航空发动机试车台主要用于发动机研制过程中进行各种试验验证，根据自身功能的不同主要包括多功能露天试车平台［1］、模拟包线范围内典型高空试验参数的高空模拟试车平台［2］，承担考核试验和高风险项目，实现快速保障、航空发动机性能评定的移动试车台［3］，以及加温加压、高低温启动和高原起动等符合鉴定和试验需要的专用试车台［4-6］。室内试车台作为航空发动机研发的重要场地，试车台的建设及其试验能力关系到航空发动机的研发周期和研制水平。室内试车台的使用需求与设计理念之间的反复迭代，才能使台架具备不同阶段发动机试验所需的技术条件［7］。为保证台架满足各项考核试验的指标要求，除保证各配套系统（如机械系统、工艺设备系统、电气系统、测试系统等）的完整性外，行业内关注的重点还包括试车间内流场品质及不同试车台之间校准方法，主要原因是进气和排气系统在发动机的抽吸和引射作用下将会造成发动机进口流场不均，非均匀流场和流动的不稳定性给发动机在室内试车台的试验性能评估及推力修正带来较大的误差［8］；同时矢量推力试车台缺少矢量校准和矢量力的解耦，导致矢量推力测量的准确度较低［9-10］。目前通用的解决方案是在试车台设计过程中通过开展试车台建模分析，研究喷口与引射筒之间距离及尺寸、多级引射排气系统方案等对试车间流场的影响［11-12］、建设完成后基于试车台校准规范［13］以及对关键气动参数进行全面试验测试，通过计算、对比、分析，评估流场特性对发动机性能、推力修正等的影响［14］。
本文主要研究基于常规台架设备，设计可应用于航空发动机室内试车台的燃油稳压系统、流场控制设备及多组件测力系统，将理论研究和先进设备相结合，提高航空发动机室内试车台燃油供油系统的稳定性，提升试车间内流场品质，建立矢量力发动机高精度测量系统，为航空发动机试车台的优质设计和高品质建设提供借鉴。
1 系统组成简介
室内试车台一般采用U型进排气形式，主要包括进气塔、进气段、进气防尘网、工艺进气道、排气筒、排气消音塔等结构。试车台架通常为支撑式台架或悬挂式台架，分为定架和动架两大主体结构，前者与近似刚性的不可移动试车间预埋梁紧固连接，后者与发动机主、辅安装节连接形成一个可微小移动的整体。两者之间通常采用六组件布局形式的推力测量单元，在保证悬挂的发动机连接可靠和承力条件的同时，测量发动机轴向、偏航、俯仰方向上的发动机推力。
试车台主要由机械系统、工艺系统、电气及测试系统、辅助系统等组成。机械系统主要包含如图1 所示的室内试车台的主体部分；工艺系统的主要作用是提供发动机开展试验所需的各种外部供给，包括燃油供油系统、起动机供油/供气系统、加载系统、引气系统、控制器冷却系统等；电气及测试系统包含电气控制系统、VXI采集设备、扫描阀设备、通讯及数据传输系统和数据采集及处理系统等；辅助系统主要包含台架照明、视频监控等辅助设备。
2 燃油供油系统稳定性分析与改进
试车台燃油供给系统为航空发动机试车提供一定压力、流量、温度的清洁航空煤油，其系统简图如图2 所示，一般采用固定转速离心增压泵（图2 中的二次泵）形成足够高的燃油输送压力［15］，通过其后回油阀门开度稳定发动机的进油压力及流量。当发动机状态发生瞬时变化时，燃油流量的供需突变会导致二次泵后压力出现较大波动，影响供油的输送压力，导致供油特性异变，增加发动机控制和试验的难度。
根据前述供油波动产生的过程和原因分析，以下两方面能力的提升可以增加供油系统的稳定性：
（1）供油系统具有自动调节的能力，发动机工作状态瞬变导致供油管路出口压力波动时，及时补充或消除下游形成的需求变化量；
（2）供油系统油压具有足够的“阻尼”，能够大幅地过滤掉发动机状态变化等供油路外部因素形成的干扰。
考虑燃供给油间空间、供油管路尺寸及全系统更新可行性等真实条件的限制，基于现有供油系统，在总体结构和各单元器件功能不变的条件下采用局部改进的方式实现燃油系统的自适应调节和输油压力的稳定，从而有效控制了试车中发动机油路入口燃油压力的阶跃性波动。
2.1 燃油系统自适应调节
根据燃油系统组成逻辑和各器件的功能和工作特点，将供油二次泵和回油电动阀门改进为变频调节方式，并配合调节逻辑形成燃油系统自适应调节的功能。系统运行过程中，根据发动机不同稳态转速变化进行反馈。首先，选择控制二次泵的转速，变频供油二次泵优越的响应速度能够及时调节供油油量，实现发动机燃油需求与供油系统燃油供给的匹配控制。当流量需求变化较大时，改进的系统可结合开展回油阀门的反馈控制。进一步地，设定发动机入口压力控制区间，将发动机不同控制状态时的给定油量与供油泵的转速相关联，实现发动机瞬态变化时供油流量的自适应调节。该系统的设计和开发对于航空发动机室内试车台的能力提升具有重要意义。
2.2 燃油系统稳压设计
根据前述分析，为提升供油系统油路抗外界干扰的能力，在供油增压泵与发动机增压泵之间增加燃油稳压缓冲罐，改进后的供油系统拓扑布局如图3 所示。当发动机状态变化导致油路出口压力发生变化时，通过稳压缓冲罐稳定油路的输送压力，保证燃油供给和发动机需求之间的相互平衡。同时通过缓冲罐液位的反馈控制来保证罐内液位满足发动机不同状态的流量需求。
正常工作状态下，稳压缓冲罐内氮气位于罐的上部，煤油位于下部，其稳压原理如图4 所示。缓冲罐设置氮气增压和泄放装置，采用氮气瓶进行增压，增压管路上依次设置减压器、节流孔板、电磁阀远程液位计。其中液位信号设定要求区间反馈控制增压泵的转速，达到控制缓冲罐液位，进而实现跟随发动机流量需求变化的目的。结合前述变频增压泵的自适应调节，确保正常使用下发动机燃油进口压力在振荡频率小于0.5 Hz时的变化量控制在±75 kPa以内，振荡频率大于0.5 Hz时压力变化量控制在±35 kPa以内，发动机工作状态稳定时压力波动控制在15 kPa/s以内。
相邻台架相同发动机的试车结果显示，当发动机进行瞬态调试时，应用稳压系统较常规供油系统的瞬态油压变化量改变显著，如表1 所示。瞬态油压变化量由常规的146 kPa下降至73 kPa，瞬态突降量缩小50%。稳态波动量变化量级较小，受不同台架之间试车的干扰所造成的波动量由±42 kPa下降至±15 kPa。
表 1 供油系统稳压效果 |
| 系统 | 瞬态变化量/kPa | 稳态波动量/kPa | 干扰波动量/kPa |
|---|---|---|---|
| 常规供油系统 | 146 | ±2.5 | ±42 |
| 供油稳压系统 | 73 | ±1.5 | ±15 |
3 试车间流场控制设计
3.1 空气动力学性能要求
室内试车台设计过程对空气动力学性能提出严格的要求，主要有：
（1）试车间内发动机进口流场均匀稳定，试车间中的结构突出物应尽可能地少，防止发动机进口气流产生湍流以及排气气流回流和严重的畸变。
（2）试车间特征截面气流速度不均匀度的公式为
式中：V max为试车台前部特征截面最大速度，单位m/s；V min为试车台前部特征截面最小速度，单位m/s；V avg为试车台前部特征截面平均速度，单位m/s。
（3）试车间进气压力变化：利用皮托管装置录取试验件典型状态点的压力参数。皮托管的总静压两头分别连接压差传感器，得到测点处的总压和静压数据，压差传感器的一端接测点，另一端直接连接到外部环境大气，计算截面处皮托管的有效示值平均值。
（4）进气截面与发动机排气截面之间的静压差：在发动机进气截面与排气截面对应的试车间一侧（无固定平台），发动机中心标高处共布置两组测点测量静压差。
（5）试验件在典型状态点下运转时的试车间内的平均空气流速和试车台引射系数，其中引射系数定义为
式中：W 发动机为发动机质量流速；W 试车台为试车台总质量流速。
（6）整个试车间内设备布置设计应考虑最大程度降低对试车间流场影响的措施，如将试车间照明灯具嵌入到吸声板内保证墙壁平整、试车间内隔声大门门柱处直角倒圆、上部运输系统的轨道支架采用内凹的形式等。
（7）相邻试车台在同时进行试验时，每座试车台均能满足空气动力学性能要求，试车台不能因为发动机同时运行而出现问题。
3.2 流场控制技术研究
进入试车台气流的主要控制单元为进气消声装置、导流片、引射筒、开孔扩压器及排气消声装置。通过导流叶片可以将气流由垂直消声片过渡到水平气流方向，增加了试车间截面上气流分布均匀性。在发动机尾部，发动机排出气流与试车间内的引射气流混合进入引射筒内，随后进入开孔扩压器排出至排气塔中，最终气流通过多层消声片排放到大气中。试车台设计过程中，应开展如图5 所示的试车间固有结构及设备对矢量发动机近周三维流场影响的三维数值模拟研究。以发动机入口和出口参数为输入条件，初步分析典型固有设备对流场典型截面流场参数分布及其变化规律，确保试车间进口参数、试车间流场、台架引射系数满足空气动力学性能要求。试车台建成后，在典型状态下运行被试发动机，通过在试车间固定截面处的方形网状结构中设置风速数据探头进行气流数据采集，保证各项参数满足预期设计指标。
引射筒作用：一是将发动机排出的高温高速燃气与引射冷空气流进行掺混降温，确保设备的热结构强度满足要求；二是将发动机排气的高速动能转换为位能，提高排气静压，确保来流气体全部顺利流入大气。开孔扩压器通过表面大量的小孔，引导引射筒内的气体进入排气塔内，在进入排气消音装置前形成一个速度相对均匀的流场，如图6 所示。
为使试车间引射系数控制在合理范围内，在引射筒直管段上增加多孔孔板进行调节，多孔孔板的结构图如图7 所示。同时可通过封堵引射筒中部流通孔进一步调整流通面积，达到较精确地控制引射系数的目的。通过调整试车间最佳引射比，试车台能同时满足试车间平均流速和排气温度要求，保证排气温度低于引射筒设备使用安全允许值。
4 多组件测力系统设计
通过六分力悬挂式试车台架吊装，约束发动机及其附件开展航空发动机室内试验，其结构如图8 所示。试车台架的主要功能是为悬挂发动机提供结构支撑并测量发动机轴向、偏航、俯仰推力。矢量推力的测量利用了刚体平衡原理，适当布置若干约束，限制6个自由度（3个位移、3个扭转），使之处于静平衡状态。根据刚体受力平衡条件，通过测量推力矢量的各个分力，从而求解出推力矢量在动架坐标系上3个分力的大小、偏心角和偏心距。
基于当前的六分力矢量力测量方法，考虑到航空发动机工作时重心基本不变的特点，以及试车台结构稳定性、受力合理性，七组件试车台架的结构形式开始应用于试车台，如图9 所示。其加强了对动架水平方向旋转的限制，同时有利于开展大量程多点布局超静定方法的可行性研究。六组件测量是静定状态测量，而七组件或更多的组件测量，其在位置约束层面属于超静定状态。超静定状态下不同组件的尺寸、性能参数会对其他组件产生牵连影响，进而影响矢量力测量，因此挠性组件性能对于矢量力测试精度的影响尤为重要。为使传感器感受到某一方向输入力的全部值，提高系统测量的精度，应降低挠性组件侧向分载程度，对3个方向挠性件尺寸进行协同设计，提高整体输出效率；同时评估挠性组件不同布局形式下的动架偏移量，结合挠性组件参数进行优化分析，实现多组件矢量力测量系统的优化设计，为航空发动机矢量力高精度解耦测量提供重要的支撑。
为保证台架试车安全，矢量力测量系统通过采用电涡流非接触测量方式测量台架位移变化，如图10 所示，考虑试验或校准过程中台架各方向均会产生位移量约±1 mm；再加上对位移传感器探头的观测及安装都需要距动架有一定的安全距离，所以选择位移传感器量程为10 mm±5 mm，精度为±0.1%。
5 结 论
（1）航空发动机试车台燃油供应系统中，采用稳压系统能够有效改善发动机瞬态调试时供油油压的波动以及相邻台架造成的干扰波动，自适应调节系统设计和开发具有一定的工程应用价值；
（2）室内试车台对流场品质提出较高的要求，可通过应用多孔孔板结构和封堵流通孔的方法改变试车间引射比，从而改善流场不均匀度；
（3）提出多组件测力系统设计和矢量台架安全监控措施，基于常规六组件矢量力测量方法，开展超静定下多组件系统优化设计，为矢量力高精度测量提供支撑。