直連式高空臺試驗中真空度與次流作用力校準(zhǔn)的一種新方法

劉志友，吳鋒，仇釬

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，四川江油621703)

直連式高空臺試驗中真空度與次流作用力校準(zhǔn)的一種新方法

劉志友，吳鋒，仇釬

(中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機高空模擬航空科技重點實驗室，四川江油621703)

針對某發(fā)動機高空臺試驗難以用加裝堵板的常規(guī)方法測定真空度與次流作用力系數(shù)的情況，通過高空艙內(nèi)冷卻空氣流動與高空艙內(nèi)外壓差對發(fā)動機測力系統(tǒng)作用的分析，介紹了高空艙內(nèi)真空度和次流對發(fā)動機臺架測量推力影響的作用機理，并從真空度作用力和次流作用力與發(fā)動機總推力的關(guān)系出發(fā)，經(jīng)理論推導(dǎo)提出了一種確定真空度與次流作用力系數(shù)的新方法。該方法使用限制條件少，試驗經(jīng)濟性好，具有較強的工程應(yīng)用參考價值。

高空臺；航空發(fā)動機；發(fā)動機推力；真空度作用力；次流作用力

secondary flow-acting force

主要符號說明

Rg，Rm——發(fā)動機總推力，臺架測量推力

Rs，Ks——次流作用力，次流作用力系數(shù)

Rc，Kc——真空度作用力，真空度作用力系數(shù)

A，V，W，T，ρ——面積，速度，流量，溫度，密度

Ps，Pt，Patm——靜壓，總壓，當(dāng)?shù)卮髿鈮毫?/p>

下標(biāo)：

1，1b——發(fā)動機進口(流量管篦齒段處)截面，(流量管篦齒封嚴(yán)處)管壁環(huán)面

9——發(fā)動機噴管出口截面

sch——高空艙內(nèi)次流特征截面參數(shù)

nom——目標(biāo)值

1 引言

直連式高空臺試驗在先進航空發(fā)動機研制中有著不可替代的重要作用，除了能在地面上模擬航空發(fā)動機全包線、全天候工作環(huán)境并獲知其空中工作性能/特性外，還能確定與評估航空發(fā)動機的性能，尤其是確定與評估飛行推力。如何有效地確定和評估發(fā)動機推力，一直是高空臺建設(shè)和發(fā)動機高空模擬試驗技術(shù)研究的重要內(nèi)容。由于發(fā)動機推力是一個很復(fù)雜的間接測量參數(shù)，受許多因素影響。試驗中直接測量的臺架推力既不是發(fā)動機總推力，也不是發(fā)動機凈推力，因此需要對直接測量推力結(jié)果進行修正，才能得到與發(fā)動機實際工作情況相符的推力。其中，反映發(fā)動機高空工作環(huán)境對測力系統(tǒng)零位影響的真空度作用力，和高空艙內(nèi)冷卻氣流流動對測量推力示值影響的次流作用力，是直連式高空臺上推力測量結(jié)果修正的重點研究內(nèi)容。

半個多世紀(jì)以來，人們對高空艙真空度和次流作用力的概念與作用機理進行了廣泛研究，并形成了較為成熟且通行的經(jīng)典校準(zhǔn)方法[1～3]。該方法是一種靜態(tài)校準(zhǔn)方法，即在試驗前關(guān)閉發(fā)動機來流管道上的閘閥或在發(fā)動機來流管道中加裝堵板，阻止氣流通過發(fā)動機內(nèi)流道，使發(fā)動機轉(zhuǎn)子在真空度與次流作用力(系數(shù))校準(zhǔn)過程中保持靜止?fàn)顟B(tài)，通過改變高空艙真空度(環(huán)境壓力)和二股流開度(流量)，完成其影響系數(shù)的測試和校準(zhǔn)，進而利用該系數(shù)評估和修正真空度與次流作用對發(fā)動機試驗測量推力的影響。但當(dāng)前的靜態(tài)校準(zhǔn)方法對某些發(fā)動機高空臺試驗，尤其是有特殊要求的高空臺試驗而言，顯得乏力或非常棘手，如某型發(fā)動機要求在我國高空臺上進行全包線范圍內(nèi)帶可移動插板的壓力畸變發(fā)生器的進氣壓力畸變試驗。按可移動插板畸變發(fā)生器的安裝要求[4，5]，我國現(xiàn)有高空艙內(nèi)發(fā)動機篦齒封嚴(yán)環(huán)前的工藝進氣道上難以甚至無法加裝堵板，當(dāng)前成熟、規(guī)范的真空度與次流作用力校準(zhǔn)方法無法運用。即使能運用，也會因拆裝堵板時間長而導(dǎo)致效率非常低。因此，針對該情況需要研究與之適應(yīng)的真空度與次流作用力校準(zhǔn)方法。

基于此，在深入分析真空度和次流作用力及其與發(fā)動機總推力內(nèi)在聯(lián)系的基礎(chǔ)上，提出了不用加裝堵板的動態(tài)校準(zhǔn)法。

2 常規(guī)確定方法[3]

2.1 次流作用力理論分析

為保證測試傳感器和電氣線路等正常工作的溫度環(huán)境，高空臺試驗中必須向高空艙內(nèi)引入適量的冷卻空氣。而高空艙內(nèi)冷卻空氣的流動，會與發(fā)動機外壁、支架、測試管線及臺架測力系統(tǒng)(圖1)發(fā)生相互作用，并對試驗發(fā)動機推力的測量示值產(chǎn)生影響，這種影響就是次流作用力，如圖2所示。

圖1 高空艙內(nèi)支架與管線示意圖Fig.1 Supports and pipeline in ATF cell

圖2 高空臺真空度與次流作用力示意圖Fig.2 Sketch map of the principle of secondary flow-acting force and vacuum-acting force in the ATF

從流體動力學(xué)可知，次流作用力與次流在特征截面上的動壓頭成正比，且該力只在有冷卻空氣流動的情況下才存在，是一個動態(tài)力。對給定發(fā)動機在高空艙內(nèi)安裝布局而言，次流動量損失與特征截面的動壓頭有關(guān)，即：

可見，對于給定的發(fā)動機與高空艙，次流作用力系數(shù)近似為一常數(shù)，而高空艙內(nèi)壓力、溫度和冷卻空氣質(zhì)量流量又可得到較為準(zhǔn)確的測量，因而可簡單、快速、準(zhǔn)確地計算次流作用力。

2.2 真空度作用力理論分析

由于推力測量系統(tǒng)校準(zhǔn)時高空艙內(nèi)外無壓差，而實際工作時高空艙內(nèi)外有壓差(變化范圍大致為0～100 kPa)，該壓差(高空艙真空度)對推力測量系統(tǒng)產(chǎn)生作用力，即真空度作用力，從而使得推力測量系統(tǒng)工作時的零點與校準(zhǔn)時的零點不重合。該零點偏離量由真空度作用力造成，只與穿艙波紋管作用面積和高空艙內(nèi)外壓差有關(guān)，是一個靜態(tài)作用力。對于給定的推力測量與校準(zhǔn)系統(tǒng)和發(fā)動機安裝布局，穿艙波紋管作用面積為一定值，因而真空度作用力與高空艙真空度之間存在顯著的線性關(guān)系，即：

可見，對于給定的發(fā)動機安裝布局與高空艙測力系統(tǒng)，真空度作用力系數(shù)為一常數(shù)。

2.3 真空度與次流作用力系數(shù)的確定方法

上述分析表明，真空度作用力系數(shù)和次流作用力系數(shù)基本上為常數(shù)，因而可采用通過校準(zhǔn)和確定系數(shù)來獲取真空度作用力和次流作用力的簡便方法。盡管兩者機理不同，但獲取影響系數(shù)的方法和程序相同。其試驗測定方法與主要過程為：

(1)系數(shù)測定準(zhǔn)備。在流量管篦齒封嚴(yán)環(huán)上游進氣道中加裝堵板(以消除發(fā)動機運轉(zhuǎn)或內(nèi)流作用影響)。

(2)真空度作用力系數(shù)測定。截斷向高空艙內(nèi)供冷卻空氣的所有通路，利用氣源抽氣機建立發(fā)動機試驗要求中對應(yīng)的高度環(huán)境(通常包括1 km、3 km、5 km、8 km、11 km、15 km、18 km等高度，下同)，在艙內(nèi)壓力(高度)穩(wěn)定后測定高空艙真空度對動架的作用——真空度作用力，然后計算出真空度作用力系數(shù)。

(3)次流作用力系數(shù)測定。在建立與發(fā)動機試驗要求中對應(yīng)的高度(高空艙壓力自動調(diào)控)環(huán)境下，改變高空艙內(nèi)冷卻空氣吹風(fēng)的調(diào)節(jié)閥開度(實質(zhì)是控制高空艙內(nèi)冷卻氣流的流量和動壓頭)，在艙壓穩(wěn)定后測定真空度和高空艙內(nèi)冷卻空氣流動對動架的共同作用，測量結(jié)果中扣除真空度作用力后就是次流作用力，然后計算出次流作用力系數(shù)。

(4)系數(shù)測定結(jié)束。抽氣氣源退出，開啟高空艙蓋，拆除堵板，恢復(fù)設(shè)備，并將真空度與次流作用力系數(shù)輸入性能分析模型和計算程序中，完成作用力系數(shù)測定，然后再進行高空校準(zhǔn)試驗。

3 新型確定方法

常規(guī)確定方法是從真空度和次流作用力的作用機理與物理意義角度進行分析研究，下面將從真空度和次流作用力對臺架測量推力結(jié)果與發(fā)動機總推力的影響來分析研究。常規(guī)確定方法屬靜態(tài)校準(zhǔn)法，要求發(fā)動機處于靜止?fàn)顟B(tài)；新型確定方法屬動態(tài)校準(zhǔn)法，在發(fā)動機穩(wěn)定工作過程中完成測量和校準(zhǔn)。

3.1 發(fā)動機總推力確定方法

發(fā)動機高空模擬試驗時發(fā)動機總推力為[6，7]：

式中：Rg1+b=W1V1+A1(Ps1-Psch)+A1b(Ps1b-Psch)。

若考慮飛行環(huán)境(進、排氣壓力環(huán)境)模擬偏差，則修正后給定飛行條件下的發(fā)動機總推力為：3.2次流作用力動態(tài)校準(zhǔn)理論推導(dǎo)

在給定飛行條件(對應(yīng)高度、速度下的發(fā)動機進口總壓和總溫及發(fā)動機排氣環(huán)境壓力)和發(fā)動機狀態(tài)(發(fā)動機流道幾何、油門桿位置、功率提取等)下，發(fā)動機總推力及凈推力一定，且發(fā)動機內(nèi)流特性(參數(shù))也穩(wěn)定。同時，因真空度作用力只取決于高空艙外大氣壓力與艙內(nèi)壓力之差，故真空度作用力也不變。因此，由公式(5)可知，在該條件下改變高空艙內(nèi)冷卻空氣流量，次流作用力會變化，發(fā)動機試驗中臺架測量推力也會相應(yīng)地反向等值變化，即Rs,2-Rs,1=Rm,1-Rm,2，從而由公式(2)可得次流作用力系數(shù)：

特別地，忽略冷卻空氣流量變化時艙壓和艙溫的變化，則公式(6)簡化為：

此節(jié)中：下標(biāo)1、2分別對應(yīng)兩種次流流量條件下的工作情況。

3.3 真空度作用力動態(tài)校準(zhǔn)理論推導(dǎo)

一般而言，70 kPa以上壓力環(huán)境、0.99～1.02沖壓比條件下，高空臺上發(fā)動機試驗得到的換算結(jié)果與標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面靜止條件下獲得的發(fā)動機試驗結(jié)果一致[8]。或者說，可利用海拔高度3 km以下的地面試驗來確定研究發(fā)動機在標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面靜止空氣條件下的性能[9]。由前文可知，對于給定的發(fā)動機安裝布局與高空艙測力系統(tǒng)，真空度作用力系數(shù)是一個正比于高空艙內(nèi)外壓差(真空度)的常數(shù)。因此，可在發(fā)動機穩(wěn)定工作狀態(tài)下確定高空艙測力系統(tǒng)的真空度作用力系數(shù)。令：

則高空校準(zhǔn)試驗的發(fā)動機總推力為：

分別在兩個壓力環(huán)境Psch和Psch′下進行等沖壓試驗(高空校準(zhǔn)試驗)，由上述分析和公式(8)化簡有：

將公式(3)代入上式，真空度作用力系數(shù)為：

式中：ΔPsch=Patm-Psch，ΔPsch′=Patm-Psch′，上標(biāo)′對應(yīng)在艙壓Psch′下校準(zhǔn)試驗的情況。

3.4 次流與真空度作用力系數(shù)確定方法

上述分析表明，次流和真空度作用力系數(shù)可在發(fā)動機工作條件下進行測試和校準(zhǔn)。其試驗測定方法與主要過程為：

(1)系數(shù)測定準(zhǔn)備。起動發(fā)動機并完成暖機，建立等沖壓試驗條件。

(2)次流作用力系數(shù)測定。在某一環(huán)境壓力Psch(要求不低于70 kPa)下進行發(fā)動機等沖壓試驗，當(dāng)發(fā)動機穩(wěn)定工作在某一狀態(tài)時，改變高空艙二股流流量，由公式(6)或(6a)計算次流作用力系數(shù)，并由公式(8)計算Rg0。

(3)真空度作用力系數(shù)測定。保持發(fā)動機狀態(tài)不變，調(diào)整到另一環(huán)境壓力Psch′(要求不低于70 kPa)下進行發(fā)動機等沖壓試驗，改變高空艙二股流流量，由公式(6)和(6a)計算次流作用力系數(shù)與Rg0′，再由公式(10)計算真空度作用力系數(shù)。

(4)系數(shù)測定結(jié)束。將次流與真空度作用力系數(shù)輸入性能分析模型和計算程序中，完成作用力系數(shù)測定，繼續(xù)正式試驗或按程序停車。

4 兩種方法對比

(1)使用限制條件

現(xiàn)有常規(guī)方法要求在發(fā)動機進口封嚴(yán)篦齒環(huán)的上游工藝進氣道中加裝堵板，因而作用力系數(shù)的校準(zhǔn)必須在氣源抽氣和發(fā)動機靜止?fàn)顟B(tài)條件下單獨進行，且要求在發(fā)動機高空試驗前完成。而本文提出的方法是在發(fā)動機試驗中進行(實際上也可在發(fā)動機不工作狀態(tài)下進行)，只要求發(fā)動機狀態(tài)穩(wěn)定即可，不受試驗進程影響，可在試驗中隨時加以校驗和測試。并且由于沒有堵板加裝要求，在一定程度上降低了工藝進氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計和布局的復(fù)雜程度。

(2)試驗經(jīng)濟性

現(xiàn)有常規(guī)方法完成真空度與次流作用力系數(shù)校準(zhǔn)一般需2.5～4.0 h(其中1.0～1.5 h為堵板拆除與設(shè)備恢復(fù)進入發(fā)動機高空校準(zhǔn)試驗的時間)，且不包括試驗前加裝堵板時間。而本文提出的方法，只需0.25～0.50 h即可完成，且可結(jié)合發(fā)動機暖機時間進行，每次作用力系數(shù)校準(zhǔn)可節(jié)約直接的水、電消耗成本在10～20萬元以上。鑒于發(fā)動機每臺次高空臺試驗，都要在發(fā)動機高空校準(zhǔn)試驗前測定真空度與次流作用力系數(shù)，因而試驗的經(jīng)濟效益較為顯著。

(3)工程應(yīng)用

現(xiàn)有常規(guī)真空度與次流作用力系數(shù)校準(zhǔn)方法已得到廣泛使用和認(rèn)同，且建立了相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)(企標(biāo))和規(guī)范。而本文提出的方法，由于高空艙內(nèi)流動的復(fù)雜性、發(fā)動機工作條件的寬泛性，盡管是經(jīng)過嚴(yán)密理論推導(dǎo)提出的簡便易行方法，但還需要一定時間的實踐檢驗，不斷完善并最終規(guī)范。

5 結(jié)束語

基于當(dāng)前發(fā)動機對帶可移動插板式壓力畸變發(fā)生器的高空壓力畸變試驗的特殊要求，本文從真空度和次流作用力對臺架測量推力結(jié)果的影響及其與發(fā)動機總推力的關(guān)系出發(fā)，經(jīng)理論推導(dǎo)提出了一種確定其影響系數(shù)的新方法。該方法屬于動態(tài)測試法，不需要在發(fā)動機進口篦齒封嚴(yán)環(huán)上游的工藝進氣道中加裝堵板，在發(fā)動機試驗中即可完成作用力系數(shù)的測定和校驗。相對現(xiàn)有常規(guī)方法而言，系數(shù)測定的使用限制條件少、試驗經(jīng)濟性好，盡管其工程應(yīng)用的技術(shù)成熟度尚需檢驗，但可肯定其在發(fā)動機高空模擬試驗中推廣應(yīng)用的潛在價值。

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[2]杜鶴齡.航空發(fā)動機高空模擬[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002.

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[4]劉大響，葉培梁，胡俊，等.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機穩(wěn)定性設(shè)計與評定技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004.

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[9]劉志友，侯敏杰，田金虎.航空發(fā)動機在高空臺上的H0/ Ma0試驗分析[J].航空動力學(xué)報，2007，22(7)：1173—1178.

A New Measurement Method for the Action of the Secondary Flow and Vacuum in Direct-Connect ATF

LIU Zhi-you，WU Feng，QIU Qian
(China Gas Turbine Establishment，Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Altitude Simulation，Jiangyou 621703，China)

Regarding the problems of measuring or calibrating both the vacuum-acting force and secondary flow-acting force coefficients with the accustomed method for a specific engine ATF test,through the analy?sis of the action on engine thrust measurement system of both air flow for cell-cooling and differential pres?sure between outdoor-cell and indoor-cell,a new measurement method is put forward which derived from their action mechanisms and the dependence relation between both acting force and engine gross thrust. Moreover,the new method can be used under lesser restricted condition and less cost in contrast to the rou?tine way.So there is certain reference value for engineering application.

altitude test facility(ATF)；aero-engine；engine thrust；vacuum-acting force；

V263.4+5

A

1672-2620(2013)01-0001-04

2012-11-06；

2012-12-26

劉志友(1969-)，男，重慶綦江人，研究員，博士，從事航空發(fā)動機整機試驗工作。