張星
摘要:渦輪試驗(yàn)器是航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵設(shè)備,本文通過收集相關(guān)資料,整理出目前國外主要航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位及國外相關(guān)大學(xué)、研究所的連續(xù)式渦輪試驗(yàn)器的參數(shù)和特點(diǎn),為國內(nèi)渦輪試驗(yàn)和渦輪試驗(yàn)器建設(shè)提供參考。從文中可以看出,雖然目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪效率已經(jīng)達(dá)到了一個(gè)較高的水平,但是各研制單位依舊投入了大量人力物力去提高渦輪試驗(yàn)水平,尤其在部分新的研究領(lǐng)域,例如高低壓渦輪匹配、低壓渦輪低Re數(shù)性能,低壓渦輪噪聲等。
Abstract: This article introduced some typical continuous aero-engine turbine test facilities abroad. It can be a reference for the civil turbine test and facility construction. We can have a conclusion from this article that turbine test still plays an important role though the turbine efficiency has reached a relative high level. The western OEMs, universities and institutes are still putting large amount of funds on the turbine test facility especially some new research area such as HPL&LPT matching, LPT low Re test, LPT noise emissions test.
關(guān)鍵詞:國外;航空發(fā)動(dòng)機(jī);渦輪;試驗(yàn)器;綜述
Key words: foreign;aero-engine;turbine;test facility;overview
0? 引言
航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪試驗(yàn)器主要用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪部件性能研究,其基本原理如圖1。借助渦輪試驗(yàn)器,可以得到渦輪部件的效率、流通能力、做功能力等特性,根據(jù)這些特性,部件設(shè)計(jì)方可以提升設(shè)計(jì)方法,總體設(shè)計(jì)單位可以修改各部件匹配規(guī)律,因此,渦輪試驗(yàn)器是航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制的一個(gè)關(guān)鍵設(shè)備。
由于渦輪試驗(yàn)器是一個(gè)旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)設(shè)備,在供排氣之外還需要解決功率吸收和復(fù)雜的轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)等問題,結(jié)構(gòu)復(fù)雜、耗資大、建設(shè)難度高、建設(shè)周期長,是一個(gè)試驗(yàn)基地建設(shè)的難點(diǎn),堪稱試驗(yàn)器建設(shè)領(lǐng)域的明珠。
通常,渦輪試驗(yàn)器還可以進(jìn)行導(dǎo)向器環(huán)吹、過渡段性能、渦輪盤腔旋轉(zhuǎn)換熱等試驗(yàn),所以,渦輪試驗(yàn)器也常被稱為渦輪綜合試驗(yàn)器。本文所指的渦輪試驗(yàn)器皆指連續(xù)式的渦輪試驗(yàn)器,暫沖式(短周期)渦輪試驗(yàn)器可以參考文獻(xiàn)[1]。
1? 渦輪試驗(yàn)器的分類
作為一種典型的非標(biāo)試驗(yàn)設(shè)備,由于設(shè)計(jì)目的、配套條件的差異,渦輪試驗(yàn)器呈現(xiàn)出不同的特點(diǎn)。總體而言,渦輪試驗(yàn)器主要可以從以下兩個(gè)維度進(jìn)行分類:
①從氣體工質(zhì)循環(huán)角度分類,分為開式渦輪試驗(yàn)器和閉式渦輪試驗(yàn)器;
②從試驗(yàn)臺(tái)架部分的結(jié)構(gòu)分類,分為單軸渦輪試驗(yàn)器和雙軸渦輪試驗(yàn)器,或者A/B/C/D/E型。
1.1 開式和閉式
開式渦輪試驗(yàn)器中,工質(zhì)氣體一次性經(jīng)過試驗(yàn)件之后,就排向大氣。閉式渦輪試驗(yàn)器與之不同,工質(zhì)氣體處于循環(huán)流路中,會(huì)反復(fù)經(jīng)過試驗(yàn)件。開式試驗(yàn)器利于調(diào)節(jié),閉式試驗(yàn)器節(jié)省能源。
1.2 單軸和雙軸
從渦輪試驗(yàn)臺(tái)架結(jié)構(gòu)分類,主要指從可試渦輪試驗(yàn)件的功率輸出軸的數(shù)量來劃分,渦輪試驗(yàn)器可以分為單軸和雙軸渦輪試驗(yàn)器。最初,渦輪試驗(yàn)器都是單軸渦輪試驗(yàn)器,近些年來,由于研究高低壓渦輪匹配問題的需要,國外誕生了一大批雙軸渦輪試驗(yàn)器。在單軸和雙軸渦輪試驗(yàn)器基礎(chǔ)上,根據(jù)試驗(yàn)臺(tái)架的結(jié)構(gòu)形式還可以繼續(xù)細(xì)分為A/B/C/D/E型,如圖3所示。
不同結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)器具有不同的優(yōu)勢(shì),如表1所示。
2? 國外主要航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位渦輪試驗(yàn)器狀況
2.1 俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院(CIAM)
CIAM是俄羅斯的主要航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)基地。其渦輪試驗(yàn)器代號(hào)TC-2,為單軸A型,供氣1300K,1MPa,60kg/s;排氣不低于20kPa;最大可吸收功率15MW,16000rpm。TC-2的最大特點(diǎn)在于率先使用了在試驗(yàn)件進(jìn)口增加燃燒室進(jìn)行加溫的方式。這樣的加溫方式可以使渦輪試驗(yàn)進(jìn)口溫度達(dá)到1300K以上,這樣試驗(yàn)器不但能夠完成氣動(dòng)性能試驗(yàn),還可以進(jìn)行很多換熱試驗(yàn)和強(qiáng)度試驗(yàn)。(圖4)
2.2 通用電氣公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)(GEAE)
GE公司主要有兩臺(tái)渦輪試驗(yàn)器,A7和LSRT,其中,A7主要用于型號(hào)驗(yàn)證,LSRT主要用于基礎(chǔ)理論研究。
2.2.1 A7[3]
A7試驗(yàn)器在GE公司的地位非常重要。它采用開式B型布局,其供氣能力為922K,2.1MPa,45kg/s;排氣不低于25kPa;測(cè)功能力11.4MW,15000rpm。A7是70年代少有的對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)口流場(chǎng)品質(zhì)進(jìn)行控制的試驗(yàn)器,這樣的特點(diǎn)在渦輪試驗(yàn)進(jìn)入精細(xì)化時(shí)代的今天優(yōu)勢(shì)更加明顯。(圖5)
2.2.2 LSRT[4]
LSRT(Low Speed Research Turbine)是一個(gè)很特別的試驗(yàn)器,它主要用于基礎(chǔ)理論研究,放大尺寸的試驗(yàn)件更加便于測(cè)試系統(tǒng)的安裝,而它并不完全循所謂的“相似理論”,進(jìn)口Ma數(shù)與真實(shí)工況相差很遠(yuǎn),試驗(yàn)結(jié)果需要修正。但是它降低了運(yùn)行成本低,非常適合進(jìn)行一些三維效應(yīng)、端壁流動(dòng)的基礎(chǔ)研究。(圖6)
2.3 普拉特·惠特尼公司(PW)[3]
PW公司主要有兩臺(tái)渦輪試驗(yàn)器:X-203以及X-212,建設(shè)于上世紀(jì)70年代,位于willgoose試驗(yàn)基地,借助基地龐大而豐富的氣源系統(tǒng),可以提供多種工況的供抽氣選擇,最高可達(dá)700K,0.7MPa,68kg/s,通過試驗(yàn)件前增加燃燒室還可以進(jìn)一步提高溫度,但是由于試驗(yàn)件的制造成本,振動(dòng)控制,試驗(yàn)的過程中幾乎不使用高溫狀態(tài)。(圖7、圖8)
2.4 羅爾斯·羅伊斯公司(RR)[5]
RR公司的雙軸渦輪試驗(yàn)器名為TSTF(Twin Shaft Test Facility),可以進(jìn)行雙軸高低壓渦輪匹配試驗(yàn),也可進(jìn)行噪聲試驗(yàn),它本身也屬于Derby基地的高空臺(tái)的CELL-2部分。(圖9)
2.5 玻羅利航空協(xié)會(huì)(Polonia Aero)[6]
Polonia Aero是由Avio航空和華沙的一些大學(xué)組成的航空協(xié)會(huì)。CFTTF(Cold Flow Turbine Test Facility)2005年左右啟動(dòng),由Avio發(fā)起,初期準(zhǔn)備建設(shè)在意大利,后改建于波蘭華沙,2015年完工,總花費(fèi)1.88億茲羅提(3.86億RMB)。該試驗(yàn)器試驗(yàn)器為開式A型,供氣最高600K,750kPa,80kg/s;排氣最低24kPa,最大可吸收功率13MW。其特殊的進(jìn)氣蝸殼設(shè)計(jì)保證了進(jìn)口流場(chǎng)的品質(zhì),同時(shí)能夠噪聲測(cè)量,也為后續(xù)改造為雙軸試驗(yàn)器預(yù)留了空間。(圖10)
2.6 NASA劉易斯中心
2.6.1 SECTF[7]
NASA劉易斯中心非常重視航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪試驗(yàn),在80年代建設(shè)了一個(gè)用于小發(fā)部件試驗(yàn)的試驗(yàn)器SECTF(the Small Engine Components Test Facility),它有兩個(gè)艙,一個(gè)用于渦輪試驗(yàn)(Turbine Testing Cell),一個(gè)用于壓氣機(jī)試驗(yàn)。該渦輪試驗(yàn)器尺寸功率都較小,它已經(jīng)開始大量使用自動(dòng)控制系統(tǒng),例如設(shè)置閥門后的壓力,不再需要手動(dòng)調(diào)節(jié)閥門開度,只需要設(shè)置相應(yīng)的值即可。這大大降低了試驗(yàn)器的操作難度,同時(shí)也節(jié)省了運(yùn)行時(shí)間和能源,該試驗(yàn)器只需要兩人就能操作,一個(gè)人負(fù)責(zé)設(shè)備控制,一個(gè)人負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)采集。
2.6.2 DSTF
進(jìn)入21世紀(jì),NASA策劃了一個(gè)雙軸渦輪試驗(yàn)器項(xiàng)目DSTF(Dual Spool Turbine Facility),它利用NASA已有的氣源系統(tǒng),主要用于全尺寸對(duì)轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn),供氣能力810K,1.0MPa,70kg/s,排氣不低于7kPa,高壓端可試5590kW,4000rpm,低壓端可試5590kW,7500kW。該試驗(yàn)器在策劃期間征詢了美國各主要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位的試驗(yàn)需求,包括軍方和各OEM,試驗(yàn)?zāi)芰Ω采w了未來很長一段時(shí)間的潛在機(jī)型。但是后來由于經(jīng)費(fèi)問題,該試驗(yàn)器在完成最終設(shè)計(jì)之后并沒能進(jìn)入工程實(shí)施階段。
2.7 德國宇航院(DLR)[8]
2.7.1 RGG
DLR在70年代建設(shè)了一臺(tái)渦輪試驗(yàn)器RGG,該試驗(yàn)器最初的設(shè)計(jì)目的是用于旋轉(zhuǎn)葉柵試驗(yàn),但后來運(yùn)行中改為以渦輪試驗(yàn)為主。它屬于閉式B型試驗(yàn)器,供氣最高430K,150kPa,可試Re數(shù)5×104~1×106,最大測(cè)功能力1200kW,14000rpm。它利用一個(gè)水冷的冷卻器來調(diào)節(jié)溫度,試驗(yàn)件前有一個(gè)整流室來調(diào)節(jié)流場(chǎng)品質(zhì),由于是閉式試驗(yàn)器,使用成本較低,頻率高。(圖13)
2.7.2 NG-Turb
進(jìn)入21世紀(jì),考慮到RGG可試膨脹比較小,且未來存在這對(duì)轉(zhuǎn)渦輪試驗(yàn)需求,DLR建設(shè)了新一代的渦輪試驗(yàn)器NG-Turb(Next Generation Turbine Test Facility),該試驗(yàn)器為閉式C型試驗(yàn)器,供氣能力700K,0.2MPa,9kg/s,最大膨脹比12,可試Re數(shù)為1×105~1×106,最大測(cè)功能力1.0MW,13000rpm,于2013年建成。該試驗(yàn)器為閉式試驗(yàn)器,需要更好地進(jìn)行調(diào)節(jié)控制。同時(shí),它還使用了很多新的設(shè)備,例如增加燃燒室出口模擬器,靜子葉片和燃燒室模擬器可以旋轉(zhuǎn)以模擬“時(shí)鐘效應(yīng)”,可以進(jìn)行聲學(xué)試驗(yàn),大量使用光學(xué)溫、PSP、遙測(cè)等先進(jìn)測(cè)試設(shè)備等,代表了國際雙轉(zhuǎn)子渦輪試驗(yàn)器的最新水平。(圖14)
2.8 格拉茲大學(xué)(Graz University)
2.8.1 TTTF[4]
TTTF(Transonic Turbine Test Facility)建設(shè)于1999年,最初是一個(gè)單軸渦輪試驗(yàn)器,現(xiàn)已改造為一個(gè)雙軸渦輪試驗(yàn)器,開展高低壓渦輪帶過渡段的匹配試驗(yàn)。其供氣能力為458K,0.5MPa,16kg/s,最大膨脹比12,排氣不低于77kPa,高壓端吸功能力2.8MW,11550rpm,低壓端0.7MW,3500rpm。TTTF最大的創(chuàng)新在于它使用了一個(gè)壓氣機(jī)取代測(cè)功器作為負(fù)載,吸收功率的同時(shí)又提升了供氣能力。這樣節(jié)約了能源,擴(kuò)大了試驗(yàn)范圍,這樣的設(shè)計(jì)理念后來被很多大學(xué)所采納,包括美國的Notre Dame大學(xué)和中國的哈爾濱工程大學(xué)等。(圖15)
2.8.2 STTF[9]
STTF(Subsonic Turbine Test Facility)是借助歐盟VITAL(Environmentally Friendly Aero Engine)項(xiàng)目而建設(shè),2007年完工,采用了A型布局,最大流量:16kg/s,最高溫度:140℃,最大膨脹比:1.6,最高轉(zhuǎn)速6800rpm。主要目的用于承擔(dān)低壓渦輪及其后機(jī)匣的聲學(xué)試驗(yàn)。(圖16)
2.9 斯圖加特大學(xué)(Stuttgart University)[10]
斯圖加特大學(xué)的試驗(yàn)器ATRD(Advanced Turbine Research and Demonstration)主要借用了ILA的高空臺(tái)氣源設(shè)備,主要用于低壓渦輪試驗(yàn)。該試驗(yàn)器采用了B型布局,最高供氣能力480K,0.24MPa,120kg/s,最低排氣壓力為5kPa,測(cè)功能力隨著租用的測(cè)功器而改變。該試驗(yàn)器進(jìn)段口有一個(gè)巨大整流室,非常便于提高試驗(yàn)器進(jìn)口流場(chǎng)品質(zhì),同時(shí)借助高空臺(tái)的強(qiáng)大抽吸能力,非常利于開展低壓渦輪低Re數(shù)試驗(yàn)。(圖17)
2.10 蘇黎世聯(lián)邦理工學(xué)院(ETH)[11]
ETH在2000年左右建設(shè)了一個(gè)用于基礎(chǔ)研究的渦輪試驗(yàn)器Lisa(他們按照當(dāng)?shù)貍鹘y(tǒng),給試驗(yàn)器賦予了一個(gè)女性名稱)。由于是一個(gè)基礎(chǔ)理論研究的試驗(yàn)器,它并不針對(duì)某個(gè)對(duì)應(yīng)機(jī)型的渦輪。該試驗(yàn)器主要用于渦輪非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)的研究,兩級(jí)渦輪同時(shí)也是試驗(yàn)器的一部分。其進(jìn)口壓力可到0.15MPa,最大流量16kg/s,最高轉(zhuǎn)速3000rpm。該試驗(yàn)器擁有很多獨(dú)創(chuàng)性的設(shè)計(jì),其中最特別的一點(diǎn)是該渦輪試驗(yàn)器的兩級(jí)渦輪最后都安裝在同一個(gè)軸上,卻有著獨(dú)立的測(cè)扭計(jì),以此可以得到功率到兩級(jí)渦輪上的分配規(guī)律。(圖18)
2.11 法國航空航天實(shí)驗(yàn)室(ONERA)[12]
ONERA是法國重要的航空試驗(yàn)基地。其渦輪試驗(yàn)器代號(hào)TRUMA,為雙軸C型,供氣條件為450K,0.4MPa,11kg/s;排氣壓力不低于25kPa;高壓端最大可吸收功率2MW,轉(zhuǎn)速12500rpm,低壓端最大可吸收功率0.57MW,轉(zhuǎn)速9000rpm。TRUMA試驗(yàn)器建設(shè)周期很長,1996年啟動(dòng),直到2007年才開始高壓轉(zhuǎn)子的調(diào)試,但是該試驗(yàn)器顯示出了符合預(yù)期的良好進(jìn)口均勻流場(chǎng),以及良好的控制穩(wěn)定性。(圖19)
3? 總結(jié)
從以上收集的國外渦輪試驗(yàn)器資料可以看出,雖然目前渦輪的設(shè)計(jì)效率已經(jīng)處于一個(gè)較高的水平,但是各研制單位依舊投入了很多精力進(jìn)行渦輪的試驗(yàn)研究,包括新建一些新的試驗(yàn)器,這也反映出渦輪試驗(yàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中的重要性。
同時(shí),從以上整理的信息可以看出,渦輪試驗(yàn)器是一個(gè)非常典型的非標(biāo)試驗(yàn)設(shè)備,每個(gè)試驗(yàn)器都有很大的個(gè)體差異性。試驗(yàn)需求(建設(shè)目的)對(duì)于試驗(yàn)器結(jié)構(gòu)和參數(shù)有非常大的影響,筆者在資料整理的過程中了解到,包括Graz University、Polonia Aero、NASA等單位的試驗(yàn)器,在建設(shè)過程中都曾出現(xiàn)過由于試驗(yàn)需求更改導(dǎo)致試驗(yàn)器設(shè)計(jì)更改的事情,因此,國內(nèi)在試驗(yàn)器建設(shè)之初,做好全面、細(xì)致的試驗(yàn)器建設(shè)需求的論證和分析,是非常重要的工作,將會(huì)直接影響試驗(yàn)器的最終使用效果。
從近來新建的渦輪試驗(yàn)器中,也可以間接看出目前渦輪性能研究的一些新的方向,例如:
①高低壓渦輪帶過渡段的匹配尤其對(duì)轉(zhuǎn)渦輪的研究(如DLR的NG-Turb和ONERA的TRUMA);
②低Re數(shù)條件下低壓渦輪的性能研究(如Polonia和Stuttgart大學(xué)的試驗(yàn)器);
③低壓渦輪的噪聲研究(如Polonia和Graz大學(xué)的STTF)。
國內(nèi)在渦輪研究及試驗(yàn)設(shè)備的建設(shè)的過程也應(yīng)適當(dāng)考慮這些研究方向的需求。
另外,從國外近年來的試驗(yàn)器建設(shè)中還可以看到一個(gè)較為明顯的趨勢(shì):渦輪試驗(yàn)在精細(xì)化上的要求越來越高,這也是由于渦輪效率本身已經(jīng)達(dá)到一個(gè)較高水平之后的必然要求,因?yàn)闉榱俗非鬁u輪性能和效率的“微小”提升,必然需要試驗(yàn)精度達(dá)到足夠高的水平。例如Stuttgart大學(xué)的渦輪試驗(yàn)器,為了進(jìn)行低壓渦輪低Re數(shù)試驗(yàn),它的進(jìn)口就設(shè)計(jì)了一個(gè)很大的整流室,以提高進(jìn)口流場(chǎng)的高品質(zhì),進(jìn)而得到精確的試驗(yàn)結(jié)果。而為進(jìn)口流場(chǎng)品質(zhì)花費(fèi)如此大的代價(jià),在早期的試驗(yàn)器建設(shè)中很少出現(xiàn)。
參考文獻(xiàn):
[1]秦立森,趙曉路,徐建中.短周期全尺寸渦輪試驗(yàn)臺(tái)及關(guān)鍵技術(shù)[R]燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,2001,15(1).
[2]HB 7081-2012,軸流渦輪氣動(dòng)性能試驗(yàn)[S].
[3]高效節(jié)能發(fā)動(dòng)機(jī)文集[M].北京:航空工業(yè)出版社,1991.
[4]J. Erhard. Design, Construction and commissioning of a Transonic Test Turbine Facility [D]. Austria, Graz university, 2000.
[5]A. Serrano. Data Reduction Techniques for a Low Pressure Turbine Noise Test[C]. 28th AIAA Aero-acoustics Conference), AIAA 2007-3713.
[6]http://poloniaero.avioaero.com/.
[7]Brent C. Nowlin. Small Engine Components Test Facility Turbine Testing Cell[C]. AIAA/ASME/SAE/ASEE 24th Joint Propulsion Conference.AIAA-88-2962.
[8]http://www.dlr.de/dlr/en/desktopdefault.aspx.
[9]Mathias Moser, Gerald Kulhanek, Franz Heitmeir. Construction of a Subsonic Test Turbine Facility for Experimental Investigations of Sound Generation and Propagation for Low Pressure Turbines[C]. ISABE-2007-1366.
[10]Matthias Kürner. LP Turbine Reynolds Lapse Phenomena: Time Averaged Aera Traverse and Multistage CFD[C]. ASME Turbo Expo 2010, GT2010-23114.
[11]M. Sell. The 2-Stage Axial Turbine Test Facility "LISA"[C]. ASME TURBO EXPO 2001,2001-GT-0492.
[12]Jean-Marc Massonnat, Thomas Coton. Development in turbine testing at ONERA[C]. 27th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference. AIAA 2010-4536.