林成,李丹，霍玉鑫，劉立博，周建平，呂晶

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責(zé)任公司,遼寧 沈陽 110043)

航空發(fā)動機渦輪后溫差異常的分析及處理

林成,李丹，霍玉鑫，劉立博，周建平，呂晶

(中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機(集團)有限責(zé)任公司,遼寧 沈陽 110043)

航空發(fā)動機在臺架試車過程中常出現(xiàn)渦輪后測溫鎧裝電偶與64點校準(zhǔn)電偶間的測溫差值超出設(shè)計規(guī)定的故障。本文通過理論分析與數(shù)值模擬，指出此故障主要源于溫度場分布特征與電偶位置分布間的不匹配；提出了調(diào)節(jié)整流支板進氣口的改進措施。經(jīng)試驗試車驗證，此改進方法簡單有效，對發(fā)動機的可靠性沒有影響。

航空發(fā)動機；溫度；電偶；故障診斷

0 引言

在航空發(fā)動機的運行過程中，溫度是重要的狀態(tài)參數(shù)，需準(zhǔn)確、快速地測量[1]。渦輪出口燃氣溫度可以反映渦輪進口溫度的情況[2]，是衡量發(fā)動機性能和試車過程監(jiān)控的重要參數(shù)之一，測量的準(zhǔn)確性會直接影響發(fā)動機性能評價的準(zhǔn)確度[3]。在不同的測溫方法中，熱電偶測溫法測量精度高, 有較大的測量范圍，是發(fā)動機溫度測量領(lǐng)域中最常用的方法[4]。

航空發(fā)動機在試車過程中，頻繁出現(xiàn)擴散器整流支板鎧裝電偶與64點校準(zhǔn)電偶測量溫度差值超出設(shè)計規(guī)定范圍的異常狀況。故障排除過程中通常采用更換火焰筒或更換鎧裝電偶的方法，但成功率較低、成本較高。

本文通過理論分析與數(shù)值仿真計算，提出通過調(diào)整擴散器整流支板靠近中心錐體處鎧偶流道進、出口面積比例的方法進行問題處理。經(jīng)實踐證明，排故措施簡單有效，可操作性強，對發(fā)動機使用可靠性及安全性沒有影響，縮減生產(chǎn)成本，可以作為常規(guī)的排故方案。

1 問題概述

發(fā)動機在臺架試車過程中出現(xiàn)了鎧裝電偶所測渦輪后燃氣平均溫度與64點校準(zhǔn)電偶所測平均溫度差值超出設(shè)計規(guī)定下限(△T=T鎧偶-T64點<-10℃)的異常情況，部分異常溫差情況見表1。

表1鎧偶測量溫度與64點校準(zhǔn)電偶測量溫度差值

發(fā)動機號T鎧偶/℃T64點/℃差值△T/℃溫差規(guī)定值1793．5810-16．52795．8815．8-203797815-18-10℃≤△T<30℃4762782-205793805-126797811-14

2 問題原因的分析及處理

燃氣從燃燒室排出，有多種因素會影響燃燒室出口溫度分布[5-7]。通過高速旋轉(zhuǎn)的渦輪后，并不能使極不均勻的溫度場完全摻混，因此在發(fā)動機渦輪出口截面上溫度場是不均勻的[8]。這就要求在渦輪后應(yīng)合理的安排周向及徑向測點，以準(zhǔn)確測量燃氣的平均溫度。

2.1 測溫點位置與燃燒室周向溫度分布關(guān)系

鎧偶和64點校準(zhǔn)電偶安裝在擴散器上，鎧偶安裝在整流支板內(nèi)，共有9支，64點校準(zhǔn)電偶安裝在擴散器殼體上，共有8支，與鎧偶的軸向距離為100 mm。燃燒室溫度場分布經(jīng)過渦輪后順航向逆時針旋轉(zhuǎn)20°，考慮旋轉(zhuǎn)量后燃燒室溫度場周向分布、鎧偶及64點校準(zhǔn)電偶周向位置關(guān)系如圖1所示。

圖1 燃燒室溫度場周向分布、鎧偶、64點校準(zhǔn)電偶位置示意圖

從圖1中可以看出，燃燒室溫度場周向分布與64點校準(zhǔn)電偶位置對應(yīng)性較好，鎧偶有6支與燃燒室溫度場分布相對應(yīng)。發(fā)動機燃燒室溫度場分布特點明顯，燃燒室水平中心線上半?yún)^(qū)的溫度明顯比下半?yún)^(qū)要高?；鹧嫱蚕掳?yún)^(qū)的溫度分布與鎧偶重合性好，與64點校準(zhǔn)電偶重合性差，這可能導(dǎo)致發(fā)動機因鎧偶感受的溫度低而64點校準(zhǔn)電偶感受溫度高出現(xiàn)△T超規(guī)定下限的故障。上述情況是燃燒室溫度場周向分布與鎧偶、64點校準(zhǔn)電偶周向安裝位置之間匹配不當(dāng)造成的，此時只要更換適合的火焰筒使其周向溫度分布與鎧偶、64點校準(zhǔn)電偶之間匹配恰當(dāng)，故障即可排除。

2.2 測溫點位置與燃燒室徑向溫度分布關(guān)系

鎧偶感受的溫度是整流支板上迎氣流的兩個進氣口進入的燃氣經(jīng)混合滯止形成的，64點校準(zhǔn)電偶每支沿徑向布置了8點感受渦輪后溫度。整流支板上兩個進氣口的徑向位置及進氣面積決定了鎧偶感受的溫度值，兩個進氣口對應(yīng)著不同的燃氣溫度分布，溫度差值隨燃燒室溫度場徑向分布不同而不同。改變兩個進氣口的徑向位置，即改變其對應(yīng)的進氣溫度，則鎧偶感受的溫度會發(fā)生變化。不改變進氣口徑向位置而是調(diào)整進氣口的面積，則進入整流支板內(nèi)的燃氣流量會發(fā)生變化，如此鎧偶感受的溫度也會發(fā)生變化，可采用數(shù)值計算的方法對其變化情況進行分析。

2.3徑向進氣口面積變化對鎧偶處溫度影響的數(shù)值模擬

2.3.1 計算模型和數(shù)值方法

擴散器每個空心整流支板上有3個漏斗口， 2個進口用于引進渦輪后燃氣流，靠近擴散器殼體的出口用于排出燃氣流，結(jié)構(gòu)見圖2。燃氣流進入整流支板后，先后撞擊兩個擋板折返后動壓頭基本降低到零，燃氣流充分滯止，再經(jīng)鎧偶測溫受感部位流出支板。

圖2 空心整流支板結(jié)構(gòu)示意

按照發(fā)動機運行的中間狀態(tài)設(shè)置邊界條件。進口給定渦輪后總壓、總溫，出口給定渦輪后靜壓?？紤]到渦輪后溫度沿徑向的梯度變化[9]及試車臺測得的數(shù)據(jù)，制定5種計算方案。其中，方案1～4保持進口1和出口初始參數(shù)不變，按照5℃的溫差逐漸降低進口2的初始溫度，方案5是將進口2封閉，只有進口1引進燃氣，進氣參數(shù)不變。

2.3.2 計算結(jié)果分析

圖3表示5種方案整流支板內(nèi)部的溫度分布示意圖?？梢钥闯觯邷貐^(qū)出現(xiàn)在進口1至傳感器區(qū)域，隨著進口1和進口2溫差的增大，支板內(nèi)的平均溫度逐漸變小，傳感器感受的溫度也在不斷的降低。盡管從橫截面積上講，進口1的面積小于進口2，但由于進口1更靠近傳感器位置，因此傳感器感受到的溫度受進口1的影響更大。方案5由于進口2關(guān)閉，只有進口1引進燃氣，整流支板內(nèi)部溫度變化很小。

圖3 整流支板內(nèi)溫度分布

表2鎧裝電偶受感部平均溫度值

方案1方案2方案3方案4方案5平均溫度值/℃831．05828．45825．75823．05833．95與方案5溫差/℃2．95．58．210．9-

由表2可以看出，渦輪后燃氣溫度場沿徑向分布的變化會影響整流支板內(nèi)鎧偶測得的溫度值，最大溫度差值達到10.9℃，其波動范圍與溫差超差情況大致相當(dāng)(見表1)。因此，通過調(diào)整整流支板兩個進氣口面積的方法，可以減少徑向溫度不均勻性對鎧偶測得溫度的影響，從而解決溫差異常的問題。

3 解決方案的實踐驗證

3.1 更換火焰筒

經(jīng)過試車驗證，通過調(diào)換火焰筒的方法調(diào)整溫度場與鎧偶、64點校準(zhǔn)電偶之間匹配關(guān)系，部分發(fā)動機可以符合設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)，但處理過程工作量大，周期較長，發(fā)動機需全部重新分解、裝配，且換裝余下的火焰筒再次裝到其他發(fā)動機上時該問題一直存在，不能再次使用。統(tǒng)計分析了發(fā)動機的火焰筒溫度場數(shù)據(jù)，無法得出明顯的與異常狀況相關(guān)的規(guī)律性結(jié)論。所以，此種處理方法不確定性非常大，影響因素較多，調(diào)整周期長、費用高，不宜作為最佳解決方案。

3.2 調(diào)整整流支板進氣口面積的方法

渦輪后燃氣溫度場試車數(shù)據(jù)顯示：整流支板上迎氣流的兩個進氣口中，靠近中心內(nèi)錐的進氣口對應(yīng)的燃氣溫度相對靠近擴散器殼體的進氣口對應(yīng)的燃氣溫度要低一些，兩者之間的溫差大約在20℃左右。針對測量溫度差值超出設(shè)計規(guī)定下限的問題，可以嘗試采用減小或關(guān)閉整流支板上靠近中心錐體一側(cè)進氣口的面積的辦法進行處理；而對于溫差超出上限的問題，則可以通過減小或關(guān)閉整流支板上靠近擴散器殼體一側(cè)進氣口面積的辦法。

進氣口面積調(diào)整通過在整流支板進氣口位置焊接薄片的方法來實現(xiàn)。更換火焰筒后仍然存在溫差異常的發(fā)動機采用上述方法處理后，均經(jīng)過試車考核，調(diào)整進氣口面積的措施能有效解決溫差異常的問題。

考慮到減小或封閉整流支板單側(cè)進氣口以后，由于流量減少，且溫度屬于慢變信號[10]，可能會影響鎧偶與64點校準(zhǔn)電偶動態(tài)響應(yīng)時間。為驗證排故措施的合理性，查閱了采取該解決措施發(fā)動機的試車曲線，記錄發(fā)動機從慢車到中間狀態(tài)的鎧偶與64點校準(zhǔn)電偶溫度響應(yīng)時間，并與未出現(xiàn)故障的發(fā)動機試車數(shù)據(jù)進行對比。

表3鎧偶與64點校準(zhǔn)電偶感受溫度響應(yīng)時間統(tǒng)計

發(fā)動機號電偶感受溫度響應(yīng)時間/s(慢車→中間)備注128．32233．73出現(xiàn)△T超差發(fā)動機330．15435．75531．63無異常合格發(fā)動機627．47

對比表3可以看出，采取該方案的發(fā)動機與正常發(fā)動機的鎧偶與64點校準(zhǔn)電偶感受溫度的動態(tài)響應(yīng)時間在相同的時間范圍內(nèi)，說明調(diào)整整流支板進氣口面積的方法對渦輪后燃氣溫度的測量無負面影響，可以保證發(fā)動機安全、可靠運行。

4 結(jié)論

發(fā)動機出現(xiàn)溫差(△T=T鎧偶-T64點)超出設(shè)計規(guī)定的原因是由于燃燒室溫度場分布不均勻性與鎧偶、64點校準(zhǔn)電偶的周向及徑向位置匹配不當(dāng)造成。通過更換火焰筒，部分發(fā)動機可以達到設(shè)計要求，但工作量大，周期長，不確定因素較多，容易造成生產(chǎn)資源浪費。采用調(diào)整擴散器整流支板進氣口面積的方法行之有效，排故方案經(jīng)過試車驗證，試車結(jié)果與理論仿真計算結(jié)果吻合，且該方法工作量小，操作性強，對發(fā)動機使用可靠性及安全性沒有影響。

[1]焦春波，紀(jì)倉囤，彭凱.航空發(fā)動機測溫系統(tǒng)動態(tài)特性改善方法研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2013，13(7):1895-1899.

[2]姜彩虹.航空發(fā)動機燃氣溫度控制系統(tǒng)的設(shè)計研究及應(yīng)用[J].航空動力學(xué)報,2003，18(4):519-523.

[3]柳陽.航空發(fā)動機低壓渦輪出口溫度標(biāo)定方法研究與應(yīng)用[J].航空發(fā)動機,2013，39(4):85-88.

[4]劉志，蔡恒鑫.飛機發(fā)動機常用測溫方法研究[J].測控技術(shù),2012(31):81-83.

[5]祁海鷹,樊凡.燃燒室出口溫度分布偏差的機理[J].燃燒科學(xué)與技術(shù),2013,19(2):121-127.

[6]黃偉，凡廣寬，牛銘.微型燃氣輪機發(fā)電系統(tǒng)仿真模型研究[J].電網(wǎng)與清潔能源,2011,27(4):4-7.

[7]黎明，吳二平，索建秦，等.某型燃燒室火焰筒的性能對比試驗[J].航空動力報,2013，28(8):1659-1695.

[8]楊訓(xùn)，張燦.某型航空發(fā)動機渦輪后排氣溫度場測量[J].計算機測量與控制,2013，21(2):333-335.

[9]張寶誠.航空發(fā)動機試驗和測試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社,2005.

[10]熊兵，侯敏杰，陳洪敏，等.輻射測溫技術(shù)在渦輪葉片溫度場中的應(yīng)用[J].燃氣渦輪試驗與研究,2008，21(3):50-54.

AnalysisandDisposalofAbnormalTemperatureDifferenceBehindtheTurbineinAero-engine

LINCheng,LIDan,HUOYu-xin,LIULi-bo,ZHOUJian-ping,LVJing

(AVICShenyangLimingAeroEngine(group)Co.,ltd.,Shenyang110043,China)

The failure issue, that the temperature difference between the sheathed thermocouple and calibrated thermocouple which is out of design limits,always occurs in turbojet engine tests. With theoretical analysis and numerical simulations, the reason for this failure has been demonstrated as the mismatch between the temperature filed distributions and the thermocouple locations. Furthermore, the adjustment of inlet frames is provided as a improvement method, which is experimentally proven effectively with simple efforts and without effects on engine reliability.

aero-engine;temperature;thermocouple;fault diagnosis

2014-04-22修訂稿日期2014-07-26

林成(1975～)，男，本科，高級工程師，研究方向為航空發(fā)動機設(shè)計及工程技術(shù)。

V23

A

1002-6339 (2014) 06-0530-03