李概奇，馬東陽(yáng)，李杜，劉少戎，楊艷美

中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，株洲 412002

喘振是航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮系統(tǒng)一種典型的非定常流動(dòng)現(xiàn)象。喘振發(fā)生時(shí)引起發(fā)動(dòng)機(jī)壓力、流量、溫度等參數(shù)大幅波動(dòng)，涉及流、固、熱、聲等多學(xué)科交叉，是一種非常復(fù)雜的流動(dòng)狀態(tài)。喘振時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的氣流振蕩，或引起發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能的惡化，或引發(fā)部件、整機(jī)振動(dòng)異常和熱端超溫，極端情況下有可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火或損壞［1］。對(duì)于民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)，國(guó)際適航規(guī)章對(duì)整機(jī)安全性的要求愈來(lái)愈嚴(yán)格，而喘振作為一種對(duì)飛行安全有嚴(yán)重威脅的現(xiàn)象，也是民機(jī)適航審定的重要內(nèi)容之一［2］。鑒于喘振對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)安全的重要性，國(guó)內(nèi)外針對(duì)喘振開展了大量理論和試驗(yàn)研究。在部件級(jí)研究方面，重點(diǎn)關(guān)注壓氣機(jī)喘振的產(chǎn)生、傳播、識(shí)別、捕捉、測(cè)試以及控制方法等［3-10］；在發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)喘振研究方面，相關(guān)工作主要可分為以下幾類。

在發(fā)動(dòng)機(jī)逼喘試驗(yàn)方法方面，文獻(xiàn)［11］介紹了對(duì)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃油突增方法的逼喘試驗(yàn)；文獻(xiàn)［12-13］對(duì)某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)開展了進(jìn)口插板和增加供油量的逼喘試驗(yàn)；文獻(xiàn)［14-15］對(duì)某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)開展了進(jìn)口插板逼喘試驗(yàn)并分析了壓力和聲音信號(hào)規(guī)律；文獻(xiàn)［16-17］研究了基于壓氣機(jī)出口接入高壓氣源的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)逼喘試驗(yàn)方法；文獻(xiàn)［18］則對(duì)使用外部高壓空氣進(jìn)行整機(jī)逼喘開展了某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)喘振邊界數(shù)值模擬研究。

在喘振檢測(cè)與相關(guān)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方面，文獻(xiàn)［19］開展了用于判喘的機(jī)載系統(tǒng)優(yōu)化和驗(yàn)證工作；文獻(xiàn)［20］介紹了基于高空臺(tái)試驗(yàn)驗(yàn)證的發(fā)動(dòng)機(jī)判喘和消喘控制系統(tǒng)；文獻(xiàn)［21-23］則分別開展了基于壓氣機(jī)出口壓力信號(hào)的發(fā)動(dòng)機(jī)喘振檢測(cè)方法研究與試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

在應(yīng)用主動(dòng)控制技術(shù)方面，文獻(xiàn)［24］對(duì)某小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、文獻(xiàn)［25］對(duì)T55-L-712 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)、文獻(xiàn)［26］對(duì)LTS-101 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器，通過(guò)壓氣機(jī)進(jìn)口或內(nèi)部安裝噴氣裝置來(lái)進(jìn)行主動(dòng)控制，擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作范圍。

對(duì)于在研制或使用過(guò)程中出現(xiàn)喘振的發(fā)動(dòng)機(jī)，文獻(xiàn)［27-28］介紹了針對(duì)某發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的最先失速級(jí)研究和綜合整治試驗(yàn)效果；文獻(xiàn)［29-30］分別針對(duì)某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和某渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，開展了喘振排查和解決措施驗(yàn)證工作。

在喘振適航規(guī)章研究方面，文獻(xiàn)［31-35］對(duì)喘振相關(guān)條款進(jìn)行了解讀，并分別對(duì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)失速和喘振的因素進(jìn)行了研究和分析，介紹了喘振/失速適航符合性審定方法。

盡管國(guó)內(nèi)外在航空發(fā)動(dòng)機(jī)喘振方面開展了大量卓有成效的研究工作，但是公開的研究側(cè)重于喘振邊界、試驗(yàn)方法、喘振檢測(cè)、喘振消除、喘振預(yù)防等方面，大多數(shù)試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)較低。對(duì)工程應(yīng)用中的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，按照適航條款的實(shí)質(zhì)要求，開展大功率、高風(fēng)險(xiǎn)起飛狀態(tài)的整機(jī)喘振試驗(yàn)和承受喘振能力的相關(guān)研究，公開報(bào)道極少。

本文對(duì)某新研民用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)開展了整機(jī)喘振科研試驗(yàn)，研究了起飛狀態(tài)喘振過(guò)程中流、固、熱、聲的耦合變化情況，獲得了喘振發(fā)生時(shí)壓力、流量、溫度和振動(dòng)等參數(shù)變化規(guī)律，揭示了喘振發(fā)生到喘振退出的相關(guān)控制機(jī)理，驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)喘振后可靠工作的能力。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介

某新研發(fā)動(dòng)機(jī)是中國(guó)自主創(chuàng)新研制的1 000 kW 級(jí)先進(jìn)民用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，由組合壓氣機(jī)、環(huán)形回流燃燒室、雙級(jí)燃?xì)鉁u輪和雙級(jí)動(dòng)力渦輪組成，見圖1。目前，發(fā)動(dòng)機(jī)已實(shí)現(xiàn)了首飛。

圖1 某新研民用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.1 Sketch of newly developing civil turboshaft engine

組合壓氣機(jī)為三級(jí)軸流、一級(jí)離心結(jié)構(gòu)，采用寬弦軸流葉片和駝背型流道等氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)，壓氣機(jī)零級(jí)、一級(jí)導(dǎo)葉角度聯(lián)動(dòng)可調(diào)，保證發(fā)動(dòng)機(jī)具有較好的氣動(dòng)穩(wěn)定性；軸流壓氣機(jī)與離心葉輪之間設(shè)置了膜盒式放氣活門，當(dāng)壓比低于設(shè)定的閾值時(shí)，放氣活門將打開，放出部分氣體以提高喘振裕度。在部件試驗(yàn)臺(tái)完成了壓氣機(jī)部件性能試驗(yàn)，獲得了喘振邊界。

發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙通道全權(quán)限數(shù)字電子控制系統(tǒng)，燃油控制規(guī)律原理框圖見圖2。在慢車及以上狀態(tài)采用動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速（np）閉環(huán)控制，控制系統(tǒng)通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量，使發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速保持恒定，即當(dāng)np低于額定值時(shí)，控制系統(tǒng)增加燃油流量以維持np轉(zhuǎn)速，反之亦然；同時(shí)，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)了燃?xì)鉁u輪出口溫度（Tt4.5）、燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速（ng）、扭矩（M）、燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速變化率（ngdot）和燃油流量（wf）等發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)限制模塊。

圖2 燃油控制規(guī)律原理框圖Fig.2 Principle diagram of fuel control law

發(fā)動(dòng)機(jī)絕大部分工作狀態(tài)參數(shù)未接近限制值，此時(shí)模塊選擇器采用np控制模塊與ngdot控制模塊串聯(lián)的方式對(duì)燃油流量進(jìn)行控制（如圖2 虛線方框所示）。

若發(fā)動(dòng)機(jī)Tt4.5、ng、M或ngdot中某一個(gè)參數(shù)接近限制值時(shí)，模塊選擇器將選擇相應(yīng)的限制模塊替換np控制模塊，并與ngdot控制模塊串聯(lián)進(jìn)行燃油控制；若發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量達(dá)到高限或低限限制值時(shí)，模塊選擇器將相應(yīng)采用wf高限或低限模塊直接進(jìn)行燃油控制。上述參數(shù)中的Tt4.5采用提前判斷溫度變化趨勢(shì)的超前校正方法，降低發(fā)動(dòng)機(jī)超溫風(fēng)險(xiǎn)。

控制系統(tǒng)通過(guò)導(dǎo)葉作動(dòng)筒控制壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度隨燃?xì)獍l(fā)生器換算轉(zhuǎn)速變化，見式（1），可根據(jù)導(dǎo)葉角度反饋值與給定值的偏差自動(dòng)調(diào)節(jié)實(shí)際導(dǎo)葉角度。

式中：α為零級(jí)導(dǎo)葉角度；ngcr為燃?xì)獍l(fā)生器相對(duì)換算轉(zhuǎn)速。ngcr=1.0 時(shí)，α=0°；ngcr下降時(shí)，導(dǎo)葉角度關(guān)?。籲gcr＜0.85 時(shí)，α=-40°。

渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)通常包括地面慢車、空中慢車、巡航和起飛狀態(tài)等。當(dāng)燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速、燃?xì)鉁u輪出口溫度或動(dòng)力渦輪輸出軸扭矩中的任一參數(shù)達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)申明的起飛狀態(tài)額定值時(shí)，表明發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入起飛狀態(tài)。

2 試驗(yàn)方法與設(shè)備

2.1 試驗(yàn)方法

工程實(shí)踐表明，渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)喘振往往與高溫燃?xì)饬髁渴苋細(xì)鉁u輪導(dǎo)葉喉道節(jié)流堵塞密切相關(guān)?？紤]到這一喘振發(fā)生機(jī)理，本文參照文獻(xiàn)［16］從發(fā)動(dòng)機(jī)外部供給高壓氣源流入壓氣機(jī)出口流道的逼喘方法和成功進(jìn)行整機(jī)逼喘探索性專項(xiàng)試驗(yàn)的結(jié)論，結(jié)合新研發(fā)動(dòng)機(jī)的具體結(jié)構(gòu)，新建了喘振高壓供氣系統(tǒng)，將外部高壓空氣通過(guò)壓氣機(jī)出口機(jī)匣的2 個(gè)飛機(jī)引氣口快速引入壓氣機(jī)出口流道（見圖3）。在燃?xì)鉁u輪一級(jí)導(dǎo)向器（簡(jiǎn)稱燃一導(dǎo)）的節(jié)流作用下，壓氣機(jī)出口壓力提高，壓氣機(jī)工作點(diǎn)向喘振邊界移動(dòng)；當(dāng)外部高壓空氣流量達(dá)到一定值時(shí)，喘振發(fā)生。這一試驗(yàn)方法可保證接入外源高壓氣逼喘與起飛喘振物理機(jī)制的相似。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)量截面和外部高壓引氣位置示意圖Fig.3 Position sketch of measurement plane and external high pressure air supply of engine

喘振試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火起動(dòng)運(yùn)行至空中慢車后，將發(fā)動(dòng)機(jī)逐步上推至起飛狀態(tài)，并停留3 min，然后快速引入外部高壓空氣；喘振發(fā)生后，迅速切斷外部高壓空氣，緩慢下拉發(fā)動(dòng)機(jī)至巡航狀態(tài)。如果喘振消失，發(fā)動(dòng)機(jī)下拉至空中慢車后正常停車；如果喘振持續(xù)，發(fā)動(dòng)機(jī)緊急停車。

2.2 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)設(shè)備由臺(tái)架系統(tǒng)、水力測(cè)功器、燃油系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)、工業(yè)電視系統(tǒng)和喘振高壓供氣系統(tǒng)組成，見圖4。喘振高壓供氣系統(tǒng)組成見表1，其中流量調(diào)節(jié)電動(dòng)閥用于調(diào)節(jié)合適的供氣量，啟停電磁閥開啟時(shí)可實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)可靠供氣，關(guān)閉時(shí)可確?？焖偾袛喙?。

表1 喘振高壓供氣系統(tǒng)的組成及參數(shù)Table 1 Components and parameters of high pressure air supply system for surge

圖4 試驗(yàn)設(shè)備原理圖Fig.4 Principle diagram of test equipment

發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)臺(tái)架系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)安裝，水力測(cè)功器用于發(fā)動(dòng)機(jī)輸出軸功率的吸收與測(cè)量，并由車臺(tái)操縱桿控制負(fù)載扭矩來(lái)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定運(yùn)行及狀態(tài)變換；測(cè)試系統(tǒng)全程自動(dòng)記錄發(fā)動(dòng)機(jī)及設(shè)備運(yùn)行參數(shù)，工業(yè)電視系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行情況進(jìn)行監(jiān)視。該試驗(yàn)設(shè)備功能齊全，測(cè)試精度高。

2.3 測(cè)試安排

在壓氣機(jī)進(jìn)口1-1 截面布置進(jìn)口總溫和靜壓測(cè)點(diǎn)；在壓氣機(jī)出口3-3 截面布置靜壓、總壓和總溫測(cè)點(diǎn)；在燃?xì)鉁u輪出口4.5-4.5 截面布置熱電偶測(cè)點(diǎn)；在進(jìn)氣機(jī)匣、附件機(jī)匣、渦輪機(jī)匣安裝邊布置振動(dòng)測(cè)點(diǎn)。發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)量截面如圖3 所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量通過(guò)導(dǎo)流盆吹風(fēng)試驗(yàn)確定，表達(dá)式為

式中：wa為空氣流量；Pamb為環(huán)境壓力；Ps1為壓氣機(jī)進(jìn)口相對(duì)靜壓。

為精確捕獲喘振過(guò)程的參數(shù)變化特征，將測(cè)量參數(shù)接入穩(wěn)態(tài)測(cè)試系統(tǒng)的同時(shí)，選取了部分測(cè)點(diǎn)進(jìn)行動(dòng)態(tài)實(shí)時(shí)顯示與記錄，采樣頻率為20 kHz。使用專用設(shè)備對(duì)機(jī)匣安裝邊的振動(dòng)進(jìn)行監(jiān)測(cè)，采樣頻率為10 kHz。動(dòng)態(tài)及振動(dòng)測(cè)試要求見表2。

表2 動(dòng)態(tài)及振動(dòng)測(cè)試參數(shù)和說(shuō)明Table 2 Dynamic and vibration measurement parameters and specifications

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 試驗(yàn)過(guò)程

按試驗(yàn)程序，發(fā)動(dòng)機(jī)上推至起飛狀態(tài)，此時(shí)燃?xì)鉁u輪出口溫度先到達(dá)起飛狀態(tài)額定值。將外部高壓空氣快速引入壓氣機(jī)出口流道后，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)出放炮巨響，同時(shí)尾噴管全環(huán)強(qiáng)烈噴火（見圖5）、導(dǎo)流盆冒煙，氣流參數(shù)急劇變化，表明發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入了喘振。在確認(rèn)喘振發(fā)生后，迅速關(guān)閉電磁閥，切斷輸入高壓空氣，同時(shí)緩慢下拉操縱桿至巡航狀態(tài)。在此過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)又出現(xiàn)明顯的響聲及尾噴管噴火。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)尾噴管火焰Fig.5 Engine exhaust pipe flame during surge

喘振發(fā)生約5 s 后，發(fā)動(dòng)機(jī)各項(xiàng)參數(shù)逐步恢復(fù)正常，表明發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)退出喘振。發(fā)動(dòng)機(jī)按試驗(yàn)程序穩(wěn)定運(yùn)行后正常停車。

3.2 主要測(cè)量參數(shù)分析

圖6 給出了喘振過(guò)程各測(cè)量參數(shù)隨時(shí)間變化的情況，同時(shí)通過(guò)工業(yè)電視系統(tǒng)確定噴火等試驗(yàn)現(xiàn)象對(duì)應(yīng)的時(shí)段。分析表明以壓氣機(jī)進(jìn)口靜壓首次瞬時(shí)出現(xiàn)大幅波動(dòng)的起始時(shí)刻為t0，可較方便和準(zhǔn)確地分析參數(shù)變化的時(shí)域關(guān)系。

圖6 喘振過(guò)程主要測(cè)量參數(shù)隨時(shí)間變化的曲線Fig.6 Main parameter variation curves with time during surge

圖6 表明壓氣機(jī)進(jìn)出口壓力、流量等參數(shù)發(fā)生了4 次大幅波動(dòng)，可認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)共發(fā)生4 次喘振，其中第2 次與第3 次喘振時(shí)壓力波動(dòng)峰值的間隔時(shí)間極短（約0.1 s），可合并分析。

3.2.1 第1 次喘振

喘振前，壓氣機(jī)進(jìn)口靜壓相對(duì)大氣壓為負(fù)值。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入喘振后，壓氣機(jī)進(jìn)口靜壓瞬間增加，空氣流量迅速下降，見圖6（a）、圖6（b）；壓氣機(jī)出口靜壓、總壓均快速下降，相對(duì)喘振前穩(wěn)態(tài)壓力下降約76.4%，見圖6（c），表明壓氣機(jī)對(duì)空氣的壓縮能力急劇降低，下游燃?xì)獾牧髁俊毫﹄S之下降，燃?xì)庾龉δ芰p弱，導(dǎo)致動(dòng)力渦輪輸出扭矩減少、動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速快速下降，見圖6（e）、圖6（g）。根據(jù)燃油控制規(guī)律，動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速下降時(shí)燃油流量增加，見圖6（d），意圖維持動(dòng)力渦輪恒轉(zhuǎn)速狀態(tài)，而此時(shí)空氣流量偏小，燃燒室富油燃燒，燃?xì)鉁囟燃眲∩仙?，尾噴管持續(xù)噴火達(dá)1.4 s。此外，喘振引起的氣流軸向振蕩，導(dǎo)致燃燒室內(nèi)部燃?xì)鈴膶?dǎo)流盆進(jìn)口冒出，產(chǎn)生冒煙現(xiàn)象。

尾噴管冒火時(shí)，燃?xì)鉁u輪出口溫度超過(guò)限制值，瞬時(shí)最大超溫達(dá)230 ℃，見圖6（f）?？刂葡到y(tǒng)切換至Tt4.5限制模塊，燃油流量快速下降，達(dá)到最小燃油流量，控制系統(tǒng)進(jìn)入燃油流量低限模塊，見圖6（d）。

第1 次喘振發(fā)生后，壓氣機(jī)流量、壓比降低，燃?xì)庾龉δ芰p弱，同時(shí)壓氣機(jī)耗功減小，燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速平穩(wěn)下降，見圖6（h）。

3.2.2 第2、第3 次喘振

第1 次喘振發(fā)生約1.4 s 以后，壓氣機(jī)的流通能力較快恢復(fù)，壓氣機(jī)流量、出口總壓明顯增加，見圖6（b）、圖6（c）。由于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃?xì)馍崧诘? 次喘振發(fā)生1.67 s 后，燃?xì)鉁u輪出口溫度仍然較高，超過(guò)限制值達(dá)172 ℃，見圖6（f）。由于燃?xì)饬髁吭黾雍腿細(xì)鉁囟容^高的雙重影響，燃?xì)鉁u輪的實(shí)際流量受到燃一導(dǎo)最大流通能力的節(jié)流限制，發(fā)動(dòng)機(jī)在很短的時(shí)間（0.1 s）內(nèi)連續(xù)發(fā)生了2 次喘振，壓氣機(jī)出口壓力下降，下降幅度約67.2%。

第2、第3 次喘振前后，燃?xì)鉁u輪出口溫度持續(xù)高于限制值，見圖6（f），控制系統(tǒng)維持最小燃油流量長(zhǎng)達(dá)0.84 s，見圖6 （d），燃?xì)鈱?duì)渦輪的做功能力較弱，燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速逐步降低，見圖6（h）。第2、第3 次喘振發(fā)生后，又出現(xiàn)了持續(xù)0.2 s 的第2 次噴火，原因是燃?xì)鉁u輪出口溫度逐步降低至限制值以下后，控制系統(tǒng)退出燃油流量低限模塊，快速增加燃油流量，見圖6（d），而此時(shí)空氣流量偏低，燃燒室富油燃燒，燃?xì)鉁u輪出口溫度超溫，最高超過(guò)限制值達(dá)86 ℃，見圖6（f）。

3.2.3 第4 次喘振

距離第2、第3 次喘振發(fā)生后3.04 s 時(shí)，壓氣機(jī)逐步恢復(fù)工作，出口壓力增加，見圖6（c），放氣活門已關(guān)閉，而受燃油流量增加和燃?xì)鉁u輪出口溫度較高的影響，燃?xì)鉁u輪的實(shí)際流量受到燃一導(dǎo)的節(jié)流限制，發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生第4 次喘振，壓氣機(jī)出口壓力下降，下降幅度達(dá)64.4%。同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)流量瞬間減小，油氣比上升，引起了噴火持續(xù)0.2 s。

在上述數(shù)次喘振中，壓氣機(jī)出口壓力下降幅度逐步減小，超溫程度不斷降低，表明喘振強(qiáng)度逐步衰減。第4 次喘振后，各部件逐步恢復(fù)到正常工作水平，燃油流量、燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速和動(dòng)力渦輪轉(zhuǎn)速穩(wěn)定上升，發(fā)動(dòng)機(jī)退出喘振。

綜上所述，由于起飛狀態(tài)燃?xì)鉁囟容^高，燃?xì)鉁u輪出口溫度接近限制值，喘振一旦發(fā)生可引發(fā)多次喘振；喘振過(guò)程雖然噴火、超溫但時(shí)間極短，未超過(guò)安全工作限制；喘振試驗(yàn)中各參數(shù)變化明顯受到燃油控制規(guī)律影響。

3.3 喘振時(shí)控制規(guī)律作用分析

為了減少喘振造成的危害，該型發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)與喘振相關(guān)的燃油控制規(guī)律和導(dǎo)葉控制規(guī)律進(jìn)行了特殊設(shè)計(jì)，并發(fā)揮了重要作用。

3.3.1 燃油控制規(guī)律的作用

第1 次喘振發(fā)生后，在發(fā)動(dòng)機(jī)接近Tt4.5限制值時(shí)，數(shù)控系統(tǒng)通過(guò)Tt4.5超前校正，提前切換至Tt4.5限制模塊，燃油流量快速降低，使發(fā)動(dòng)機(jī)超溫控制在很短時(shí)間內(nèi)（＜2 s），避免超溫對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的損傷，見圖7。在快速減油的過(guò)程中，ng-dot減速限制模塊、wf低限模塊共同作用，保證發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)過(guò)程中燃油流量不至于過(guò)快下降或過(guò)低，造成貧油熄火。

圖7 喘振時(shí)各控制模塊選擇示意圖Fig.7 Sketch of control module choosing during surge

在發(fā)動(dòng)機(jī)Tt4.5溫度回落至限制值內(nèi)后，模塊選擇器先后選擇ngdot加速限制模塊、Tt4.5限制模塊進(jìn)行控制，幫助發(fā)動(dòng)機(jī)快速恢復(fù)正常工作。

3.3.2 導(dǎo)葉控制規(guī)律的作用

第1 次喘振發(fā)生后，壓氣機(jī)零級(jí)、一級(jí)導(dǎo)葉角度隨發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速下降而關(guān)小。第2、第3 次喘振時(shí)，壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度進(jìn)一步關(guān)小，受到振蕩氣流的更大沖擊力，瞬時(shí)出現(xiàn)了導(dǎo)葉不跟隨情況（見圖8），即導(dǎo)葉反饋角度與導(dǎo)葉給定角度發(fā)生明顯偏離。由于控制系統(tǒng)采用疊加時(shí)間判據(jù)的導(dǎo)葉角度偏離診斷策略，當(dāng)導(dǎo)葉角度偏離超過(guò)判故閾值（5°）并持續(xù)2 s 以上才執(zhí)行導(dǎo)葉故障處理對(duì)策，而本次喘振發(fā)生時(shí)導(dǎo)葉偏離超過(guò)閾值的時(shí)長(zhǎng)僅為1 s，使得壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度能按正?？刂埔?guī)律自動(dòng)恢復(fù)跟隨。

圖8 導(dǎo)葉受到喘振氣流沖擊時(shí)的角度變化Fig.8 Angle variation of stator vane by surge flow impact

3.4 壓力與振動(dòng)信號(hào)的時(shí)頻分析

發(fā)動(dòng)機(jī)喘振會(huì)導(dǎo)致壓力與振動(dòng)參數(shù)的頻譜成分發(fā)生變化。圖9～圖11 對(duì)壓氣機(jī)進(jìn)口、出口靜壓和出口總壓分別進(jìn)行了時(shí)頻分析，考慮到不同頻率對(duì)應(yīng)的幅值差異較大，選用對(duì)數(shù)坐標(biāo)繪制時(shí)頻圖。分析表明，喘振時(shí)壓氣機(jī)進(jìn)口、出口壓力幾乎同時(shí)發(fā)生強(qiáng)烈脈動(dòng)，壓力脈動(dòng)最大幅值對(duì)應(yīng)的頻率為9.8 Hz 左右；各測(cè)點(diǎn)均表現(xiàn)為低頻寬帶特性，主要分布在0～250 Hz；壓氣機(jī)出口靜壓脈動(dòng)表現(xiàn)的寬帶特性比總壓更為明顯，可能與靜壓測(cè)量對(duì)氣流方向的敏感性相對(duì)較低有關(guān)。

圖9 壓氣機(jī)進(jìn)口靜壓時(shí)頻圖Fig.9 Static pressure time-frequency diagram at compressor inlet

圖10 壓氣機(jī)出口靜壓時(shí)頻圖Fig.10 Static pressure time-frequency diagram at compressor outlet

圖11 壓氣機(jī)出口總壓時(shí)頻圖Fig.11 Total pressure time-frequency diagram at compressor outlet

工程用發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)監(jiān)控通?？紤]機(jī)匣徑向振動(dòng)總量不超過(guò)給定的振動(dòng)限制值。圖12～圖14 給出了進(jìn)氣機(jī)匣、附件機(jī)匣和渦輪機(jī)匣安裝邊測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)時(shí)頻圖，受篇幅限制，僅選取了水平方向測(cè)點(diǎn)的時(shí)頻圖。從圖中可以看出，喘振過(guò)程中，各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)均有明顯的低頻分量，頻率范圍為5～60 Hz，但轉(zhuǎn)子基頻振動(dòng)幅值沒有明顯變化，表明喘振對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性影響較小。振動(dòng)總量曲線見圖15，喘振時(shí)機(jī)匣徑向振動(dòng)總量有所突增，但仍在限制值以內(nèi)。

圖12 進(jìn)氣機(jī)匣安裝邊測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)時(shí)頻圖Fig.12 Vibration time-frequency diagram at inlet case flange

圖13 附件機(jī)匣安裝邊測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)時(shí)頻圖Fig.13 Vibration time-frequency diagram at accessory gearbox flange

圖14 渦輪機(jī)匣安裝邊測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)時(shí)頻圖Fig.14 Vibration time-frequency diagram at turbine case flange

圖15 喘振過(guò)程振動(dòng)總量隨時(shí)間的變化Fig.15 Total vibration value variation with time during surge

3.5 壓氣機(jī)工作線分析

本文采用等換算轉(zhuǎn)速喘振裕度定義，計(jì)算公式為

式中：SM 為喘振裕度；wa，s、πs為喘振邊界的空氣流量和壓比；wa，o、πo為等換算轉(zhuǎn)速下工作點(diǎn)的空氣流量和壓比。

結(jié)合已完成的壓氣機(jī)部件試驗(yàn)特性線與喘振邊界試驗(yàn)數(shù)據(jù)，繪制了整個(gè)喘振過(guò)程的壓氣機(jī)工作線變化情況示意圖，為顯示更清晰，將第3 次喘振點(diǎn)前的工作線軌跡繪制于圖16（a），將第3 次喘振點(diǎn)后的工作線軌跡繪制于圖16（b）中。分析表明，在起飛狀態(tài)工作點(diǎn)快速供給高壓空氣后，工作點(diǎn)迅速向邊界線移動(dòng)并第1 次喘振，如圖16（a）中藍(lán)色實(shí)線所示。第1 次喘振后，壓氣機(jī)流動(dòng)出現(xiàn)大幅振蕩，工作點(diǎn)流量、壓比迅速減??；隨后壓氣機(jī)流量和壓比逐步恢復(fù)，但在燃?xì)鉁u輪較高溫度時(shí)燃一導(dǎo)節(jié)流作用下，壓氣機(jī)工作點(diǎn)移向邊界線發(fā)生第2 次喘振。第2 次喘振后，同樣發(fā)生較明顯的氣流振蕩，如圖16（a）中橙色實(shí)線所示，并在極短的時(shí)間內(nèi)恢復(fù)了部分壓比與流量，但此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)仍處于較高的燃?xì)鉁u輪溫度下，受燃一導(dǎo)節(jié)流作用，壓氣機(jī)發(fā)生第3 次喘振。

圖16 喘振過(guò)程壓氣機(jī)工作線示意圖Fig.16 Sketch of compressor operation line during surge

第3 次喘振后，如圖16（b）中綠色實(shí)線所示，壓氣機(jī)經(jīng)歷氣流振蕩后逐步恢復(fù)工作；隨燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)子先減速后加速再減速（見圖6（h）），壓氣機(jī)工作點(diǎn)軌跡逐步向喘振邊界靠近，直至受燃一導(dǎo)節(jié)流作用發(fā)生第4 次喘振。第4 次喘振發(fā)生點(diǎn)位置略高于第3 次喘振，側(cè)面表明發(fā)動(dòng)機(jī)在向逐步恢復(fù)過(guò)渡。第4 次喘振后，如圖16（b）中紅色實(shí)線所示，壓氣機(jī)流量經(jīng)歷振蕩后較快恢復(fù)，燃?xì)鉁u輪溫度降至限制值下（見圖6（f）），發(fā)動(dòng)機(jī)恢復(fù)正常工作狀態(tài)，壓氣機(jī)工作點(diǎn)沿穩(wěn)態(tài)工作線運(yùn)行。

圖16 清晰表明了起飛狀態(tài)喘振發(fā)生到退出的壓氣機(jī)工作線運(yùn)動(dòng)軌跡。發(fā)動(dòng)機(jī)能經(jīng)歷喘振恢復(fù)正常工作，與壓氣機(jī)和渦輪部件的氣動(dòng)匹配、燃油控制規(guī)律的合理設(shè)置、放氣活門的消喘特性等密切相關(guān)。同時(shí)可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振點(diǎn)與壓氣機(jī)部件喘振邊界吻合較好，側(cè)面驗(yàn)證了整機(jī)試驗(yàn)方法的合理性。起飛狀態(tài)的喘振裕度在21%以上。

4 喘振后性能和結(jié)構(gòu)檢查

喘振試驗(yàn)完成后，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了性能錄取，試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行穩(wěn)定，各項(xiàng)參數(shù)正常。從圖17 可以看出，喘振試驗(yàn)前后，同換算功率下燃?xì)鉁u輪出口換算溫度相當(dāng)，發(fā)動(dòng)機(jī)性能無(wú)衰減。

圖17 燃?xì)鉁u輪出口換算溫度-換算功率的性能變化曲線Fig.17 Performance variation curves between corrected temperature at gas turbine outlet and corrected power

發(fā)動(dòng)機(jī)分解檢查結(jié)果表明，零組件均無(wú)異常，未出現(xiàn)結(jié)構(gòu)失效。復(fù)裝后發(fā)動(dòng)機(jī)繼續(xù)開展了多項(xiàng)整機(jī)試驗(yàn)，工作正常。

5 結(jié) 論

在起飛狀態(tài)成功完成了某新研民用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)喘振科研試驗(yàn)。

1）試驗(yàn)驗(yàn)證了大功率起飛狀態(tài)喘振時(shí)的高風(fēng)險(xiǎn)和對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安全工作的嚴(yán)重威脅。起飛狀態(tài)喘振時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)有明顯的放炮、噴火、冒煙等異常現(xiàn)象，表現(xiàn)出強(qiáng)烈的流、固、熱、聲耦合的非定常流動(dòng)特征。

2）試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了起飛狀態(tài)喘振一旦發(fā)生可短時(shí)引發(fā)數(shù)次喘振，重要原因是起飛狀態(tài)燃燒室出口燃?xì)鉁囟容^高，燃?xì)鉁u輪能通過(guò)的流量容易受到燃?xì)鉁u輪一級(jí)導(dǎo)向器最大流通能力的節(jié)流限制；喘振過(guò)程中氣流參數(shù)劇烈變化，壓氣機(jī)出口壓力下降幅度可達(dá)76.4%；燃?xì)鉁u輪出口溫度瞬時(shí)超過(guò)限制值可達(dá)230 ℃，但超溫時(shí)間極短，未超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)安全工作限制。

3）試驗(yàn)揭示了燃油控制規(guī)律對(duì)起飛狀態(tài)喘振進(jìn)程的重要作用。控制系統(tǒng)采用燃?xì)鉁u輪出口溫度超前校正方法，可有效控制發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超溫時(shí)間，避免超溫對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的嚴(yán)重?fù)p傷；采用合理的燃油流量低限和燃?xì)獍l(fā)生器轉(zhuǎn)速變化率減速限制，可避免發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡態(tài)燃油流量下降過(guò)快或過(guò)低，造成貧油熄火。

4）試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了起飛狀態(tài)喘振過(guò)程中，壓氣機(jī)可調(diào)導(dǎo)葉存在短時(shí)明顯的導(dǎo)葉不跟隨現(xiàn)象。采用疊加時(shí)間判據(jù)的導(dǎo)葉角度偏離診斷策略，可避免喘振引起的導(dǎo)葉短時(shí)偏離導(dǎo)致故障誤判，有助壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度能按正?？刂埔?guī)律自動(dòng)恢復(fù)跟隨，發(fā)動(dòng)機(jī)盡快退出喘振。

5）試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了起飛狀態(tài)喘振時(shí)，壓氣機(jī)進(jìn)口、出口壓力幾乎同時(shí)發(fā)生強(qiáng)烈脈動(dòng)，壓力脈動(dòng)最大幅值對(duì)應(yīng)頻率為9.8 Hz 左右；各振動(dòng)測(cè)點(diǎn)雖有明顯的低頻分量，但轉(zhuǎn)子基頻振動(dòng)幅值沒有明顯變化，表明喘振對(duì)轉(zhuǎn)子動(dòng)力特性影響較?。淮駮r(shí)機(jī)匣徑向振動(dòng)總量有所突增，但仍在限制值以內(nèi)。試驗(yàn)驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)在起飛狀態(tài)喘振后具備可靠的工作能力。