于 霄 ，黃 濤 ，鄧明春 ，柴軍生

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015;2.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國防科技重點實驗室，北京 100083）

1 引言

現代航空發(fā)動機空氣冷卻系統的主要作用之一就是冷卻渦輪葉片等熱端部件，即從壓氣機位置的主燃氣通道引氣，經不同路徑流通到需要冷卻的部件。主要從2級壓氣機盤的間隙引氣，經過2個盤之間的旋轉腔流向盤心，并經盤間空腔向渦輪部件流動。設計合理的引氣流動方式可以為空氣系統冷卻提供適當壓力和較低溫度的冷卻空氣，否則將對渦輪盤腔的冷卻造成危害，進而影響整個航空發(fā)動機的工作效率和壽命。所以研究其流動，尤其是流動的壓力損失在估計冷卻流量、溫度和確定引氣位置方面具有非常重要的意義。

本研究對徑向進氣旋轉盤換熱試驗的多功能試驗臺進行改裝，并應用5孔動力探針和梳狀總壓探針完成壓力損失測試。

2 國內外研究現狀

徑向進氣旋轉盤腔是從冷卻空氣系統引氣部分結構簡化而來的模型，旋轉腔內的流動屬于源－匯流動，如圖1所示。其流動由源區(qū)（Source region）、近盤表面埃克曼層(Ekman-layer)、核區(qū)(Core region)及匯區(qū)(Sink region)構成。流體由源區(qū)進入旋轉腔，然后形成2個埃克曼層，再經匯區(qū)流出旋轉腔。

國外在20世紀60年代就開始對源－匯流動進行研究。Firouzian等應用流體顯示技術建立了徑向進氣旋轉腔的流動結構，分析了流動特點和壓力損失特性，即由于受黏性和旋轉的影響，在核心區(qū)流體的圓周速度很大，對流體的徑向內流動造成很大阻力，導致壓力損失增加[1-2]；Owen，Chew等應用基于 von Karman方法的積分動量法分析了徑向進氣旋轉盤腔速度和壓力分布，給出了效率計算和方便量綱分析的1個簡單模型[3-4]；其他學者嘗試用直接求解N-S方程的有限差分方法分析其速度和壓力分布規(guī)律，雖然得到了有意義的結果，但計算過于復雜，并且由于影響因素繁多，不易總結其規(guī)律。國外對壓氣機整體部件（包括徑向進氣旋轉腔）壓力損失的研究多聚焦于整體總壓損失和非穩(wěn)定性方面[5-6]；國內有學者應用探針、熱線風速儀和LDA[7]測量研究了旋轉盤腔內的速度場和壓力場分布。

3 試驗裝置和測試手段

徑向進氣旋轉盤腔的流動相對比較復雜，在流動的核心區(qū)，由于黏性和旋轉的影響造成流體速度的切向分量很大，所以徑向哥氏力和離心力增大，從而增加了總壓損失。

從空氣系統的設計角度分析，總壓損失過大會影響冷卻空氣的冷卻品質，降低對熱端部件的冷卻效果。本文從工程實際出發(fā)，將研究重點集中于徑向進氣旋轉盤腔的總壓損失。同時由于在真實航空發(fā)動機中引氣位置的壓力損失是不能直接測量的，所以試驗測得的總壓損失應該能夠對冷卻空氣系統的設計和評價提供試驗基礎，提高和優(yōu)化空氣系統設計水平。

3.1 試驗裝置

本試驗工作是在北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國防科技重點實驗室多功能旋轉試驗臺上完成的。試驗臺布置如圖2所示。該試驗平臺試驗能力為轉速3000 r/min以下,流量1500 kg/h。

系統的供氣系統是3級壓氣機，提供的壓縮空氣流經調節(jié)和穩(wěn)壓裝置，然后經試驗外腔的20個均布進氣孔流入試驗件的外罩殼體，再經旋轉盤外緣2盤罩間形成的環(huán)形縫隙進入旋轉盤腔，沿盤面徑向內流，最后從盤心處軸向流出。旋轉盤由11 kW的交流電機驅動，其轉速由電磁調速控制器進行調節(jié)和控制,電機的最大轉速為1200 r/min，經變比為13的皮帶輪帶動空心主軸旋轉。轉速在0～3600 r/min內連續(xù)可調。

旋轉盤半徑為335 mm，進口間隙S2=11 mm，2盤間距S1=38 mm，如圖3所示。

流量由安裝于主通道的熱式氣體質量流量計測量，旋轉盤轉速由光電式數字轉速表測定。

3.2 測試裝置

本試驗所測試的流場流動相對比較復雜，流場能漩渦較多，流動速度方向不易判斷，所以采用對氣流偏斜角不敏感的探針進行測量，減小以往先測量靜壓、速度，然后進行轉換的傳遞誤差，可以提高測量精度。壓力測點位置分別位于旋轉盤腔的進口和出口，即圖2中5孔探針和總壓探針的位置。

對探針的選型應該遵循以下原則：

（1）外形尺寸小，減少探針對流場的影響；

（2）結構簡單，制造容易，使用方便；

（3）結構合理，對流動方向不敏感，以減少因探針位置不精確而引起的測量誤差；

（4）材料和結構應具有較好的強度和剛度，以免因機械振動和氣流脈動而影響測試結果甚至損壞探針。

根據以上原則，在流動速度和方向變化比較大的進口選用了5孔動力探針，氣流不敏感角為±45°；在氣流相對穩(wěn)定均勻的出口采用梳狀總壓探針，取得平均總壓值，氣流不敏感角為±25°，所用探針按強度要求進行了設計優(yōu)化，以滿足測試要求。

壓力信號都用專門的數據線引入壓力信號轉換箱，通過精度為±50 Pa的壓力變送器轉換為電信號，用ADAM數據采集模塊采集，通過串行口傳入計算機。

應用專業(yè)壓力測試程序在計算機中存儲和顯示結果。

3.3 測試方法

為了測量徑向進氣旋轉盤腔的進口總壓，在環(huán)形試驗外腔的腔體上開口，焊接安裝座，將5孔探針伸入試驗外腔內，探頭位于旋轉盤的盤罩氣體入口外側，盡量對準來流方向，采用非對向法測量。探頭不能過分靠近旋轉盤，以避免旋轉的振動和氣流的擾動使探針和旋轉盤接觸而產生損壞。

試驗出口總壓用梳狀總壓探針在出口圓管段進行測量。

由于徑向進氣旋轉盤腔流場不穩(wěn)定，測試數據應該采用試驗狀態(tài)穩(wěn)定后一段時間內的平均值，以保證數據的可靠性。

3.4 密封方法

試驗系統密封的好壞直接影響試驗測試結果，試驗中對整個試驗臺的結合面采用了密封膠和O形圈共用的密封方式；對于轉子靜子部分，采用石墨密封；對于探針部分，采用安裝座膠墊密封。測試系統安裝后，對試驗系統進行了密封測試，保證了在0.5×106Pa下，每3 min壓力泄漏量低于100 Pa。

3.5 數據處理方法

試驗測得了旋轉盤腔在不同流量和不同轉速下的進、出口總壓，進、出口總壓差即該狀態(tài)下的壓力損失，當然這包括了盤罩進口和試驗設備出口的壓力損失（進、出口的壓力損失可以通過經驗公式求得）。如果將進、出口的壓力損失去除，得到的就是徑向進氣旋轉盤腔內流動的壓力損失。

考慮到進、出口的壓力損失比盤腔流動壓力損失小，同時真實航空發(fā)動機中也有類似的進、出口結構，所以本文分析中沒有將進、出口的壓力損失減掉，分析的是旋轉盤腔組件的總壓損失規(guī)律，對研究徑向進氣旋轉盤腔的壓力損失，指導空氣系統設計同樣具有意義。

4 試驗結果分析

4.1 誤差分析

探針測試的誤差在2%以內，高精度壓力變送器的誤差為1%，考慮試驗臺振動、氣流波動引起的誤差應該在3%以內，所以試驗誤差應為3%～6%，在工程分析中是可以接受的。

4.2 總壓損失

為了方便直觀地分析壓力損失變化情況，對旋轉盤腔的分析多采用旋轉坐標系（非慣性坐標系），以便把旋轉的影響單獨表現出來。

在旋轉坐標系下對徑向進氣旋轉盤腔的流體進行受力分析，如圖4所示。徑向內流具有較大的徑向速度Vr，會產生很大的正切向哥氏力（-2ρω×Vr），會引起流體的順轉向加速，而順轉向的相對速度Vω又產生正徑向哥氏力（-2ρω×Vω），抵制氣流的向內流動，產生很大的總壓損失；當然流體也受離心力作用，所以離心力和徑向哥氏力是徑向內流的主要阻力。

在不同流量下，總壓損失隨旋轉速度的變化規(guī)律如圖5所示。在同一流量下，隨著旋轉速度的增大，總壓損失增大，這是由于隨著旋轉速度的增大，受黏性的影響，流體速度的切向分量Vω增大，徑向哥氏力增大，阻礙流體的徑向流動，所以壓力損失隨旋轉速度的增大而增大。從圖中可見，在流量較小時，隨旋轉速度的增大，壓力損失的變化梯度更大。可以得出這樣的結論，如果轉速更高，則徑向進氣旋轉盤腔的總壓損失過大，甚至會阻塞流體的徑向流動。

在不同旋轉速度下，總壓損失隨流量變化的規(guī)律如圖6所示。相比于隨旋轉速度的變化規(guī)律，總壓損失隨流量變化的規(guī)律更為復雜。

流量增大對總壓損失的影響有2個方面：（1）導致摩擦損失的增大；（2）削弱旋轉的影響，減小徑向哥氏力和離心力的阻力作用。

所以，在高速下，由于受黏性力作用，流體速度的切向分量增大，由旋轉引起的壓力損失增大，流量的增大首先會削弱旋轉的影響，增大慣性力的影響而減小黏性力的影響，即增大流動壓力，減小了總壓損失；但隨著流量增大導致的摩擦損失不斷增大，流體的總壓損失會逐漸增大，最后總體的總壓損失仍然呈上升趨勢。

在低轉速下，旋轉影響不強，徑向哥氏力和離心力的影響與流動摩擦損失相比較小，流量增大導致的摩擦損失增大是旋轉盤腔流動總壓損失的主要影響因素。所以隨流量的增大，總壓損失也增大。

在工程應用中多采用無量綱總壓損失系數，既能夠反應變化規(guī)律，又方便擬合經驗公式，相對應的轉速和流量的無量鋼參數定義為

旋轉雷諾數Reω

式中：ω為轉盤角速度；ν為運動黏度。

進氣流量系數Cw

式中：m為進氣流量；μ為氣體動力黏度。

無量綱總壓損失系數變化曲線如圖7所示。

式中：Δp為進、出口總壓損失；ρ為流體密度；R為旋轉盤半徑。

徑向進氣旋轉盤腔總壓損失經驗擬合公式誤差較大，工程應用中多采用如下方法修正：

（1）采用經驗簡化模型，對旋流系數（當地流體速度與盤腔旋轉速度的比值，變化亦非常復雜）進行積分，給出壓力分布規(guī)律。

（2）對大量試驗數據進行處理，繪制無量綱總壓損失系數變化曲線譜，在工程實踐中插值應用。

5 結論

本研究較好地完成了某計劃空氣系統子課題，可以應用于航空發(fā)動機設計。

（1）徑向進氣旋轉盤腔的復雜流動決定了其總壓損失的復雜性：旋轉盤腔的總壓損失隨旋轉雷諾數的增大而增大；在較小旋轉雷諾數下隨流量系數的增大而增大，在較大旋轉雷諾數下隨流量系數的增大先減小后增大。

（2）徑向哥氏力和離心力是形成總壓損失的主要因素，在高轉速下，徑向哥氏力的作用超過離心力的影響。

但是，在以下幾個方面仍需改進。

（1）在研究流量系數和旋轉雷諾數對壓力損失的影響過程中，忽略了如進口形狀和盤腔形狀等一些次要因素的影響，在經驗公式的應用中需要給予考慮。

（2）由于研究對象是旋轉盤腔，對測試信號的可靠性進行了詳細校核，給出詳盡的誤差分析。但是，旋轉測試的誤差對試驗結果影響仍較大，所以應該不斷應用如高頻響應探針、PIV等先進測試手段提高測試精度。

（3）所給出的經驗關系式有其應用范圍，應嚴格在其試驗范圍內應用，如果需要超范圍使用，應該完成真實航空發(fā)動機的臺架驗證試驗，給出其修正系數。

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