航空燃氣渦輪發動機氣動穩定性問題淺析

蔣 聰，尹 超

(1.中國航空工業集團公司 金城南京機電液壓工程研究中心，江蘇 南京 210006；2.沈陽飛機設計研究所 揚州協同創新研究院有限公司，江蘇 揚州 225000)

0 引言

航空發動機作為航空飛行器的心臟，其性能和穩定性的優劣直接決定了飛行器性能的好壞[1，2]。隨著飛機性能的不斷提高，飛行高度、速度、機動性不斷提升，但也伴隨著因發動機故障導致飛機迫降甚至摔落的事故，而發動機的氣動失穩則是發動機所有故障中最嚴重的一種。目前航空飛行器廣泛使用的是帶有壓縮部件的航空燃氣渦輪發動機，這一類航空發動機主要由進氣道、風扇/壓氣機、燃燒室、渦輪、加力燃燒室和尾噴管組成。航空燃氣渦輪發動機始終沿著高推重比、低油耗、長壽命和高可靠性的方向發展，其推力已由最初的200 kg～300 kg發展到現在的58 000 kg，幾乎增大了200倍；耗油率由最初的大于0.1 kg/(N·h)降到了0.035 kg/(N·h)，降低了約2/3；發動機的壽命由最初的幾十小時發展到了2萬～3萬小時；而推重比則由最初的小于1發展到了大于10[3]。然而，航空燃氣渦輪發動機在追求高性能的同時導致其風扇/壓氣機壓縮系統內部呈現出強逆壓梯度的流動特點，如果壓氣機中的氣流控制不好則容易產生氣流分離，進而引發局部失速，嚴重時會導致整臺發動機發生氣動失穩現象，因此壓氣機氣動性能與其穩定性是一對矛盾體。本文針對渦輪發動機中唯一的增壓部件——壓氣機的工作特性進行分析，歸納渦輪發動機的主要降穩因子，并提出當前渦輪發動機工程應用上防喘擴穩的主要措施和方法。

1 壓氣機氣動穩定性的基本涵義

壓氣機作為航空燃氣渦輪發動機的增壓部件，其氣動性能和穩定性直接決定了整臺發動機的可靠性。壓氣機的性能水平主要由其增壓比和效率衡量，這兩個性能參數通常描述為壓氣機流量、轉速的曲線關系，形成壓氣機的特性圖[4]，如圖1所示。圖1中，設計點d和近失速點s的總體特性包含壓比、效率和流量等，每一條等轉速線的左邊界點(最小穩定流量點)連起來就構成了壓氣機的穩定邊界線，當工作點穿過穩定邊界進入非穩定工作區域時，壓氣機將進入不穩定工作狀態。

圖1 典型壓氣機特性圖

壓氣機的不穩定狀態主要包括旋轉失速和喘振兩種。旋轉失速由覆蓋少量葉片的若干個失速團組成，而且失速團以部分轉子轉速沿轉子旋轉方向旋轉，其危害主要為頻率高、強度大，容易引發顫振、葉片疲勞斷裂。而喘振是由壓氣機及其進、出口管道和下游節流裝置等構成的整個壓縮系統的一種以氣流中斷為特征的不穩定流態，當壓縮系統進入喘振時，通過系統的流量以及壓氣機出口的壓力等參數都隨時間作低頻振蕩。喘振與旋轉失速不同，對于完全發展的旋轉失速來說，流過壓氣機的面平均流量是穩定的，不隨時間變化，只是局部失速團的出現破壞了壓氣機中原有的軸對稱流態，而且失速團繞軸旋轉使得周向局部位置的流動具有非定常特性。但是，此時壓氣機仍能實現與下游部件的穩定匹配，從而整個壓縮系統仍能穩定于某一個工作點,只是流量、壓升(或壓比)和效率都有較大的下降，系統的氣動性能惡化。喘振時壓氣機不能實現與下游部件的穩定匹配，從而使得整個壓縮系統進入不穩定狀態。喘振危害極大，容易引發壓氣機強烈的機械振動造成損壞，熱氣回流造成超溫導致部件損壞(如圖2所示),因此為了保證壓氣機正常工作，目前壓氣機設計采用的是設定一段“穩定裕度”，使得壓氣機在距離其穩定邊界線一定范圍的右下方的工作點上工作。喘振邊界線與壓氣機共同工作線之間的區域(如圖1中灰色部分)即為壓氣機的可用穩定裕度，參照圖1中的設計點d和近失速點s，穩定裕度定義為：

圖2 某燃氣輪機因壓氣機喘振導致的葉片故障

(1)

對于航空發動機用的壓氣機，一般情況，在設計轉速下壓氣機綜合穩定裕度在15%～25%左右，同時這也就意味著壓氣機可以提供的最大增壓能力沒有得到充分發揮。為了滿足壓氣機穩定裕度的要求，通常允許損失3%的壓氣機效率。因此，壓氣機設計始終面臨著壓比、效率和穩定裕度之間的矛盾和折衷。

2 壓氣機降穩因子分析

各類降低壓氣機穩定性的因素統稱為降穩因子。壓氣機主要降穩因子有發動機工作狀態的改變、工作環境的惡化等。

發動機工作狀態隨著飛機飛行狀態的改變而變化，主要表現形式為：加減速、接通/切斷加力以及引氣或功率提取。通過分析某渦扇發動機地面臺架狀態的加速對風扇、壓氣機穩定性的影響發現，加速過程中，風扇穩定裕度增大，壓氣機穩定裕度減小，部分轉速加速對壓氣機的穩定裕度影響可達7%～10%。加速過程中，功率提取均降低風扇、壓氣機的穩定裕度，其中對風扇的穩定裕度影響較為明顯。通過分析動態過程對某渦扇發動機穩定性的影響發現[5]，接通加力過程中，高壓壓氣機穩定裕度基本不變，風扇的穩定裕度波動較大，下降可達11%；斷開加力時，高壓壓氣機穩定裕度基本不變，風扇的穩定裕度下降約3%。

發動機工作環境惡化主要指進氣流場品質惡化即進氣畸變、高空低速飛行時的低雷諾數環境等。

航空發動機在實際使用過程中也會有許多因素造成進氣畸變，例如：飛機的大機動飛行就造成進口總壓畸變；戰斗機在發射武器時，飛機發動機會吸入導彈噴出的熱燃氣，在進口形成瞬時溫升和壓力波動；艦載機在離艦過程中，發動機會吸入彈射器釋放的高溫蒸汽，使得進口出現局部高溫區，容易造成發動機喘振；飛行途中遭遇大氣陣風、旋渦和自由紊流的吸入也會造成發動機內部出現明顯的動態擾流現象。幾種典型的進氣畸變形成原因如圖3所示。

圖3 典型進氣畸變形成原因

通過分析總壓畸變和總溫畸變對某型大涵道比渦扇發動機穩定性的影響發現，總壓畸變在風扇中衰減幅度最大，發動機在高轉速下運行達到臨界總壓畸變值時風扇率先失穩，在低轉速下運行時增壓級率先失穩；總溫畸變在高壓壓氣機中衰減幅度最大，發動機在高轉速運行達到臨界總溫畸變值時，高壓壓氣機率先失穩，在低轉速運行時增壓級率先失穩。

航空發動機在高空低速飛行時，由于雷諾數低于臨界值將引起壓氣機和渦輪等部件特性發生變化，使發動機穩定裕度降低。當發動機轉速不變時，雷諾數與壓氣機進口大氣壓力成正比，與溫度成反比；飛行高度增加時，空氣壓力比溫度下降快得多，因此，壓氣機各級雷諾數迅速下降，且壓氣機尺寸越小，雷諾數下降得越快，對壓氣機特性影響越大。

通過分析雷諾數對某型渦扇發動機穩定性的影響發現[6]，在低空區雷諾數對渦扇發動機的性能和穩定性影響可以忽略不計，但在高空低速區(馬赫數0.5,高度20 km)，雷諾數對渦扇發動機性能和穩定性影響顯著，渦輪前總溫劇烈升高，推力增大3%～6%，耗油率增大8%～10%，穩定裕度下降19%～39%。因此，在高空低速區航空發動機性能數值模擬必須考慮部件特性雷諾數的影響。

其他降穩因子如有異物或葉片斷裂打壞壓氣機，維護不當，進氣道、壓氣機通道積污等也會對壓氣機的穩定性造成損害。表1給出了一些主要降穩因子對壓氣機穩定裕度的典型影響和主要影響區域，可以看出進氣畸變對壓氣機的穩定裕度影響較大，同時生產、制造偏差的影響也不容忽視。

表1 渦輪發動機主要降穩因子及影響區域

3 壓氣機擴穩策略

壓氣機的穩定裕度需要綜合考慮各個降穩因子的影響，當發動機或飛機處于比較惡劣的使用環境或對機動性要求高的時候，必須要擴大壓氣機的穩定裕度。當前工程應用上提高壓氣機穩定裕度、防止喘振的方法主要有被動式和主動式兩種。所謂被動式防喘是指當壓氣機葉型正攻角過大，在葉背將要產生嚴重分離時才起作用的措施，常規的措施主要有中間級放氣、采用可調導葉/靜子葉片、采用可調進口通道面積等。所謂主動式防喘是指在設計過程中從不同角度來擴大壓氣機穩定邊界，按需擬定合理的壓氣機穩定裕度的措施，主要措施有設置紊流發生器、機匣處理等。

在沒有外部能源供應的條件下，要增強附面層抗分離能力的一種方法就是強化附面層內部以及附面層和主流之間的能量交換，具體措施就是在葉片上設置紊流器，使被繞流表面一側的氣流強迫紊流化，葉片上的紊流器原則上可以由整體的或間斷的一些凸肩構成，這些凸肩可以具有不同的高度。

進氣畸變對壓氣機的直接影響就是不穩定邊界的右下移動，和無畸變時相比縮小了穩定工作范圍，使得穩定裕度大大下降。為了擴大壓氣機的穩定工作范圍和提高壓氣機的抗畸變能力，除了在設計葉片時采用小的展弦比外，從20世紀60年代開始采用了“機匣處理”技術，這種技術發展很快。結構簡單、效果明顯的機匣處理技術已經在新型航空發動機中得到了實際有效的應用，機匣處理的形式很多，經過實驗考驗的大體有如下幾種：蜂窩式、周向槽式、軸向縫式、葉片角向縫式、軸向傾斜縫式等。除周向槽式以外，其他各種機匣處理均可帶氣室或不帶氣室。實驗證明，與實壁機匣相比，采用機匣處理后，壓氣機的不穩定邊界都不同程度地向左上方移動，從而使穩定裕度提高。

傳統的機匣處理希望通過改變流動堵塞特別是葉尖的堵塞來實現擴穩的目的，近年來，逐漸流行另一種通過抑制失速先兆的演化來實現擴穩的結構，被稱為SPS機匣處理[7]，其基本原理是通過一種帶背腔的斜槽式機匣處理，改變動力系統邊界條件，并通過波渦相互作用(如圖4所示)對系統增加阻尼效應，耗散流場中的低頻擾動波能量，改變失速先兆的起始和演化過程，抑制其非線性放大，從而改變動力系統的非定常演化行為，最終達到擴穩的目的。

圖4 SPS機匣處理中的波渦相互作用

4 結語

渦輪發動機作為熱機和推進器，其始終朝著高推重比和低耗油率的方向發展，這一趨勢促使壓氣機的增壓能力不斷提升，而壓氣機性能與其穩定性是一對矛盾體，本文針對渦輪發動機中唯一的增壓部件——壓氣機的工作特性進行了分析，歸納了渦輪發動機的主要降穩因子，并總結了當前渦輪發動機工程應用上防喘擴穩的主要措施和方法，希望能為航空發動機穩定性工作的進一步深入提供一些支持。