航空發動機研發過程中的固有測試性設計

王強， 劉宜勝， 方杰， 劉俊

（中國航發上海商用航空發動機制造有限責任公司試驗驗證中心，上海201306）

0 引言

航空發動機研制過程中，需開展大量的零部件、系統以及核心機、整機的研發試驗，以驗證功能、性能、結構完整性以及修正設計分析模型，總時數可達十幾萬小時以上[1-2]。伴隨試驗的開展，需布置大量、多種測試儀器以獲取各類數據，并監視試驗件的運轉情況。一般的測試項目包括流路中各截面的溫度和壓力等氣動性能參數，轉靜子件的壁面溫度和振動應力等的結構強度參數，以及動態壓力、葉尖間隙、軸向力等安全監測參數。在部件和整機的專項試驗中，一次上臺的測試項目可超過1000點，布置如此大量的測試儀器，必然會對試驗件的氣動性能和結構強度產生影響。為了在獲得足夠有效數據的同時，將對試驗件的負面影響降低到可接受的程度，除了在測試手段上做文章以外，還應在試驗件設計上統籌考慮測試需求，以支持測試過程的實現，也即試驗件應有好的固有測試性[3-5]。

針對航空發動機研發試驗過程中測試項目繁多的特點，可以從試驗件結構強度設計、加工和裝配的工藝設計,以及試驗測試工作流程等方面開展，提高試驗件的固有測試性。

1 試驗件結構強度設計

長期以來，航空發動機研發領域存在著先做產品設計，再基于產品設計進行試驗件改裝設計的現象，甚至直接借用產品圖樣或硬件。但是往往由于進度緊張，試驗件的改裝不夠充分，其可測試性不足。產品的設計非常重視對重量和尺寸的控制，結構緊湊，強度裕度有限。這樣在試驗件上做打孔走線或者布置測試儀器的結構設計時，特別是涉及到旋轉件上的測試項目，往往會發現強度不足或者空間過于狹小，難以布置測試儀器，甚至不得已取消部分測點。因此必須根據測試手段開展試驗件結構強度設計，以達到試驗的根本目的。

1.1 改變零件連接方式

零件的連接方式主要是從產品的焊接式連接或者一體式結構，改為螺栓連接或者分體式結構，使得后續的加工裝配工作更靈活，以便于測試布線。

對于多級壓氣機各級轉子葉片的動應力監測，一般將動應力測試引線沿鼓筒內壁固定，并穿過前面級盤，向前引到前軸頸，并經由滑環引電器或者遙測裝置將信號輸出。

但是為降低重量、減少零件數等目的，目前的壓氣機轉子大量采用鼓筒焊接結構[6]，這樣就導致在壓氣機轉子上的測試引線難以實施。因此，在不影響試驗目的的情況下，可以將各級鼓筒用螺栓連接，并且鼓筒臂均布置在同一側，如圖1（a）所示，各級鼓筒臂均在盤的右側且均為螺栓連接。這樣就可以在從第1級裝配到第10級的過程中，逐級穿線，實現將后面級測試信號引到前端的目的，如圖1（b）所示。

圖1 鼓筒螺栓連接結構

這樣的結構極大方便了后續加工和裝配過程中的測試布線工作，研發階段的性能試驗件設計可以參考此種結構。另外，一般壓氣機前幾級都采用鈦合金整體葉盤，這樣在葉片上粘貼應變片時，如果需要進爐烘烤就非常不便，因此對于氣動試驗盡量不用整體葉盤，既便于測試實施也降低了材料和加工的成本。

1.2 調整發動機支點位置

根據適航規定CCAR 33.83條[7]，必須對所有的葉片、盤、軸等做振動測試以證明其振動特性在整個聲明的飛行包線范圍內是可接受的。為了準確了解葉片的振動特性，必須在發動機實際工作狀態下測定其自振頻率（動頻）及動應力[8]。涉及到轉子件的部分，最直接的做法就是在整機狀態下監測上述所有零件的動應力。考慮旋轉信號傳輸裝置的安裝空間和工作環境，整機狀態下只有高壓壓氣機前端的由軸承腔外壁、前軸頸以及壓氣機盤構成的空間才有可能安裝，但是此處空間仍然非常狹小，可以考慮修改發動機總體布局，臨時將此處支點前移騰出空間，這種做法已在國外有所應用。

發動機支點位置調整帶來非常大的分析工作量，代價較大，因此在測試手段上，也需要繼續研究信號傳輸裝置小型化以及非接觸法（如葉尖定時法）用于監測整機狀態下葉片振動特性的技術。

1.3 增加測試輔助結構

為避免在試驗件上打過多的測試引線孔，或者為了支撐測試引線時，需要考慮設置測試輔助結構。

如圖1（a）中設置的核心機軸心測試引線管。壓氣機盤心處的腔壓測試引線以及高壓渦輪旋轉件的測試引線就可以經由此引線管引至前端信號傳輸裝置處。

另外，各種測試引線如果不加整理地放置于試驗件外部，相互之間以及測試線與試驗件本體的各種管路之間會產生嚴重的干涉，后續與試驗設備的連接以及通道檢查和故障排查也將非常困難。因此需要在試驗件外部設置支撐結構，并將不同測試參數的引線向著其與試驗設備的連接方向布置。如圖2所示的壓氣機試驗件，近800個測點的測試引線，按照試驗設備上的數采位置，將溫度、振動、動應力等測試引線梳理至試驗件的左側；將壓力、間隙、葉尖振幅等測試引線梳理至試驗件右側。

1.4 融合測試元件與本體設計

利用試驗件本體結構，將測試元件集成其上，既實現測量，又最大程度減少對試驗件本體的改動以及對流動的干涉，應是一種值得重點考慮的措施。

比如常用的葉型受感部，如圖3（a）所示，需要將測試元件安裝在葉片表面，這就不可避免地對氣動性能產生影響。隨著新技術應用水平的成熟，為改善其型面質量，可以考慮采用3D打印技術實現一體成型，如圖3（b）所示。

圖2 試驗件外部的測試引線支撐結構

針對發動機軸向力，國內通常采用分立器件——測力環進行測量，這種方法要求彈支與軸承座分離并保持一定的間隙，而較大的間隙會對發動機的轉靜子配合以及轉子動力學造成負面影響。因此可以考慮直接在彈支輻條上粘貼應變片進行軸向力測量的方法，如圖3（c）所示。當然，這種方法也需要彈支的設計有足夠的空間用于布置應變片，也要有足夠的應變量滿足測量靈敏度的要求。

對于壁溫測試，傳統手段在被測表面埋設熱電偶，這對被測件的結構強度和氣動性能都會產生影響，而采用電鍍、真空蒸發、真空濺射等技術將薄膜熱電偶直接鍍制在被測表面，不但影響小，而且具有質量小、響應快等優點[9]。

1.5 強度設計的考慮

關于試驗件強度評估，其準則和壽命要求應按照其試驗周期、循環數以及工況來確定，而不是按照產品的要求，兩者的評價結果會有天壤之別。

圖3 測試元件與本體的融合設計結構

圖4 輪盤與安裝邊的測試開孔結構

對于測試改裝確實導致強度評估無法通過的，就需要考慮局部加強的設計，比如圖4所示在盤和法蘭邊上的測試開孔，可以適當增加盤和法蘭邊的厚度，或者采用空心螺栓用以走線，減少開孔。

2 試驗件加工工藝

由于測試接口的存在，以及部分測試布線需要在加工的過程中進行，因此需要調整正常的加工工藝以適應這種變化，包括工序的調整，以及采取保護措施減小或避免測試布線與試驗件加工的相互影響。

如圖5所示的壓氣機第8、9、10級焊接連接的鼓筒結構，在無測試布線的情況下，3級鼓筒可以同時電子束焊接，但是為了測試布線，就需要在焊接鼓筒的工序中加入測試布線的步驟，逐級焊接、布線，相應地，也需要調整工裝的結構和數量。在焊接過程中，對于離焊縫較近的測試引線，需要采取保護措施以免被焊接產生的高溫損壞。在焊后的車鎖底、打孔等工序中，避免刀具對測試線的干涉破壞，以及冷卻液、金屬屑對測試線的腐蝕、堵塞和對絕緣性的破壞。在做熒光檢查前，需要保護測試線，以免在將被檢件浸入熒光液處理時影響其絕緣性和產生堵塞。

對于高壓渦輪葉片的動應力和壁面溫度測量，由于表面有熱障涂層，一般需要先去除引線路徑上的涂層，再安裝測量元件。這樣加長了整個工作周期，且影響涂層質量?？梢栽趪娡繉又鞍惭b測量元件，然后一并噴涂完畢，節約資源也便于控制涂層質量。

3 試驗件裝配工藝

測試引線經常需要跨越零件、組件甚至單元體，因此在試驗件的裝配工藝中，應考慮測試布線穿插工作的需求，在裝配周期、順序、工裝工具以及裝配方式上做適宜性調整。

如壓氣機轉子葉片動應力測量，由于裝配過程中葉尖磨工序對葉片的振動會降低葉片上應變片的可靠性，所以可以考慮先做葉尖磨，然后分解葉片進行應變片貼片工作?；蛘邔⑿枰贾脩兤娜~片提前磨短以保證葉尖磨過程中不會碰磨到葉片，這種少量的磨短不會顯著改變葉片的振動特性。

4 固有測試性提升的流程保證

前面的論述都是從技術層面探討提升固有測試性的方法，從中可看出，落實這些技術措施的根本保障，是在管理上保證測試工作盡早介入試驗件設計乃至試驗策劃中，并行開展。

圖5 鼓筒焊接結構示意圖

國內外都存在著試驗件設計完以后才考慮測試需求的現象，NASA已經在20世紀90年代末期討論了這一現象的弊端和教訓，并提出了將測試系統設計集成到整個項目生命周期中的工作思路。在項目的初步分析（preliminary analyses）階段理解客戶需求和任務要求，制定初步的測試工作計劃并分析相關測試技術需求、風險領域和資源要求；在定義和初步設計（Definition and Preliminary Design）階段，確保測試系統及其子系統的指標滿足用戶需求，并對相關的測試技術需求、風險領域以及資源要求確定基線；在詳細設計（design）階段，做測試系統及子系統的詳細設計，保證全面滿足客戶需求；在運行（operation）階段，記錄、評估運行結果與故障，并總結經驗教訓。

圖6 試驗測試工作流程

無論是NASA還是國內的航空發動機研制機構，乃至系統工程手冊中對產品的生命周期定義都大同小異?？梢栽谠囼灱兄浦袇⒄諔?，按照系統工程的方法，聚焦試驗過程，將試驗測試工作劃分為試驗策劃、試驗準備、試驗實施和試驗分析4個階段，如圖6所示，給出每個階段包括測試工作在內的交付物和輸入輸出關系，確保需求和方案之間的迭代和確認。

在試驗策劃階段，理解測試需求，確定測試內容和測試設計的輸入信息，梳理測試技術難點項目并實施攻關工作；在試驗準備階段，開展測試系統及子系統設計與實現，過程中與試驗件本體設計持續迭代與確認；在后續的實施和分析階段跟蹤評估測試系統，總結經驗教訓。

由于涉及專業較多，有必要組織集成產品研發團隊（IPDT）[10]，協調試驗件設計、試驗、測試、制造以及計劃管理等各個專業，確保技術和進度的溝通協同。

5 結語

固有測試性是產品設計對測試過程的支持程度，為保障航空發動機研發過程中大量的測試需求得以滿足，需要系統策劃，保證在研發活動的早期階段啟動測試工作并貫穿整個研發過程。由于使用目的不同，試驗件和產品的設計要求也不同，需要將測試系統作為試驗件的一部分來考慮，與試驗件本體設計并行開展并迭代，并檢查測試項目的必要性、測試手段的可行性和測試接口的可實現性。針對測試布線的實施，需分析加工、裝配和測試布線中的每一道工序及其相互影響因素，合理設計工藝過程。

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[9]李富亮,雷勇.航空發動機全流程參數試驗中溫度和壓力測量綜述[J].機械設計與制造,2010(3):255-256.

[10]張新國.系統工程手冊:系統生命周期流程和活動指南[M].北京:機械工業出版社,2013:44-64.

（責任編輯 張立明）