航空發(fā)動機(jī)進(jìn)發(fā)匹配優(yōu)化研究

任智博，謝業(yè)平，楊瀚超，潘寶軍

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配設(shè)計包括流量匹配和流場匹配，流量匹配不佳會導(dǎo)致跨聲速小流量進(jìn)發(fā)不相容問題[1]；而流場匹配不佳，則會在進(jìn)氣道出口和發(fā)動機(jī)進(jìn)口產(chǎn)生較大的進(jìn)氣壓力畸變，會造成發(fā)動機(jī)裕度損失占比過大，從而使發(fā)動機(jī)剩余穩(wěn)定裕度不足[2-4]，嚴(yán)重時可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)失穩(wěn)。

壓力畸變對發(fā)動機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度均有影響[5-11]，壓力畸變對風(fēng)扇的影響，僅與發(fā)動機(jī)進(jìn)口綜合壓力畸變指數(shù)以及風(fēng)扇的壓力畸變敏感系數(shù)有關(guān)，畸變和敏感系數(shù)越大，局部需用穩(wěn)定裕度越大。壓力畸變對壓氣機(jī)裕度的影響與壓氣機(jī)進(jìn)口的畸變有關(guān)，壓氣機(jī)進(jìn)口畸變由發(fā)動機(jī)進(jìn)口畸變通過風(fēng)扇后衰減所得，而風(fēng)扇對畸變的衰減程度由風(fēng)扇的畸變衰減系數(shù)決定；此外，壓力畸變通過風(fēng)扇時，會在風(fēng)扇出口產(chǎn)生溫度不均勻分布，即溫度畸變，同樣影響壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度。

降低壓力畸變對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度的影響，可以從2方面入手：一方面是重新設(shè)計風(fēng)扇與壓氣機(jī)，降低發(fā)動機(jī)對壓力畸變的敏感系數(shù)和傳遞系數(shù)等，但以現(xiàn)階段設(shè)計水平，技術(shù)風(fēng)險極大，且短時間內(nèi)無法實(shí)現(xiàn)；另一方面是直接降低壓力畸變，在現(xiàn)有飛機(jī)進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)狀態(tài)的前提下，優(yōu)化進(jìn)發(fā)匹配特性，降低壓力畸變的需用穩(wěn)定裕度。

本文從進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)兩方面研究降低壓力畸變的方法，并對進(jìn)發(fā)匹配優(yōu)化效果進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 降低壓力畸變的方法

不同進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)類型直接決定其進(jìn)氣壓力畸變特性，在進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)一定的條件下，發(fā)動機(jī)所需流量直接影響進(jìn)氣壓力畸變，即進(jìn)氣壓力畸變隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口換算流量（馬赫數(shù)）的增加而增大。故可以通過減少發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的方式來減小進(jìn)氣壓力畸變。

在不改變發(fā)動機(jī)部件特性和匹配特性的前提下，通過改變發(fā)動機(jī)控制規(guī)律，直接降低其使用轉(zhuǎn)

速，從而減少發(fā)動機(jī)流量，進(jìn)而減小進(jìn)氣壓力畸變指數(shù)；但同時也會損失發(fā)動機(jī)推力，如圖1所示。

風(fēng)扇和壓氣機(jī)對壓力畸變敏感系數(shù)試驗(yàn)結(jié)果如圖2、3所示。從圖中可見，在高轉(zhuǎn)速段，隨著轉(zhuǎn)速的降低，風(fēng)扇和壓氣機(jī)對壓力的敏感系數(shù)增大。

圖1 發(fā)動機(jī)降轉(zhuǎn)對推力及壓力畸變的影響

圖2 風(fēng)扇壓力畸變敏感系數(shù)

圖3 壓氣機(jī)壓力畸變敏感系數(shù)

本文評估2種降低轉(zhuǎn)速方案（見表1），來對比其對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的改進(jìn)效果。

表1 降轉(zhuǎn)使用方案

風(fēng)扇和壓氣機(jī)降轉(zhuǎn)前后的裕度變化見表2、3。從表中可見，轉(zhuǎn)速從100%降低到99%、98%時，風(fēng)扇與壓氣機(jī)的特性及共同工作線影響，其原始穩(wěn)定裕度均略有增大，但由于風(fēng)扇與壓氣機(jī)對壓力畸變的敏感系數(shù)增大，壓力畸變的局部需用穩(wěn)定裕度增大，降轉(zhuǎn)后，由于原始穩(wěn)定裕度、壓力畸變局部需用穩(wěn)定裕度的共同變化，導(dǎo)致方案2、3中風(fēng)扇的剩余穩(wěn)定裕度降低0.63%和0.88%，壓氣機(jī)剩余穩(wěn)定裕度略有提高，分別為0.03%和0.02%。

表2 降轉(zhuǎn)使用方案風(fēng)扇裕度對比

表3 降轉(zhuǎn)使用方案壓氣機(jī)裕度對比

發(fā)動機(jī)降轉(zhuǎn)使用，如由現(xiàn)狀態(tài)降到方案B使用，低壓換算轉(zhuǎn)速降低2%，推力損失5.3%，但裕度基本無收益，通過降低轉(zhuǎn)速來試圖提高發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的途徑不可取。

2 進(jìn)氣道改進(jìn)方法及試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 進(jìn)氣壓力畸變大的原因

某型飛機(jī)進(jìn)氣道出口的流場畸變圖譜如圖4所示。從圖中可見，飛機(jī)在地面起飛時，發(fā)動機(jī)處于最大流量狀態(tài)，此時飛機(jī)進(jìn)氣道出口畸變處于全包線內(nèi)的最大值，該畸變圖譜上半部是高壓區(qū)，下半部是低壓區(qū)，由于高低壓區(qū)壓力變化較大，導(dǎo)致進(jìn)氣壓力畸變大。

產(chǎn)生這種進(jìn)氣壓力畸變大的原因是2元外壓式進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)導(dǎo)致，如圖5所示。2元外壓式進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)由進(jìn)氣可調(diào)斜板、唇口、防護(hù)網(wǎng)、輔助進(jìn)氣門等組成，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的氣流由2部分組成：一部分從進(jìn)氣道正面的進(jìn)口進(jìn)氣，另一部分從進(jìn)氣道下方的輔助進(jìn)氣門進(jìn)氣。正面進(jìn)氣的氣流直接由斜板和唇口之間的流道進(jìn)入，總壓損失小，氣流壓力高；而下方進(jìn)氣的氣流，首先經(jīng)過輔助進(jìn)氣門，然后通過設(shè)置在輔助進(jìn)氣門上方的防護(hù)網(wǎng)后，才能進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部。而防護(hù)網(wǎng)由若干小孔構(gòu)成，氣流通過防護(hù)網(wǎng)后，總壓損失很大，使得從正面進(jìn)氣和下方進(jìn)氣的氣流壓力相差較大，導(dǎo)致進(jìn)氣道出口、發(fā)動機(jī)進(jìn)口的氣流不均勻度較大，而這種不均勻度的存在，使發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件變差，直接影響發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作的能力，大大增加了發(fā)動機(jī)喘振概率。

圖4 進(jìn)氣道出口畸變

圖5 2元外壓式進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)

2.2 進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計方案

根據(jù)起飛過程中發(fā)動機(jī)進(jìn)口進(jìn)氣畸變大，針對性的研究防護(hù)網(wǎng)改進(jìn)措施，由于畸變圖譜的低壓區(qū)主要集中在下半部分，對應(yīng)的氣流通過防護(hù)網(wǎng)進(jìn)氣，根據(jù)仿真結(jié)果如圖6（a）所示，氣流經(jīng)過靠近發(fā)動機(jī)一側(cè)的防護(hù)網(wǎng)所產(chǎn)生的壓力損失會更大，故對防護(hù)網(wǎng)進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)，將防護(hù)網(wǎng)靠近發(fā)動機(jī)一側(cè)的網(wǎng)孔封堵，減少氣流通過此處造成的總壓損失，如圖6（b）所示。

圖6 進(jìn)氣道流場仿真壓力

2.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

2.3.1 試驗(yàn)條件

進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計效果，在地面全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)臺上開展驗(yàn)證，如圖7所示。該試驗(yàn)臺是在常規(guī)發(fā)動機(jī)地面試車臺架的基礎(chǔ)上升級改造而成的，安裝真實(shí)飛機(jī)進(jìn)氣道作為試驗(yàn)條件，可模擬飛機(jī)地面靜止條件下的進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配工作條件[12]。在國外研究中，同樣采用地面臺架開展進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)，用以分析亞聲速條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性[13-15]。

圖7 全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)地面聯(lián)合試驗(yàn)

2.3.2 試驗(yàn)方案

在工程可接受的范圍內(nèi)，制定了2種封堵防護(hù)網(wǎng)網(wǎng)孔的方案，見表4。2種封堵方案僅在封堵面積上有所差別，且增加的封堵面積是沿著發(fā)動機(jī)軸向增加，而封堵寬度相同。試驗(yàn)分別在2種方案條件下，錄取進(jìn)氣道特性，獲得進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)和綜合畸變指數(shù)。

表4 試驗(yàn)方案

2.3.3 試驗(yàn)結(jié)果

2.3.3.1 總壓恢復(fù)系數(shù)

2種試驗(yàn)方案與進(jìn)氣道原始狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)對比如圖8所示。方案1基本與原狀態(tài)相同，方案2降低了0.005。封堵部分進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)后，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)變化不大，說明2種方案對發(fā)動機(jī)性能基本無影響。

2.3.3.2 進(jìn)氣畸變特性

2種試驗(yàn)方案與進(jìn)氣道原始狀態(tài)的綜合畸變指數(shù)、穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)、面平均紊流度對比如圖9～11所示。從圖中可見，封堵進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)的優(yōu)化措施達(dá)到了預(yù)期效果，綜合畸變指數(shù)和穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)均有所減小，面平均紊流度變化很小。相對于原始狀態(tài)，2種方案的畸變指數(shù)減小量見表5。

圖8 進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)對比

圖9 進(jìn)氣道出口綜合畸變指數(shù)對比

圖10 進(jìn)氣道出口穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)對比

圖11 進(jìn)氣道出口面平均紊流度對比

2.3.3.3 進(jìn)氣畸變圖譜

選擇2種優(yōu)化方案和原始進(jìn)氣道狀態(tài)下，對發(fā)動機(jī)在100%轉(zhuǎn)速下的進(jìn)氣畸變圖譜進(jìn)行對比，如圖12所示，同時對各周向測耙的詳細(xì)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，如圖13所示。從畸變圖譜的變化和壓力分布中可見，隨著封堵網(wǎng)孔面積的增大，進(jìn)氣道出口圖譜特征變化如下：

（1）高壓區(qū)最高總壓恢復(fù)系數(shù)基本保持不變，高壓區(qū)范圍減??；

（2）低壓區(qū)最低總壓恢復(fù)系數(shù)有所增大，低壓區(qū)范圍增大；

（3）低壓區(qū)平均總壓恢復(fù)系數(shù)增大，而面平均總壓恢復(fù)系數(shù)基本不變，所以穩(wěn)態(tài)畸變降低。

圖12 進(jìn)氣道出口畸變圖譜對比

3 進(jìn)發(fā)匹配優(yōu)化對發(fā)動機(jī)的影響

通過封堵進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)部分網(wǎng)孔，可以達(dá)到降低發(fā)動機(jī)進(jìn)口進(jìn)氣畸變的效果，同時改變了發(fā)動機(jī)進(jìn)口的畸變圖譜，為了檢驗(yàn)畸變降低對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度的影響，采用打開高壓壓氣機(jī)可調(diào)葉片角度來逼喘發(fā)動機(jī)的方式進(jìn)行對比試驗(yàn)，試驗(yàn)僅對比進(jìn)氣道原始狀態(tài)和方案1。用高壓壓氣機(jī)可調(diào)葉片角度來衡量發(fā)動機(jī)的裕度變化，試驗(yàn)結(jié)果表明：相對于原始狀態(tài)，采用方案1后，發(fā)動機(jī)臨界狀態(tài)高壓壓氣機(jī)可調(diào)葉片角度打開量增加2°。

畸變降低后，發(fā)動機(jī)喘振時對應(yīng)的高壓壓氣機(jī)可調(diào)葉片角度打開量明顯增加，側(cè)面反映出發(fā)動機(jī)剩余穩(wěn)定裕度的增大，說明采用進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)堵孔方案后，對增大發(fā)動機(jī)剩余穩(wěn)定裕度有益。

圖13 進(jìn)氣道出口穩(wěn)態(tài)總壓分布對比

4 結(jié)論

本文通過進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配優(yōu)化設(shè)計，達(dá)到降低發(fā)動機(jī)進(jìn)口進(jìn)氣壓力畸變的目的，得到以下結(jié)論：

（1）在現(xiàn)有飛機(jī)進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)前提下，采用降低轉(zhuǎn)速的方式來降低進(jìn)氣畸變對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性的影響效果不明顯；

（2）采用封堵進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)的方式，可有效降低發(fā)動機(jī)進(jìn)口畸變相對量20.4%～32.6%，大大提高進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的匹配性，降低發(fā)動機(jī)喘振概率；

（3）通過發(fā)動機(jī)逼喘試驗(yàn)驗(yàn)證，進(jìn)發(fā)匹配優(yōu)化后，可有效增大發(fā)動機(jī)剩余穩(wěn)定裕度；

（4）本文探索了1種基于優(yōu)化進(jìn)氣畸變圖譜的進(jìn)發(fā)匹配優(yōu)化設(shè)計方法，該方法操作簡便，無需對進(jìn)氣道進(jìn)行大幅改動，可在現(xiàn)役飛機(jī)上推廣使用。