某型航空發動機進氣壓力畸變試驗研究

孔 迪

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

某型航空發動機進氣壓力畸變試驗研究

孔 迪

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

針對飛機在大攻角飛行時易引起進氣道和發動機進口流場畸變的情況，對某型發動機的綜合抗進氣壓力畸變能力進行了整機試驗研究。試驗采用插板式畸變模擬器研究發動機綜合抗總壓畸變能力，獲得了各規定風扇換算轉速下發動機臨界畸變指數，完成了畸變條件下遭遇加速試驗，發動機過渡態工作正常。結果表明：該試驗方案可行、數據可靠、結果有效，該型發動機滿足飛機/發動機相容性試驗要求。

進氣壓力畸變；總壓畸變；畸變指數；航空發動機；風扇；壓氣機

0 引言

隨著戰斗機飛行性能和技戰術要求的不斷提高，飛機在增大迎角飛行或改變姿態機動飛行時，其進氣道出口處會發生較為嚴重的進氣壓力流場畸變，將直接影響到發動機的風扇/壓氣機進口壓力流場的不均勻度，從而影響發動機工作穩定性,乃至整個飛機推進系統的工作穩定性[1-4]。在戰斗機飛行試驗中，推進系統試驗（包括進氣道壓力恢復和進氣道氣流畸變）是主要試驗內容之一。在航空發動機穩定性評估中，進口壓力流場畸變是影響發動機工作穩定性的1個重要因素，而對發動機工作穩定性影響最直接、最重要的表現就是對壓氣機性能和穩定性的影響[5-8]。

本文采用插板式畸變模擬器（簡稱畸變發生器）在發動機進口產生總壓畸變流場，得到發動機在不同狀態下的臨界綜合畸變指數，為配裝某型飛機使用穩定性評定提供依據。同時，探索利用插板式畸變模擬器產生的畸變流場來研究發動機抗進氣壓力畸變試驗的可行性[9-13]。

1 試驗條件

發動機在測試系統專項改裝到位的整機試車臺進行進氣壓力畸變試驗。進氣畸變裝置主要由工藝進氣道、發生器前連接進氣管道、畸變發生器系統、發生器后連接進氣管道和測試段組成。

畸變發生器系統由插板式畸變發生器和液壓控制系統組成，工作時通過控制插板插入深度來改變壓氣機或整機進口流場畸變指數；系統具有手動調節、給定目標位控制、壓力畸變全自動控制以及壓力畸變過渡態控制等功能；當系統接收到喘振監測裝置指令信號時，具備應急控制插板無條件地以最大移動速度（或指定速度）縮退到指定位置的功能。

測試段根據試驗要求，將軸向距發動機進口0.11D處定義為氣動測量截面（AIP），在AIP截面設有穩態總壓測點、動態總壓測點和壁面靜壓測點各6處，測點周向均布，穩態總壓測點徑向等環面分布，動態總壓測點距壁面0.05D。另外，在軸向距發動機進口0.22D處設一輔助測量截面（Ⅰ－Ⅰ），布置了6處動態總壓測點，各總壓測點位置相對于AIP截面總壓測點位置順航向逆時針轉動3°。

插板式壓力畸變發生器氣動試驗測試截面布局如圖1所示。

圖1 插板式壓力畸變發生器氣動試驗測試截面布局

測試截面共3個，即0-0截面、Ⅰ－Ⅰ截面和AIP截面。

（1）0-0截面設在距插板前2D處，其上布置有周向均布的總壓受感部和周向均布的壁面靜壓測孔各4個，用于測量來流總、靜壓。

（2）Ⅰ－Ⅰ截面在距AIP測量截面前0.11D處，在0.05D環面周向均勻布置了6支總壓脈動測量耙。

（3）AIP界面位于板后3D處，該截面上共布置有6支×5點=30個穩態總壓測點（周向均布，徑向等環面分布，并有1支測耙安裝在低壓區的中心位置）、6個動態總壓測點（周向均布，距壁面0.05D）和6個壁面靜壓測點（周向均布），用來確定該截面的氣流馬赫數、總壓恢復系數和總壓場畸變特性。

2 試驗方案及數據處理方法

2.1 試驗方案

首先，選定風扇相對換算轉速nLc插板試驗狀態點，并選取1～2個固定插板相對插入深度H狀態點以進行遭遇加速情況下發動機的穩定性檢查。之后，調試發動機到所要求技術狀態，同時專項測試系統聯調檢測到位。然后，按照先獲取的飛機/發動機相容性試驗規定穩態工作條件下的綜合畸變指數W，檢查試車全程固定H下發動機遭遇加速過程工作穩定性，評定發動機抗進氣畸變能力是否滿足裝飛機要求；再獲取發動機穩態工作時的臨界W；最后重復獲取發動機穩態工作時的臨界W并與之前數據對比，并檢查固定H（深度板位）下發動機遭遇加速過程工作穩定性。具體試驗方案如下：

（1）插板試驗前。調試發動機，使風扇導向葉片轉角及高壓壓氣機可調導葉角度調節規律符合要求。在無進氣擾流的條件下（H=0%）錄取發動機穩態性能；估算插板試驗轉速點的穩定裕度、臨界W及相對應的H。

（2）第1階段插板試驗。在無進氣擾流條件下（H=0%）按選定nLc狀態點錄取發動機穩態性能，獲得進氣道總壓恢復系數σ、穩態周向畸變指數△σ0、紊流度ε及綜合畸變指數W。

穩態插板試驗程序：在H=0%時，起動發動機充分暖機后，分別在各選定nLc狀態點穩定后，按給定ΔH步長向內移動插板，使W分步達到目標值要求，在每個步進板位，每30 s錄取1次發動機穩態性能數據，之后緩慢退插板至H=0%，冷機后正常停車。分析試驗數據，預測綜合畸變指數W達到下1個目標值時的插板相對插入深度H后重復既定試車程序，直至W達到最終規定值。

過渡態插板試驗程序：全程H固定在選定板位，起動發動機充分暖機后，進行遭遇加速動作，檢查發動機工作穩定性。分析試驗數據，總結各試驗轉速下W隨H的變化規律，預測第2階段W隨板位的變化趨勢；評定發動機抗進氣畸變能力是否滿足規定的穩定性檢查要求。

（3）第2階段插板試驗。在H=0%時，起動發動機充分暖機后，分別在各選定nLc狀態點穩定后，按給定ΔH步長遞進至第1階段相同試驗點最大插板位置，記錄每個步進板位下的測量參數；根據實際試驗情況，插板以給定步長插入（ΔH逐步減小），直至發動機喘振，記錄每步進下的測量參數；試驗后用孔探儀檢查發動機，確認發動機完好性；每個插板位置至少停留30 s，當插板位置穩定并且畸變指數相關測量完畢，記錄當前板位穩態數據2次（間隔5 s），在發動機接近穩定工作邊界時，適當增加記錄次數。

（4）第3階段插板試驗。在H=0%時，起動發動機充分暖機后，分別在各選定nLc狀態，重復第2階段試車程序和要求，對比相同板位的試驗數據；之后，在發動機正常起動發動機充分暖機后，在給定H（相對第1階段加深插入板位）時進行遭遇加速動作，檢查發動機工作穩定性，油門桿下拉和上推的移動時間均不超過1 s。

2.2 數據處理方法

2.2.1 綜合畸變指數W

綜合畸變指數的計算公式為

式中：Δσˉ0為穩態周向總壓畸變指數（周向不均勻度）；εcp為面平均紊流度（總壓脈動強度）。

2.2.2 穩態周向總壓畸變指數△σˉ0

穩態周向總壓畸變指數△σˉ0的計算公式為

式中：σ0為低壓區平均總壓恢復系數；σ為AIP截面平均總壓恢復系數。

2.2.3 徑向平均總壓恢復系數σˉr

徑向平均總壓恢復系數σˉr的計算公式為

式中：r為相對半徑；rˉBT為輪轂相對半徑；Prˉ，Φ 為 AIP截面測量總壓；P0為0-0截面測量總壓均值。

2.2.4 AIP截面平均總壓恢復系數σ

AIP截面平均總壓恢復系數σ的計算公式為

2.2.5 低壓區周向范圍角Φ。

式中：Φ1、Φ2為對應于扇形低壓區的角度值（低壓區的起始角度和結束角度）。

2.2.6 低壓區平均總壓恢復系數σ。

低壓區平均總壓恢復系數σ。計算公式為

當存在2個或更多扇形低壓區時，要對每個扇形區分別計算 Φ0和，當 Φ0≥60°時，選用各扇形區中最大的值作為確定值；如 Φ0<60°，比較的值，選出最大者。

2.2.7 紊流度ε

紊流度ε表示氣動界面上總壓脈動的定量特征，等于脈動壓力的均方根值與總壓平均值P*的比值。

2.2.8 點紊流度εi

點紊流度εi的計算公式為

式中：T為脈動氣流取樣時間，數據處理時取5 s。

2.2.9 面平均紊流度εcp

面平均紊流度εcp的計算公式為

2.2.10 動態數據測試分析考慮因素

為使測試分析系統保證有足夠的頻率響應，不會對所分析的數據產生明顯的影響，首先要確定測試對象所需的頻率范圍。在進氣總壓畸變試驗的數據分析中，考慮風扇穩定性受影響的進氣頻率范圍，借鑒相關試驗經驗[14-16]，動態畸變流場所關心的頻率范圍應在fmax=2Vmax/D以下。式中：Vmax為發動機進口最大狀態測量通道內氣流平均速度，m/s；D為通道直徑，m。根據壓氣機部件試驗有關數據，數據處理時取濾波截止頻率為500 Hz，采樣頻率為5000點/s。

3 試驗結果與分析

3.1 試驗中主要問題分析

（1）第2、3階段插板試驗在某一相同nLc狀態點喘振時，獲得的H值不完全相同。這是由于試驗所用的畸變發生器、每次試驗點的轉速、插板相對移動速度以及發生喘振前臨界插板位停留時間均不完全相同，最終導致發生喘振時的H有所不同。

（2）第3階段插板試驗在某一相同nLc狀態，在某一H完成參數錄取后進入到下1個H并穩定15 s后發動機喘振。這是由于發動機進氣壓力畸變有1個相對的畸變時間積累過程；如果在下1個H停留時間相對較短或不停留或快速移動插入插板，發動機實際發生喘振的插入板位H可能會更深。

3.2 試驗結果分析

以nLc=80%為例進行分析總結。

3.2.1 總壓場不均勻度分析

在nLc=80%轉速最大插板相對插入深度時，發動機在AIP界面上每個測支上的總壓恢復系數的分布情況如圖2所示。從圖中可見，當H較小時曲線分布特點是總壓恢復系數從輪轂到輪緣逐步減小，此時處于插板遮蔽區域的（測支3～5）的總壓恢復系數較小，其沿徑向的分布也較均勻；當H較大時，處于插板遮蔽區域內的總壓恢復系數分布近似均勻，而處于插板遮蔽區域外的（測支1、2、6）分布特點仍然是越接近輪緣處減小得越明顯，而在輪轂處則減小得不太明顯。

圖2 n Lc=80%H=46.2%總壓恢復系數徑向分布

在nLc=80%狀態總壓恢復系數（取同一半徑上6點測量平均值）隨插板相對插入深度的變化關系如圖3所示。從圖中可見，隨著插板的逐步插入，總壓恢復系數逐步減小，其不均勻度逐漸增加。

圖3 n Lc=80%不同H總壓恢復系數徑向分布

在nLc=80%狀態同一半徑上總壓恢復系數沿周向的分布情況如圖4所示。圖中顯示了一系列從零板位直到喘振或實際最大插板相對插入深度為止不同插板相對插入深度下的狀態。從圖中可見，由于插板相對水平面上的直徑對稱性，插板后面壓力場也是周向對稱的，進而證實了在不同板位下壓力場的分布是相應于180°位置周向對稱的合理性。當H=0%時，壓力場分布基本均勻，導致壓力場略不均勻可能是由于臺架進、排氣條件限制，加上較長的進氣道和工藝進氣道前防護網帶來的進氣摩擦損失造成的（不同轉速下有一定的進氣壓力損失，且轉速增加損失加大：在nLc=80%時約為1.7%，在nLc=100%時約為3.5%）。隨著插板深度逐漸加大，降壓區域的深度也逐漸增大。在nLc=80%狀態下，當H≥40%時，形成1個保持最低總壓恢復系數不變的廣闊區域（測支3～5此時完全處于插板遮蔽區域）。

圖4 n Lc=80%不同H總壓恢復系數周向分布

在nLc=80%AIP截面上總壓恢復系數分布場情況如圖5～11所示，包括一系列從零板位直到喘振或實際最大插板相對插入深度為止不同插板相對插入深度下的狀態。從圖中可見，隨著插板相對插入深度的增加，總壓場不均勻度逐漸加大、壓力場沿水平軸線（插板軸線方向）基本對稱。

圖5 n Lc=80%、H=0%AIP上總壓恢復系數分布

圖6 n Lc=80%、H=15%AIP上總壓恢復系數分布

圖7 n Lc=80%、H=25%AIP上總壓恢復系數分布

圖8 n Lc=80%、H=35%AIP上總壓恢復系數分布

圖9 n Lc=80%、H=40%AIP上總壓恢復系數分布

圖10 n Lc=80%、H=45%AIP上總壓恢復系數分布

圖11 n Lc=80%、H=46%AIP上總壓恢復系數分布

在半徑r=0.45D測量截面上、nLc=80%狀態下、喘振前或最大H時，總壓脈動強度沿周向的分布如圖12所示。從圖中可見，與相應的周向總壓分布一樣，相對插板軸線有顯著的對稱性。試驗證明，脈動強度值與周向總壓梯度變化成正比：壓力梯度絕對值增大時，總壓脈動強度值也增大，但是在插板軸線上，總壓脈動強度最低。

圖12 n Lc=80%喘振前脈動強度周向分布

3.2.3 擾動氣流參數和插板位置關系分析

在選取的插板試驗狀態（nLc=80%）、得到的擾動氣流參數（σ、ε、Δσ0、W）以及實際測得并已換算到標準大氣條件下的發動機進口空氣流量W1c與插板位置的關系曲線如圖13所示。從圖中可見，隨著插板相對插入深度的逐漸增加，總壓恢復系數σ和通過發動機的空氣流量會降低，而擾動氣流參數ε、Δσ0和W急劇增大。3.2.4 發動機穩定工作邊界參數

圖13 n Lc=80%擾動氣流參數隨H變化

在給定nLc的插板試驗狀態下，用插板按照給定步長（喘振前一般ΔH=0.4%-0.8%）步進（每個板位下發動機停留時間不超過1min），直到發動機發生喘振（均是完成了最大板位參數錄取后發生了喘振，喘振前最大板位停留時間為22～53 s）。所以在喘振前最后1個板位狀態獲得的有關畸變條件下氣流參數的極限值是真實有效的。

4 結論

（1）在進氣綜合畸變指數規定條件下，發動機能夠穩定工作；在固定插板相對插入深度點進行遭遇加速性試驗過程中，發動機工作穩定；獲得了進氣畸變條件下選取試驗點的發動機臨界畸變指數及相關氣動參數極限值。

（2）總壓脈動強度與周向總壓梯度變化成正比：壓力梯度絕對值增大，總壓脈動強度值增大，在插板軸線上，總壓脈動強度最低。

（3）插板相對插入深度增加，總壓恢復系數逐步減小，總壓恢復系數場不均勻度逐漸增加，畸變指數逐漸變大；總壓場不均勻度逐漸加大，壓力場沿插板軸線方向對稱；通過發動機的空氣流量逐漸減少，擾動氣流參數急劇增大。

（4）整機試驗各狀態點獲得的進氣道畸變流場中總壓分布的相對位置可以重復再現，插板式畸變模擬器較好模擬了進氣道由飛機大攻角飛行引起的進氣壓力畸變流場。

（5）在進氣畸變條件下提高發動機的穩定裕度，一方面要提高飛機進氣道的設計制造水平，以減小進氣道流場的不均勻度程度；另一方面要從壓氣機和全臺發動機著手，利用先進的擴穩技術手段，結合必要的進氣畸變試驗驗證，在不斷改進中獲得理想的抗畸變能力。

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Experimental Study on Inlet Pressure Distortion of an Aeroengine

KONG Di
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shengyang 110015,China）

Aiming at the aircraft inlet and engine inlet flow distortion caused by the flightat high attack angle,the general anti-inlet pressure distortion capability of an engine was experimentally studied,which used inlet flashboard distortion simulation.The critical distortion indexes were obtained at the fan conversion speed.The engine transition operation was usual at the accelerated test under the distortion condition.The results show that the test plot is feasible,the data is reliable and the results is effective,which satisfy the aircraft/engine compatibility test requirement.

inlet pressure distortion;total pressure distortion;distortion index;aeroengine;fan;compressor

V235.12

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.03.013

2013-06-26

孔迪（1974），男，碩士，高級工程師，主要從事航空發動機和燃氣輪機的試飛、試驗技術研究工作；E-mail：kongdiqushan@sina.com。

孔迪.某型航空發動機進氣壓力畸變試驗研究[J].航空發動機，2014，40（3）：60-65.KONGDi.Experimentalstudy on inletpressure distortion of an aeroengine[J].Aeroengine，2014，40（3）：60-65.