高空超聲速渦扇發動機喘振特征及擴穩措施的飛行試驗研究

申世才，郝曉樂，賈一哲

（中國飛行試驗研究院發動機所，西安710089）

高空超聲速渦扇發動機喘振特征及擴穩措施的飛行試驗研究

申世才，郝曉樂，賈一哲

（中國飛行試驗研究院發動機所，西安710089）

基于可調斜板式進氣道及渦扇發動機，研究了飛機高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調零后渦扇發動機的喘振特征，及放大尾噴口臨界截面面積和提高風扇轉速的擴穩措施對發動機穩定性的影響。結果表明：進氣道可調斜板快速調零引起的發動機進口壓力波動，會導致進氣道與發動機流量不匹配，進氣畸變增大；較低風扇換算轉速下，進氣畸變等降穩因子會導致發動機穩定裕度不足；放大尾噴口臨界截面面積，提高了發動機的穩定性，喘振概率大大降低；增加最小燃油流量，提高高空發動機慢車狀態風扇轉速，可避免發動機進入低轉速易喘振區域。

渦扇發動機；喘振；進氣道可調斜板；尾噴口臨界截面面積；風扇轉速；擴穩；飛行試驗

1　引言

壓縮系統失速、喘振等不穩定現象將引起發動機推力下降，嚴重時會導致性能急劇惡化、發動機停車、進氣道和發動機機械性損壞，甚至造成飛行事故。為此，航空界對影響壓縮系統穩定性的因素給予了極大關注，并對提高發動機工作穩定性的措施進行了大量研究。

發動機工作穩定性主要指風扇和壓氣機的穩定性。劉大響等［1］指出，壓氣機的氣動穩定性決定了燃氣渦輪發動機的穩定性，且發動機的穩定性還受渦輪或噴管等下游部件特性的影響。田金虎等［2］通過發動機高空壓力畸變試驗，研究了壓力畸變、低雷諾數、引氣和功率提取對發動機穩定性的影響。此外，發動機工作穩定性還與進氣道的穩定工作密切相關［3］。蔡元虎等［4］指出，進氣畸變使得壓氣機穩定工作邊界在壓氣機特性圖中向右下方移動，降低了發動機的穩定裕度。施磊等［5-6］研究了跨聲速小流量進氣道與發動機的相容性，提出發動機小流量狀態的穩定性設計需考慮和重視進發相容性。

為提高發動機穩定性，擴大發動機使用包線，業界進行了大量的研究，發展形成了多種擴穩措施或調節技術。如F119、AL-31?等高推重比渦扇發動機，已普遍采用多變量幾何調節技術，提高風扇、壓氣機的穩定裕度，擴大風扇、壓氣機的穩定工作范圍。吳虎等［7］利用建立的計算模擬程序，對發動機變幾何調節方案進行了優化分析，指出變幾何調節可使發動機性能和穩定裕度獲得最佳匹配。同時，為實現進氣道與發動機流量和流場的匹配，現代戰斗機大多采用可調斜板控制進氣道喉道面積［8］。史建邦等［9］利用CFD數值模擬方法，研究了可調斜板式進氣道斜板板位快速調零引起的激波系變化。

目前，國內發動機喘振及擴穩措施的飛行試驗研究，主要采用飛行臺插板逼喘等方式［10-11］。但由于飛行臺插板逼喘通常受限于飛行臺的飛行包線（飛行臺通常選用運輸機或客機，飛行包線通常在中低空亞聲速范圍），而對高空超聲速飛行狀態發動機喘振和擴穩措施的研究較少涉及。本文利用某超聲速飛機，研究高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調零后渦扇發動機的喘振特征，及放大尾噴口臨界截面面積和提高風扇轉速的擴穩措施對發動機穩定性的影響。研究結果對高空超聲速狀態渦扇發動機穩定性設計具有一定的參考價值。

2　試驗對象和測量方案

2.1試驗對象

被試發動機為加力式渦扇發動機，其增壓系統由風扇、高壓壓氣機組成。試驗載機為超聲速飛機，其進氣道為外壓、可調斜板式進氣道。進氣道斜板共分為三級，一級斜板固定不動，二級斜板由作動筒控制，第三級為鉸鏈板，隨二級斜板動作；進氣道喉道截面位于二級斜板與鉸鏈板的連接處，如圖1所示。進氣道斜板板位調節量由發動機風扇換算轉速控制，飛行馬赫數大于Ma1（進氣道斜板起調馬赫數）時起調，小于Ma2（進氣道斜板調零馬赫數）時調零（Ma2＜Ma1）。

2.2測量方案

沿進氣道出口至渦輪后，在內外涵流道加裝壓力傳感器，如圖2所示。測取的壓力參數有：發動機進口總壓pt1、風扇外涵出口總壓pt13、風扇內涵出口總壓pt23、高壓壓氣機出口總壓pt31、渦輪后總壓pt6、外涵出口總壓pt16。同時還測取了進氣道斜板板位信號θz、風扇外涵出口總溫T13、喘振信號Sur等參數。

圖1　進氣道示意圖Fig.1 Sketch map of inlet duct

圖2　測量點示意圖Fig.2 Sketch map of measuring stations

3　喘振特征

3.1喘振現象

試驗中飛機高空超聲速平飛減速，發動機收油門桿減速至慢車狀態，發動機出現喘振現象。經過多次試驗，發現發動機喘振的概率較大，且具有以下特點：①不確定性，并不是每一次試驗都出現喘振現象；②喘振均發生在較低的風扇換算轉速（風扇相對換算轉速65%以下），為高空發動機慢車狀態；③喘振均發生在進氣道斜板板位快速調零之后；④飛行中喘振點難以回避。圖3為喘振點統計分析結果，圖中nLcor為風扇相對換算轉速。

3.2喘振原因

建立如圖4所示的發動機喘振故障樹，對發動機流道轉、靜子件進行孔探檢查，同時對喘振數據進行分析。進氣道流道、轉靜子件等未發現異常，進氣道斜板、發動機幾何面積控制規律、供油規律均符合設計要求。

對發動機流道相關參數的變化進行分析。圖5示出了進氣道斜板板位快速調零前后發動機沿流程壓力參數變化。可見：0.7 s時進氣道斜板板位根據調節規律快速調回零位，隨后發動機沿流程壓力均存在不同程度的波動，且波動幅度逐漸增大，風扇內涵出口壓力波動尤為明顯，3.2 s時發動機喘振；而在進氣道斜板板位調回零位之前，發動機沿流程壓力無明顯波動。這說明進氣道斜板板位快速調零是造成發動機流道壓力參數波動的主要因素。原因是由于發動機收油門桿減速至慢車狀態，隨著馬赫數的減小，進氣道斜板根據調節規律快速調回零位，進氣道氣流通道面積突然增大，而發動機慢車狀態需求進氣流量較小，導致進氣道與發動機流量不匹配，進氣畸變增大。喘振出現前風扇外涵出口總溫有明顯躍升，說明風扇有較為明顯的失速現象。因此，進氣畸變導致風扇穩定裕度大幅降低，加之低雷諾數、功率提取等降穩因子［1-2，12］的影響，風扇穩定裕度進一步降低。當風扇穩定裕度不足時（即工作點在喘振邊界上或越過喘振邊界）將出現不穩定工作。而風扇在不穩定工作狀態下出口流場品質較差，進氣畸變傳遞至壓氣機［13-15］，導致高壓壓氣機損失部分穩定裕度，加之低雷諾數、功率提取等降穩因子［1-2，11］的影響，高壓壓氣機穩定裕度進一步降低。

圖3　發動機喘振區域Fig.3 Engine surge region

圖4　發動機喘振故障樹Fig.4 Fault tree of engine surge

4　變幾何擴穩措施

根據發動機喘振原因，可從兩方面改善發動機的穩定性：一是優化進氣道斜板控制規律，減弱或消除進氣道出口壓力波動；二是提高發動機慢車狀態風扇、壓氣機的抗畸變能力。本文從提高發動機抗畸變能力的角度，采取了放大尾噴口臨界截面面積的變幾何擴穩措施。

4.1尾噴口擴穩措施

改變尾噴口臨界截面面積A8可調節風扇特性圖上共同工作線走向，以此影響發動機內外涵道參數間的相互關系及特性。圖6給出了噴口臨界截面面積變化對風扇共同工作線的影響，圖中πk為風扇壓比，Gkcor為風扇換算流量。當尾噴口臨界截面面積增大時，一方面外涵的流通能力提高，涵道比增大，風扇的流通能力增大，風扇共同工作線向遠離喘振邊界的方向移動，此時風扇的穩定裕度增加；另一方面，低壓渦輪落壓比增大，使風扇共同工作線向喘振邊界方向移動，此時風扇的穩定裕度降低。在以上兩種因素作用下，風扇共同工作線的最終移動取決于設計涵道比的大小［16］。尾噴口臨界截面面積增大，也會造成風扇效率降低、發動機推力下降等不利影響［16-17］。

圖6　渦扇發動機尾噴口臨界截面面積變化對風扇共同工作線的影響Fig.6 Effects of different exhaust nozzle throat area of turbofan engine on fan operating line

經理論計算和地面試車驗證，采取如圖7所示的尾噴口臨界截面面積放大規律，發動機尾噴口臨界截面面積隨著風扇換算轉速的降低而逐漸放大。

圖7　高空發動機慢車狀態尾噴口臨界截面面積控制規律Fig.7 Control laws of exhaust nozzle throat area with high-altitude in idle

4.2試驗驗證

尾噴口臨界截面面積擴穩措施貫徹后，發動機沿流程壓力波動幅度顯著減弱，如圖8所示。經多次飛行試驗驗證，發動機僅喘振1次，喘振概率大大降低。

5　提高風扇轉速擴穩措施

放大尾噴口臨界截面面積的擴穩措施，增加了風扇的穩定裕度，但此措施仍不能避免發動機喘振的發生。根據喘振發生在較低風扇換算轉速的特點，期望提高發動機慢車狀態的風扇轉速，以回避低轉速易喘振區域，同時增加發動機慢車狀態的需求空氣流量，改善進氣道氣流通道面積突然增大導致的流量不匹配。

圖8　擴穩前后發動機流道壓力參數波動情況Fig.8 Comparison of pressure in flow-path before and after enlarging engine surge margin

隨著飛行高度的增加，空氣密度降低，慢車轉速逐漸增加，從而滿足油氣的匹配，保證發動機慢車狀態穩定。由于高空發動機慢車轉速由最小燃油流量控制，因此提高最小燃油流量可提高發動機慢車狀態的風扇轉速。在貫徹放大尾噴口臨界截面面積的擴穩措施后，對增加最小燃油流量提高風扇轉速的擴穩措施進行了飛行試驗驗證，結果如表1所示。可見，貫徹放大尾噴口臨界截面面積的擴穩措施的同時，最小燃油流量增加28%，風扇相對換算轉速可提升14%左右，可完全避開低轉速易喘振區域，從而避免發動機出現喘振。經多次飛行試驗驗證，發動機未再出現喘振。

表1　最小燃油流量變化對高空發動機慢車轉速的影響Table 1 Effects of different minimum fuel flow on high-altitude rotor speed in idle

6　結論

本文研究了飛機高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調零后，渦扇發動機的喘振特征，以及擴穩措施對發動機穩定性的影響，得到如下結論：

（1）進氣道可調斜板快速調零引起發動機進口壓力波動，導致進氣道與發動機流量不匹配，進氣畸變增大。

（2）在較低風扇換算轉速下，受進氣畸變及低雷諾數、功率提取等降穩因子的影響，發動機的穩定裕度不足。

（3）放大尾噴口臨界截面面積的變幾何擴穩措顯著減弱了發動機沿流程壓力的波動，改善了發動機的穩定性，喘振概率大大降低。

（4）增加最小燃油流量，可提高高空發動機慢車狀態風扇轉速，從而避免發動機進入低轉速易喘振區域，同時改善了因進氣道氣流通道面積突然增大導致的流量不匹配。

（5）根據發動機喘振特征，將進一步研究優化進氣道可調斜板控制規律，消除進氣道斜板快速調零引起的發動機進口進氣壓力波動。

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Flight test of surge characteristic and measures to enlarge the engine surge margin on a high-altitude supersonic turbofan engine

SHEN Shi-cai，HAO Xiao-le，JIA Yi-zhe
（Engine Flight Test Technology Institute of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

Based on the adjustable ramp inlet and turbofan engine,the surge characteristics after the inlet ramp position fast adjusted to zero,and the effect of enlarging the exhaust nozzle throat area and increasing the fan speed to the engine stability was investigated during the flight speed reduction in high-altitude supersonic condition.The results indicate that,firstly,the inlet ramp position fast adjusted to zero will lead to the fluctuation of engine inlet pressure,the flow in the inlet duct and engine will not match,and the intake distortion will increase.Secondly,the intake distortion and other factors will result in the lack of engine surge margin with the low fan speed.Thirdly,the enlargement of the exhaust nozzle throat area will increase the engine surge margin and the probability of surge will decrease greatly.Fourthly,increasing the minimum fuel flow will improve the fan speed in idle,and prevent the engine from incidental surge region.

turbofan engine；surge；the adjustable ramp inlet；exhaust nozzle throat area；fan speed；enlarge the engine surge margin；flight test

V231.1

A

1672-2620（2016）03-0007-04

2014-12-24；

2016-06-15

申世才（1983-），男，山東成武人，工程師，碩士，主要從事航空發動機性能特性研究。