航空發動機進發匹配優化研究

任智博，謝業平，楊瀚超，潘寶軍

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

進氣道與發動機匹配設計包括流量匹配和流場匹配，流量匹配不佳會導致跨聲速小流量進發不相容問題[1]；而流場匹配不佳，則會在進氣道出口和發動機進口產生較大的進氣壓力畸變，會造成發動機裕度損失占比過大，從而使發動機剩余穩定裕度不足[2-4]，嚴重時可能導致發動機失穩。

壓力畸變對發動機風扇和壓氣機穩定裕度均有影響[5-11]，壓力畸變對風扇的影響，僅與發動機進口綜合壓力畸變指數以及風扇的壓力畸變敏感系數有關，畸變和敏感系數越大，局部需用穩定裕度越大。壓力畸變對壓氣機裕度的影響與壓氣機進口的畸變有關，壓氣機進口畸變由發動機進口畸變通過風扇后衰減所得，而風扇對畸變的衰減程度由風扇的畸變衰減系數決定；此外，壓力畸變通過風扇時，會在風扇出口產生溫度不均勻分布，即溫度畸變，同樣影響壓氣機穩定裕度。

降低壓力畸變對發動機穩定裕度的影響，可以從2方面入手：一方面是重新設計風扇與壓氣機，降低發動機對壓力畸變的敏感系數和傳遞系數等，但以現階段設計水平，技術風險極大，且短時間內無法實現；另一方面是直接降低壓力畸變，在現有飛機進氣道和發動機狀態的前提下，優化進發匹配特性，降低壓力畸變的需用穩定裕度。

本文從進氣道和發動機兩方面研究降低壓力畸變的方法，并對進發匹配優化效果進行試驗驗證。

1 降低壓力畸變的方法

不同進氣道結構類型直接決定其進氣壓力畸變特性，在進氣道結構一定的條件下，發動機所需流量直接影響進氣壓力畸變，即進氣壓力畸變隨著發動機進口換算流量（馬赫數）的增加而增大。故可以通過減少發動機進氣流量的方式來減小進氣壓力畸變。

在不改變發動機部件特性和匹配特性的前提下，通過改變發動機控制規律，直接降低其使用轉

速，從而減少發動機流量，進而減小進氣壓力畸變指數；但同時也會損失發動機推力，如圖1所示。

風扇和壓氣機對壓力畸變敏感系數試驗結果如圖2、3所示。從圖中可見，在高轉速段，隨著轉速的降低，風扇和壓氣機對壓力的敏感系數增大。

圖1 發動機降轉對推力及壓力畸變的影響

圖2 風扇壓力畸變敏感系數

圖3 壓氣機壓力畸變敏感系數

本文評估2種降低轉速方案（見表1），來對比其對發動機穩定性的改進效果。

表1 降轉使用方案

風扇和壓氣機降轉前后的裕度變化見表2、3。從表中可見，轉速從100%降低到99%、98%時，風扇與壓氣機的特性及共同工作線影響，其原始穩定裕度均略有增大，但由于風扇與壓氣機對壓力畸變的敏感系數增大，壓力畸變的局部需用穩定裕度增大，降轉后，由于原始穩定裕度、壓力畸變局部需用穩定裕度的共同變化，導致方案2、3中風扇的剩余穩定裕度降低0.63%和0.88%，壓氣機剩余穩定裕度略有提高，分別為0.03%和0.02%。

表2 降轉使用方案風扇裕度對比

表3 降轉使用方案壓氣機裕度對比

發動機降轉使用，如由現狀態降到方案B使用，低壓換算轉速降低2%，推力損失5.3%，但裕度基本無收益，通過降低轉速來試圖提高發動機穩定性的途徑不可取。

2 進氣道改進方法及試驗驗證

2.1 進氣壓力畸變大的原因

某型飛機進氣道出口的流場畸變圖譜如圖4所示。從圖中可見，飛機在地面起飛時，發動機處于最大流量狀態，此時飛機進氣道出口畸變處于全包線內的最大值，該畸變圖譜上半部是高壓區，下半部是低壓區，由于高低壓區壓力變化較大，導致進氣壓力畸變大。

產生這種進氣壓力畸變大的原因是2元外壓式進氣道結構導致，如圖5所示。2元外壓式進氣道結構由進氣可調斜板、唇口、防護網、輔助進氣門等組成，進入發動機的氣流由2部分組成：一部分從進氣道正面的進口進氣，另一部分從進氣道下方的輔助進氣門進氣。正面進氣的氣流直接由斜板和唇口之間的流道進入，總壓損失小，氣流壓力高；而下方進氣的氣流，首先經過輔助進氣門，然后通過設置在輔助進氣門上方的防護網后，才能進入進氣道內部。而防護網由若干小孔構成，氣流通過防護網后，總壓損失很大，使得從正面進氣和下方進氣的氣流壓力相差較大，導致進氣道出口、發動機進口的氣流不均勻度較大，而這種不均勻度的存在，使發動機進氣條件變差，直接影響發動機穩定工作的能力，大大增加了發動機喘振概率。

圖4 進氣道出口畸變

圖5 2元外壓式進氣道結構

2.2 進氣道改進設計方案

根據起飛過程中發動機進口進氣畸變大，針對性的研究防護網改進措施，由于畸變圖譜的低壓區主要集中在下半部分，對應的氣流通過防護網進氣，根據仿真結果如圖6（a）所示，氣流經過靠近發動機一側的防護網所產生的壓力損失會更大，故對防護網進行優化改進，將防護網靠近發動機一側的網孔封堵，減少氣流通過此處造成的總壓損失，如圖6（b）所示。

圖6 進氣道流場仿真壓力

2.3 試驗驗證

2.3.1 試驗條件

進氣道改進設計效果，在地面全尺寸進氣道與發動機聯合試驗臺上開展驗證，如圖7所示。該試驗臺是在常規發動機地面試車臺架的基礎上升級改造而成的，安裝真實飛機進氣道作為試驗條件，可模擬飛機地面靜止條件下的進氣道與發動機匹配工作條件[12]。在國外研究中，同樣采用地面臺架開展進發聯合試驗，用以分析亞聲速條件下的進發匹配特性[13-15]。

圖7 全尺寸進氣道/發動機地面聯合試驗

2.3.2 試驗方案

在工程可接受的范圍內，制定了2種封堵防護網網孔的方案，見表4。2種封堵方案僅在封堵面積上有所差別，且增加的封堵面積是沿著發動機軸向增加，而封堵寬度相同。試驗分別在2種方案條件下，錄取進氣道特性，獲得進氣道出口總壓恢復系數和綜合畸變指數。

表4 試驗方案

2.3.3 試驗結果

2.3.3.1 總壓恢復系數

2種試驗方案與進氣道原始狀態總壓恢復系數對比如圖8所示。方案1基本與原狀態相同，方案2降低了0.005。封堵部分進氣道防護網后，進氣道總壓恢復系數變化不大，說明2種方案對發動機性能基本無影響。

2.3.3.2 進氣畸變特性

2種試驗方案與進氣道原始狀態的綜合畸變指數、穩態周向壓力畸變指數、面平均紊流度對比如圖9～11所示。從圖中可見，封堵進氣道防護網的優化措施達到了預期效果，綜合畸變指數和穩態周向壓力畸變指數均有所減小，面平均紊流度變化很小。相對于原始狀態，2種方案的畸變指數減小量見表5。

圖8 進氣道總壓恢復系數對比

圖9 進氣道出口綜合畸變指數對比

圖10 進氣道出口穩態周向壓力畸變指數對比

圖11 進氣道出口面平均紊流度對比

2.3.3.3 進氣畸變圖譜

選擇2種優化方案和原始進氣道狀態下，對發動機在100%轉速下的進氣畸變圖譜進行對比，如圖12所示，同時對各周向測耙的詳細數據進行對比，如圖13所示。從畸變圖譜的變化和壓力分布中可見，隨著封堵網孔面積的增大，進氣道出口圖譜特征變化如下：

（1）高壓區最高總壓恢復系數基本保持不變，高壓區范圍減小；

（2）低壓區最低總壓恢復系數有所增大，低壓區范圍增大；

（3）低壓區平均總壓恢復系數增大，而面平均總壓恢復系數基本不變，所以穩態畸變降低。

圖12 進氣道出口畸變圖譜對比

3 進發匹配優化對發動機的影響

通過封堵進氣道防護網部分網孔，可以達到降低發動機進口進氣畸變的效果，同時改變了發動機進口的畸變圖譜，為了檢驗畸變降低對發動機穩定裕度的影響，采用打開高壓壓氣機可調葉片角度來逼喘發動機的方式進行對比試驗，試驗僅對比進氣道原始狀態和方案1。用高壓壓氣機可調葉片角度來衡量發動機的裕度變化，試驗結果表明：相對于原始狀態，采用方案1后，發動機臨界狀態高壓壓氣機可調葉片角度打開量增加2°。

畸變降低后，發動機喘振時對應的高壓壓氣機可調葉片角度打開量明顯增加，側面反映出發動機剩余穩定裕度的增大，說明采用進氣道防護網堵孔方案后，對增大發動機剩余穩定裕度有益。

圖13 進氣道出口穩態總壓分布對比

4 結論

本文通過進氣道與發動機匹配優化設計，達到降低發動機進口進氣壓力畸變的目的，得到以下結論：

（1）在現有飛機進氣道和發動機前提下，采用降低轉速的方式來降低進氣畸變對發動機穩定性的影響效果不明顯；

（2）采用封堵進氣道防護網的方式，可有效降低發動機進口畸變相對量20.4%～32.6%，大大提高進氣道與發動機的匹配性，降低發動機喘振概率；

（3）通過發動機逼喘試驗驗證，進發匹配優化后，可有效增大發動機剩余穩定裕度；

（4）本文探索了1種基于優化進氣畸變圖譜的進發匹配優化設計方法，該方法操作簡便，無需對進氣道進行大幅改動，可在現役飛機上推廣使用。