航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性問題淺析

蔣 聰，尹 超

(1.中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 金城南京機(jī)電液壓工程研究中心，江蘇 南京 210006；2.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 揚(yáng)州協(xié)同創(chuàng)新研究院有限公司，江蘇 揚(yáng)州 225000)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為航空飛行器的心臟，其性能和穩(wěn)定性的優(yōu)劣直接決定了飛行器性能的好壞[1，2]。隨著飛機(jī)性能的不斷提高，飛行高度、速度、機(jī)動(dòng)性不斷提升，但也伴隨著因發(fā)動(dòng)機(jī)故障導(dǎo)致飛機(jī)迫降甚至摔落的事故，而發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)失穩(wěn)則是發(fā)動(dòng)機(jī)所有故障中最嚴(yán)重的一種。目前航空飛行器廣泛使用的是帶有壓縮部件的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，這一類航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、風(fēng)扇/壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、加力燃燒室和尾噴管組成。航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)始終沿著高推重比、低油耗、長壽命和高可靠性的方向發(fā)展，其推力已由最初的200 kg～300 kg發(fā)展到現(xiàn)在的58 000 kg，幾乎增大了200倍；耗油率由最初的大于0.1 kg/(N·h)降到了0.035 kg/(N·h)，降低了約2/3；發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命由最初的幾十小時(shí)發(fā)展到了2萬～3萬小時(shí)；而推重比則由最初的小于1發(fā)展到了大于10[3]。然而，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)在追求高性能的同時(shí)導(dǎo)致其風(fēng)扇/壓氣機(jī)壓縮系統(tǒng)內(nèi)部呈現(xiàn)出強(qiáng)逆壓梯度的流動(dòng)特點(diǎn)，如果壓氣機(jī)中的氣流控制不好則容易產(chǎn)生氣流分離，進(jìn)而引發(fā)局部失速，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生氣動(dòng)失穩(wěn)現(xiàn)象，因此壓氣機(jī)氣動(dòng)性能與其穩(wěn)定性是一對矛盾體。本文針對渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中唯一的增壓部件——壓氣機(jī)的工作特性進(jìn)行分析，歸納渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要降穩(wěn)因子，并提出當(dāng)前渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用上防喘擴(kuò)穩(wěn)的主要措施和方法。

1 壓氣機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性的基本涵義

壓氣機(jī)作為航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的增壓部件，其氣動(dòng)性能和穩(wěn)定性直接決定了整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。壓氣機(jī)的性能水平主要由其增壓比和效率衡量，這兩個(gè)性能參數(shù)通常描述為壓氣機(jī)流量、轉(zhuǎn)速的曲線關(guān)系，形成壓氣機(jī)的特性圖[4]，如圖1所示。圖1中，設(shè)計(jì)點(diǎn)d和近失速點(diǎn)s的總體特性包含壓比、效率和流量等，每一條等轉(zhuǎn)速線的左邊界點(diǎn)(最小穩(wěn)定流量點(diǎn))連起來就構(gòu)成了壓氣機(jī)的穩(wěn)定邊界線，當(dāng)工作點(diǎn)穿過穩(wěn)定邊界進(jìn)入非穩(wěn)定工作區(qū)域時(shí)，壓氣機(jī)將進(jìn)入不穩(wěn)定工作狀態(tài)。

圖1 典型壓氣機(jī)特性圖

壓氣機(jī)的不穩(wěn)定狀態(tài)主要包括旋轉(zhuǎn)失速和喘振兩種。旋轉(zhuǎn)失速由覆蓋少量葉片的若干個(gè)失速團(tuán)組成，而且失速團(tuán)以部分轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速沿轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向旋轉(zhuǎn)，其危害主要為頻率高、強(qiáng)度大，容易引發(fā)顫振、葉片疲勞斷裂。而喘振是由壓氣機(jī)及其進(jìn)、出口管道和下游節(jié)流裝置等構(gòu)成的整個(gè)壓縮系統(tǒng)的一種以氣流中斷為特征的不穩(wěn)定流態(tài)，當(dāng)壓縮系統(tǒng)進(jìn)入喘振時(shí)，通過系統(tǒng)的流量以及壓氣機(jī)出口的壓力等參數(shù)都隨時(shí)間作低頻振蕩。喘振與旋轉(zhuǎn)失速不同，對于完全發(fā)展的旋轉(zhuǎn)失速來說，流過壓氣機(jī)的面平均流量是穩(wěn)定的，不隨時(shí)間變化，只是局部失速團(tuán)的出現(xiàn)破壞了壓氣機(jī)中原有的軸對稱流態(tài)，而且失速團(tuán)繞軸旋轉(zhuǎn)使得周向局部位置的流動(dòng)具有非定常特性。但是，此時(shí)壓氣機(jī)仍能實(shí)現(xiàn)與下游部件的穩(wěn)定匹配，從而整個(gè)壓縮系統(tǒng)仍能穩(wěn)定于某一個(gè)工作點(diǎn),只是流量、壓升(或壓比)和效率都有較大的下降，系統(tǒng)的氣動(dòng)性能惡化。喘振時(shí)壓氣機(jī)不能實(shí)現(xiàn)與下游部件的穩(wěn)定匹配，從而使得整個(gè)壓縮系統(tǒng)進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)。喘振危害極大，容易引發(fā)壓氣機(jī)強(qiáng)烈的機(jī)械振動(dòng)造成損壞，熱氣回流造成超溫導(dǎo)致部件損壞(如圖2所示),因此為了保證壓氣機(jī)正常工作，目前壓氣機(jī)設(shè)計(jì)采用的是設(shè)定一段“穩(wěn)定裕度”，使得壓氣機(jī)在距離其穩(wěn)定邊界線一定范圍的右下方的工作點(diǎn)上工作。喘振邊界線與壓氣機(jī)共同工作線之間的區(qū)域(如圖1中灰色部分)即為壓氣機(jī)的可用穩(wěn)定裕度，參照圖1中的設(shè)計(jì)點(diǎn)d和近失速點(diǎn)s，穩(wěn)定裕度定義為：

圖2 某燃?xì)廨啓C(jī)因壓氣機(jī)喘振導(dǎo)致的葉片故障

(1)

對于航空發(fā)動(dòng)機(jī)用的壓氣機(jī)，一般情況，在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下壓氣機(jī)綜合穩(wěn)定裕度在15%～25%左右，同時(shí)這也就意味著壓氣機(jī)可以提供的最大增壓能力沒有得到充分發(fā)揮。為了滿足壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度的要求，通常允許損失3%的壓氣機(jī)效率。因此，壓氣機(jī)設(shè)計(jì)始終面臨著壓比、效率和穩(wěn)定裕度之間的矛盾和折衷。

2 壓氣機(jī)降穩(wěn)因子分析

各類降低壓氣機(jī)穩(wěn)定性的因素統(tǒng)稱為降穩(wěn)因子。壓氣機(jī)主要降穩(wěn)因子有發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的改變、工作環(huán)境的惡化等。

發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)隨著飛機(jī)飛行狀態(tài)的改變而變化，主要表現(xiàn)形式為：加減速、接通/切斷加力以及引氣或功率提取。通過分析某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架狀態(tài)的加速對風(fēng)扇、壓氣機(jī)穩(wěn)定性的影響發(fā)現(xiàn)，加速過程中，風(fēng)扇穩(wěn)定裕度增大，壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度減小，部分轉(zhuǎn)速加速對壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度影響可達(dá)7%～10%。加速過程中，功率提取均降低風(fēng)扇、壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度，其中對風(fēng)扇的穩(wěn)定裕度影響較為明顯。通過分析動(dòng)態(tài)過程對某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響發(fā)現(xiàn)[5]，接通加力過程中，高壓壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度基本不變，風(fēng)扇的穩(wěn)定裕度波動(dòng)較大，下降可達(dá)11%；斷開加力時(shí)，高壓壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度基本不變，風(fēng)扇的穩(wěn)定裕度下降約3%。

發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境惡化主要指進(jìn)氣流場品質(zhì)惡化即進(jìn)氣畸變、高空低速飛行時(shí)的低雷諾數(shù)環(huán)境等。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際使用過程中也會(huì)有許多因素造成進(jìn)氣畸變，例如：飛機(jī)的大機(jī)動(dòng)飛行就造成進(jìn)口總壓畸變；戰(zhàn)斗機(jī)在發(fā)射武器時(shí)，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)吸入導(dǎo)彈噴出的熱燃?xì)猓谶M(jìn)口形成瞬時(shí)溫升和壓力波動(dòng)；艦載機(jī)在離艦過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)吸入彈射器釋放的高溫蒸汽，使得進(jìn)口出現(xiàn)局部高溫區(qū)，容易造成發(fā)動(dòng)機(jī)喘振；飛行途中遭遇大氣陣風(fēng)、旋渦和自由紊流的吸入也會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部出現(xiàn)明顯的動(dòng)態(tài)擾流現(xiàn)象。幾種典型的進(jìn)氣畸變形成原因如圖3所示。

圖3 典型進(jìn)氣畸變形成原因

通過分析總壓畸變和總溫畸變對某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響發(fā)現(xiàn)，總壓畸變在風(fēng)扇中衰減幅度最大，發(fā)動(dòng)機(jī)在高轉(zhuǎn)速下運(yùn)行達(dá)到臨界總壓畸變值時(shí)風(fēng)扇率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速下運(yùn)行時(shí)增壓級(jí)率先失穩(wěn)；總溫畸變在高壓壓氣機(jī)中衰減幅度最大，發(fā)動(dòng)機(jī)在高轉(zhuǎn)速運(yùn)行達(dá)到臨界總溫畸變值時(shí)，高壓壓氣機(jī)率先失穩(wěn)，在低轉(zhuǎn)速運(yùn)行時(shí)增壓級(jí)率先失穩(wěn)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)在高空低速飛行時(shí)，由于雷諾數(shù)低于臨界值將引起壓氣機(jī)和渦輪等部件特性發(fā)生變化，使發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度降低。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不變時(shí)，雷諾數(shù)與壓氣機(jī)進(jìn)口大氣壓力成正比，與溫度成反比；飛行高度增加時(shí)，空氣壓力比溫度下降快得多，因此，壓氣機(jī)各級(jí)雷諾數(shù)迅速下降，且壓氣機(jī)尺寸越小，雷諾數(shù)下降得越快，對壓氣機(jī)特性影響越大。

通過分析雷諾數(shù)對某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響發(fā)現(xiàn)[6]，在低空區(qū)雷諾數(shù)對渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和穩(wěn)定性影響可以忽略不計(jì)，但在高空低速區(qū)(馬赫數(shù)0.5,高度20 km)，雷諾數(shù)對渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能和穩(wěn)定性影響顯著，渦輪前總溫劇烈升高，推力增大3%～6%，耗油率增大8%～10%，穩(wěn)定裕度下降19%～39%。因此，在高空低速區(qū)航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)值模擬必須考慮部件特性雷諾數(shù)的影響。

其他降穩(wěn)因子如有異物或葉片斷裂打壞壓氣機(jī)，維護(hù)不當(dāng)，進(jìn)氣道、壓氣機(jī)通道積污等也會(huì)對壓氣機(jī)的穩(wěn)定性造成損害。表1給出了一些主要降穩(wěn)因子對壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度的典型影響和主要影響區(qū)域，可以看出進(jìn)氣畸變對壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度影響較大，同時(shí)生產(chǎn)、制造偏差的影響也不容忽視。

表1 渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)主要降穩(wěn)因子及影響區(qū)域

3 壓氣機(jī)擴(kuò)穩(wěn)策略

壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度需要綜合考慮各個(gè)降穩(wěn)因子的影響，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)或飛機(jī)處于比較惡劣的使用環(huán)境或?qū)C(jī)動(dòng)性要求高的時(shí)候，必須要擴(kuò)大壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度。當(dāng)前工程應(yīng)用上提高壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度、防止喘振的方法主要有被動(dòng)式和主動(dòng)式兩種。所謂被動(dòng)式防喘是指當(dāng)壓氣機(jī)葉型正攻角過大，在葉背將要產(chǎn)生嚴(yán)重分離時(shí)才起作用的措施，常規(guī)的措施主要有中間級(jí)放氣、采用可調(diào)導(dǎo)葉/靜子葉片、采用可調(diào)進(jìn)口通道面積等。所謂主動(dòng)式防喘是指在設(shè)計(jì)過程中從不同角度來擴(kuò)大壓氣機(jī)穩(wěn)定邊界，按需擬定合理的壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度的措施，主要措施有設(shè)置紊流發(fā)生器、機(jī)匣處理等。

在沒有外部能源供應(yīng)的條件下，要增強(qiáng)附面層抗分離能力的一種方法就是強(qiáng)化附面層內(nèi)部以及附面層和主流之間的能量交換，具體措施就是在葉片上設(shè)置紊流器，使被繞流表面一側(cè)的氣流強(qiáng)迫紊流化，葉片上的紊流器原則上可以由整體的或間斷的一些凸肩構(gòu)成，這些凸肩可以具有不同的高度。

進(jìn)氣畸變對壓氣機(jī)的直接影響就是不穩(wěn)定邊界的右下移動(dòng)，和無畸變時(shí)相比縮小了穩(wěn)定工作范圍，使得穩(wěn)定裕度大大下降。為了擴(kuò)大壓氣機(jī)的穩(wěn)定工作范圍和提高壓氣機(jī)的抗畸變能力，除了在設(shè)計(jì)葉片時(shí)采用小的展弦比外，從20世紀(jì)60年代開始采用了“機(jī)匣處理”技術(shù)，這種技術(shù)發(fā)展很快。結(jié)構(gòu)簡單、效果明顯的機(jī)匣處理技術(shù)已經(jīng)在新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)中得到了實(shí)際有效的應(yīng)用，機(jī)匣處理的形式很多，經(jīng)過實(shí)驗(yàn)考驗(yàn)的大體有如下幾種：蜂窩式、周向槽式、軸向縫式、葉片角向縫式、軸向傾斜縫式等。除周向槽式以外，其他各種機(jī)匣處理均可帶氣室或不帶氣室。實(shí)驗(yàn)證明，與實(shí)壁機(jī)匣相比，采用機(jī)匣處理后，壓氣機(jī)的不穩(wěn)定邊界都不同程度地向左上方移動(dòng)，從而使穩(wěn)定裕度提高。

傳統(tǒng)的機(jī)匣處理希望通過改變流動(dòng)堵塞特別是葉尖的堵塞來實(shí)現(xiàn)擴(kuò)穩(wěn)的目的，近年來，逐漸流行另一種通過抑制失速先兆的演化來實(shí)現(xiàn)擴(kuò)穩(wěn)的結(jié)構(gòu)，被稱為SPS機(jī)匣處理[7]，其基本原理是通過一種帶背腔的斜槽式機(jī)匣處理，改變動(dòng)力系統(tǒng)邊界條件，并通過波渦相互作用(如圖4所示)對系統(tǒng)增加阻尼效應(yīng)，耗散流場中的低頻擾動(dòng)波能量，改變失速先兆的起始和演化過程，抑制其非線性放大，從而改變動(dòng)力系統(tǒng)的非定常演化行為，最終達(dá)到擴(kuò)穩(wěn)的目的。

圖4 SPS機(jī)匣處理中的波渦相互作用

4 結(jié)語

渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)作為熱機(jī)和推進(jìn)器，其始終朝著高推重比和低耗油率的方向發(fā)展，這一趨勢促使壓氣機(jī)的增壓能力不斷提升，而壓氣機(jī)性能與其穩(wěn)定性是一對矛盾體，本文針對渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中唯一的增壓部件——壓氣機(jī)的工作特性進(jìn)行了分析，歸納了渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要降穩(wěn)因子，并總結(jié)了當(dāng)前渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工程應(yīng)用上防喘擴(kuò)穩(wěn)的主要措施和方法，希望能為航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性工作的進(jìn)一步深入提供一些支持。