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備的建設規(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、電氣設備、測試設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)動機進氣裝置設計

2.1 總體設計方案

新設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)安裝導流盆，導流盆與發(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)流裝置進入導流盆后，流通面積變小，流速增加，但在導流盆進口處，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在2%左右，出口溫度不均勻性指標在4.3%，不滿足設計不均勻度均在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)風洞結(jié)構(gòu)設計在穩(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)帶來滯后效應增長，為了降低壓損，在進氣導管與穩(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校準試驗，采用標準音速噴嘴[11]，常溫氣吹風，吹風校準試驗示意圖如圖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 吹風校準試驗示意圖

試驗件進口標準流量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)。

進氣導管流量測量、導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，進氣裝置導流盆測量截面Ma為0.15～0.2。吹風試驗按照Ma進行，流量范圍控制在3.3～4.8 kg/s。導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)果顯示吹風試驗過程中導流盆進氣流場均勻穩(wěn)定。

圖11 導流盆出口截面壓力及溫度不均勻度

3.2 流量系數(shù)驗證

以導流盆測量段理論流量(Wa,id)為橫坐標，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

為了證明導流盆內(nèi)流量測量的準確性，在進氣導管上增加流量測量段，如圖3所示。吹風試驗后，兩導管流量相加與導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)動機進氣導流盆與進氣導管所測流量吻合，驗證了進氣裝置設計合理，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

設導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，則音速噴嘴總的標準不確定度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；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，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%，對應音速噴嘴總的標準不確定度δWe為0.0064 kg/s。

② 導流盆流量測量的不確定度。導流盆流量測量的標準不確定度δWa,tr為

(7)

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

經(jīng)計算，導流盆實際流量測量的最大相對不確定度為3.26%，對應導流盆流量測量的標準不確定度δWa,tr為0.1116 kg/s。

③ 導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)

將導流盆流量測量段不確定度按照正態(tài)分布處理，當置信概率為95%時,包含因子k近似等于2，此時標準不確定度和擴展不確定度的關系應有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計及驗證，主要結(jié)論如下：

① 通過仿真計算和吹風試驗，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 將導管流量與導流盆流量進氣對比，證明了導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。