前輸出軸渦軸發動機高空臺進氣裝置設計及驗證

夾福年， 劉 濤， 楊彩瓊， 冷林濤， 蔡 云

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，四川 綿陽 621000)

近年來，隨著航空發動機高空模擬試驗設備的建設規模越來越大、試驗功能越來越強和試驗內容越來越科學完備，航空發動機高空模擬試驗在航空發動機研制過程中發揮著越來越重要的作用[1]。渦軸發動機作為直升機的主要動力裝置，在研制過程中必須開展高空模擬試驗進行性能和功能的驗證和考核。我國目前在用、在研的航空渦軸發動機大部分采用帶自由渦輪、動力輸出軸前輸出的構型[2]。這類發動機在進行高空模擬試驗時，需要考慮測功器的安裝及其對發動機進氣的影響，以及艙內氣動布局對測功器功率測量的影響[3-4]。對于前輸出軸向進氣渦軸發動機進氣裝置，其與渦噴渦扇發動機進氣流量管不同，需要采用環形進氣導流盆，易產生流場畸變問題[5]。早期高空臺試驗時一般采用敞開式進氣、排氣隔離的布局方式。但是此種布局方式有明顯的弊端。首先，由于發動機進口處于較大的容腔內(進氣前室)，溫度平衡時間長，模擬條件變化時，調節發動機進口溫度時間過長，尤其是溫度與環境溫度差別越大，則溫度調節時間越長；其次，試驗艙內的水力測功器、電氣設備、測試設備等均處在高溫或低溫環境下，其在極限溫度條件下的工作性能會影響發動機可試的進口溫度范圍，且這些設備或管線處在這樣的工作環境溫度中，也存在一定的安全隱患，尤其是測功器完全置于進氣前室，測功器的正常使用環境溫度范圍會制約發動機進氣的溫度范圍，從而導致超出測功器試驗環境溫度范圍內的試驗點無法開展試驗，而渦軸發動機要求進行不同高度條件下的溫度特性試驗，此種試驗方式極大地限制了渦軸發動機的可試內容[6]。

為了解決某前輸出軸向進氣渦軸發動機高空模擬試驗進氣問題，結合高空臺進氣結構特點，設計了一套進氣裝置，采用三維數值仿真及試驗驗證的方法，證明了該進氣裝置在滿足發動機進口流場品質要求的同時，可以實現發動機進口流量的測量。

1 高空臺介紹

高空臺具有氣源系統、空氣溫度調節系統、進排氣壓力調節系統、試車工藝系統、排氣擴壓器、測功器系統、排氣冷卻器、冷卻水系統、燃油系統、測試系統、電氣系統等。高空艙布局示意圖如圖1所示。通過調節發動機進氣總壓和總溫模擬飛行速度，通過抽氣調節艙內環境壓力模擬高度。

圖1 高空艙布局示意圖

2 發動機進氣裝置設計

2.1 總體設計方案

新設計的進氣裝置借鑒國外渦軸發動機地面臺試驗進氣結構，如圖2所示。結合高空艙進氣結構特點，采用直連式結構[7-8]，從前室引氣至發動機進口。為了避免測功器空間干涉，采用兩根進氣導管左右對稱繞過測功器，供入進氣穩流裝置，穩流裝置內安裝導流盆，導流盆與發動機進口連接。高空艙進氣裝置布局示意圖如圖3所示。

圖2 國外渦軸發動機地面臺試驗布局

圖3 高空艙進氣裝置布局示意圖

2.2 仿真分析

根據圖3進氣結構，基于ANSYS幾何建模工具SCDM建立參數化的三維幾何模型，孔板效應可基于多孔介質模型建立5 mm厚度的圓柱型環形板加以替代。基于ANSYS Meshing模塊劃分網格，本次網格規模約200多萬個四面體混合單元，平均網格質量0.55872，最小質量4.42e-002，網格分布和質量均可以滿足計算要求。在出口通道和關鍵部件增加了10層附面棱柱層網格，主要用于精細捕捉彎曲壁面分離和變量梯度，如圖4所示。根據工程使用經驗，本次計算沒有考慮網格無關性研究對比。

圖4 計算網格

根據發動機高度和速度特性，選取高空小流量和低空大流量作為計算邊界條件，選擇理想氣體模型、總能量方程、SST湍流模型，計算工況如表1所示。

表1 計算工況

工況1計算云圖(無整流裝置)如圖5所示。從圖5中的子午面計算結果可以看出，在導管和穩流裝置拐角處，由于彎管曲率造成氣流分離。氣體進入穩流裝置后，流道面積變大，流速降低，再從穩流裝置進入導流盆后，流通面積變小，流速增加，但在導流盆進口處，由于前段氣流的分離，形成渦流，造成流場內部流場紊亂，導流盆出口壓力和溫度不均勻性增加。根據式(1)和式(2)計算得出，出口壓力不均勻性指標在2%左右，出口溫度不均勻性指標在4.3%，不滿足設計不均勻度均在1%[9]以內的要求，因此需要對進氣結構進行優化。

(1)

(2)

2.3 結構優化一(增加整流裝置)

根據風洞結構設計在穩流裝置內增加整流裝置[10]，如圖6所示。整流裝置整體采用蜂窩式結構，由大小不同的圓孔組成，正對導管出口采用直徑為7 mm的小孔，其余部分采用10 mm大孔，孔距為20 mm，錯開排列。

圖6 整流裝置結構圖

增加整流裝置前后4種工況下的計算結果如表2所示。從表2可以看出，增加整流裝置后，進氣通道內部的流場明顯改善，出口壓力和溫度不均勻度均滿足要求。增加整流裝置后工況1計算云圖如圖7所示，與圖5所示的無整流裝置計算云圖相比，內部的流場明顯得到改善，出口壓力和溫度分布更均勻。

圖7 工況1計算云圖(增加整流裝置)

表2 增加整流裝置前后計算工況

2.4 結構優化二(增加整流裝置+倒圓)

增加整流裝置后，雖然氣流經過進氣裝置后更均勻，但壓力損失增大。增加整流裝置前壓力損失為2.6 kPa，增加整流裝置后壓力損失為5.7 kPa。考慮到壓力損失增大會給進氣調節帶來滯后效應增長，為了降低壓損，在進氣導管與穩流裝置結合處進行光滑過渡即倒圓，減小流速梯度變化，優化后模型如圖8所示。

圖8 優化后模型

優化后的模型在工況4條件下，經仿真計算，壓力損失減小了約30%，導流盆出口壓力不均勻度為0.90%，溫度不均度為0.83%。模型優化后出口流場不均勻度有所增加，但在設計要求范圍內。圖9為工況4有無倒圓速度、壓力、溫度云圖對比，從圖9中可以看出，倒圓后氣流從導管至穩流裝置中心氣流壓力梯度變化較小，減小了中心流的損失。

圖9 工況4有無倒圓速度、壓力、溫度云圖對比

3 進氣裝置試驗驗證

在某試驗臺對結構優化二的進氣裝置進行進氣吹風校準試驗，采用標準音速噴嘴[11]，常溫氣吹風，吹風校準試驗示意圖如圖10所示。機組供氣經由調節閥2→穩壓箱→音速噴嘴→調節閥3和調節閥4→調節閥5進入試驗件，通過調節閥2和調節閥1完成進入試驗件與放空管路的流量分配，保證進氣測量段的流量、壓力滿足試驗狀態要求。

圖10 吹風校準試驗示意圖

試驗件進口標準流量We由音速噴嘴進行測量，其值由音速噴嘴前被測參數溫度Te、壓力Pe、氣體常數R和噴嘴自身相關參數計算得到，即

(3)

式中：Ae為喉部面積；F為流函數；Cd為流出系數；Z為可壓縮系數。

進氣導管流量測量、導流盆處流量測量利用靜壓、總壓、總溫參數計算獲得測量段理論流量，然后通過流量系數法獲得進氣裝置實際流量，計算公式為

(4)

Wa,tr=CD·Wa,id

(5)

式中：CD為流量系數；Wa,id為理論計算流量；Wa,tr為實際流量。

3.1 不均勻度驗證

仿真計算結果顯示，進氣裝置導流盆測量截面Ma為0.15～0.2。吹風試驗按照Ma進行，流量范圍控制在3.3～4.8 kg/s。導流盆出口截面壓力及溫度不均勻度如圖11所示。總壓不均勻度最大為0.489%，總溫不均勻度最大為0.086%，壓力及溫度不均勻度均在1%以內，結果顯示吹風試驗過程中導流盆進氣流場均勻穩定。

圖11 導流盆出口截面壓力及溫度不均勻度

3.2 流量系數驗證

以導流盆測量段理論流量(Wa,id)為橫坐標，音速噴嘴測量流量(We)為縱軸，采用最小二乘法進行過零直線擬合獲得導流盆流量系數為0.9621，如圖12所示。圖12中趨勢線R2為0.9992，說明理論流量與音速噴嘴流量相關性很好，幾乎一致。

圖12 擬合參數

3.3 流量測量驗證

為了證明導流盆內流量測量的準確性，在進氣導管上增加流量測量段，如圖3所示。吹風試驗后，兩導管流量相加與導流盆流量最大差值在1%以內，流量測量結果對比如圖13所示。發動機進氣導流盆與進氣導管所測流量吻合，驗證了進氣裝置設計合理，能夠滿足某渦軸發動機高空試驗進氣流場品質要求，實現發動機進氣流量精確測量的功能。

圖13 流量測量結果對比

3.4 不確定度分析

設導流盆流量測量段自身相對不確定度為B，它反映了流量系數、測量界面尺寸、流場等因素對測量精度的影響[12]，計算方法如下。

① 音速噴嘴不確定度。音速噴嘴自身的精度是0.25%，考慮到壓力和溫度測量的不確定度，則音速噴嘴總的標準不確定度δWe為

(6)

式中：δPe為壓力絕對不確定度，其與掃描閥、大氣壓力計和通道自身不確定度有關；δTe為溫度絕對不確定度，其與傳感器、通道量程和通道精度有關，在此不再敘述。

經計算，音速噴嘴所測流量的最大相對不確定度為0.19%，對應音速噴嘴總的標準不確定度δWe為0.0064 kg/s。

② 導流盆流量測量的不確定度。導流盆流量測量的標準不確定度δWa,tr為

(7)

式中：P*為導流盆處測量總壓；T*為導流盆處測量總溫；q(λ)為流量函數。

經計算，導流盆實際流量測量的最大相對不確定度為3.26%，對應導流盆流量測量的標準不確定度δWa,tr為0.1116 kg/s。

③ 導流盆流量測量段相對偏差的不確定度。根據計算公式可計算出|We-Wa,tr|的理論不確定度?ΔW為

(8)

將導流盆流量測量段不確定度按照正態分布處理，當置信概率為95%時,包含因子k近似等于2，此時標準不確定度和擴展不確定度的關系應有2δΔW>|We-Wa,tr|，則有

(9)

若式(9)根號下的值小于0，則取B=0。所有校準點處的B值的最大值為整個流量范圍內的B值。

根據式(6)～式(9)，經計算，導流盆流量測量段自身最大相對不確定度為0%。

4 結論

本文主要針對前輸出軸渦軸發動機高空模擬試驗進氣裝置進行了設計及驗證，主要結論如下：

① 通過仿真計算和吹風試驗，驗證了在穩流裝置內增加整流裝置可以有效改善流道內流場品質，降低導流盆出口壓力和溫度不均勻度，滿足壓力和溫度不均勻度在1%以內的要求。

② 通過在進氣導管與穩流裝置結合處增加光滑過渡的方式，進氣裝置壓力損失降低了30%，有利于試驗過程中進氣控制調節。

③ 將導管流量與導流盆流量進氣對比，證明了導流盆測流量方案的合理性，為前輸出軸渦軸發動機高空模擬試驗裝置進一步優化設計提供了技術儲備，并可在此類渦軸發動機高空臺試驗中推廣運用。