航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振分析

鄧大志

摘 要：航空燃氣渦輪發(fā)動機是常用的現(xiàn)代武器裝備動力裝置，其具有機械結(jié)構(gòu)復雜的特點。在實際應(yīng)用中，由于外部工作環(huán)境極其惡劣，航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部氣路部件、旋轉(zhuǎn)部件極易發(fā)生各種風險故障。而喘振則是航空燃氣渦輪發(fā)動機在運行過程中出現(xiàn)頻率較高的故障之一，其對整體航空燃氣渦輪發(fā)動機安全運行造成了極大的威脅。文章根據(jù)航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振表現(xiàn)，對其發(fā)生原因進行了簡單的分析，并提出了幾點消除措施。

關(guān)鍵詞：航空燃氣渦輪發(fā)動機；喘振；消喘

中圖分類號：V235.1 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）29-0120-02

Abstract： The aeronautical gas turbine engine is a common power device of modern weapon equipment， which has the characteristics of complex mechanical structure. In practical applications， due to the extremely harsh external working environment， aviation gas turbine engine internal gas path components， rotating parts are prone to a variety of risk failures. Surge is one of the most frequent faults in the process of aeronautical gas turbine engine operation， which poses a great threat to the safe operation of the whole aeronautical gas turbine engine. Based on the surge performance of aeronautical gas turbine engine， this paper simply analyzes the causes of the surge and puts forward some eliminating measures.

Keywords： aviation gas turbine engine； surge； antipanting

前言

喘振主要是指氣流沿航空燃氣渦輪發(fā)動機軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅氣流振蕩情況。一旦航空燃氣渦輪發(fā)動機進入喘振狀態(tài)，不僅會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機自身出現(xiàn)強烈機械振動及熱端超溫，而且會在較短的時間內(nèi)導致燃氣部件出現(xiàn)嚴重破壞，最終導致整體航空燃氣渦輪發(fā)動機出現(xiàn)不穩(wěn)定運行風險。為了避免喘振對航空燃氣渦輪發(fā)動機的影響，對其運行情況進行適當分析具有非常重要的意義。

1 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振表現(xiàn)

以航空燃氣渦輪發(fā)動機特性曲線為入手點，得出若流經(jīng)航空燃氣渦輪發(fā)動機空氣流量降低到一定限度，進而促使運用工況點下滑到喘振邊界左側(cè)。在這期間空氣流量的不穩(wěn)定變化，不僅會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部壓力出現(xiàn)不穩(wěn)定波動，甚至會出現(xiàn)氣流由航空燃氣渦輪發(fā)動機倒流入外界大氣的情況。而氣流倒流情況的出現(xiàn)，則會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部空氣流量減少，進而促使航空燃氣渦輪發(fā)動機功率下降、發(fā)動機推力縮小；航空燃氣渦輪發(fā)動機推力的下降也會導致發(fā)動機整體燃油損耗增加，進而促使航空燃氣渦輪發(fā)動機經(jīng)濟性能不穩(wěn)定風險加大；隨著燃氣消耗率的上升，發(fā)動機排氣溫度指示值也會出現(xiàn)一個較大的上升幅度，最終促使進入航空燃氣渦輪發(fā)動機燃氣室空氣量變小，而在航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部軸向振動的發(fā)生，也增加了航空燃氣渦輪發(fā)動機裂紋、葉片斷裂的風險。

在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振現(xiàn)象發(fā)生后，整體發(fā)動機聲音及外觀也會發(fā)生一定的變化，一方面由于嚴重喘振會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機通道堵塞，促使已壓縮局部氣體從進氣口倒流，而溫度驟降不僅會導致進氣口周邊水汽凝結(jié)，而且會促使發(fā)動機周邊金屬粉末劇烈震蕩，最終出現(xiàn)冒白霧或白煙現(xiàn)象。另一方面，航空燃氣渦輪發(fā)動機正常運行時的聲音為連續(xù)不間斷的嘯聲，而在航空燃氣渦輪發(fā)動機出現(xiàn)喘振現(xiàn)象時，由于燃氣室內(nèi)部空氣無法完全充分燃燒，而較高的尾噴口由于與空氣接觸會出現(xiàn)快速燃燒情況，尾噴口的劇烈燃燒情況不僅會導致航空燃氣發(fā)動機出現(xiàn)低沉聲，而且會出現(xiàn)放炮或火舌噴出情況[1]。

2 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振原因

從根本上來說，航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振主要是由于氣流攻角超出標準值，在航空燃氣渦輪發(fā)動機葉片背部會出現(xiàn)分離情況，并逐步蔓延到整個葉柵通道。這種情況下，航空燃氣渦輪發(fā)動機壓氣機葉柵擴壓能力就無法正常發(fā)揮，進而導致氣流倒流。而后續(xù)高壓氣體倒流情況，也會導致整體壓氣機后半部反壓遠低于標準值。若在這期間壓氣機仍然維持以往的轉(zhuǎn)速，則會導致空氣中大部分氣流重新進入壓氣機，而進入壓氣機動葉氣流攻角也會高于設(shè)計值，隨之導致壓氣機內(nèi)部氣流出現(xiàn)重復減少情況，最終促使航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況的發(fā)生[2]。

3 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除措施

本文以某型號航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)設(shè)計及應(yīng)用為例，對航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振現(xiàn)象預防及消除進行了簡單的分析，具體如下：

3.1 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除數(shù)學模型構(gòu)建

首先對航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征進行評估，在這個過程中，可利用插板、高壓進口葉片導向角α2逼喘，在得出航空燃氣渦輪發(fā)動機典型失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)之后，可依據(jù)原有地面試驗、控制試點飛行失穩(wěn)數(shù)據(jù)，明確航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征。一般來說，若航空燃氣渦輪發(fā)動機失穩(wěn)頻率為5-31Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.3-0.8；而當發(fā)動機失穩(wěn)頻率為19-129Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.2-0.39。依據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù)，可得出該航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振具有明顯的離散性、間斷性、多樣性特征。其次，依據(jù)航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)，可進行航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)據(jù)模型的構(gòu)建，由于在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況發(fā)生時，壓氣機不穩(wěn)定流動的共有特征為壓力脈動，且在相對固定的頻率限度內(nèi)變化，因此，基于發(fā)動機氣動失穩(wěn)能量累積特征模型為：失穩(wěn)能量幅度相對累加變量=1/失穩(wěn)積分時間*飛行時間（脈動壓力信號直流分量-失穩(wěn)門檻限制值*脈動壓力信號交流分量）*失穩(wěn)積分時間[3]。

由以上公式可得出，對于不同類型的航空燃氣渦輪發(fā)動機，僅僅需要變化失穩(wěn)門檻限定值及失穩(wěn)積分時間，就可以控制航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)測控在規(guī)定限度內(nèi)；而對于同一類型航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部多個組合，就需要將可靠性、實時性兩個技術(shù)指標進行協(xié)調(diào)處理。在上述數(shù)學模型運行過程中，可通過不同失穩(wěn)門檻限定值的設(shè)置，進行分級預警。同時對（失穩(wěn)能量幅度相對累加變量，飛行高度）這一特征組合數(shù)值進行計算，依據(jù)喘振消除指令，可有效控制航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除時序，結(jié)合分級控制形式，可最大限度降低航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除環(huán)節(jié)發(fā)動機推力損耗。在這個基礎(chǔ)上，也可以在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除數(shù)學模型內(nèi)部進行多個檢測模型的設(shè)置，以便達到發(fā)動機喘振檢測、預防、控制一體化運行。

3.2 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除優(yōu)化設(shè)計

為了獲得更加優(yōu)良的航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)，就需要對整體發(fā)動機組進行逼喘試驗，為了保證航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)運行經(jīng)濟效益，本文主要采用計算機技術(shù)，進行了發(fā)動機消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真模擬平臺設(shè)置，通過仿真數(shù)據(jù)庫、消喘控制器仿真電路、高速數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)、數(shù)據(jù)模型轉(zhuǎn)化等幾個部分，可為航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)逼喘試驗提供有效的平臺。依據(jù)發(fā)動機氣動特征數(shù)學模型特征及發(fā)動機氣動失穩(wěn)特性，可得出不同的喘振消除方案。為了驗證相關(guān)喘振消除方案的實用價值，可利用歷史失穩(wěn)數(shù)據(jù)、典型逼喘數(shù)據(jù)，在消除系統(tǒng)仿真平臺上進行測試，以便確定最佳消喘方案及參數(shù)。在實際設(shè)計中，可在高性能航空發(fā)動機高增壓比軸流壓氣機應(yīng)用的基礎(chǔ)上，在壓氣機中間級設(shè)計放氣機構(gòu)，并與旋轉(zhuǎn)第一級導流葉片共同運行。即將高增壓比壓氣機劃分為兩個轉(zhuǎn)速不同的壓氣機，并將壓氣機增加比設(shè)置在3.78。在上述喘振消除方法應(yīng)用后，從航空燃氣渦輪發(fā)動機進入喘振狀態(tài)到消喘指令信號發(fā)出后，持續(xù)時間為10-18ms，而以往氣缸處理消喘方案則沒有響應(yīng)，則表明該喘振消除方案在適用性、實時性方面有了極大的提升。

3.3 航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)優(yōu)化驗證

在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)性能驗證過程中，可從空中試驗、地面試驗兩個方面對其運行性能進行檢測評估。一方面，在空中試驗環(huán)節(jié)，可選擇固定的兩個插板，在空中不同高度進行發(fā)動機逼喘試驗。在油門桿固定的情況下，發(fā)動機首次進入喘振狀態(tài)后，可通過消喘系統(tǒng)運行在極短的時間內(nèi)達到穩(wěn)定狀態(tài)[4]。而由于進口畸變流場的影響，在其多次重復進入喘振狀態(tài)后，需要將油門桿拉下才可以促使發(fā)動機進入穩(wěn)定狀態(tài)。若油門桿位置始終維持不變，則該航空燃氣渦輪發(fā)動機會不斷重復進入喘振、消喘的情況中。另一方面，在地面試驗環(huán)節(jié)，可首先對航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)感應(yīng)連接端口進行優(yōu)化設(shè)計，在消喘執(zhí)行機構(gòu)調(diào)整后，可在拓展航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振裕度的同時，實現(xiàn)短時段消喘。在具體試驗過程中，主要利用多臺發(fā)動機臺架，通過多次整體航空燃氣渦輪發(fā)動機機組逼喘驗證，可得出該航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)正常運行概率在99.99%以上。且在油門桿固定的情況下，航空燃氣渦輪發(fā)動機可自動回到穩(wěn)定狀態(tài)。

4 結(jié)束語

綜上所述，在科學技術(shù)發(fā)展過程中，航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振裕度不斷增加，對發(fā)動機消喘工作也提出了更高的要求。而優(yōu)化設(shè)計后的航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)可在油門桿固定的情況下，自行恢復到穩(wěn)定氣流狀態(tài)。因此在實際運行中，機務(wù)工作人員應(yīng)利用三元流壓氣機及非穩(wěn)態(tài)數(shù)學模型，明確現(xiàn)階段航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況發(fā)生原因及主要特征，以便保證喘振消除措施的及時實施，最大限度的降低喘振事故對航空燃氣渦輪發(fā)動機運行安全的影響。

參考文獻：

[1]張萍.航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振淺析[J].科技創(chuàng)新導報，2015（14）：66-67.

[2]王磊，王靖宇，于華鋒，等.發(fā)動機加力喘振故障原因仿真分析[J].航空計算技術(shù)，2017，47（2）：72-75.

[3]雷獅子，李振，王世龍.燃氣輪機喘振故障分析[J].中國機械，2015（10）：150-151.

[4]張婉悅.燃氣輪機空氣壓縮機喘振原因及對策分析[J].工程技術(shù)：引文版，2016（3）：00019.