航空發動機壓縮系統切斷加力過渡態的性能分析

楊琳，秦臻

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

0 引言

過渡態性能是航空發動機性能的重要組成部分。尤其對于軍用航空燃氣渦輪發動機而言，其經常處于機動飛行等狀態下，而其中超過70%的時間處于非穩定工作狀態[1]。過渡態性能的考察經常被用于控制系統設計。另外，過渡態分析也常用于故障診斷等過程中，很多故障在過渡態過程中會被放大，使之更容易被發現[2-3]。對于壓氣機部件，需要考察在過渡態時，風扇和高壓壓氣機是否有足夠的喘振裕度，以避免壓縮系統進入不穩定工作狀態。

目前，航空發動機過渡態性能受到廣泛關注，國外的大型發動機公司在過渡態計算和試驗方面開展了許多研究工作[4-5]。在過渡態計算分析中，傳統物理模型的計算方法有很多不確定性，有時工作狀態已經超出了模型本身建立的條件范圍，造成數值模擬結果不準確[4-6]；同時在建立發動機過渡態實時模型時，需要大量的試驗和經費支持，并且在試驗中很難做到單參數調節[4]，因此給過渡態性能研究帶來了很大的難度。國內開展過渡態性能研究起步很早，但關注程度始終不高，研究也相對較少，過渡態的計算目前仍沒有真正得到工程應用，而試驗研究就更少。廉筱純等人采用其完成的過渡態計算方法[7]，實現了接通加力過程的數值模擬[8-9]。

本文從壓縮系統部件出發，通過對整機臺架試車的試驗結果進行分析，反映風扇和高壓壓氣機在切斷加力過渡態過程中的工作點變化，分析過渡態過程中的喘振裕度變化，以確定其在切斷加力過程中的穩定性。

1 研究方法

試驗在航空發動機整機試車臺上進行，該試車臺可以完成大推力渦扇發動機的整機試車，實現其內部多個截面多種參數的實時測量和記錄。試驗發動機為大推力雙軸小涵道比渦輪風扇發動機。試驗中，所有與分析風扇和壓氣機工作狀態有關的參數均被實時記錄。具體參數包括發動機的工作參數，如油門桿角度、高低壓轉子轉速等；各截面的氣動參數，如進口截面、風扇出口/高壓壓氣機進口截面、高壓壓氣機出口截面的壓力和溫度等；變幾何參數，如高、低壓可調葉片角度，尾噴口大小等。為了更精確地捕捉過渡態的參數變化情況，在風扇和壓氣機間的截面，采用Kulite動態壓力傳感器測量該截面總壓，動態采集可達每秒5000個點。

與部件試驗相比，發動機上的測點相對較少，因此各截面測量的氣動參數并不能直接代表該截面的平均參數。根據在該發動機上進行的全流程試驗結果，利用經驗關系對測量結果進行修正，進而得到各截面平均的氣動參數。根據以上實時測量并修正的參數，結合風扇和壓氣機的試驗特性，可以計算其換算轉速、壓比等，進而了解其工作點，計算過渡態過程中壓縮系統各部件的裕度變化情況。

本研究忽略了在過渡態過程中的傳熱效應和葉尖間隙變化情況，得出風扇和壓氣機的特性線不變。實際上發動機在過渡態和穩態下的零部件特性是不同的，影響因素包括氣流非定常性、熱交換和間隙變化等，但是工程計算時可以認為零部件瞬態加熱的影響很小[10]；發動機的氣動比轉子轉速的變化過程要快得多，因此，可以認為在過渡態和穩態下的零部件特性一樣，并且壓氣機功率的表達式以及部件效率的概念都保持不變。另外，發動機切斷加力的過渡態與加、減速的過程相比，各參數的變化幅度要小得多，因此在切斷加力的過渡態過程中熱效應和間隙變化的影響也比加、減速過程小得多，所以本文忽略這些影響是可以接受的。

2 結果分析

發動機在切斷加力過程中各參數隨時間變化的過渡態數據采集結果和切斷加力前、后一段時間內各參數的變化如圖1所示。從圖中可見，在發動機切斷加力的過渡態過程中，其參數有比較明顯的波動。當油門桿從全加力很快下拉到小加力狀態后，加力燃燒室的各區油壓按次序迅速減小，只有I區油壓基本不變；尾噴口直徑按照保持渦輪落壓比不變的控制規律做收縮的變化；但是尾噴口的臨界面積很難與油量的變化嚴格協調匹配，因此渦輪落壓比不可避免地出現波動，圖中顯示渦輪落壓比先增大、后減小，全加力的穩態值與小加力狀態時的基本相同；進而造成高、低壓轉子的轉速也隨之變化，低壓轉子轉速呈先增大、后減小、再增大的變化趨勢，而高壓轉子轉速則呈先減小、后增大的趨勢。加力燃燒室切油的速度較快，而尾噴口收縮依靠機械運動機構來實現，所需要的時間相對較長，對本研究的發動機而言，尾噴口收縮變化過程所需要的時間大概是切油時間的2.5倍，在該過程中，尾噴口的變化與加力燃燒室油量變化不匹配，造成加力燃燒室前主機狀態的變化，進而對風扇和壓氣機的工況也造成影響。

風扇工作點在切斷加力過渡態過程中隨時間的變化如圖2所示。在全加力穩態位置，風扇的工作點比共同工作線略低一些，這與本臺發動機的調節有關。在進入過渡態過程中，風扇的轉速、壓比和流量都發生變化，將參數折合到標準狀態后即可畫在特性圖上。從圖2中可見，風扇的轉速首先增大，但壓比略有減小；隨后轉速開始減小，壓比近乎不變；轉速減小到最低點后再次增大回到小加力穩定狀態，同時壓比也有所增大，工作點的運動曲線與共同工作線基本平行，最后風扇在小加力穩態的工作點與切斷加力前的全加力穩態下的非常接近。整個從全加力到小加力的過渡態過程中風扇工作點的變化按圖中箭頭的順時針方向變化。

在該過渡態過程中風扇喘振裕度隨時間的變化如圖3所示。由于轉速增大時工作點的下降，風扇的裕度明顯增大，之后再回到與過渡態前類似的位置。整個過程中，風扇裕度沒有大幅度減小，即在全加力穩態時風扇如果有足夠裕度，那么在該過渡態過程中風扇不會進入不穩定工作狀態。

在該過渡態過程中高壓壓氣機工作點隨時間的變化如圖4所示。如圖箭頭所示，高壓壓氣機的工作點在切斷加力過程中也按順時針方向變化。在變化過程中，壓比首先減小，流量略有增加，由圖1可知高壓轉子的轉速在此過渡態過程中并沒有增大，流量的增加是由可調葉片角度偏開造成的，對高壓壓氣機的工作狀態影響很大；之后隨著轉速的減小，流量明顯減少；在最后轉速逐漸增大的過程中，壓氣機的工作點基本按照共同工作線運動，最終回到與全加力類似的工作狀態上。

高壓壓氣機的工作點對其可調靜子葉片角度非常敏感。高壓壓氣機可調靜子角度在過渡態過程中的變化如圖5所示。橫坐標是以高壓壓氣機進口總溫計算的折合轉速，縱坐標是高壓壓氣機第1級靜子葉片的角度，黑色實線是希望達到的控制規律。在過渡態開始的全加力穩定狀態和過渡態結束后的小加力穩定狀態，可調靜子葉片角度與控制規律是很接近的，但在過渡態過程中，由于受前面風扇轉子的影響，壓氣機可調靜子葉片的角度控制很難達到預期目標，造成實際葉片角度比控制規律偏開的結果，從而使高壓壓氣機裕度減小。

高壓壓氣機裕度在過渡態過程中的變化如圖6所示。在過渡態的開始階段，由于壓比偏小，壓氣機工作點向遠離喘振邊界的方向運動，所以雖然可調靜子葉片角度有所偏開，但裕度仍然增大。之后，隨著轉速的減小，壓氣機的工作點回到了共同工作線上，但可調靜子葉片的角度仍然偏開很多，此時的喘振裕度迅速減小，并低于過渡態前的全加力穩態點。此后隨著發動機狀態逐步恢復穩定，喘振裕度也逐漸減小。在過渡態過程中，與全加力穩態相比，裕度最多可能減小2～3個百分點。

根據風扇和高壓壓氣機的工作狀態，可以計算發動機的涵道比。該過渡態過程中發動機涵道比的變化如圖7所示。從圖7中可見，在切斷加力的過渡態過程中，發動機涵道比有所增大。涵道比的變化對風扇與高壓壓氣機的匹配造成影響，因此在設計中，除了考慮正常穩態工作狀態下的涵道比變化范圍外，還需考慮到類似此過渡態過程的涵道比變化。

3 結束語

本文利用從全加力到小加力狀態的過渡態地面臺架試車試驗結果，分析了風扇和高壓壓氣機在此過渡態過程中的工況。其中參數變化趨勢等工況與其調節規律有關，而參數的具體變化數值對于每臺發動機又具備一定的個體差異，因此，針對有類似特性和調節規律的發動機，從全加力狀態向小加力狀態快速變化時得到如下結論：

（1）尾噴口面積與加力油量變化的不匹配造成發動機各參數發生較大波動，使風扇和高壓壓氣機工作狀態發生波動。

（2）風扇和高壓壓氣機的工作點在其特性圖上按順時針方向運動，開始階段的壓比會小于全加力的穩態值，之后平行于共同工作線回到小加力的穩態值。

（3）與過渡態前的穩態相比，在過渡態過程中，風扇的喘振裕度不會減小，高壓壓氣機的可調葉片角度會有所偏開，造成喘振裕度有所減小。

（4）涵道比有所增大。

因此，在風扇和壓氣機的設計過程中，應逐步增加對過渡態過程的關注，以避免在過渡態過程中由于喘振裕度的損失造成發動機工作不穩定；同時，還應關注過渡態過程中的壓縮系統自身的匹配問題。

[1] Merrington G L.Fault diagnosis in gas turbines using a model-based technique[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,1994,116：374-380.

[2] Dedoussis V,Mathioudakis K,Papailiou K D.Numerical simulation of blade fault signatures from unsteady wall pressure signals[J].ASME Journal of Engineering for Gas Turbine and Power,1997,119：362-369.

[3] Aretakis N,Mathioudakis K,Stamatis A.Blade fault recognition based on signal processing and adaptive fluid dynamic modeling[J].ASME Journal of Engineering for Gas Turbine and Power,1998,120：543-549.

[4] Peitsch D.Modelling the transient behaviour of jet engines[R].ASME 2000-GT-575.

[5] Agarwal H,Kal A,Akkaram S,et al.Inverse modeling techniques for application to engine transient performance data matching[R].ASME 2008-GT-51313.

[6] Venturini,M.Simulation of compressor transient behavior through recurrent neural network models[R].ASME 2005-GT-68030.

[7] 王新月，蘇三買，廉筱純.混合排氣加力渦扇發動機過渡態的數值計算[J].推進技術，2002，23（3）：189-192.

[8] 薛倩，肖洪，廉筱純.渦輪風扇發動機接通加力過程的數值模擬[J].航空動力學報，2005，20（4）：545-548.

[9] 李偉，李軍，董順義.噴管面積調節精度對某型渦扇發動機加力性能影響的數值仿真[J].航空動力學報，2005，20（4）：556-560.

[10] 廉筱純，吳虎.航空發動機原理[M].西安：西北工業大學出版社，2005：325-329.