航空发动机压缩系统切断加力过渡态的性能分析

杨琳，秦臻

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

0 引言

过渡态性能是航空发动机性能的重要组成部分。尤其对于军用航空燃气涡轮发动机而言，其经常处于机动飞行等状态下，而其中超过70%的时间处于非稳定工作状态[1]。过渡态性能的考察经常被用于控制系统设计。另外，过渡态分析也常用于故障诊断等过程中，很多故障在过渡态过程中会被放大，使之更容易被发现[2-3]。对于压气机部件，需要考察在过渡态时，风扇和高压压气机是否有足够的喘振裕度，以避免压缩系统进入不稳定工作状态。

目前，航空发动机过渡态性能受到广泛关注，国外的大型发动机公司在过渡态计算和试验方面开展了许多研究工作[4-5]。在过渡态计算分析中，传统物理模型的计算方法有很多不确定性，有时工作状态已经超出了模型本身建立的条件范围，造成数值模拟结果不准确[4-6]；同时在建立发动机过渡态实时模型时，需要大量的试验和经费支持，并且在试验中很难做到单参数调节[4]，因此给过渡态性能研究带来了很大的难度。国内开展过渡态性能研究起步很早，但关注程度始终不高，研究也相对较少，过渡态的计算目前仍没有真正得到工程应用，而试验研究就更少。廉筱纯等人采用其完成的过渡态计算方法[7]，实现了接通加力过程的数值模拟[8-9]。

本文从压缩系统部件出发，通过对整机台架试车的试验结果进行分析，反映风扇和高压压气机在切断加力过渡态过程中的工作点变化，分析过渡态过程中的喘振裕度变化，以确定其在切断加力过程中的稳定性。

1 研究方法

试验在航空发动机整机试车台上进行，该试车台可以完成大推力涡扇发动机的整机试车，实现其内部多个截面多种参数的实时测量和记录。试验发动机为大推力双轴小涵道比涡轮风扇发动机。试验中，所有与分析风扇和压气机工作状态有关的参数均被实时记录。具体参数包括发动机的工作参数，如油门杆角度、高低压转子转速等；各截面的气动参数，如进口截面、风扇出口/高压压气机进口截面、高压压气机出口截面的压力和温度等；变几何参数，如高、低压可调叶片角度，尾喷口大小等。为了更精确地捕捉过渡态的参数变化情况，在风扇和压气机间的截面，采用Kulite动态压力传感器测量该截面总压，动态采集可达每秒5000个点。

与部件试验相比，发动机上的测点相对较少，因此各截面测量的气动参数并不能直接代表该截面的平均参数。根据在该发动机上进行的全流程试验结果，利用经验关系对测量结果进行修正，进而得到各截面平均的气动参数。根据以上实时测量并修正的参数，结合风扇和压气机的试验特性，可以计算其换算转速、压比等，进而了解其工作点，计算过渡态过程中压缩系统各部件的裕度变化情况。

本研究忽略了在过渡态过程中的传热效应和叶尖间隙变化情况，得出风扇和压气机的特性线不变。实际上发动机在过渡态和稳态下的零部件特性是不同的，影响因素包括气流非定常性、热交换和间隙变化等，但是工程计算时可以认为零部件瞬态加热的影响很小[10]；发动机的气动比转子转速的变化过程要快得多，因此，可以认为在过渡态和稳态下的零部件特性一样，并且压气机功率的表达式以及部件效率的概念都保持不变。另外，发动机切断加力的过渡态与加、减速的过程相比，各参数的变化幅度要小得多，因此在切断加力的过渡态过程中热效应和间隙变化的影响也比加、减速过程小得多，所以本文忽略这些影响是可以接受的。

2 结果分析

发动机在切断加力过程中各参数随时间变化的过渡态数据采集结果和切断加力前、后一段时间内各参数的变化如图1所示。从图中可见，在发动机切断加力的过渡态过程中，其参数有比较明显的波动。当油门杆从全加力很快下拉到小加力状态后，加力燃烧室的各区油压按次序迅速减小，只有I区油压基本不变；尾喷口直径按照保持涡轮落压比不变的控制规律做收缩的变化；但是尾喷口的临界面积很难与油量的变化严格协调匹配，因此涡轮落压比不可避免地出现波动，图中显示涡轮落压比先增大、后减小，全加力的稳态值与小加力状态时的基本相同；进而造成高、低压转子的转速也随之变化，低压转子转速呈先增大、后减小、再增大的变化趋势，而高压转子转速则呈先减小、后增大的趋势。加力燃烧室切油的速度较快，而尾喷口收缩依靠机械运动机构来实现，所需要的时间相对较长，对本研究的发动机而言，尾喷口收缩变化过程所需要的时间大概是切油时间的2.5倍，在该过程中，尾喷口的变化与加力燃烧室油量变化不匹配，造成加力燃烧室前主机状态的变化，进而对风扇和压气机的工况也造成影响。

风扇工作点在切断加力过渡态过程中随时间的变化如图2所示。在全加力稳态位置，风扇的工作点比共同工作线略低一些，这与本台发动机的调节有关。在进入过渡态过程中，风扇的转速、压比和流量都发生变化，将参数折合到标准状态后即可画在特性图上。从图2中可见，风扇的转速首先增大，但压比略有减小；随后转速开始减小，压比近乎不变；转速减小到最低点后再次增大回到小加力稳定状态，同时压比也有所增大，工作点的运动曲线与共同工作线基本平行，最后风扇在小加力稳态的工作点与切断加力前的全加力稳态下的非常接近。整个从全加力到小加力的过渡态过程中风扇工作点的变化按图中箭头的顺时针方向变化。

在该过渡态过程中风扇喘振裕度随时间的变化如图3所示。由于转速增大时工作点的下降，风扇的裕度明显增大，之后再回到与过渡态前类似的位置。整个过程中，风扇裕度没有大幅度减小，即在全加力稳态时风扇如果有足够裕度，那么在该过渡态过程中风扇不会进入不稳定工作状态。

在该过渡态过程中高压压气机工作点随时间的变化如图4所示。如图箭头所示，高压压气机的工作点在切断加力过程中也按顺时针方向变化。在变化过程中，压比首先减小，流量略有增加，由图1可知高压转子的转速在此过渡态过程中并没有增大，流量的增加是由可调叶片角度偏开造成的，对高压压气机的工作状态影响很大；之后随着转速的减小，流量明显减少；在最后转速逐渐增大的过程中，压气机的工作点基本按照共同工作线运动，最终回到与全加力类似的工作状态上。

高压压气机的工作点对其可调静子叶片角度非常敏感。高压压气机可调静子角度在过渡态过程中的变化如图5所示。横坐标是以高压压气机进口总温计算的折合转速，纵坐标是高压压气机第1级静子叶片的角度，黑色实线是希望达到的控制规律。在过渡态开始的全加力稳定状态和过渡态结束后的小加力稳定状态，可调静子叶片角度与控制规律是很接近的，但在过渡态过程中，由于受前面风扇转子的影响，压气机可调静子叶片的角度控制很难达到预期目标，造成实际叶片角度比控制规律偏开的结果，从而使高压压气机裕度减小。

高压压气机裕度在过渡态过程中的变化如图6所示。在过渡态的开始阶段，由于压比偏小，压气机工作点向远离喘振边界的方向运动，所以虽然可调静子叶片角度有所偏开，但裕度仍然增大。之后，随着转速的减小，压气机的工作点回到了共同工作线上，但可调静子叶片的角度仍然偏开很多，此时的喘振裕度迅速减小，并低于过渡态前的全加力稳态点。此后随着发动机状态逐步恢复稳定，喘振裕度也逐渐减小。在过渡态过程中，与全加力稳态相比，裕度最多可能减小2～3个百分点。

根据风扇和高压压气机的工作状态，可以计算发动机的涵道比。该过渡态过程中发动机涵道比的变化如图7所示。从图7中可见，在切断加力的过渡态过程中，发动机涵道比有所增大。涵道比的变化对风扇与高压压气机的匹配造成影响，因此在设计中，除了考虑正常稳态工作状态下的涵道比变化范围外，还需考虑到类似此过渡态过程的涵道比变化。

3 结束语

本文利用从全加力到小加力状态的过渡态地面台架试车试验结果，分析了风扇和高压压气机在此过渡态过程中的工况。其中参数变化趋势等工况与其调节规律有关，而参数的具体变化数值对于每台发动机又具备一定的个体差异，因此，针对有类似特性和调节规律的发动机，从全加力状态向小加力状态快速变化时得到如下结论：

（1）尾喷口面积与加力油量变化的不匹配造成发动机各参数发生较大波动，使风扇和高压压气机工作状态发生波动。

（2）风扇和高压压气机的工作点在其特性图上按顺时针方向运动，开始阶段的压比会小于全加力的稳态值，之后平行于共同工作线回到小加力的稳态值。

（3）与过渡态前的稳态相比，在过渡态过程中，风扇的喘振裕度不会减小，高压压气机的可调叶片角度会有所偏开，造成喘振裕度有所减小。

（4）涵道比有所增大。

因此，在风扇和压气机的设计过程中，应逐步增加对过渡态过程的关注，以避免在过渡态过程中由于喘振裕度的损失造成发动机工作不稳定；同时，还应关注过渡态过程中的压缩系统自身的匹配问题。

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