劉國(guó)庫(kù)，魏秀鵬，劉國(guó)朝，李 毅

（1.海軍駐沈陽(yáng)地區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)軍事代表室，沈陽(yáng) 110015；2.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

1 引言

隨著對(duì)功率和熱效率要求的不斷提高，艦船燃?xì)廨啓C(jī)越來(lái)越普遍地采用先進(jìn)且成熟的航空發(fā)動(dòng)機(jī)改型研制燃?xì)廨啓C(jī)的途徑，并且國(guó)外已有很多成功應(yīng)用的實(shí)例。目前，航改燃?xì)廨啓C(jī)的主要設(shè)計(jì)方案是保持核心機(jī)等主要部件不變，只是對(duì)低壓級(jí)進(jìn)行改型，以保持發(fā)動(dòng)機(jī)部件的延續(xù)性和可靠性，大幅縮短研制周期和顯著降低研制費(fèi)用。

作為至關(guān)重要的1個(gè)系統(tǒng)，燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的目的是在各種狀態(tài)下，保證燃?xì)廨啓C(jī)內(nèi)部具有合適的工作環(huán)境。其合理設(shè)計(jì)與正常工作對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)主要零部件的工作壽命、可靠性和整機(jī)性能起著非常重要的作用，是燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)研制的主要環(huán)節(jié)之一。

2 空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)功能及要求

2.1 設(shè)計(jì)功能

（1）為氣冷葉片提供冷卻空氣，保證冷氣進(jìn)口具有要求的壓力和溫度；

（2）建立渦輪盤腔壓力，阻止渦輪燃?xì)饬魅胫魍ǖ纼?nèi)側(cè)腔中；

（3）冷卻渦輪轉(zhuǎn)子,保持適當(dāng)?shù)臏u輪零部件溫度；

（4）控制渦輪機(jī)匣溫度,減少機(jī)匣向外散熱,保持渦輪葉片頂部的徑向間隙；

（5）控制風(fēng)扇與壓氣機(jī)盤和軸的溫度；

（6）控制壓氣機(jī)機(jī)匣溫度,保持壓氣機(jī)葉片頂部的徑向間隙；

（7）對(duì)軸承與潤(rùn)滑系統(tǒng)進(jìn)行封嚴(yán)和隔熱；

（8）調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子的推力平衡,保持軸承合適的軸向載荷。

2.2 設(shè)計(jì)要求

（1）遵循盡量不改動(dòng)、少改動(dòng)核心機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)原則；

（2）滿足總體性能對(duì)低壓空氣系統(tǒng)總引氣量的限制要求，應(yīng)不大于其原準(zhǔn)機(jī)總引氣量；

（3）滿足軸承密封、隔熱的設(shè)計(jì)要求，按照對(duì)使用環(huán)境的要求進(jìn)行軸承封嚴(yán)設(shè)計(jì)；

（4）滿足軸承軸向載荷的設(shè)計(jì)要求；

（5）空氣系統(tǒng)各節(jié)流單元的幾何尺寸應(yīng)滿足相關(guān)結(jié)構(gòu)件的強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

3 空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

某型燃?xì)廨啓C(jī)是在航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上修改低壓方案設(shè)計(jì)研制的，去掉了低壓壓氣機(jī)，將低壓渦輪改為動(dòng)力渦輪。由于燃?xì)廨啓C(jī)工作點(diǎn)的變化以及低壓部件的修改設(shè)計(jì)，燃?xì)廨啓C(jī)各截面的溫度和壓力與航機(jī)的相比有所減小，這就需要對(duì)空氣系統(tǒng)的引氣量和引氣位置進(jìn)行調(diào)整，修改空氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，以與燃?xì)廨啓C(jī)內(nèi)部工作環(huán)境匹配。

3.1 設(shè)計(jì)分析方法

航空發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)是由各種節(jié)流單元串聯(lián)和并聯(lián)組成的復(fù)雜流動(dòng)系統(tǒng),根據(jù)1元等熵不可壓流,對(duì)每個(gè)節(jié)流單元建立動(dòng)量方程、能量方程以及連續(xù)方程。對(duì)不同元件,考慮旋轉(zhuǎn)、可壓縮性、局部摩阻、預(yù)旋、溫增,最終建立整個(gè)流動(dòng)系統(tǒng)的非線性方程組,采用離散延拓法求解的空氣系統(tǒng)計(jì)算程序，得到各節(jié)流單元的流量,以及各腔室的壓力和溫度。

任意1個(gè)空氣系統(tǒng)均可抽象成由節(jié)流單元與腔室組成的流路網(wǎng)絡(luò)。任意由若干節(jié)流單元和腔室組成的空氣系統(tǒng)，其溫度、壓力、流量通過(guò)多維由動(dòng)量方程、連續(xù)方程、能量方程組成非線性方程組來(lái)描述。換句話說(shuō)，空氣系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型為非線性方程組。

在動(dòng)量方程中，節(jié)流單元中的流動(dòng)按1維不等熵、不可壓流處理，在公式推導(dǎo)過(guò)程中考慮了由氣流沿程流通面積變化引起的壓力變化。

在連續(xù)方程中，發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)流路可分成一定數(shù)量串、并聯(lián)并具有1個(gè)或多個(gè)進(jìn)、出口的單元流路，在整個(gè)流路網(wǎng)絡(luò)中，每個(gè)單元的進(jìn)、出口被認(rèn)為是腔室，每個(gè)單元流路的流量非線性地取決于其上、下游腔室的壓力。對(duì)任何內(nèi)部腔室，冷氣流量平衡并滿足連續(xù)條件，即對(duì)邊界腔室由壓力邊界條件恒等式取代流量連續(xù)方程。

在能量方程中，不同溫度的氣流在各腔混合后的溫度按理想混合計(jì)算。而流體沿程溫增的計(jì)算主要分2種情況：由盤、軸風(fēng)阻引起的溫增；由壁面與氣流之間對(duì)流換熱引起的溫增及離心泵效應(yīng)對(duì)冷氣的加功溫增。

3.2 減少冷氣量

由航空發(fā)動(dòng)機(jī)改型的地面或艦船燃?xì)廨啓C(jī)的工作點(diǎn)比原航機(jī)的有所下降，特別是主通道截面的燃?xì)鈮毫蜏囟榷加幸欢ㄏ陆担沟脽岫瞬考墓ぷ鳝h(huán)境有所緩解，因此可以減少冷氣量，既保證了零部件的可靠性，又能夠提高燃?xì)廨啓C(jī)性能。通過(guò)分析，在高壓渦輪導(dǎo)向葉片和低壓渦輪第1級(jí)導(dǎo)向葉片減少冷氣量。

減少高壓渦輪導(dǎo)向器的冷卻空氣量。將燃?xì)廨啓C(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片在原航機(jī)的基礎(chǔ)上作了一些改動(dòng)：取消上、下緣板的氣膜孔；在其前、后腔的入口處增加蓋板，在蓋板上開孔降低流量；取消導(dǎo)向葉片后腔葉盆的氣膜孔。采用上述措施使得燃?xì)獍l(fā)生器渦輪導(dǎo)向葉片空氣系統(tǒng)冷氣量比原航機(jī)的降低近20%。進(jìn)行詳細(xì)的溫度和強(qiáng)度分析可知，采取上述措施保證了葉片的可靠運(yùn)行。

減少低壓渦輪第1級(jí)導(dǎo)向葉片冷氣量。在燃?xì)獍l(fā)生器通往低壓渦輪第1級(jí)導(dǎo)向葉片的引氣管前加裝節(jié)流孔板，減少引氣量。

3.3 改進(jìn)支點(diǎn)增壓系統(tǒng)

在支點(diǎn)增壓系統(tǒng)中，取消了原航機(jī)的低壓壓氣機(jī)，原有的引氣壓力較低，不能滿足支點(diǎn)封嚴(yán)要求，因此將引氣位置改為壓氣機(jī)后幾級(jí)。同時(shí)為了保證低狀態(tài)的封嚴(yán)和提高效率，對(duì)引氣方式進(jìn)行了改進(jìn)，引入了控制活門：在高狀態(tài)時(shí)關(guān)閉，引高壓空氣進(jìn)行支點(diǎn)封嚴(yán)；在低狀態(tài)時(shí)打開,引更高壓的空氣進(jìn)行支點(diǎn)封嚴(yán)。

取消低壓壓氣機(jī)后，需要增加平衡腔來(lái)調(diào)整軸向力，而平衡腔對(duì)壓力要求較高，因此采取密封性更好的刷式封嚴(yán)形式，維持平衡腔較高的壓力，以保證燃?xì)廨啓C(jī)軸向力的平衡。

3.4 空氣系統(tǒng)的組成

燃?xì)廨啓C(jī)由原航機(jī)的核心機(jī)和低壓渦輪組成，其空氣系統(tǒng)流路基本保持不變。

高壓空氣系統(tǒng)流路導(dǎo)葉系統(tǒng)從燃燒室內(nèi)、外環(huán)通道引來(lái)2股氣流為導(dǎo)向葉片提供冷卻空氣。渦輪工作葉片流路系統(tǒng)從燃燒室內(nèi)環(huán)通道引來(lái)2股氣流作為冷卻空氣：大部分氣流用于冷卻工作葉片，小部分氣流冷卻渦輪轉(zhuǎn)子沿程表面，后排入主通道，完成對(duì)燃?xì)獾姆鈬?yán)。

盤腔冷卻和支點(diǎn)增壓系統(tǒng)流路基本可分為4路：

（1）第1路氣流主要對(duì)1號(hào)軸承進(jìn)行篦齒封嚴(yán)和調(diào)整軸向力。從壓氣機(jī)第5級(jí)靜子出口葉片尖部引氣，通過(guò)引氣管、進(jìn)氣機(jī)匣支板進(jìn)入平衡腔和封嚴(yán)腔。

（2）第2路氣流用于封嚴(yán)3號(hào)軸承和冷卻壓氣機(jī)盤及隔熱渦輪盤等。從壓氣機(jī)第3級(jí)盤后引氣：一部分氣流用于封嚴(yán)3支點(diǎn)軸承；另一部分氣流經(jīng)過(guò)壓氣機(jī)盤腔和渦輪盤腔,對(duì)盤腔進(jìn)行均溫冷卻。

（3）第3路氣流主要對(duì)4、5號(hào)軸承進(jìn)行封嚴(yán)與隔熱。在高狀態(tài)時(shí)，壓氣機(jī)第3級(jí)氣流經(jīng)過(guò)空氣導(dǎo)管流入動(dòng)力渦輪盤腔；一部分氣流通到4號(hào)軸承腔外進(jìn)行非接觸篦齒封嚴(yán)；另一部分氣流通到5號(hào)軸承腔外部對(duì)其進(jìn)行石墨密封,然后經(jīng)過(guò)篦齒3流到動(dòng)力渦輪第2級(jí)盤后腔后排入主通道；還有一部分氣流通過(guò)2個(gè)長(zhǎng)孔72(直徑為8 mm)到軸心后經(jīng)軸心通風(fēng)管76從發(fā)動(dòng)機(jī)尾錐排入大氣。在低狀態(tài)時(shí)，打開往后機(jī)匣支板的引氣閥門，從高壓壓氣機(jī)第5級(jí)靜子出口葉片尖部引氣，經(jīng)引氣管通過(guò)低壓渦輪后支板后直接流入5號(hào)軸承腔外部對(duì)其進(jìn)行封嚴(yán)，再流到4號(hào)軸承腔外部對(duì)其進(jìn)行封嚴(yán)。

（4）第4路氣流主要用于冷卻高、低壓渦輪轉(zhuǎn)子和調(diào)整軸向力，阻止主流道的燃?xì)膺M(jìn)入機(jī)體內(nèi)部，同時(shí)對(duì)動(dòng)力渦輪機(jī)匣、渦輪后支板進(jìn)行冷卻等。從壓氣機(jī)第5級(jí)靜子葉片出口尖部引氣，通過(guò)引氣管流入動(dòng)力渦輪第1級(jí)外機(jī)匣內(nèi)腔，氣流經(jīng)過(guò)動(dòng)力渦輪第1級(jí)導(dǎo)向葉片后，對(duì)渦輪盤腔進(jìn)行冷卻隔熱。

3.5 空氣系統(tǒng)計(jì)算分析

空氣系統(tǒng)流體動(dòng)力計(jì)算的目的是在給定系統(tǒng)流路結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)及其它有關(guān)原始參數(shù)情況下,確定各流路的流量分配,以及氣流沿程各腔室或部位的壓力和溫度。據(jù)燃?xì)廨啓C(jī)的流動(dòng)形式和流動(dòng)結(jié)構(gòu)，建立了空氣系統(tǒng)流動(dòng)網(wǎng)絡(luò)(如圖1所示)，完成燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)的計(jì)算分析。

計(jì)算結(jié)果初步表明：在設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)，高壓渦輪冷卻空氣量為12.05%，而原航機(jī)高壓渦輪冷卻空氣量為15.09%；前者相對(duì)后者減少20.1%。同時(shí)根據(jù)壁溫初步分析可知，渦輪葉片壁面平均溫度比原航機(jī)的下降100℃以上，因此，減少冷氣量的措施是可行且可靠的。

通過(guò)對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)盤腔冷卻和支點(diǎn)增壓系統(tǒng)的計(jì)算結(jié)果分析可知，在封嚴(yán)方面基本上滿足軸承的封嚴(yán)壓差要求，但在慢車狀態(tài)，還有待在試車試驗(yàn)中作進(jìn)一步測(cè)量和調(diào)整；在設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)，高壓壓氣機(jī)第5級(jí)引氣量為2.68%（比原航機(jī)的減少22%），高壓壓氣機(jī)第3級(jí)引氣量為0.72%，引氣總量為4.18%，滿足總體對(duì)空氣系統(tǒng)引氣量的要求；在高壓壓氣機(jī)第5級(jí)引氣通向平衡腔的管路及1支點(diǎn)排氣管上都加裝節(jié)流孔板，以保證平衡腔壓力和1支點(diǎn)封嚴(yán)的要求；通過(guò)計(jì)算可知，燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)能夠滿足其運(yùn)行要求。

4 空氣系統(tǒng)試驗(yàn)及設(shè)計(jì)完善

空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案確立后，還需開展試驗(yàn)調(diào)試來(lái)修改、完善設(shè)計(jì)。這是因?yàn)榱鲃?dòng)計(jì)算用流阻模型,與實(shí)際結(jié)構(gòu)的差異和上游邊界數(shù)據(jù)的差異，使計(jì)算存在一定誤差。

在燃?xì)廨啓C(jī)試車中，對(duì)空氣系統(tǒng)主要腔室的壓力溫度和軸向力進(jìn)行測(cè)試，并獲得了軸向力測(cè)試曲線和空氣系統(tǒng)腔室測(cè)試曲線，分別如圖2、3所示。

從圖2中可見，在燃?xì)廨啓C(jī)大狀態(tài)運(yùn)行時(shí)，軸向力已接近30kN,超過(guò)軸承承載20kN力的要求.其原因主要是由于引氣壓力達(dá)不到設(shè)計(jì)要求，需要增加引氣流量來(lái)提高平衡腔壓力，從而降低軸向力。為此，加大了平衡腔引氣管直徑，進(jìn)行了設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)改進(jìn)，從而保證了軸向力的合理性。通過(guò)試車試驗(yàn)進(jìn)行測(cè)試，統(tǒng)計(jì)獲得了滿足軸向力要求的平衡腔壓力工作曲線(如圖4所示)，以此作為燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)行中平衡腔壓力監(jiān)測(cè)的依據(jù)。

根據(jù)現(xiàn)有測(cè)試數(shù)據(jù)對(duì)空氣系統(tǒng)平衡腔流路進(jìn)行驗(yàn)算，對(duì)刷式密封的封嚴(yán)特性和篦齒間隙進(jìn)行調(diào)整驗(yàn)算，獲得了新的泄漏特性，從而得到了更準(zhǔn)確的流路壓力分布，驗(yàn)算數(shù)據(jù)見表1。通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試提高了空氣系統(tǒng)的分析準(zhǔn)確性，為完善設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

表1 測(cè)試情況驗(yàn)算

6 結(jié)束語(yǔ)

（1）完成了某型航改燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)，降低了冷卻空氣量，提高了性能；匹配設(shè)計(jì)了平衡腔流路，可滿足軸向力要求；為加強(qiáng)軸承封嚴(yán)，實(shí)現(xiàn)了高、低狀態(tài)下不同封嚴(yán)引氣的運(yùn)行；在試車中對(duì)重點(diǎn)腔室的腔壓進(jìn)行了測(cè)試，根據(jù)測(cè)試結(jié)果提出了結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案,較完整地完成了航改燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)分析工作，保證了燃?xì)廨啓C(jī)試車的正常運(yùn)行。

（2）根據(jù)燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)在試車過(guò)程中出現(xiàn)的平衡腔壓力較小的問(wèn)題，采用了對(duì)比分析與統(tǒng)計(jì)分析相結(jié)合的方法分類整理了測(cè)試數(shù)據(jù)，給出了相應(yīng)的數(shù)據(jù)曲線，進(jìn)行了原因分析。

（3）根據(jù)現(xiàn)有測(cè)試數(shù)據(jù)對(duì)空氣系統(tǒng)平衡腔流路進(jìn)行了驗(yàn)算，發(fā)現(xiàn)了空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)目標(biāo)狀態(tài)與實(shí)際工作狀態(tài)存在較大差異；得到了燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)際工作狀態(tài)主要封嚴(yán)位置及流動(dòng)單元的流動(dòng)特性情況，獲得了相對(duì)準(zhǔn)確的燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)的實(shí)際工作狀況；根據(jù)驗(yàn)算結(jié)果，采取了提高平衡腔壓力的措施后，在后續(xù)試車中平衡腔壓力有了明顯改善。

本研究對(duì)提高燃?xì)廨啓C(jī)空氣系統(tǒng)的專業(yè)技術(shù)水平和掌握該系統(tǒng)的真實(shí)情況的作用顯著，是燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)研制中不可缺少的環(huán)節(jié)；通過(guò)方案設(shè)計(jì)、測(cè)試和驗(yàn)算，提高了空氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性，保證了燃?xì)廨啓C(jī)運(yùn)行可靠、高效。

[1]曹玉璋.航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005.

[2]林宏鎮(zhèn).高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳熱技術(shù)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2005.