申世才，郝曉樂，賈一哲

（中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089）

高空超聲速渦扇發(fā)動機喘振特征及擴穩(wěn)措施的飛行試驗研究

申世才，郝曉樂，賈一哲

（中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089）

基于可調(diào)斜板式進氣道及渦扇發(fā)動機，研究了飛機高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調(diào)零后渦扇發(fā)動機的喘振特征，及放大尾噴口臨界截面面積和提高風扇轉(zhuǎn)速的擴穩(wěn)措施對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。結(jié)果表明：進氣道可調(diào)斜板快速調(diào)零引起的發(fā)動機進口壓力波動，會導致進氣道與發(fā)動機流量不匹配，進氣畸變增大；較低風扇換算轉(zhuǎn)速下，進氣畸變等降穩(wěn)因子會導致發(fā)動機穩(wěn)定裕度不足；放大尾噴口臨界截面面積，提高了發(fā)動機的穩(wěn)定性，喘振概率大大降低；增加最小燃油流量，提高高空發(fā)動機慢車狀態(tài)風扇轉(zhuǎn)速，可避免發(fā)動機進入低轉(zhuǎn)速易喘振區(qū)域。

渦扇發(fā)動機；喘振；進氣道可調(diào)斜板；尾噴口臨界截面面積；風扇轉(zhuǎn)速；擴穩(wěn)；飛行試驗

1　引言

壓縮系統(tǒng)失速、喘振等不穩(wěn)定現(xiàn)象將引起發(fā)動機推力下降，嚴重時會導致性能急劇惡化、發(fā)動機停車、進氣道和發(fā)動機機械性損壞，甚至造成飛行事故。為此，航空界對影響壓縮系統(tǒng)穩(wěn)定性的因素給予了極大關(guān)注，并對提高發(fā)動機工作穩(wěn)定性的措施進行了大量研究。

發(fā)動機工作穩(wěn)定性主要指風扇和壓氣機的穩(wěn)定性。劉大響等［1］指出，壓氣機的氣動穩(wěn)定性決定了燃氣渦輪發(fā)動機的穩(wěn)定性，且發(fā)動機的穩(wěn)定性還受渦輪或噴管等下游部件特性的影響。田金虎等［2］通過發(fā)動機高空壓力畸變試驗，研究了壓力畸變、低雷諾數(shù)、引氣和功率提取對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。此外，發(fā)動機工作穩(wěn)定性還與進氣道的穩(wěn)定工作密切相關(guān)［3］。蔡元虎等［4］指出，進氣畸變使得壓氣機穩(wěn)定工作邊界在壓氣機特性圖中向右下方移動，降低了發(fā)動機的穩(wěn)定裕度。施磊等［5-6］研究了跨聲速小流量進氣道與發(fā)動機的相容性，提出發(fā)動機小流量狀態(tài)的穩(wěn)定性設(shè)計需考慮和重視進發(fā)相容性。

為提高發(fā)動機穩(wěn)定性，擴大發(fā)動機使用包線，業(yè)界進行了大量的研究，發(fā)展形成了多種擴穩(wěn)措施或調(diào)節(jié)技術(shù)。如F119、AL-31?等高推重比渦扇發(fā)動機，已普遍采用多變量幾何調(diào)節(jié)技術(shù)，提高風扇、壓氣機的穩(wěn)定裕度，擴大風扇、壓氣機的穩(wěn)定工作范圍。吳虎等［7］利用建立的計算模擬程序，對發(fā)動機變幾何調(diào)節(jié)方案進行了優(yōu)化分析，指出變幾何調(diào)節(jié)可使發(fā)動機性能和穩(wěn)定裕度獲得最佳匹配。同時，為實現(xiàn)進氣道與發(fā)動機流量和流場的匹配，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機大多采用可調(diào)斜板控制進氣道喉道面積［8］。史建邦等［9］利用CFD數(shù)值模擬方法，研究了可調(diào)斜板式進氣道斜板板位快速調(diào)零引起的激波系變化。

目前，國內(nèi)發(fā)動機喘振及擴穩(wěn)措施的飛行試驗研究，主要采用飛行臺插板逼喘等方式［10-11］。但由于飛行臺插板逼喘通常受限于飛行臺的飛行包線（飛行臺通常選用運輸機或客機，飛行包線通常在中低空亞聲速范圍），而對高空超聲速飛行狀態(tài)發(fā)動機喘振和擴穩(wěn)措施的研究較少涉及。本文利用某超聲速飛機，研究高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調(diào)零后渦扇發(fā)動機的喘振特征，及放大尾噴口臨界截面面積和提高風扇轉(zhuǎn)速的擴穩(wěn)措施對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響。研究結(jié)果對高空超聲速狀態(tài)渦扇發(fā)動機穩(wěn)定性設(shè)計具有一定的參考價值。

2　試驗對象和測量方案

2.1試驗對象

被試發(fā)動機為加力式渦扇發(fā)動機，其增壓系統(tǒng)由風扇、高壓壓氣機組成。試驗載機為超聲速飛機，其進氣道為外壓、可調(diào)斜板式進氣道。進氣道斜板共分為三級，一級斜板固定不動，二級斜板由作動筒控制，第三級為鉸鏈板，隨二級斜板動作；進氣道喉道截面位于二級斜板與鉸鏈板的連接處，如圖1所示。進氣道斜板板位調(diào)節(jié)量由發(fā)動機風扇換算轉(zhuǎn)速控制，飛行馬赫數(shù)大于Ma1（進氣道斜板起調(diào)馬赫數(shù)）時起調(diào)，小于Ma2（進氣道斜板調(diào)零馬赫數(shù)）時調(diào)零（Ma2＜Ma1）。

2.2測量方案

沿進氣道出口至渦輪后，在內(nèi)外涵流道加裝壓力傳感器，如圖2所示。測取的壓力參數(shù)有：發(fā)動機進口總壓pt1、風扇外涵出口總壓pt13、風扇內(nèi)涵出口總壓pt23、高壓壓氣機出口總壓pt31、渦輪后總壓pt6、外涵出口總壓pt16。同時還測取了進氣道斜板板位信號θz、風扇外涵出口總溫T13、喘振信號Sur等參數(shù)。

圖1　進氣道示意圖Fig.1 Sketch map of inlet duct

圖2　測量點示意圖Fig.2 Sketch map of measuring stations

3　喘振特征

3.1喘振現(xiàn)象

試驗中飛機高空超聲速平飛減速，發(fā)動機收油門桿減速至慢車狀態(tài)，發(fā)動機出現(xiàn)喘振現(xiàn)象。經(jīng)過多次試驗，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機喘振的概率較大，且具有以下特點：①不確定性，并不是每一次試驗都出現(xiàn)喘振現(xiàn)象；②喘振均發(fā)生在較低的風扇換算轉(zhuǎn)速（風扇相對換算轉(zhuǎn)速65%以下），為高空發(fā)動機慢車狀態(tài)；③喘振均發(fā)生在進氣道斜板板位快速調(diào)零之后；④飛行中喘振點難以回避。圖3為喘振點統(tǒng)計分析結(jié)果，圖中nLcor為風扇相對換算轉(zhuǎn)速。

3.2喘振原因

建立如圖4所示的發(fā)動機喘振故障樹，對發(fā)動機流道轉(zhuǎn)、靜子件進行孔探檢查，同時對喘振數(shù)據(jù)進行分析。進氣道流道、轉(zhuǎn)靜子件等未發(fā)現(xiàn)異常，進氣道斜板、發(fā)動機幾何面積控制規(guī)律、供油規(guī)律均符合設(shè)計要求。

對發(fā)動機流道相關(guān)參數(shù)的變化進行分析。圖5示出了進氣道斜板板位快速調(diào)零前后發(fā)動機沿流程壓力參數(shù)變化。可見：0.7 s時進氣道斜板板位根據(jù)調(diào)節(jié)規(guī)律快速調(diào)回零位，隨后發(fā)動機沿流程壓力均存在不同程度的波動，且波動幅度逐漸增大，風扇內(nèi)涵出口壓力波動尤為明顯，3.2 s時發(fā)動機喘振；而在進氣道斜板板位調(diào)回零位之前，發(fā)動機沿流程壓力無明顯波動。這說明進氣道斜板板位快速調(diào)零是造成發(fā)動機流道壓力參數(shù)波動的主要因素。原因是由于發(fā)動機收油門桿減速至慢車狀態(tài)，隨著馬赫數(shù)的減小，進氣道斜板根據(jù)調(diào)節(jié)規(guī)律快速調(diào)回零位，進氣道氣流通道面積突然增大，而發(fā)動機慢車狀態(tài)需求進氣流量較小，導致進氣道與發(fā)動機流量不匹配，進氣畸變增大。喘振出現(xiàn)前風扇外涵出口總溫有明顯躍升，說明風扇有較為明顯的失速現(xiàn)象。因此，進氣畸變導致風扇穩(wěn)定裕度大幅降低，加之低雷諾數(shù)、功率提取等降穩(wěn)因子［1-2，12］的影響，風扇穩(wěn)定裕度進一步降低。當風扇穩(wěn)定裕度不足時（即工作點在喘振邊界上或越過喘振邊界）將出現(xiàn)不穩(wěn)定工作。而風扇在不穩(wěn)定工作狀態(tài)下出口流場品質(zhì)較差，進氣畸變傳遞至壓氣機［13-15］，導致高壓壓氣機損失部分穩(wěn)定裕度，加之低雷諾數(shù)、功率提取等降穩(wěn)因子［1-2，11］的影響，高壓壓氣機穩(wěn)定裕度進一步降低。

圖3　發(fā)動機喘振區(qū)域Fig.3 Engine surge region

圖4　發(fā)動機喘振故障樹Fig.4 Fault tree of engine surge

4　變幾何擴穩(wěn)措施

根據(jù)發(fā)動機喘振原因，可從兩方面改善發(fā)動機的穩(wěn)定性：一是優(yōu)化進氣道斜板控制規(guī)律，減弱或消除進氣道出口壓力波動；二是提高發(fā)動機慢車狀態(tài)風扇、壓氣機的抗畸變能力。本文從提高發(fā)動機抗畸變能力的角度，采取了放大尾噴口臨界截面面積的變幾何擴穩(wěn)措施。

4.1尾噴口擴穩(wěn)措施

改變尾噴口臨界截面面積A8可調(diào)節(jié)風扇特性圖上共同工作線走向，以此影響發(fā)動機內(nèi)外涵道參數(shù)間的相互關(guān)系及特性。圖6給出了噴口臨界截面面積變化對風扇共同工作線的影響，圖中πk為風扇壓比，Gkcor為風扇換算流量。當尾噴口臨界截面面積增大時，一方面外涵的流通能力提高，涵道比增大，風扇的流通能力增大，風扇共同工作線向遠離喘振邊界的方向移動，此時風扇的穩(wěn)定裕度增加；另一方面，低壓渦輪落壓比增大，使風扇共同工作線向喘振邊界方向移動，此時風扇的穩(wěn)定裕度降低。在以上兩種因素作用下，風扇共同工作線的最終移動取決于設(shè)計涵道比的大?。?6］。尾噴口臨界截面面積增大，也會造成風扇效率降低、發(fā)動機推力下降等不利影響［16-17］。

圖6　渦扇發(fā)動機尾噴口臨界截面面積變化對風扇共同工作線的影響Fig.6 Effects of different exhaust nozzle throat area of turbofan engine on fan operating line

經(jīng)理論計算和地面試車驗證，采取如圖7所示的尾噴口臨界截面面積放大規(guī)律，發(fā)動機尾噴口臨界截面面積隨著風扇換算轉(zhuǎn)速的降低而逐漸放大。

圖7　高空發(fā)動機慢車狀態(tài)尾噴口臨界截面面積控制規(guī)律Fig.7 Control laws of exhaust nozzle throat area with high-altitude in idle

4.2試驗驗證

尾噴口臨界截面面積擴穩(wěn)措施貫徹后，發(fā)動機沿流程壓力波動幅度顯著減弱，如圖8所示。經(jīng)多次飛行試驗驗證，發(fā)動機僅喘振1次，喘振概率大大降低。

5　提高風扇轉(zhuǎn)速擴穩(wěn)措施

放大尾噴口臨界截面面積的擴穩(wěn)措施，增加了風扇的穩(wěn)定裕度，但此措施仍不能避免發(fā)動機喘振的發(fā)生。根據(jù)喘振發(fā)生在較低風扇換算轉(zhuǎn)速的特點，期望提高發(fā)動機慢車狀態(tài)的風扇轉(zhuǎn)速，以回避低轉(zhuǎn)速易喘振區(qū)域，同時增加發(fā)動機慢車狀態(tài)的需求空氣流量，改善進氣道氣流通道面積突然增大導致的流量不匹配。

圖8　擴穩(wěn)前后發(fā)動機流道壓力參數(shù)波動情況Fig.8 Comparison of pressure in flow-path before and after enlarging engine surge margin

隨著飛行高度的增加，空氣密度降低，慢車轉(zhuǎn)速逐漸增加，從而滿足油氣的匹配，保證發(fā)動機慢車狀態(tài)穩(wěn)定。由于高空發(fā)動機慢車轉(zhuǎn)速由最小燃油流量控制，因此提高最小燃油流量可提高發(fā)動機慢車狀態(tài)的風扇轉(zhuǎn)速。在貫徹放大尾噴口臨界截面面積的擴穩(wěn)措施后，對增加最小燃油流量提高風扇轉(zhuǎn)速的擴穩(wěn)措施進行了飛行試驗驗證，結(jié)果如表1所示?？梢?，貫徹放大尾噴口臨界截面面積的擴穩(wěn)措施的同時，最小燃油流量增加28%，風扇相對換算轉(zhuǎn)速可提升14%左右，可完全避開低轉(zhuǎn)速易喘振區(qū)域，從而避免發(fā)動機出現(xiàn)喘振。經(jīng)多次飛行試驗驗證，發(fā)動機未再出現(xiàn)喘振。

表1　最小燃油流量變化對高空發(fā)動機慢車轉(zhuǎn)速的影響Table 1 Effects of different minimum fuel flow on high-altitude rotor speed in idle

6　結(jié)論

本文研究了飛機高空超聲速減速條件下，進氣道斜板板位快速調(diào)零后，渦扇發(fā)動機的喘振特征，以及擴穩(wěn)措施對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響，得到如下結(jié)論：

（1）進氣道可調(diào)斜板快速調(diào)零引起發(fā)動機進口壓力波動，導致進氣道與發(fā)動機流量不匹配，進氣畸變增大。

（2）在較低風扇換算轉(zhuǎn)速下，受進氣畸變及低雷諾數(shù)、功率提取等降穩(wěn)因子的影響，發(fā)動機的穩(wěn)定裕度不足。

（3）放大尾噴口臨界截面面積的變幾何擴穩(wěn)措顯著減弱了發(fā)動機沿流程壓力的波動，改善了發(fā)動機的穩(wěn)定性，喘振概率大大降低。

（4）增加最小燃油流量，可提高高空發(fā)動機慢車狀態(tài)風扇轉(zhuǎn)速，從而避免發(fā)動機進入低轉(zhuǎn)速易喘振區(qū)域，同時改善了因進氣道氣流通道面積突然增大導致的流量不匹配。

（5）根據(jù)發(fā)動機喘振特征，將進一步研究優(yōu)化進氣道可調(diào)斜板控制規(guī)律，消除進氣道斜板快速調(diào)零引起的發(fā)動機進口進氣壓力波動。

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Flight test of surge characteristic and measures to enlarge the engine surge margin on a high-altitude supersonic turbofan engine

SHEN Shi-cai，HAO Xiao-le，JIA Yi-zhe
（Engine Flight Test Technology Institute of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

Based on the adjustable ramp inlet and turbofan engine,the surge characteristics after the inlet ramp position fast adjusted to zero,and the effect of enlarging the exhaust nozzle throat area and increasing the fan speed to the engine stability was investigated during the flight speed reduction in high-altitude supersonic condition.The results indicate that,firstly,the inlet ramp position fast adjusted to zero will lead to the fluctuation of engine inlet pressure,the flow in the inlet duct and engine will not match,and the intake distortion will increase.Secondly,the intake distortion and other factors will result in the lack of engine surge margin with the low fan speed.Thirdly,the enlargement of the exhaust nozzle throat area will increase the engine surge margin and the probability of surge will decrease greatly.Fourthly,increasing the minimum fuel flow will improve the fan speed in idle,and prevent the engine from incidental surge region.

turbofan engine；surge；the adjustable ramp inlet；exhaust nozzle throat area；fan speed；enlarge the engine surge margin；flight test

V231.1

A

1672-2620（2016）03-0007-04

2014-12-24；

2016-06-15

申世才（1983-），男，山東成武人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機性能特性研究。