发动机飞行台插板空中逼喘试验研究

马燕荣，马明明，王小峰

(中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089)

1 引言

发动机喘振是气流沿压缩系统轴线方向发生的低频率、高振幅振荡的不稳定工作状态，可造成发动机失控、推力突然下降、进气道和发动机机械损坏、发动机熄火停车等，严重危及飞行安全。军用航空发动机的防/消喘系统主要是针对飞机机动飞行、武器发射时防止发动机喘振和熄火而设计的。因此，在发动机试飞过程中，为了对其防/消喘系统进行飞行验证，首先必须在试验中采取一定的试验手段迫使发动机进入不稳定状态，即需要进行发动机空中逼喘试验。

发动机逼喘试验方法一般分为外部扰动法和内部扰动法两种。采用发射模拟导弹或氢燃烧器造成发动机进口温度畸变，使发动机喘振；在发动机进口处安装模拟网、模拟板、扰流板、唇口装置、旋流发生器等试验装置，使发动机进口产生压力畸变，进而使发动机喘振，均属于外部扰动法[1]。燃烧室燃油阶跃、改变发动机内部几何形状(如改变喷口面积、改变叶片导向器角度等)使发动机喘振属于内部扰动法。以上这些方法在发动机地面逼喘试验中得到了广泛应用，但在空中飞行试验中，目前我国仅在上世纪八十年代在发动机飞行试验台上，采用发射模拟导弹对被试发动机进行过逼喘试验[2]。

为了验证被试发动机消喘系统，本文采取在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置的方法对被试发动机进行逼喘试验。

2 试验设备及测试简介

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成，通过安装不同数量的插板，可以对被试发动机进口造成10%～60%的6种堵塞比。插板安装在飞行台试验吊舱唇口专门预留的位置，用螺栓连接固紧。安装到发动机飞行台吊舱上的扰流装置示意图见图1。

图1 发动机飞行台吊舱及插板示意图Fig.1 The scheme of flight bed nacelle and disturbed board

为进行被试发动机空中插板逼喘试验，测量被试发动机进口流场压力分布，在发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了6个静压座，并安装了总压测量耙(测量耙和探针的布局按文献[3]中相关规定进行)，对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量，试验测试布局如图2所示。

3 试验方法

3.1 试验总方案

(1)进行均匀流场地面试验，获得均匀来流下被试发动机进口总压流场；

(2)安装30%、40%及50%的插板，进行被试发动机地面逼喘试验；

(3)安装40%的插板，进行被试发动机空中逼喘试验。

3.2 试验过程

根据被试发动机台架地面逼喘试验结果，预估其在安装一定堵塞比插板下出现喘振的高压转速，要求空中试车员从慢车开始先按转速5%递增缓慢推油门杆，当接近预估喘振转速时，调整为按1%递增缓慢推油门杆，如果发动机喘振，先不动油门杆，当消喘系统正常工作、发动机状态恢复过程中再次进喘时，收油门杆到对应进喘前低压转速降低2%左右位置；为验证消喘系统的可靠性，待发动机状态恢复后，再按1%转速递增继续进行逼喘试验。为保证发动机安全，试验前设定发动机试验最高高压转速，当油门杆推至此最高转速时，若发动机仍未入喘，停止该堵塞比下的发动机逼喘试验，考虑增加插板，加大发动机进口堵塞面积后再进行逼喘试验[4～6]。

4 试验结果及分析

4.1 地面试验结果

(1)安装堵塞比为30%的扰流板，试验过程中将发动机油门杆推至nl=83%，发动机未进入喘振；

图2 发动机飞行台插板试验测试布局Fig.2 Layout of disturbed board measurement section in flight bed

(2)安装堵塞比为40%的扰流板，试验过程中将发动机油门杆推至nl=85%，发动机未进入喘振；

(3)安装堵塞比为50%的扰流板，试验过程中将发动机油门杆由nl=70%向nl=80%推的过程中，在nl=76%时发动机出现喘振，发动机油门杆收到nl=74%时发动机退出喘振；再次将发动机油门杆向nl=80%推的过程中，在nl=76%时发动机又出现喘振。试验过程中，被试发动机消喘系统相关工作参数随时间变化的历程见图3。

图3 堵塞比为50%时地面逼喘试验结果Fig.3 Test results of engine surge on the ground(S=50%)

4.2 飞行试验结果

发动机飞行台空中安装堵塞比为40%的插板，分别在Hp=5 km和Hp=8 km，Vi=500～600 km/h进行被试发动机消喘系统试飞验证。试验过程中，被试发动机分别在nh=93%及nh=89%进入喘振，消喘系统投入工作。此时被试发动机消喘系统相关工作参数随时间变化的历程如图4所示。

4.3 试验结果分析

军用航空发动机的消喘系统是利用喘振压力传感器提前感受压气机的喘振征候(失速信号)，自动控制发动机的切油或短时断油，改变叶片角度、喷管面积及进气道调节，以消除发动机喘振。

图4 堵塞比为40%时空中逼喘试验结果Fig.4 Test results of engine surge in the air(S=40%)

在发动机飞行台的飞行过程中，由于吊舱进口插板的存在，在被试发动机进口造成进气压力畸变，降低了压气机稳定工作裕度。同时，随着发动机状态的提高，发动机进口流场总压不均匀度(或总压畸变指数)不断增大，发动机不断地缓慢越过稳定边界进入不稳定工作区域，压差式喘振压力传感器检测到高压压气机后的脉动信号，当其交流分量与直流分量之比超过消喘系统设定的门槛值后，喘振信号触发，发动机综合电子调节器的防喘模块和自动起动模块向相关系统送出指令，立即开始调整几何通道和燃油通道，即消喘系统投入工作。由图3及图4可以看出，在试验过程中，当发动机喘振信号出现后，主燃油总管压力下降，压气机导向叶片转角减小，发动机补氧并进行点火，高压转子转速及低压转子转速下降。这些现象表明，当发动机出现喘振后，立即短时间切断向主燃烧室的供油，瞬时减小高压导向叶片的开转角度，接通自动起动装置。随着供油量急剧减少，燃烧室出口温度降低，高低压转速下降，压气机后压力及发动机排气温度降低，压气机流通能力增加，发动机逐渐退出喘振状态。

发动机切油时间大约持续0.5 s，由于在该过程中，空中试车员未对被试发动机的油门杆进行任何操作，当发动机停止切油、开始向主燃烧室恢复供油后，随着供油量的快速上升，发动机进入加速过程：高低压转速、压气机导向叶片角度、压气机后压力及排气温度不断升高。根据发动机消喘系统的设计技术指标，发动机应该能自动恢复到喘振前的稳定工作状态，但是由于发动机飞行台被试发动机吊舱前插板的存在，当发动机状态提高后发动机又一次进入喘振状态。如果空中试车员不采取任何措施，发动机将不停地在“喘振-消喘系统工作-发动机退出喘振-喘振”之间变动(见图4)，因此，最终试验要求空中试车员将被试发动机的油门杆收小，以使被试发动机退出喘振状态。由此试验结果也可以看出：由于导致发动机喘振的干扰因子始终存在(发动机飞行台吊舱前安装的插板)，该试验方法仅能验证被试发动机进入喘振后消喘系统投入工作，并不能对被试发动机消喘系统的有效性和可靠性进行全面考核。

4.4 试验数据分析

按照文献[3]中规定方法对飞行台上采用插板进行发动机逼喘的地面及空中试验数据进行计算。

图5～图7分别为地面安装堵塞比30%、40%及50%时，被试发动机进口周向稳态总压畸变指数、平均紊流度和综合压力畸变指数随发动机转速的变化曲线。从图中看，发动机进口周向稳态总压畸变指数、平均紊流度、综合压力畸变指数随插板堵塞比和发动机转速的变化趋势基本一致，当发动机进口堵塞比一定时，随着发动机状态的提高，空气流量增大，流经插板后的损失增大，发动机进口气流的总压场不均匀程度迅速变大，各畸变指数明显增加；当发动机状态不变时，随着发动机进口堵塞比的增加，进口气流总压的扰动增强，各畸变指数也随之上升。

图5 周向稳态总压畸变指数随发动机转速的变化关系Fig.5 Circumferential steady total pressure distortion indexes vs.relative corrected speeds of engine

图6 平均紊流度随发动机转速的变化关系Fig.6 Average turbulence vs.relative corrected speeds of engine

图7 综合压力畸变指数随发动机转速的变化关系Fig.7 Multiple pressure distortion indexes vs.relative corrected speeds of engine

图8 各畸变指数随飞行马赫数变化关系Fig.8 Distortion indexes vs.flight Mach number

图8给出了飞行过程中在发动机进口安装堵塞比为40%的插板时，周向稳态总压畸变指数、平均紊流度和综合压力畸变指数随飞行马赫数的变化曲线。由图中可以看出，当堵塞比和发动机状态一定时，飞行马赫数对各畸变指数的影响很小。

5 结论

(1)发动机飞行台上采用插板的方法能够使被试发动机进入喘振状态，达到了验证其消喘系统的目的。

(2)飞行试验中，被试发动机出现喘振后，由于喘振源不能解除(插板用螺栓固定在飞行台的试验吊舱进气道上)，因此仅能验证消喘系统在发动机喘振后投入了工作，但不能考核其有效性和可靠性。

(3)当堵塞比和发动机状态一定时，飞行马赫数对各畸变指数影响很小；发动机进口周向稳态总压畸变指数、平均紊流度、综合压力畸变指数随扰流板堵塞比和发动机进口马赫数的变化趋势基本一致。

[1]张宝诚.航空发动机试验和测试技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2005.

[2]陈占平.发动机空台吞烟试飞[J].飞行试验，1985.

[3]GJB/Z 64A-2004，航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南[S].

[4]桑增产，江 勇，孔卫东，等.某型涡喷发动机进气总压畸变的试验研究[J].航空动力学报，2000，15(4)：423—426.

[5]秦海波，孙健国.某型发动机防喘/消喘控制系统分析研究[J].航空动力学报，2006，21(1)：201—206.

[6]程兴齐，郑铁军，王 曦，等.某型航空发动机防/消喘控制计划分析[C].//中国航空学会控制与应用第十一届学术年会论文集，2004.