多級渦輪過渡態氣動熱力性能試驗

郝晟淳,高飛龍,陳 強,付 鑫,姜大鵬,田 羽

(中國航發沈陽發動機研究所,遼寧 沈陽 110015)

航空發動機是多部件協同工作的復雜機械產品,在其整個工作包線內要歷經不同的工作狀態,包括穩定工作狀態和非穩定工作狀態。非穩定工作狀態又稱為過渡態,典型的過渡態有起動、加速、減速等過程。通常,航空發動機/燃氣輪機各主要部件的性能和參數匹配是基于各部件的穩定狀態展開的,而在其過渡狀態,由于發動機的工作參數隨時間變化較快,各部件的實際性能與穩定狀態存在較大偏差,其中若干零部件變化的差別有可能超出其設計預期。過渡態下發動機性能和結構狀態的偏離不但會影響發動機的性能,也為發動機的安全帶來巨大威脅。

當發動機部分或全部性能相關變量隨時間變化時,就進入了過渡態工作。一般來說,相較于穩定的巡航狀態,過渡態會在較短的時間周期內產生較大而明顯的性能變化。

在過渡態工作狀態下,航空發動機渦輪和壓氣機的功率并不平衡,發動機的加減速特性取決于渦輪剩余功率和轉子轉動慣量的特性。因為渦輪部件的轉動慣量相對更大,所以其過渡態特性擁有更明顯的遲滯效應。同時,渦輪是航空發動機的主要熱端部件,在整機環境下,渦輪進口受上游燃燒室或上游渦輪的影響,出口受下游排氣段噴管、加力燃燒室的影響。過渡態下渦輪內部的流動換熱、幾何變化極為復雜,是風險最高的部件之一。因此基于渦輪部件試驗,對發動機的過渡態性能進行綜合評估,對發動機的性能和可靠性提升有積極意義[1-4]。

但從公開發表的資料來看,主要是通過整機或核心機作為試驗探究平臺。例如美國普惠公司相關研究人員早在20世紀80年代就對航空發動機過渡態及其氣動熱力影響展開了試驗研究[5],羅羅公司和斯圖加特大學合作,通過對高空臺進行試驗測試專項改造,對BR700核心機進行了過渡態特征專項測量[6-7]。其研究成果直接促進了在研型號的進一步成熟。

國內對過渡態的氣動熱力特征及其影響展開研究較早,但主要集中在評估模型構建、數值模擬和少量整機試驗方面,在渦輪部件過渡態特征方面尚缺乏足夠研究[8-14]。因此,基于部件級試驗平臺開展航空發動機渦輪的過渡態試驗技術研究,發展渦輪過渡態評估、試驗、測試、分析技術具有突出意義。

1 渦輪過渡態氣動熱力特征

渦輪邊界條件復雜,進口壓力和溫度分布不均勻,最高溫度與最低溫度的比值在部分情況下可達2.0,來流湍流度變化大,一般可達到3%～10%,甚至可能達到20%。同時渦輪葉片和端壁表面的冷卻氣體射出,加劇了流動的非定常性和不均勻性。

而在過渡態下,渦輪的工作狀態還受到壓氣機和渦輪之間功率匹配關系的影響,其轉速變化和軸系的轉動慣量以及氣動邊界之間存在復雜的關聯關系。

過渡狀態主要會引起以下4個方面的問題。

① 由渦輪-壓氣機組成的軸系在結構、氣動方面呈現強耦合性,由過渡態性能造成的功率不匹配會引起氣動、結構、控制等一系列問題。

② 過渡態下,航空發動機自身的容腔特性會導致其過渡過程呈現遲滯效應。

③ 轉軸具有較大能量存儲能力,燃氣渦輪中葉片、機匣金屬加熱效應變化過程較慢,變化量大,進一步增強了過渡態的多變特性。

④ 過渡態下,主要流道和空氣系統呈現氣動不平衡狀態,會進一步誘發軸向力反向、燃氣倒灌、燃氣入侵等一系列問題。

2 渦輪過渡態模擬方法

由于試驗風險和成本限制,當前工程條件下渦輪部件試驗仍以模擬態試驗為主。模擬態試驗最大的特點是,通過相似理論將發動機實際狀態下的渦輪高溫高壓工作參數轉換為地面試驗條件低溫低壓狀態參數。過渡態試驗由于引入了具有過渡態特征的時間尺度參數,其試驗相似參數與穩態試驗有著本質差異,穩態試驗相似參數不能適用于過渡態試驗。

對于流體力學領域,兩相似流場具有3個性質:① 幾何相似,即兩流場的幾何形狀相同,大小成比例;② 運動相似,即流場中任意對應點的流動速度方向一致,速度大小成比例;③ 動力相似,即流場中任意對應點受力的類型相同,各力方向相同、比值相等。結合物理學和流體力學中對于相似的定義,在葉輪機械中,從N-S方程組的求解過程出發,考慮時變定解條件的相似性,得到適用于過渡態渦輪性能試驗的相似模擬方法[15-16]。

在模型比為1、不考慮工質重力影響且假定工質位于自模區的情況下,低溫低壓試驗環境與發動機高溫高壓工況下渦輪過渡態流動相似控制參數包括:無量綱時刻的膨脹比、無量綱時刻的換算轉速、無量綱時刻的渦輪出口總壓和無量綱時刻的渦輪進口溫度[17]。

以上無量綱參數相似保證了在各個時間點上關鍵氣動熱力參數時間變化率相似。由于任意微元的物理時間跨度存在相似縮放的比例關系,在任意時刻各參數隨時間的變化率與高低溫工況之間時間跨度的比值相關。各參數隨時間的變化率與高低溫工況之間時間跨度的比例關系可理解為高低溫工況時間跨度差異在輸入邊界條件上的體現[18-19]。

經過高低溫工況轉換后,典型無量綱參數和有量綱參數隨時間的對應關系如圖1和圖2所示。通過過渡態相似轉換,在整機上高溫環境下的過渡狀態(對應圖2中的高溫工況)過程中的流動和低溫模擬試驗環境下過渡態(對應圖2中的低溫工況)過程中的流動達到相似。

圖1 無量綱尺度高低溫工況的參數對應關系

圖2 有量綱尺度高低溫工況的參數對應關系

在渦輪過渡態模擬試驗中,只須實現低溫工況下的時變邊界條件,獲得的過渡態特征參數經過相似轉換就可應用在整機真實高溫工況中,進而實現整機匹配環境下過渡態特征的正向設計。

因此在渦輪過渡態模擬試驗中,制造經過相似轉換后的時變邊界條件是渦輪過渡態試驗環境構建的關鍵。

3 渦輪過渡態試驗環境構建

3.1 過渡態試驗設備

渦輪過渡態的模擬試驗平臺基于某全尺寸渦輪試驗器進行。該部件試驗設備的原理圖如圖3所示。

圖3 全尺寸渦輪試驗器及試驗件原理圖

該試驗設備初始設計目的是用來完成穩態渦輪氣動熱力性能錄取任務。經過一系列復雜改造后,該設備具備了過渡態邊界調節能力,可實現基于過渡態模擬方法獲得的時變邊界條件[20-24]。

主要改造內容如下。

① 采用了可編程電液伺服控制的進氣、放氣閥門聯合調節渦輪進口壓力。

② 采用變頻驅動燃油泵組調節渦輪進氣管路加溫器供油能力,進而實現進氣溫度控制。

③ 采用電液伺服控制水力測功器的進水、排水閥門,進而實現渦輪試驗件轉速控制。

上述控制參數是相互耦合、相互影響的,必須通過狀態控制設備協同控制,實現對渦輪進口環境過渡過程的構建[25]。

3.2 過渡態試驗環境模擬模型構建

根據渦輪過渡態試驗模擬環境需要,須對試驗器在過渡態條件模擬期間的運行狀態進行計算。在渦輪過渡態試驗中,對該試驗器眾多復雜的子系統的運行狀態進行全面計算,實現過渡態下渦輪試驗邊界條件的控制難度較大[26]。通過模擬渦輪過渡態試驗中試驗件進口的環境參數變化和試驗件運行參數變化,實現模擬目標截面為多級渦輪試驗件進口截面,包括試驗件進口截面的氣動參數和試驗件進口處的機械運行參數[27]。試驗系統的原理如圖4所示。其中大氣條件和外線供氣特性為系統的外部邊界條件。

圖4 試驗系統的原理

建立試驗狀態計算模型需要掌握全尺寸渦輪試驗器和被試多級低壓渦輪試驗件的眾多氣動、物理特性,包括控制閥門的流量、壓力特性,試驗器的容腔大小,負載吸收功率特性及負載轉子物理特性,試驗件的氣動特性、轉子物理特性等[28-31]。

試驗狀態計算模型中主要包括試驗設備進氣特性模塊、試驗設備容積特性模塊、試驗設備放氣特性模塊、試驗設備排氣特性模塊、試驗負載特性模塊和被試渦輪特性等模塊。在試驗狀態計算模型中,控制設備的特性一般以數據表或者函數曲線的形式給定[32]。

通過壓力、溫度、流量、轉速、扭矩等參數,將各個設備特性模塊聯系起來,通過試驗狀態計算模型,實現對試驗狀態下被試渦輪進出口條件狀態參數、工作狀態參數變化的模擬計算[33-35]。計算模型的結構圖如圖5所示。圖5中p為進氣壓力,T為進氣溫度,Q為進氣流量,n為試驗轉速,M為扭矩,P為功率。

圖5 試驗狀態計算模型結構圖

通過上述模型,可以計算不同控制函數條件(即模擬不同試驗操控方案)下試驗件進口壓力、溫度、流量等氣動狀態參數隨時間的變化情況,以及試驗件功率、轉速等運行狀態參數隨時間的變化情況[36]。

在具體的過渡態試驗環境構建中,首先根據氣源壓力、大氣壓力等外部邊界條件和渦輪膨脹比、轉速、進口溫度等過渡態試驗開始之前的穩態工作參數,求解過渡態起始時的試驗狀態參數初值,包括渦輪流量、試驗器進氣調節閥開度、測功器控制閥開度等[37-38]。

在進入過渡態試驗過程后,經過給定的時間步長,閥門開度等控制量按照與時間相關的控制函數變化到新的位置[39]。通過局部迭代計算,求出新時間點的平衡狀態,直到完成給定時間長度內所有狀態點的計算[40]。

3.3 過渡態試驗環境驗證試驗

在現有全尺寸渦輪試驗器的基礎上,利用某渦輪導向器流量函數試驗,開展渦輪進口壓力模擬驗證性試驗[41]。

以多級低壓渦輪過渡態試驗目標進口壓力變化曲線為控制目標,計算得到全尺寸渦輪試驗器進、排氣閥門控制規律曲線。為匹配當前實際的試驗件工況,對曲線的起止點壓力值進行了調整,但曲線的過渡態特征保持與多級低壓渦輪試驗目標相似,時間尺度與多級低壓渦輪試驗目標相同。以該曲線作為試驗狀態閥門自動控制的輸入[42]。模擬結果如圖6所示,模擬目標和驗證結果的偏差在2.5%以內。

圖6 渦輪進口壓力驗證試驗模擬結果

利用某低壓渦輪性能試驗,開展渦輪進口溫度和轉速模擬試驗。仍以與多級低壓渦輪過渡態試驗目標相似的渦輪進口溫度變化曲線作為控制目標,計算得到全尺寸渦輪試驗器燃油加溫供油泵轉速控制規律曲線[43]。為匹配當前實際的試驗件工況,對曲線的起止點轉速值進行了調整,但曲線的過渡態特征保持與多級低壓渦輪試驗目標相似,時間尺度與多級低壓渦輪試驗目標相同。以該曲線作為試驗狀態供油泵轉速自動控制的輸入[44]。轉速升高和降低過程中實際驗證轉速和目標轉速隨時間變化面產生的差異如圖7、圖8所示。

圖7 渦輪轉速模擬結果(轉速升高)

圖8 渦輪轉速模擬結果(轉速降低)

通過過渡態環境控制模型和方法,預測了試驗渦輪壓力、溫度、轉速等目標對進氣閥門、油泵、測功器閥門位置變化的響應。按照給定閥位控制規律進行試驗得到的渦輪轉速實際變化曲線與目標曲線的偏差小于2.5%。

4 渦輪過渡態試驗測試方法

因為渦輪過渡態的環境構建需要實時控制快速閥門和水力測功器,而渦輪過渡態的氣動熱力性能測試需要進行壓力、溫度、動應力、軸向力、轉速等參數的同步測量,所以需要構建一套統一測控平臺。

統一測控平臺既具備向環境構建機構發出控制信號的能力,也具備同步測試過渡態下渦輪氣動熱力性能的能力。

對航空發動機的過渡狀態進行剖析,過渡狀態下,絕大部分氣動熱力參數變化速率和轉速變化速率是一階線性關聯的,例如氣流壓力和氣流溫度。部分氣動熱力參數的變化速率和轉速變化是二階線性關聯的,例如機匣、葉片的溫度變化等。基于以上研究,對航空發動機中的氣動頻域范圍進行了大致劃分,各類氣動狀態對應頻率范圍示意圖如圖9所示。

圖9 各類氣動狀態對應頻率范圍示意圖

過渡狀態下氣動頻率的范圍大致在10～100 Hz的量級。在進行過渡狀態的試驗時,需要保證測試頻率響應大于過渡狀態下最大氣動頻率響應,測試采樣頻率可真實反映過渡態下的氣動頻率,需要保證采樣頻率為過渡態下氣動頻率的2倍以上。

4.1 統一測控平臺構建

過渡態試驗控制及測試統一平臺由動態測控系統和同步系統組成。動態測控系統由動態壓力測試系統、小慣性溫度測量系統、葉尖間隙測量系統、動應力測量系統、軸向力測量系統和試驗狀態控制系統組成。動態測控系統架構如圖10所示。同步系統由時鐘服務器(IEEE 1588/IRIG-B時鐘同步)、頻率/電壓同步和轉速同步組成。

圖10 動態測控系統架構

該動態控制及測試統一平臺方案能夠滿足過渡態試驗需求。為了保證測試控制的一致性,須確保各個通道之間的時間同步能力不大于1 ms。

4.2 過渡態參數測試方法

不同于常規穩定狀態的測試方案,對渦輪過渡態進行氣動熱力參數測試,必須要考慮測試方法使用的測試儀器的頻率響應水平。

渦輪過渡態關鍵參數測試儀器及其頻率響應水平如表1所示。

表1 渦輪過渡態關鍵參數測試儀器及頻率響應水平

其中用于測量過渡態總壓的探針如圖11所示。進口總壓探針為徑向5點分布,出口總壓探針為徑向6點分布。

圖11 用于測量過渡態總壓的探針

為了評估渦輪進口流量,還需要測量過渡狀態下流道的來流靜壓,以獲得進口馬赫數分布。因此要在進出口額外布置高頻響靜壓探針。

為保證壓力測試頻響,將Kulite公司生產的動態壓力傳感器安裝在壓力探針內部。Kulite動態壓力探針的型號選擇為XCE-062,其外形如圖12所示,其直徑為1.6 mm。

圖12 XCE-062型Kulite動態壓力傳感器

為了測量壁面靜壓,在流道的內外壁面開靜壓孔,將Kulite動態壓力傳感器安裝在靜壓孔上方。選用的Kulite動態壓力傳感器型號為XTE-190SM,其外形如圖13所示。

選用小慣性總溫測試儀表用于測量過渡態下渦輪進出口總溫,測試儀表如圖14所示。該小慣性熱電偶探針的頻率響應水平大于20 Hz[45]。

圖14 小慣性總溫測試儀表

為了測量過渡態中的扭矩變化,在軸系上增加了一套MANNER公司生產的動應力式扭矩測量系統,其原理圖如圖15所示。其原理是將安裝在軸系上的動應力傳感器獲得的信號通過調制解調器傳輸至信號接收模塊,其頻響可達20 Hz。

圖15 動應力式扭矩測量儀原理圖

5 渦輪過渡態試驗結果

在完成了渦輪過渡態模擬方法研究、渦輪過渡態試驗環境構建、渦輪過渡態試驗及測試方法研究后,基于全尺寸渦輪試驗器和多級渦輪試驗件完成了渦輪過渡態驗證試驗。渦輪過渡態典型驗證試驗過程中轉速隨時間的變化特征如圖16所示。試驗能力和轉速升高特征達到了目標需求。

圖16 渦輪過渡態驗證試驗轉速變化特征

伸入流道中的一支進口壓力探針上各個測點平均后隨時間的變化特征如圖17所示。由圖17可知,進口總壓和渦輪轉速時間保持一致性,二者關聯緊密。

圖17 渦輪過渡態驗證試驗進口壓力變化特征

安排4個空氣系統腔的測點,分別為前腔、后腔、封嚴腔和后平衡腔。其中,前腔和主流道入口連通,后腔和主流道出口連通,而封嚴腔和后平衡腔與主流道的通道被前腔和后腔隔離開。

驗證試驗過程中腔壓和轉速隨時間變化的過程如圖18所示。由圖18可知,前腔的腔壓變化過程與進口壓力、轉速的變化表現出一致性。封嚴腔的壓力隨時間的變化呈現先增大后減小的特征。而后腔、平衡后腔隨時間和轉速的變化呈現出典型的滯后特性,其最大值出現在主流道過渡過程完成后。

圖18 渦輪過渡態驗證試驗腔壓和轉速變化特征

試驗件的軸向力與空氣腔壓、各級葉片的壓力分布都有關系。試驗件的軸向力及轉速隨時間的變化如圖19所示。由圖19可以看到,在過渡狀態下,最大軸向力合力出現在過渡態末段,之后逐步降低至穩態值。這種滯后特征是渦輪過渡態的典型特征。

圖19 渦輪過渡態驗證試驗軸向力及轉速變化特征

在加速過渡態過程中關鍵氣動熱力參數和穩態熱力參數的對比如圖20～圖23所示。圖中的過渡態過程是在渦輪過渡態典型加速過程中獲得。其中穩定狀態點選取為與過渡過程中相同膨脹比的狀態點,具體對比如圖20所示。

圖20 穩態和過渡態下換算轉速-膨脹比對比

兩種工作狀態下渦輪效率的對比如圖21所示,由圖21可知,加速過程起始和結束狀態點與穩態狀態點相吻合,但渦輪效率在加速過程中明顯低于穩定狀態,偏離最大位置出現在加速起始階段,最大偏離程度大于20%。

圖21 穩態和過渡態下扭矩效率-膨脹比對比

加速過渡態過程和穩態下換算流量的差異如圖22所示,由圖22可知,換算流量在加速過程中高于穩定狀態,偏離最大位置出現在加速中間階段,最大偏離程度大于20%。

圖22 穩態和過渡態下換算流量-膨脹比對比

加速過渡態過程和穩態下渦輪換算功的差異如圖23所示,渦輪換算功在加速過程中低于穩定狀態,偏離最大位置出現在加速中后階段。

圖23 穩態和過渡態下渦輪換算功-膨脹比對比

綜上,對比穩態和過渡態的氣動熱力性能可知,在加速過程起始和結束階段,過渡態和穩態性能基本重合。而在加速過程中,過渡態性能出現明顯偏離,表現出了明顯的過渡態氣動熱力特征。

6 結束語

受到多種時變邊界條件的影響,渦輪的過渡狀態試驗和仿真模擬難度較大,對渦輪過渡態進行模擬試驗具有積極意義。基于N-S方程組,獲得了部件試驗模擬真實渦輪過渡態的方法,實現了從真實高溫過渡狀態向低溫模擬過渡狀態的轉化。基于某渦輪試驗設備,通過進行專項改造,構建了渦輪過渡態試驗和測試平臺,完成了渦輪過渡態模擬試驗驗證。試驗結果表明,部分空氣腔內的壓力和試驗件的軸向力表現出了明顯的遲滯和不同步特征。在過渡態過程中,渦輪扭矩效率和渦輪進口換算流量明顯偏離了穩態過程。渦輪過渡態過程中發動機的氣動性能、結構可靠性和工作壽命都是不可忽略的。后續應基于試驗結果發展渦輪過渡態的仿真模擬方法,探究渦輪過渡態氣動性能表現的內在機理,為航空發動機過渡態的設計和主動控制提供方法與數據支持。