渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化數(shù)學(xué)建模研究

時(shí)瑞軍，周劍波,2，張秋貴，皮星

（1.中國(guó)航空動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲412002；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016）

1 引言

直升機(jī)通常工作在近地面、近海平面高度，往往會(huì)吸入大量的砂塵和含鹽的海水蒸汽,渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)部件經(jīng)常受到污垢和腐蝕的影響,工作條件十分惡劣。為了實(shí)現(xiàn)突然攻擊，直升機(jī)需要迅速?gòu)碾[蔽時(shí)的低負(fù)荷狀態(tài)過(guò)渡到攻擊時(shí)的高負(fù)荷狀態(tài),形成對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)部件頻繁的熱力、機(jī)械等強(qiáng)度沖擊。在這樣的條件下長(zhǎng)時(shí)間工作，會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化甚至損壞。利用準(zhǔn)確地反映渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化的數(shù)學(xué)模型，研究不同因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化的影響，對(duì)于改善渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)控制效果,實(shí)現(xiàn)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷、延壽及視情維修具有重要價(jià)值。

美國(guó)NASA利用F-15驗(yàn)證機(jī)的PW-100-1128發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的性能退化進(jìn)行了大量的理論、仿真及試飛研究[1,3];國(guó)內(nèi)高校也開展了某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的性能退化研究[2]。而對(duì)于航空渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化研究，相關(guān)文獻(xiàn)尚難見到。

本文研究了航空渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化的基本原理，建立了描述部件性能退化的各部件數(shù)學(xué)模型；按照渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作條件和使用特點(diǎn)，建立了部件級(jí)性能退化的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型，進(jìn)而仿真研究了渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化的特點(diǎn)，為開展進(jìn)一步研究奠定了基礎(chǔ)。

2 部件性能退化特征及影響分析

2.1 壓氣機(jī)性能退化

壓氣機(jī)性能退化的特征為：葉片型面磨光,動(dòng)葉和靜葉松動(dòng),流路破裂,機(jī)匣磨損,以及機(jī)匣偏心和脫開[7]。

不考慮損壞，壓氣機(jī)性能退化的主要原因是污垢和侵蝕。壓氣機(jī)的污垢主要來(lái)自外部塵土的堆積，其影響是：葉片型面發(fā)生變化，流路減小，機(jī)匣偏心，從而使壓氣機(jī)效率降低（假定設(shè)計(jì)型面效率最高），流量減小。其特性曲線向左下方偏移。壓氣機(jī)所受侵蝕主要來(lái)自外部較大顆粒的砂石的摩擦，含鹽較高的海水蒸汽的腐蝕,以及燃燒室對(duì)導(dǎo)向器的燒蝕，其影響是：葉片型面發(fā)生變化，葉片發(fā)生松動(dòng)，流路面積增大，機(jī)匣偏心等，從而使壓氣機(jī)效率降低，流量增大。其特性曲線向右下方偏移。不同因素對(duì)壓氣機(jī)特性線的影響如圖1所示。

2.2 渦輪性能退化

渦輪性能退化的主要特征是：葉尖間隙增大,葉片型面磨光退化,導(dǎo)向器泄漏,級(jí)間封嚴(yán)泄漏等[7]。

造成渦輪性能退化的因素主要是污垢堆積及侵蝕作用。渦輪的污垢主要來(lái)自外部的灰塵及燃燒殘留物的堆積，其影響是：葉片型面磨損，流通面積減小,從而使渦輪效率降低（假定設(shè)計(jì)型面效率最高），流量減小。渦輪所受侵蝕主要是葉尖的摩擦作用，高溫?zé)g和金屬氧化也起一定作用，綜合影響是：葉片間隙增大，葉片型面磨損，噴嘴環(huán)燒蝕，封嚴(yán)處泄漏增大，級(jí)間泄漏增大，流通面積增大，從而使渦輪效率降低。不同因素對(duì)渦輪特性線的影響如圖2所示。

2.3 燃燒室性能退化

火焰筒積炭、變形、裂紋以及噴嘴積炭、腐蝕，會(huì)造成霧化效果變差，火焰外伸。反映在燃燒室性能上，就是總壓恢復(fù)系數(shù)減小和燃燒效率降低。雖然，一定設(shè)計(jì)形式的燃燒室的總壓恢復(fù)系數(shù)一般保持為常數(shù)；不包括慢車狀態(tài)，燃燒效率幾乎保持100%不變；除了最極端的退化情況，燃燒效率也不隨燃燒條件、燃油噴嘴的改變而改變。但是長(zhǎng)時(shí)間工作后，燃燒室性能退化對(duì)整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化還是有一定的影響[8]。

3 部件性能退化模型

一般而言，仿真部件的性能退化有2種方法。1種方法為流場(chǎng)計(jì)算方法，利用發(fā)動(dòng)機(jī)的流場(chǎng)計(jì)算程序，改變部件的尺寸，從而實(shí)現(xiàn)性能退化仿真。另外1種方法為退化因子方法，以發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)，引入退化因子參數(shù)，從而實(shí)現(xiàn)性能退化仿真。本文采用退化因子方法進(jìn)行仿真研究。

壓氣機(jī)的退化因子定義為壓氣機(jī)換算流量和絕熱效率與特性圖上值的相對(duì)差，即

燃?xì)鉁u輪的退化因子定義為燃?xì)鉁u輪換算流量和絕熱效率與特性圖上值的相對(duì)差，即

動(dòng)力渦輪的退化因子定義為動(dòng)力渦輪換算流量和絕熱效率與特性圖上值的相對(duì)差，即

燃燒室的退化因子為燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)和燃燒效率與特性圖上值的相對(duì)差，即

4 仿真結(jié)果分析

利用前面定義的部件退化模型，以某型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)，建立了渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)部件級(jí)性能退化模型。利用該模型，仿真研究了不同部件不同退化參數(shù)對(duì)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。

在進(jìn)行仿真計(jì)算時(shí)，假設(shè)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)工作在高功率狀態(tài)，動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速恒定；同時(shí)假設(shè)燃油流量恒定。

圖3～10為H=0，Ma=0，起飛狀態(tài)下，壓氣機(jī)、燃?xì)鉁u輪、動(dòng)力渦輪、燃燒室性能參數(shù)退化因子為0.02時(shí)，對(duì)應(yīng)的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)的相對(duì)變化量。

圖中1～9分別表示壓氣機(jī)進(jìn)口換算轉(zhuǎn)速ncor、壓氣機(jī)喘振裕度smc、壓氣機(jī)出口總壓P3、壓氣機(jī)進(jìn)口空氣流量wac、渦輪間溫度T45、渦輪間總壓P45、噴管出口靜溫T45隨之升高；則噴管出口總溫和對(duì)應(yīng)出口靜溫T7s、燃油消耗率sfc及輸出軸功率PW。

由圖3易知，壓氣機(jī)流量退化時(shí)，ncorT7sW減??；參數(shù)T45、T7s、sfc增大。

其原因在于，在高功率狀態(tài)下，燃?xì)鉁u輪工作在臨界狀態(tài)，渦輪落壓比和效率基本不變，渦輪的單位功基本不變，因而壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速ncor基本不變。

壓氣機(jī)流量的退化，必然引起進(jìn)口空氣流量wac減小。由于換算轉(zhuǎn)速基本不變，壓氣機(jī)工作點(diǎn)近似向喘振邊界移動(dòng)，喘振裕度smc減??；

由于壓氣機(jī)流量退化，其工作點(diǎn)效率降低，因而壓比減小，出口壓力p3降低；由于燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)、燃?xì)鉁u輪落壓比恒定，因而渦輪間壓力P45降低；

由于燃油流量恒定，壓氣機(jī)空氣量退化時(shí)，渦輪進(jìn)口單位質(zhì)量燃?xì)鉄犰试龃?，溫度升高，而燃?xì)夤ぷ鼽c(diǎn)基本不變，故渦輪間溫度T45隨之升高；則噴管出口總溫和對(duì)應(yīng)出口靜溫T7s升高。

由于動(dòng)力渦輪的工作點(diǎn)基本不變，其單位功基本恒定，故隨著壓氣機(jī)流量退化，進(jìn)口空氣量減小，總的輸出功率PW降低；由于供油量恒定，故耗油率sfc提高。

類似于圖3，可分析圖4～10。易知不同部件性能參數(shù)退化時(shí)，整機(jī)性能參數(shù)的變化均符合渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理。

5 結(jié)束語(yǔ)

建立了各部件退化模型，按其共同工作條件建立了渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化模型。仿真研究表明，部件退化模型能夠正確描述部件的性能退化；渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)性能退化模型能夠正確反映渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的性能退化特征。

[1] 樊思齊，徐蕓華.航空推進(jìn)系統(tǒng)控制[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，1995.

[2] 吳丹.航空推進(jìn)系統(tǒng)非線性性能尋優(yōu)控制研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2004.

[3] Lambert H H.A Simulation Study of Turbofan Engine Deterioration Estimation Using Kalman Filtering Techniques[J].NASA Technical Memorandum 104233,1991.

[4] Mathiou dakis K,Kamboukos P H,Stamatis A.Turbofan Performance Deterioration Tracking Using Nonlinear Models and Optim ization Techniques[J].Journal of Turbomachiery,TransactionofASME,2002,124.

[5] Syverud E,Brekke O.Axial Compressor Deterioration Caused by Saltwater Ingestion[J].ASME 2005-GT-68701,2005.

[6] Chatterjee S.Online Model Parameter Estimation of Jet Engine Degradation for Autonomous Propulsion Control[R].AIAA-2003-5425,2003.

[7] Wulf R H.Engine Diagnostics Program CF6-50 Engine Performance Deterioration[R].NASA CR-159867,1980.

[8] Sallee G P.Performance Deterioration Based on Existing(Historical)Data JT9D Jet Engine Diagnostics Program[R].NASA CR-135448,1980.

[9] Sallee G P.Kruckenberg H D,Toomey E H.Analysis of Turbofan Engine Performance Deterioration and Proposed Follow-on Tests[R].NASA CR-134769,1975.