微型渦噴發動機推力測量裝置設計與誤差分析

朱洪基 趙 帥

（北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京 100191）

微型渦噴發動機推力測量裝置設計與誤差分析

朱洪基 趙 帥

（北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京 100191）

本文介紹了一種新型的微型渦噴發動機地面試車臺推力測量系統，闡述臺架的結構和原理，并從加工及裝配誤差、裝置內阻力和傳感器引起的誤差三個方面對該裝置進行分析，指出引起誤差的原因，并給出了減小及消除這些誤差的建議。

誤差分析 推力測量 試車臺

引言

作為渦噴發動機的核心參數，準確測量推力在發動機試驗和交付過程中十分重要[1]。目前，渦噴發動機推力的測量通常采用彈簧片支撐式的臺架結構，由定架、動架和彈簧片組成。其中，定架與基礎剛性連接。動架通過彈簧片支撐在定架上，發動機安裝在動架上。發動機實驗時，在推力作用下，通過動架與定架之間產生微小的位移使傳感器形變，從而計算發動機推力[2]。這兩種試驗臺架廣泛應用于大推力的渦噴發動機的推力測量。但是，對于體積和推力均較小的微型渦噴發動機，這種試車臺架顯得復雜且精度較低，且許多微型渦噴發動機的研制單位不具備制造這種試車臺架的條件[3]，為微型渦噴發動機的研制帶來困難。本文設計了一種新型的微型渦噴發動機地面試車臺推力測量系統，有效解決了微型渦噴發動機地面試車推力測量的問題。

1 推力測量系統

發動機的推力測量系統包括試驗臺架、稱重傳感器、數據采集器、計算機等。其中，試驗臺架采用自主設計的懸掛式結構，下文將會詳細介紹。稱重傳感器采用CFBLSM-100kg型拉壓力傳感器，數據采集模塊使用ADAM-4018和ADAM-4520，計算機端采用NI的Labview和VC++來編寫推力測量系統的軟件。試驗時，傳感器將推力大小的變化轉換為電信號，電信號經過數據采集器轉換為數字信號并傳輸給計算機，通過編寫的軟件對推力進行實時監控和數據處理。

試驗臺架如圖1所示。該臺架由定架、杠桿、滑塊和滾子等組成。杠桿的下端通過卡箍與發動機連接，杠桿的上端裝有滾子，滾子夾在兩個滑塊之間，兩個滑塊只能沿導軌水平方向滑動。兩個滑塊分別與傳感器相連。試驗前，根據被測發動機推力值對傳感器施加預緊力。根據杠桿作用的原理，當推力作用在杠桿的下端時，杠桿的上端產生相應大小的力。這時，通過滾子和滑塊的接觸，將杠桿上端垂直于杠桿力臂的力轉化為水平方向的力，并分別作用在兩端的傳感器上。

圖1 推力測量裝置

在兩傳感器中心軸線方向上，滾子時刻處于使受力平衡狀態。試車前，假設兩傳感器示數分別為FL和FR，則有：

試驗過程中，假設此時兩傳感器示數分別為和FR＇，杠桿下FL＇端力臂與上端力臂之比為K，發動機推力為T，則有：

通過上面的兩個方程，可以得出發動機的推力：

2 誤差分析

本推力測量裝置誤差主要來源于以下方面[4]：（1）零件加工和裝配過程中的積累偏差；（2）機構內部阻力引起的誤差；（3）傳感器精度誤差。

2.1 加工及裝配誤差

加工及裝配尺寸的偏差會引起發動機推力線的偏斜或偏移，給推力測量帶來誤差，從而直接影響渦噴發動機在應用時的姿態控制精度。推力偏心可用推力偏移、推力偏斜角等參數來表述。從測量裝置的原理出發可知，杠桿上端滾子與滑塊之間為線接觸，故可以有效防止推力偏移在此測量裝置中造成的影響。所以，在此推力測量裝置中，主要考慮推力偏斜角帶來的影響[5-6]。

發動機軸向在垂直于杠桿的平面內與兩傳感器軸線間的偏斜角，通常由以下原因引起：滑塊軌道與傳感器中心線偏斜、兩對置傳感器同軸度差等。通過在支架與杠桿間安裝限位軸套，使用鉸制螺栓等方式，能有效減小此偏斜角。圖2為測力裝置在垂直于導軌平面的剖視圖，從中可以反映出各零件的裝配關系。其中，支架導軌、杠桿支架、限位軸套以及杠桿各自的加工精度以及相互的裝配誤差，決定了杠桿在水平面上的最大扭轉角。測量試制的各部件誤差，通過尺寸鏈計算，得到杠桿與限位套之間間隙為-0.05～+0.25mm。

圖2 垂直導軌平面剖視圖

由于角度偏斜對推力測量造成的相對誤差計算為：

其中α可由上面計算的最大間隙和杠桿的寬度計算得到。經計算，δ為0.0028%。

吊架杠桿與豎直方向的角度偏差主要由初始安裝位置的偏差和測量過程中傳感器的變形量引起。由于杠桿吊架具有重力自調節的性質，安裝過程中首先使自由的杠桿吊架達到穩定狀態后再進行預緊力加載，以有效減小安裝造成的角度偏差。同時，在測量推力的過程中，S型的推力傳感器在收到壓力時會產生一定的變形量。將其簡化為懸臂梁模型，可求得傳感器變形量。杠桿受力分析如圖3所示。

圖3 杠桿豎直方向角度偏移

其中，θ為吊架杠桿與豎直方向的偏角，k杠桿力臂之比。于是，傳感器測量值F與實際發動機推力T有如下關系：

同時，懸臂梁的撓曲線近似微分方程：

其中，F為傳感器收到的壓力，E為傳感器材料的彈性模量，I為梁截面的慣性矩，l為梁的長度，x為F與固定端距離。代入傳感器的參數，最終求得傳感器總體變形量小于0.0053mm，cosθ≤5.77×10-11，即數值偏轉角對推力測量造成的影響可忽略不計。

2.2 測量裝置內部阻力

測量裝置的內部阻力是其固有的特性，無法徹底消除，但是可以通過合理的優化設計降低其影響。對于本測量裝置，內部阻力來源有兩個方面：零件之間的摩擦力和發動機重力分量。其中，各個零件之間的摩擦力包括：①杠桿支點處的滾針軸承摩擦力；②短臂端滾子與滑塊之間的摩擦力；③滑塊與導軌之間的摩擦力；④傳感器限位銷與固定塊之間的摩擦力。測量過程中，裝置處于準穩態，故各靜摩擦力和重力分量相等。

根據兩傳感器示數進行差分計算，得到：

從而，可有效消除裝置內部阻力對測量的影響。

2.3 傳感器測量誤差

傳感器采用CFBLSM-100kg型拉力傳感器。該傳感器采用S型梁結構，具有靈敏度高、線性度好、穩定性強、滯后重復誤差低、瞬態響應與頻率響應速度快、動態測量誤差低等一系列優點。技術參數如表1所示。

該傳感器可精確測量0～1000N推力，滿量程誤差不超過0.3N。由于推力的計算通過兩傳感器差分計算獲得，所以可以有效消除傳感器的溫度漂移、零點漂移以及其他環境因素引起的誤差。同時，為了提高傳感器測量精度，在試驗臺架完成安裝后，要進行靜態校準和動態校準。此外，在長期的試驗過程中，還要經常對傳感器進行靜態校準。

表1 傳感器參數

3 結論

本文介紹了一種新型的微型渦噴發動機地面試車臺推力測量系統。與彈簧片支撐式試車臺不同，該試車臺采用懸掛式結構，通過杠桿與滑塊的組合，將發動機推力轉化為對傳感器的壓力，從而測量發動機推力。對該推力測量系統進行誤差分析，其系統誤差主要來源于推力線偏斜和試驗儀表誤差兩方面。該推力測量系統結構簡單、便于調試，建成后的多次試車試驗表明，其測得的推力數據穩定可靠，適合微型渦噴發動機推力的測量。

[1]夏揚.小型航空渦噴發動機在線綜合監測方法研究[J].航空制造技術，2012，11（9）：26-29.

[2]黃知濤，胡正峰，郭偉民.W2P1微型渦噴發動機地面試車臺推力測量系統[J].測控技術，1999，18（9）：40-42.

[3]王潤明，羅毅.航空發動機推力測量臺架動架支撐方式研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2013，26（1）：13-15，50.

[4]焦獻瑞.航空發動機試車臺架推力測量誤差[J].航空計測技術，1995，15（2）：20-22.

[5]許維勤.渦噴發動機試車臺架對發動機推力測量精度的影響[J].測控技術，1985（63）：64-68.

[6]張有，吳峰，何培磊.航空發動機推力測量臺架原理誤差分析[J].航空發動機，2016，42（4）：76-80.

[7]楊曉，王歡.航空發動機試車臺推力測量系統的校準[J].現代機械，2012，（2）：18-20.

Design and Error Analysis of the Thrust Measuring Device for Micro Aero-engine

ZHU Hongji, ZHAO Shuai
(Institute of Beijing university of aeronautics and astronautics energy and power engineering,Beijing 100191)

This paper introduces a new type of micro turbojet engine thrust measurement test bench system. Then analyzed the errors due to the processing and assembling, the errors due to the internal resistance and sensors. At the same time, illustrated the causes of these errors, and introduced on how to reduce and eliminate these errors.

error, thrust measurement, test bench