進氣畸變對發動機穩定性和性能影響試驗分析

李娟妮+張杰

摘 要 基于平行壓氣機理論，通過飛行試驗，對進氣畸變時某型渦扇發動機的穩定性和性能影響進行分析，結果表明周向穩態畸變使得發動機穩定裕度降低、推力降低、耗油率增大。

關鍵詞 總壓畸變；平行壓氣機原理；穩定裕度；推力

中圖分類號：V231 文獻標識碼：A 文章編號：1671-7597（2014）03-0044-02

20世紀60年代中期以來，世界航空界對影響發動機氣動穩定性因素給與了極大的關注和研究，并取得了很大的進展。發動機壓縮系統的氣動不穩定可造成發動機的失控、推力損耗、進氣道和發動機機械的損壞、發動機的超溫停車，嚴重的限制著飛機的飛行。提供足夠的壓縮系統穩定性裕度以保證在飛行包線范圍內安全飛行是一個重要問題。這需要在發動機的高推力、低油耗、長壽命與滿意的穩定裕度之間權衡、折中。以往在發動機方案設計和工程設計階段原則上不可能獲得進氣畸變對發動機影響的試驗數據，并且進氣畸變對發動機穩定性及性能影響的試驗大部分是地面試驗或高空臺試驗。而對于實際空中進氣畸變對發動機的穩定性及性能影響較少。通過飛行試驗和地面試驗數據的相互補充，可對推進系統的改進做出評價，可在不對畸變產生的不利影響的前提下改善性能，為將來推進系統的修改和新機的發展提供數據庫。

1 飛行試驗方法及測量設備

試驗中進行不同飛行姿態的組合來研究，這些飛行動作包括穩態攻角和側滑角飛行、攻角正負變化。所有的試驗狀態下發動機處于中間狀態和最大加力狀態之間變化，以保證發動機的換算空氣流量保持不變。當達到要求的試驗條件，在發動機油門桿保持穩定的同時，通過安裝在進氣道出口和發動機進口轉接段位置上的測量耙來對進口流場進行動穩態壓力測量，記錄所需要的數據。

圖1 測量耙測點示意圖

安裝在進氣道出口總壓測量耙是由周向均勻分布的6支測量耙組成的“水”字型耙，每支耙臂都裝有1個動態壓力、5個穩態壓力測量點，穩態點按等環面分布，動態點位于0.9R處。由于耙體結構引起的最大面積堵塞比不大于4.6%，不影響發動機性能對空氣流量的要求，國外同類產品阻塞比有8%的數據，因此是允許的。

2 計算方法

2.1 畸變計算

發動機進口流場的畸變程度用綜合畸變指數來評定：

式中：為總壓的周向不均勻度；為進口的面平均總壓脈動紊流度。

2.2 平行壓氣機模型的建立

進氣周向穩態總壓畸變對發動機氣動穩定性的影響可以由簡單平行壓氣機模型解釋。假設：

1）工作于低壓區和高壓區的壓氣機視為各自獨立工作互不相干涉的子壓氣機，并且具有相同的特性曲線。

2）在壓氣機的進口總壓不均勻，但靜壓均勻，壓氣機出口靜壓均勻。

3）當一個子壓氣機喘振時機認為整個壓氣機喘振。

根據壓力測量耙所測得壓力分布，將發動機進口壓力分為高壓區和低壓區。假設每一子扇區為平行的流管，從進口通過壓氣機順著流路到出口。該被試發動機為雙轉子渦扇發動機，低壓壓氣機級數少，在低壓壓氣機后產生的溫度、壓力畸變較快，高壓級數較多，這樣高壓壓氣機就會對低壓壓氣機的參數產生影響，但采用平行壓氣機模型后，可以認為互不干涉，即低壓壓氣機的出口條件為高壓壓氣機的進口條件。

2.3 工作參數計算

依據平行壓氣機模型，利用均勻進氣渦扇發動機共同工作方程的方法，對畸變時發動機的氣動穩定性和性能進行計算。在進氣時，各子壓氣機均勻進氣，沒有周向摻混，各高壓子壓氣機以各低壓子壓氣機的出口條件為進口條件。在各高壓壓氣機出口，假象存在一個混合室，各子壓氣機流出的壓強、速度在假想混合室內均勻比混合。最后流過發動機其它部件，完成熱力循環。

高壓壓氣機的進氣條件為風扇的出口的核心發動機，外涵道出口流場均勻。根據平行壓氣機原理，可知均勻進氣與畸變時的區別就在子壓氣機的計算，畸變時將原壓氣機分為多個平行的子壓氣機，分別計算。其余部件的計算與均勻進氣時是相同的。

發生畸變時，最先受到畸變氣流影響的就是風扇，這里以低壓風扇的計算為例。通過進氣測量參數，可知各子壓氣機的進氣條件。各子壓氣機的計算與均勻進氣壓氣機是相同的。根據測量耙上的所測得各低壓子壓氣機的P1i*、T1i*，采用面積平均方法來計算發動機的進口空氣流量，如下式：

式中：為各子壓氣機的進口總壓；為各子壓氣機截面積；為進口總溫。

3 試驗結果及分析

將進氣道出口的總壓分布作為發動機進口邊條件如果發動機不失穩 則根據求解后的流場算出發動機的推力和耗油率并和均勻進氣條件下的結果進行比較就能得到穩態總壓畸變指數對發動機性能的影響。

現以發動機在最大狀態，高度11 km，馬赫數1.1時，綜合畸變指數W=0.05為例，比較進氣畸變對發動機共同工作線和性能的影響，并于均勻進氣時的值進行比較。

圖1 均勻進氣與畸變進氣時風扇壓比和發動機進口流量關系圖

圖1表示畸變進氣和均勻進氣時，渦扇發動機的穩態共同工作線在風扇特性圖上的分布位置。從圖1可以看出，畸變進氣與均勻進氣時相比較，畸變進氣時的風扇的共同工作線上移，發動機的穩定工作范圍變小，穩定裕度變小。這點根據假設（2）可知兩個子壓氣機的出口靜壓是相同的，但此時的進口總壓不同，其總靜壓升系數也就必然不同，進口總壓低的子壓氣機的壓升系數高并且工作點靠近均勻進氣時的穩定邊界。再由基本假設（3）可知，當低壓區的子壓氣機的工作點進入喘振邊界時，就認為整臺壓氣機達到了失穩點。因此說，總壓畸變使壓氣機的穩定裕度降低。

圖2給出了發動機在同一工況下，均勻進氣與畸變進氣時發動機推力和耗油率。從圖中可以看出，畸變進氣時推力減小、耗油率增大。推力減小是因為畸變后發動機的流量和壓比與均勻進氣時相比，都要小。而耗油率變大時因為畸變時發動機渦輪前進氣溫度增大，導致燃油消耗量增大引起的。

圖2 均勻進氣與畸變進氣時推力及油耗對比分析圖

4 結論

通過對畸變進氣與均勻進氣下某型渦扇發動機的性能和氣動穩定性進行分析比較，得出以下結論。

1）進氣畸變飛行試驗是分析進氣畸變對壓氣機穩定性和性能影響的重要技術手段。進氣畸變試驗的主要目的是確定風扇進氣畸變特性，并深入認識進氣畸變影響的機制，促進理論模型和計算方法的發展。

2）進氣總壓畸變對壓氣機穩定性及性能會產生不利的影響，一般來說，對高轉速的影響大于低轉速。

參考文獻

[1]劉大響，葉培梁，胡駿，黃熙君.航空燃氣渦輪發動機穩定性設計與評定技術[M].航空工業出版社，2004.

[2]趙運生，胡駿，屠寶鋒，等.進氣畸變對渦扇發動機穩定性及性能影響[J].航空動力學報，2013（06）.

[3]廉筱純，吳虎.航空發動機原理[M].西北工業大學出版社，2005.endprint

摘 要 基于平行壓氣機理論，通過飛行試驗，對進氣畸變時某型渦扇發動機的穩定性和性能影響進行分析，結果表明周向穩態畸變使得發動機穩定裕度降低、推力降低、耗油率增大。

關鍵詞 總壓畸變；平行壓氣機原理；穩定裕度；推力

中圖分類號：V231 文獻標識碼：A 文章編號：1671-7597（2014）03-0044-02

20世紀60年代中期以來，世界航空界對影響發動機氣動穩定性因素給與了極大的關注和研究，并取得了很大的進展。發動機壓縮系統的氣動不穩定可造成發動機的失控、推力損耗、進氣道和發動機機械的損壞、發動機的超溫停車，嚴重的限制著飛機的飛行。提供足夠的壓縮系統穩定性裕度以保證在飛行包線范圍內安全飛行是一個重要問題。這需要在發動機的高推力、低油耗、長壽命與滿意的穩定裕度之間權衡、折中。以往在發動機方案設計和工程設計階段原則上不可能獲得進氣畸變對發動機影響的試驗數據，并且進氣畸變對發動機穩定性及性能影響的試驗大部分是地面試驗或高空臺試驗。而對于實際空中進氣畸變對發動機的穩定性及性能影響較少。通過飛行試驗和地面試驗數據的相互補充，可對推進系統的改進做出評價，可在不對畸變產生的不利影響的前提下改善性能，為將來推進系統的修改和新機的發展提供數據庫。

1 飛行試驗方法及測量設備

試驗中進行不同飛行姿態的組合來研究，這些飛行動作包括穩態攻角和側滑角飛行、攻角正負變化。所有的試驗狀態下發動機處于中間狀態和最大加力狀態之間變化，以保證發動機的換算空氣流量保持不變。當達到要求的試驗條件，在發動機油門桿保持穩定的同時，通過安裝在進氣道出口和發動機進口轉接段位置上的測量耙來對進口流場進行動穩態壓力測量，記錄所需要的數據。

圖1 測量耙測點示意圖

安裝在進氣道出口總壓測量耙是由周向均勻分布的6支測量耙組成的“水”字型耙，每支耙臂都裝有1個動態壓力、5個穩態壓力測量點，穩態點按等環面分布，動態點位于0.9R處。由于耙體結構引起的最大面積堵塞比不大于4.6%，不影響發動機性能對空氣流量的要求，國外同類產品阻塞比有8%的數據，因此是允許的。

2 計算方法

2.1 畸變計算

發動機進口流場的畸變程度用綜合畸變指數來評定：

式中：為總壓的周向不均勻度；為進口的面平均總壓脈動紊流度。

2.2 平行壓氣機模型的建立

進氣周向穩態總壓畸變對發動機氣動穩定性的影響可以由簡單平行壓氣機模型解釋。假設：

1）工作于低壓區和高壓區的壓氣機視為各自獨立工作互不相干涉的子壓氣機，并且具有相同的特性曲線。

2）在壓氣機的進口總壓不均勻，但靜壓均勻，壓氣機出口靜壓均勻。

3）當一個子壓氣機喘振時機認為整個壓氣機喘振。

根據壓力測量耙所測得壓力分布，將發動機進口壓力分為高壓區和低壓區。假設每一子扇區為平行的流管，從進口通過壓氣機順著流路到出口。該被試發動機為雙轉子渦扇發動機，低壓壓氣機級數少，在低壓壓氣機后產生的溫度、壓力畸變較快，高壓級數較多，這樣高壓壓氣機就會對低壓壓氣機的參數產生影響，但采用平行壓氣機模型后，可以認為互不干涉，即低壓壓氣機的出口條件為高壓壓氣機的進口條件。

2.3 工作參數計算

依據平行壓氣機模型，利用均勻進氣渦扇發動機共同工作方程的方法，對畸變時發動機的氣動穩定性和性能進行計算。在進氣時，各子壓氣機均勻進氣，沒有周向摻混，各高壓子壓氣機以各低壓子壓氣機的出口條件為進口條件。在各高壓壓氣機出口，假象存在一個混合室，各子壓氣機流出的壓強、速度在假想混合室內均勻比混合。最后流過發動機其它部件，完成熱力循環。

高壓壓氣機的進氣條件為風扇的出口的核心發動機，外涵道出口流場均勻。根據平行壓氣機原理，可知均勻進氣與畸變時的區別就在子壓氣機的計算，畸變時將原壓氣機分為多個平行的子壓氣機，分別計算。其余部件的計算與均勻進氣時是相同的。

發生畸變時，最先受到畸變氣流影響的就是風扇，這里以低壓風扇的計算為例。通過進氣測量參數，可知各子壓氣機的進氣條件。各子壓氣機的計算與均勻進氣壓氣機是相同的。根據測量耙上的所測得各低壓子壓氣機的P1i*、T1i*，采用面積平均方法來計算發動機的進口空氣流量，如下式：

式中：為各子壓氣機的進口總壓；為各子壓氣機截面積；為進口總溫。

3 試驗結果及分析

將進氣道出口的總壓分布作為發動機進口邊條件如果發動機不失穩 則根據求解后的流場算出發動機的推力和耗油率并和均勻進氣條件下的結果進行比較就能得到穩態總壓畸變指數對發動機性能的影響。

現以發動機在最大狀態，高度11 km，馬赫數1.1時，綜合畸變指數W=0.05為例，比較進氣畸變對發動機共同工作線和性能的影響，并于均勻進氣時的值進行比較。

圖1 均勻進氣與畸變進氣時風扇壓比和發動機進口流量關系圖

圖1表示畸變進氣和均勻進氣時，渦扇發動機的穩態共同工作線在風扇特性圖上的分布位置。從圖1可以看出，畸變進氣與均勻進氣時相比較，畸變進氣時的風扇的共同工作線上移，發動機的穩定工作范圍變小，穩定裕度變小。這點根據假設（2）可知兩個子壓氣機的出口靜壓是相同的，但此時的進口總壓不同，其總靜壓升系數也就必然不同，進口總壓低的子壓氣機的壓升系數高并且工作點靠近均勻進氣時的穩定邊界。再由基本假設（3）可知，當低壓區的子壓氣機的工作點進入喘振邊界時，就認為整臺壓氣機達到了失穩點。因此說，總壓畸變使壓氣機的穩定裕度降低。

圖2給出了發動機在同一工況下，均勻進氣與畸變進氣時發動機推力和耗油率。從圖中可以看出，畸變進氣時推力減小、耗油率增大。推力減小是因為畸變后發動機的流量和壓比與均勻進氣時相比，都要小。而耗油率變大時因為畸變時發動機渦輪前進氣溫度增大，導致燃油消耗量增大引起的。

圖2 均勻進氣與畸變進氣時推力及油耗對比分析圖

4 結論

通過對畸變進氣與均勻進氣下某型渦扇發動機的性能和氣動穩定性進行分析比較，得出以下結論。

1）進氣畸變飛行試驗是分析進氣畸變對壓氣機穩定性和性能影響的重要技術手段。進氣畸變試驗的主要目的是確定風扇進氣畸變特性，并深入認識進氣畸變影響的機制，促進理論模型和計算方法的發展。

2）進氣總壓畸變對壓氣機穩定性及性能會產生不利的影響，一般來說，對高轉速的影響大于低轉速。

參考文獻

[1]劉大響，葉培梁，胡駿，黃熙君.航空燃氣渦輪發動機穩定性設計與評定技術[M].航空工業出版社，2004.

[2]趙運生，胡駿，屠寶鋒，等.進氣畸變對渦扇發動機穩定性及性能影響[J].航空動力學報，2013（06）.

[3]廉筱純，吳虎.航空發動機原理[M].西北工業大學出版社，2005.endprint

摘 要 基于平行壓氣機理論，通過飛行試驗，對進氣畸變時某型渦扇發動機的穩定性和性能影響進行分析，結果表明周向穩態畸變使得發動機穩定裕度降低、推力降低、耗油率增大。

關鍵詞 總壓畸變；平行壓氣機原理；穩定裕度；推力

中圖分類號：V231 文獻標識碼：A 文章編號：1671-7597（2014）03-0044-02

20世紀60年代中期以來，世界航空界對影響發動機氣動穩定性因素給與了極大的關注和研究，并取得了很大的進展。發動機壓縮系統的氣動不穩定可造成發動機的失控、推力損耗、進氣道和發動機機械的損壞、發動機的超溫停車，嚴重的限制著飛機的飛行。提供足夠的壓縮系統穩定性裕度以保證在飛行包線范圍內安全飛行是一個重要問題。這需要在發動機的高推力、低油耗、長壽命與滿意的穩定裕度之間權衡、折中。以往在發動機方案設計和工程設計階段原則上不可能獲得進氣畸變對發動機影響的試驗數據，并且進氣畸變對發動機穩定性及性能影響的試驗大部分是地面試驗或高空臺試驗。而對于實際空中進氣畸變對發動機的穩定性及性能影響較少。通過飛行試驗和地面試驗數據的相互補充，可對推進系統的改進做出評價，可在不對畸變產生的不利影響的前提下改善性能，為將來推進系統的修改和新機的發展提供數據庫。

1 飛行試驗方法及測量設備

試驗中進行不同飛行姿態的組合來研究，這些飛行動作包括穩態攻角和側滑角飛行、攻角正負變化。所有的試驗狀態下發動機處于中間狀態和最大加力狀態之間變化，以保證發動機的換算空氣流量保持不變。當達到要求的試驗條件，在發動機油門桿保持穩定的同時，通過安裝在進氣道出口和發動機進口轉接段位置上的測量耙來對進口流場進行動穩態壓力測量，記錄所需要的數據。

圖1 測量耙測點示意圖

安裝在進氣道出口總壓測量耙是由周向均勻分布的6支測量耙組成的“水”字型耙，每支耙臂都裝有1個動態壓力、5個穩態壓力測量點，穩態點按等環面分布，動態點位于0.9R處。由于耙體結構引起的最大面積堵塞比不大于4.6%，不影響發動機性能對空氣流量的要求，國外同類產品阻塞比有8%的數據，因此是允許的。

2 計算方法

2.1 畸變計算

發動機進口流場的畸變程度用綜合畸變指數來評定：

式中：為總壓的周向不均勻度；為進口的面平均總壓脈動紊流度。

2.2 平行壓氣機模型的建立

進氣周向穩態總壓畸變對發動機氣動穩定性的影響可以由簡單平行壓氣機模型解釋。假設：

1）工作于低壓區和高壓區的壓氣機視為各自獨立工作互不相干涉的子壓氣機，并且具有相同的特性曲線。

2）在壓氣機的進口總壓不均勻，但靜壓均勻，壓氣機出口靜壓均勻。

3）當一個子壓氣機喘振時機認為整個壓氣機喘振。

根據壓力測量耙所測得壓力分布，將發動機進口壓力分為高壓區和低壓區。假設每一子扇區為平行的流管，從進口通過壓氣機順著流路到出口。該被試發動機為雙轉子渦扇發動機，低壓壓氣機級數少，在低壓壓氣機后產生的溫度、壓力畸變較快，高壓級數較多，這樣高壓壓氣機就會對低壓壓氣機的參數產生影響，但采用平行壓氣機模型后，可以認為互不干涉，即低壓壓氣機的出口條件為高壓壓氣機的進口條件。

2.3 工作參數計算

依據平行壓氣機模型，利用均勻進氣渦扇發動機共同工作方程的方法，對畸變時發動機的氣動穩定性和性能進行計算。在進氣時，各子壓氣機均勻進氣，沒有周向摻混，各高壓子壓氣機以各低壓子壓氣機的出口條件為進口條件。在各高壓壓氣機出口，假象存在一個混合室，各子壓氣機流出的壓強、速度在假想混合室內均勻比混合。最后流過發動機其它部件，完成熱力循環。

高壓壓氣機的進氣條件為風扇的出口的核心發動機，外涵道出口流場均勻。根據平行壓氣機原理，可知均勻進氣與畸變時的區別就在子壓氣機的計算，畸變時將原壓氣機分為多個平行的子壓氣機，分別計算。其余部件的計算與均勻進氣時是相同的。

發生畸變時，最先受到畸變氣流影響的就是風扇，這里以低壓風扇的計算為例。通過進氣測量參數，可知各子壓氣機的進氣條件。各子壓氣機的計算與均勻進氣壓氣機是相同的。根據測量耙上的所測得各低壓子壓氣機的P1i*、T1i*，采用面積平均方法來計算發動機的進口空氣流量，如下式：

式中：為各子壓氣機的進口總壓；為各子壓氣機截面積；為進口總溫。

3 試驗結果及分析

將進氣道出口的總壓分布作為發動機進口邊條件如果發動機不失穩 則根據求解后的流場算出發動機的推力和耗油率并和均勻進氣條件下的結果進行比較就能得到穩態總壓畸變指數對發動機性能的影響。

現以發動機在最大狀態，高度11 km，馬赫數1.1時，綜合畸變指數W=0.05為例，比較進氣畸變對發動機共同工作線和性能的影響，并于均勻進氣時的值進行比較。

圖1 均勻進氣與畸變進氣時風扇壓比和發動機進口流量關系圖

圖1表示畸變進氣和均勻進氣時，渦扇發動機的穩態共同工作線在風扇特性圖上的分布位置。從圖1可以看出，畸變進氣與均勻進氣時相比較，畸變進氣時的風扇的共同工作線上移，發動機的穩定工作范圍變小，穩定裕度變小。這點根據假設（2）可知兩個子壓氣機的出口靜壓是相同的，但此時的進口總壓不同，其總靜壓升系數也就必然不同，進口總壓低的子壓氣機的壓升系數高并且工作點靠近均勻進氣時的穩定邊界。再由基本假設（3）可知，當低壓區的子壓氣機的工作點進入喘振邊界時，就認為整臺壓氣機達到了失穩點。因此說，總壓畸變使壓氣機的穩定裕度降低。

圖2給出了發動機在同一工況下，均勻進氣與畸變進氣時發動機推力和耗油率。從圖中可以看出，畸變進氣時推力減小、耗油率增大。推力減小是因為畸變后發動機的流量和壓比與均勻進氣時相比，都要小。而耗油率變大時因為畸變時發動機渦輪前進氣溫度增大，導致燃油消耗量增大引起的。

圖2 均勻進氣與畸變進氣時推力及油耗對比分析圖

4 結論

通過對畸變進氣與均勻進氣下某型渦扇發動機的性能和氣動穩定性進行分析比較，得出以下結論。

1）進氣畸變飛行試驗是分析進氣畸變對壓氣機穩定性和性能影響的重要技術手段。進氣畸變試驗的主要目的是確定風扇進氣畸變特性，并深入認識進氣畸變影響的機制，促進理論模型和計算方法的發展。

2）進氣總壓畸變對壓氣機穩定性及性能會產生不利的影響，一般來說，對高轉速的影響大于低轉速。

參考文獻

[1]劉大響，葉培梁，胡駿，黃熙君.航空燃氣渦輪發動機穩定性設計與評定技術[M].航空工業出版社，2004.

[2]趙運生，胡駿，屠寶鋒，等.進氣畸變對渦扇發動機穩定性及性能影響[J].航空動力學報，2013（06）.

[3]廉筱純，吳虎.航空發動機原理[M].西北工業大學出版社，2005.endprint