某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力畸變?cè)囼?yàn)研究

孔 迪

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力畸變?cè)囼?yàn)研究

孔 迪

（中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

針對(duì)飛機(jī)在大攻角飛行時(shí)易引起進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變的情況，對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合抗進(jìn)氣壓力畸變能力進(jìn)行了整機(jī)試驗(yàn)研究。試驗(yàn)采用插板式畸變模擬器研究發(fā)動(dòng)機(jī)綜合抗總壓畸變能力，獲得了各規(guī)定風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速下發(fā)動(dòng)機(jī)臨界畸變指數(shù)，完成了畸變條件下遭遇加速試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)工作正常。結(jié)果表明：該試驗(yàn)方案可行、數(shù)據(jù)可靠、結(jié)果有效，該型發(fā)動(dòng)機(jī)滿足飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試驗(yàn)要求。

進(jìn)氣壓力畸變；總壓畸變；畸變指數(shù)；航空發(fā)動(dòng)機(jī)；風(fēng)扇；壓氣機(jī)

0 引言

隨著戰(zhàn)斗機(jī)飛行性能和技戰(zhàn)術(shù)要求的不斷提高，飛機(jī)在增大迎角飛行或改變姿態(tài)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，其進(jìn)氣道出口處會(huì)發(fā)生較為嚴(yán)重的進(jìn)氣壓力流場(chǎng)畸變，將直接影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇/壓氣機(jī)進(jìn)口壓力流場(chǎng)的不均勻度，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性,乃至整個(gè)飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性[1-4]。在戰(zhàn)斗機(jī)飛行試驗(yàn)中，推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)（包括進(jìn)氣道壓力恢復(fù)和進(jìn)氣道氣流畸變）是主要試驗(yàn)內(nèi)容之一。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性評(píng)估中，進(jìn)口壓力流場(chǎng)畸變是影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性的1個(gè)重要因素，而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性影響最直接、最重要的表現(xiàn)就是對(duì)壓氣機(jī)性能和穩(wěn)定性的影響[5-8]。

本文采用插板式畸變模擬器（簡(jiǎn)稱畸變發(fā)生器）在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生總壓畸變流場(chǎng)，得到發(fā)動(dòng)機(jī)在不同狀態(tài)下的臨界綜合畸變指數(shù)，為配裝某型飛機(jī)使用穩(wěn)定性評(píng)定提供依據(jù)。同時(shí)，探索利用插板式畸變模擬器產(chǎn)生的畸變流場(chǎng)來(lái)研究發(fā)動(dòng)機(jī)抗進(jìn)氣壓力畸變?cè)囼?yàn)的可行性[9-13]。

1 試驗(yàn)條件

發(fā)動(dòng)機(jī)在測(cè)試系統(tǒng)專項(xiàng)改裝到位的整機(jī)試車臺(tái)進(jìn)行進(jìn)氣壓力畸變?cè)囼?yàn)。進(jìn)氣畸變裝置主要由工藝進(jìn)氣道、發(fā)生器前連接進(jìn)氣管道、畸變發(fā)生器系統(tǒng)、發(fā)生器后連接進(jìn)氣管道和測(cè)試段組成。

畸變發(fā)生器系統(tǒng)由插板式畸變發(fā)生器和液壓控制系統(tǒng)組成，工作時(shí)通過(guò)控制插板插入深度來(lái)改變壓氣機(jī)或整機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)畸變指數(shù)；系統(tǒng)具有手動(dòng)調(diào)節(jié)、給定目標(biāo)位控制、壓力畸變?nèi)詣?dòng)控制以及壓力畸變過(guò)渡態(tài)控制等功能；當(dāng)系統(tǒng)接收到喘振監(jiān)測(cè)裝置指令信號(hào)時(shí)，具備應(yīng)急控制插板無(wú)條件地以最大移動(dòng)速度（或指定速度）縮退到指定位置的功能。

測(cè)試段根據(jù)試驗(yàn)要求，將軸向距發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口0.11D處定義為氣動(dòng)測(cè)量截面（AIP），在AIP截面設(shè)有穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)、動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)和壁面靜壓測(cè)點(diǎn)各6處，測(cè)點(diǎn)周向均布，穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)徑向等環(huán)面分布，動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)距壁面0.05D。另外，在軸向距發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口0.22D處設(shè)一輔助測(cè)量截面（Ⅰ－Ⅰ），布置了6處動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)，各總壓測(cè)點(diǎn)位置相對(duì)于AIP截面總壓測(cè)點(diǎn)位置順航向逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)3°。

插板式壓力畸變發(fā)生器氣動(dòng)試驗(yàn)測(cè)試截面布局如圖1所示。

圖1 插板式壓力畸變發(fā)生器氣動(dòng)試驗(yàn)測(cè)試截面布局

測(cè)試截面共3個(gè)，即0-0截面、Ⅰ－Ⅰ截面和AIP截面。

（1）0-0截面設(shè)在距插板前2D處，其上布置有周向均布的總壓受感部和周向均布的壁面靜壓測(cè)孔各4個(gè)，用于測(cè)量來(lái)流總、靜壓。

（2）Ⅰ－Ⅰ截面在距AIP測(cè)量截面前0.11D處，在0.05D環(huán)面周向均勻布置了6支總壓脈動(dòng)測(cè)量耙。

（3）AIP界面位于板后3D處，該截面上共布置有6支×5點(diǎn)=30個(gè)穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)（周向均布，徑向等環(huán)面分布，并有1支測(cè)耙安裝在低壓區(qū)的中心位置）、6個(gè)動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)（周向均布，距壁面0.05D）和6個(gè)壁面靜壓測(cè)點(diǎn)（周向均布），用來(lái)確定該截面的氣流馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和總壓場(chǎng)畸變特性。

2 試驗(yàn)方案及數(shù)據(jù)處理方法

2.1 試驗(yàn)方案

首先，選定風(fēng)扇相對(duì)換算轉(zhuǎn)速nLc插板試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)，并選取1～2個(gè)固定插板相對(duì)插入深度H狀態(tài)點(diǎn)以進(jìn)行遭遇加速情況下發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性檢查。之后，調(diào)試發(fā)動(dòng)機(jī)到所要求技術(shù)狀態(tài)，同時(shí)專項(xiàng)測(cè)試系統(tǒng)聯(lián)調(diào)檢測(cè)到位。然后，按照先獲取的飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試驗(yàn)規(guī)定穩(wěn)態(tài)工作條件下的綜合畸變指數(shù)W，檢查試車全程固定H下發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加速過(guò)程工作穩(wěn)定性，評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)抗進(jìn)氣畸變能力是否滿足裝飛機(jī)要求；再獲取發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)的臨界W；最后重復(fù)獲取發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)的臨界W并與之前數(shù)據(jù)對(duì)比，并檢查固定H（深度板位）下發(fā)動(dòng)機(jī)遭遇加速過(guò)程工作穩(wěn)定性。具體試驗(yàn)方案如下：

（1）插板試驗(yàn)前。調(diào)試發(fā)動(dòng)機(jī)，使風(fēng)扇導(dǎo)向葉片轉(zhuǎn)角及高壓壓氣機(jī)可調(diào)導(dǎo)葉角度調(diào)節(jié)規(guī)律符合要求。在無(wú)進(jìn)氣擾流的條件下（H=0%）錄取發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能；估算插板試驗(yàn)轉(zhuǎn)速點(diǎn)的穩(wěn)定裕度、臨界W及相對(duì)應(yīng)的H。

（2）第1階段插板試驗(yàn)。在無(wú)進(jìn)氣擾流條件下（H=0%）按選定nLc狀態(tài)點(diǎn)錄取發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能，獲得進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ、穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)△σ0、紊流度ε及綜合畸變指數(shù)W。

穩(wěn)態(tài)插板試驗(yàn)程序：在H=0%時(shí)，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)充分暖機(jī)后，分別在各選定nLc狀態(tài)點(diǎn)穩(wěn)定后，按給定ΔH步長(zhǎng)向內(nèi)移動(dòng)插板，使W分步達(dá)到目標(biāo)值要求，在每個(gè)步進(jìn)板位，每30 s錄取1次發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能數(shù)據(jù)，之后緩慢退插板至H=0%，冷機(jī)后正常停車。分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，預(yù)測(cè)綜合畸變指數(shù)W達(dá)到下1個(gè)目標(biāo)值時(shí)的插板相對(duì)插入深度H后重復(fù)既定試車程序，直至W達(dá)到最終規(guī)定值。

過(guò)渡態(tài)插板試驗(yàn)程序：全程H固定在選定板位，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)充分暖機(jī)后，進(jìn)行遭遇加速動(dòng)作，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性。分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，總結(jié)各試驗(yàn)轉(zhuǎn)速下W隨H的變化規(guī)律，預(yù)測(cè)第2階段W隨板位的變化趨勢(shì)；評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)抗進(jìn)氣畸變能力是否滿足規(guī)定的穩(wěn)定性檢查要求。

（3）第2階段插板試驗(yàn)。在H=0%時(shí)，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)充分暖機(jī)后，分別在各選定nLc狀態(tài)點(diǎn)穩(wěn)定后，按給定ΔH步長(zhǎng)遞進(jìn)至第1階段相同試驗(yàn)點(diǎn)最大插板位置，記錄每個(gè)步進(jìn)板位下的測(cè)量參數(shù)；根據(jù)實(shí)際試驗(yàn)情況，插板以給定步長(zhǎng)插入（ΔH逐步減小），直至發(fā)動(dòng)機(jī)喘振，記錄每步進(jìn)下的測(cè)量參數(shù)；試驗(yàn)后用孔探儀檢查發(fā)動(dòng)機(jī)，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)完好性；每個(gè)插板位置至少停留30 s，當(dāng)插板位置穩(wěn)定并且畸變指數(shù)相關(guān)測(cè)量完畢，記錄當(dāng)前板位穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)2次（間隔5 s），在發(fā)動(dòng)機(jī)接近穩(wěn)定工作邊界時(shí)，適當(dāng)增加記錄次數(shù)。

（4）第3階段插板試驗(yàn)。在H=0%時(shí)，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)充分暖機(jī)后，分別在各選定nLc狀態(tài)，重復(fù)第2階段試車程序和要求，對(duì)比相同板位的試驗(yàn)數(shù)據(jù)；之后，在發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)充分暖機(jī)后，在給定H（相對(duì)第1階段加深插入板位）時(shí)進(jìn)行遭遇加速動(dòng)作，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性，油門桿下拉和上推的移動(dòng)時(shí)間均不超過(guò)1 s。

2.2 數(shù)據(jù)處理方法

2.2.1 綜合畸變指數(shù)W

綜合畸變指數(shù)的計(jì)算公式為

式中：Δσˉ0為穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)（周向不均勻度）；εcp為面平均紊流度（總壓脈動(dòng)強(qiáng)度）。

2.2.2 穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)△σˉ0

穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)△σˉ0的計(jì)算公式為

式中：σ0為低壓區(qū)平均總壓恢復(fù)系數(shù)；σ為AIP截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)。

2.2.3 徑向平均總壓恢復(fù)系數(shù)σˉr

徑向平均總壓恢復(fù)系數(shù)σˉr的計(jì)算公式為

式中：r為相對(duì)半徑；rˉBT為輪轂相對(duì)半徑；Prˉ，Φ 為 AIP截面測(cè)量總壓；P0為0-0截面測(cè)量總壓均值。

2.2.4 AIP截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ

AIP截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ的計(jì)算公式為

2.2.5 低壓區(qū)周向范圍角Φ。

式中：Φ1、Φ2為對(duì)應(yīng)于扇形低壓區(qū)的角度值（低壓區(qū)的起始角度和結(jié)束角度）。

2.2.6 低壓區(qū)平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ。

低壓區(qū)平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ。計(jì)算公式為

當(dāng)存在2個(gè)或更多扇形低壓區(qū)時(shí)，要對(duì)每個(gè)扇形區(qū)分別計(jì)算 Φ0和，當(dāng) Φ0≥60°時(shí)，選用各扇形區(qū)中最大的值作為確定值；如 Φ0<60°，比較的值，選出最大者。

2.2.7 紊流度ε

紊流度ε表示氣動(dòng)界面上總壓脈動(dòng)的定量特征，等于脈動(dòng)壓力的均方根值與總壓平均值P*的比值。

2.2.8 點(diǎn)紊流度εi

點(diǎn)紊流度εi的計(jì)算公式為

式中：T為脈動(dòng)氣流取樣時(shí)間，數(shù)據(jù)處理時(shí)取5 s。

2.2.9 面平均紊流度εcp

面平均紊流度εcp的計(jì)算公式為

2.2.10 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)測(cè)試分析考慮因素

為使測(cè)試分析系統(tǒng)保證有足夠的頻率響應(yīng)，不會(huì)對(duì)所分析的數(shù)據(jù)產(chǎn)生明顯的影響，首先要確定測(cè)試對(duì)象所需的頻率范圍。在進(jìn)氣總壓畸變?cè)囼?yàn)的數(shù)據(jù)分析中，考慮風(fēng)扇穩(wěn)定性受影響的進(jìn)氣頻率范圍，借鑒相關(guān)試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)[14-16]，動(dòng)態(tài)畸變流場(chǎng)所關(guān)心的頻率范圍應(yīng)在fmax=2Vmax/D以下。式中：Vmax為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口最大狀態(tài)測(cè)量通道內(nèi)氣流平均速度，m/s；D為通道直徑，m。根據(jù)壓氣機(jī)部件試驗(yàn)有關(guān)數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)處理時(shí)取濾波截止頻率為500 Hz，采樣頻率為5000點(diǎn)/s。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 試驗(yàn)中主要問(wèn)題分析

（1）第2、3階段插板試驗(yàn)在某一相同nLc狀態(tài)點(diǎn)喘振時(shí)，獲得的H值不完全相同。這是由于試驗(yàn)所用的畸變發(fā)生器、每次試驗(yàn)點(diǎn)的轉(zhuǎn)速、插板相對(duì)移動(dòng)速度以及發(fā)生喘振前臨界插板位停留時(shí)間均不完全相同，最終導(dǎo)致發(fā)生喘振時(shí)的H有所不同。

（2）第3階段插板試驗(yàn)在某一相同nLc狀態(tài)，在某一H完成參數(shù)錄取后進(jìn)入到下1個(gè)H并穩(wěn)定15 s后發(fā)動(dòng)機(jī)喘振。這是由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力畸變有1個(gè)相對(duì)的畸變時(shí)間積累過(guò)程；如果在下1個(gè)H停留時(shí)間相對(duì)較短或不停留或快速移動(dòng)插入插板，發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際發(fā)生喘振的插入板位H可能會(huì)更深。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

以nLc=80%為例進(jìn)行分析總結(jié)。

3.2.1 總壓場(chǎng)不均勻度分析

在nLc=80%轉(zhuǎn)速最大插板相對(duì)插入深度時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)在AIP界面上每個(gè)測(cè)支上的總壓恢復(fù)系數(shù)的分布情況如圖2所示。從圖中可見，當(dāng)H較小時(shí)曲線分布特點(diǎn)是總壓恢復(fù)系數(shù)從輪轂到輪緣逐步減小，此時(shí)處于插板遮蔽區(qū)域的（測(cè)支3～5）的總壓恢復(fù)系數(shù)較小，其沿徑向的分布也較均勻；當(dāng)H較大時(shí)，處于插板遮蔽區(qū)域內(nèi)的總壓恢復(fù)系數(shù)分布近似均勻，而處于插板遮蔽區(qū)域外的（測(cè)支1、2、6）分布特點(diǎn)仍然是越接近輪緣處減小得越明顯，而在輪轂處則減小得不太明顯。

圖2 n Lc=80%H=46.2%總壓恢復(fù)系數(shù)徑向分布

在nLc=80%狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)（取同一半徑上6點(diǎn)測(cè)量平均值）隨插板相對(duì)插入深度的變化關(guān)系如圖3所示。從圖中可見，隨著插板的逐步插入，總壓恢復(fù)系數(shù)逐步減小，其不均勻度逐漸增加。

圖3 n Lc=80%不同H總壓恢復(fù)系數(shù)徑向分布

在nLc=80%狀態(tài)同一半徑上總壓恢復(fù)系數(shù)沿周向的分布情況如圖4所示。圖中顯示了一系列從零板位直到喘振或?qū)嶋H最大插板相對(duì)插入深度為止不同插板相對(duì)插入深度下的狀態(tài)。從圖中可見，由于插板相對(duì)水平面上的直徑對(duì)稱性，插板后面壓力場(chǎng)也是周向?qū)ΨQ的，進(jìn)而證實(shí)了在不同板位下壓力場(chǎng)的分布是相應(yīng)于180°位置周向?qū)ΨQ的合理性。當(dāng)H=0%時(shí)，壓力場(chǎng)分布基本均勻，導(dǎo)致壓力場(chǎng)略不均勻可能是由于臺(tái)架進(jìn)、排氣條件限制，加上較長(zhǎng)的進(jìn)氣道和工藝進(jìn)氣道前防護(hù)網(wǎng)帶來(lái)的進(jìn)氣摩擦損失造成的（不同轉(zhuǎn)速下有一定的進(jìn)氣壓力損失，且轉(zhuǎn)速增加損失加大：在nLc=80%時(shí)約為1.7%，在nLc=100%時(shí)約為3.5%）。隨著插板深度逐漸加大，降壓區(qū)域的深度也逐漸增大。在nLc=80%狀態(tài)下，當(dāng)H≥40%時(shí)，形成1個(gè)保持最低總壓恢復(fù)系數(shù)不變的廣闊區(qū)域（測(cè)支3～5此時(shí)完全處于插板遮蔽區(qū)域）。

圖4 n Lc=80%不同H總壓恢復(fù)系數(shù)周向分布

在nLc=80%AIP截面上總壓恢復(fù)系數(shù)分布場(chǎng)情況如圖5～11所示，包括一系列從零板位直到喘振或?qū)嶋H最大插板相對(duì)插入深度為止不同插板相對(duì)插入深度下的狀態(tài)。從圖中可見，隨著插板相對(duì)插入深度的增加，總壓場(chǎng)不均勻度逐漸加大、壓力場(chǎng)沿水平軸線（插板軸線方向）基本對(duì)稱。

圖5 n Lc=80%、H=0%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖6 n Lc=80%、H=15%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖7 n Lc=80%、H=25%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖8 n Lc=80%、H=35%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖9 n Lc=80%、H=40%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖10 n Lc=80%、H=45%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

圖11 n Lc=80%、H=46%AIP上總壓恢復(fù)系數(shù)分布

在半徑r=0.45D測(cè)量截面上、nLc=80%狀態(tài)下、喘振前或最大H時(shí)，總壓脈動(dòng)強(qiáng)度沿周向的分布如圖12所示。從圖中可見，與相應(yīng)的周向總壓分布一樣，相對(duì)插板軸線有顯著的對(duì)稱性。試驗(yàn)證明，脈動(dòng)強(qiáng)度值與周向總壓梯度變化成正比：壓力梯度絕對(duì)值增大時(shí)，總壓脈動(dòng)強(qiáng)度值也增大，但是在插板軸線上，總壓脈動(dòng)強(qiáng)度最低。

圖12 n Lc=80%喘振前脈動(dòng)強(qiáng)度周向分布

3.2.3 擾動(dòng)氣流參數(shù)和插板位置關(guān)系分析

在選取的插板試驗(yàn)狀態(tài)（nLc=80%）、得到的擾動(dòng)氣流參數(shù)（σ、ε、Δσ0、W）以及實(shí)際測(cè)得并已換算到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量W1c與插板位置的關(guān)系曲線如圖13所示。從圖中可見，隨著插板相對(duì)插入深度的逐漸增加，總壓恢復(fù)系數(shù)σ和通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量會(huì)降低，而擾動(dòng)氣流參數(shù)ε、Δσ0和W急劇增大。3.2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作邊界參數(shù)

圖13 n Lc=80%擾動(dòng)氣流參數(shù)隨H變化

在給定nLc的插板試驗(yàn)狀態(tài)下，用插板按照給定步長(zhǎng)（喘振前一般ΔH=0.4%-0.8%）步進(jìn)（每個(gè)板位下發(fā)動(dòng)機(jī)停留時(shí)間不超過(guò)1min），直到發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生喘振（均是完成了最大板位參數(shù)錄取后發(fā)生了喘振，喘振前最大板位停留時(shí)間為22～53 s）。所以在喘振前最后1個(gè)板位狀態(tài)獲得的有關(guān)畸變條件下氣流參數(shù)的極限值是真實(shí)有效的。

4 結(jié)論

（1）在進(jìn)氣綜合畸變指數(shù)規(guī)定條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)能夠穩(wěn)定工作；在固定插板相對(duì)插入深度點(diǎn)進(jìn)行遭遇加速性試驗(yàn)過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定；獲得了進(jìn)氣畸變條件下選取試驗(yàn)點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)臨界畸變指數(shù)及相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)極限值。

（2）總壓脈動(dòng)強(qiáng)度與周向總壓梯度變化成正比：壓力梯度絕對(duì)值增大，總壓脈動(dòng)強(qiáng)度值增大，在插板軸線上，總壓脈動(dòng)強(qiáng)度最低。

（3）插板相對(duì)插入深度增加，總壓恢復(fù)系數(shù)逐步減小，總壓恢復(fù)系數(shù)場(chǎng)不均勻度逐漸增加，畸變指數(shù)逐漸變大；總壓場(chǎng)不均勻度逐漸加大，壓力場(chǎng)沿插板軸線方向?qū)ΨQ；通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量逐漸減少，擾動(dòng)氣流參數(shù)急劇增大。

（4）整機(jī)試驗(yàn)各狀態(tài)點(diǎn)獲得的進(jìn)氣道畸變流場(chǎng)中總壓分布的相對(duì)位置可以重復(fù)再現(xiàn)，插板式畸變模擬器較好模擬了進(jìn)氣道由飛機(jī)大攻角飛行引起的進(jìn)氣壓力畸變流場(chǎng)。

（5）在進(jìn)氣畸變條件下提高發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定裕度，一方面要提高飛機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)制造水平，以減小進(jìn)氣道流場(chǎng)的不均勻度程度；另一方面要從壓氣機(jī)和全臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)著手，利用先進(jìn)的擴(kuò)穩(wěn)技術(shù)手段，結(jié)合必要的進(jìn)氣畸變?cè)囼?yàn)驗(yàn)證，在不斷改進(jìn)中獲得理想的抗畸變能力。

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Experimental Study on Inlet Pressure Distortion of an Aeroengine

KONG Di
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shengyang 110015,China）

Aiming at the aircraft inlet and engine inlet flow distortion caused by the flightat high attack angle,the general anti-inlet pressure distortion capability of an engine was experimentally studied,which used inlet flashboard distortion simulation.The critical distortion indexes were obtained at the fan conversion speed.The engine transition operation was usual at the accelerated test under the distortion condition.The results show that the test plot is feasible,the data is reliable and the results is effective,which satisfy the aircraft/engine compatibility test requirement.

inlet pressure distortion;total pressure distortion;distortion index;aeroengine;fan;compressor

V235.12

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.03.013

2013-06-26

孔迪（1974），男，碩士，高級(jí)工程師，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)的試飛、試驗(yàn)技術(shù)研究工作；E-mail：kongdiqushan@sina.com。

孔迪.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣壓力畸變?cè)囼?yàn)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（3）：60-65.KONGDi.Experimentalstudy on inletpressure distortion of an aeroengine[J].Aeroengine，2014，40（3）：60-65.