随着飞机结构设计的专业化，热应力、热载荷导致的材料性能降低或失效变得不可忽视，而发动机作为飞机上主要热能来源，其尾喷气流、恒速涡轮排气等高温气体均会对附近区域结构材料性能造成一定的影响。研究人员对发动机所带来的热载荷及温度影响等问题做了大量的理论研究[ 1 - 3 ]。在飞行试验中，测量发动机所带来的热影响的需求也日益迫切。
在国内某型运输机试飞时，发现发动机短舱结构外蒙皮漆层出现不同程度的碳化及脱落。为分析该现象的形成原因，试飞团队首先进行了数值模拟，获得了短舱外表面的温度分布计算值。之后在短舱外表面处改装温度测量传感器，飞行实测了发动机恒速涡轮排气口温度，获得典型飞行状态下短舱表面的影响区域的最高温度数据，从而验证排气口设计的合理性和计算的正确性，为故障原因分析及设计改进提供数据支持。
1 发动机恒速涡轮排气原理
发动机舱某运输机翼吊发动机恒速涡轮排出的高温气流，通过排气管、引射管导至舱外，当飞机处于飞行状态时，该高温气流在前方来流作用下向后转折，致使高温气体附于短舱外表面蒙皮流动，形成的局部高温环境，对短舱舱门结构将产生负面影响。发动机短舱示意图见图1。
2 测试原理及内容
2.1 测试原理
目前工程中常用的温度测量方法分为接触式和非接触式两类。而在飞行试验结构表面温度测量时，通常采用接触式较多，即在飞机结构表面上安装温度传感器进行温度测量。
飞行试验中常用的温度传感器有：热电偶、铂电阻、热敏电阻和示温片等。示温片采用双面胶带做基底，在一面上固定热敏示温涂料，而另一面可直接粘贴在飞机结构上。当温度超过设定的温度点后，示温涂料自动由原始的白变成过热后的黑。使用时，选取一组不同温度规格的示温片，通过与标准卡对比，即可获取试验中实际的最高温度范围。示温片安装方便、成本低，可快速获得指定区域的最高温度场且不需要采集设备；其缺点是只能一次性捕捉到整个飞行过程中的最高温度点，无法重复测量。综合考虑本次测试任务的需求和特点，选择示温片进行温度测量，在保证测量精度及飞行任务的前提下，快速测量恒速排气口附近最高温度分布。为最大限度地保证示温片的有效性，示温片测试改装安排在飞行试验开始前进行。
2.2 测试内容
针对实际飞行中出现的发动机恒速口蒙皮漆层脱落问题，选取问题发生前的典型飞行试验剖面，包括高空巡航、爬升、地面热天低速等。还对恒速口蒙皮区域进行数值仿真，初步获取不同飞行状态下发动机恒速口蒙皮的最高温度及高温影响区域，确定了发动机短舱蒙皮受热影响最严重的测试区域。该位置处
于发动
机恒速涡轮排气口处航向650mm、展向280mm附近，最高温度测量值为200℃。
2.3 测试方法
在飞行试验开始前，对某飞机的两个发动机短舱进行温度测量改装。首先对测试区域进行除尘清理，去除结构表面油渍等污染物，之后进行示温片改装。由于每个测点处的预计温度为102℃～210℃，因此每个测点都改装了102℃、110℃、120℃、130℃、140℃、155℃、165℃、175℃、185℃、190℃、200℃、210℃等12个温度规格的示温片。图2所示的是11个测点分布示意图。两个发动机短舱的测量量程和测点分布相同。
3 飞行试验
测试改装完成后，进行地面热天低速试验和典型状态飞行试验。地面验证试验shi后对所有示温片进行了拆除和重新改装，之后进行飞行试验。飞行试验状态包括爬升和高空巡航等短舱外蒙皮受热影响最严重的状态。
在试验结束后，对示温片测量结果进行记录。表1所示的是各测点的最高温度飞行和地面实测统计结果。图3所示的是某次飞行试验结束后短舱A外蒙皮表面温度测量结果，图4所示的是该架次下短舱A外蒙
皮1号测点处的温度测量结果，图5所示的是该架次下短舱B外蒙皮1号测点处的温度测量结果。
根据表1所示的飞行实测结果结合对应飞行状态下数值仿真计算结果分析可知，该计算状态下测点1～4处的飞行实测温
度结果高于理论计算结果，测点5～11的飞行实测结果与理论计算结果相符。该发动机恒速涡轮所排出的高温气体对排气口附近1～4号测点区域的高温影响显著，是造成该区域蒙皮表面漆层脱落的主要原因。
4 结论
本文针对某运输机飞行过程中，发动机恒速涡轮对短舱外蒙皮表面的热影响进行了飞行温度实测分析，成功获取了典型飞行状态下该区域的最高温度，为故障原因分析及设计更改提供了数据支持。飞行数据表明，测量区域内实测温度高于理论温度，恒速涡轮排气口对区域的热影响显著，设计有待改进。