航空發動機空氣系統適航性設計改進建議

侯升平

（中航工業綜合技術研究所，北京 100028 ）

航空發動機空氣系統是指由從壓氣機抽取空氣，通過發動機主流道的內側或外側各種流動結構元件（孔、管道、封嚴環和特定結構形成的腔道等），按設計的流路及參數（壓力、溫度和流量等）流動并完成規定的各項功能，最后從確定的主流道的若干部位排出，與主流匯合或直接泄露到機體外部的復雜系統。該系統由排入大氣的流路串聯和并聯的網絡組成。空氣系統承擔著發動機高溫部件冷卻、防冰、卸荷、調節軸向力、封嚴等多個重要功能任務。

因此，發動機空氣系統設計方法的科學性及分析方法的準確性將對發動機滿足適航性要求產生很大影響。

本文在分析現有的航空發動機空氣系統分析方法基礎上，結合對CCAR 33部適航條款要求的研究提出了改進建議。為了與工程設計實際相結合，本文以某型號發動機渦輪盤系統為模型，進行了定量計算并結合適航規章要求進行了分析，以便為工程設計人員提供有價值的參考。

由于航空發動機空氣系統設計分析涉及到較多專業知識，本文立足于對適航性要求的考量，不展開討論專業設計的細節，但為了便于說明問題，首先來簡要介紹一下空氣系統分析方法及其對適航性的影響。

1 航空發動機空氣系統適航性要求分析

民用適航規章CCAR 33部中有多個條款涉及到對航空發動機空氣系統的要求，其中直接涉及到空氣系統的條款有33.21“發動機冷卻”、33.66“引氣系統”、33.68“進氣系統的結冰”、33.88“發動機超溫試驗”、33.89“工作試驗”等。還有多個條款雖然沒有直接涉及到空氣系統，但卻間接受到空氣系統設計的影響。例如：33.17條“防火”（a）要求“渦輪發動機的設計和構造必須使出現導致結構失效、過熱或其他危險的內部著火的可能性減至最低。”渦輪發動機結構設計的初始階段就是首先要基于空氣系統等頂層系統的功能參數進行設計參數分配，而后基于結構、強度、傳熱等多學科進行優化和綜合；33.62條“應力分析”中要求“必須對每型渦輪發動機進行應力分析，表明每個渦輪發動機的轉子、隔圈和轉子軸的設計安全裕度”發動機的應力分析包含了熱應力，航空發動機中高溫部件的熱應力分析的邊界就來源于空氣系統分析（以上只是舉例說明，在這里不逐條分析）。

2 現有空氣系統分析方法介紹

空氣系統分析方法是指將空氣系統流路系統簡化為由元件和節點組成的網絡，如圖1所示，其中j、k、l是邊界節點，i是內部節點，JI, IK, IL是元件。在節點處建立質量、能量守恒方程，在元件處建立動量守恒方程，通過建立網絡級的質量、動量、能量方程和輔助方程來分析得到發動機的一些頂層分配參數，包括了高溫部件的冷卻空氣溫度、流量等，而這些參數對于設計中滿足適航條款中的“超溫”、“應力”、“耐久性”等要求具有重要意義。得到局方認可的科學的分析方法可以劃歸到10類適航性符合性方法中的分析方法類，可作為工業方滿足適航性要求的重要依據。

圖1 空氣系統網絡模型

3 現有空氣系統分析方法在滿足適航性要求方面的不足

CCAR 33.21條“發動機冷卻”要求“發動機的設計與構造必須在飛機預定工作條件下提供必要的冷卻”。要達到此項要求就必須保證引入足夠的冷卻空氣流量，而發動機設計時的這個流量就是由發動機空氣系統設計來決定的，換句話說，設計方法的準確性直接影響到這個流量分配的合理性。

CCAR 33.66條“引氣系統”要求“發動機必須提供引氣而不會對發動機產生除推力或功率輸出降低外的不利影響”。之所以有此規定，就是考慮了空氣系統設計中冷卻空氣引氣流量的大小對發動機功率或推力產生的較明顯的影響。

CCAR 33.68條“進氣系統的結冰”要求“發動機在其整個飛行功率范圍內的工作中，在發動機部件上不應出現影響發動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結冰情況”。 這一條看似是一個寬泛的要求，其實包含的內容很豐富。由于空氣系統引氣中有一部分用于防冰，發動機設計只是對這部分空氣的功能效果提出要求，并在設計中轉化為對引氣的流量、溫度的要求，而流量、溫度的設計就是基于空氣系統分析。

綜上所述，這幾個與空氣系統相關的條款在設計中能否得到滿足，很大程度上依賴于空氣系統設計方法的科學性和準確性，而現在設計廠所采用的空氣系統設計方法存在如下兩個方面的問題。

3.1 定量分析的準確度得不到保證

空氣系統設計分析采用基于工程經驗關聯式和人工劃分的網絡，而國內基礎研究對于試驗或工程分析得到的經驗關聯式的儲備遠遠不夠，人為劃分的網絡隨意性較大，而劃分網絡的思路不同又會引起對經驗關聯式數據庫的要求不同，這就導致了不同人劃分的網絡采用相同的計算方法反而得到了較大差別的結果。

3.2 無法確定空氣系統與高溫部件耦合邊界

現在采用的設計方法將空氣系統分析和熱端部件分析單獨進行，再以彼此分析結果作為自己的邊界條件進行迭代。但由于空氣系統與發動機的整機熱分析密切相關，發動機的非穩態工作過程使得各部件溫度不斷改變，熱膨脹發生變化，空氣系統各處流通間隙、封嚴結構特性也隨之發生變化，從而也就改變了發動機內各處冷卻空氣的流量分布、溫度分布和壓力分布。在瞬態變化過程中，由于空氣系統與沿程熱端部件邊界的相互影響時刻進行并變化，用現有方法無法準確確定兩部分分析的邊界條件，特別是對于如此龐大的系統來說，這種計算方法數據傳輸復雜、計算量大且難以保證準確度，顯然對最后的分析結果產生較大的影響，進而對滿足適航性要求會產生較大影響。

上述兩個問題決定了現在空氣系統設計計算難以得到準確結果，偏差有時甚至超過了工程設計可接受的范圍，通過上述對條款的分析可以看出，如果空氣系統分析得不到有效的結果，受其參數控制或與之相關的多個條款的符合性就難以達到。

要解決第一方面的問題需要形成完備的基礎部件關聯式的數據庫，這方面國內航空發動機行業還存在較大的欠缺，短期內還難以做到，還需在設計和試驗過程中大量積累。另外一點是要基于工程實際形成科學的網絡劃分方法，在網絡劃分時綜合考慮發動機空氣系統流路的結構形狀、功能特點等，形成典型部件設計方法模板。當然，第一方面的問題不是本文討論的重點，在這里不展開討論。

解決第二方面的問題需要研究一種更好的方法來解決空氣系統和高溫部件耦合邊界難以確定的問題，下面著重介紹一下為了解決這個問題而引入的改進的設計方法。

4 從適航符合性角度對傳統方法的改進建議

將傳統的空氣系統和高溫部件互為邊界條件的分析方法改為空氣系統和高溫部件作為一個整體的一體化網絡分析方法，固體區域作為阻力系數無窮大流量為0的特殊流體，兩部分方程組成流固一體化網絡控制方程組。

流體固體交界處引入對流換熱熱阻連接固體節點與流體節點，從流體入口節點起，與節點下游流體元件對應的固體節點集中到此流體元件的出口節點，依此類推在所有邊界上把固體節點與流體節點對應起來形成整體網絡，從而將工程分析過程中難以處理的流固相鄰邊界變為整個系統的一個內在部分，這樣就克服了空氣系統和高溫部件互為邊界條件的缺陷，使分析結果更接近物理實際。

下面將該方法應用到某發動機型號中，分析一下改進的方法和傳統方法差別，如果差別很大，說明即使設計過程是按照適航條款要求來做的，但由于分析技術的缺陷最后設計出來的發動機可能仍難以真正達到適航性要求。

5 兩種設計方法結果分析及其對適航性影響的討論

首先了解這兩種思路在設計過程中可能引起哪些參數的不同。采用傳統方法，在流固耦合邊界面上流體的物性參數隨溫度變化并且流體元件的阻力系數與溫度的關系通過其物性參數與溫度的關系關聯起來；采用改進的方法，在耦合邊界上，不僅考慮流體的物性參數隨溫度變化，還要考慮由離心力場衍生浮力對流動的影響，通過將流體元件的阻力系數和換熱系數間接或直接耦合起來進行迭代。

該方法被應用到一個航空發動機渦輪盤模型計算中，簡化后的網絡圖如圖2所示，渦輪盤由348個固體元件和264個固體節點組成，渦輪盤前后腔空氣流路由20個流體元件和21個流體節點組成，流體和固體之間由100個對流換熱熱阻元件連接。其中節點265和275為進口節點，節點270和295為出口節點。進出口已知條件如表1所示。為了好標示，采用術語弱耦合和強耦合來分別表示傳統方法和改進方法，后面分析中也用這兩個術語來代替傳統方法和改進方法。

圖3是兩種耦合計算方法預測的渦輪盤后腔冷氣流量分配，可以看出兩種方法預測結果趨勢相同，但數值出現了較大差別，弱耦合方法模擬結果比強耦合方法模擬結果大，說明與考慮換熱對流動結構變化影響的強耦合相比，沒有考慮換熱對流動結構影響的弱耦合，過高估測了流到渦輪盤后腔的冷氣流量，而在設計階段冷卻空氣的過高估計極有可能使發動機在實際工作中難以維持好的冷卻效果甚至燒壞，適航條款中所有涉及到空氣系統的高溫部件要求都可能因為沒有采用恰當的設計分析方法而在符合性驗證階段出現高溫部件容易燒壞、斷裂而難以滿足相關適航條款要求的狀況。這一點可以從圖4中反映出來。圖4是兩種方法預測的渦輪盤后表面溫度分布沿徑向的變化規律，趨勢一致但弱耦合計算的渦輪盤后表面溫度最多的地方低了近50℃。從這里可以看出，如果基于弱耦合則會導致設計人員盲目地認為冷卻空氣足夠而沒有留出足夠的設計裕度，最終導致高溫部件其實沒有得到有效冷卻而燒壞，進而影響到發動機安全。

6 結 論

對涉及多個適航條款要求、對發動機適航性設計有較大影響的空氣系統設計方法進行總結，并從提高安全性設計的角度提出了在現有設計方法基礎

圖2 空氣子系統和渦輪盤一體化網絡模型

表1 進出口已知條件

圖3 渦輪盤后腔沿程冷卻空氣流量分配對比

圖4 渦輪盤后表面溫度變化對比上的改進措施，并就某型號發動機渦輪盤系統進行了定量分析比較，得到了如下結論。

如果真正在發動機設計階段貫徹適航性理念，傳統的空氣系統設計方法存在不足，需要結合適航性要求進行改進。通過定量分析比較發現，采用本文提出的改進建議可以一定程度上改進傳統設計方法在滿足適航性要求上的不足。

本文主要是提出一個思路，目的是探索如何在設計階段不斷改進設計技術以便更好地滿足適航性要求，為即將開展的滿足適航性要求的航空發動機研發提供參考。

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