發動機飛行臺插板空中逼喘試驗研究

馬燕榮，馬明明，王小峰

(中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

1 引言

發動機喘振是氣流沿壓縮系統軸線方向發生的低頻率、高振幅振蕩的不穩定工作狀態，可造成發動機失控、推力突然下降、進氣道和發動機機械損壞、發動機熄火停車等，嚴重危及飛行安全。軍用航空發動機的防/消喘系統主要是針對飛機機動飛行、武器發射時防止發動機喘振和熄火而設計的。因此，在發動機試飛過程中，為了對其防/消喘系統進行飛行驗證，首先必須在試驗中采取一定的試驗手段迫使發動機進入不穩定狀態，即需要進行發動機空中逼喘試驗。

發動機逼喘試驗方法一般分為外部擾動法和內部擾動法兩種。采用發射模擬導彈或氫燃燒器造成發動機進口溫度畸變，使發動機喘振；在發動機進口處安裝模擬網、模擬板、擾流板、唇口裝置、旋流發生器等試驗裝置，使發動機進口產生壓力畸變，進而使發動機喘振，均屬于外部擾動法[1]。燃燒室燃油階躍、改變發動機內部幾何形狀(如改變噴口面積、改變葉片導向器角度等)使發動機喘振屬于內部擾動法。以上這些方法在發動機地面逼喘試驗中得到了廣泛應用，但在空中飛行試驗中，目前我國僅在上世紀八十年代在發動機飛行試驗臺上，采用發射模擬導彈對被試發動機進行過逼喘試驗[2]。

為了驗證被試發動機消喘系統，本文采取在發動機飛行臺試驗吊艙進氣道上安裝進氣擾流裝置的方法對被試發動機進行逼喘試驗。

2 試驗設備及測試簡介

發動機飛行試驗臺進氣擾流裝置由一組安裝在被試發動機吊艙進氣道內的插板組成，通過安裝不同數量的插板，可以對被試發動機進口造成10%～60%的6種堵塞比。插板安裝在飛行臺試驗吊艙唇口專門預留的位置，用螺栓連接固緊。安裝到發動機飛行臺吊艙上的擾流裝置示意圖見圖1。

圖1 發動機飛行臺吊艙及插板示意圖Fig.1 The scheme of flight bed nacelle and disturbed board

為進行被試發動機空中插板逼喘試驗，測量被試發動機進口流場壓力分布，在發動機飛行臺試驗吊艙的過渡段壁面加裝了6個靜壓座，并安裝了總壓測量耙(測量耙和探針的布局按文獻[3]中相關規定進行)，對被試發動機進口的總壓、靜壓及動態壓力進行測量，試驗測試布局如圖2所示。

3 試驗方法

3.1 試驗總方案

(1)進行均勻流場地面試驗，獲得均勻來流下被試發動機進口總壓流場；

(2)安裝30%、40%及50%的插板，進行被試發動機地面逼喘試驗；

(3)安裝40%的插板，進行被試發動機空中逼喘試驗。

3.2 試驗過程

根據被試發動機臺架地面逼喘試驗結果，預估其在安裝一定堵塞比插板下出現喘振的高壓轉速，要求空中試車員從慢車開始先按轉速5%遞增緩慢推油門桿，當接近預估喘振轉速時，調整為按1%遞增緩慢推油門桿，如果發動機喘振，先不動油門桿，當消喘系統正常工作、發動機狀態恢復過程中再次進喘時，收油門桿到對應進喘前低壓轉速降低2%左右位置；為驗證消喘系統的可靠性，待發動機狀態恢復后，再按1%轉速遞增繼續進行逼喘試驗。為保證發動機安全，試驗前設定發動機試驗最高高壓轉速，當油門桿推至此最高轉速時，若發動機仍未入喘，停止該堵塞比下的發動機逼喘試驗，考慮增加插板，加大發動機進口堵塞面積后再進行逼喘試驗[4～6]。

4 試驗結果及分析

4.1 地面試驗結果

(1)安裝堵塞比為30%的擾流板，試驗過程中將發動機油門桿推至nl=83%，發動機未進入喘振；

圖2 發動機飛行臺插板試驗測試布局Fig.2 Layout of disturbed board measurement section in flight bed

(2)安裝堵塞比為40%的擾流板，試驗過程中將發動機油門桿推至nl=85%，發動機未進入喘振；

(3)安裝堵塞比為50%的擾流板，試驗過程中將發動機油門桿由nl=70%向nl=80%推的過程中，在nl=76%時發動機出現喘振，發動機油門桿收到nl=74%時發動機退出喘振；再次將發動機油門桿向nl=80%推的過程中，在nl=76%時發動機又出現喘振。試驗過程中，被試發動機消喘系統相關工作參數隨時間變化的歷程見圖3。

圖3 堵塞比為50%時地面逼喘試驗結果Fig.3 Test results of engine surge on the ground(S=50%)

4.2 飛行試驗結果

發動機飛行臺空中安裝堵塞比為40%的插板，分別在Hp=5 km和Hp=8 km，Vi=500～600 km/h進行被試發動機消喘系統試飛驗證。試驗過程中，被試發動機分別在nh=93%及nh=89%進入喘振，消喘系統投入工作。此時被試發動機消喘系統相關工作參數隨時間變化的歷程如圖4所示。

4.3 試驗結果分析

軍用航空發動機的消喘系統是利用喘振壓力傳感器提前感受壓氣機的喘振征候(失速信號)，自動控制發動機的切油或短時斷油，改變葉片角度、噴管面積及進氣道調節，以消除發動機喘振。

圖4 堵塞比為40%時空中逼喘試驗結果Fig.4 Test results of engine surge in the air(S=40%)

在發動機飛行臺的飛行過程中，由于吊艙進口插板的存在，在被試發動機進口造成進氣壓力畸變，降低了壓氣機穩定工作裕度。同時，隨著發動機狀態的提高，發動機進口流場總壓不均勻度(或總壓畸變指數)不斷增大，發動機不斷地緩慢越過穩定邊界進入不穩定工作區域，壓差式喘振壓力傳感器檢測到高壓壓氣機后的脈動信號，當其交流分量與直流分量之比超過消喘系統設定的門檻值后，喘振信號觸發，發動機綜合電子調節器的防喘模塊和自動起動模塊向相關系統送出指令，立即開始調整幾何通道和燃油通道，即消喘系統投入工作。由圖3及圖4可以看出，在試驗過程中，當發動機喘振信號出現后，主燃油總管壓力下降，壓氣機導向葉片轉角減小，發動機補氧并進行點火，高壓轉子轉速及低壓轉子轉速下降。這些現象表明，當發動機出現喘振后，立即短時間切斷向主燃燒室的供油，瞬時減小高壓導向葉片的開轉角度，接通自動起動裝置。隨著供油量急劇減少，燃燒室出口溫度降低，高低壓轉速下降，壓氣機后壓力及發動機排氣溫度降低，壓氣機流通能力增加，發動機逐漸退出喘振狀態。

發動機切油時間大約持續0.5 s，由于在該過程中，空中試車員未對被試發動機的油門桿進行任何操作，當發動機停止切油、開始向主燃燒室恢復供油后，隨著供油量的快速上升，發動機進入加速過程：高低壓轉速、壓氣機導向葉片角度、壓氣機后壓力及排氣溫度不斷升高。根據發動機消喘系統的設計技術指標，發動機應該能自動恢復到喘振前的穩定工作狀態，但是由于發動機飛行臺被試發動機吊艙前插板的存在，當發動機狀態提高后發動機又一次進入喘振狀態。如果空中試車員不采取任何措施，發動機將不停地在“喘振-消喘系統工作-發動機退出喘振-喘振”之間變動(見圖4)，因此，最終試驗要求空中試車員將被試發動機的油門桿收小，以使被試發動機退出喘振狀態。由此試驗結果也可以看出：由于導致發動機喘振的干擾因子始終存在(發動機飛行臺吊艙前安裝的插板)，該試驗方法僅能驗證被試發動機進入喘振后消喘系統投入工作，并不能對被試發動機消喘系統的有效性和可靠性進行全面考核。

4.4 試驗數據分析

按照文獻[3]中規定方法對飛行臺上采用插板進行發動機逼喘的地面及空中試驗數據進行計算。

圖5～圖7分別為地面安裝堵塞比30%、40%及50%時，被試發動機進口周向穩態總壓畸變指數、平均紊流度和綜合壓力畸變指數隨發動機轉速的變化曲線。從圖中看，發動機進口周向穩態總壓畸變指數、平均紊流度、綜合壓力畸變指數隨插板堵塞比和發動機轉速的變化趨勢基本一致，當發動機進口堵塞比一定時，隨著發動機狀態的提高，空氣流量增大，流經插板后的損失增大，發動機進口氣流的總壓場不均勻程度迅速變大，各畸變指數明顯增加；當發動機狀態不變時，隨著發動機進口堵塞比的增加，進口氣流總壓的擾動增強，各畸變指數也隨之上升。

圖5 周向穩態總壓畸變指數隨發動機轉速的變化關系Fig.5 Circumferential steady total pressure distortion indexes vs.relative corrected speeds of engine

圖6 平均紊流度隨發動機轉速的變化關系Fig.6 Average turbulence vs.relative corrected speeds of engine

圖7 綜合壓力畸變指數隨發動機轉速的變化關系Fig.7 Multiple pressure distortion indexes vs.relative corrected speeds of engine

圖8 各畸變指數隨飛行馬赫數變化關系Fig.8 Distortion indexes vs.flight Mach number

圖8給出了飛行過程中在發動機進口安裝堵塞比為40%的插板時，周向穩態總壓畸變指數、平均紊流度和綜合壓力畸變指數隨飛行馬赫數的變化曲線。由圖中可以看出，當堵塞比和發動機狀態一定時，飛行馬赫數對各畸變指數的影響很小。

5 結論

(1)發動機飛行臺上采用插板的方法能夠使被試發動機進入喘振狀態，達到了驗證其消喘系統的目的。

(2)飛行試驗中，被試發動機出現喘振后，由于喘振源不能解除(插板用螺栓固定在飛行臺的試驗吊艙進氣道上)，因此僅能驗證消喘系統在發動機喘振后投入了工作，但不能考核其有效性和可靠性。

(3)當堵塞比和發動機狀態一定時，飛行馬赫數對各畸變指數影響很小；發動機進口周向穩態總壓畸變指數、平均紊流度、綜合壓力畸變指數隨擾流板堵塞比和發動機進口馬赫數的變化趨勢基本一致。

[1]張寶誠.航空發動機試驗和測試技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2005.

[2]陳占平.發動機空臺吞煙試飛[J].飛行試驗，1985.

[3]GJB/Z 64A-2004，航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機進口總壓畸變評定指南[S].

[4]桑增產，江 勇，孔衛東，等.某型渦噴發動機進氣總壓畸變的試驗研究[J].航空動力學報，2000，15(4)：423—426.

[5]秦海波，孫健國.某型發動機防喘/消喘控制系統分析研究[J].航空動力學報，2006，21(1)：201—206.

[6]程興齊，鄭鐵軍，王 曦，等.某型航空發動機防/消喘控制計劃分析[C].//中國航空學會控制與應用第十一屆學術年會論文集，2004.