航空發動機空氣系統驗算標定

呼艷麗，徐連強，趙維維

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

航空發動機空氣系統驗算標定

呼艷麗，徐連強，趙維維

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

利用流量特性試驗得到的相關流路元件的流阻計算模型，和旋轉狀態下階梯齒風阻溫升計算方法，通過調節封嚴篦齒間隙等參數，對航空發動機空氣系統的壓力、溫度進行驗算標定，并根據驗算結果分析發現后續試驗中存在和需要注意的問題。驗算標定結果表明：通過對發動機試驗工況的驗算標定，可發現試驗中存在的問題，較準確地模擬出后續試驗中的問題和試驗風險，確保發動機的工作安全，并為空氣系統的進一步改進和優化提供依據。

航空發動機；空氣系統；流量特性；旋轉盤腔；驗算標定；篦齒封嚴

1 引言

航空發動機空氣系統是一個復雜而龐大的流動系統，擔負著對發動機高溫部件的冷卻、均溫，內部盤腔和軸承的封嚴、隔熱，及調整轉子軸向力等重要任務。空氣系統能否正常工作，對發動機性能、可靠性及主要零部件壽命有著重要影響。空氣系統計算分析結果，是發動機結構、熱、強度、壽命及軸向力分析的基礎，因此準確掌握發動機空氣系統的實際工作狀況至關重要[1]。

空氣系統在發動機研制中的測量和調試，是發動機設計與試驗的一個重要環節，也是試車計劃的一項重要內容。影響空氣系統的因素多且復雜：首先，進行空氣系統計算時，不能準確給出各封嚴篦齒的工作間隙，所確定的流阻系數對發動機的真實工作情況也會有相當誤差；其次，空氣系統有關零件結構尺寸制造偏差、發動機工作過程中的磨損或變形，都可能使得空氣系統的計算結果與實際情況有較大偏差，這也是空氣系統根據整機試驗結果進行驗算標定的非常重要的目的。通過驗算標定，可發現設計中存在和需要注意的問題，為發動機空氣系統的進一步改進提供依據；且通過單臺發動機空氣系統驗算，還可獲得工況相近的發動機空氣系統的實際流動特性。

由于測試數據有限，不具備進行整個系統驗證

計算的條件，本文僅對難于準確確定的部分關鍵位置(如核心機旋轉盤腔)的氣體壓力和溫度進行驗算標定。

2 驗算標定方法

本文采用的發動機空氣系統驗算方法[1]，是根據臺架試車空氣系統腔壓的測試數據、預旋噴嘴[2]和封嚴篦齒[3～4]的流量特性計算方法，通過對發動機空氣系統篦齒封嚴環間隙、局部密封結構泄漏間隙，及已完成流量特性試驗的相關流路元件的流阻計算模型進行修正，使系統腔壓計算結果與臺架腔壓測試結果一致，從而獲得發動機空氣系統工作狀態實際的流動特性。在此基礎上，利用旋轉狀態下階梯齒風阻溫升計算方法[5]，完成核心機旋轉盤腔氣體壓力和溫度的驗算標定。

3 核心機旋轉盤腔空氣系統流路

主要進行核心機旋轉盤腔(圖1)空氣系統流路驗算。核心機旋轉盤腔空氣系統流路主要有三股引氣：第一股從高壓壓氣機出口引氣，氣流經引氣孔進入預旋噴嘴出口1腔，大部分氣流冷卻高壓渦輪工作葉片，小部分氣流經篦齒流入盤前2腔和3腔，阻止主流道燃氣進入盤腔內部；第二股主要從壓氣機四級引氣，氣流經引氣管進入壓氣機后軸4腔，經渦輪盤前、后安裝邊上的孔進入渦輪盤后6腔，一部分氣流經渦輪后軸兩道篦齒流入10腔，一部分氣流經篦齒流入9腔，阻止燃氣進入發動機內部腔室；第三股主要從壓氣機零級引氣，氣流進入壓氣機一級盤前腔，經壓氣機盤心、渦輪后軸頸孔進入10腔、13腔，最后排入大氣。

4 驗算中的前提假設及測試數據選擇

驗算中做如下假設：①發動機臺架測試結果準確；②各流量特性試驗結果準確；③其它節流單元流量特性模型準確；④忽略靜子件的風阻溫升和由于零件熱傳導所產生的溫度變化。

采用發動機典型結構的流量特性試驗結果和空氣系統臺架腔壓測試結果進行驗算。由于測試數據有限，且各腔測點在周向均存在一定分散度，驗算中各腔壓力以各腔測點基本一致的測試值的平均值為基準。

5 驗算標定結果分析

在空氣系統各腔壓力和溫度驗算前，對高壓渦輪部件空氣系統所有節流元件的幾何參數進行復查；同時，為避免因各部件性能對試驗參數分析所提供的非測點部位參數誤差帶來的驗算偏差，在分析試驗數據時盡量以實測參數作為引排氣條件。計算中，采用3腔、9腔、13腔和壓氣機一級盤前腔的壓力實測值為計算邊界條件，可較準確地獲得核心機空氣系統的實際流動特性。

通過調整高壓渦輪部件空氣系統中主要位置的封嚴間隙，使系統腔壓計算結果與臺架腔壓測試結果基本一致。其中，驗算前后封嚴間隙差異較大的A、B封嚴元件，其間隙從0.50 mm調整為0.89 mm。表1、表2分別給出了與空氣系統驗算相關腔室的壓力結果(以壓氣機出口壓力為參考)和溫升分析結果。從表中可看出：

(1)通過調整高壓渦輪部件空氣系統中主要位置的封嚴間隙，使得各腔壓力計算結果與實測的腔壓相對誤差均滿足空氣系統設計要求。

(2)在系統腔壓計算結果與臺架腔壓測試結果基本一致的情況下，發動機相關腔室溫升計算值與

實測值最大相差15℃，基本達到工程設計要求。造成偏差的主要原因有：①由于渦輪盤熱容量大，達到熱平衡需要一定的時間，而通過對某型發動機相關腔室過渡態測點溫度的分析，渦輪轉子在試驗過程中并未達到熱平衡，另外本空氣系統溫升計算方法忽略了零件與冷氣間的熱傳導，因此利用旋轉盤腔氣流溫升公式計算的溫升與實測溫升存在一定偏差；②試驗過程中，未對相關流路的冷氣流量進行測量，僅用壓力實測結果所推的冷氣流量與核心機的實際流動狀態也存在一定差異。

6 壓氣機進口溫度83℃試驗預估及風險評估

利用測試臺份驗算的間隙及外推設計點狀態的邊界條件，對壓氣機進口溫度83℃試驗下的空氣系統進行了計算。表3給出了試驗點下空氣系統各腔的壓力和溫度(以壓氣機出口壓力和溫度為參考)。

通過對壓氣機進口溫度83℃試驗的預估，在100%相對換算轉速下，由于渦輪后軸兩道封嚴篦齒環涂層在前期試驗中脫落，使得壓氣機四級氣流經渦輪盤心流入渦輪盤后側時，冷氣流量分配發生變化，流入盤后兩道封嚴篦齒泄漏至10腔的冷氣較多，使10腔、13腔的壓力增加，并大于壓氣機一級盤前壓力，致使壓氣機盤心冷氣倒流，從而使得壓氣機轉子溫度升高，可能會引起壓氣機轉靜子間碰摩。

鑒于此，利用發動機壓氣機轉子瞬態溫度場計算分析方法[6]，對壓氣機轉子在盤心冷氣倒流情況下進行熱分析計算。結果表明，盤心冷氣倒流的壓氣機轉子盤心溫度，比正常流動的盤心溫度約高170℃。根據相關分析，在壓氣機4～6級處將出現0.30～0.40 mm的負間隙。壓氣機專業認為，與轉子葉片相對的機匣涂層是1.2 mm厚的可磨耗軟涂層，試驗過程中允許轉子葉片少量碰磨，其試驗風險并不大。經總設計師決定，利用壓氣機盤熱容量大，達到熱平衡需要一定時間，調整試驗方案，在85%～90%相對換算轉速時調壓、調溫，待壓力、溫度滿足進口條件后直接將核心機轉速推到100%，盡量縮短試驗時間，確保核心機安全、可靠工作；同時，對渦輪后軸兩道篦齒環結構進行改進。

在已完成的壓氣機進口溫度83℃試驗100%相對換算轉速下，10腔的實測壓力比壓氣機一級盤前腔實測壓力高，壓氣機盤心冷氣倒流。驗證了空氣系統驗算方法的準確性。

7 渦輪后軸篦齒環結構改進

為確保發動機后續試驗安全，將渦輪后軸原篦齒環涂層結構更換為蜂窩環結構，并減小該處的熱態間隙。表4給出了壓氣機進口溫度191℃試驗點下空氣系統各腔壓力和溫度(分別以壓氣機出口壓力和溫度為參考)。

通過對壓氣機進口溫度191℃試驗預估，在100%相對換算轉速下，改進后使得壓氣機四級氣流進入10腔的冷氣流量減小。根據計算結果可知，壓氣機一級盤前壓力大于渦輪后軸10腔的壓力，壓氣機盤心冷氣流動方向與設計方向一致。發動機后續試驗結果也驗證了該結構改進措施的有效性。

8 結論

(1)在系統腔壓計算結果與臺架腔壓測試結果基本一致的情況下，核心機相關腔室溫升計算值與實測值最大相差15℃，基本達到工程設計要求。

(2)通過對核心機試驗工況的驗算，可以發現試驗中存在的問題，較準確地模擬出后續試驗中的問題和試驗風險，確保核心機的工作安全，并為空氣系統的進一步改進和優化提供強有力的支持。

(3)不考慮加工、裝配等造成的機械誤差，將通過單臺發動機的測試結果驗算后的結構參數應用到工況相近的發動機中，可獲得發動機相對準確的空氣系統流動特性。

[1]航空發動機手冊總編委會.航空發動機設計手冊：第16冊—空氣系統與傳熱分析[K].北京：航空工業出版社，2001.

[2]劉波，王永紅.預旋噴嘴流動特性試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2009，22(3)：45—46.

[3]王鵬飛，劉玉芳，郭文，等.直通式篦齒封嚴特性的數值分析和試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007，20 (2)：45—46.

[4]王代軍，蘇云亮.旋轉狀態下篦齒流量特性試驗研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2007，20(2)：41—44.

[5]呼艷麗，劉玉芳.旋轉狀態下階梯齒風阻溫升的初步分析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2009，22(3)：47—49.

[6]郭文.發動機壓氣機轉子瞬態溫度場計算分析[R].成都：中國燃氣渦輪研究院，2006.

Calibration of Calculation for Aero-Engine Air System

HU Yan-li，XU Lian-qiang，ZHAO Wei-wei
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

A calibration method for aero-engine air system was presented,with the air system throttle ele?ments flow loss coefficient experiment data and the rotating step labyrinth seal windage temperature rise cal?culation method.The pressure and temperature of air system were calibrated by adjusting the labyrinth seal clearance.Some possible and noteworthy problems in the following tests were found out according to the cal?ibrated results.The results show that through the calibration of experimental conditions,the problems could be revealed and the risk of the following tests can be simulated perfectly to ensure the safety of engine work?ing which could be referential for the further improvements of engine's air system.

aero-engine；air system；flow characters；rotating disc cavity；calibration of calculation；labyrinth seal

V231.3

：A

：1672-2620(2014)01-0049-04

2012-10-15；

：2013-05-27

呼艷麗(1976-)女，四川大邑人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機空氣系統冷卻設計與試驗分析。