發動機短艙外表面溫度飛行實測

張鵬程 李亞南 余建虎

摘 要 發動機尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體可能導致附近結構的材料性能降低或失效，這將嚴重影響飛機安全。在飛行試驗時，發現某發動機短艙結構外蒙皮漆層出現不同程度的碳化、脫落。為分析該現象的形成原因，在短艙外表面處改裝溫度測量傳感器，飛行實測了發動機恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態下短艙表面的溫度分布數據，為發動機短艙外表面故障分析及設計改進提供了數據支持。

關鍵詞 發動機短艙；溫度測量；飛行試驗

中圖分類號 V22 文獻標識碼 A 文章編號 1674-6708（2018）206-0001-03

隨著飛機結構設計的專業化，熱應力、熱載荷導致的材料性能降低或失效變得不可忽視，而發動機作為飛機上主要熱能來源，其尾噴氣流、恒速渦輪排氣等高溫氣體均會對附近區域結構材料性能造成一定的影響。研究人員對發動機所帶來的熱載荷及溫度影響等問題做了大量的理論研究[ 1 - 3 ]。在飛行試驗中，測量發動機所帶來的熱影響的需求也日益迫切。

在國內某型運輸機試飛時，發現發動機短艙結構外蒙皮漆層出現不同程度的碳化及脫落。為分析該現象的形成原因，試飛團隊首先進行了數值模擬，獲得了短艙外表面的溫度分布計算值。之后在短艙外表面處改裝溫度測量傳感器，飛行實測了發動機恒速渦輪排氣口溫度，獲得典型飛行狀態下短艙表面的影響區域的最高溫度數據，從而驗證排氣口設計的合理性和計算的正確性，為故障原因分析及設計改進提供數據支持。

1 發動機恒速渦輪排氣原理

某運輸機翼吊發動機恒速渦輪排出的高溫氣流，通過排氣管、引射管導至艙外，當飛機處于飛行狀態時，該高溫氣流在前方來流作用下向后轉折，致使高溫氣體附于短艙外表面蒙皮流動，形成的局部高溫環境，對短艙艙門結構將產生負面影響。發動機短艙示意圖見圖1。

2 測試原理及內容

2.1 測試原理

目前工程中常用的溫度測量方法分為接觸式和非接觸式兩類。而在飛行試驗結構表面溫度測量時，通常采用接觸式較多，即在飛機結構表面上安裝溫度傳感器進行溫度測量。

飛行試驗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結構上。當溫度超過設定的溫度點后，示溫涂料自動由原始的白色變成過熱后的黑色。使用時，選取一組不同溫度規格的示溫片，通過與標準色卡對比，即可獲取試驗中實際的最高溫度范圍。示溫片安裝方便、成本低，可快速獲得指定區域的最高溫度場且不需要采集設備；其缺點是只能一次性捕捉到整個飛行過程中的最高溫度點，無法重復測量。綜合考慮本次測試任務的需求和特點，選擇示溫片進行溫度測量，在保證測量精度及飛行任務的前提下，快速測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，示溫片測試改裝安排在飛行試驗開始前進行。

2.2 測試內容

針對實際飛行中出現的發動機恒速口蒙皮漆層脫落問題，選取問題發生前的典型飛行試驗剖面，包括高空巡航、爬升、地面熱天低速等。還對恒速口蒙皮區域進行數值仿真，初步獲取不同飛行狀態下發動機恒速口蒙皮的最高溫度及高溫影響區域，確定了發動機短艙蒙皮受熱影響最嚴重的測試區域。該位置處于發動機恒速渦輪排氣口處航向650mm、展向280mm附近，最高溫度測量值為200℃。

2.3 測試方法

在飛行試驗開始前，對某飛機的兩個發動機短艙進行溫度測量改裝。首先對測試區域進行除塵清理，去除結構表面油漬等污染物，之后進行示溫片改裝。由于每個測點處的預計溫度為102℃～210℃，因此每個測點都改裝了102℃、110℃、120℃、130℃、140℃、155℃、165℃、175℃、185℃、190℃、200℃、210℃等12個溫度規格的示溫片。圖2所示的是11個測點分布示意圖。兩個發動機短艙的測量量程和測點分布相同。

3 飛行試驗

測試改裝完成后，進行地面熱天低速試驗和典型狀態飛行試驗。地面驗證試驗shi后對所有示溫片進行了拆除和重新改裝，之后進行飛行試驗。飛行試驗狀態包括爬升和高空巡航等短艙外蒙皮受熱影響最嚴重的狀態。

在試驗結束后，對示溫片測量結果進行記錄。表1所示的是各測點的最高溫度飛行和地面實測統計結果。圖3所示的是某次飛行試驗結束后短艙A外蒙皮表面溫度測量結果，圖4所示的是該架次下短艙A外蒙皮1號測點處的溫度測量結果，圖5所示的是該架次下短艙B外蒙皮1號測點處的溫度測量結果。

根據表1所示的飛行實測結果結合對應飛行狀態下數值仿真計算結果分析可知，該計算狀態下測點1～4處的飛行實測溫度結果高于理論計算結果，測點5～11的飛行實測結果與理論計算結果相符。該發動機恒速渦輪所排出的高溫氣體對排氣口附近1～4號測點區域的高溫影響顯著，是造成該區域蒙皮表面漆層脫落的主要原因。

4 結論

本文針對某運輸機飛行過程中，發動機恒速渦輪對短艙外蒙皮表面的熱影響進行了飛行溫度實測分析，成功獲取了典型飛行狀態下該區域的最高溫度，為故障原因分析及設計更改提供了數據支持。飛行數據表明，測量區域內實測溫度高于理論溫度，恒速渦輪排氣口對區域的熱影響顯著，設計有待改進。

參考文獻

[1]馬明明，劉振俠.某型發動機短艙流動與換熱的計算研究[J].機械設計與制造，2008（6）：35-37.

[2]劉華，郭文，楊軍，等.發動機進氣帽罩防冰熱載荷的數值模擬研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2012（1）：44-48.

[3]朱永峰，方玉峰，封文春.某型飛機發動機短艙防冰系統設計計算[J].航空動力學報，2012（6）：1326-1331.

[4]于劍新，張鵬程.座艙蓋透明件溫度實測技術研究[J].科技傳播，2014（6）：110-111.

[5]王魁漢.溫度測量實用技術[M].北京：機械工業出版社，2006.