雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)畸變?cè)囼?yàn)方法研究

楊松萍，葉 巍，田應(yīng)維，范澤兵，王迎國(guó)

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中需進(jìn)行穩(wěn)定性評(píng)定，即研究各類(lèi)降穩(wěn)因子對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響。如果降穩(wěn)因子產(chǎn)生的裕度損失超過(guò)了發(fā)動(dòng)機(jī)的可用穩(wěn)定裕度，發(fā)動(dòng)機(jī)將產(chǎn)生氣動(dòng)不穩(wěn)定性，表現(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)失速、喘振、顫振等，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火停車(chē)，甚至結(jié)構(gòu)損壞。大量研究表明，在所有的降穩(wěn)因子中，進(jìn)氣總壓畸變是影響發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的主要因素之一，且往往起決定性作用[1-3]。因此，在發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中需要研究部件和整機(jī)的抗壓力畸變能力。研究方法主要有數(shù)值模擬[4-6]和試驗(yàn)研究[7-9]兩種。

在雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壓力畸變經(jīng)過(guò)風(fēng)扇部件衰減后，仍有部分傳至壓氣機(jī)進(jìn)口，可能造成壓氣機(jī)失穩(wěn)。因此，在雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中，進(jìn)行部件、核心機(jī)和整機(jī)壓力畸變?cè)囼?yàn)，獲取部件、核心機(jī)和整機(jī)的抗壓力畸變能力，具有重要意義。

本文以某雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)為研究平臺(tái)，采用可移動(dòng)插板式畸變發(fā)生器，開(kāi)展核心機(jī)地面臺(tái)畸變及逼喘試驗(yàn)技術(shù)研究，成功實(shí)現(xiàn)了該核心機(jī)地面狀態(tài)逼喘，摸清了該型核心機(jī)抗壓力畸變能力，獲得了壓氣機(jī)在裝機(jī)情況下的壓力畸變敏感系數(shù)，驗(yàn)證了核心機(jī)消喘系統(tǒng)的有效性，確定了核心機(jī)在地面工況下的臨界畸變指數(shù)及擾流板裝置的臨界位置，可為整機(jī)穩(wěn)定性評(píng)定提供數(shù)據(jù)支持。

2 試驗(yàn)總體技術(shù)方案

核心機(jī)逼喘試驗(yàn)方法分析流程如圖1所示。

圖1 核心機(jī)逼喘試驗(yàn)方法分析流程Fig.1 Surge test method analysis process

使用可移動(dòng)插板進(jìn)行核心機(jī)逼喘試驗(yàn)，首先根據(jù)使用條件進(jìn)行可移動(dòng)插板氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度設(shè)計(jì)。相對(duì)于固定插板，可移動(dòng)插板能實(shí)現(xiàn)進(jìn)口畸變強(qiáng)度連續(xù)可調(diào)。使用可移動(dòng)插板成功進(jìn)行逼喘試驗(yàn)的一個(gè)關(guān)鍵因素，是在一定深度范圍內(nèi)插板能產(chǎn)生足夠大的畸變強(qiáng)度，且畸變強(qiáng)度范圍應(yīng)包含核心機(jī)臨界畸變強(qiáng)度。由于插板處的馬赫數(shù)、插板深度、插板至壓氣機(jī)進(jìn)口的距離都將影響氣流畸變強(qiáng)度，因此可先采用可移動(dòng)插板吹風(fēng)試驗(yàn)的方法獲取其畸變特性。在可移動(dòng)插板的吹風(fēng)試驗(yàn)過(guò)程中，其流道的氣動(dòng)特性與核心機(jī)進(jìn)氣流道的氣動(dòng)特性保持一致。

核心機(jī)逼喘試驗(yàn)時(shí)，為確保試驗(yàn)安全，插板深度一般不能超過(guò)流道直徑的50%，失穩(wěn)時(shí)的插板深度為臨界插板深度，預(yù)估插板深度在0～50%范圍視為能成功逼喘，預(yù)估深度超過(guò)50%則視為不能逼喘。預(yù)估核心機(jī)臨界插板深度，主要分析因素有：一是可移動(dòng)插板在不同的插板深度和馬赫數(shù)條件下能產(chǎn)生的畸變強(qiáng)度；二是核心機(jī)能承受的最大壓力畸變強(qiáng)度(由核心機(jī)穩(wěn)定裕度和壓力畸變敏感系數(shù)決定)。

3 吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果及臨界點(diǎn)分析

3.1 可移動(dòng)插板氣動(dòng)特性

可移動(dòng)插板主要由閥體、閥板、密封塊、液壓缸、位移傳感器及支架組成，位于核心機(jī)上游，通過(guò)遮蔽流道內(nèi)局部區(qū)域，對(duì)流經(jīng)進(jìn)氣管道的氣流造成擾動(dòng)，從而在下游產(chǎn)生“穩(wěn)態(tài)+動(dòng)態(tài)”畸變流場(chǎng)。插板的相對(duì)深度H(插板插入流道的深度與管道直徑之比，以下簡(jiǎn)稱(chēng)插板深度)可在0～70%之間變化，工作時(shí)通過(guò)控制插板深度來(lái)改變核心機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變指數(shù)。

可移動(dòng)插板吹風(fēng)試驗(yàn)在壓氣機(jī)試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行，試驗(yàn)件包括可移動(dòng)插板、轉(zhuǎn)接段、中介機(jī)匣等。吹風(fēng)試驗(yàn)時(shí)，插板至AIP截面(壓氣機(jī)進(jìn)口氣動(dòng)界面)流道的氣動(dòng)特性與核心機(jī)的保持一致。試驗(yàn)過(guò)程中，為調(diào)節(jié)流量管馬赫數(shù)在0.15～0.40范圍變化，插板深度在0～70%范圍變化，并通過(guò)安裝過(guò)渡段L1 和L2 實(shí)現(xiàn)插板至AIP 截面距離的調(diào)節(jié)，建立AIP 截面畸變強(qiáng)度隨流量管馬赫數(shù)、插板深度、距插板距離的變化關(guān)系。

插板及各截面示意如圖2所示。圖中，D為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口轉(zhuǎn)接段直徑，L為插板距AIP截面的距離。周向畸變指數(shù)、紊流度及綜合畸變指數(shù)的計(jì)算方法見(jiàn)文獻(xiàn)[10]。

圖2 試驗(yàn)件示意圖Fig.2 Schematic diagram of the experiment set-up

吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果中周向畸變強(qiáng)度分布見(jiàn)圖3。在相同的插板深度(除H=0外)下，馬赫數(shù)越高，周向畸變強(qiáng)度越大；在相同的馬赫數(shù)下，插板深度越深，周向畸變強(qiáng)度越大。在馬赫數(shù)0.15～0.42，H=0～70%范圍內(nèi)，插板距AIP 截面的距離對(duì)周向畸變強(qiáng)度的影響不大：H=0～30%時(shí)，插板距AIP截面的距離對(duì)周向畸變強(qiáng)度幾乎沒(méi)有影響；H=35%～55%時(shí)，隨著插板距AIP截面距離的減小，周向畸變強(qiáng)度略有增大，且這種現(xiàn)象在高馬赫數(shù)下相對(duì)明顯；H=60%～70%時(shí)，由于試驗(yàn)點(diǎn)數(shù)較少，插板距AIP 截面的距離對(duì)周向畸變強(qiáng)度影響的規(guī)律性不明顯。

圖3 周向畸變強(qiáng)度Fig.3 Circumferential distortion strength

吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果中紊流度分布見(jiàn)圖4。在相同的插板深度(除H=0外)下，馬赫數(shù)越高，紊流度越大；在相同的馬赫數(shù)下，插板深度越深，紊流度越大。H=20%～55%時(shí)，在相同的馬赫數(shù)及插板深度下，隨著插板距AIP截面的距離的增大，紊流度略有增大。

圖4 紊流度Fig.4 Turbulence scale

吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果中綜合畸變指數(shù)分布見(jiàn)圖5。馬赫數(shù)越大，插板深度越深，綜合畸變指數(shù)越大。在馬赫數(shù)0.15～0.42、H=0～70%范圍內(nèi)，插板距AIP 截面的距離對(duì)綜合畸變指數(shù)的影響較小：H=0～30%時(shí)，插板距AIP截面的距離對(duì)綜合畸變指數(shù)幾乎沒(méi)有影響；H=35%～55%時(shí)，隨著插板距AIP 截面的距離的減小，綜合畸變指數(shù)略有增大。

圖5 綜合畸變指數(shù)Fig.5 Total pressure distortion index

圖6 AIP界面壓力分布云圖(L=2.33D，Ma=0.15)Fig.6 Pressure distribution cloud map of AIP(L=2.33D，Ma=0.15)

圖7 AIP界面壓力分布云圖(L=2.58D，Ma=0.15)Fig.7 Pressure distribution cloud map of AIP(L=2.58D，Ma=0.15)

圖6～圖8為不同馬赫數(shù)和插入深度下的AIP界面壓力分布云圖。圖中，x軸、y軸坐標(biāo)零點(diǎn)為圖譜圓心，坐標(biāo)絕對(duì)值表示AIP 截面尺寸；σ表示總壓恢復(fù)系數(shù)。可見(jiàn)，同一狀態(tài)下，插板深度越深，低壓區(qū)角度越大。

圖8 AIP界面壓力分布云圖(L=2.83D，Ma=0.35)Fig.8 Pressure distribution cloud map of AIP(L=2.83D，Ma=0.35)

3.2 核心機(jī)臨界點(diǎn)畸變特性分析

噴管面積是影響核心機(jī)穩(wěn)定裕度的主要因素，不同噴口面積下核心機(jī)失穩(wěn)時(shí)所需的臨界畸變強(qiáng)度有較大差異。噴口面積越大，導(dǎo)致核心機(jī)穩(wěn)定裕度越大，因此核心機(jī)逼喘需要的臨界畸變強(qiáng)度越大，增加了逼喘試驗(yàn)難度；噴口面積越小，核心機(jī)穩(wěn)定裕度越小，逼喘時(shí)插板深度較小，逼喘容易實(shí)現(xiàn)，但小噴口條件下核心機(jī)起動(dòng)困難，且存在畸變條件下排氣超溫的可能。因此，試驗(yàn)前應(yīng)對(duì)不同噴口面積下的核心機(jī)臨界畸變強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)估。

以某一噴口面積下的核心機(jī)均勻流試驗(yàn)數(shù)據(jù)為依據(jù)建立核心機(jī)性能計(jì)算模型，在模型中調(diào)節(jié)噴口面積參數(shù)，獲取不同噴口面積下的核心機(jī)工作線(xiàn)，見(jiàn)圖9。

圖9 核心機(jī)工作線(xiàn)Fig.9 Engine core work lines

根據(jù)壓氣機(jī)特性和核心機(jī)工作線(xiàn)，按公式(1)計(jì)算出各轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定裕度。

式中：SM為穩(wěn)定裕度，πc1為穩(wěn)定邊界壓比，Wa.c1為穩(wěn)定邊界換算流量，πc0為工作點(diǎn)壓比，Wa.c0為工作點(diǎn)換算流量。

壓氣機(jī)壓力畸變敏感系數(shù)αw采用航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性綜合分析系統(tǒng)(AESAS)軟件計(jì)算。部件穩(wěn)定性分析建模方法參考文獻(xiàn)[11]。

以壓氣機(jī)特性和核心機(jī)工作線(xiàn)為輸入?yún)?shù)建立穩(wěn)定性計(jì)算模型，得出壓氣機(jī)部件抗壓力畸變能力并計(jì)算壓力敏感系數(shù)。壓氣機(jī)失穩(wěn)時(shí)的臨界壓力畸變強(qiáng)度按公式(2)計(jì)算。

分別計(jì)算4條工作線(xiàn)的穩(wěn)定裕度和綜合畸變強(qiáng)度，結(jié)果見(jiàn)表1。可見(jiàn)，同一轉(zhuǎn)速、不同噴口面積下的工作線(xiàn)對(duì)應(yīng)的核心機(jī)穩(wěn)定裕度和臨界綜合畸變指數(shù)有較大差異。相對(duì)換算轉(zhuǎn)速為100%時(shí)，計(jì)算的4條工作線(xiàn)的穩(wěn)定裕度范圍為3.96%～24.28%，臨界綜合畸變指數(shù)范圍為2.64%～16.18%；相對(duì)換算轉(zhuǎn)速為95%時(shí)，計(jì)算的4條工作線(xiàn)的穩(wěn)定裕度范圍為6.53%～25.26%，臨界綜合畸變指數(shù)范圍為3.63%～14.04%；相對(duì)換算轉(zhuǎn)速為90%時(shí)，計(jì)算的4 條工作線(xiàn)的穩(wěn)定裕度范圍為10.54%～26.57%，臨界綜合畸變指數(shù)范圍為4.83%～12.19%。

表1 逼喘試驗(yàn)臨界點(diǎn)匹配分析結(jié)果Table 1 Critical point matching analysis of surge test

由可移動(dòng)插板吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果可知，插板距AIP截面的距離對(duì)畸變強(qiáng)度影響較小，故本文采用2.58D距離的吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行核心機(jī)逼喘試驗(yàn)臨界點(diǎn)分析。將4條工作線(xiàn)各轉(zhuǎn)速下的臨界畸變指數(shù)在可移動(dòng)插板氣動(dòng)特性圖上表示出來(lái)，可用插值方法計(jì)算出工作點(diǎn)的臨界插板深度。臨界點(diǎn)分析見(jiàn)圖10，越往左上方，插板深度越深；越往右下方，插板深度越淺。由圖可知，4 條工作線(xiàn)的大部分工作點(diǎn)落在插板深度50%以下范圍，僅工作線(xiàn)4 低轉(zhuǎn)速區(qū)有部分工作點(diǎn)的臨界插板深度大于50%。因此，工作線(xiàn)4 在換算轉(zhuǎn)速85%～100%的范圍內(nèi)不能全部實(shí)現(xiàn)逼喘，工作線(xiàn)1、工作線(xiàn)2、工作線(xiàn)3評(píng)估的所有工作點(diǎn)理論上均能實(shí)現(xiàn)逼喘。由于噴口越大，核心機(jī)出現(xiàn)超溫的風(fēng)險(xiǎn)越低，因此選擇噴口較大的工作線(xiàn)3 進(jìn)行核心機(jī)逼喘試驗(yàn)。

圖10 臨界點(diǎn)匹配分析Fig.10 Critical point matching analysis

4 核心機(jī)逼喘試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方法

4.1 試驗(yàn)裝置

核心機(jī)壓力畸變?cè)囼?yàn)在地面試車(chē)臺(tái)上進(jìn)行。該試車(chē)臺(tái)由進(jìn)氣裝置、可移動(dòng)插板、核心機(jī)、臺(tái)架電氣和測(cè)試系統(tǒng)、脈動(dòng)數(shù)據(jù)監(jiān)控系統(tǒng)及手動(dòng)緊急停車(chē)系統(tǒng)等組成。

為保證核心機(jī)安全，在操縱間內(nèi)設(shè)置臺(tái)面監(jiān)視儀表，對(duì)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、滑油溫度及壓力、核心機(jī)振動(dòng)參數(shù)、排氣溫度、壓氣機(jī)出口脈動(dòng)壓力等參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控。在本次試驗(yàn)中，設(shè)置了兩套判喘消喘系統(tǒng)，一套為數(shù)控機(jī)載判喘系統(tǒng)，一套為失速喘振辨識(shí)系統(tǒng)，且兩套系統(tǒng)中任意一套系統(tǒng)檢測(cè)到喘振指令有效時(shí)，均由數(shù)控系統(tǒng)執(zhí)行消喘邏輯，同時(shí)向插板發(fā)出喘振信號(hào)，插板自動(dòng)退板。該失速喘振辨識(shí)系統(tǒng)的有效性在零部件試驗(yàn)中已經(jīng)得到了驗(yàn)證[12]，此次將在核心機(jī)畸變?cè)囼?yàn)中進(jìn)行驗(yàn)證。

4.2 試驗(yàn)方法

本次試驗(yàn)計(jì)劃完成4 個(gè)轉(zhuǎn)速(相對(duì)換算轉(zhuǎn)速85%，90%，95%，100%)下的逼喘試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)按照相對(duì)換算轉(zhuǎn)速由低到高的順序進(jìn)行，插板位于初始位置H=0 處，保持某一相對(duì)換算轉(zhuǎn)速不變。為縮短試驗(yàn)時(shí)間，保障試驗(yàn)安全，先以大步長(zhǎng)將插板插入到某安全深度，再以小步長(zhǎng)逐漸插入到臨界插板深度。根據(jù)此前對(duì)臨界插板深度的預(yù)估，核心機(jī)喘點(diǎn)的畸變強(qiáng)度應(yīng)大于6%，因此各轉(zhuǎn)速下畸變強(qiáng)度6%對(duì)應(yīng)的插板深度為安全深度。具體的逼喘試驗(yàn)流程見(jiàn)圖11。核心機(jī)失穩(wěn)后，立即啟動(dòng)消喘程序，及時(shí)將插板退至初始位置，同時(shí)核心機(jī)轉(zhuǎn)速回至慢車(chē)，之后停車(chē)并視情進(jìn)行孔探檢查。在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，錄取每一個(gè)插板狀態(tài)下核心機(jī)各截面的穩(wěn)、動(dòng)態(tài)參數(shù)。

圖11 逼喘試驗(yàn)流程圖Fig.11 Surge test flow chart

5 核心機(jī)穩(wěn)態(tài)逼喘試驗(yàn)結(jié)果分析

5.1 畸變特性分析

按計(jì)劃完成了上述4個(gè)轉(zhuǎn)速下的逼喘試驗(yàn)。將核心機(jī)失穩(wěn)前最后一個(gè)穩(wěn)定工作點(diǎn)定義為喘點(diǎn)，則喘點(diǎn)畸變特性見(jiàn)表2。在4次逼喘試驗(yàn)中，噴管均出現(xiàn)了明顯的噴火現(xiàn)象。

表2 喘點(diǎn)畸變特性Table 2 Pressure distortion characteristics of surge points

各轉(zhuǎn)速喘點(diǎn)壓氣機(jī)出口總壓pt3隨時(shí)間的變化見(jiàn)圖12。相對(duì)換算轉(zhuǎn)速nˉ為85%時(shí)，核心機(jī)的失穩(wěn)現(xiàn)象表現(xiàn)為失速，由數(shù)控機(jī)載判喘系統(tǒng)先報(bào)喘。其余轉(zhuǎn)速時(shí)，核心機(jī)失穩(wěn)形式為喘振，由失速喘振辨識(shí)系統(tǒng)先報(bào)喘。

圖12 喘點(diǎn)壓氣機(jī)出口總壓時(shí)域圖Fig.12 The time domain diagram of compressor outlet pressure near surge points

5.2 主要性能參數(shù)分析

進(jìn)氣壓力畸變對(duì)核心機(jī)工作線(xiàn)的影響主要是改變了核心機(jī)的穩(wěn)定邊界，使穩(wěn)定邊界下移，減小了核心機(jī)的可用穩(wěn)定裕度，影響核心機(jī)的氣動(dòng)穩(wěn)定性。核心機(jī)進(jìn)喘時(shí)，其穩(wěn)定工作邊界與核心機(jī)工作線(xiàn)幾乎重合，穩(wěn)定裕度趨近于0。喘點(diǎn)壓氣機(jī)特性變化及工作線(xiàn)變化示意圖見(jiàn)圖13，核心機(jī)工作線(xiàn)由于壓力畸變的存在向上偏移。喘點(diǎn)核心機(jī)的壓氣機(jī)效率、壓比、流量以及其他部件的性能參數(shù)，與均勻流相比均有不同程度的變化：壓氣機(jī)進(jìn)口換算流量、壓比和效率均有所下降，燃燒室出口總溫和排氣支板出口總溫增加。具體結(jié)果見(jiàn)表3。

表3 喘點(diǎn)氣動(dòng)參數(shù)相對(duì)變化Table 3 The relative variation of aerodynamic parameters of surge points

圖13 喘點(diǎn)壓氣機(jī)工作邊界示意圖Fig.13 The working boundary schematic of compressor surge points

6 結(jié)論

對(duì)利用可移動(dòng)插板開(kāi)展雙軸渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)逼喘試驗(yàn)的方案進(jìn)行了研究，并成功進(jìn)行了核心機(jī)地面狀態(tài)逼喘試驗(yàn)，積累了試驗(yàn)數(shù)據(jù)和工程經(jīng)驗(yàn)，為整機(jī)逼喘試驗(yàn)提供了理論支持和數(shù)據(jù)支持。主要得出以下結(jié)論：

(1) 流量管馬赫數(shù)及插板深度對(duì)可移動(dòng)插板畸變發(fā)生器能產(chǎn)生的畸變強(qiáng)度有較大影響，馬赫數(shù)越大、插板深度越深，綜合畸變指數(shù)越大；插板距AIP截面的距離對(duì)綜合畸變指數(shù)的影響不明顯。

(2) 得到了裝機(jī)條件下的壓氣機(jī)壓力畸變敏感系數(shù)，可利用其與部件計(jì)算壓力畸變敏感系數(shù)的比較，對(duì)部件計(jì)算模型進(jìn)行修正，提高計(jì)算精度。

(3) 獲取了各轉(zhuǎn)速下核心機(jī)抗壓力畸變的極限能力，核心機(jī)相對(duì)換算轉(zhuǎn)速分別為85%、90%、95%和100%時(shí)，喘點(diǎn)對(duì)應(yīng)的綜合畸變指數(shù)分別為7.95%、8.66%、9.05%和10.18%。

(4) 數(shù)控機(jī)載判喘系統(tǒng)和失速喘振辨識(shí)系統(tǒng)在核心機(jī)失穩(wěn)時(shí)能及時(shí)識(shí)別，并迅速發(fā)出消喘指令，滿(mǎn)足核心機(jī)逼喘試驗(yàn)需求。

(5) 核心機(jī)進(jìn)口存在壓力畸變時(shí)，部分性能參數(shù)變化較大，主要表現(xiàn)為壓氣機(jī)的進(jìn)口換算流量、壓比和效率均有所下降，燃燒室出口總溫和排氣支板出口總溫增加。