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）。

同时，飞行试验也佐证了以下设计思路的可行性：①气源柜端扫描阀阀位切换供气压力调节至 860 kPa，在抵消管路损失后，压力大小仍满足阀位切换对基础供气压力 550～860 kPa 的需求，可确保扫描阀阀位正常切换；②气源柜端的反吹供气压力调节至 860 kPa，在抵消管路损失和约180 kPa（绝压）的测点处外来气流压力后，仍满足反吹压力需求，且反吹效果显著。

结　论

1） 压力扫描阀系统具有阀体安装空间小、配套线缆少、测量精度高的优点，常规功能性能符合装机使用要求，可代替传统压力传感器安装于测试短舱内进行参数测量，有效解决了发动机飞行试验中加装测试压力传感器数量多，分布广占据空间大，与机载空间有限的矛盾。

2） 通过机载测试系统、供电系统等机载系统的适配性分析与设计，解决了压力扫描阀控制指令发送与机上数据采集监控对扫描阀工作模式的需求矛盾，实现了扫描阀与机载各系统的融合。3） 通过压力扫描阀控制系统设计，有效解决了飞行中气流测压管路易进水结冰导致气流压力测量失效的问题，保障了测试参数的有效性。