基于压力扫描阀的航空发动机飞行试验气动压力测试方法优化

       针对航空发动机飞行试验中因试验发动机流道测量参数多导致加装传感器数量多，与机载空间有限相矛盾的问题，以及飞行中气流测压管路易进入水滴结冰导致气流压力测量失效的问题，提出了采用压力扫描阀代替传统压力传感器进行发动机气流参数的测量以及对测压管路反向吹除和加热的方法，开展了压力扫描阀系统机载适配性设计、高压气体反吹加热及控制设计和飞行试验验证。试验结果表明：采用压力扫描阀进行气流压力测量及扫描阀反吹加热的方法可以有效解决机载空间不足与加装的传感器多的矛盾，同时避免飞行中因引压管路进水甚至结冰导致测量无效的问题，保障试验发动机气流参数的有效测量，该方法在飞行器飞行试验中具有较好的应用价值。

       随着航空发动机技术的飞速发展，开展航空发动机飞行试验时所需测试的参数数量和种类越来越多，飞行试验中单台发动机至少需要采集成数百个气动压力参数，在总测试参数中占比达到50% 以上。采用当前主流的单通道配单个传感器的测试方式导致传感器和线缆所占空间较大，而载机平台安装空间有限。

       此外，为考核发动机在高空低温、低压、低氧环境下的工作性能，载机平台常常需飞至 11 km高空进行飞行试验，外界环境温度低至−40 ℃，而飞机在低于冰点的温度下飞行，穿过含有过冷水滴的云层时常常出现飞机机翼、发动机内部结冰的现象。在发动机叶片结冰的同时，由于进入测压管路的空气中的水分含量多、气体温度低，且管路所处环境缺乏加温或有效的保温措施，在低温环境的影响下容易造成测压管路内部形成积水、结冰，堵塞管路，进而影响气动压力参数测量结果。

       针对传感器数量多而载机平台安装空间有限的问题，采用满足测试需求且小型化测量设备对载机平台改装和飞行试验而言具有非常重要的意义。气体压力扫描阀因小型化、测量精度高、通道数多、数据通信方便等优点而被广泛应用于航空发动机地面试车试验和风洞试验领域。在飞行试验领域，中国信息科技发表的《FDS 测压系统校准及不确定度评定》提出在飞行试验中采用压力扫描阀来解决测点多而机载安装空间有限的问题，但并未给出压力扫描阀装机使用适应性设计方案。

        针对飞行试验中测压管路容易进水结冰堵塞管路的问题，需要给出相应的解决措施。2023年中国航空工业技术装备工程协会年会论文集《试飞测试压力扫描阀的设计使用》仅提出使用压力扫描阀反吹功能，未给出详细设计过程，并且国内外无其他可参考的案例。

利用气压压力扫描阀这种小型化、集成化的压力测量设备来代替传统压力传感器进行发动机流场参数测量，以解决航空发动机装机适应性改造过程中机载空间有限的问题，利用其反吹功能解决测压管路进水结冰堵塞管路的问题，结合扫描阀工作特性，对其与机载测试系统、供电系统等机载系统的适配性进行分析与设计，并通过飞行试验验证该设计方法的有效性。

压力扫描阀系统机载适配性分析与设计

       由于压力扫描阀在航空发动机飞行试验中首次使用，面临机载适配性问题，因此需开展压力扫描阀系统机载适配性分析与设计。为提高航空发动机飞行试验中气动压力参数的测量准确性，保障飞行试验任务顺利开展，提出在飞行试验中增加测压管路反吹和加温功能。

压力扫描阀系统介绍

       压力扫描阀系统主要包括压力扫描阀阀体、控制器、气源系统、工控机和控制软件等，具备“运行”、“反吹”、“校准”这 3 种工作模式，系统结构组成如图 1 所示。工控机及配套的控制软件是系统控制的核心，用于指令发送、反馈指令和数据的接收与显示，气源系统用于扫描阀阀位控制和反吹，控制器为扫描阀配套设备，用于收/发指令以及接收/输出控制气流。

图1

       压力扫描阀内部气体的流通路径如图 2 所示。当需要切换工作模式时，计算机发送控制指令至控制器，以此控制 C1 和 C2 气路的通断，进而控制扫描阀的工作模式。在“运行”模式下，通过控制对“C1”端供气，扫描阀被置于“RUN”位，测压管路接通，内置压力传感器输出被测气体压力与参考端的压差信号，测试线缆将信号传输给控制器，再发送至计算机进行数据解析和显示。在“反吹”和“校准”模式下，通过对“C2”端供气，扫描阀被置于“CAL”位，反吹管路与测压管路接通，校准管路同时与扫描阀接通，当需反吹时，打开反吹气源，提供压力满足要求高压气体，气体在管路流通并清除测压管路异物；当需要校准时，校准管路接通校准气源，通过执行校准相关指令实现扫描阀校准。

图2

常规功能性能适用性分析与设计

       扫描阀控制器可连接 8 个 64 通道或 32通道的压力扫描阀，提供多达 512 个压力测量通道，与传统传感器测量方式相比，扫描阀将多个传感器集成于 1 个模块，系统集成度非常高，显著缩小了测量设备占用空间，采用扫描阀还可减少63 个通讯和供电线缆，仅增加 2 路气压管路，在缩小传感器所占体积的同时减少了测试线缆所占用的空间。

       压力扫描阀装机使用时，为避免气压管路过长造成压力损失，影响数据准确性，传感器、扫描阀等测量设备距离测点不能过远，飞机上气压压力传感器通常安装于测试短舱内，由于压力扫描阀设备和测试线缆占用空间减小，可安装于测试短舱内。该设计有效解决了航空发动机适应性改造过程中机载空间有限的问题，降低设备故障率。

       此外，扫描阀精度为±0.05%，显著优于传统压力传感器，高测量精度可提高发动机性能评定的准确性。在压力数值波动小的状态下，其压力管路单通道采样率最低要求为 5 Hz，在扫描阀64 个通道均使用情况下，压力扫描系统的单通道最高采样率为 325 Hz，大大高于 5 Hz，可满足飞行试验测量需求。因此，压力扫描阀在常规功能性能方面可替代传统压力传感器，并在空间占用率方面具有显著优势。

机载测试系统适配性分析与设计

       在飞行试验中，被试发动机关键压力测量数据通常需接入机载测试系统，同机上其他采集系统进行同步采集、存储、解析和显示，采集的数据用于安全监控和发动机性能计算，同时还需经常对压力扫描阀进行校准，对测压管路进行反吹。因此，压力扫描阀装机使用还应考虑其与机载测试系统的适配性。

       大多数压力扫描阀仅能基于TCP 协议发送“校准”和“反吹”相关控制指令，可基于 UDP 协议或 TCP 协议发送压力数据，而飞机上原机载测试系统仅具备接收基于 UDP 协议发送的数据包的能力，而暂不具备接收基于 TCP协议发送的数据包的能力。

       为尽可能减小对原机载测试系统架构的影响，在原机载测试系统的基础上进行了适应性设计与改造，仅通过软件设计实现扫描阀控制器在TCP 协议与 UDP 协议之间切换。改造后的机载测试系统结构如图 3 所示，仍采用了原机网络化分布式结构，以及基于 UDP 协议的分组广播式以太网监听方案 ，仅在扫描阀系统与采集器之间加装交换机，以满足飞行试验中测试数据的实时采集、记录、监控与分析需求，扫描阀的控制通过机载工控机实现。加装的交换机和机载工控机均安装于技术舱内。

图3

       机载测试系统以交换机和数据服务器为核心，分为数据采集系统和数据监控系统，应针对 2 个系统划分相互独立的网段，用于提高网络传输的稳定性。数据采集系统包括数据采集设备、GPS时间系统和交换机，GPS 时间系统以固定的时间间隔广播至各采集器，完成采集器的时标统一及校准。采集器对来自压力扫描阀的数据包、来自被试发动机及载机不同位置上的传感器信号、从机上抽引的总线信号等数据进行采集，编码后以 IENA 包的形式通过网络交换机发送给数据服务器进行处理。数据服务器对接收到的数据进行解析，按照相关配置对参数进行提取、转换，然后以 UDP 组播形式发送至各监控计算机，利用监控计算机上的软件进行数据接收和显示。

压力扫描阀控制系统设计

       压力扫描阀控制系统装机使用应考虑其安装位置。由于压力扫描阀控制所需的机载工控机、配套的控制软件，以及气源系统的阀门开闭均需要人为手动操作，只能将其放置于飞机技术舱内。扫描阀控制器可安装于技术舱或测试短舱内。此外，压力扫描阀在使用中出现测压管路进水结冰进而导致测量失效的问题，因此在控制系统设计时还应考虑解决管路结冰问题。如图 4 所示，飞机在爬升过程中穿过云层，云层中的水滴进入发动机和部分测压管路，随着环境气温降低至零度以下，进入管路内部的水滴结冰进而堵塞测压管路，导致发动机气体压力测量结果出现异常。

图4

压力扫描阀控制系统设计包括供气压力设计、供气温度、工作模式设计和控制逻辑设计

供气压力设计

       与地面试车台使用环境不同，飞机布局限制导致压力扫描阀装机后从技术舱气源柜至短舱内扫描阀阀体，再到测点位置的气体流通路径较长，进而导致压力损失较大，反吹效果可能会受影响，扫描阀阀位切换所用时间可能会加长。因此，反吹供气气压和扫描阀阀位切换供气气压应考虑流阻。

       根据压力扫描阀和控制器的使用说明，反吹供气最小压力应高于最大输入压力，最大反吹供气压力限制值为绝压 7 600 kPa（后文出现的压力值均为绝压），因此，在不超压的情况下，反吹供气气压设计时应考虑以下几点进行设计：

1） 与地面使用环境不同，扫描阀装机后从技术舱气源柜至测压管路的路径较长，途经机身、机翼和发动机吊挂，总压损失比较大，因此在反吹供气气压设计时应考虑管路损失。在地面测试了从技术舱气源柜至测点位置的管路损失，当反吹气压达到 690 kPa 时发动机测量耙受感端的气压为 430 kPa，管路损失达 260 kPa，供气压力应能抵消管路损失。

2） 当发动机不工作时，还应考虑来流气流总压，反吹供气压力设计应高于管路损失与来流气流总压之和。内流道气流一般为亚声速，假定飞行马赫数为 0.9、静压为 96 kPa，在不考虑来流压力损失并假定来流为不可压气体的情况下，来流总压约为 162 kPa，当发动机不工作时，反吹供气压力应高于 422 kPa。

3） 当发动机工作时，应考虑被试发动机工作时各测点位置的压力，反吹供气压力应高于管路损失与发动机工作状态下测点最高压力之和。发动机状态越大，测点位置气压越大，对反吹压力要求越高，反吹气流流量消耗量越大，为减少反吹气流消耗，建议在发动机小状态或关车状态（为确保飞行安全，二发及单发飞机不建议使用）下进行反吹。

       关于扫描阀阀位切换供气压力，根据压力扫描阀和控制器使用限制，基础供气压力应在550～860 kPa 范围内。从气源柜至扫描阀的管路同样存在较大的压力损失，因此，同样需测试该段路径的压损，将管路损失与基础供气压力之和作为气源柜的供气压力。供气系统设计完成后应在扫描阀供气端进行压力测试，确保压力不超最高压力限值。

       试验采用 17 L 的容器，反吹、推阀供气压力均为 800 kPa 左右，由于推阀过程不消耗气体，当为约 110 个通道提供反吹气体时，经测试，气源共可支撑进行 3～4 次反吹。

供气温度

       在飞机环控系统的作用下，驾驶舱和技术舱内温度较高，通常能保持在 20 ℃ 左右，将气源系统放置在技术舱内可使反吹气流保持在较高温度，利用压力扫描阀反吹功能对测压管内施加热气流，有利于将管内冰融化并利用高速气流反向吹除。该设计有助于解决飞行中测压管路容易积水和结冰的问题。

工作模式设计

       控制逻辑的设计与使用需求有关，压力扫描阀结合飞行试验任务中的不同使用需求采用了“运行”、“校准”、“反吹”这 3 种功能，分别用于以下使用环境：

1） 扫描阀环境温度状态改变可能会导致扫描阀基准数据出现偏差，为确保测试数据的准确性，在执行试验任务之前，应使用“校准”功能，即对压力扫描阀进行零位校准。

2） 在执行试验任务之前，可使用“反吹”功能确保气压管路通畅。飞行试验中“反吹”功能是否运行可根据实际飞行环境进行调节。当机上人员监测到飞机穿云或由其他原因导致管路内部进入水滴、结冰或其他异物时，应使用“反吹”功能立即进行反吹，人为手动打开反吹和阀位切换供气气源，配置扫描阀阀位至“CAL”位，利用反吹气流清除管路异物，提高测量的准确性。为确保反吹气流能够将水滴或管路内其他异物吹出管道，在控制软件中对反吹时间进行了限定，经实际飞行试验使用测试，在 0～10 km 高度、飞行速度为马赫数 0～0.8、发动机小状态下，穿云后立即反吹并且反吹时间达到 1 min 可吹除管内水滴。

3） 飞行试验中，除反吹和校准时间之外，应当使扫描阀一直保持在数据采集状态，即将扫描阀配置到“RUN”位，扫描阀基于 UDP 协议持续发送数据至机载测试系统。

控制逻辑设计

       由于控制器只能接收计算机基于 TCP 协议发送的多数控制指令，在 UDP 协议下控制器只能接收“地面模式”这一控制指令而无法接收 UDP协议下计算机发送的其他控制指令，这一矛盾导致软件在使用时必须进行 TCP/UDP 协议切换。为保障扫描阀系统功能完整，且满足测试系统接收协议要求，试验进行了扫描阀工作模式异构设计，在不外加设备的情况下，通过软件控制 TCP、UDP 协议切换，满足空中数据采集、执行“反吹”和“校准”对不同网络协议的使用需求。

       测控软件运行逻辑如图 5 所示。当进行网络连接、校准、反吹、重启等常规操作时，均需在TCP 协议下进行指令发送。当压力扫描阀需基于 UDP 协议发送数据包时，在 TCP 协议下发送“飞行模式”指令、“重启”指令，压力扫描阀重启后自动加载配置并切换为基于 UDP 协议发送数据包；当扫描阀需执行校准、反吹功能时，需基于UDP 协议发送“地面模式”指令，将扫描阀切换至TCP 协议后才能正常接收校准、反吹等相关指令。

图5

       通过上述控制逻辑设计实现了计算机和扫描阀的 TCP/UDP 协议切换，实现了扫描阀“运行”、“校准”、“反吹”工作模式的切换，解决了扫描阀系统机上使用协议需求矛盾。

供电系统适配性分析与设计

       机上具备 220 V 交流电、28 V 直流电供电，而压力扫描阀系统需求为 18～36 V 直流电，可满足扫描阀供电需求。改造时，将机上 28 V 直流电引到控制器附近，由于机上还配备了 28 V 蓄电池，在飞行试验中当供电系统突然中断的情况下仍可保障扫描阀系统正常工作。

飞行试验验证

         压力扫描阀机载测试系统设计改造完成后，通过飞行试验验证压力扫描阀系统设计的有效性。图 6 为同一飞行状态（飞行马赫数为 0.69，飞行高度为 8.4 km）、同一发动机状态下，两次飞行试验任务中发动机涡轮后几个测点位置处的压力测量结果。可以看到，飞机在爬升过程中穿过云层后，云层中的水以气态或液态形式进部分测压管路，随着环境气温降低至 0 ℃ 以下，管道内部形成水滴，严重者甚至可能结冰，进而堵塞管路，导致发动机转速下降后被堵塞管路的气压值仍处于原始状态，测量误差达到 160% 及以上，测量无效（图 6（b）中测点 1 和测点 2 的黑色实线）；而未堵塞管路的气压测量值随发动机转速的下降而下降（图 6（b）中测点 3 和测点 4 的黑色实线）。试验2 中，在飞机爬升穿云后利用本文设计的高压相对高温反吹气源和控制系统对测压管路进行长达 1 min 的反吹，清除了测压管内异物，有效保障了测量数据的准确性（图 6（b）中测点 1、测点 2、测点 3、测点 4 的红点）。

图6（a）

图6（b）