基于大型結冰風洞的航空發動機結冰與防冰試驗技術

賴慶仁柳慶林郭 龍張平濤易 賢

1．中國空氣動力研究與發展中心 結冰與防除冰重點實驗室,四川 綿陽 621000;2．中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所,四川 綿陽 621000

0 引 言

飛機在結冰氣象條件下飛行時,發動機的進氣部件和動力裝置均會結冰[1]。結冰對發動機的正常工作會產生嚴重影響,輕則引起功率或推力的損失,重則導致積冰脫落損傷葉片甚至帶來發動機停車的嚴重后果。航空發動機結冰和防冰的影響因素很多[2],涉及到各種復雜的流動和傳熱機理,國內外對其過程原理的認識尚未十分清楚,且數值計算無法準確模擬其全部工況,因此試驗研究是發動機結冰與防冰研究必不可少的手段。根據我國民用航空規章第33部《航空發動機適航標準》(CCAR 33部)要求,在中國民用航空規章第25部附錄C中規定的連續最大或間斷最大結冰狀態下,發動機在其整個飛行功率范圍內的工作中,發動機部件上不應出現影響發動機工作或引起功率、推力嚴重損失的結冰情況[3]。在航空發動機型號取證過程中,結冰風洞試驗是驗證發動機是否滿足CCAR 33部中結冰條款要求的必要符合性手段,所以很有必要發展相關試驗技術,探索形成一種規范高效符合適航規定的結冰風洞試驗流程及方法,為航空發動機防冰設計與適航取證奠定基礎。

航空發動機結冰問題關系到整個飛機飛行安全,因此國內外均非常重視對其的研究。歐美等航空發達國家針對發動機的結冰與防冰問題開展了大量的數值模擬和風洞試驗研究[4-13]。國內關于航空發動機結冰與防冰的研究工作還比較少,有學者從數值模擬和經驗估算等出發對進氣部件做了一些相關研究[14-16],也有學者利用小型結冰風洞對零級導向葉片及進口支板做了一些相關驗證性試驗[17-19],但僅是針對單個部件的性能驗證,未考慮發動機內外流耦合及各進氣部件相互作用的影響。

依托國內大型結冰風洞,發展進氣模擬、熱氣供氣等技術,為航空發動機結冰與防冰試驗全工況模擬創造條件,提出了一套適合航空發動機的結冰風洞試驗流程及方法,結合某型航空發動機進氣部件的試驗需求開展結冰風洞驗證試驗。

1 試驗設備及系統

1.1 3 m×2 m結冰風洞

航空發動機結冰與防冰試驗依托中國空氣動力研究與發展中心的3 m×2 m結冰風洞進行。3 m×2 m結冰風洞于2013年10月建成并投入使用,是一座閉口、高亞聲速、回流式風洞(見圖1),也是目前世界上試驗段尺寸最大、性能最好的結冰風洞之一。風洞擁有主、次和高速3個可更換試驗段,配套有動力、制冷、噴霧、高度模擬等各類試驗系統。動力系統用于產生試驗段氣流,制冷系統用于模擬低溫環境,噴霧系統用于產生結冰云霧,高度模擬系統用于模擬飛行高度(低壓環境)。風洞可以真實模擬空中低溫、低壓、高濕的飛行結冰云霧環境,是飛行器結冰問題研究及防冰性能驗證的有效地面試驗平臺。3 m×2 m結冰風洞具備開展飛機翼段結冰試驗的能力,性能參數見表1。

圖1 3 m×2 m結冰風洞輪廓圖Fig.1 Layout of 3 m×2 m icing wind tunnel

表1 3 m×2 m結冰風洞性能參數Table 1 Performance parameters of 3 m×2 m icing wind tunnel

1.2 進氣模擬系統

為了真實模擬航空發動機內流抽吸環境,設計了進氣模擬系統。進氣模擬系統用于抽吸氣流通過進氣道與發動機艙內部流道,實現發動機的功率流量模擬。進氣模擬系統設計包含引氣管路、驅動系統、控制系統設計等內容。引氣管路為發動機試驗模型提供輸氣管道;驅動系統用于提供進氣模擬的引氣動力,克服管道內形成的壓力損失;控制系統用于進氣模擬系統模擬流量的控制與監測,通過流量計獲取管道內流量,并通過變頻器控制風機轉速實現進氣流量控制。

為保證進氣模擬系統能夠適用于大部分國內發動機在研型號和未來發展的先進航空發動機型號,考慮發動機實際運行可能遇到的推力工況,對目前國內國際上現役的主要運輸機、民用客機、直升機等型號機載發動機的流量范圍進行了調研分析,同時結合3 m×2 m結冰風洞目前配電系統余量,最終設計進氣模擬系統流量模擬能力最大值為55 kg/s。考慮不同大小流量的管道損失及控制精度要求,將引氣管路設計為主、輔兩條引氣支路分別用于模擬大小流量,并分別設置有相應的風機、閥門以及測量控制設備等(見圖2),兩條支路可單獨、并行控制使用。試驗時可根據發動機模擬流量大小進行對應支路的選擇。

圖2 進氣模擬系統設計圖Fig.2 Design diagram of inlet simulation system

進氣模擬系統設計建設完成后(見圖3),對其性能進行了標定,主要對模擬流量的大小和階躍響應進行了測量。結果顯示:主支路進氣流量模擬能力大于40 kg/s,響應速度快且穩定性較好,如圖4所示(Q為流量,t為時間);輔支路進氣流量模擬能力大于15 kg/s;兩支路并行使用時進氣模擬流量能力大于55 kg/s;系統控制精度為±1%。測試結果表明,系統實現了設計指標,滿足航空發動機進氣模擬試驗需求。進氣模擬技術的建立,實現了發動機內流道抽吸環境的模擬,為真實開展航空發動機內外流耦合試驗奠定了基礎。

圖3 進氣模擬系統Fig.3 Inlet gas simulation system

圖4 主管道流量標定Fig.4 Flow calibration of main pipe

1.3 熱氣供氣系統

航空發動機各部件的防冰主要為熱氣防冰,從壓氣機引入高溫高壓氣體至部件內部的防冰腔來實現防冰功能。為了真實模擬發動機的熱氣防冰工況,設計了熱氣供氣系統。熱氣供氣系統為熱氣防冰部件模型提供精確控制流量、壓力和溫度的高溫空氣,用于加熱防冰腔,模擬飛行時的發動機引氣防除冰狀態。

針對常見渦扇、渦槳、渦軸等類型航空發動機部件熱氣防冰實際工況及試驗需求,熱氣供氣系統(見圖5)設計指標如下:1)防冰熱氣最大流量為1．5 kg/s,控制精度為±1%;2)防冰熱氣最高溫度為400℃,控制精度為±2℃;3)防冰熱氣最大壓力為1．4 MPa,控制精度為±1%。系統從3 m×2 m結冰風洞旁的高壓氣源引氣,氣流經過高壓球閥、過濾器、減壓閥、流量計等測量控制設備之后,通過空氣電加熱器加熱升溫,之后再接入3 m×2 m結冰風洞試驗段內模型入口處,系統工作流程如圖6所示。

圖5 熱氣供氣系統Fig.5 Hot-air supply system

圖6 熱氣供氣系統工作流程圖Fig.6 Working flow chart of hot-air supply system

熱氣供氣系統設計建設完成后,為全面測試系統的各項性能,驗證控制結構和策略的可靠性,分別進行了流量、溫度、壓力等性能指標的測試試驗。圖7為流量控制值QC分別為0．15、0．30、0．45、0．60、0．75、0．90、1.20和1．50 kg/s時的階躍響應曲線,圖8為熱氣溫升至400℃的過程控制曲線(T為溫度),圖9為流量在0.3 kg/s時的壓力控制曲線(p為壓力)。測試試驗結果顯示,流量控制穩定時間小于100 s、超調量小于20 g/s、誤差在6 g/s內,溫度控制超調量小于3℃、誤差在0．5℃范圍內,壓力控制絕對誤差小于1 kPa、超調量小于1 kPa、調節穩定時間在150 s內。各項技術指標達到了設計要求,表明設計研制的熱氣供氣系統滿足航空發動機熱氣防冰工況需要。

圖7 熱氣流量階躍響應Fig.7 Step response of hot-air flow

圖8 溫升曲線Fig.8 Temperature rise curve

圖9 壓力控制曲線Fig.9 Pressure control curve

2 試驗流程及方法

2.1 結冰風洞試驗流程

航空發動機結冰風洞試驗參數主要包括飛行速度、液態水含量LWC(Liquid Water Content)、云霧平均體積直徑MVD(Median Volume Diameter)、均勻度、氣流溫度、進氣模擬流量(發動機功率)、熱氣防冰參數等。云霧環境中的重要參數(MVD、LWC、均勻度等)主要由噴霧系統進行控制,而噴霧系統包含1000個噴嘴,噴嘴的水氣壓及開啟數量均會影響上述云霧參數。因此,正式試驗前,先用機載式相位多普勒干涉儀(PDI-FPDR)、冰刀、均勻度格柵等對上述云霧參數進行測量標定,找出試驗所需的噴嘴控制水氣壓大小和噴嘴開啟數量及位置。

模型及各附屬設備安裝連接與功能調試完畢后即可開展正式的風洞試驗。試驗時先將風速、溫度、高度等調整至目標值,再開啟進氣模擬系統,將進氣模擬系統流量調節至目標值,模擬發動機對應穩定的工作功率。對于結冰試驗,待上述參數穩定后即可開始噴霧,流程如圖10所示。其中,噴霧系統的水氣壓及開度等控制指標為前述標定值。噴霧過程中使用攝像監視系統監測結冰過程情況并錄像,噴霧結束后停止各系統工作,再進入風洞對試驗模型結冰情況進行觀察與拍照記錄,根據需要進行冰型的三維掃描測量等。

圖10 結冰試驗流程Fig.10 Icing test procedure

對于熱氣防冰試驗,噴霧前還需開啟熱氣供氣系統,將熱氣導入需要防冰的模型部件內,待熱氣參數穩定后即開始噴霧。同樣,在噴霧過程中需要對部件的防冰情況進行監測并錄像。噴霧結束時將熱氣切換至其他管路,停止對發動機的防冰熱氣供應,再依次關閉進氣模擬系統等各子系統,之后進入風洞開展結果評估與分析。

2.2 試驗動態過程觀測

試驗動態過程觀測是航空發動機結冰風洞試驗中的一項重要環節,用于獲取各部件結冰與防冰過程的變化趨勢及進展細節,是判定防冰效率最直觀的一種方法,為防冰腔結構優化及主動防冰參數選擇提供參考。結冰風洞試驗動態過程觀測只能依靠攝像監視系統,由于需要重點測量的部件大部分位于發動機進氣道內部(如分流環、進氣支板、零級導葉等),而發動機內部結構復雜,加上云霧場造成的視線模糊等干擾影響,安裝于風洞試驗段上的風洞攝像監視系統無法直接獲取發動機內部的試驗結果情況。因此,如何觀測發動機內部部件的結冰與防冰動態過程成為航空發動機結冰風洞試驗的關鍵內容。

結合發動機涵道結構形式及現有工業產品情況,設計了內埋式微型攝像監視系統,用于實時監測發動機涵道內部結冰與防冰情況。試驗方案制訂及試驗模型設計過程中,預先在試驗模型及裝置內部布置多個微型攝像鏡頭及配套安裝支架。微型攝像鏡頭可采用工業用內窺鏡頭,前端配有LED照明燈,通過USB線連接計算機,可實時拍攝傳輸試驗動態過程。微型攝像監視系統布置及安裝拍攝效果如圖11所示。

圖11 微型攝像監視系統布置安裝拍攝效果Fig.11 Installation and shooting of miniature camera

內埋式微型攝像監測系統設計需注意以下兩個事項:1)由于部分航空發動機的壁面是雙層結構,內部設置了防冰熱氣流道,使壁面具備熱氣防冰功能,因此,在微型攝像鏡頭的安裝位置設計時,需避開上述具有內流道的壁面,避免試驗過程中發生熱氣泄漏等問題。2)試驗噴霧過程中,液態水在發動機內流道壁面會形成水滴并沿壁面流淌,進而凝附于微型攝像鏡頭,造成拍攝效果模糊,因而需在鏡頭前面設計加裝玻璃擋板,且擋板宜具備電加熱功能,達到防水防霧效果。

2.3 進氣道內流場測量

進氣道主要作用是為發動機正常工作提供穩定均勻的氣流輸入,而結冰會改變發動機的進氣性能。為了準確評估部件結冰對發動機整體性能的影響,需對進氣道內流場的進氣流量和氣流場參數等進行測量,用于計算獲取進氣道的總壓恢復、流量系數以及靜、動壓流場畸變等。

設計了一種進氣道內流場壓力測量方法,包含總壓、靜壓和動態壓力測量等內容。總壓測量通過在進氣道內截面上安裝多個沿圓周方向均布的測壓耙臂來實現,每個耙臂上有多個按等環面積布置的總壓測量點,總壓孔正對來流;靜壓測量點則是均布于進氣道內壁面上;動態壓力測量點根據需要布置于總靜壓點氣流前方,用于測量截面上的脈動壓力。測壓點布置如圖12所示。為防止結冰過程堵塞測壓耙臂上的測壓孔,測壓耙臂設計為可拆卸裝置,在結冰噴霧試驗過程中拆除測壓耙臂,安裝替換堵塊,噴霧結束后再替換安裝測壓耙臂開展測壓工作。此測量方法只能用于測量結冰前后進氣道性能變化,不適用于測量結冰噴霧過程中的壓力變化。測壓耙臂安裝效果如圖13所示。

圖12 測壓點布置示意圖Fig.12 layout of Piezometric points

圖13 測壓耙安裝示意圖Fig.13 Installation diagram of pressure rake

穩態總壓、靜壓通過電子壓力掃描系統獲得。電子壓力掃描系統主要包括DTC系列ESP壓力傳感器模塊、DTC Initium數據采集子系統和遠程控制計算機,其中ESP壓力傳感器模塊有多種量程可以選擇,系統測量精度為±0．08%FS。動態壓力測量采用XCQ-062超小型動態壓力傳感器,該傳感器尺寸小、頻率響應高、溫度范圍寬、長期穩定性好、靈敏度高,并配套相應的信號處理和數據采集系統,可廣泛用于進氣道風洞試驗。

3 驗證試驗

驗證試驗模型為全尺寸某型航空發動機進氣部件,包含進氣道唇口、整流帽罩、進氣支板、零級導向葉片等。模型在風洞內采用兩側生根支撐,支撐座整體固定于試驗段轉盤上。根據模型尺寸大小,試驗選擇在3 m×2 m結冰風洞主試驗段中開展,試驗模型在風洞內的安裝如圖14所示。模型前緣正對來流,模擬前飛狀態;模型尾部與進氣模擬系統管道法蘭連接,進氣模擬工作使發動機內流道處于抽吸狀態,該發動機進氣部件受到內外流耦合作用的影響,與真實發動機工況相同。

試驗工況為CCAR-25部附錄C中的典型結冰氣象條件,其中MVD為20μm,LWC為0．5 g/m3,云霧溫度(靜溫)為－9℃,來流速度為60 m/s,噴霧時間為5 min,風洞內濕度為92%,模擬高度為風洞所處當地海拔,試驗段云霧均勻度大于60%,能覆蓋整個模型區域。

首先開展結冰試驗內容,包含結冰增長試驗和結冰后的測壓。按2．1節結冰試驗流程進行,待云霧參數穩定后,開啟進氣模擬系統,將流量值調節至3．75 kg/s,模擬發動機穩定推進功率。結冰增長結果如圖15所示。進氣道內壁面和進氣支板均出現不同程度的結冰,且對比發動機內外流道結冰情況發現,內流道結冰更嚴重,驗證了進氣道空氣處于抽吸狀態下氣流加速、靜溫下降更易于結冰的結論。噴霧結束后安裝上測壓耙,測量結冰對進氣道內流場品質的影響,壓力分布如圖16所示。結果顯示,結冰改變了進氣道內流場的均勻性,使氣流發生了畸變。

圖16 壓力分布圖Fig.16 Pressure profile

其次開展熱氣防冰試驗。從熱氣供氣系統引入熱氣至模型機匣上的接口,熱氣通過進氣機匣內部管路向前流動,加熱進氣支板和流道壁面,最后在內流道窄縫排入主流道。與結冰試驗工況及流程一致,待各參數穩定后,開啟熱氣供氣系統,熱氣溫度為300℃,流量為40 g/s,模擬從發動機壓氣機引氣防冰。噴霧5 min后的防冰試驗結果如圖17所示。結果顯示,進氣支板和內流道壁面均未出現結冰,表明熱氣防冰效果良好。噴霧過程中,開啟了微型攝像監視系統對試驗動態過程進行監測,發現噴霧過程中進氣支板和內流道壁面出現了大量的溢流水(見圖18),表明此次熱氣防冰為濕態防冰。試驗動態過程監測有效地支撐了防冰效果的判定,為熱氣防冰腔結構優化及熱氣防冰參數的選擇提供了參考。

圖17 熱氣防冰試驗照片Fig.17 Picture of hot-air anti-icing test

圖18 防冰試驗動態過程照片Fig.18 Picture of anti-icing test dynamic process

4 結 論

依托3 m×2 m結冰風洞,發展了進氣模擬技術和熱氣供氣技術,提出了一套結冰風洞試驗流程及方法,并針對某型航空發動機進氣部件開展了結冰風洞驗證試驗,得到如下結論:

1)3 m×2 m結冰風洞除了擁有噴霧系統、動力系統、高度模擬系統外,現已配套建設了進氣模擬系統和熱氣供氣系統等,模擬航空發動機結冰云霧環境工況的同時也可真實模擬發動機內外流耦合和壓氣機引氣防冰的狀態,可作為航空發動機適航取證的一個地面試驗驗證平臺。

2)提出的結冰風洞試驗流程及方法合理可行,成功實現了試驗動態過程監測及進氣道內流場壓力測量,可為下一步我國航空發動機結冰防護系統設計與安全適航符合性驗證提供技術支撐。