某型航空發動機進口畸變指數測量試驗研究

楊艷美 賀劍 李華喬

【摘 要】本文簡要介紹了某型航空發動機進口畸變的試驗原理、試驗設備，著重對進口畸變指數測量試驗過程中遇到的喘振、流量測量精度低等關鍵問題進行了詳細的分析研究，提出了解決方法，保證了試驗的順利進行，且結果真實可靠。通過該試驗測定了在不同工作狀態下發動機發生喘振現象時的畸變指數，得出了相關變化規律，為該型發動機的穩定性評估提供了依據，同時文中試驗方法可為其他型發動機的畸變試驗提供參考。

【關鍵詞】航空發動機;進口畸變;進口畸變指數測量

中圖分類號： V216 文獻標識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）04-0042-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.04.017

Experimental Study on the Inlet Distortion Index Measurement of an Aeroengine

YANG Yan-mei HE Jian LI Hua-qiao

（AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute， Zhuzhou Hunan 412002， China）

【Abstract】The principle and equipment of the inlet distortion experiment of an aeroengine were briefly described .The detailed analysis research of the key problems such as surge， low accuracy of flow measurement and so on encountered during the inlet distortion index measurement was mainly carried on and the solution to ensure the smooth running of the test was proposed by this paper， and the results are real and valid. The distortion index of the engine under different working conditions was measured and the relevant change rules were obtained by the test which offered basis for the stability assess of the engine， and the methods in this paper can provide a reference for the distortion test of other types of engine.

【Key words】Aeroengine; Inlet distortion; Inlet distortion index measurement

0 引言

發動機進氣畸變是影響發動機穩定性的一個很關鍵的降穩因子，它會引起穩定邊界的下降，從而使穩定裕度減少，若超過了可用穩定裕度，發動機將產生氣動不穩定性，嚴重時可導致喘振、空中熄火停車 ，甚至損壞發動機[1]。

隨著對飛機的使用需求越來越高，發動機進口壓力畸變對其穩定性的影響就越來越重要。畸變指數是衡量發動機進口流場分布偏離均勻流場的指標，用來表示氣動界面上的流場品質，它與壓縮系統喘振壓比損失建立相關方程，用來評定發動機的性能和穩定性[2]，因此就要依賴于對壓氣機進口畸變進行研究，通過試驗確定畸變指數等參數。

1 試驗原理

試驗采用在發動機進口設置可移動插板式畸變發生器的方法對發動機進行進口畸變試驗。由于在整機臺架試驗中無法直接對發動機進口畸變指數進行測量，因此，試驗分為兩部分進行，本文著重對第2部分進行研究。

1.1 整機臺架進口畸變試驗

試驗中緩慢推進插板使發動機達到喘振邊界，確定不同工作狀態下發動機發生喘振現象時的插板位置和進口空氣流量參數，試驗系統簡圖見圖1。

1.2 給定條件的畸變指數測量試驗

根據第一步試驗確定的參數，在部件試驗臺進行畸變指數測量試驗（用抽氣風機進行抽氣模擬整機試驗的發動機進氣條件），測定在不同工作狀態下發動機發生喘振現象時的綜合壓力畸變指數W、周向總壓畸變指數DC60等參數。

2 畸變指數測量試驗設備

2.1 試驗件布置

進口畸變測量試驗的試驗件包括流量管、整流進氣道、插板式畸變裝置（畸變發生器）、進氣機匣和整流錐。

與整機試驗不同的是：試驗件與設備主氣流管道連接，利用抽氣風機進行抽氣，通過調節風機轉速和管道閥門的開度，使試驗件的進口空氣換算流量Wa1c達到插板位置H對應狀態的規定值（根據整機試驗測定的值）;增加了畸變測量段，通過測量氣動（2-2）截面的氣動參數來獲得進氣畸變指數。

2.2 插板畸變裝置

插板式畸變裝置工作時的插板幾何特性如圖2所示。H為插板的插入深度，D為發動機進口直徑。

3 試驗中關鍵問題及其解決方法

3.1 小流量試驗狀態引起的喘振

在前期性能試驗調試階段，發動機慢車等狀態的最小流量（Wa1c=1Kg/s左右時）狀態引起抽風機喘振，導致試驗無法順利進行。

原因分析：當插板插入到一定深度時，截流增大，引起設備動力風機抽氣量不足，出現喘振現象。

解決方法：增加補氣裝置，經過不斷摸索，在適當位置對風機進口進行補氣，解決了該問題。

3.2 流量測量精度

為了提高流量測量精度，試驗采用了流量管和標準文氏管，流量管設置在整流進氣道前端，文氏管設置在主氣流管道上。

文氏管精度可達±1%FS，滿足試驗的要求。相比于流量管，在差壓式流量計中，文氏管的準確度最高，壓力損失較低，且文氏管不容易受到摩擦破壞，無污垢附差，試驗過程中以設備流量測量裝置即文氏管為準。流量管用來與文氏管做流量對比，進一步保證測量的有效性。

3.3 壓力場測量方法及壓力測量精度

在試驗過程中測量氣動（2-2）截面的氣動參數，既要測得密集有效的壓力參數來真實反映發動機進口的壓力場，又不能堵塞進氣，同時要保證壓力測量的精度，試驗采用以下方法進行測量：

（1）采用旋轉式總壓測量裝置，在旋轉測量機構的圓環上按三等份圓周安裝3支總壓探針、3支單點動壓探針、連接3個靜壓測點，每支總壓探針安排6個測量點，均按等環面分布;

（2）試驗過程中采用DSA壓力測量系統，精度為±0.05%。

（3）測試圓盤首先在“0”位測量一次總壓和動態壓力，然后按順時針方向（順著氣流方向看）依次轉動11次，每間隔10°測量一次出口壓力場;

（4）試驗數據的采集要在狀態穩定后進行：即Wa1c穩定30秒且與規定值的偏差不大于±1%后記錄參數。

試驗表明，通過上述方法真實有效的測定了發動機進口壓力場，同時保證了測量精度。

4 試驗結果

發動機不同狀態下的綜合壓力畸變指數W和周向總壓畸變指數DC60隨插板插入深度H變化的關系曲線，見圖3。由圖可知，綜合壓力畸變指數W與畸變板的插入深度H成正比，同一H值下，發動機運行狀態越高，W值越大。

5 結論

本文對某型航空發動機進口畸變指數測量試驗中出現的關鍵問題進行了詳細分析，提出了解決方法。通過試驗測定了在不同工作狀態下發動機發生喘振現象時的綜合壓力畸變指數W和周向總壓畸變指數DC60等參數，得出了相關變化規律，為發動機抗進口總壓畸變能力的確定提供了數據，同時文中試驗方法可為其他型發送機畸變試驗提供參考。

【參考文獻】

[1]王有文，張億力.進氣畸變的研究發展及對發動機穩性的分析[J].南華動力.2006（2）：10-19.

[2]孔迪.某型航空發動機進氣壓力畸變試驗研究[J].航空發動機.2014，40（3）：60-65.

[3]王斌，李軍.某型渦扇發動機進氣壓力畸變的試驗研究[C].中國航空學會發動機試驗與測試技術學術交流會.2002.

[4]李宏新，李國權.航空發動機動力傳輸系統的技術發展思考[J].航空發動機，2013，39（2）：1-5.

[5]梁春華，劉紅霞，索德軍，等.美國航空航天平臺與推進系統的未來發展及啟示[J].航空發動機，2013，39（3）：6-11.