大涵道比渦扇發動機高空臺試驗技術研究需求分析

馬前容，蘇金友，侯鑫正

(中國燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室，四川江油621703)

大涵道比渦扇發動機高空臺試驗技術研究需求分析

馬前容，蘇金友，侯鑫正

(中國燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室，四川江油621703)

分析了分開排氣大涵道比渦扇發動機與小涵道比渦扇發動機，在結構、技術特點和對試驗要求等方面的差異，并結合國內新建高空艙的設備特點和試驗能力，提出了分開排氣大涵道比渦扇發動機在該高空艙內試驗前需開展的技術研究工作，明確了該大涵道比渦扇發動機開展首次高空臺試驗前應解決的技術問題。本研究對其他新型發動機高空臺試驗技術研究需求分析也具有重要的借鑒意義。

分開排氣噴管；大涵道比渦扇發動機；高空模擬試驗；試驗方法；需求分析；預先研究

1 引言

分開排氣大涵道比渦輪風扇發動機(以下簡稱試驗發動機)，計劃近期在國內高空艙內進行首次高空模擬試驗。國內外相關文獻[1-5]表明，分開排氣大涵道比渦扇發動機的技術特點、結構特點和對高空臺試驗的要求，都有別于小涵道比軍用渦扇發動機。另外，該高空艙的配套氣源能力尚在建設中，使得試驗時設備能力、進排氣壓力調節系統控制精度、艙內臺架及工藝系統等，不能完全滿足試驗發動機的試驗要求，而且所積累的渦扇發動機相關試驗技術，如試驗流程、空氣流量測量方法、試驗性能修正與評定方法等，也可能不適用于試驗發動機或適用性變差。因此，為保證試驗發動機首次高空臺試驗順利開展，急需確定需要開展的相關技術研究工作。

本文在分析試驗發動機與軍用小涵道比渦扇發動機結構、技術特點和試驗需求區別的基礎上，結合該高空艙設備能力和工作原理，參考國內外數值研究[6-9]、噴管技術與結構特點分析[10-11]、增壓級試驗研究[12]成果，提出了試驗發動機在高空艙內試驗所需開展的技術研究課題及相關研究內容。主要研究課題包括：發動機可試范圍分析，試驗設備適應性改造要求及方案設計，試驗測試方法，試驗方法，試驗性能修正與評定技術。

2 試驗發動機與小涵道比渦扇發動機的差異

試驗發動機由風扇、增壓級、高壓壓氣機、短環燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、內外涵分開排氣系統及相關系統組成，其中增壓級后帶放氣裝置，高壓壓氣機進口導葉和多級靜子可調，帶高壓渦輪主動間隙控制系統和反推力裝置(圖1)。高空臺試驗時，可用工藝短艙模擬反推力裝置。

圖1 試驗發動機反推力裝置Fig.1 The thrust reverser of the testing engine

2.1 結構差異

與通常的小涵道比混合排氣渦扇發動機相比，試驗發動機在結構上的差異主要表現為：外廓尺寸和風扇進口內流道尺寸大，內外涵分開排氣，內外涵噴管出口截面不在同一軸向位置，帶反推力裝置(或工藝短艙)和渦輪主動間隙控制系統。

試驗發動機風扇進口截面面積，是目前國內流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發動機的3.5倍以上。發動機反推力裝置或工藝短艙均由左、右兩段組成，其撐開和閉合均通過艙內安裝的升吊裝置控制。發動機上臺或試驗期間檢查均存在撐開可能，撐開時反推力裝置或工藝短艙水平方向最大尺寸，約為國內流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發動機的3倍。

渦輪主動間隙控制系統，是針對葉尖間隙變大導致效率下降、發動機推力減小、耗油率增加問題而設計的。其通常采用兩種方式實施控制：①利用冷卻氣流對渦輪機匣外壁進行沖擊冷卻，降低外壁溫度，減小機匣溫度膨脹量，從而實現葉尖間隙減小；②渦輪葉尖射流冷卻，利用氣流阻滯作用適當減小葉尖泄漏量，從而增加參與渦輪做功的主流流量，實現葉尖間隙主動控制。

2.2 工作特性差異

分析試驗發動機典型工況(在工作包線內的分布如圖2所示)計算參數可知，與通常的小涵道比混合排氣渦扇發動機相比，試驗發動機的進氣流量大、進氣馬赫數Ma1較低，且大部分典型工況點內外涵噴管落壓比πz,18、πz,8低于臨界落壓比。

圖2 典型工況點及噴管流態分布Fig.2 The distribution of the nozzle flow states at the typical operating points

海平面標準大氣條件下，試驗發動機的進氣流量是目前國內流量最大的小涵道比混合排氣渦扇發動機的3.5倍以上。試驗發動機典型工況的Ma1、πz,18、πz,8和涵道比B見表1。由表中數據可知：

(1)試驗發動機高原起動點慢車狀態的進氣馬赫數最低(僅為0.086)，小涵道比渦扇發動機約為0.150；慢車以上狀態試驗發動機的Ma1變化范圍為0.37～0.42，小涵道比渦扇發動機的Ma1變化范圍為0.50～0.60。

(2)在工作包線右上角(圖2)，試驗發動機πz,8大于第一臨界落壓比πz,cr1，小于或接近第二臨界落壓比πz,cr2；其余區域πz,8＜πz,cr1。在工作包線左下角，試驗發動機πz,8小于或剛達到第一臨界落壓比πz,cr1；其余區域發動機工作在較高功率狀態時πz,8＞πz,cr1。而小涵道比渦扇發動機在典型工況點，其噴管均工作在臨界或超臨界狀態。

(3)試驗發動機B＞5.0，小涵道比渦扇發動機通常B＜1.0。

表1 典型工況點的Ma1、πz,18、πz,8和BTable 1Ma1、πz,18、πz,8andBat the typical operating points

另外，試驗發動機的渦輪主動間隙控制系統工作時，會改變渦輪葉尖附近的流動特性和渦輪部件特性，從而影響發動機匹配性能，使得其與歷史試驗發動機工作特性不同。

2.3 對試驗要求的差異

從前文分析看，試驗發動機在結構、工作特性、使用對象等方面與小涵道比渦扇發動機存在差異，使得其對高空臺試驗的要求也不相同，主要體現在：

(1)試驗艙直徑更大。一方面，因為試驗發動機進氣截面和外廓尺寸大，為減小有限空間對發動機試驗性能的影響，需保證發動機在高空艙內的堵塞比滿足一定要求；另一方面，試驗發動機帶工藝短艙(或反推力裝置)，試驗艙空間應能保證其在撐開時還可以進行發動機上臺和試驗期間檢查等工作。

(2)試驗氣源供氣能力更強。小涵道比渦扇發動機在低空左邊界重點考核起動特性，高空左邊界由于進氣密度降低，對負溫空氣的需求量快速下降；試驗發動機不僅地面進氣流量是小涵道比渦扇發動機的3.5倍以上，而且還考慮到其對溫度特性確定的要求，其溫度包線低空左邊界對負溫空氣的需求量大大增加。

(3)試驗進排氣參數模擬精度要求更高。大部分工況下，試驗發動機內外涵噴管工作在非臨界狀態，使得試驗發動機對進口總壓和噴管排氣環境壓力變化更敏感，且工作特性變化更明顯。研究[2，13]表明，類似的分開排氣大涵道比渦扇發動機，要求穩態進氣壓力模擬偏差0.15～0.30 kPa(對應進氣馬赫數模擬偏差0.01～0.02)、排氣壓力模擬偏差0.2 kPa；小涵道比渦扇發動機在負壓進氣條件下試驗時，進排氣壓力模擬偏差1.0 kPa，在常壓和加壓條件下試驗時，進排氣壓力模擬精度分別為±1.0%、±3.0%。

(4)采用吊掛式安裝。試驗發動機裝機使用時一般采用短艙吊掛翼下安裝，而小涵道比渦扇發動機一般采用嵌入式安裝。另外，由于試驗發動機噴管在大部分工況工作在非臨界狀態，為使發動機噴口附近區域流場與實際使用時盡可能相同，試驗時國外普遍采用吊掛式推力臺架，如美國AEDC的C-2艙還在外涵吊掛處安裝了模擬吊掛的設備。

(5)更關注溫度特性。國內外資料[4-5]表明，類似的分開排氣大涵道比渦扇發動機的高空臺試驗科目，除與小涵道比渦扇發動機相同的高空性能、推力瞬變、起動、進氣畸變等試驗外，還需安排大量溫度特性試驗。試驗發動機首次高空臺試驗的部分內容，就是獲取環境溫度對發動機工作特性的影響。

3 試驗設備

選擇新建高空艙作為試驗發動機首次高空臺試驗設備。該設備由供抽氣機組、高空艙、加降溫系統、排氣冷卻系統、測控系統等組成，其工作原理如圖3所示。供氣機組和加降溫系統提供總溫、總壓滿足試驗要求的空氣；排氣冷卻系統和抽氣機組收集發動機噴管排出的高溫燃氣并增壓，使高空艙壓力滿足發動機排氣環境要求；試驗發動機安裝在高空艙內推力測量臺架(動架)上，進口通過帶密封裝置的進氣流量管與設備的供氣系統相連。測控系統用于試驗數據采集、處理、監視、顯示及進排氣壓力調節控制等。

圖3 高空艙工作原理圖Fig.3 The operating principle of the altitude test cell

該高空艙主要試驗對象，為海平面標準大氣條件下進氣空氣流量約150 kg/s的軍用發動機，其艙體內徑5.7 m，推力臺架為支撐式，供氣溫度范圍為-60～350℃，穩態進氣和排氣壓力調節控制精度設計指標分別為±1.0%、±3.0%。試驗發動機試驗時，高空艙前室可通過的最大常溫空氣流量約450 kg/s，氣源系統可提供的負溫空氣流量約200 kg/s，最大抽氣容積流量大于4.7×104m3/min，監測發動機性能和設備運行狀況的測試通道1 000余個。

4 高空臺試驗技術研究需求分析

基于已有渦扇發動機高空臺試驗技術積累，綜合前文分析，并參考相關資料[4-5，14-16]，認為要保證試驗發動機按計劃在該高空艙內完成首次試驗任務，主要還需開展以下試驗技術研究。

4.1 發動機可試范圍分析

試驗發動機首次試驗時，試驗設備氣源系統供氣能力(尤其是負溫供氣能力)不能滿足其全包線范圍內試驗要求，同時新建設備的排氣冷卻系統特性(如引射能力、排氣擴壓器效率等)也需進一步驗證。因此，需確定試驗發動機在該高空艙內可開展的全部試驗工況，繪制出可試溫度包線、進氣壓力包線、發動機工作包線，并研究設備能力容限范圍內最合適的高空校準模擬條件。

4.2 試驗設備適應性改造要求及方案設計

由于該高空艙的主要試驗對象為小涵道比渦扇發動機，而試驗發動機外廓尺寸和進口尺寸大、供氣流量大、試驗性能影響因素眾多等原因，試驗設備能力、空間大小、空氣流量測量裝置、發動機安裝方式和臺架系統等無法完全滿足要求，故需要研究試驗發動機在試驗艙內的氣動布局方案，設計新的空氣流量測量裝置，評估現有排氣裝置的適用性，并對試驗設備進行適應性改造。

(1)試驗發動機在高空艙內的氣動布局方案設計。基于該高空艙的直徑、寬度，和推力臺架、燃油、滑油、測試等系統的布局特點，以及新設計的空氣流量測量裝置，設計便于發動機和測試管線及工藝系統管道等上臺、安裝、檢查、拆卸，且氣動性能較好的發動機氣動布局方案。

(2)空氣流量測量裝置設計和排氣裝置適用性評估。通過數值分析，確定最優的收縮段型面曲線、直段長度、篦齒位置、測試布局等，獲得進氣裝置流場特性，并完成進氣裝置結構設計和工程設計；選取合理的尾椎與排擴距離，評估現有排氣系統能否滿足典型邊界試驗工況點的排氣要求。

(3)試驗設備適應性改造要求及方案設計。根據上述氣動布局方案、空氣流量測量裝置設計和排氣裝置評估結果，提出試驗發動機試驗設備適應性改造技術要求，并完成相應臺架改造工程設計和強度計算。該部分工作應考慮發動機上臺方式和委托方提出的需求，如發動機引氣、加載、燃油加降溫裝置等的適應性改造技術要求和工程設計。

4.3 試驗測試方法研究

試驗發動機的大部分工況中，外涵噴管工作在非臨界狀態，高空艙內的流場特性變化通過尾噴管前傳，影響風扇和低壓渦輪工作特性，從而影響發動機推力、耗油率等試驗性能；同時，試驗發動機進氣馬赫數低、進氣面積大，進氣空氣流量的準確測量也成為必須攻克的難題。因此，需開展以下試驗測試方法研究：

(1)發動機試驗空氣流量測量與校準方法。空氣流量可基于微壓差、基于流量管收擴方式和基于并聯文丘里噴嘴三種方法測量。大量程微壓差測量存在低速測試精度下降的問題，而小量程需轉換，故又有成本高、控制復雜的缺點。收擴式流量管長度增加，風扇進口截面附面層隨之增厚，若長度不夠則進口流場均勻性無法滿足要求；同時，若風扇進口馬赫數變化范圍大(0.09～0.42)，低速時馬赫數提高不明顯，僅提高到0.14。并聯臨界流文丘里噴嘴測量改造大、費用高，且國內沒有應用于高空臺試驗的技術貯備。因此，需對這三種測量方式進行更深入的研究和對比分析，突破并聯臨界流文丘里噴嘴測試技術，提出經濟可行、精度滿足要求的空氣流量測量與校準方法。

(2)修正試驗推力的測試布局方案設計。發動機試驗推力修正與高空艙內流場特性和噴管出口面積有關，故測試布局方案設計時，應綜合考慮艙內流場均勻性、發動機安裝方式、排氣溫度對測試的影響，并考慮排氣壓力控制參考點選取的需要，確定高空艙內壓力、溫度的測點數和各測點位置，以及內外涵噴管出口熱態面積的測定方法。

4.4 試驗方法研究

據前文所述，試驗發動機高空臺試驗對進排氣壓力模擬偏差容限提出了更高的要求，而所用高空艙進排氣壓力調節控制系統的設計指標明顯偏低，供抽氣系統設備復雜繁多、各子系統耦合關系動態非線性；同時，為盡可能考核試驗發動機，進氣最低溫度、供抽氣容積流量均可能達到設備的極限能力，但設備的試驗經驗積累少、風險高。因此，需重點開展以下試驗方法研究：

(1)優化高空艙進排氣壓力調節控制方案。基于高空臺設備特點，研究進氣溫度、進氣馬赫數、飛行高度等關鍵被控參數的影響因素和耦合關系，利用數值仿真技術分析控制系統關鍵調節閥門的結構特性、流量特性，提出合理可行的進排氣壓力調節控制優化方法；研究進排氣模擬控制系統半物理仿真平臺的構建方法，并搭建平臺用于優化方法驗證。

(2)試驗風險評估與試驗流程設計。基于新建高空艙聯合調試結果，結合試驗發動機工作特點和試驗要求，分析首次試驗可能出現的風險及其危害程度，并針對這些風險制定操作性強的應急方案。根據委托方要求，研究獲得試驗內容的最優組合和各試驗流程的設計方法(如試驗流路設計和投入設備確定原則、發動機進入與退出試驗狀態方法等)，并設計科學的試驗流程。

4.5 試驗性能修正與評定方法研究

由于試驗發動機內外涵噴管出口截面不在同一軸向位置，且大部分工況點內噴管非臨界，以及發動機帶左右兩段組成的工藝短艙(或反推力裝置)和渦輪主動間隙控制系統，使得高空臺試驗性能的影響因素增加，同時還存在增加部分影響因素影響量的可能。為提高試驗性能評估的準確性，不僅需要深入研究和確定全部試驗影響因素、分析作用機理、計算影響量，還需要確定渦輪主動間隙控制對發動機工作特性的影響，并在此基礎上提出主要試驗性能參數的修正方法和評定方法。本項技術研究的主要內容包括：

(1)發動機高空臺試驗性能影響研究。結合試驗發動機和高空艙設備特點，分析確定所有影響因素，以及這些影響因素對發動機空氣流量、推力和耗油率等試驗性能參數的影響機理；計算工藝短艙(或反推力裝置)密封不嚴漏氣、安裝支架和吊掛裝置、高空艙內次流、高空艙內壓力不均勻、進排氣條件模擬偏差等影響因素，對發動機試驗性能的影響量。

(2)渦輪主動間隙控制對試驗發動機工作特性的影響研究。利用試驗和數值仿真，分析機匣外壁沖擊冷卻和渦輪葉尖射流冷卻，對渦輪部件效率、壓比和整機匹配性能的影響。機匣外壁沖擊冷卻效果與沖擊冷卻氣流的壓力、溫度、流量，和射流噴嘴直徑、到外壁面的距離等有關；渦輪葉尖射流冷卻效果與射流孔布局、射流流量、葉尖間隙大小等有關。

(3)發動機高空臺試驗性能修正方法研究與驗證。由于試驗發動機高空臺試驗性能影響因素眾多，各影響因素共同作用時引起的性能參數變化量可能不是簡單的和或系數乘積關系，需綜合分析和評估，從而使得修正方法復雜，同時需驗證修正方法的正確性。因此，本項研究工作應從計算各影響因素在總的影響量中所占比重、確定各影響因素獨立影響與共同作用之間的關系入手，建立起空氣流量、推力、耗油率等主要試驗性能參數的修正方法，并提出單一或組合影響因素對發動機性能參數影響修正方法的驗證方法。

(4)發動機高空臺試驗性能評估方法。不確定度是衡量測試結果準確性的重要指標，與已有的小涵道比渦扇發動機相比，由于試驗發動機推力、耗油率等性能參數的確定方法不同，故需通過研究建立試驗發動機在該高空艙內試驗時主要性能參數不確定度的計算方法；同時，由于對試驗發動機關注的重點不同，還需確定試驗發動機高空臺試驗性能的評估依據、評估參數和主要性能參數的不確定度指標值等。

5 結論

(1)該型分開排氣大涵道比渦扇發動機與小涵道比渦扇發動機相比，具有結構尺寸大、內外涵噴管出口截面位置不同、帶反推力裝置和渦輪主動間隙控制系統的結構特點，且空氣流量大、進氣馬赫數低、內外涵噴管多數工況工作在亞臨界狀態，從而使得其對高空臺試驗的需求不同，即要求大直徑試驗艙、更強的試驗氣源供氣能力、更高的試驗進排氣參數模擬精度和吊掛式安裝等。

(2)新建高空艙現有設備能力有限，開展試驗發動機高空臺試驗，對分開排氣大涵道比渦扇發動機在給定試車臺的可試范圍分析、試驗設備適應性改造技術、試驗測試技術、試驗方法、試驗性能修正與評定技術等提出了新的要求，急需完成相應的預先研究。

(3)本文對分開排氣大涵道比渦扇發動機高空臺試驗技術進行了需求分析，分解得到需要開展的試驗技術研究內容，完成這些技術研究可以保障試驗發動機的高空臺試驗，并對開展其他新型發動機的高空臺試驗工作具有重要的借鑒意義。

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Technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility

MA Qian-rong，SU Jin-you，HOU Xin-zheng
(Key Laboratory on Aero-Engine Altitude Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

The engine tests at the simulated altitude test facility(ATF)are necessary in engine develop?ment.The differences in configuration,technique and the test requirements between high bypass-ratio tur?bofan with separated flow nozzles and low bypass-ratio turbofan were analyzed firstly.Then taking into ac?count the structure and the test capability of a new ATF in China,the technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine with separated flow nozzles test at this ATF were offered,and the techni?cal problems that should be resolved before the first ATF test were also confirmed.It would be helpful for the analysis of technical research requirements on the other new-type engine test at the ATF.

separated flow nozzle；high bypass-ratio engine；altitude simulation test；test method；requirement analysis；R&D before advanced development

V231.3

A

1672-2620(2015)01-0039-06

2014-08-21

2015-02-11

馬前容(1972-)，女，重慶人，研究員，博士，主要從事航空發動機高空模擬試驗技術研究工作。