多級渦輪過渡態(tài)氣動(dòng)熱力性能試驗(yàn)

郝晟淳,高飛龍,陳 強(qiáng),付 鑫,姜大鵬,田 羽

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所,遼寧 沈陽 110015)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)是多部件協(xié)同工作的復(fù)雜機(jī)械產(chǎn)品,在其整個(gè)工作包線內(nèi)要?dú)v經(jīng)不同的工作狀態(tài),包括穩(wěn)定工作狀態(tài)和非穩(wěn)定工作狀態(tài)。非穩(wěn)定工作狀態(tài)又稱為過渡態(tài),典型的過渡態(tài)有起動(dòng)、加速、減速等過程。通常,航空發(fā)動(dòng)機(jī)/燃?xì)廨啓C(jī)各主要部件的性能和參數(shù)匹配是基于各部件的穩(wěn)定狀態(tài)展開的,而在其過渡狀態(tài),由于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作參數(shù)隨時(shí)間變化較快,各部件的實(shí)際性能與穩(wěn)定狀態(tài)存在較大偏差,其中若干零部件變化的差別有可能超出其設(shè)計(jì)預(yù)期。過渡態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)性能和結(jié)構(gòu)狀態(tài)的偏離不但會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能,也為發(fā)動(dòng)機(jī)的安全帶來巨大威脅。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)部分或全部性能相關(guān)變量隨時(shí)間變化時(shí),就進(jìn)入了過渡態(tài)工作。一般來說,相較于穩(wěn)定的巡航狀態(tài),過渡態(tài)會(huì)在較短的時(shí)間周期內(nèi)產(chǎn)生較大而明顯的性能變化。

在過渡態(tài)工作狀態(tài)下,航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪和壓氣機(jī)的功率并不平衡,發(fā)動(dòng)機(jī)的加減速特性取決于渦輪剩余功率和轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的特性。因?yàn)闇u輪部件的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相對更大,所以其過渡態(tài)特性擁有更明顯的遲滯效應(yīng)。同時(shí),渦輪是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要熱端部件,在整機(jī)環(huán)境下,渦輪進(jìn)口受上游燃燒室或上游渦輪的影響,出口受下游排氣段噴管、加力燃燒室的影響。過渡態(tài)下渦輪內(nèi)部的流動(dòng)換熱、幾何變化極為復(fù)雜,是風(fēng)險(xiǎn)最高的部件之一。因此基于渦輪部件試驗(yàn),對發(fā)動(dòng)機(jī)的過渡態(tài)性能進(jìn)行綜合評估,對發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和可靠性提升有積極意義[1-4]。

但從公開發(fā)表的資料來看,主要是通過整機(jī)或核心機(jī)作為試驗(yàn)探究平臺(tái)。例如美國普惠公司相關(guān)研究人員早在20世紀(jì)80年代就對航空發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)及其氣動(dòng)熱力影響展開了試驗(yàn)研究[5],羅羅公司和斯圖加特大學(xué)合作,通過對高空臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)測試專項(xiàng)改造,對BR700核心機(jī)進(jìn)行了過渡態(tài)特征專項(xiàng)測量[6-7]。其研究成果直接促進(jìn)了在研型號的進(jìn)一步成熟。

國內(nèi)對過渡態(tài)的氣動(dòng)熱力特征及其影響展開研究較早,但主要集中在評估模型構(gòu)建、數(shù)值模擬和少量整機(jī)試驗(yàn)方面,在渦輪部件過渡態(tài)特征方面尚缺乏足夠研究[8-14]。因此,基于部件級試驗(yàn)平臺(tái)開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪的過渡態(tài)試驗(yàn)技術(shù)研究,發(fā)展渦輪過渡態(tài)評估、試驗(yàn)、測試、分析技術(shù)具有突出意義。

1 渦輪過渡態(tài)氣動(dòng)熱力特征

渦輪邊界條件復(fù)雜,進(jìn)口壓力和溫度分布不均勻,最高溫度與最低溫度的比值在部分情況下可達(dá)2.0,來流湍流度變化大,一般可達(dá)到3%～10%,甚至可能達(dá)到20%。同時(shí)渦輪葉片和端壁表面的冷卻氣體射出,加劇了流動(dòng)的非定常性和不均勻性。

而在過渡態(tài)下,渦輪的工作狀態(tài)還受到壓氣機(jī)和渦輪之間功率匹配關(guān)系的影響,其轉(zhuǎn)速變化和軸系的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量以及氣動(dòng)邊界之間存在復(fù)雜的關(guān)聯(lián)關(guān)系。

過渡狀態(tài)主要會(huì)引起以下4個(gè)方面的問題。

① 由渦輪-壓氣機(jī)組成的軸系在結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)方面呈現(xiàn)強(qiáng)耦合性,由過渡態(tài)性能造成的功率不匹配會(huì)引起氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制等一系列問題。

② 過渡態(tài)下,航空發(fā)動(dòng)機(jī)自身的容腔特性會(huì)導(dǎo)致其過渡過程呈現(xiàn)遲滯效應(yīng)。

③ 轉(zhuǎn)軸具有較大能量存儲(chǔ)能力,燃?xì)鉁u輪中葉片、機(jī)匣金屬加熱效應(yīng)變化過程較慢,變化量大,進(jìn)一步增強(qiáng)了過渡態(tài)的多變特性。

④ 過渡態(tài)下,主要流道和空氣系統(tǒng)呈現(xiàn)氣動(dòng)不平衡狀態(tài),會(huì)進(jìn)一步誘發(fā)軸向力反向、燃?xì)獾构?、燃?xì)馊肭值纫幌盗袉栴}。

2 渦輪過渡態(tài)模擬方法

由于試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)和成本限制,當(dāng)前工程條件下渦輪部件試驗(yàn)仍以模擬態(tài)試驗(yàn)為主。模擬態(tài)試驗(yàn)最大的特點(diǎn)是,通過相似理論將發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際狀態(tài)下的渦輪高溫高壓工作參數(shù)轉(zhuǎn)換為地面試驗(yàn)條件低溫低壓狀態(tài)參數(shù)。過渡態(tài)試驗(yàn)由于引入了具有過渡態(tài)特征的時(shí)間尺度參數(shù),其試驗(yàn)相似參數(shù)與穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)有著本質(zhì)差異,穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)相似參數(shù)不能適用于過渡態(tài)試驗(yàn)。

對于流體力學(xué)領(lǐng)域,兩相似流場具有3個(gè)性質(zhì):① 幾何相似,即兩流場的幾何形狀相同,大小成比例;② 運(yùn)動(dòng)相似,即流場中任意對應(yīng)點(diǎn)的流動(dòng)速度方向一致,速度大小成比例;③ 動(dòng)力相似,即流場中任意對應(yīng)點(diǎn)受力的類型相同,各力方向相同、比值相等。結(jié)合物理學(xué)和流體力學(xué)中對于相似的定義,在葉輪機(jī)械中,從N-S方程組的求解過程出發(fā),考慮時(shí)變定解條件的相似性,得到適用于過渡態(tài)渦輪性能試驗(yàn)的相似模擬方法[15-16]。

在模型比為1、不考慮工質(zhì)重力影響且假定工質(zhì)位于自模區(qū)的情況下,低溫低壓試驗(yàn)環(huán)境與發(fā)動(dòng)機(jī)高溫高壓工況下渦輪過渡態(tài)流動(dòng)相似控制參數(shù)包括:無量綱時(shí)刻的膨脹比、無量綱時(shí)刻的換算轉(zhuǎn)速、無量綱時(shí)刻的渦輪出口總壓和無量綱時(shí)刻的渦輪進(jìn)口溫度[17]。

以上無量綱參數(shù)相似保證了在各個(gè)時(shí)間點(diǎn)上關(guān)鍵氣動(dòng)熱力參數(shù)時(shí)間變化率相似。由于任意微元的物理時(shí)間跨度存在相似縮放的比例關(guān)系,在任意時(shí)刻各參數(shù)隨時(shí)間的變化率與高低溫工況之間時(shí)間跨度的比值相關(guān)。各參數(shù)隨時(shí)間的變化率與高低溫工況之間時(shí)間跨度的比例關(guān)系可理解為高低溫工況時(shí)間跨度差異在輸入邊界條件上的體現(xiàn)[18-19]。

經(jīng)過高低溫工況轉(zhuǎn)換后,典型無量綱參數(shù)和有量綱參數(shù)隨時(shí)間的對應(yīng)關(guān)系如圖1和圖2所示。通過過渡態(tài)相似轉(zhuǎn)換,在整機(jī)上高溫環(huán)境下的過渡狀態(tài)(對應(yīng)圖2中的高溫工況)過程中的流動(dòng)和低溫模擬試驗(yàn)環(huán)境下過渡態(tài)(對應(yīng)圖2中的低溫工況)過程中的流動(dòng)達(dá)到相似。

圖1 無量綱尺度高低溫工況的參數(shù)對應(yīng)關(guān)系

圖2 有量綱尺度高低溫工況的參數(shù)對應(yīng)關(guān)系

在渦輪過渡態(tài)模擬試驗(yàn)中,只須實(shí)現(xiàn)低溫工況下的時(shí)變邊界條件,獲得的過渡態(tài)特征參數(shù)經(jīng)過相似轉(zhuǎn)換就可應(yīng)用在整機(jī)真實(shí)高溫工況中,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)整機(jī)匹配環(huán)境下過渡態(tài)特征的正向設(shè)計(jì)。

因此在渦輪過渡態(tài)模擬試驗(yàn)中,制造經(jīng)過相似轉(zhuǎn)換后的時(shí)變邊界條件是渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境構(gòu)建的關(guān)鍵。

3 渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境構(gòu)建

3.1 過渡態(tài)試驗(yàn)設(shè)備

渦輪過渡態(tài)的模擬試驗(yàn)平臺(tái)基于某全尺寸渦輪試驗(yàn)器進(jìn)行。該部件試驗(yàn)設(shè)備的原理圖如圖3所示。

圖3 全尺寸渦輪試驗(yàn)器及試驗(yàn)件原理圖

該試驗(yàn)設(shè)備初始設(shè)計(jì)目的是用來完成穩(wěn)態(tài)渦輪氣動(dòng)熱力性能錄取任務(wù)。經(jīng)過一系列復(fù)雜改造后,該設(shè)備具備了過渡態(tài)邊界調(diào)節(jié)能力,可實(shí)現(xiàn)基于過渡態(tài)模擬方法獲得的時(shí)變邊界條件[20-24]。

主要改造內(nèi)容如下。

① 采用了可編程電液伺服控制的進(jìn)氣、放氣閥門聯(lián)合調(diào)節(jié)渦輪進(jìn)口壓力。

② 采用變頻驅(qū)動(dòng)燃油泵組調(diào)節(jié)渦輪進(jìn)氣管路加溫器供油能力,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣溫度控制。

③ 采用電液伺服控制水力測功器的進(jìn)水、排水閥門,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)渦輪試驗(yàn)件轉(zhuǎn)速控制。

上述控制參數(shù)是相互耦合、相互影響的,必須通過狀態(tài)控制設(shè)備協(xié)同控制,實(shí)現(xiàn)對渦輪進(jìn)口環(huán)境過渡過程的構(gòu)建[25]。

3.2 過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境模擬模型構(gòu)建

根據(jù)渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)?zāi)M環(huán)境需要,須對試驗(yàn)器在過渡態(tài)條件模擬期間的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算。在渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)中,對該試驗(yàn)器眾多復(fù)雜的子系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行全面計(jì)算,實(shí)現(xiàn)過渡態(tài)下渦輪試驗(yàn)邊界條件的控制難度較大[26]。通過模擬渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)中試驗(yàn)件進(jìn)口的環(huán)境參數(shù)變化和試驗(yàn)件運(yùn)行參數(shù)變化,實(shí)現(xiàn)模擬目標(biāo)截面為多級渦輪試驗(yàn)件進(jìn)口截面,包括試驗(yàn)件進(jìn)口截面的氣動(dòng)參數(shù)和試驗(yàn)件進(jìn)口處的機(jī)械運(yùn)行參數(shù)[27]。試驗(yàn)系統(tǒng)的原理如圖4所示。其中大氣條件和外線供氣特性為系統(tǒng)的外部邊界條件。

圖4 試驗(yàn)系統(tǒng)的原理

建立試驗(yàn)狀態(tài)計(jì)算模型需要掌握全尺寸渦輪試驗(yàn)器和被試多級低壓渦輪試驗(yàn)件的眾多氣動(dòng)、物理特性,包括控制閥門的流量、壓力特性,試驗(yàn)器的容腔大小,負(fù)載吸收功率特性及負(fù)載轉(zhuǎn)子物理特性,試驗(yàn)件的氣動(dòng)特性、轉(zhuǎn)子物理特性等[28-31]。

試驗(yàn)狀態(tài)計(jì)算模型中主要包括試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)氣特性模塊、試驗(yàn)設(shè)備容積特性模塊、試驗(yàn)設(shè)備放氣特性模塊、試驗(yàn)設(shè)備排氣特性模塊、試驗(yàn)負(fù)載特性模塊和被試渦輪特性等模塊。在試驗(yàn)狀態(tài)計(jì)算模型中,控制設(shè)備的特性一般以數(shù)據(jù)表或者函數(shù)曲線的形式給定[32]。

通過壓力、溫度、流量、轉(zhuǎn)速、扭矩等參數(shù),將各個(gè)設(shè)備特性模塊聯(lián)系起來,通過試驗(yàn)狀態(tài)計(jì)算模型,實(shí)現(xiàn)對試驗(yàn)狀態(tài)下被試渦輪進(jìn)出口條件狀態(tài)參數(shù)、工作狀態(tài)參數(shù)變化的模擬計(jì)算[33-35]。計(jì)算模型的結(jié)構(gòu)圖如圖5所示。圖5中p為進(jìn)氣壓力,T為進(jìn)氣溫度,Q為進(jìn)氣流量,n為試驗(yàn)轉(zhuǎn)速,M為扭矩,P為功率。

圖5 試驗(yàn)狀態(tài)計(jì)算模型結(jié)構(gòu)圖

通過上述模型,可以計(jì)算不同控制函數(shù)條件(即模擬不同試驗(yàn)操控方案)下試驗(yàn)件進(jìn)口壓力、溫度、流量等氣動(dòng)狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間的變化情況,以及試驗(yàn)件功率、轉(zhuǎn)速等運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間的變化情況[36]。

在具體的過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境構(gòu)建中,首先根據(jù)氣源壓力、大氣壓力等外部邊界條件和渦輪膨脹比、轉(zhuǎn)速、進(jìn)口溫度等過渡態(tài)試驗(yàn)開始之前的穩(wěn)態(tài)工作參數(shù),求解過渡態(tài)起始時(shí)的試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)初值,包括渦輪流量、試驗(yàn)器進(jìn)氣調(diào)節(jié)閥開度、測功器控制閥開度等[37-38]。

在進(jìn)入過渡態(tài)試驗(yàn)過程后,經(jīng)過給定的時(shí)間步長,閥門開度等控制量按照與時(shí)間相關(guān)的控制函數(shù)變化到新的位置[39]。通過局部迭代計(jì)算,求出新時(shí)間點(diǎn)的平衡狀態(tài),直到完成給定時(shí)間長度內(nèi)所有狀態(tài)點(diǎn)的計(jì)算[40]。

3.3 過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境驗(yàn)證試驗(yàn)

在現(xiàn)有全尺寸渦輪試驗(yàn)器的基礎(chǔ)上,利用某渦輪導(dǎo)向器流量函數(shù)試驗(yàn),開展渦輪進(jìn)口壓力模擬驗(yàn)證性試驗(yàn)[41]。

以多級低壓渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)進(jìn)口壓力變化曲線為控制目標(biāo),計(jì)算得到全尺寸渦輪試驗(yàn)器進(jìn)、排氣閥門控制規(guī)律曲線。為匹配當(dāng)前實(shí)際的試驗(yàn)件工況,對曲線的起止點(diǎn)壓力值進(jìn)行了調(diào)整,但曲線的過渡態(tài)特征保持與多級低壓渦輪試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)相似,時(shí)間尺度與多級低壓渦輪試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)相同。以該曲線作為試驗(yàn)狀態(tài)閥門自動(dòng)控制的輸入[42]。模擬結(jié)果如圖6所示,模擬目標(biāo)和驗(yàn)證結(jié)果的偏差在2.5%以內(nèi)。

圖6 渦輪進(jìn)口壓力驗(yàn)證試驗(yàn)?zāi)M結(jié)果

利用某低壓渦輪性能試驗(yàn),開展渦輪進(jìn)口溫度和轉(zhuǎn)速模擬試驗(yàn)。仍以與多級低壓渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)相似的渦輪進(jìn)口溫度變化曲線作為控制目標(biāo),計(jì)算得到全尺寸渦輪試驗(yàn)器燃油加溫供油泵轉(zhuǎn)速控制規(guī)律曲線[43]。為匹配當(dāng)前實(shí)際的試驗(yàn)件工況,對曲線的起止點(diǎn)轉(zhuǎn)速值進(jìn)行了調(diào)整,但曲線的過渡態(tài)特征保持與多級低壓渦輪試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)相似,時(shí)間尺度與多級低壓渦輪試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)相同。以該曲線作為試驗(yàn)狀態(tài)供油泵轉(zhuǎn)速自動(dòng)控制的輸入[44]。轉(zhuǎn)速升高和降低過程中實(shí)際驗(yàn)證轉(zhuǎn)速和目標(biāo)轉(zhuǎn)速隨時(shí)間變化面產(chǎn)生的差異如圖7、圖8所示。

圖7 渦輪轉(zhuǎn)速模擬結(jié)果(轉(zhuǎn)速升高)

圖8 渦輪轉(zhuǎn)速模擬結(jié)果(轉(zhuǎn)速降低)

通過過渡態(tài)環(huán)境控制模型和方法,預(yù)測了試驗(yàn)渦輪壓力、溫度、轉(zhuǎn)速等目標(biāo)對進(jìn)氣閥門、油泵、測功器閥門位置變化的響應(yīng)。按照給定閥位控制規(guī)律進(jìn)行試驗(yàn)得到的渦輪轉(zhuǎn)速實(shí)際變化曲線與目標(biāo)曲線的偏差小于2.5%。

4 渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)測試方法

因?yàn)闇u輪過渡態(tài)的環(huán)境構(gòu)建需要實(shí)時(shí)控制快速閥門和水力測功器,而渦輪過渡態(tài)的氣動(dòng)熱力性能測試需要進(jìn)行壓力、溫度、動(dòng)應(yīng)力、軸向力、轉(zhuǎn)速等參數(shù)的同步測量,所以需要構(gòu)建一套統(tǒng)一測控平臺(tái)。

統(tǒng)一測控平臺(tái)既具備向環(huán)境構(gòu)建機(jī)構(gòu)發(fā)出控制信號的能力,也具備同步測試過渡態(tài)下渦輪氣動(dòng)熱力性能的能力。

對航空發(fā)動(dòng)機(jī)的過渡狀態(tài)進(jìn)行剖析,過渡狀態(tài)下,絕大部分氣動(dòng)熱力參數(shù)變化速率和轉(zhuǎn)速變化速率是一階線性關(guān)聯(lián)的,例如氣流壓力和氣流溫度。部分氣動(dòng)熱力參數(shù)的變化速率和轉(zhuǎn)速變化是二階線性關(guān)聯(lián)的,例如機(jī)匣、葉片的溫度變化等?；谝陨涎芯?對航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的氣動(dòng)頻域范圍進(jìn)行了大致劃分,各類氣動(dòng)狀態(tài)對應(yīng)頻率范圍示意圖如圖9所示。

圖9 各類氣動(dòng)狀態(tài)對應(yīng)頻率范圍示意圖

過渡狀態(tài)下氣動(dòng)頻率的范圍大致在10～100 Hz的量級。在進(jìn)行過渡狀態(tài)的試驗(yàn)時(shí),需要保證測試頻率響應(yīng)大于過渡狀態(tài)下最大氣動(dòng)頻率響應(yīng),測試采樣頻率可真實(shí)反映過渡態(tài)下的氣動(dòng)頻率,需要保證采樣頻率為過渡態(tài)下氣動(dòng)頻率的2倍以上。

4.1 統(tǒng)一測控平臺(tái)構(gòu)建

過渡態(tài)試驗(yàn)控制及測試統(tǒng)一平臺(tái)由動(dòng)態(tài)測控系統(tǒng)和同步系統(tǒng)組成。動(dòng)態(tài)測控系統(tǒng)由動(dòng)態(tài)壓力測試系統(tǒng)、小慣性溫度測量系統(tǒng)、葉尖間隙測量系統(tǒng)、動(dòng)應(yīng)力測量系統(tǒng)、軸向力測量系統(tǒng)和試驗(yàn)狀態(tài)控制系統(tǒng)組成。動(dòng)態(tài)測控系統(tǒng)架構(gòu)如圖10所示。同步系統(tǒng)由時(shí)鐘服務(wù)器(IEEE 1588/IRIG-B時(shí)鐘同步)、頻率/電壓同步和轉(zhuǎn)速同步組成。

圖10 動(dòng)態(tài)測控系統(tǒng)架構(gòu)

該動(dòng)態(tài)控制及測試統(tǒng)一平臺(tái)方案能夠滿足過渡態(tài)試驗(yàn)需求。為了保證測試控制的一致性,須確保各個(gè)通道之間的時(shí)間同步能力不大于1 ms。

4.2 過渡態(tài)參數(shù)測試方法

不同于常規(guī)穩(wěn)定狀態(tài)的測試方案,對渦輪過渡態(tài)進(jìn)行氣動(dòng)熱力參數(shù)測試,必須要考慮測試方法使用的測試儀器的頻率響應(yīng)水平。

渦輪過渡態(tài)關(guān)鍵參數(shù)測試儀器及其頻率響應(yīng)水平如表1所示。

表1 渦輪過渡態(tài)關(guān)鍵參數(shù)測試儀器及頻率響應(yīng)水平

其中用于測量過渡態(tài)總壓的探針如圖11所示。進(jìn)口總壓探針為徑向5點(diǎn)分布,出口總壓探針為徑向6點(diǎn)分布。

圖11 用于測量過渡態(tài)總壓的探針

為了評估渦輪進(jìn)口流量,還需要測量過渡狀態(tài)下流道的來流靜壓,以獲得進(jìn)口馬赫數(shù)分布。因此要在進(jìn)出口額外布置高頻響靜壓探針。

為保證壓力測試頻響,將Kulite公司生產(chǎn)的動(dòng)態(tài)壓力傳感器安裝在壓力探針內(nèi)部。Kulite動(dòng)態(tài)壓力探針的型號選擇為XCE-062,其外形如圖12所示,其直徑為1.6 mm。

圖12 XCE-062型Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器

為了測量壁面靜壓,在流道的內(nèi)外壁面開靜壓孔,將Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器安裝在靜壓孔上方。選用的Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器型號為XTE-190SM,其外形如圖13所示。

選用小慣性總溫測試儀表用于測量過渡態(tài)下渦輪進(jìn)出口總溫,測試儀表如圖14所示。該小慣性熱電偶探針的頻率響應(yīng)水平大于20 Hz[45]。

圖14 小慣性總溫測試儀表

為了測量過渡態(tài)中的扭矩變化,在軸系上增加了一套MANNER公司生產(chǎn)的動(dòng)應(yīng)力式扭矩測量系統(tǒng),其原理圖如圖15所示。其原理是將安裝在軸系上的動(dòng)應(yīng)力傳感器獲得的信號通過調(diào)制解調(diào)器傳輸至信號接收模塊,其頻響可達(dá)20 Hz。

圖15 動(dòng)應(yīng)力式扭矩測量儀原理圖

5 渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

在完成了渦輪過渡態(tài)模擬方法研究、渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)環(huán)境構(gòu)建、渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)及測試方法研究后,基于全尺寸渦輪試驗(yàn)器和多級渦輪試驗(yàn)件完成了渦輪過渡態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)。渦輪過渡態(tài)典型驗(yàn)證試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)速隨時(shí)間的變化特征如圖16所示。試驗(yàn)?zāi)芰娃D(zhuǎn)速升高特征達(dá)到了目標(biāo)需求。

圖16 渦輪過渡態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)轉(zhuǎn)速變化特征

伸入流道中的一支進(jìn)口壓力探針上各個(gè)測點(diǎn)平均后隨時(shí)間的變化特征如圖17所示。由圖17可知,進(jìn)口總壓和渦輪轉(zhuǎn)速時(shí)間保持一致性,二者關(guān)聯(lián)緊密。

圖17 渦輪過渡態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)進(jìn)口壓力變化特征

安排4個(gè)空氣系統(tǒng)腔的測點(diǎn),分別為前腔、后腔、封嚴(yán)腔和后平衡腔。其中,前腔和主流道入口連通,后腔和主流道出口連通,而封嚴(yán)腔和后平衡腔與主流道的通道被前腔和后腔隔離開。

驗(yàn)證試驗(yàn)過程中腔壓和轉(zhuǎn)速隨時(shí)間變化的過程如圖18所示。由圖18可知,前腔的腔壓變化過程與進(jìn)口壓力、轉(zhuǎn)速的變化表現(xiàn)出一致性。封嚴(yán)腔的壓力隨時(shí)間的變化呈現(xiàn)先增大后減小的特征。而后腔、平衡后腔隨時(shí)間和轉(zhuǎn)速的變化呈現(xiàn)出典型的滯后特性,其最大值出現(xiàn)在主流道過渡過程完成后。

圖18 渦輪過渡態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)腔壓和轉(zhuǎn)速變化特征

試驗(yàn)件的軸向力與空氣腔壓、各級葉片的壓力分布都有關(guān)系。試驗(yàn)件的軸向力及轉(zhuǎn)速隨時(shí)間的變化如圖19所示。由圖19可以看到,在過渡狀態(tài)下,最大軸向力合力出現(xiàn)在過渡態(tài)末段,之后逐步降低至穩(wěn)態(tài)值。這種滯后特征是渦輪過渡態(tài)的典型特征。

圖19 渦輪過渡態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)軸向力及轉(zhuǎn)速變化特征

在加速過渡態(tài)過程中關(guān)鍵氣動(dòng)熱力參數(shù)和穩(wěn)態(tài)熱力參數(shù)的對比如圖20～圖23所示。圖中的過渡態(tài)過程是在渦輪過渡態(tài)典型加速過程中獲得。其中穩(wěn)定狀態(tài)點(diǎn)選取為與過渡過程中相同膨脹比的狀態(tài)點(diǎn),具體對比如圖20所示。

圖20 穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)下?lián)Q算轉(zhuǎn)速-膨脹比對比

兩種工作狀態(tài)下渦輪效率的對比如圖21所示,由圖21可知,加速過程起始和結(jié)束狀態(tài)點(diǎn)與穩(wěn)態(tài)狀態(tài)點(diǎn)相吻合,但渦輪效率在加速過程中明顯低于穩(wěn)定狀態(tài),偏離最大位置出現(xiàn)在加速起始階段,最大偏離程度大于20%。

圖21 穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)下扭矩效率-膨脹比對比

加速過渡態(tài)過程和穩(wěn)態(tài)下?lián)Q算流量的差異如圖22所示,由圖22可知,換算流量在加速過程中高于穩(wěn)定狀態(tài),偏離最大位置出現(xiàn)在加速中間階段,最大偏離程度大于20%。

圖22 穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)下?lián)Q算流量-膨脹比對比

加速過渡態(tài)過程和穩(wěn)態(tài)下渦輪換算功的差異如圖23所示,渦輪換算功在加速過程中低于穩(wěn)定狀態(tài),偏離最大位置出現(xiàn)在加速中后階段。

圖23 穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)下渦輪換算功-膨脹比對比

綜上,對比穩(wěn)態(tài)和過渡態(tài)的氣動(dòng)熱力性能可知,在加速過程起始和結(jié)束階段,過渡態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能基本重合。而在加速過程中,過渡態(tài)性能出現(xiàn)明顯偏離,表現(xiàn)出了明顯的過渡態(tài)氣動(dòng)熱力特征。

6 結(jié)束語

受到多種時(shí)變邊界條件的影響,渦輪的過渡狀態(tài)試驗(yàn)和仿真模擬難度較大,對渦輪過渡態(tài)進(jìn)行模擬試驗(yàn)具有積極意義?；贜-S方程組,獲得了部件試驗(yàn)?zāi)M真實(shí)渦輪過渡態(tài)的方法,實(shí)現(xiàn)了從真實(shí)高溫過渡狀態(tài)向低溫模擬過渡狀態(tài)的轉(zhuǎn)化?；谀硿u輪試驗(yàn)設(shè)備,通過進(jìn)行專項(xiàng)改造,構(gòu)建了渦輪過渡態(tài)試驗(yàn)和測試平臺(tái),完成了渦輪過渡態(tài)模擬試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明,部分空氣腔內(nèi)的壓力和試驗(yàn)件的軸向力表現(xiàn)出了明顯的遲滯和不同步特征。在過渡態(tài)過程中,渦輪扭矩效率和渦輪進(jìn)口換算流量明顯偏離了穩(wěn)態(tài)過程。渦輪過渡態(tài)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)可靠性和工作壽命都是不可忽略的。后續(xù)應(yīng)基于試驗(yàn)結(jié)果發(fā)展渦輪過渡態(tài)的仿真模擬方法,探究渦輪過渡態(tài)氣動(dòng)性能表現(xiàn)的內(nèi)在機(jī)理,為航空發(fā)動(dòng)機(jī)過渡態(tài)的設(shè)計(jì)和主動(dòng)控制提供方法與數(shù)據(jù)支持。