某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)高空試驗(yàn)配裝不同尾噴管對(duì)性能影響研究

易方欣 蔡建兵

（中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南株洲 412002）

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)在世界上的運(yùn)用十分廣泛，因其較低的耗油率、極佳的經(jīng)濟(jì)性而被廣泛應(yīng)用于運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)和教練機(jī)等[1]。中國(guó)自20世紀(jì)60年代開始研制渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，至今已有渦槳-5、渦槳-6以及渦槳-9系列發(fā)動(dòng)機(jī)，而按照國(guó)際上對(duì)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)代際劃分標(biāo)準(zhǔn)來(lái)看，這些都屬于第一、二代渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，與國(guó)際水平還有一定的差距[2]，后續(xù)我國(guó)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的研制還有較長(zhǎng)的一段路要走。

發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)在研制過(guò)程中必不可少的手段[3]，而發(fā)動(dòng)機(jī)高空臺(tái)試驗(yàn)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷程中更是作用巨大。

高空臺(tái)試驗(yàn)是在高空試驗(yàn)密閉倉(cāng)內(nèi)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣條件，模擬飛機(jī)在全飛行包線內(nèi)的各種飛行狀況，或者在飛行包線外進(jìn)行工作包線擴(kuò)展驗(yàn)證，用以驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的高空工作能力。

本文某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高空試驗(yàn)時(shí)，配裝兩個(gè)不同尾噴管按照相同試驗(yàn)譜所進(jìn)行的高空試驗(yàn)工作點(diǎn)與工作時(shí)間都是完全一致的，在對(duì)控制唯一變量—尾噴管的情況下進(jìn)行的高空試驗(yàn)所得到的結(jié)果進(jìn)行分析即可得到配裝不同尾噴管的發(fā)動(dòng)機(jī)在相同工作點(diǎn)的性能差異，分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以找到不同尾噴管對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)在高空試驗(yàn)時(shí)的性能影響。

1.不同尾噴管的差異

渦軸、渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的功率輸出軸分為前輸出軸和后輸出軸，而前輸出軸亞聲速渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管多為結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的排氣管[4]，本文前輸出軸渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)所采用的是不可調(diào)收斂型噴管。

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)饽芰看蠖鄶?shù)在動(dòng)力渦輪就會(huì)轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能經(jīng)過(guò)減速器傳給輸出軸，且渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)大都是在亞聲速情況下飛行，所以，燃?xì)庠诓豢烧{(diào)收斂型噴管中不完全膨脹的損失較小。但是不同的排氣管流場(chǎng)必然會(huì)影響到動(dòng)力渦輪后流場(chǎng)，而動(dòng)力渦輪后不同的流體壓力會(huì)使得動(dòng)力渦輪的效率受到影響。

噴管[2]進(jìn)、出口面積和噴管[1]進(jìn)、出口面積是完全相同的，但二者的整體長(zhǎng)度和結(jié)構(gòu)形狀是有差異的：

（1）噴管[1]整體更長(zhǎng)，較長(zhǎng)的長(zhǎng)度使得噴管與中心軸線的夾角更小，氣流過(guò)渡更平滑。噴管[1]整體構(gòu)型如圖1所示。

圖1 尾噴管[1]簡(jiǎn)易模型圖

（2）噴管[2]整體更短，更短的長(zhǎng)度使得噴管與中心軸線的夾角更大，氣流過(guò)渡更陡峭。噴管[2]整體構(gòu)型如圖2所示。

圖2 尾噴管[2]簡(jiǎn)易模型圖

噴管[2]的整體長(zhǎng)度約為噴管[1]整體長(zhǎng)度的60%，在進(jìn)、出口面積相同的情況下噴管[1]相對(duì)噴管[2]近乎兩倍的長(zhǎng)度比會(huì)使得二者的收斂角度差距較大。

2.某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝不同尾噴管試驗(yàn)分析

2.1 穩(wěn)態(tài)性能數(shù)據(jù)

發(fā)動(dòng)機(jī)配裝兩種尾噴管在ISA、相同馬赫數(shù)、不同飛行高度進(jìn)行了性能錄取試驗(yàn)，噴管[2]相對(duì)噴管[1]穩(wěn)態(tài)性能變化如下表所示：

表1中穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)為配裝噴管[2]時(shí)的穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)減去配裝噴管[1]時(shí)的穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)的值，即噴管[2]-噴管[1]的差值。

表1 噴管[2]相對(duì)噴管[1]的穩(wěn)態(tài)性能變化幅度

2.2 高空試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

由試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，在H=7km、Ma=0.5、ISA，H=8km、Ma=0.5、ISA和H=9km、Ma=0.5、ISA這3種進(jìn)氣條件下，除了軸功率其他數(shù)據(jù)自巡航及以上工作狀態(tài)的差值都為正值。

軸功率的差值有正有負(fù)是因?yàn)楸疚陌l(fā)動(dòng)機(jī)在試驗(yàn)時(shí)上推至某一工作狀態(tài)后，在軸臺(tái)試驗(yàn)時(shí)將PLA（功率桿）推至規(guī)定角度后水力測(cè)功器控制的扭矩值無(wú)法完全穩(wěn)定，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)功率會(huì)在規(guī)定數(shù)值附近小幅度波動(dòng)。所以本文的渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝不同噴管時(shí)在同一工作狀態(tài)軸功率差值會(huì)有輕微的正負(fù)浮動(dòng)變化。

在不同的進(jìn)氣條件下，各個(gè)工作狀態(tài)的高壓轉(zhuǎn)速、低壓轉(zhuǎn)速、燃油流量、空氣流量、渦輪前溫度、排氣溫度都是配裝噴管[2]時(shí)略高于配裝噴管[1]的。從試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以說(shuō)明在高空、高速時(shí)配裝收斂型噴管恒功率控制的某型渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管出口越小則發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速越高，且燃油消耗量和熱力循環(huán)參數(shù)也會(huì)升高。

從H=7km、Ma=0.5、ISA全部工作狀態(tài)，H=8km、Ma=0.5、ISA的80%最大功率、100%最大功率，H=9km、Ma=0.5、ISA的100%最大功率的變化幅度值可知：在一定的飛行高度、速度條件下，相較于噴管[2]，發(fā)動(dòng)機(jī)配裝噴管[1]達(dá)到更高軸功率時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所需要的轉(zhuǎn)速以及燃油流量反而更低。

雖然其他工作狀態(tài)的變化幅度為正，例如H=8km、Ma=0.5、ISA的90%最大功率狀態(tài)，但是發(fā)動(dòng)機(jī)配裝噴管[2]相較于配裝噴管[1]試驗(yàn)時(shí)只增加了很小的軸功率（+0.06%），而燃油消耗量增加了1.36%，溫度方面T41溫度增加了2.38%、T6溫度增加了2.71%，可以說(shuō)明此時(shí)噴管[2]的渦輪效率仍然是低于噴管[1]。

由上述可知，相較于噴管[2]，本文渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝噴管[1]時(shí)有著更好的動(dòng)力渦輪效率、更優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能，在高空、高速的情況下達(dá)到更高的軸功率只需要更低的轉(zhuǎn)速和燃油流量。

3.噴管對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響分析

在“1不同尾噴管的差異”中已經(jīng)列出了不同尾噴管的結(jié)構(gòu)差異，從中可以分析得出：在兩種尾噴管擁有相同進(jìn)、出口面積情況下，噴管[1]相比噴管[2]有更修長(zhǎng)的噴管長(zhǎng)度、更小的噴管收斂角。

由圖3可知，更小的收斂角可以得到更高的流量系數(shù)。因此相較于噴管[2]，噴管[1]有更高的尾噴管流量系數(shù)，更好的流通能力。

圖3 尾噴管流量系數(shù)與面積比、收斂角的關(guān)系圖

收斂噴管的可用膨脹比（πNZ,us）定義為噴管進(jìn)口截面氣流總壓（Pa7）與環(huán)境靜壓（Pa）之比：

收斂噴管內(nèi)氣流恒處于不完全膨脹狀態(tài)，此時(shí)噴管出口的氣流馬赫數(shù)恒等于1，可用膨脹比（πNZ,us）恒大于臨界膨脹比（πNZ,cr），且（πNZ,us）隨著πNZ,cr呈相關(guān)線性變化[4]。又如圖4所示，臨界膨脹比會(huì)隨著收斂角度下降而減少、隨著(R8/R7)2增加而下降，可知越小的噴管收斂角和更大的噴管面積會(huì)得到越小的臨界膨脹比，進(jìn)而得到越小的可用膨脹比。

圖4 收斂噴管臨界膨脹比關(guān)系曲線圖

因此在進(jìn)、出口面積相同的情況下，相較于噴管[2]，整體更修長(zhǎng)、收斂角更小的噴管[1]有著更小的可用膨脹比，更低的尾噴管進(jìn)口總壓，更低的動(dòng)力渦輪后燃?xì)饪倝?。在相同燃油流量的情況下，這會(huì)使配裝噴管[1]的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪有更大的渦輪膨脹比，更高的效率，產(chǎn)生更多的功。

4.結(jié)論

通過(guò)對(duì)某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝不同尾噴管進(jìn)行高空試驗(yàn)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可知：

某亞聲速渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝兩個(gè)不同的收斂型尾噴管進(jìn)行相同的高空試驗(yàn)內(nèi)容時(shí)，在兩個(gè)尾噴管進(jìn)、出口面積相同的情況下，更修長(zhǎng)、平滑的噴管形狀（更小的收斂角度）會(huì)使得該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)擁有更好的動(dòng)力渦輪效率，在同等燃油流量下某渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配裝更平滑、修長(zhǎng)的尾噴管可以得到更大的軸功率和更低的耗油率，進(jìn)而獲得更優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能。