呼艷麗，徐連強(qiáng)，趙維維

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

航空發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)驗算標(biāo)定

呼艷麗，徐連強(qiáng)，趙維維

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

利用流量特性試驗得到的相關(guān)流路元件的流阻計算模型，和旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下階梯齒風(fēng)阻溫升計算方法，通過調(diào)節(jié)封嚴(yán)篦齒間隙等參數(shù)，對航空發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)的壓力、溫度進(jìn)行驗算標(biāo)定，并根據(jù)驗算結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)后續(xù)試驗中存在和需要注意的問題。驗算標(biāo)定結(jié)果表明：通過對發(fā)動機(jī)試驗工況的驗算標(biāo)定，可發(fā)現(xiàn)試驗中存在的問題，較準(zhǔn)確地模擬出后續(xù)試驗中的問題和試驗風(fēng)險，確保發(fā)動機(jī)的工作安全，并為空氣系統(tǒng)的進(jìn)一步改進(jìn)和優(yōu)化提供依據(jù)。

航空發(fā)動機(jī)；空氣系統(tǒng)；流量特性；旋轉(zhuǎn)盤腔；驗算標(biāo)定；篦齒封嚴(yán)

1 引言

航空發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)是一個復(fù)雜而龐大的流動系統(tǒng)，擔(dān)負(fù)著對發(fā)動機(jī)高溫部件的冷卻、均溫，內(nèi)部盤腔和軸承的封嚴(yán)、隔熱，及調(diào)整轉(zhuǎn)子軸向力等重要任務(wù)?？諝庀到y(tǒng)能否正常工作，對發(fā)動機(jī)性能、可靠性及主要零部件壽命有著重要影響?？諝庀到y(tǒng)計算分析結(jié)果，是發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)、熱、強(qiáng)度、壽命及軸向力分析的基礎(chǔ)，因此準(zhǔn)確掌握發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)的實際工作狀況至關(guān)重要[1]。

空氣系統(tǒng)在發(fā)動機(jī)研制中的測量和調(diào)試，是發(fā)動機(jī)設(shè)計與試驗的一個重要環(huán)節(jié)，也是試車計劃的一項重要內(nèi)容。影響空氣系統(tǒng)的因素多且復(fù)雜：首先，進(jìn)行空氣系統(tǒng)計算時，不能準(zhǔn)確給出各封嚴(yán)篦齒的工作間隙，所確定的流阻系數(shù)對發(fā)動機(jī)的真實工作情況也會有相當(dāng)誤差；其次，空氣系統(tǒng)有關(guān)零件結(jié)構(gòu)尺寸制造偏差、發(fā)動機(jī)工作過程中的磨損或變形，都可能使得空氣系統(tǒng)的計算結(jié)果與實際情況有較大偏差，這也是空氣系統(tǒng)根據(jù)整機(jī)試驗結(jié)果進(jìn)行驗算標(biāo)定的非常重要的目的。通過驗算標(biāo)定，可發(fā)現(xiàn)設(shè)計中存在和需要注意的問題，為發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)的進(jìn)一步改進(jìn)提供依據(jù)；且通過單臺發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)驗算，還可獲得工況相近的發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)的實際流動特性。

由于測試數(shù)據(jù)有限，不具備進(jìn)行整個系統(tǒng)驗證

計算的條件，本文僅對難于準(zhǔn)確確定的部分關(guān)鍵位置(如核心機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔)的氣體壓力和溫度進(jìn)行驗算標(biāo)定。

2 驗算標(biāo)定方法

本文采用的發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)驗算方法[1]，是根據(jù)臺架試車空氣系統(tǒng)腔壓的測試數(shù)據(jù)、預(yù)旋噴嘴[2]和封嚴(yán)篦齒[3～4]的流量特性計算方法，通過對發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)篦齒封嚴(yán)環(huán)間隙、局部密封結(jié)構(gòu)泄漏間隙，及已完成流量特性試驗的相關(guān)流路元件的流阻計算模型進(jìn)行修正，使系統(tǒng)腔壓計算結(jié)果與臺架腔壓測試結(jié)果一致，從而獲得發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)工作狀態(tài)實際的流動特性。在此基礎(chǔ)上，利用旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下階梯齒風(fēng)阻溫升計算方法[5]，完成核心機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔氣體壓力和溫度的驗算標(biāo)定。

3 核心機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔空氣系統(tǒng)流路

主要進(jìn)行核心機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔(圖1)空氣系統(tǒng)流路驗算。核心機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔空氣系統(tǒng)流路主要有三股引氣：第一股從高壓壓氣機(jī)出口引氣，氣流經(jīng)引氣孔進(jìn)入預(yù)旋噴嘴出口1腔，大部分氣流冷卻高壓渦輪工作葉片，小部分氣流經(jīng)篦齒流入盤前2腔和3腔，阻止主流道燃?xì)膺M(jìn)入盤腔內(nèi)部；第二股主要從壓氣機(jī)四級引氣，氣流經(jīng)引氣管進(jìn)入壓氣機(jī)后軸4腔，經(jīng)渦輪盤前、后安裝邊上的孔進(jìn)入渦輪盤后6腔，一部分氣流經(jīng)渦輪后軸兩道篦齒流入10腔，一部分氣流經(jīng)篦齒流入9腔，阻止燃?xì)膺M(jìn)入發(fā)動機(jī)內(nèi)部腔室；第三股主要從壓氣機(jī)零級引氣，氣流進(jìn)入壓氣機(jī)一級盤前腔，經(jīng)壓氣機(jī)盤心、渦輪后軸頸孔進(jìn)入10腔、13腔，最后排入大氣。

4 驗算中的前提假設(shè)及測試數(shù)據(jù)選擇

驗算中做如下假設(shè)：①發(fā)動機(jī)臺架測試結(jié)果準(zhǔn)確；②各流量特性試驗結(jié)果準(zhǔn)確；③其它節(jié)流單元流量特性模型準(zhǔn)確；④忽略靜子件的風(fēng)阻溫升和由于零件熱傳導(dǎo)所產(chǎn)生的溫度變化。

采用發(fā)動機(jī)典型結(jié)構(gòu)的流量特性試驗結(jié)果和空氣系統(tǒng)臺架腔壓測試結(jié)果進(jìn)行驗算。由于測試數(shù)據(jù)有限，且各腔測點在周向均存在一定分散度，驗算中各腔壓力以各腔測點基本一致的測試值的平均值為基準(zhǔn)。

5 驗算標(biāo)定結(jié)果分析

在空氣系統(tǒng)各腔壓力和溫度驗算前，對高壓渦輪部件空氣系統(tǒng)所有節(jié)流元件的幾何參數(shù)進(jìn)行復(fù)查；同時，為避免因各部件性能對試驗參數(shù)分析所提供的非測點部位參數(shù)誤差帶來的驗算偏差，在分析試驗數(shù)據(jù)時盡量以實測參數(shù)作為引排氣條件。計算中，采用3腔、9腔、13腔和壓氣機(jī)一級盤前腔的壓力實測值為計算邊界條件，可較準(zhǔn)確地獲得核心機(jī)空氣系統(tǒng)的實際流動特性。

通過調(diào)整高壓渦輪部件空氣系統(tǒng)中主要位置的封嚴(yán)間隙，使系統(tǒng)腔壓計算結(jié)果與臺架腔壓測試結(jié)果基本一致。其中，驗算前后封嚴(yán)間隙差異較大的A、B封嚴(yán)元件，其間隙從0.50 mm調(diào)整為0.89 mm。表1、表2分別給出了與空氣系統(tǒng)驗算相關(guān)腔室的壓力結(jié)果(以壓氣機(jī)出口壓力為參考)和溫升分析結(jié)果。從表中可看出：

(1)通過調(diào)整高壓渦輪部件空氣系統(tǒng)中主要位置的封嚴(yán)間隙，使得各腔壓力計算結(jié)果與實測的腔壓相對誤差均滿足空氣系統(tǒng)設(shè)計要求。

(2)在系統(tǒng)腔壓計算結(jié)果與臺架腔壓測試結(jié)果基本一致的情況下，發(fā)動機(jī)相關(guān)腔室溫升計算值與

實測值最大相差15℃，基本達(dá)到工程設(shè)計要求。造成偏差的主要原因有：①由于渦輪盤熱容量大，達(dá)到熱平衡需要一定的時間，而通過對某型發(fā)動機(jī)相關(guān)腔室過渡態(tài)測點溫度的分析，渦輪轉(zhuǎn)子在試驗過程中并未達(dá)到熱平衡，另外本空氣系統(tǒng)溫升計算方法忽略了零件與冷氣間的熱傳導(dǎo)，因此利用旋轉(zhuǎn)盤腔氣流溫升公式計算的溫升與實測溫升存在一定偏差；②試驗過程中，未對相關(guān)流路的冷氣流量進(jìn)行測量，僅用壓力實測結(jié)果所推的冷氣流量與核心機(jī)的實際流動狀態(tài)也存在一定差異。

6 壓氣機(jī)進(jìn)口溫度83℃試驗預(yù)估及風(fēng)險評估

利用測試臺份驗算的間隙及外推設(shè)計點狀態(tài)的邊界條件，對壓氣機(jī)進(jìn)口溫度83℃試驗下的空氣系統(tǒng)進(jìn)行了計算。表3給出了試驗點下空氣系統(tǒng)各腔的壓力和溫度(以壓氣機(jī)出口壓力和溫度為參考)。

通過對壓氣機(jī)進(jìn)口溫度83℃試驗的預(yù)估，在100%相對換算轉(zhuǎn)速下，由于渦輪后軸兩道封嚴(yán)篦齒環(huán)涂層在前期試驗中脫落，使得壓氣機(jī)四級氣流經(jīng)渦輪盤心流入渦輪盤后側(cè)時，冷氣流量分配發(fā)生變化，流入盤后兩道封嚴(yán)篦齒泄漏至10腔的冷氣較多，使10腔、13腔的壓力增加，并大于壓氣機(jī)一級盤前壓力，致使壓氣機(jī)盤心冷氣倒流，從而使得壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子溫度升高，可能會引起壓氣機(jī)轉(zhuǎn)靜子間碰摩。

鑒于此，利用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子瞬態(tài)溫度場計算分析方法[6]，對壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子在盤心冷氣倒流情況下進(jìn)行熱分析計算。結(jié)果表明，盤心冷氣倒流的壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子盤心溫度，比正常流動的盤心溫度約高170℃。根據(jù)相關(guān)分析，在壓氣機(jī)4～6級處將出現(xiàn)0.30～0.40 mm的負(fù)間隙。壓氣機(jī)專業(yè)認(rèn)為，與轉(zhuǎn)子葉片相對的機(jī)匣涂層是1.2 mm厚的可磨耗軟涂層，試驗過程中允許轉(zhuǎn)子葉片少量碰磨，其試驗風(fēng)險并不大。經(jīng)總設(shè)計師決定，利用壓氣機(jī)盤熱容量大，達(dá)到熱平衡需要一定時間，調(diào)整試驗方案，在85%～90%相對換算轉(zhuǎn)速時調(diào)壓、調(diào)溫，待壓力、溫度滿足進(jìn)口條件后直接將核心機(jī)轉(zhuǎn)速推到100%，盡量縮短試驗時間，確保核心機(jī)安全、可靠工作；同時，對渦輪后軸兩道篦齒環(huán)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)。

在已完成的壓氣機(jī)進(jìn)口溫度83℃試驗100%相對換算轉(zhuǎn)速下，10腔的實測壓力比壓氣機(jī)一級盤前腔實測壓力高，壓氣機(jī)盤心冷氣倒流。驗證了空氣系統(tǒng)驗算方法的準(zhǔn)確性。

7 渦輪后軸篦齒環(huán)結(jié)構(gòu)改進(jìn)

為確保發(fā)動機(jī)后續(xù)試驗安全，將渦輪后軸原篦齒環(huán)涂層結(jié)構(gòu)更換為蜂窩環(huán)結(jié)構(gòu)，并減小該處的熱態(tài)間隙。表4給出了壓氣機(jī)進(jìn)口溫度191℃試驗點下空氣系統(tǒng)各腔壓力和溫度(分別以壓氣機(jī)出口壓力和溫度為參考)。

通過對壓氣機(jī)進(jìn)口溫度191℃試驗預(yù)估，在100%相對換算轉(zhuǎn)速下，改進(jìn)后使得壓氣機(jī)四級氣流進(jìn)入10腔的冷氣流量減小。根據(jù)計算結(jié)果可知，壓氣機(jī)一級盤前壓力大于渦輪后軸10腔的壓力，壓氣機(jī)盤心冷氣流動方向與設(shè)計方向一致。發(fā)動機(jī)后續(xù)試驗結(jié)果也驗證了該結(jié)構(gòu)改進(jìn)措施的有效性。

8 結(jié)論

(1)在系統(tǒng)腔壓計算結(jié)果與臺架腔壓測試結(jié)果基本一致的情況下，核心機(jī)相關(guān)腔室溫升計算值與實測值最大相差15℃，基本達(dá)到工程設(shè)計要求。

(2)通過對核心機(jī)試驗工況的驗算，可以發(fā)現(xiàn)試驗中存在的問題，較準(zhǔn)確地模擬出后續(xù)試驗中的問題和試驗風(fēng)險，確保核心機(jī)的工作安全，并為空氣系統(tǒng)的進(jìn)一步改進(jìn)和優(yōu)化提供強(qiáng)有力的支持。

(3)不考慮加工、裝配等造成的機(jī)械誤差，將通過單臺發(fā)動機(jī)的測試結(jié)果驗算后的結(jié)構(gòu)參數(shù)應(yīng)用到工況相近的發(fā)動機(jī)中，可獲得發(fā)動機(jī)相對準(zhǔn)確的空氣系統(tǒng)流動特性。

[1]航空發(fā)動機(jī)手冊總編委會.航空發(fā)動機(jī)設(shè)計手冊：第16冊—空氣系統(tǒng)與傳熱分析[K].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2]劉波，王永紅.預(yù)旋噴嘴流動特性試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2009，22(3)：45—46.

[3]王鵬飛，劉玉芳，郭文，等.直通式篦齒封嚴(yán)特性的數(shù)值分析和試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2007，20 (2)：45—46.

[4]王代軍，蘇云亮.旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下篦齒流量特性試驗研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2007，20(2)：41—44.

[5]呼艷麗，劉玉芳.旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下階梯齒風(fēng)阻溫升的初步分析[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2009，22(3)：47—49.

[6]郭文.發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子瞬態(tài)溫度場計算分析[R].成都：中國燃?xì)鉁u輪研究院，2006.

Calibration of Calculation for Aero-Engine Air System

HU Yan-li，XU Lian-qiang，ZHAO Wei-wei
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

A calibration method for aero-engine air system was presented,with the air system throttle ele?ments flow loss coefficient experiment data and the rotating step labyrinth seal windage temperature rise cal?culation method.The pressure and temperature of air system were calibrated by adjusting the labyrinth seal clearance.Some possible and noteworthy problems in the following tests were found out according to the cal?ibrated results.The results show that through the calibration of experimental conditions,the problems could be revealed and the risk of the following tests can be simulated perfectly to ensure the safety of engine work?ing which could be referential for the further improvements of engine's air system.

aero-engine；air system；flow characters；rotating disc cavity；calibration of calculation；labyrinth seal

V231.3

：A

：1672-2620(2014)01-0049-04

2012-10-15；

：2013-05-27

呼艷麗(1976-)女，四川大邑人，高級工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)冷卻設(shè)計與試驗分析。