航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振分析

鄧大志

摘 要：航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)是常用的現(xiàn)代武器裝備動(dòng)力裝置，其具有機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜的特點(diǎn)。在實(shí)際應(yīng)用中，由于外部工作環(huán)境極其惡劣，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部氣路部件、旋轉(zhuǎn)部件極易發(fā)生各種風(fēng)險(xiǎn)故障。而喘振則是航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行過程中出現(xiàn)頻率較高的故障之一，其對(duì)整體航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)行造成了極大的威脅。文章根據(jù)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振表現(xiàn)，對(duì)其發(fā)生原因進(jìn)行了簡(jiǎn)單的分析，并提出了幾點(diǎn)消除措施。

關(guān)鍵詞：航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)；喘振；消喘

中圖分類號(hào)：V235.1 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）29-0120-02

Abstract： The aeronautical gas turbine engine is a common power device of modern weapon equipment， which has the characteristics of complex mechanical structure. In practical applications， due to the extremely harsh external working environment， aviation gas turbine engine internal gas path components， rotating parts are prone to a variety of risk failures. Surge is one of the most frequent faults in the process of aeronautical gas turbine engine operation， which poses a great threat to the safe operation of the whole aeronautical gas turbine engine. Based on the surge performance of aeronautical gas turbine engine， this paper simply analyzes the causes of the surge and puts forward some eliminating measures.

Keywords： aviation gas turbine engine； surge； antipanting

前言

喘振主要是指氣流沿航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅氣流振蕩情況。一旦航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入喘振狀態(tài)，不僅會(huì)導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)自身出現(xiàn)強(qiáng)烈機(jī)械振動(dòng)及熱端超溫，而且會(huì)在較短的時(shí)間內(nèi)導(dǎo)致燃?xì)獠考霈F(xiàn)嚴(yán)重破壞，最終導(dǎo)致整體航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定運(yùn)行風(fēng)險(xiǎn)。為了避免喘振對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，對(duì)其運(yùn)行情況進(jìn)行適當(dāng)分析具有非常重要的意義。

1 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振表現(xiàn)

以航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)特性曲線為入手點(diǎn)，得出若流經(jīng)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量降低到一定限度，進(jìn)而促使運(yùn)用工況點(diǎn)下滑到喘振邊界左側(cè)。在這期間空氣流量的不穩(wěn)定變化，不僅會(huì)導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部壓力出現(xiàn)不穩(wěn)定波動(dòng)，甚至?xí)霈F(xiàn)氣流由航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)倒流入外界大氣的情況。而氣流倒流情況的出現(xiàn)，則會(huì)導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部空氣流量減少，進(jìn)而促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)功率下降、發(fā)動(dòng)機(jī)推力縮小；航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力的下降也會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)整體燃油損耗增加，進(jìn)而促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)濟(jì)性能不穩(wěn)定風(fēng)險(xiǎn)加大；隨著燃?xì)庀穆实纳仙l(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度指示值也會(huì)出現(xiàn)一個(gè)較大的上升幅度，最終促使進(jìn)入航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馐铱諝饬孔冃?，而在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部軸向振動(dòng)的發(fā)生，也增加了航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)裂紋、葉片斷裂的風(fēng)險(xiǎn)。

在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振現(xiàn)象發(fā)生后，整體發(fā)動(dòng)機(jī)聲音及外觀也會(huì)發(fā)生一定的變化，一方面由于嚴(yán)重喘振會(huì)導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞，促使已壓縮局部氣體從進(jìn)氣口倒流，而溫度驟降不僅會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣口周邊水汽凝結(jié)，而且會(huì)促使發(fā)動(dòng)機(jī)周邊金屬粉末劇烈震蕩，最終出現(xiàn)冒白霧或白煙現(xiàn)象。另一方面，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)正常運(yùn)行時(shí)的聲音為連續(xù)不間斷的嘯聲，而在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)喘振現(xiàn)象時(shí)，由于燃?xì)馐覂?nèi)部空氣無法完全充分燃燒，而較高的尾噴口由于與空氣接觸會(huì)出現(xiàn)快速燃燒情況，尾噴口的劇烈燃燒情況不僅會(huì)導(dǎo)致航空燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)低沉聲，而且會(huì)出現(xiàn)放炮或火舌噴出情況[1]。

2 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振原因

從根本上來說，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振主要是由于氣流攻角超出標(biāo)準(zhǔn)值，在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)葉片背部會(huì)出現(xiàn)分離情況，并逐步蔓延到整個(gè)葉柵通道。這種情況下，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉柵擴(kuò)壓能力就無法正常發(fā)揮，進(jìn)而導(dǎo)致氣流倒流。而后續(xù)高壓氣體倒流情況，也會(huì)導(dǎo)致整體壓氣機(jī)后半部反壓遠(yuǎn)低于標(biāo)準(zhǔn)值。若在這期間壓氣機(jī)仍然維持以往的轉(zhuǎn)速，則會(huì)導(dǎo)致空氣中大部分氣流重新進(jìn)入壓氣機(jī)，而進(jìn)入壓氣機(jī)動(dòng)葉氣流攻角也會(huì)高于設(shè)計(jì)值，隨之導(dǎo)致壓氣機(jī)內(nèi)部氣流出現(xiàn)重復(fù)減少情況，最終促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振情況的發(fā)生[2]。

3 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除措施

本文以某型號(hào)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)設(shè)計(jì)及應(yīng)用為例，對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振現(xiàn)象預(yù)防及消除進(jìn)行了簡(jiǎn)單的分析，具體如下：

3.1 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除數(shù)學(xué)模型構(gòu)建

首先對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)特征進(jìn)行評(píng)估，在這個(gè)過程中，可利用插板、高壓進(jìn)口葉片導(dǎo)向角α2逼喘，在得出航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)典型失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)之后，可依據(jù)原有地面試驗(yàn)、控制試點(diǎn)飛行失穩(wěn)數(shù)據(jù)，明確航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)特征。一般來說，若航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)頻率為5-31Hz時(shí)，則其相對(duì)脈動(dòng)變化幅度為0.3-0.8；而當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)失穩(wěn)頻率為19-129Hz時(shí)，則其相對(duì)脈動(dòng)變化幅度為0.2-0.39。依據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù)，可得出該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振具有明顯的離散性、間斷性、多樣性特征。其次，依據(jù)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)，可進(jìn)行航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)特征工程數(shù)據(jù)模型的構(gòu)建，由于在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振情況發(fā)生時(shí)，壓氣機(jī)不穩(wěn)定流動(dòng)的共有特征為壓力脈動(dòng)，且在相對(duì)固定的頻率限度內(nèi)變化，因此，基于發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)能量累積特征模型為：失穩(wěn)能量幅度相對(duì)累加變量=1/失穩(wěn)積分時(shí)間*飛行時(shí)間（脈動(dòng)壓力信號(hào)直流分量-失穩(wěn)門檻限制值*脈動(dòng)壓力信號(hào)交流分量）*失穩(wěn)積分時(shí)間[3]。

由以上公式可得出，對(duì)于不同類型的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，僅僅需要變化失穩(wěn)門檻限定值及失穩(wěn)積分時(shí)間，就可以控制航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)測(cè)控在規(guī)定限度內(nèi)；而對(duì)于同一類型航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部多個(gè)組合，就需要將可靠性、實(shí)時(shí)性兩個(gè)技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行協(xié)調(diào)處理。在上述數(shù)學(xué)模型運(yùn)行過程中，可通過不同失穩(wěn)門檻限定值的設(shè)置，進(jìn)行分級(jí)預(yù)警。同時(shí)對(duì)（失穩(wěn)能量幅度相對(duì)累加變量，飛行高度）這一特征組合數(shù)值進(jìn)行計(jì)算，依據(jù)喘振消除指令，可有效控制航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除時(shí)序，結(jié)合分級(jí)控制形式，可最大限度降低航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除環(huán)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力損耗。在這個(gè)基礎(chǔ)上，也可以在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除數(shù)學(xué)模型內(nèi)部進(jìn)行多個(gè)檢測(cè)模型的設(shè)置，以便達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)喘振檢測(cè)、預(yù)防、控制一體化運(yùn)行。

3.2 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除優(yōu)化設(shè)計(jì)

為了獲得更加優(yōu)良的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除系統(tǒng)，就需要對(duì)整體發(fā)動(dòng)機(jī)組進(jìn)行逼喘試驗(yàn)，為了保證航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)運(yùn)行經(jīng)濟(jì)效益，本文主要采用計(jì)算機(jī)技術(shù)，進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真模擬平臺(tái)設(shè)置，通過仿真數(shù)據(jù)庫、消喘控制器仿真電路、高速數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)、數(shù)據(jù)模型轉(zhuǎn)化等幾個(gè)部分，可為航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除系統(tǒng)逼喘試驗(yàn)提供有效的平臺(tái)。依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)特征數(shù)學(xué)模型特征及發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)失穩(wěn)特性，可得出不同的喘振消除方案。為了驗(yàn)證相關(guān)喘振消除方案的實(shí)用價(jià)值，可利用歷史失穩(wěn)數(shù)據(jù)、典型逼喘數(shù)據(jù)，在消除系統(tǒng)仿真平臺(tái)上進(jìn)行測(cè)試，以便確定最佳消喘方案及參數(shù)。在實(shí)際設(shè)計(jì)中，可在高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)高增壓比軸流壓氣機(jī)應(yīng)用的基礎(chǔ)上，在壓氣機(jī)中間級(jí)設(shè)計(jì)放氣機(jī)構(gòu)，并與旋轉(zhuǎn)第一級(jí)導(dǎo)流葉片共同運(yùn)行。即將高增壓比壓氣機(jī)劃分為兩個(gè)轉(zhuǎn)速不同的壓氣機(jī)，并將壓氣機(jī)增加比設(shè)置在3.78。在上述喘振消除方法應(yīng)用后，從航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入喘振狀態(tài)到消喘指令信號(hào)發(fā)出后，持續(xù)時(shí)間為10-18ms，而以往氣缸處理消喘方案則沒有響應(yīng)，則表明該喘振消除方案在適用性、實(shí)時(shí)性方面有了極大的提升。

3.3 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除系統(tǒng)優(yōu)化驗(yàn)證

在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除系統(tǒng)性能驗(yàn)證過程中，可從空中試驗(yàn)、地面試驗(yàn)兩個(gè)方面對(duì)其運(yùn)行性能進(jìn)行檢測(cè)評(píng)估。一方面，在空中試驗(yàn)環(huán)節(jié)，可選擇固定的兩個(gè)插板，在空中不同高度進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)逼喘試驗(yàn)。在油門桿固定的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)首次進(jìn)入喘振狀態(tài)后，可通過消喘系統(tǒng)運(yùn)行在極短的時(shí)間內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)[4]。而由于進(jìn)口畸變流場(chǎng)的影響，在其多次重復(fù)進(jìn)入喘振狀態(tài)后，需要將油門桿拉下才可以促使發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)。若油門桿位置始終維持不變，則該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)不斷重復(fù)進(jìn)入喘振、消喘的情況中。另一方面，在地面試驗(yàn)環(huán)節(jié)，可首先對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)感應(yīng)連接端口進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在消喘執(zhí)行機(jī)構(gòu)調(diào)整后，可在拓展航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)短時(shí)段消喘。在具體試驗(yàn)過程中，主要利用多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架，通過多次整體航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組逼喘驗(yàn)證，可得出該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)消喘系統(tǒng)正常運(yùn)行概率在99.99%以上。且在油門桿固定的情況下，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)可自動(dòng)回到穩(wěn)定狀態(tài)。

4 結(jié)束語

綜上所述，在科學(xué)技術(shù)發(fā)展過程中，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度不斷增加，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)消喘工作也提出了更高的要求。而優(yōu)化設(shè)計(jì)后的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振消除系統(tǒng)可在油門桿固定的情況下，自行恢復(fù)到穩(wěn)定氣流狀態(tài)。因此在實(shí)際運(yùn)行中，機(jī)務(wù)工作人員應(yīng)利用三元流壓氣機(jī)及非穩(wěn)態(tài)數(shù)學(xué)模型，明確現(xiàn)階段航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)喘振情況發(fā)生原因及主要特征，以便保證喘振消除措施的及時(shí)實(shí)施，最大限度的降低喘振事故對(duì)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行安全的影響。

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