楊艷美 賀劍 李華喬

【摘 要】本文簡要介紹了某型航空發(fā)動機(jī)進(jìn)口畸變的試驗(yàn)原理、試驗(yàn)設(shè)備，著重對進(jìn)口畸變指數(shù)測量試驗(yàn)過程中遇到的喘振、流量測量精度低等關(guān)鍵問題進(jìn)行了詳細(xì)的分析研究，提出了解決方法，保證了試驗(yàn)的順利進(jìn)行，且結(jié)果真實(shí)可靠。通過該試驗(yàn)測定了在不同工作狀態(tài)下發(fā)動機(jī)發(fā)生喘振現(xiàn)象時(shí)的畸變指數(shù)，得出了相關(guān)變化規(guī)律，為該型發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定性評估提供了依據(jù)，同時(shí)文中試驗(yàn)方法可為其他型發(fā)動機(jī)的畸變試驗(yàn)提供參考。

【關(guān)鍵詞】航空發(fā)動機(jī);進(jìn)口畸變;進(jìn)口畸變指數(shù)測量

中圖分類號： V216 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）04-0042-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.04.017

Experimental Study on the Inlet Distortion Index Measurement of an Aeroengine

YANG Yan-mei HE Jian LI Hua-qiao

（AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute， Zhuzhou Hunan 412002， China）

【Abstract】The principle and equipment of the inlet distortion experiment of an aeroengine were briefly described .The detailed analysis research of the key problems such as surge， low accuracy of flow measurement and so on encountered during the inlet distortion index measurement was mainly carried on and the solution to ensure the smooth running of the test was proposed by this paper， and the results are real and valid. The distortion index of the engine under different working conditions was measured and the relevant change rules were obtained by the test which offered basis for the stability assess of the engine， and the methods in this paper can provide a reference for the distortion test of other types of engine.

【Key words】Aeroengine; Inlet distortion; Inlet distortion index measurement

0 引言

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變是影響發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的一個(gè)很關(guān)鍵的降穩(wěn)因子，它會引起穩(wěn)定邊界的下降，從而使穩(wěn)定裕度減少，若超過了可用穩(wěn)定裕度，發(fā)動機(jī)將產(chǎn)生氣動不穩(wěn)定性，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致喘振、空中熄火停車 ，甚至損壞發(fā)動機(jī)[1]。

隨著對飛機(jī)的使用需求越來越高，發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力畸變對其穩(wěn)定性的影響就越來越重要。畸變指數(shù)是衡量發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場分布偏離均勻流場的指標(biāo)，用來表示氣動界面上的流場品質(zhì)，它與壓縮系統(tǒng)喘振壓比損失建立相關(guān)方程，用來評定發(fā)動機(jī)的性能和穩(wěn)定性[2]，因此就要依賴于對壓氣機(jī)進(jìn)口畸變進(jìn)行研究，通過試驗(yàn)確定畸變指數(shù)等參數(shù)。

1 試驗(yàn)原理

試驗(yàn)采用在發(fā)動機(jī)進(jìn)口設(shè)置可移動插板式畸變發(fā)生器的方法對發(fā)動機(jī)進(jìn)行進(jìn)口畸變試驗(yàn)。由于在整機(jī)臺架試驗(yàn)中無法直接對發(fā)動機(jī)進(jìn)口畸變指數(shù)進(jìn)行測量，因此，試驗(yàn)分為兩部分進(jìn)行，本文著重對第2部分進(jìn)行研究。

1.1 整機(jī)臺架進(jìn)口畸變試驗(yàn)

試驗(yàn)中緩慢推進(jìn)插板使發(fā)動機(jī)達(dá)到喘振邊界，確定不同工作狀態(tài)下發(fā)動機(jī)發(fā)生喘振現(xiàn)象時(shí)的插板位置和進(jìn)口空氣流量參數(shù)，試驗(yàn)系統(tǒng)簡圖見圖1。

1.2 給定條件的畸變指數(shù)測量試驗(yàn)

根據(jù)第一步試驗(yàn)確定的參數(shù)，在部件試驗(yàn)臺進(jìn)行畸變指數(shù)測量試驗(yàn)（用抽氣風(fēng)機(jī)進(jìn)行抽氣模擬整機(jī)試驗(yàn)的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件），測定在不同工作狀態(tài)下發(fā)動機(jī)發(fā)生喘振現(xiàn)象時(shí)的綜合壓力畸變指數(shù)W、周向總壓畸變指數(shù)DC60等參數(shù)。

2 畸變指數(shù)測量試驗(yàn)設(shè)備

2.1 試驗(yàn)件布置

進(jìn)口畸變測量試驗(yàn)的試驗(yàn)件包括流量管、整流進(jìn)氣道、插板式畸變裝置（畸變發(fā)生器）、進(jìn)氣機(jī)匣和整流錐。

與整機(jī)試驗(yàn)不同的是：試驗(yàn)件與設(shè)備主氣流管道連接，利用抽氣風(fēng)機(jī)進(jìn)行抽氣，通過調(diào)節(jié)風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速和管道閥門的開度，使試驗(yàn)件的進(jìn)口空氣換算流量Wa1c達(dá)到插板位置H對應(yīng)狀態(tài)的規(guī)定值（根據(jù)整機(jī)試驗(yàn)測定的值）;增加了畸變測量段，通過測量氣動（2-2）截面的氣動參數(shù)來獲得進(jìn)氣畸變指數(shù)。

2.2 插板畸變裝置

插板式畸變裝置工作時(shí)的插板幾何特性如圖2所示。H為插板的插入深度，D為發(fā)動機(jī)進(jìn)口直徑。

3 試驗(yàn)中關(guān)鍵問題及其解決方法

3.1 小流量試驗(yàn)狀態(tài)引起的喘振

在前期性能試驗(yàn)調(diào)試階段，發(fā)動機(jī)慢車等狀態(tài)的最小流量（Wa1c=1Kg/s左右時(shí)）狀態(tài)引起抽風(fēng)機(jī)喘振，導(dǎo)致試驗(yàn)無法順利進(jìn)行。

原因分析：當(dāng)插板插入到一定深度時(shí)，截流增大，引起設(shè)備動力風(fēng)機(jī)抽氣量不足，出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。

解決方法：增加補(bǔ)氣裝置，經(jīng)過不斷摸索，在適當(dāng)位置對風(fēng)機(jī)進(jìn)口進(jìn)行補(bǔ)氣，解決了該問題。

3.2 流量測量精度

為了提高流量測量精度，試驗(yàn)采用了流量管和標(biāo)準(zhǔn)文氏管，流量管設(shè)置在整流進(jìn)氣道前端，文氏管設(shè)置在主氣流管道上。

文氏管精度可達(dá)±1%FS，滿足試驗(yàn)的要求。相比于流量管，在差壓式流量計(jì)中，文氏管的準(zhǔn)確度最高，壓力損失較低，且文氏管不容易受到摩擦破壞，無污垢附差，試驗(yàn)過程中以設(shè)備流量測量裝置即文氏管為準(zhǔn)。流量管用來與文氏管做流量對比，進(jìn)一步保證測量的有效性。

3.3 壓力場測量方法及壓力測量精度

在試驗(yàn)過程中測量氣動（2-2）截面的氣動參數(shù)，既要測得密集有效的壓力參數(shù)來真實(shí)反映發(fā)動機(jī)進(jìn)口的壓力場，又不能堵塞進(jìn)氣，同時(shí)要保證壓力測量的精度，試驗(yàn)采用以下方法進(jìn)行測量：

（1）采用旋轉(zhuǎn)式總壓測量裝置，在旋轉(zhuǎn)測量機(jī)構(gòu)的圓環(huán)上按三等份圓周安裝3支總壓探針、3支單點(diǎn)動壓探針、連接3個(gè)靜壓測點(diǎn)，每支總壓探針安排6個(gè)測量點(diǎn)，均按等環(huán)面分布;

（2）試驗(yàn)過程中采用DSA壓力測量系統(tǒng)，精度為±0.05%。

（3）測試圓盤首先在“0”位測量一次總壓和動態(tài)壓力，然后按順時(shí)針方向（順著氣流方向看）依次轉(zhuǎn)動11次，每間隔10°測量一次出口壓力場;

（4）試驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集要在狀態(tài)穩(wěn)定后進(jìn)行：即Wa1c穩(wěn)定30秒且與規(guī)定值的偏差不大于±1%后記錄參數(shù)。

試驗(yàn)表明，通過上述方法真實(shí)有效的測定了發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力場，同時(shí)保證了測量精度。

4 試驗(yàn)結(jié)果

發(fā)動機(jī)不同狀態(tài)下的綜合壓力畸變指數(shù)W和周向總壓畸變指數(shù)DC60隨插板插入深度H變化的關(guān)系曲線，見圖3。由圖可知，綜合壓力畸變指數(shù)W與畸變板的插入深度H成正比，同一H值下，發(fā)動機(jī)運(yùn)行狀態(tài)越高，W值越大。

5 結(jié)論

本文對某型航空發(fā)動機(jī)進(jìn)口畸變指數(shù)測量試驗(yàn)中出現(xiàn)的關(guān)鍵問題進(jìn)行了詳細(xì)分析，提出了解決方法。通過試驗(yàn)測定了在不同工作狀態(tài)下發(fā)動機(jī)發(fā)生喘振現(xiàn)象時(shí)的綜合壓力畸變指數(shù)W和周向總壓畸變指數(shù)DC60等參數(shù)，得出了相關(guān)變化規(guī)律，為發(fā)動機(jī)抗進(jìn)口總壓畸變能力的確定提供了數(shù)據(jù)，同時(shí)文中試驗(yàn)方法可為其他型發(fā)送機(jī)畸變試驗(yàn)提供參考。

【參考文獻(xiàn)】

[1]王有文，張億力.進(jìn)氣畸變的研究發(fā)展及對發(fā)動機(jī)穩(wěn)性的分析[J].南華動力.2006（2）：10-19.

[2]孔迪.某型航空發(fā)動機(jī)進(jìn)氣壓力畸變試驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動機(jī).2014，40（3）：60-65.

[3]王斌，李軍.某型渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)氣壓力畸變的試驗(yàn)研究[C].中國航空學(xué)會發(fā)動機(jī)試驗(yàn)與測試技術(shù)學(xué)術(shù)交流會.2002.

[4]李宏新，李國權(quán).航空發(fā)動機(jī)動力傳輸系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展思考[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（2）：1-5.

[5]梁春華，劉紅霞，索德軍，等.美國航空航天平臺與推進(jìn)系統(tǒng)的未來發(fā)展及啟示[J].航空發(fā)動機(jī)，2013，39（3）：6-11.