖1。

2 測(cè)試原理及內(nèi)容

2.1 測(cè)試原理

目前工程中常用的溫度測(cè)量方法分為接觸式和非接觸式兩類(lèi)。而在飛行試驗(yàn)結(jié)構(gòu)表面溫度測(cè)量時(shí)，通常采用接觸式較多，即在飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面上安裝溫度傳感器進(jìn)行溫度測(cè)量。

飛行試驗(yàn)中常用的溫度傳感器有：熱電偶、鉑電阻、熱敏電阻和示溫片等。示溫片采用雙面膠帶做基底，在一面上固定熱敏示溫涂料，而另一面可直接粘貼在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上。當(dāng)溫度超過(guò)設(shè)定的溫度點(diǎn)后，示溫涂料自動(dòng)由原始的白色變成過(guò)熱后的黑色。使用時(shí)，選取一組不同溫度規(guī)格的示溫片，通過(guò)與標(biāo)準(zhǔn)色卡對(duì)比，即可獲取試驗(yàn)中實(shí)際的最高溫度范圍。示溫片安裝方便、成本低，可快速獲得指定區(qū)域的最高溫度場(chǎng)且不需要采集設(shè)備；其缺點(diǎn)是只能一次性捕捉到整個(gè)飛行過(guò)程中的最高溫度點(diǎn)，無(wú)法重復(fù)測(cè)量。綜合考慮本次測(cè)試任務(wù)的需求和特點(diǎn)，選擇示溫片進(jìn)行溫度測(cè)量，在保證測(cè)量精度及飛行任務(wù)的前提下，快速測(cè)量恒速排氣口附近最高溫度分布。為最大限度地保證示溫片的有效性，示溫片測(cè)試改裝安排在飛行試驗(yàn)開(kāi)始前進(jìn)行。

2.2 測(cè)試內(nèi)容

針對(duì)實(shí)際飛行中出現(xiàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)恒速口蒙皮漆層脫落問(wèn)題，選取問(wèn)題發(fā)生前的典型飛行試驗(yàn)剖面，包括高空巡航、爬升、地面熱天低速等。還對(duì)恒速口蒙皮區(qū)域進(jìn)行數(shù)值仿真，初步獲取不同飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)恒速口蒙皮的最高溫度及高溫影響區(qū)域，確定了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙蒙皮受熱影響最嚴(yán)重的測(cè)試區(qū)域。該位置處于發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪排氣口處航向650mm、展向280mm附近，最高溫度測(cè)量值為200℃。

2.3 測(cè)試方法

在飛行試驗(yàn)開(kāi)始前，對(duì)某飛機(jī)的兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)行溫度測(cè)量改裝。首先對(duì)測(cè)試區(qū)域進(jìn)行除塵清理，去除結(jié)構(gòu)表面油漬等污染物，之后進(jìn)行示溫片改裝。由于每個(gè)測(cè)點(diǎn)處的預(yù)計(jì)溫度為102℃～210℃，因此每個(gè)測(cè)點(diǎn)都改裝了102℃、110℃、120℃、130℃、140℃、155℃、165℃、175℃、185℃、190℃、200℃、210℃等12個(gè)溫度規(guī)格的示溫片。圖2所示的是11個(gè)測(cè)點(diǎn)分布示意圖。兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的測(cè)量量程和測(cè)點(diǎn)分布相同。

3 飛行試驗(yàn)

測(cè)試改裝完成后，進(jìn)行地面熱天低速試驗(yàn)和典型狀態(tài)飛行試驗(yàn)。地面驗(yàn)證試驗(yàn)shi后對(duì)所有示溫片進(jìn)行了拆除和重新改裝，之后進(jìn)行飛行試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)狀態(tài)包括爬升和高空巡航等短艙外蒙皮受熱影響最嚴(yán)重的狀態(tài)。

在試驗(yàn)結(jié)束后，對(duì)示溫片測(cè)量結(jié)果進(jìn)行記錄。表1所示的是各測(cè)點(diǎn)的最高溫度飛行和地面實(shí)測(cè)統(tǒng)計(jì)結(jié)果。圖3所示的是某次飛行試驗(yàn)結(jié)束后短艙A外蒙皮表面溫度測(cè)量結(jié)果，圖4所示的是該架次下短艙A外蒙皮1號(hào)測(cè)點(diǎn)處的溫度測(cè)量結(jié)果，圖5所示的是該架次下短艙B外蒙皮1號(hào)測(cè)點(diǎn)處的溫度測(cè)量結(jié)果。

根據(jù)表1所示的飛行實(shí)測(cè)結(jié)果結(jié)合對(duì)應(yīng)飛行狀態(tài)下數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果分析可知，該計(jì)算狀態(tài)下測(cè)點(diǎn)1～4處的飛行實(shí)測(cè)溫度結(jié)果高于理論計(jì)算結(jié)果，測(cè)點(diǎn)5～11的飛行實(shí)測(cè)結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果相符。該發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪所排出的高溫氣體對(duì)排氣口附近1～4號(hào)測(cè)點(diǎn)區(qū)域的高溫影響顯著，是造成該區(qū)域蒙皮表面漆層脫落的主要原因。

4 結(jié)論

本文針對(duì)某運(yùn)輸機(jī)飛行過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)恒速渦輪對(duì)短艙外蒙皮表面的熱影響進(jìn)行了飛行溫度實(shí)測(cè)分析，成功獲取了典型飛行狀態(tài)下該區(qū)域的最高溫度，為故障原因分析及設(shè)計(jì)更改提供了數(shù)據(jù)支持。飛行數(shù)據(jù)表明，測(cè)量區(qū)域內(nèi)實(shí)測(cè)溫度高于理論溫度，恒速渦輪排氣口對(duì)區(qū)域的熱影響顯著，設(shè)計(jì)有待改進(jìn)。

參考文獻(xiàn)

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