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    前輸出軸渦軸發(fā)動機高空臺進氣裝置設(shè)計及驗證

    2023-01-04 11:24:28夾福年楊彩瓊冷林濤
    測控技術(shù) 2022年12期
    關(guān)鍵詞:發(fā)動機測量

    夾福年, 劉 濤, 楊彩瓊, 冷林濤, 蔡 云

    (中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院,四川 綿陽 621000)

    近年來,隨著航空發(fā)動機高空模擬試驗設(shè)備的建設(shè)規(guī)模越來越大、試驗功能越來越強和試驗內(nèi)容越來越科學(xué)完備,航空發(fā)動機高空模擬試驗在航空發(fā)動機研制過程中發(fā)揮著越來越重要的作用[1]。渦軸發(fā)動機作為直升機的主要動力裝置,在研制過程中必須開展高空模擬試驗進行性能和功能的驗證和考核。我國目前在用、在研的航空渦軸發(fā)動機大部分采用帶自由渦輪、動力輸出軸前輸出的構(gòu)型[2]。這類發(fā)動機在進行高空模擬試驗時,需要考慮測功器的安裝及其對發(fā)動機進氣的影響,以及艙內(nèi)氣動布局對測功器功率測量的影響[3-4]。對于前輸出軸向進氣渦軸發(fā)動機進氣裝置,其與渦噴渦扇發(fā)動機進氣流量管不同,需要采用環(huán)形進氣導(dǎo)流盆,易產(chǎn)生流場畸變問題[5]。早期高空臺試驗時一般采用敞開式進氣、排氣隔離的布局方式。但是此種布局方式有明顯的弊端。首先,由于發(fā)動機進口處于較大的容腔內(nèi)(進氣前室),溫度平衡時間長,模擬條件變化時,調(diào)節(jié)發(fā)動機進口溫度時間過長,尤其是溫度與環(huán)境溫度差別越大,則溫度調(diào)節(jié)時間越長;其次,試驗艙內(nèi)的水力測功器、電氣設(shè)備、測試設(shè)備等均處在高溫或低溫環(huán)境下,其在極限溫度條件下的工作性能會影響發(fā)動機可試的進口溫度范圍,且這些設(shè)備或管線處在這樣的工作環(huán)境溫度中,也存在一定的安全隱患,尤其是測功器完全置于進氣前室,測功器的正常使用環(huán)境溫度范圍會制約發(fā)動機進氣的溫度范圍,從而導(dǎo)致超出測功器試驗環(huán)境溫度范圍內(nèi)的試驗點無法開展試驗,而渦軸發(fā)動機要求進行不同高度條件下的溫度特性試驗,此種試驗方式極大地限制了渦軸發(fā)動機的可試內(nèi)容[6]。

    為了解決某前輸出軸向進氣渦軸發(fā)動機高空模擬試驗進氣問題,結(jié)合高空臺進氣結(jié)構(gòu)特點,設(shè)計了一套進氣裝置,采用三維數(shù)值仿真及試驗驗證的方法,證明了該進氣裝置在滿足發(fā)動機進口流場品質(zhì)要求的同時,可以實現(xiàn)發(fā)動機進口流量的測量。

    1 高空臺介紹

    高空臺具有氣源系統(tǒng)、空氣溫度調(diào)節(jié)系統(tǒng)、進排氣壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)、試車工藝系統(tǒng)、排氣擴壓器、測功器系統(tǒng)、排氣冷卻器、冷卻水系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、測試系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)等。高空艙布局示意圖如圖1所示。通過調(diào)節(jié)發(fā)動機進氣總壓和總溫模擬飛行速度,通過抽氣調(diào)節(jié)艙內(nèi)環(huán)境壓力模擬高度。

    圖1 高空艙布局示意圖

    2 發(fā)動機進氣裝置設(shè)計

    2.1 總體設(shè)計方案

    新設(shè)計的進氣裝置借鑒國外渦軸發(fā)動機地面臺試驗進氣結(jié)構(gòu),如圖2所示。結(jié)合高空艙進氣結(jié)構(gòu)特點,采用直連式結(jié)構(gòu)[7-8],從前室引氣至發(fā)動機進口。為了避免測功器空間干涉,采用兩根進氣導(dǎo)管左右對稱繞過測功器,供入進氣穩(wěn)流裝置,穩(wěn)流裝置內(nèi)安裝導(dǎo)流盆,導(dǎo)流盆與發(fā)動機進口連接。高空艙進氣裝置布局示意圖如圖3所示。

    圖2 國外渦軸發(fā)動機地面臺試驗布局

    圖3 高空艙進氣裝置布局示意圖

    2.2 仿真分析

    根據(jù)圖3進氣結(jié)構(gòu),基于ANSYS幾何建模工具SCDM建立參數(shù)化的三維幾何模型,孔板效應(yīng)可基于多孔介質(zhì)模型建立5 mm厚度的圓柱型環(huán)形板加以替代?;贏NSYS Meshing模塊劃分網(wǎng)格,本次網(wǎng)格規(guī)模約200多萬個四面體混合單元,平均網(wǎng)格質(zhì)量0.55872,最小質(zhì)量4.42e-002,網(wǎng)格分布和質(zhì)量均可以滿足計算要求。在出口通道和關(guān)鍵部件增加了10層附面棱柱層網(wǎng)格,主要用于精細捕捉彎曲壁面分離和變量梯度,如圖4所示。根據(jù)工程使用經(jīng)驗,本次計算沒有考慮網(wǎng)格無關(guān)性研究對比。

    圖4 計算網(wǎng)格

    根據(jù)發(fā)動機高度和速度特性,選取高空小流量和低空大流量作為計算邊界條件,選擇理想氣體模型、總能量方程、SST湍流模型,計算工況如表1所示。

    表1 計算工況

    工況1計算云圖(無整流裝置)如圖5所示。從圖5中的子午面計算結(jié)果可以看出,在導(dǎo)管和穩(wěn)流裝置拐角處,由于彎管曲率造成氣流分離。氣體進入穩(wěn)流裝置后,流道面積變大,流速降低,再從穩(wěn)流裝置進入導(dǎo)流盆后,流通面積變小,流速增加,但在導(dǎo)流盆進口處,由于前段氣流的分離,形成渦流,造成流場內(nèi)部流場紊亂,導(dǎo)流盆出口壓力和溫度不均勻性增加。根據(jù)式(1)和式(2)計算得出,出口壓力不均勻性指標(biāo)在2%左右,出口溫度不均勻性指標(biāo)在4.3%,不滿足設(shè)計不均勻度均在1%[9]以內(nèi)的要求,因此需要對進氣結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化。

    (1)

    (2)

    2.3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化一(增加整流裝置)

    根據(jù)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)設(shè)計在穩(wěn)流裝置內(nèi)增加整流裝置[10],如圖6所示。整流裝置整體采用蜂窩式結(jié)構(gòu),由大小不同的圓孔組成,正對導(dǎo)管出口采用直徑為7 mm的小孔,其余部分采用10 mm大孔,孔距為20 mm,錯開排列。

    圖6 整流裝置結(jié)構(gòu)圖

    增加整流裝置前后4種工況下的計算結(jié)果如表2所示。從表2可以看出,增加整流裝置后,進氣通道內(nèi)部的流場明顯改善,出口壓力和溫度不均勻度均滿足要求。增加整流裝置后工況1計算云圖如圖7所示,與圖5所示的無整流裝置計算云圖相比,內(nèi)部的流場明顯得到改善,出口壓力和溫度分布更均勻。

    圖7 工況1計算云圖(增加整流裝置)

    表2 增加整流裝置前后計算工況

    2.4 結(jié)構(gòu)優(yōu)化二(增加整流裝置+倒圓)

    增加整流裝置后,雖然氣流經(jīng)過進氣裝置后更均勻,但壓力損失增大。增加整流裝置前壓力損失為2.6 kPa,增加整流裝置后壓力損失為5.7 kPa。考慮到壓力損失增大會給進氣調(diào)節(jié)帶來滯后效應(yīng)增長,為了降低壓損,在進氣導(dǎo)管與穩(wěn)流裝置結(jié)合處進行光滑過渡即倒圓,減小流速梯度變化,優(yōu)化后模型如圖8所示。

    圖8 優(yōu)化后模型

    優(yōu)化后的模型在工況4條件下,經(jīng)仿真計算,壓力損失減小了約30%,導(dǎo)流盆出口壓力不均勻度為0.90%,溫度不均度為0.83%。模型優(yōu)化后出口流場不均勻度有所增加,但在設(shè)計要求范圍內(nèi)。圖9為工況4有無倒圓速度、壓力、溫度云圖對比,從圖9中可以看出,倒圓后氣流從導(dǎo)管至穩(wěn)流裝置中心氣流壓力梯度變化較小,減小了中心流的損失。

    圖9 工況4有無倒圓速度、壓力、溫度云圖對比

    3 進氣裝置試驗驗證

    在某試驗臺對結(jié)構(gòu)優(yōu)化二的進氣裝置進行進氣吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗,采用標(biāo)準(zhǔn)音速噴嘴[11],常溫氣吹風(fēng),吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗示意圖如圖10所示。機組供氣經(jīng)由調(diào)節(jié)閥2→穩(wěn)壓箱→音速噴嘴→調(diào)節(jié)閥3和調(diào)節(jié)閥4→調(diào)節(jié)閥5進入試驗件,通過調(diào)節(jié)閥2和調(diào)節(jié)閥1完成進入試驗件與放空管路的流量分配,保證進氣測量段的流量、壓力滿足試驗狀態(tài)要求。

    圖10 吹風(fēng)校準(zhǔn)試驗示意圖

    試驗件進口標(biāo)準(zhǔn)流量We由音速噴嘴進行測量,其值由音速噴嘴前被測參數(shù)溫度Te、壓力Pe、氣體常數(shù)R和噴嘴自身相關(guān)參數(shù)計算得到,即

    (3)

    式中:Ae為喉部面積;F為流函數(shù);Cd為流出系數(shù);Z為可壓縮系數(shù)。

    進氣導(dǎo)管流量測量、導(dǎo)流盆處流量測量利用靜壓、總壓、總溫參數(shù)計算獲得測量段理論流量,然后通過流量系數(shù)法獲得進氣裝置實際流量,計算公式為

    (4)

    Wa,tr=CD·Wa,id

    (5)

    式中:CD為流量系數(shù);Wa,id為理論計算流量;Wa,tr為實際流量。

    3.1 不均勻度驗證

    仿真計算結(jié)果顯示,進氣裝置導(dǎo)流盆測量截面Ma為0.15~0.2。吹風(fēng)試驗按照Ma進行,流量范圍控制在3.3~4.8 kg/s。導(dǎo)流盆出口截面壓力及溫度不均勻度如圖11所示??倝翰痪鶆蚨茸畲鬄?.489%,總溫不均勻度最大為0.086%,壓力及溫度不均勻度均在1%以內(nèi),結(jié)果顯示吹風(fēng)試驗過程中導(dǎo)流盆進氣流場均勻穩(wěn)定。

    圖11 導(dǎo)流盆出口截面壓力及溫度不均勻度

    3.2 流量系數(shù)驗證

    以導(dǎo)流盆測量段理論流量(Wa,id)為橫坐標(biāo),音速噴嘴測量流量(We)為縱軸,采用最小二乘法進行過零直線擬合獲得導(dǎo)流盆流量系數(shù)為0.9621,如圖12所示。圖12中趨勢線R2為0.9992,說明理論流量與音速噴嘴流量相關(guān)性很好,幾乎一致。

    圖12 擬合參數(shù)

    3.3 流量測量驗證

    為了證明導(dǎo)流盆內(nèi)流量測量的準(zhǔn)確性,在進氣導(dǎo)管上增加流量測量段,如圖3所示。吹風(fēng)試驗后,兩導(dǎo)管流量相加與導(dǎo)流盆流量最大差值在1%以內(nèi),流量測量結(jié)果對比如圖13所示。發(fā)動機進氣導(dǎo)流盆與進氣導(dǎo)管所測流量吻合,驗證了進氣裝置設(shè)計合理,能夠滿足某渦軸發(fā)動機高空試驗進氣流場品質(zhì)要求,實現(xiàn)發(fā)動機進氣流量精確測量的功能。

    圖13 流量測量結(jié)果對比

    3.4 不確定度分析

    設(shè)導(dǎo)流盆流量測量段自身相對不確定度為B,它反映了流量系數(shù)、測量界面尺寸、流場等因素對測量精度的影響[12],計算方法如下。

    ① 音速噴嘴不確定度。音速噴嘴自身的精度是0.25%,考慮到壓力和溫度測量的不確定度,則音速噴嘴總的標(biāo)準(zhǔn)不確定度δWe為

    (6)

    式中:δPe為壓力絕對不確定度,其與掃描閥、大氣壓力計和通道自身不確定度有關(guān);δTe為溫度絕對不確定度,其與傳感器、通道量程和通道精度有關(guān),在此不再敘述。

    經(jīng)計算,音速噴嘴所測流量的最大相對不確定度為0.19%,對應(yīng)音速噴嘴總的標(biāo)準(zhǔn)不確定度δWe為0.0064 kg/s。

    ② 導(dǎo)流盆流量測量的不確定度。導(dǎo)流盆流量測量的標(biāo)準(zhǔn)不確定度δWa,tr為

    (7)

    式中:P*為導(dǎo)流盆處測量總壓;T*為導(dǎo)流盆處測量總溫;q(λ)為流量函數(shù)。

    經(jīng)計算,導(dǎo)流盆實際流量測量的最大相對不確定度為3.26%,對應(yīng)導(dǎo)流盆流量測量的標(biāo)準(zhǔn)不確定度δWa,tr為0.1116 kg/s。

    ③ 導(dǎo)流盆流量測量段相對偏差的不確定度。根據(jù)計算公式可計算出|We-Wa,tr|的理論不確定度?ΔW為

    (8)

    將導(dǎo)流盆流量測量段不確定度按照正態(tài)分布處理,當(dāng)置信概率為95%時,包含因子k近似等于2,此時標(biāo)準(zhǔn)不確定度和擴展不確定度的關(guān)系應(yīng)有2δΔW>|We-Wa,tr|,則有

    (9)

    若式(9)根號下的值小于0,則取B=0。所有校準(zhǔn)點處的B值的最大值為整個流量范圍內(nèi)的B值。

    根據(jù)式(6)~式(9),經(jīng)計算,導(dǎo)流盆流量測量段自身最大相對不確定度為0%。

    4 結(jié)論

    本文主要針對前輸出軸渦軸發(fā)動機高空模擬試驗進氣裝置進行了設(shè)計及驗證,主要結(jié)論如下:

    ① 通過仿真計算和吹風(fēng)試驗,驗證了在穩(wěn)流裝置內(nèi)增加整流裝置可以有效改善流道內(nèi)流場品質(zhì),降低導(dǎo)流盆出口壓力和溫度不均勻度,滿足壓力和溫度不均勻度在1%以內(nèi)的要求。

    ② 通過在進氣導(dǎo)管與穩(wěn)流裝置結(jié)合處增加光滑過渡的方式,進氣裝置壓力損失降低了30%,有利于試驗過程中進氣控制調(diào)節(jié)。

    ③ 將導(dǎo)管流量與導(dǎo)流盆流量進氣對比,證明了導(dǎo)流盆測流量方案的合理性,為前輸出軸渦軸發(fā)動機高空模擬試驗裝置進一步優(yōu)化設(shè)計提供了技術(shù)儲備,并可在此類渦軸發(fā)動機高空臺試驗中推廣運用。

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