航空發(fā)動機(jī)進(jìn)氣試驗臺畸變數(shù)值模擬研究

佟堯，劉旭峰，劉瀟

1. 中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，遼寧 沈陽 110015

2. 哈爾濱工程大學(xué) 動力與能源工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001

在實(shí)際運(yùn)行過程中，航空發(fā)動機(jī)往往會面臨復(fù)雜的進(jìn)氣條件變化。例如，飛機(jī)在飛行時會吸入相鄰飛機(jī)排出的高溫燃?xì)?；矢量噴管工作或接通反推力裝置時發(fā)動機(jī)吸入其自身的高溫燃?xì)猓伙w機(jī)在飛越煙霧區(qū)或火災(zāi)區(qū)時發(fā)動機(jī)會吸入高溫燃?xì)?；艦載機(jī)起飛、著陸過程中發(fā)動機(jī)會吸入高溫水蒸氣或高溫?zé)煔猓伙w機(jī)發(fā)射機(jī)載武器時，發(fā)動機(jī)會吸入高溫?zé)煔?。在這類復(fù)雜的工作條件運(yùn)行時，航空發(fā)動機(jī)進(jìn)口經(jīng)常面臨溫度畸變[1]。這種瞬時的溫度變化容易引起發(fā)動機(jī)的喘振，嚴(yán)重時會造成整機(jī)無法運(yùn)行。為研究發(fā)動機(jī)喘振規(guī)律，改進(jìn)發(fā)動機(jī)防喘措施，開展發(fā)動機(jī)溫度畸變試驗十分必要。目前主要存在2 種形式的溫度畸變試驗臺，一種是通過熱交換器進(jìn)行加熱使高溫燃?xì)膺M(jìn)入發(fā)動機(jī)；另一種是將燃料通過燃?xì)獍l(fā)生器燃燒，將燃燒后的高溫燃?xì)馔ㄈ氚l(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，從而在發(fā)動機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生溫度畸變[2?3]。

從上世紀(jì)開始，國外的研究人員就進(jìn)行了航空發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性設(shè)計的研究，其中溫度畸變是影響穩(wěn)定性評定的一項重要指標(biāo)[4?6]。中國燃?xì)鉁u輪研究院設(shè)計的溫度畸變試驗臺，可以滿足各類燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)溫度畸變試驗的需要[7?8]。

以上試驗臺主要用于單純的溫度畸變試驗，并不能模擬溫度壓力耦合畸變[9?11]的情況，與發(fā)動機(jī)真實(shí)工作環(huán)境有一定差距。本文介紹的溫度壓力耦合畸變試驗臺能夠同時實(shí)現(xiàn)溫度和壓力的改變，通過試驗臺向發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道噴射高溫燃?xì)?，在發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面模擬吸入導(dǎo)彈尾流、煙霧條件下相似的總溫、總壓分布狀態(tài)。

1 試驗臺的結(jié)構(gòu)組成

溫度畸變裝置的系統(tǒng)主要由供氣系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、噴口、位置調(diào)節(jié)系統(tǒng)、支撐系統(tǒng)、電氣和控制系統(tǒng)組成，如圖1 所示。為模擬發(fā)動機(jī)工作時輔助進(jìn)氣門和主進(jìn)氣道吸入高溫?zé)釟饬鞯膶?shí)際情況，通過具有加溫系統(tǒng)的進(jìn)氣支路向發(fā)動機(jī)輔助進(jìn)氣門附近和主進(jìn)氣道分別供給熱氣流，且供給氣流的流量、溫度具備可調(diào)功能。通過改變供給熱氣流的噴口位置和熱氣流的流量、溫度實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)真實(shí)工作狀態(tài)下吸入高溫燃?xì)獾臓顟B(tài)[12?15]。

圖1 溫度畸變模擬裝置示意

1）供氣系統(tǒng)。供氣系統(tǒng)的主要功能是實(shí)現(xiàn)氣體供給和輸送功能。供氣系統(tǒng)由進(jìn)氣支路、加溫系統(tǒng)、排氣支路、主進(jìn)氣支路、輔助進(jìn)氣支路和預(yù)熱支路組成。

2）調(diào)節(jié)系統(tǒng)。調(diào)節(jié)系統(tǒng)主要由閥門組成，包括電動排氣閥、主進(jìn)氣電動調(diào)節(jié)閥、電動排氣蝶閥、電動流量調(diào)節(jié)蝶閥，通過對閥門開關(guān)切換，實(shí)現(xiàn)對系統(tǒng)溫度流量的控制。

3）噴口。溫度畸變裝置的噴口由主噴口和輔助噴口組成。主噴口設(shè)計目的主要是對進(jìn)氣道主進(jìn)氣口噴射高溫燃?xì)?。輔助進(jìn)氣支路位于發(fā)動機(jī)下方，向發(fā)動機(jī)從輔助進(jìn)氣口噴入高溫燃?xì)?，模擬高溫燃?xì)馔ㄟ^二路進(jìn)入輔助進(jìn)氣噴口的情況。

4）支撐系統(tǒng)。支撐系統(tǒng)主要由管架組成，主要功能是為供氣系統(tǒng)的管路系統(tǒng)進(jìn)行固定、導(dǎo)向和支撐的作用。形式可分為固定架、滑動架、導(dǎo)向架、托架等。

5）電氣及控制系統(tǒng)。整套控制系統(tǒng)以NIcRIO 為主控制器，工控機(jī)為操作監(jiān)控的上位機(jī)，溫度畸變控制系統(tǒng)與車臺控制系統(tǒng)以通訊的形式進(jìn)行數(shù)據(jù)交換。上位機(jī)系統(tǒng)通過以太網(wǎng)與下位機(jī)的可編程控制器通訊，用于采集溫度畸變試驗裝置電氣參數(shù)及主要設(shè)備的運(yùn)行狀態(tài)信息，并對現(xiàn)場相關(guān)設(shè)備數(shù)據(jù)進(jìn)行分析、處理、存儲。上位機(jī)通過可編程控制器發(fā)出控制指令，對執(zhí)行器進(jìn)行閥位控制、控制快開蝶閥的開關(guān)，并采集必要的信號并對故障信息進(jìn)行應(yīng)急處理?？刂葡到y(tǒng)原理如圖2 所示。

圖2 系統(tǒng)控制原理

2 試驗臺驗證

2.1 仿真驗證內(nèi)容

為驗證溫度畸變試驗臺能力，模擬試驗的溫度畸變度、不均勻度等指標(biāo)，本文開展了數(shù)值模擬研究。

1）畸變裝置對空氣流場的影響

在廠房內(nèi)建設(shè)溫度畸變設(shè)備，會對發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣流場造成一定程度的影響，前期設(shè)計采取盡量使設(shè)備管路及噴口遠(yuǎn)離發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道軸向進(jìn)氣方向的措施，并利用仿真手段驗證設(shè)備對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流場影響。

2）溫度畸變試驗臺能力驗證

驗證進(jìn)氣溫度畸變裝置是否能完成壓力耦合畸變試驗，實(shí)現(xiàn)對發(fā)動機(jī)工作時吸入高溫燃?xì)鉅顟B(tài)的模擬。這需要對高溫區(qū)范圍、溫度畸變強(qiáng)度等指標(biāo)進(jìn)行驗證。

3）管道應(yīng)力計算驗證

對本方案管路支架進(jìn)行強(qiáng)度校核驗證，利用原有試驗臺加溫系統(tǒng)的加溫能力，對加溫系統(tǒng)的進(jìn)氣支路進(jìn)行設(shè)計，使其適應(yīng)發(fā)動機(jī)開展溫度畸變的模擬試驗。其中空氣管路作為高溫高壓空氣的流通通道，其安全性、可靠性在管路設(shè)計時需要著重考慮。

2.2 仿真驗證方法

仿真模型如圖3 所示，對設(shè)備進(jìn)行簡化，飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)進(jìn)口連接，氣源來氣通過主輔進(jìn)氣道經(jīng)主輔噴口噴出，高溫燃?xì)庥娠w機(jī)進(jìn)氣道主輔噴口進(jìn)入，最終在發(fā)動機(jī)進(jìn)口形成溫度畸變。

圖3 計算模型示意

2.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

分別采用多面體和六面體核心網(wǎng)格對發(fā)動機(jī)流道及主輔噴口進(jìn)行網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格厚度為1 mm，由于選取的Standard k-ε 模型，Y+值控制在20～40。圖4 為網(wǎng)格無關(guān)性驗證。展示不同網(wǎng)格數(shù)下沿軸向距離變化進(jìn)氣流速的差別，在網(wǎng)格數(shù)為300 萬和250 萬時流速最大相差約為4%，在考慮計算效率的前提下，且需滿足本文試驗關(guān)注的畸變強(qiáng)度等指標(biāo)對計算要求精度，最終確定網(wǎng)格數(shù)為300 萬，如圖5 所示。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

圖5 計算網(wǎng)格劃分

2.4 計算方法

本文計算采用ANSYS CFX 軟件，湍流模型采用Standard k-ε 模型模型，流道等近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。

衡量溫度畸變主要指標(biāo)如下：

1)溫度畸變強(qiáng)度升δT2FAV

式中：ΔT2FAV=T2FAV?T0為面平均溫升， K；為面平均溫度，K；T0為自由流總溫，K。

2)溫升率

式中：ΔTimax為“高溫區(qū)”的最大溫升測量值，Δτm為從溫度躍升到高溫區(qū)中的溫升達(dá)到最高值的時間。

計算域采用流體域，設(shè)定主流道進(jìn)氣流為80 kg/s，主輔噴口溫度、流量根據(jù)具體工作狀態(tài)設(shè)定，具體參數(shù)如表1 所示。

表1 數(shù)值計算邊界條件設(shè)定值

2.5 仿真結(jié)果

2.5.1 畸變裝置對發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場影響

供氣系統(tǒng)主、輔進(jìn)氣支路位于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道前方和輔助氣門下方，其對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流場會對進(jìn)氣道氣流產(chǎn)生影響，具體通過仿真計算的方法進(jìn)行分析。

通過氣動參數(shù)測量截面（aerodynamic interface plane，AIP）的總壓損失來衡量供氣系統(tǒng)的安裝對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流場的影響。仿真結(jié)果如圖6 所示。經(jīng)過計算在安裝供氣系統(tǒng)前后AIP 截面平均總壓分別是98.2 和96.7 kPa，AIP 截面的總壓損失整體減小約1.5%，供氣系統(tǒng)對發(fā)動機(jī)總壓損失的影響較小，在可接受范圍內(nèi)。

圖6 供氣系統(tǒng)對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流場仿真影響分析

2.5.2 噴射流量及溫度對結(jié)果影響

2.5.2.1 主噴口

溫度畸變試驗臺能夠?qū)崿F(xiàn)對不同溫度畸變強(qiáng)度的模擬，主要是通過調(diào)整主輔噴口進(jìn)氣流量及溫度，形成不同程度的溫度畸變。

圖7 對比了不同噴射流量下，AIP 截面總溫分布。保持噴射溫度400 K，增加總體噴射流量，能夠增大AIP 截面溫度畸變強(qiáng)度。如圖8 所示，溫度畸變強(qiáng)度基本隨噴射流量成正比。出口溫度分布云圖隨流量增加整體趨勢不變，但高溫區(qū)分布逐漸增加，噴射高溫燃?xì)饬髁康脑黾訒垢邷貐^(qū)分布區(qū)域增加，高溫區(qū)周向角度增加。

圖7 不同噴射流量下AIP 截面高溫總溫分布云圖

圖8 不同噴射流量下AIP 截面溫度畸變強(qiáng)度

保持進(jìn)氣溫度畸變裝置主輔噴口噴射位置不變，主噴口流量保持不變，調(diào)整進(jìn)口溫度和噴射溫度，從而得到不同的AIP 截面總溫畸變強(qiáng)度，由圖9 可知隨進(jìn)口噴射溫度升高，發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面最高溫度提升，而溫度分布云圖高溫區(qū)分布基本保持不變，證明進(jìn)口溫度對AIP 高溫區(qū)分布影響較小。圖10 曲線顯示溫度畸變強(qiáng)度與噴射溫度基本成正比。

圖9 不同噴射溫度下AIP 截面高溫總溫分云圖

圖10 不同噴射溫度下AIP 截面溫度畸變強(qiáng)度

2.5.2.2 輔助噴口

圖11 給出了輔助噴口不同溫度下出口截面的總溫分布及溫度畸變強(qiáng)度。隨噴氣溫度提高總溫畸變強(qiáng)度隨之提高，高溫區(qū)范圍基本不變。由表2 可知，隨輔進(jìn)氣口噴射流量增加、溫度增大溫度畸變強(qiáng)度隨之增加。

表2 各工況點(diǎn)下下AIP 截面溫度畸變強(qiáng)度

圖11 不同噴射流量和溫度下AIP 截面高溫總溫分布云圖

以上主輔噴口噴射仿真結(jié)果表明增加進(jìn)氣流量、溫度，能夠增大進(jìn)氣噴射能量，其中在設(shè)計流量溫度范圍內(nèi)，主噴口單獨(dú)噴射溫度畸變強(qiáng)度可達(dá)20%，輔助噴口單獨(dú)噴射能力可達(dá)18%，說明本溫度畸變試驗臺能力裕度較大。

2.5.3 噴口位置對結(jié)果影響

本裝置主輔噴口位置可進(jìn)行調(diào)整，其中主噴口位置周向可調(diào)，主噴口導(dǎo)向葉片可調(diào)，不同噴口位置影響噴射高溫燃?xì)饬飨?，圖12 給出了主噴口在不同位置產(chǎn)生溫度畸變云圖。通過調(diào)節(jié)主噴口位置和噴射角度，可以在AIP 截面實(shí)現(xiàn)不同的高溫區(qū)，說明溫度畸變裝置具有高溫區(qū)位置調(diào)節(jié)功能。

圖12 不同噴射溫度下AIP 截面高溫總溫分布云圖

2.5.4 溫升率調(diào)節(jié)

溫度畸變模擬裝置溫升率調(diào)節(jié)主要依靠調(diào)節(jié)噴射管路流量增加速率，流量增加速率越大，噴射管路流量提升越快，反之則噴射管路流量提升越慢。流量提升速率決定單位時間管路內(nèi)溫度增加快慢，進(jìn)而影響測量截面溫升率大小。對溫度畸變模擬裝置進(jìn)行仿真驗證，通過噴射管路流量提升速率模擬流量增加速率，圖13 給出了AIP 截面各項溫升率指標(biāo)隨閥流量增加速率變化曲線。流量增加速率越大，整體溫升率越高，也說明該模擬裝置具有溫升率調(diào)節(jié)功能。

圖13 溫升率隨流量增加速率變化關(guān)系

2.5.5 管路應(yīng)力計算

采用CAESARⅡ軟件建立有限元模型、有限元分析軟件CAESARⅡ的靜力分析功能進(jìn)行高溫下管道的應(yīng)力計算。

管道系統(tǒng)參數(shù)如下：管道材料：304 鋼；管道規(guī)格：DN250、DN350、DN300；介質(zhì)工作壓力：0.35 MPa；介質(zhì)工作溫度：350 ℃。

圖14 為針對管道支撐CAESAR Ⅱ設(shè)置的計算節(jié)點(diǎn)示意。其中一次應(yīng)力最大合成應(yīng)力為63.7 kPa，發(fā)生在順氣流方向燃燒室后三通處，與許用應(yīng)力106.7 kPa 比值最大值為60%，其他位置一次應(yīng)力均低于該值；二次應(yīng)力的合成應(yīng)力最大值為19.2 kPa，發(fā)生在管路由DN400 管徑一分二為兩路DN300 管道節(jié)點(diǎn)處，與許用應(yīng)力比值最大值為18%，其他各處位置二次應(yīng)力值均低于18%，表明整套管系一次應(yīng)力、二次應(yīng)力均不超標(biāo)。

圖14 空氣系統(tǒng)有限元模型及支架布置編號

3 結(jié)論

本文設(shè)計的試驗臺可實(shí)現(xiàn)對發(fā)動機(jī)吸入高溫燃?xì)夂螽a(chǎn)生的溫度壓力組合畸變現(xiàn)象進(jìn)行模擬，主要研究結(jié)論如下：

1）保持噴射溫度400 K 增加總體噴射流量，能夠增大AIP 截面溫度畸變強(qiáng)度，溫度畸變強(qiáng)度基本隨噴射流量成正比。

2）隨輔助噴口噴氣溫度提高總溫畸變強(qiáng)度隨之提高，高溫區(qū)范圍基本不變；隨輔進(jìn)氣口噴射流量增加、溫度增大溫度畸變強(qiáng)度隨之增加。

3）本試驗臺具有可調(diào)功能，可以根據(jù)具體試驗要求改變發(fā)動進(jìn)口溫度畸變強(qiáng)度、高溫區(qū)位置、溫升率等指標(biāo)。其中溫度畸變強(qiáng)度隨噴射高溫氣體溫度、流量增大而增大，高溫區(qū)位置范圍噴口位置調(diào)節(jié)而變化，溫升率可由閥門流量變化速率進(jìn)行調(diào)節(jié)。

4）管路應(yīng)力滿足安全性、可靠性要求。