航空發動機進氣試驗臺畸變數值模擬研究

佟堯，劉旭峰，劉瀟

1. 中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 110015

2. 哈爾濱工程大學 動力與能源工程學院，黑龍江 哈爾濱 150001

在實際運行過程中，航空發動機往往會面臨復雜的進氣條件變化。例如，飛機在飛行時會吸入相鄰飛機排出的高溫燃氣；矢量噴管工作或接通反推力裝置時發動機吸入其自身的高溫燃氣；飛機在飛越煙霧區或火災區時發動機會吸入高溫燃氣；艦載機起飛、著陸過程中發動機會吸入高溫水蒸氣或高溫煙氣；飛機發射機載武器時，發動機會吸入高溫煙氣。在這類復雜的工作條件運行時，航空發動機進口經常面臨溫度畸變[1]。這種瞬時的溫度變化容易引起發動機的喘振，嚴重時會造成整機無法運行。為研究發動機喘振規律，改進發動機防喘措施，開展發動機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行加熱使高溫燃氣進入發動機；另一種是將燃料通過燃氣發生器燃燒，將燃燒后的高溫燃氣通入發動機進氣道，從而在發動機進口產生溫度畸變[2?3]。

從上世紀開始，國外的研究人員就進行了航空發動機穩定性設計的研究，其中溫度畸變是影響穩定性評定的一項重要指標[4?6]。中國燃氣渦輪研究院設計的溫度畸變試驗臺，可以滿足各類燃氣渦輪發動機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，與發動機真實工作環境有一定差距。本文介紹的溫度壓力耦合畸變試驗臺能夠同時實現溫度和壓力的改變，通過試驗臺向發動機進氣道噴射高溫燃氣，在發動機進口截面模擬吸入導彈尾流、煙霧條件下相似的總溫、總壓分布狀態。

1 試驗臺的結構組成

溫度畸變裝置的系統主要由供氣系統、調節系統、噴口、位置調節系統、支撐系統、電氣和控制系統組成，如圖1 所示。為模擬發動機工作時輔助進氣門和主進氣道吸入高溫熱氣流的實際情況，通過具有加溫系統的進氣支路向發動機輔助進氣門附近和主進氣道分別供給熱氣流，且供給氣流的流量、溫度具備可調功能。通過改變供給熱氣流的噴口位置和熱氣流的流量、溫度實現發動機真實工作狀態下吸入高溫燃氣的狀態[12?15]。

圖1 溫度畸變模擬裝置示意

1）供氣系統。供氣系統的主要功能是實現氣體供給和輸送功能。供氣系統由進氣支路、加溫系統、排氣支路、主進氣支路、輔助進氣支路和預熱支路組成。

2）調節系統。調節系統主要由閥門組成，包括電動排氣閥、主進氣電動調節閥、電動排氣蝶閥、電動流量調節蝶閥，通過對閥門開關切換，實現對系統溫度流量的控制。

3）噴口。溫度畸變裝置的噴口由主噴口和輔助噴口組成。主噴口設計目的主要是對進氣道主進氣口噴射高溫燃氣。輔助進氣支路位于發動機下方，向發動機從輔助進氣口噴入高溫燃氣，模擬高溫燃氣通過二路進入輔助進氣噴口的情況。

4）支撐系統。支撐系統主要由管架組成，主要功能是為供氣系統的管路系統進行固定、導向和支撐的作用。形式可分為固定架、滑動架、導向架、托架等。

5）電氣及控制系統。整套控制系統以NIcRIO 為主控制器，工控機為操作監控的上位機，溫度畸變控制系統與車臺控制系統以通訊的形式進行數據交換。上位機系統通過以太網與下位機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及主要設備的運行狀態信息，并對現場相關設備數據進行分析、處理、存儲。上位機通過可編程控制器發出控制指令，對執行器進行閥位控制、控制快開蝶閥的開關，并采集必要的信號并對故障信息進行應急處理?？刂葡到y原理如圖2 所示。

圖2 系統控制原理

2 試驗臺驗證

2.1 仿真驗證內容

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，本文開展了數值模擬研究。

1）畸變裝置對空氣流場的影響

在廠房內建設溫度畸變設備，會對發動機的進氣流場造成一定程度的影響，前期設計采取盡量使設備管路及噴口遠離發動機進氣道軸向進氣方向的措施，并利用仿真手段驗證設備對發動機進氣流場影響。

2）溫度畸變試驗臺能力驗證

驗證進氣溫度畸變裝置是否能完成壓力耦合畸變試驗，實現對發動機工作時吸入高溫燃氣狀態的模擬。這需要對高溫區范圍、溫度畸變強度等指標進行驗證。

3）管道應力計算驗證

對本方案管路支架進行強度校核驗證，利用原有試驗臺加溫系統的加溫能力，對加溫系統的進氣支路進行設計，使其適應發動機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，對設備進行簡化，飛機進氣道與發動機進口連接，氣源來氣通過主輔進氣道經主輔噴口噴出，高溫燃氣由飛機進氣道主輔噴口進入，最終在發動機進口形成溫度畸變。

圖3 計算模型示意

2.3 網格無關性驗證

分別采用多面體和六面體核心網格對發動機流道及主輔噴口進行網格加密，第一層網格厚度為1 mm，由于選取的Standard k-ε 模型，Y+值控制在20～40。圖4 為網格無關性驗證。展示不同網格數下沿軸向距離變化進氣流速的差別，在網格數為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注的畸變強度等指標對計算要求精度，最終確定網格數為300 萬，如圖5 所示。

圖4 網格無關性驗證

圖5 計算網格劃分

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準壁面函數。

衡量溫度畸變主要指標如下：

1)溫度畸變強度升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”的最大溫升測量值，Δτm為從溫度躍升到高溫區中的溫升達到最高值的時間。

計算域采用流體域，設定主流道進氣流為80 kg/s，主輔噴口溫度、流量根據具體工作狀態設定，具體參數如表1 所示。

表1 數值計算邊界條件設定值

2.5 仿真結果

2.5.1 畸變裝置對發動機進口流場影響

供氣系統主、輔進氣支路位于發動機進氣道前方和輔助氣門下方，其對發動機進氣流場會對進氣道氣流產生影響，具體通過仿真計算的方法進行分析。

通過氣動參數測量截面（aerodynamic interface plane，AIP）的總壓損失來衡量供氣系統的安裝對發動機進氣流場的影響。仿真結果如圖6 所示。經過計算在安裝供氣系統前后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%，供氣系統對發動機總壓損失的影響較小，在可接受范圍內。

圖6 供氣系統對發動機進氣流場仿真影響分析

2.5.2 噴射流量及溫度對結果影響

2.5.2.1 主噴口

溫度畸變試驗臺能夠實現對不同溫度畸變強度的模擬，主要是通過調整主輔噴口進氣流量及溫度，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 截面溫度畸變強度。如圖8 所示，溫度畸變強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，但高溫區分布逐漸增加，噴射高溫燃氣流量的增加會使高溫區分布區域增加，高溫區周向角度增加。

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 截面溫度畸變強度

保持進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，調整進口溫度和噴射溫度，從而得到不同的AIP 截面總溫畸變強度，由圖9 可知隨進口噴射溫度升高，發動機進口截面最高溫度提升，而溫度分布云圖高溫區分布基本保持不變，證明進口溫度對AIP 高溫區分布影響較小。圖10 曲線顯示溫度畸變強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度。隨噴氣溫度提高總溫畸變強度隨之提高，高溫區范圍基本不變。由表2 可知，隨輔進氣口噴射流量增加、溫度增大溫度畸變強度隨之增加。

表2 各工況點下下AIP 截面溫度畸變強度

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果表明增加進氣流量、溫度，能夠增大進氣噴射能量，其中在設計流量溫度范圍內，主噴口單獨噴射溫度畸變強度可達20%，輔助噴口單獨噴射能力可達18%，說明本溫度畸變試驗臺能力裕度較大。

2.5.3 噴口位置對結果影響

本裝置主輔噴口位置可進行調整，其中主噴口位置周向可調，主噴口導向葉片可調，不同噴口位置影響噴射高溫燃氣流向，圖12 給出了主噴口在不同位置產生溫度畸變云圖。通過調節主噴口位置和噴射角度，可以在AIP 截面實現不同的高溫區，說明溫度畸變裝置具有高溫區位置調節功能。

圖12 不同噴射溫度下AIP 截面高溫總溫分布云圖

2.5.4 溫升率調節

溫度畸變模擬裝置溫升率調節主要依靠調節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溫度增加快慢，進而影響測量截面溫升率大小。對溫度畸變模擬裝置進行仿真驗證，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節功能。

圖13 溫升率隨流量增加速率變化關系

2.5.5 管路應力計算

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

管道系統參數如下：管道材料：304 鋼；管道規格：DN250、DN350、DN300；介質工作壓力：0.35 MPa；介質工作溫度：350 ℃。

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

圖14 空氣系統有限元模型及支架布置編號

3 結論

本文設計的試驗臺可實現對發動機吸入高溫燃氣后產生的溫度壓力組合畸變現象進行模擬，主要研究結論如下：

1）保持噴射溫度400 K 增加總體噴射流量，能夠增大AIP 截面溫度畸變強度，溫度畸變強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度隨之提高，高溫區范圍基本不變；隨輔進氣口噴射流量增加、溫度增大溫度畸變強度隨之增加。

3）本試驗臺具有可調功能，可以根據具體試驗要求改變發動進口溫度畸變強度、高溫區位置、溫升率等指標。其中溫度畸變強度隨噴射高溫氣體溫度、流量增大而增大，高溫區位置范圍噴口位置調節而變化，溫升率可由閥門流量變化速率進行調節。

4）管路應力滿足安全性、可靠性要求。