航空發(fā)動機壓力畸變試驗影響因素分析

桑則林，白楚楓，劉作宏，閆衛(wèi)青，柳國印，徐志峰

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，遼寧沈陽 110015）

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)斗機對高機動性能要求的提高，惡劣的飛行環(huán)境和大迎角飛行動作等都會造成發(fā)動機進口氣動測量截面（Aerodynamic Interface Plane，AIP）的流場壓力參數(shù)嚴重不均，降低了發(fā)動機的可用穩(wěn)定余量，既會對發(fā)動機的工作穩(wěn)定性造成破壞，又可能對發(fā)動機結(jié)構(gòu)的完整性和壽命造成嚴重影響［1-2］。進氣壓力畸變對航空發(fā)動機穩(wěn)定性的影響是整個發(fā)動機研制過程中一個關(guān)鍵的問題，其會造成氣流參數(shù)徑向分布的變化，影響模態(tài)波擾動和失速團在動態(tài)失速的三維擴散過程，造成風扇和壓氣機因葉片受力不均和顫動而引起氣動性能和結(jié)構(gòu)整體性下降［3-4］。進氣畸變條件下壓氣機葉片的激振源更豐富，同一共振轉(zhuǎn)速下葉片的振動幅值比自然進氣條件下大［5］，因此研究進氣畸變對發(fā)動機的影響具有重要意義。可通過數(shù)值模擬［6］和建立模擬試驗裝置［7］等方法開展航空發(fā)動機進氣畸變研究，Hale等［8］基于非定常歐拉方程數(shù)值計算方法完成了單轉(zhuǎn)子均勻進氣條件下壓氣機級的性能分析，發(fā)展了進氣畸變對發(fā)動機穩(wěn)定性影響的理論模型；芮長勝等［9］通過對軸流壓氣機總壓畸變試驗數(shù)據(jù)進行模擬計算，預(yù)測出該軸流壓氣機畸變條件下的失速首發(fā)級；張興發(fā)等［10］對軸流壓氣機與插板畸變發(fā)生器的耦合進行數(shù)值仿真，得到了不同轉(zhuǎn)速下影響壓氣機穩(wěn)定邊界的主要因素；桑增產(chǎn)等［11］利用插板式畸變發(fā)生器試驗研究了進氣總壓畸變對某型渦噴發(fā)動機氣動穩(wěn)定性的影響；胡駿等［12］對某型大涵道比渦扇發(fā)動機穩(wěn)定性的影響進行了總壓畸變和總溫畸變評估，得到了臨界畸變指標和發(fā)動機首發(fā)失穩(wěn)級組；張亞維等［13］通過設(shè)計進氣道綜合監(jiān)測系統(tǒng)，分析了進氣畸變與發(fā)動機實際工況的匹配關(guān)系；孫鵬等［14］通過數(shù)值分析研究了插板后非均勻流場的變化，得出規(guī)律性的壓氣機前總壓分布形式。從工程應(yīng)用實際出發(fā)，可移動式擾流板因其設(shè)備簡單、實用性強等特點成為被廣泛應(yīng)用的畸變發(fā)生裝置［15-16］。在理論體系研究方面，我國已形成了以綜合壓力畸變指數(shù)來預(yù)測并建立進口壓力畸變對發(fā)動機影響的評定體系，其由穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)和動態(tài)總壓畸變指數(shù)組合而成［17］。

依據(jù)大量畸變試驗數(shù)據(jù)的積累，隨發(fā)動機狀態(tài)和插板深度動態(tài)變化的畸變指數(shù)成為研究畸變試驗的重要參數(shù)，擋板類畸變發(fā)生裝置產(chǎn)生的畸變指數(shù)的準確性是研究畸變試驗對發(fā)動機影響的重要前提，本文采用插板式壓力畸變發(fā)生器，對某航空發(fā)動機壓力畸變試驗過程中AIP截面參數(shù)進行分析總結(jié)，探究壓力畸變的影響因素，為航空發(fā)動機進氣壓力畸變試驗提供借鑒。

1 畸變發(fā)生器

在發(fā)動機進氣口前通過安裝插板式畸變發(fā)生器產(chǎn)生壓力畸變。插板裝置通常分為液壓驅(qū)動和伺服電機驅(qū)動兩種，當進氣道尺寸較小時一般選用伺服電機驅(qū)動插板裝置作為畸變發(fā)生器，其結(jié)構(gòu)組成如圖1 所示。采用伺服電機、直線推桿驅(qū)動方式，可控制插板停留到中間的任何位置且可控制插板按指定速度移動，實現(xiàn)插板對發(fā)動機進氣口的部分遮擋進而引起發(fā)動機進氣口壓力畸變。作動筒內(nèi)設(shè)有線位移傳感器，可向測控系統(tǒng)實時反饋插板的位置，借此對插板位置實現(xiàn)閉環(huán)反饋控制。

圖1 伺服電動驅(qū)動插板裝置結(jié)構(gòu)組成

為保證試驗安全，可將機載壓差判喘系統(tǒng)及執(zhí)行機構(gòu)、臺架判喘系統(tǒng)與臺架畸變發(fā)生器的插板裝置進行連鎖設(shè)置，畸變試驗聯(lián)合防喘系統(tǒng)示意圖如圖2 所示。機載喘振壓差傳感器識別到喘振信號后，機載控制器執(zhí)行消喘邏輯，同時將喘振信號發(fā)送至畸變發(fā)生器，插板裝置執(zhí)行應(yīng)急退板；臺架判喘系統(tǒng)識別到喘振信號后，將喘振信號發(fā)送給機載控制器和畸變發(fā)生器，機載控制器執(zhí)行消喘邏輯，插板裝置執(zhí)行應(yīng)急退板。

圖2 畸變試驗聯(lián)合防喘系統(tǒng)示意圖

2 參數(shù)測量和處理方法

發(fā)動機進氣壓力畸變試驗測量截面示意圖如圖3所示，進氣測量截面包括：0 -0 截面、1 -1 截面和AIP截面，各截面的位置如下。

圖3 發(fā)動機進氣壓力畸變試驗測量截面示意圖

①0 -0 截面主要用于測量進氣流量，位于插板前2D處，布置有4 支×4 點周向均布的總壓受感部和4 個周向均布的壁面靜壓測孔，0 -0 截面受感部分布示意圖（逆航向）如圖4 所示。

圖4 0 -0截面受感部分布示意圖（逆航向）

②AIP截面用于測量和計算進氣穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)，位于發(fā)動機進氣機匣前安裝邊前150 mm處，布置有6 支×5 點周向均布穩(wěn)態(tài)總壓測量受感部和6 個周向均布的壁面靜壓測壓孔，穩(wěn)態(tài)總壓測量受感部測試精度為±0.3%。

③1 -1 截面用于測量進氣紊流度，在距AIP測量截面前85 mm處，1 -1 截面在0.9R 環(huán)面周向均布6支高頻總壓脈動測量傳感器，其頻率響應(yīng)＞3.5 kHz，測試誤差＜1%，整個系統(tǒng)的計算誤差＜10%，1 -1 截面總壓脈動測耙周向分布示意圖（逆航向）如圖5所示。

圖5 1 -1截面總壓脈動測耙周向分布示意圖（逆航向）

④可移動插板位于AIP 截面前3D 處，插板式壓力畸變發(fā)生器簡圖（逆航向）如圖6 所示。

圖6 插板式壓力畸變發(fā)生器簡圖（逆航向）

進氣壓力畸變相關(guān)氣動參數(shù)計算公式及定義如下。AIP截面上單個測點總壓恢復系數(shù)σ（，θ）為

式中：r- ＝r／rti為測點半徑與輪緣半徑之比。

周向位置的徑向平均總壓恢復系數(shù)σr，av（θ）為

低壓區(qū)內(nèi)平均總壓恢復系數(shù)σ0為

式中：θ1～θ2為周向低壓區(qū)范圍，θ1和θ2分別為低壓區(qū)的開始角和結(jié)束角。

面平均總壓恢復系數(shù)σav為

動態(tài)總壓脈動均方根值（ΔP1-1D）RMS為

周向θ位置的紊流度ε（θ）為

面平均紊流度εav為

綜合壓力畸變指數(shù)W為

3 壓力畸變試驗

航空發(fā)動機進氣壓力畸變試驗表明：總壓恢復系數(shù)的量值、不均勻度與插板深度密切相關(guān)，擾動氣流參數(shù)隨著插板相對深度的增加而急劇增大［18］。發(fā)動機在不同狀態(tài)下穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)、面平均紊流度（又稱“動態(tài)畸變指數(shù)”）、綜合壓力畸變指數(shù)、穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)與動態(tài)畸變指數(shù)的比值（以下簡稱“穩(wěn)動態(tài)比例”）與插板深度的關(guān)系如圖7 所示，其中狀態(tài)1 ～狀態(tài)3 為利用CFD軟件進行穩(wěn)態(tài)和動態(tài)數(shù)值模擬計算的結(jié)果。按照實際工作條件建立模型，通過給定的描述穩(wěn)態(tài)和動態(tài)總壓畸變的邊界條件進行模擬計算，測量截面沿周向均布的30 個點，徑向按照實際測點位置布置的5 個點，按式（1）～式（5）計算獲得不同插板深度下穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)；動態(tài)數(shù)據(jù)以獲得的總壓脈動數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，結(jié)合穩(wěn)動態(tài)比例，通過試驗數(shù)據(jù)校核，得出計算模擬下的動態(tài)畸變指數(shù)，其中狀態(tài)1 為0.8 轉(zhuǎn)速狀態(tài)，不同狀態(tài)之間為相差2%的遞增穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速臺階。在相同插板深度下，隨著發(fā)動機狀態(tài)的提高，穩(wěn)態(tài)畸變和動態(tài)畸變指數(shù)變大；在相同發(fā)動機狀態(tài)下，隨著插板深度的增加，綜合畸變指數(shù)按照一定的比例關(guān)系逐漸增大。

圖7 畸變指數(shù)與插板深度的關(guān)系

與相同技術(shù)狀態(tài)和進氣口條件下的數(shù)值模擬計算結(jié)果相比，基于整機畸變調(diào)試試驗過程穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)融合處理所獲得的AIP 截面參數(shù)［19］計算得到的綜合畸變指數(shù)偏低（以圖7 所示的壓力畸變試驗結(jié)果為例，試驗轉(zhuǎn)速與狀態(tài)2 計算轉(zhuǎn)速一致），相同插板深度下調(diào)試階段穩(wěn)態(tài)壓力畸變指數(shù)低于狀態(tài)1 下的數(shù)據(jù)，動態(tài)畸變指數(shù)高于狀態(tài)1 的數(shù)據(jù)，但仍低于相同發(fā)動機狀態(tài)2 數(shù)值模擬預(yù)估數(shù)值，因此導致調(diào)試階段綜合畸變指數(shù)與預(yù)估值之間的偏差最大可達18%。由穩(wěn)動態(tài)比例可見，調(diào)試過程中隨著插板深度逐漸增大，穩(wěn)動態(tài)比例偏離預(yù)估值也越高。選取插板相對深度H ＝25%時測量截面參數(shù)進行詳細分析，由圖7 可見畸變調(diào)試過程中各畸變特征指數(shù)和穩(wěn)動態(tài)比例與數(shù)值模擬獲得的預(yù)估數(shù)值均存在較大偏差，須對試驗數(shù)據(jù)和試驗結(jié)果進行詳細分析，探究進氣壓力畸變試驗的影響因素。

3.1 畸變設(shè)備整體結(jié)構(gòu)的影響

在相同狀態(tài)下，AIP 截面上總壓恢復系數(shù)沿徑向分布（同一半徑上6 點測量平均值）和AIP 截面上總壓恢復系數(shù)沿周向分布（同一角度位置5 點測量平均值）如圖8 所示。由圖8 可見，由于平板結(jié)構(gòu)相對于水平直徑的對稱性，插板后面壓力場也是周向?qū)ΨQ的，進而證實了在不同板位下壓力場分布相應(yīng)地于180°位置周向?qū)ΨQ。結(jié)合徑向和周向壓力分布可見，兩組壓力參數(shù)低壓區(qū)位置和徑向分布形式基本一致，綜合考慮測量和計算誤差等因素，低壓區(qū)域壓力測量值偏高是導致整體畸變指數(shù)出現(xiàn)較大差異的主要原因。

圖8 AIP截面上總壓恢復系數(shù)分布情況

依據(jù)AIP截面總壓云圖（圖9）可以更加明顯地看到AIP截面上壓力分布沿直徑方向上下對稱分布，對比畸變試驗和數(shù)值模擬可以看出相同截面下高壓區(qū)域范圍基本一致，低壓區(qū)域壓力水平和影響范圍不同造成畸變量的差異。從而可以判斷，畸變發(fā)生設(shè)備整體結(jié)構(gòu)對畸變結(jié)果的影響較大，需對插板位置和畸變發(fā)生器結(jié)構(gòu)進行梳理和檢查。

圖9 AIP截面總壓云圖

通過重新標定插板位置，可以確認兩次對比數(shù)據(jù)插板達到了相同的位置。對畸變發(fā)生器和進氣道之間的結(jié)構(gòu)進行檢查：如圖10 所示，進氣道與插板前轉(zhuǎn)接段之間、轉(zhuǎn)接段和測量段之間均采用螺栓壓緊結(jié)構(gòu)，此結(jié)構(gòu)可保證兩側(cè)連接的緊實度。插板后轉(zhuǎn)接段與轉(zhuǎn)接段之間采用密封轉(zhuǎn)接段的形式進行連接，密封轉(zhuǎn)接段為兩段獨立的轉(zhuǎn)接段采用插接方式進行連接，插接后以塑膠進行密封填補，以便調(diào)節(jié)插板距離、AIP截面的距離和適應(yīng)發(fā)動機軸向的移動。與螺栓連接相比，插接結(jié)構(gòu)更容易造成進氣轉(zhuǎn)接段漏氣，使得低壓區(qū)壓力水平偏離預(yù)估值，通過檢查發(fā)現(xiàn)密封轉(zhuǎn)接段氣密性差是造成整體畸變指數(shù)偏低的重要因素。

圖10 畸變發(fā)生器與發(fā)動機連接結(jié)構(gòu)圖

3.2 測點位置及計算方法的影響

經(jīng)過調(diào)整發(fā)動機進氣道密封轉(zhuǎn)接段，檢查確認密封性后在發(fā)動機達到狀態(tài)2 的轉(zhuǎn)速和插板深度下進行畸變試驗。畸變指數(shù)相對比例值如表1 所示，可見在相同插板深度下動態(tài)畸變指數(shù)達到預(yù)估水平，穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)與預(yù)估數(shù)值相比偏低，導致綜合畸變指數(shù)存在接近9%的偏差。通過對比圖11 中試驗總壓恢復系數(shù)的分布情況，可見不同方向壓力分布情況相近，須對兩次試驗過程的穩(wěn)態(tài)畸變算法進行校驗。

表1 畸變指數(shù)相對值對比

圖11 狀態(tài)2下AIP截面上總壓恢復系數(shù)分布情況

在臺架畸變試驗中，為準確掌握畸變指數(shù)隨插板深度和發(fā)動機狀態(tài)變化的關(guān)系，同時避免測量受感部過多造成的誤差干擾，AIP截面測量僅采用6 支×5 點周向均布的“水”字耙進行穩(wěn)態(tài)總壓參數(shù)測量，如圖12所示。由1.2 節(jié)計算公式可見，穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)取決于低壓區(qū)平均總壓恢復系數(shù)和面平均總壓恢復系數(shù)，其中主要因素為周向θ 位置對應(yīng)的總壓恢復系數(shù)及周向測點個數(shù)；周向測點個數(shù)的影響主要在于隨著低壓區(qū)周向測點個數(shù)的增多，計算得到的低壓區(qū)平均總壓恢復系數(shù)減小，在相同的面平均總壓系數(shù)下，穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)增大。在數(shù)值模擬時，AIP 截面上提取的數(shù)據(jù)點個數(shù)遠多于試驗時的30 個穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)點，因此處理試驗數(shù)據(jù)時需細化整個測量截面壓力參數(shù)，才能更好地反映低壓區(qū)的影響范圍。根據(jù)總壓恢復系數(shù)沿周向分布及總壓云圖數(shù)據(jù)，AIP 截面上壓力參數(shù)相應(yīng)地于180°徑向位置對稱分布，同時測點布置沿180°徑向位置非對稱分布，因此可將測量參數(shù)進行上下鏡像對稱處理，這對低壓區(qū)域平均總壓恢復系數(shù)的計算起到重要作用。經(jīng)過鏡像測點處理后，測點位置如表2 所示，畸變指數(shù)可達到預(yù)估水平，能夠更好地反映AIP截面上的畸變水平。

表2 兩種數(shù)據(jù)分析方法下周向測點分布

圖12 AIP截面受感部布局示意圖（逆航向）

4 結(jié)束語

本文對影響航空發(fā)動機進氣畸變試驗的因素進行了研究，通過對比分析不同數(shù)據(jù)下壓力參數(shù)和畸變指數(shù)，可得到以下結(jié)論。

①畸變強度的大小可由低壓區(qū)域壓力水平和影響面積間接反映，畸變發(fā)生器的連接氣密性可導致試驗結(jié)果與理論值的綜合畸變指數(shù)最大偏差達到18%。

②周向測點個數(shù)影響穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)的計算值大小，采用鏡像對稱處理的方法細化測量截面參數(shù)，能夠使試驗環(huán)境下的畸變指數(shù)計算值提高接近9%，更好地反映壓力畸變水平。