高飛龍，武 卉

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110015）

0 引言

壓氣機(jī)試驗(yàn)在航空發(fā)動機(jī)研制過程中有極其重要的意義，通過壓氣機(jī)總性能試驗(yàn)并結(jié)合級間流場的精細(xì)測量，開展內(nèi)部流場分析與性能診斷，研究影響性能的薄弱環(huán)節(jié)或誘導(dǎo)因素，進(jìn)而采用靜葉角度調(diào)節(jié)等手段優(yōu)化性能。該方法可以深入挖掘壓氣機(jī)增壓能力，進(jìn)一步縮短航空發(fā)動機(jī)研制時間并節(jié)省研發(fā)成本。

本文以單軸雙涵壓氣機(jī)為例，對某型3級軸流風(fēng)扇進(jìn)行試驗(yàn)。首輪試驗(yàn)表明該試驗(yàn)件設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的性能，尤其是喘振裕度不達(dá)標(biāo)，從性能曲線上分析，壓氣機(jī)突然進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)。通過級間性能和壁面靜壓分析，研究匹配不良級并通過靜葉角度調(diào)節(jié)改善內(nèi)部流動優(yōu)化整體性能。靜葉角度優(yōu)化后風(fēng)扇性能達(dá)到設(shè)計(jì)要求[1]。

1 試驗(yàn)概況

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

單軸雙涵壓氣機(jī)試驗(yàn)器由動力、進(jìn)氣、排氣、燃滑油、操作、電氣和測試等系統(tǒng)組成，如圖1所示。

在試驗(yàn)過程中，氣體流經(jīng)進(jìn)口流量管、擴(kuò)壓段、進(jìn)氣節(jié)氣門，進(jìn)入含有蜂窩、整流網(wǎng)的穩(wěn)壓箱，經(jīng)過雙紐線喇叭口后進(jìn)入試驗(yàn)件，通過風(fēng)扇試驗(yàn)件壓縮增壓后由內(nèi)、外涵排氣管道排出[2]。

圖1 單軸雙涵壓氣機(jī)試驗(yàn)器

1.2 試驗(yàn)件

以雙涵道3級風(fēng)扇為壓氣機(jī)試驗(yàn)件，氣流經(jīng)風(fēng)扇增壓后，通過中介機(jī)匣分別從試驗(yàn)器的內(nèi)、外涵排氣道排出。風(fēng)扇進(jìn)口導(dǎo)葉通過液壓伺服系統(tǒng)在一定范圍內(nèi)可實(shí)現(xiàn)無級調(diào)節(jié)，第1、2級靜子通過更換角度規(guī)實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)，停車后可在設(shè)計(jì)角度基礎(chǔ)上進(jìn)行±3°、±6°的調(diào)節(jié)。

1.3 測試系統(tǒng)及測點(diǎn)分布

壓力測試系統(tǒng)采用PSI8400和DSA_3217模塊，誤差不大于0.2%。溫度測量采用T型熱電偶和鉑電阻結(jié)合NEFF470模塊，誤差為±1K。風(fēng)扇物理流量、出口內(nèi)涵流量分別采用進(jìn)口流量管、文丘里噴嘴測量，前者精度為±0.5%。

試驗(yàn)件測點(diǎn)分布如圖2所示。測點(diǎn)數(shù)量及類型：進(jìn)口為2支7點(diǎn)帶套總壓管；出口為6支15點(diǎn)總壓耙和6支6點(diǎn)總溫探針；進(jìn)、出口及各級葉排前后各分布2點(diǎn)壁面靜壓測點(diǎn)；各級靜子有級間總壓和總溫測點(diǎn)，每級溫度和壓力各10點(diǎn)，同一徑向位置為2點(diǎn)，采用等環(huán)面法進(jìn)行分布[2-3]。

圖2 試驗(yàn)件測點(diǎn)分布

2 試驗(yàn)過程及結(jié)果分析

2.1 試驗(yàn)過程

試驗(yàn)過程分初始設(shè)計(jì)狀態(tài)性能檢驗(yàn)和第1、2級靜葉角度優(yōu)化試驗(yàn)2個階段。

2.2 優(yōu)化前試驗(yàn)階段

第1階段試驗(yàn)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速性能如圖3所示（文中所有圖的性能數(shù)據(jù)均與設(shè)計(jì)點(diǎn)指標(biāo)做歸一化處理）。隨著反壓提高，在流量尚未拐頭、效率尚無下降趨勢時即發(fā)生喘振。對3級風(fēng)扇而言，該等轉(zhuǎn)速特性線太過陡峭，幾乎沒有流量裕度，推測級匹配出現(xiàn)問題，即某級在其他級尚處在較好狀態(tài)時提早偏離設(shè)計(jì)工況進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)，導(dǎo)致提前發(fā)生喘振[4-5]。該試驗(yàn)件流量、效率略低，喘振裕度更是遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)預(yù)期。根據(jù)目前所掌握的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，從級間壁面靜壓和級間總壓入手進(jìn)行流場診斷和級性能分析。

圖3 第1階段試驗(yàn)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速性能

各級壁面靜壓比分布如圖4所示。從圖中可見，流量由大到小為試驗(yàn)狀態(tài)從堵點(diǎn)到喘點(diǎn)的過程。3級轉(zhuǎn)子級特性表明，第1、2級轉(zhuǎn)子負(fù)荷幾乎相近，明顯高于第3級轉(zhuǎn)子的，但第2級轉(zhuǎn)子負(fù)荷偏大；從各級轉(zhuǎn)子近喘點(diǎn)壓比變化可見，第1級轉(zhuǎn)子近喘點(diǎn)時壓比增大，第3級轉(zhuǎn)子的持平，只有第2級轉(zhuǎn)子壓比在近喘點(diǎn)前突然減小。初步判定第2級轉(zhuǎn)子因負(fù)荷太大增壓能力已達(dá)極限，喘振的誘因就在該級[6]。IGV及其他3排靜子性能未見明顯異常。

圖4 第1階段試驗(yàn)各級壁面靜壓比

為驗(yàn)證壁面靜壓分析結(jié)果，對級間總壓比進(jìn)行分析，如圖5所示。從圖中可見，流量由大到小為試驗(yàn)狀態(tài)從堵點(diǎn)到喘點(diǎn)的過程。此級為該級轉(zhuǎn)子和前級靜子。由于級組總壓升全部由轉(zhuǎn)子提供，靜子只有少量損失，可近似認(rèn)為是轉(zhuǎn)子間總壓比。

圖5 第1階段各級間總壓比

第2級轉(zhuǎn)子葉尖和中上位置在接近喘點(diǎn)時壓比明顯減小，結(jié)合靜壓比變化，判斷第2級轉(zhuǎn)子中上部位在大攻角狀態(tài)下流動惡化，在葉片吸力面很可能發(fā)生較大分離，最終導(dǎo)致整體流動失穩(wěn)。由此確定優(yōu)化的方向應(yīng)為減少第2級轉(zhuǎn)子的負(fù)荷，特別是中上位置，即通過調(diào)整第1級靜子的安裝角以減小第2級轉(zhuǎn)子的攻角，來抑制近喘點(diǎn)時出現(xiàn)的流動分離。調(diào)整第1級靜子減小第2級轉(zhuǎn)子攻角的同時會增大第1級轉(zhuǎn)子的負(fù)荷，對級間壁面靜壓和級間總壓的分析都表明，第1級轉(zhuǎn)子仍存在較強(qiáng)增壓潛力，該調(diào)整方案能進(jìn)一步開發(fā)第1級轉(zhuǎn)子的加功能力。級間總壓比還表明，第3級轉(zhuǎn)子中下部在近喘點(diǎn)時壓比顯著減小，可能是受上游失穩(wěn)氣流影響所致，但更可能是負(fù)荷偏大的表現(xiàn)，故采取該方式調(diào)節(jié)第2級靜子，適當(dāng)減小該級負(fù)荷[7-10]。

2.3 優(yōu)化后試驗(yàn)階段

根據(jù)級間流場診斷結(jié)果，對試驗(yàn)件第1、2級靜子進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整，將第1、2級靜子安裝角在原基礎(chǔ)上分別減小6°、3°。在增大第1級轉(zhuǎn)子負(fù)荷、減小第2、3級轉(zhuǎn)子負(fù)荷的條件下進(jìn)行了第2階段試驗(yàn)。

在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下第1、2階段總性能對比如圖6所示。從圖中可見，經(jīng)過性能優(yōu)化，在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的流量幾乎沒有減少，效率、裕度約分別提高了1和7.5個百分點(diǎn)，達(dá)到設(shè)計(jì)要求，實(shí)現(xiàn)性能優(yōu)化。增加的裕度全部來自于流量裕度，表明第2級轉(zhuǎn)子負(fù)荷減小后，風(fēng)扇整體流通能力得到極大提升。

圖6 第1、2階段總性能對比

第2階段試驗(yàn)各級壁面靜壓比分布如圖7所示。從圖中可見，第1級負(fù)荷增大，進(jìn)喘前靜壓比減小，得到了挖掘。第2、3級負(fù)荷減小，進(jìn)喘前靜壓比未減小，達(dá)到了性能優(yōu)化的初衷。

圖7 第2階段試驗(yàn)各級壁面靜壓比分布

第2階段各級間總壓比如圖8所示。從圖中可見，第2、3級中上和葉尖位置比第1階段負(fù)荷均有明顯減小，第1級相應(yīng)位置負(fù)荷增大，流量裕度大幅提升。試驗(yàn)結(jié)果與經(jīng)流場診斷的預(yù)期一致，達(dá)到了性能優(yōu)化的目的。

圖8 第2階段各級間總壓比

圖9 第1階段試驗(yàn)級總壓比與設(shè)計(jì)結(jié)果對比

3 試驗(yàn)和設(shè)計(jì)級性能對比

第1階段試驗(yàn)級總壓比與設(shè)計(jì)結(jié)果如圖9所示。從圖中可見，總體上壓比量值相當(dāng)，徑向分布趨勢相近，但第1、2級轉(zhuǎn)子中上部壓比的設(shè)計(jì)值與試驗(yàn)結(jié)果有一定差異，有待進(jìn)一步研究

4 結(jié)論

綜上所述，通過開展級間流場診斷及靜子角度優(yōu)化，某3級風(fēng)扇設(shè)計(jì)點(diǎn)溫升效率和喘振裕度分別提高1和7.5個百分點(diǎn)。結(jié)果表明級間測量和流場診斷在實(shí)際工程試驗(yàn)中發(fā)揮著重要作用。（1）通過判別級間性能惡化的初始源地，針對性優(yōu)化靜葉角度能夠大幅改善壓氣機(jī)性能；

（2）壁面靜壓結(jié)合級間總壓測量能夠基本診斷出匹配不良級和其徑向流動狀況，辨別流場缺陷；

（3）大量工程試驗(yàn)結(jié)果表明，在無級間徑向壓力測點(diǎn)條件下，可通過壁面靜壓表征并評估各級性能，為流場診斷和性能優(yōu)化提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

[1]彭澤琰，劉剛.航空燃?xì)廨啓C(jī)原理：上冊[M].北京：國防工業(yè)出版社，2000：66-68.PENG Zeyan，LIU Gang.Principles of aviation gas turbine[M].Beijing：National Defense Industry Press，2000：66-68.(in Chinese)

[2]趙全春，段連豐，沈培英.HB7115-94壓氣機(jī)氣動性能試驗(yàn)[S].北京：中國航空工業(yè)總公司，1995：2-7.ZHAO Quanchun，DUAN Lianfeng，SHEN Peiying.HB7115-94 compressor aerodynamic performance test[S].Beijing：China Aviation Industry Corporation，1995：2-7.(in Chinese)

[3]David J.Advanced experimental techniques in turbomachinery[M].Norwich：Concepts Eti.，986：22-25.

[4]胡駿，吳鐵鷹，曹人靖.航空葉片機(jī)原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，2006：132-139.HU Jun，WU Tieying，CAO Renjing.Principles of aviation blades machine[M].Beijing：National Defense Industry Press，2006：132-139.(in Chinese)

[5]杜鶴齡.航空發(fā)動機(jī)高空模擬[M].北京：國防工業(yè)出版社，2002：151-159.DU Heling.Aeroengine altitude simulation[M].Beijing：National Defense Industry Press，2002：151-159.(in Chinese)

[6]Cumpsty.Compressor aerodynamics[M].Malabar：Krieger Publishing Co.,2004：78-92.

[7]陳懋章.風(fēng)扇/壓氣機(jī)技術(shù)發(fā)展和對今后工作的建議[J].航空動力學(xué)報(bào)，2002，17（1）：2-15.CHEN Maozhang.Development of fan/compressor techniques and suggestions on further researches[J].Journal of Aerospace Power，2002：17（1）：2-15.(in Chinese)

[8]王嘉冰，李榮，楊九銘，等.低壓軸流風(fēng)扇性能的改善[J].華中科技大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版)，2007，35（1）：41-45.WANG Jiabing，LI Rong，YANG Jiuming,et al.Research on the performance improvement of the low pressure axial flow fan[J].Journal of Huazhong University of Science and Technology(Nature Science Edition)，2007，35（1）：41-45.(in Chinese)

[9]劉前智，周新海.多級風(fēng)扇/壓氣機(jī)三維粘性流場的數(shù)值分析[J].工程熱物理學(xué)報(bào)，2001，22（4）：52-55.LIU Qianzhi，ZHOU Xinhai.Numerical analysis of three-dimensional viscous flow through multistage fan and compressors[J].Journal of Engineering Thermophysics，2001，22（4）：52-55.(in Chinese)

[10]鄭寧，鄒正平，徐力平.風(fēng)扇進(jìn)氣畸變?nèi)S非定常數(shù)值模擬研究[J].航空動力學(xué)報(bào)，2007，22（1）：47-53.ZHENG Ning，ZOU Zhengping，XU Liping.3-D unsteady numerical simulation of fan/compressor with inlet distortion [J].Journal of Aerospace Power，2007，22（1）：47-53.(in Chinese)

[11]葉代勇，韓祟福，武卉，等.某型航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇試驗(yàn)流場分析[J].航空發(fā)動機(jī)，2008，34（1）：10-12.YE Daiyong，HAN Chongfu，WU hui，et al.Analysis of experimental flow field for a aeroengine fan[J].Aeroengine，2008，34（1）：10-12.(in Chinese)

[12]史秀宇.民用航空發(fā)動機(jī)性能故障診斷途徑[J].航空發(fā)動機(jī)，2008，34（3）：49-51.SHI Xiuyu.Fault diagnosis approach of performance for civil aeroengine[J].Aeroengine，2008，34（3）：49-51.(in Chinese)

[13]胡延青，申秀麗.航空發(fā)動機(jī)葉尖徑向間隙研究進(jìn)展綜述[J].航空發(fā)動機(jī)，2014，40（1）：60-67.HU Yanqing，SHEN Xiuli.Overview on aeroengine radial tip clearance[J].Aeroengine，2014，40（1）：60-67.(in Chinese)

[14]孫海鷗，葉楠，王紀(jì)達(dá)，等.葉頂間隙對軸流壓氣機(jī)性能及流場的影響[J].航空發(fā)動機(jī)，2014，40（3）：1-7.SUN Haiou，YE Nan，WANG Jida，et al.Effect of tip clearance on axial compressor performance and flow field[J].Aeroengine，2014，40（3）：1-7.（in Chinese）

[15]E.U.盧列夫斯基，D.A.普拉庫西，V.I.畢思敏，等.航空發(fā)動機(jī)第2級風(fēng)扇的數(shù)學(xué)研究[J].航空發(fā)動機(jī)，2014，40（4）：20-24.Rublevskiy E U，Plakuschiy D A，Pismenny V I，et al.Numerical analysis on two stage fan of aeroengine[J].Aeroengine，2014，40（4）：20-24.（in Chinese）