于 霄 ，黃 濤 ，鄧明春 ，柴軍生

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015;2.北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動機氣動熱力國防科技重點實驗室，北京 100083）

1 引言

現(xiàn)代航空發(fā)動機空氣冷卻系統(tǒng)的主要作用之一就是冷卻渦輪葉片等熱端部件，即從壓氣機位置的主燃?xì)馔ǖ酪龤?，?jīng)不同路徑流通到需要冷卻的部件。主要從2級壓氣機盤的間隙引氣，經(jīng)過2個盤之間的旋轉(zhuǎn)腔流向盤心，并經(jīng)盤間空腔向渦輪部件流動。設(shè)計合理的引氣流動方式可以為空氣系統(tǒng)冷卻提供適當(dāng)壓力和較低溫度的冷卻空氣，否則將對渦輪盤腔的冷卻造成危害，進而影響整個航空發(fā)動機的工作效率和壽命。所以研究其流動，尤其是流動的壓力損失在估計冷卻流量、溫度和確定引氣位置方面具有非常重要的意義。

本研究對徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤換熱試驗的多功能試驗臺進行改裝，并應(yīng)用5孔動力探針和梳狀總壓探針完成壓力損失測試。

2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔是從冷卻空氣系統(tǒng)引氣部分結(jié)構(gòu)簡化而來的模型，旋轉(zhuǎn)腔內(nèi)的流動屬于源－匯流動，如圖1所示。其流動由源區(qū)（Source region）、近盤表面?？寺鼘?Ekman-layer)、核區(qū)(Core region)及匯區(qū)(Sink region)構(gòu)成。流體由源區(qū)進入旋轉(zhuǎn)腔，然后形成2個?？寺鼘?，再經(jīng)匯區(qū)流出旋轉(zhuǎn)腔。

國外在20世紀(jì)60年代就開始對源－匯流動進行研究。Firouzian等應(yīng)用流體顯示技術(shù)建立了徑向進氣旋轉(zhuǎn)腔的流動結(jié)構(gòu)，分析了流動特點和壓力損失特性，即由于受黏性和旋轉(zhuǎn)的影響，在核心區(qū)流體的圓周速度很大，對流體的徑向內(nèi)流動造成很大阻力，導(dǎo)致壓力損失增加[1-2]；Owen，Chew等應(yīng)用基于 von Karman方法的積分動量法分析了徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔速度和壓力分布，給出了效率計算和方便量綱分析的1個簡單模型[3-4]；其他學(xué)者嘗試用直接求解N-S方程的有限差分方法分析其速度和壓力分布規(guī)律，雖然得到了有意義的結(jié)果，但計算過于復(fù)雜，并且由于影響因素繁多，不易總結(jié)其規(guī)律。國外對壓氣機整體部件（包括徑向進氣旋轉(zhuǎn)腔）壓力損失的研究多聚焦于整體總壓損失和非穩(wěn)定性方面[5-6]；國內(nèi)有學(xué)者應(yīng)用探針、熱線風(fēng)速儀和LDA[7]測量研究了旋轉(zhuǎn)盤腔內(nèi)的速度場和壓力場分布。

3 試驗裝置和測試手段

徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的流動相對比較復(fù)雜，在流動的核心區(qū)，由于黏性和旋轉(zhuǎn)的影響造成流體速度的切向分量很大，所以徑向哥氏力和離心力增大，從而增加了總壓損失。

從空氣系統(tǒng)的設(shè)計角度分析，總壓損失過大會影響冷卻空氣的冷卻品質(zhì)，降低對熱端部件的冷卻效果。本文從工程實際出發(fā)，將研究重點集中于徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的總壓損失。同時由于在真實航空發(fā)動機中引氣位置的壓力損失是不能直接測量的，所以試驗測得的總壓損失應(yīng)該能夠?qū)鋮s空氣系統(tǒng)的設(shè)計和評價提供試驗基礎(chǔ)，提高和優(yōu)化空氣系統(tǒng)設(shè)計水平。

3.1 試驗裝置

本試驗工作是在北京航空航天大學(xué)航空發(fā)動機氣動熱力國防科技重點實驗室多功能旋轉(zhuǎn)試驗臺上完成的。試驗臺布置如圖2所示。該試驗平臺試驗?zāi)芰檗D(zhuǎn)速3000 r/min以下,流量1500 kg/h。

系統(tǒng)的供氣系統(tǒng)是3級壓氣機，提供的壓縮空氣流經(jīng)調(diào)節(jié)和穩(wěn)壓裝置，然后經(jīng)試驗外腔的20個均布進氣孔流入試驗件的外罩殼體，再經(jīng)旋轉(zhuǎn)盤外緣2盤罩間形成的環(huán)形縫隙進入旋轉(zhuǎn)盤腔，沿盤面徑向內(nèi)流，最后從盤心處軸向流出。旋轉(zhuǎn)盤由11 kW的交流電機驅(qū)動，其轉(zhuǎn)速由電磁調(diào)速控制器進行調(diào)節(jié)和控制,電機的最大轉(zhuǎn)速為1200 r/min，經(jīng)變比為13的皮帶輪帶動空心主軸旋轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)速在0～3600 r/min內(nèi)連續(xù)可調(diào)。

旋轉(zhuǎn)盤半徑為335 mm，進口間隙S2=11 mm，2盤間距S1=38 mm，如圖3所示。

流量由安裝于主通道的熱式氣體質(zhì)量流量計測量，旋轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)速由光電式數(shù)字轉(zhuǎn)速表測定。

3.2 測試裝置

本試驗所測試的流場流動相對比較復(fù)雜，流場能漩渦較多，流動速度方向不易判斷，所以采用對氣流偏斜角不敏感的探針進行測量，減小以往先測量靜壓、速度，然后進行轉(zhuǎn)換的傳遞誤差，可以提高測量精度。壓力測點位置分別位于旋轉(zhuǎn)盤腔的進口和出口，即圖2中5孔探針和總壓探針的位置。

對探針的選型應(yīng)該遵循以下原則：

（1）外形尺寸小，減少探針對流場的影響；

（2）結(jié)構(gòu)簡單，制造容易，使用方便；

（3）結(jié)構(gòu)合理，對流動方向不敏感，以減少因探針位置不精確而引起的測量誤差；

（4）材料和結(jié)構(gòu)應(yīng)具有較好的強度和剛度，以免因機械振動和氣流脈動而影響測試結(jié)果甚至損壞探針。

根據(jù)以上原則，在流動速度和方向變化比較大的進口選用了5孔動力探針，氣流不敏感角為±45°；在氣流相對穩(wěn)定均勻的出口采用梳狀總壓探針，取得平均總壓值，氣流不敏感角為±25°，所用探針按強度要求進行了設(shè)計優(yōu)化，以滿足測試要求。

壓力信號都用專門的數(shù)據(jù)線引入壓力信號轉(zhuǎn)換箱，通過精度為±50 Pa的壓力變送器轉(zhuǎn)換為電信號，用ADAM數(shù)據(jù)采集模塊采集，通過串行口傳入計算機。

應(yīng)用專業(yè)壓力測試程序在計算機中存儲和顯示結(jié)果。

3.3 測試方法

為了測量徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的進口總壓，在環(huán)形試驗外腔的腔體上開口，焊接安裝座，將5孔探針伸入試驗外腔內(nèi)，探頭位于旋轉(zhuǎn)盤的盤罩氣體入口外側(cè)，盡量對準(zhǔn)來流方向，采用非對向法測量。探頭不能過分靠近旋轉(zhuǎn)盤，以避免旋轉(zhuǎn)的振動和氣流的擾動使探針和旋轉(zhuǎn)盤接觸而產(chǎn)生損壞。

試驗出口總壓用梳狀總壓探針在出口圓管段進行測量。

由于徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔流場不穩(wěn)定，測試數(shù)據(jù)應(yīng)該采用試驗狀態(tài)穩(wěn)定后一段時間內(nèi)的平均值，以保證數(shù)據(jù)的可靠性。

3.4 密封方法

試驗系統(tǒng)密封的好壞直接影響試驗測試結(jié)果，試驗中對整個試驗臺的結(jié)合面采用了密封膠和O形圈共用的密封方式；對于轉(zhuǎn)子靜子部分，采用石墨密封；對于探針部分，采用安裝座膠墊密封。測試系統(tǒng)安裝后，對試驗系統(tǒng)進行了密封測試，保證了在0.5×106Pa下，每3 min壓力泄漏量低于100 Pa。

3.5 數(shù)據(jù)處理方法

試驗測得了旋轉(zhuǎn)盤腔在不同流量和不同轉(zhuǎn)速下的進、出口總壓，進、出口總壓差即該狀態(tài)下的壓力損失，當(dāng)然這包括了盤罩進口和試驗設(shè)備出口的壓力損失（進、出口的壓力損失可以通過經(jīng)驗公式求得）。如果將進、出口的壓力損失去除，得到的就是徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔內(nèi)流動的壓力損失。

考慮到進、出口的壓力損失比盤腔流動壓力損失小，同時真實航空發(fā)動機中也有類似的進、出口結(jié)構(gòu)，所以本文分析中沒有將進、出口的壓力損失減掉，分析的是旋轉(zhuǎn)盤腔組件的總壓損失規(guī)律，對研究徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的壓力損失，指導(dǎo)空氣系統(tǒng)設(shè)計同樣具有意義。

4 試驗結(jié)果分析

4.1 誤差分析

探針測試的誤差在2%以內(nèi)，高精度壓力變送器的誤差為1%，考慮試驗臺振動、氣流波動引起的誤差應(yīng)該在3%以內(nèi)，所以試驗誤差應(yīng)為3%～6%，在工程分析中是可以接受的。

4.2 總壓損失

為了方便直觀地分析壓力損失變化情況，對旋轉(zhuǎn)盤腔的分析多采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系（非慣性坐標(biāo)系），以便把旋轉(zhuǎn)的影響單獨表現(xiàn)出來。

在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下對徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的流體進行受力分析，如圖4所示。徑向內(nèi)流具有較大的徑向速度Vr，會產(chǎn)生很大的正切向哥氏力（-2ρω×Vr），會引起流體的順轉(zhuǎn)向加速，而順轉(zhuǎn)向的相對速度Vω又產(chǎn)生正徑向哥氏力（-2ρω×Vω），抵制氣流的向內(nèi)流動，產(chǎn)生很大的總壓損失；當(dāng)然流體也受離心力作用，所以離心力和徑向哥氏力是徑向內(nèi)流的主要阻力。

在不同流量下，總壓損失隨旋轉(zhuǎn)速度的變化規(guī)律如圖5所示。在同一流量下，隨著旋轉(zhuǎn)速度的增大，總壓損失增大，這是由于隨著旋轉(zhuǎn)速度的增大，受黏性的影響，流體速度的切向分量Vω增大，徑向哥氏力增大，阻礙流體的徑向流動，所以壓力損失隨旋轉(zhuǎn)速度的增大而增大。從圖中可見，在流量較小時，隨旋轉(zhuǎn)速度的增大，壓力損失的變化梯度更大。可以得出這樣的結(jié)論，如果轉(zhuǎn)速更高，則徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的總壓損失過大，甚至?xí)枞黧w的徑向流動。

在不同旋轉(zhuǎn)速度下，總壓損失隨流量變化的規(guī)律如圖6所示。相比于隨旋轉(zhuǎn)速度的變化規(guī)律，總壓損失隨流量變化的規(guī)律更為復(fù)雜。

流量增大對總壓損失的影響有2個方面：（1）導(dǎo)致摩擦損失的增大；（2）削弱旋轉(zhuǎn)的影響，減小徑向哥氏力和離心力的阻力作用。

所以，在高速下，由于受黏性力作用，流體速度的切向分量增大，由旋轉(zhuǎn)引起的壓力損失增大，流量的增大首先會削弱旋轉(zhuǎn)的影響，增大慣性力的影響而減小黏性力的影響，即增大流動壓力，減小了總壓損失；但隨著流量增大導(dǎo)致的摩擦損失不斷增大，流體的總壓損失會逐漸增大，最后總體的總壓損失仍然呈上升趨勢。

在低轉(zhuǎn)速下，旋轉(zhuǎn)影響不強，徑向哥氏力和離心力的影響與流動摩擦損失相比較小，流量增大導(dǎo)致的摩擦損失增大是旋轉(zhuǎn)盤腔流動總壓損失的主要影響因素。所以隨流量的增大，總壓損失也增大。

在工程應(yīng)用中多采用無量綱總壓損失系數(shù)，既能夠反應(yīng)變化規(guī)律，又方便擬合經(jīng)驗公式，相對應(yīng)的轉(zhuǎn)速和流量的無量鋼參數(shù)定義為

旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)Reω

式中：ω為轉(zhuǎn)盤角速度；ν為運動黏度。

進氣流量系數(shù)Cw

式中：m為進氣流量；μ為氣體動力黏度。

無量綱總壓損失系數(shù)變化曲線如圖7所示。

式中：Δp為進、出口總壓損失；ρ為流體密度；R為旋轉(zhuǎn)盤半徑。

徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔總壓損失經(jīng)驗擬合公式誤差較大，工程應(yīng)用中多采用如下方法修正：

（1）采用經(jīng)驗簡化模型，對旋流系數(shù)（當(dāng)?shù)亓黧w速度與盤腔旋轉(zhuǎn)速度的比值，變化亦非常復(fù)雜）進行積分，給出壓力分布規(guī)律。

（2）對大量試驗數(shù)據(jù)進行處理，繪制無量綱總壓損失系數(shù)變化曲線譜，在工程實踐中插值應(yīng)用。

5 結(jié)論

本研究較好地完成了某計劃空氣系統(tǒng)子課題，可以應(yīng)用于航空發(fā)動機設(shè)計。

（1）徑向進氣旋轉(zhuǎn)盤腔的復(fù)雜流動決定了其總壓損失的復(fù)雜性：旋轉(zhuǎn)盤腔的總壓損失隨旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)的增大而增大；在較小旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下隨流量系數(shù)的增大而增大，在較大旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)下隨流量系數(shù)的增大先減小后增大。

（2）徑向哥氏力和離心力是形成總壓損失的主要因素，在高轉(zhuǎn)速下，徑向哥氏力的作用超過離心力的影響。

但是，在以下幾個方面仍需改進。

（1）在研究流量系數(shù)和旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)對壓力損失的影響過程中，忽略了如進口形狀和盤腔形狀等一些次要因素的影響，在經(jīng)驗公式的應(yīng)用中需要給予考慮。

（2）由于研究對象是旋轉(zhuǎn)盤腔，對測試信號的可靠性進行了詳細(xì)校核，給出詳盡的誤差分析。但是，旋轉(zhuǎn)測試的誤差對試驗結(jié)果影響仍較大，所以應(yīng)該不斷應(yīng)用如高頻響應(yīng)探針、PIV等先進測試手段提高測試精度。

（3）所給出的經(jīng)驗關(guān)系式有其應(yīng)用范圍，應(yīng)嚴(yán)格在其試驗范圍內(nèi)應(yīng)用，如果需要超范圍使用，應(yīng)該完成真實航空發(fā)動機的臺架驗證試驗，給出其修正系數(shù)。

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