楊琳，秦臻

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

0 引言

過渡態(tài)性能是航空發(fā)動機性能的重要組成部分。尤其對于軍用航空燃氣渦輪發(fā)動機而言，其經(jīng)常處于機動飛行等狀態(tài)下，而其中超過70%的時間處于非穩(wěn)定工作狀態(tài)[1]。過渡態(tài)性能的考察經(jīng)常被用于控制系統(tǒng)設(shè)計。另外，過渡態(tài)分析也常用于故障診斷等過程中，很多故障在過渡態(tài)過程中會被放大，使之更容易被發(fā)現(xiàn)[2-3]。對于壓氣機部件，需要考察在過渡態(tài)時，風(fēng)扇和高壓壓氣機是否有足夠的喘振裕度，以避免壓縮系統(tǒng)進入不穩(wěn)定工作狀態(tài)。

目前，航空發(fā)動機過渡態(tài)性能受到廣泛關(guān)注，國外的大型發(fā)動機公司在過渡態(tài)計算和試驗方面開展了許多研究工作[4-5]。在過渡態(tài)計算分析中，傳統(tǒng)物理模型的計算方法有很多不確定性，有時工作狀態(tài)已經(jīng)超出了模型本身建立的條件范圍，造成數(shù)值模擬結(jié)果不準確[4-6]；同時在建立發(fā)動機過渡態(tài)實時模型時，需要大量的試驗和經(jīng)費支持，并且在試驗中很難做到單參數(shù)調(diào)節(jié)[4]，因此給過渡態(tài)性能研究帶來了很大的難度。國內(nèi)開展過渡態(tài)性能研究起步很早，但關(guān)注程度始終不高，研究也相對較少，過渡態(tài)的計算目前仍沒有真正得到工程應(yīng)用，而試驗研究就更少。廉筱純等人采用其完成的過渡態(tài)計算方法[7]，實現(xiàn)了接通加力過程的數(shù)值模擬[8-9]。

本文從壓縮系統(tǒng)部件出發(fā)，通過對整機臺架試車的試驗結(jié)果進行分析，反映風(fēng)扇和高壓壓氣機在切斷加力過渡態(tài)過程中的工作點變化，分析過渡態(tài)過程中的喘振裕度變化，以確定其在切斷加力過程中的穩(wěn)定性。

1 研究方法

試驗在航空發(fā)動機整機試車臺上進行，該試車臺可以完成大推力渦扇發(fā)動機的整機試車，實現(xiàn)其內(nèi)部多個截面多種參數(shù)的實時測量和記錄。試驗發(fā)動機為大推力雙軸小涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。試驗中，所有與分析風(fēng)扇和壓氣機工作狀態(tài)有關(guān)的參數(shù)均被實時記錄。具體參數(shù)包括發(fā)動機的工作參數(shù)，如油門桿角度、高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速等；各截面的氣動參數(shù)，如進口截面、風(fēng)扇出口/高壓壓氣機進口截面、高壓壓氣機出口截面的壓力和溫度等；變幾何參數(shù)，如高、低壓可調(diào)葉片角度，尾噴口大小等。為了更精確地捕捉過渡態(tài)的參數(shù)變化情況，在風(fēng)扇和壓氣機間的截面，采用Kulite動態(tài)壓力傳感器測量該截面總壓，動態(tài)采集可達每秒5000個點。

與部件試驗相比，發(fā)動機上的測點相對較少，因此各截面測量的氣動參數(shù)并不能直接代表該截面的平均參數(shù)。根據(jù)在該發(fā)動機上進行的全流程試驗結(jié)果，利用經(jīng)驗關(guān)系對測量結(jié)果進行修正，進而得到各截面平均的氣動參數(shù)。根據(jù)以上實時測量并修正的參數(shù)，結(jié)合風(fēng)扇和壓氣機的試驗特性，可以計算其換算轉(zhuǎn)速、壓比等，進而了解其工作點，計算過渡態(tài)過程中壓縮系統(tǒng)各部件的裕度變化情況。

本研究忽略了在過渡態(tài)過程中的傳熱效應(yīng)和葉尖間隙變化情況，得出風(fēng)扇和壓氣機的特性線不變。實際上發(fā)動機在過渡態(tài)和穩(wěn)態(tài)下的零部件特性是不同的，影響因素包括氣流非定常性、熱交換和間隙變化等，但是工程計算時可以認為零部件瞬態(tài)加熱的影響很小[10]；發(fā)動機的氣動比轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化過程要快得多，因此，可以認為在過渡態(tài)和穩(wěn)態(tài)下的零部件特性一樣，并且壓氣機功率的表達式以及部件效率的概念都保持不變。另外，發(fā)動機切斷加力的過渡態(tài)與加、減速的過程相比，各參數(shù)的變化幅度要小得多，因此在切斷加力的過渡態(tài)過程中熱效應(yīng)和間隙變化的影響也比加、減速過程小得多，所以本文忽略這些影響是可以接受的。

2 結(jié)果分析

發(fā)動機在切斷加力過程中各參數(shù)隨時間變化的過渡態(tài)數(shù)據(jù)采集結(jié)果和切斷加力前、后一段時間內(nèi)各參數(shù)的變化如圖1所示。從圖中可見，在發(fā)動機切斷加力的過渡態(tài)過程中，其參數(shù)有比較明顯的波動。當油門桿從全加力很快下拉到小加力狀態(tài)后，加力燃燒室的各區(qū)油壓按次序迅速減小，只有I區(qū)油壓基本不變；尾噴口直徑按照保持渦輪落壓比不變的控制規(guī)律做收縮的變化；但是尾噴口的臨界面積很難與油量的變化嚴格協(xié)調(diào)匹配，因此渦輪落壓比不可避免地出現(xiàn)波動，圖中顯示渦輪落壓比先增大、后減小，全加力的穩(wěn)態(tài)值與小加力狀態(tài)時的基本相同；進而造成高、低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速也隨之變化，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速呈先增大、后減小、再增大的變化趨勢，而高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速則呈先減小、后增大的趨勢。加力燃燒室切油的速度較快，而尾噴口收縮依靠機械運動機構(gòu)來實現(xiàn)，所需要的時間相對較長，對本研究的發(fā)動機而言，尾噴口收縮變化過程所需要的時間大概是切油時間的2.5倍，在該過程中，尾噴口的變化與加力燃燒室油量變化不匹配，造成加力燃燒室前主機狀態(tài)的變化，進而對風(fēng)扇和壓氣機的工況也造成影響。

風(fēng)扇工作點在切斷加力過渡態(tài)過程中隨時間的變化如圖2所示。在全加力穩(wěn)態(tài)位置，風(fēng)扇的工作點比共同工作線略低一些，這與本臺發(fā)動機的調(diào)節(jié)有關(guān)。在進入過渡態(tài)過程中，風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速、壓比和流量都發(fā)生變化，將參數(shù)折合到標準狀態(tài)后即可畫在特性圖上。從圖2中可見，風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速首先增大，但壓比略有減小；隨后轉(zhuǎn)速開始減小，壓比近乎不變；轉(zhuǎn)速減小到最低點后再次增大回到小加力穩(wěn)定狀態(tài)，同時壓比也有所增大，工作點的運動曲線與共同工作線基本平行，最后風(fēng)扇在小加力穩(wěn)態(tài)的工作點與切斷加力前的全加力穩(wěn)態(tài)下的非常接近。整個從全加力到小加力的過渡態(tài)過程中風(fēng)扇工作點的變化按圖中箭頭的順時針方向變化。

在該過渡態(tài)過程中風(fēng)扇喘振裕度隨時間的變化如圖3所示。由于轉(zhuǎn)速增大時工作點的下降，風(fēng)扇的裕度明顯增大，之后再回到與過渡態(tài)前類似的位置。整個過程中，風(fēng)扇裕度沒有大幅度減小，即在全加力穩(wěn)態(tài)時風(fēng)扇如果有足夠裕度，那么在該過渡態(tài)過程中風(fēng)扇不會進入不穩(wěn)定工作狀態(tài)。

在該過渡態(tài)過程中高壓壓氣機工作點隨時間的變化如圖4所示。如圖箭頭所示，高壓壓氣機的工作點在切斷加力過程中也按順時針方向變化。在變化過程中，壓比首先減小，流量略有增加，由圖1可知高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速在此過渡態(tài)過程中并沒有增大，流量的增加是由可調(diào)葉片角度偏開造成的，對高壓壓氣機的工作狀態(tài)影響很大；之后隨著轉(zhuǎn)速的減小，流量明顯減少；在最后轉(zhuǎn)速逐漸增大的過程中，壓氣機的工作點基本按照共同工作線運動，最終回到與全加力類似的工作狀態(tài)上。

高壓壓氣機的工作點對其可調(diào)靜子葉片角度非常敏感。高壓壓氣機可調(diào)靜子角度在過渡態(tài)過程中的變化如圖5所示。橫坐標是以高壓壓氣機進口總溫計算的折合轉(zhuǎn)速，縱坐標是高壓壓氣機第1級靜子葉片的角度，黑色實線是希望達到的控制規(guī)律。在過渡態(tài)開始的全加力穩(wěn)定狀態(tài)和過渡態(tài)結(jié)束后的小加力穩(wěn)定狀態(tài)，可調(diào)靜子葉片角度與控制規(guī)律是很接近的，但在過渡態(tài)過程中，由于受前面風(fēng)扇轉(zhuǎn)子的影響，壓氣機可調(diào)靜子葉片的角度控制很難達到預(yù)期目標，造成實際葉片角度比控制規(guī)律偏開的結(jié)果，從而使高壓壓氣機裕度減小。

高壓壓氣機裕度在過渡態(tài)過程中的變化如圖6所示。在過渡態(tài)的開始階段，由于壓比偏小，壓氣機工作點向遠離喘振邊界的方向運動，所以雖然可調(diào)靜子葉片角度有所偏開，但裕度仍然增大。之后，隨著轉(zhuǎn)速的減小，壓氣機的工作點回到了共同工作線上，但可調(diào)靜子葉片的角度仍然偏開很多，此時的喘振裕度迅速減小，并低于過渡態(tài)前的全加力穩(wěn)態(tài)點。此后隨著發(fā)動機狀態(tài)逐步恢復(fù)穩(wěn)定，喘振裕度也逐漸減小。在過渡態(tài)過程中，與全加力穩(wěn)態(tài)相比，裕度最多可能減小2～3個百分點。

根據(jù)風(fēng)扇和高壓壓氣機的工作狀態(tài)，可以計算發(fā)動機的涵道比。該過渡態(tài)過程中發(fā)動機涵道比的變化如圖7所示。從圖7中可見，在切斷加力的過渡態(tài)過程中，發(fā)動機涵道比有所增大。涵道比的變化對風(fēng)扇與高壓壓氣機的匹配造成影響，因此在設(shè)計中，除了考慮正常穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)下的涵道比變化范圍外，還需考慮到類似此過渡態(tài)過程的涵道比變化。

3 結(jié)束語

本文利用從全加力到小加力狀態(tài)的過渡態(tài)地面臺架試車試驗結(jié)果，分析了風(fēng)扇和高壓壓氣機在此過渡態(tài)過程中的工況。其中參數(shù)變化趨勢等工況與其調(diào)節(jié)規(guī)律有關(guān)，而參數(shù)的具體變化數(shù)值對于每臺發(fā)動機又具備一定的個體差異，因此，針對有類似特性和調(diào)節(jié)規(guī)律的發(fā)動機，從全加力狀態(tài)向小加力狀態(tài)快速變化時得到如下結(jié)論：

（1）尾噴口面積與加力油量變化的不匹配造成發(fā)動機各參數(shù)發(fā)生較大波動，使風(fēng)扇和高壓壓氣機工作狀態(tài)發(fā)生波動。

（2）風(fēng)扇和高壓壓氣機的工作點在其特性圖上按順時針方向運動，開始階段的壓比會小于全加力的穩(wěn)態(tài)值，之后平行于共同工作線回到小加力的穩(wěn)態(tài)值。

（3）與過渡態(tài)前的穩(wěn)態(tài)相比，在過渡態(tài)過程中，風(fēng)扇的喘振裕度不會減小，高壓壓氣機的可調(diào)葉片角度會有所偏開，造成喘振裕度有所減小。

（4）涵道比有所增大。

因此，在風(fēng)扇和壓氣機的設(shè)計過程中，應(yīng)逐步增加對過渡態(tài)過程的關(guān)注，以避免在過渡態(tài)過程中由于喘振裕度的損失造成發(fā)動機工作不穩(wěn)定；同時，還應(yīng)關(guān)注過渡態(tài)過程中的壓縮系統(tǒng)自身的匹配問題。

[1] Merrington G L.Fault diagnosis in gas turbines using a model-based technique[J].Journal of Engineering for Gas Turbines and Power,1994,116：374-380.

[2] Dedoussis V,Mathioudakis K,Papailiou K D.Numerical simulation of blade fault signatures from unsteady wall pressure signals[J].ASME Journal of Engineering for Gas Turbine and Power,1997,119：362-369.

[3] Aretakis N,Mathioudakis K,Stamatis A.Blade fault recognition based on signal processing and adaptive fluid dynamic modeling[J].ASME Journal of Engineering for Gas Turbine and Power,1998,120：543-549.

[4] Peitsch D.Modelling the transient behaviour of jet engines[R].ASME 2000-GT-575.

[5] Agarwal H,Kal A,Akkaram S,et al.Inverse modeling techniques for application to engine transient performance data matching[R].ASME 2008-GT-51313.

[6] Venturini,M.Simulation of compressor transient behavior through recurrent neural network models[R].ASME 2005-GT-68030.

[7] 王新月，蘇三買，廉筱純.混合排氣加力渦扇發(fā)動機過渡態(tài)的數(shù)值計算[J].推進技術(shù)，2002，23（3）：189-192.

[8] 薛倩，肖洪，廉筱純.渦輪風(fēng)扇發(fā)動機接通加力過程的數(shù)值模擬[J].航空動力學(xué)報，2005，20（4）：545-548.

[9] 李偉，李軍，董順義.噴管面積調(diào)節(jié)精度對某型渦扇發(fā)動機加力性能影響的數(shù)值仿真[J].航空動力學(xué)報，2005，20（4）：556-560.

[10] 廉筱純，吳虎.航空發(fā)動機原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005：325-329.