航空发动机空气系统适航性设计改进建议

侯升平

（中航工业综合技术研究所，北京 100028 ）

航空发动机空气系统是指由从压气机抽取空气，通过发动机主流道的内侧或外侧各种流动结构元件（孔、管道、封严环和特定结构形成的腔道等），按设计的流路及参数（压力、温度和流量等）流动并完成规定的各项功能，最后从确定的主流道的若干部位排出，与主流汇合或直接泄露到机体外部的复杂系统。该系统由排入大气的流路串联和并联的网络组成。空气系统承担着发动机高温部件冷却、防冰、卸荷、调节轴向力、封严等多个重要功能任务。

因此，发动机空气系统设计方法的科学性及分析方法的准确性将对发动机满足适航性要求产生很大影响。

本文在分析现有的航空发动机空气系统分析方法基础上，结合对CCAR 33部适航条款要求的研究提出了改进建议。为了与工程设计实际相结合，本文以某型号发动机涡轮盘系统为模型，进行了定量计算并结合适航规章要求进行了分析，以便为工程设计人员提供有价值的参考。

由于航空发动机空气系统设计分析涉及到较多专业知识，本文立足于对适航性要求的考量，不展开讨论专业设计的细节，但为了便于说明问题，首先来简要介绍一下空气系统分析方法及其对适航性的影响。

1 航空发动机空气系统适航性要求分析

民用适航规章CCAR 33部中有多个条款涉及到对航空发动机空气系统的要求，其中直接涉及到空气系统的条款有33.21“发动机冷却”、33.66“引气系统”、33.68“进气系统的结冰”、33.88“发动机超温试验”、33.89“工作试验”等。还有多个条款虽然没有直接涉及到空气系统，但却间接受到空气系统设计的影响。例如：33.17条“防火”（a）要求“涡轮发动机的设计和构造必须使出现导致结构失效、过热或其他危险的内部着火的可能性减至最低。”涡轮发动机结构设计的初始阶段就是首先要基于空气系统等顶层系统的功能参数进行设计参数分配，而后基于结构、强度、传热等多学科进行优化和综合；33.62条“应力分析”中要求“必须对每型涡轮发动机进行应力分析，表明每个涡轮发动机的转子、隔圈和转子轴的设计安全裕度”发动机的应力分析包含了热应力，航空发动机中高温部件的热应力分析的边界就来源于空气系统分析（以上只是举例说明，在这里不逐条分析）。

2 现有空气系统分析方法介绍

空气系统分析方法是指将空气系统流路系统简化为由元件和节点组成的网络，如图1所示，其中j、k、l是边界节点，i是内部节点，JI, IK, IL是元件。在节点处建立质量、能量守恒方程，在元件处建立动量守恒方程，通过建立网络级的质量、动量、能量方程和辅助方程来分析得到发动机的一些顶层分配参数，包括了高温部件的冷却空气温度、流量等，而这些参数对于设计中满足适航条款中的“超温”、“应力”、“耐久性”等要求具有重要意义。得到局方认可的科学的分析方法可以划归到10类适航性符合性方法中的分析方法类，可作为工业方满足适航性要求的重要依据。

图1 空气系统网络模型

3 现有空气系统分析方法在满足适航性要求方面的不足

CCAR 33.21条“发动机冷却”要求“发动机的设计与构造必须在飞机预定工作条件下提供必要的冷却”。要达到此项要求就必须保证引入足够的冷却空气流量，而发动机设计时的这个流量就是由发动机空气系统设计来决定的，换句话说，设计方法的准确性直接影响到这个流量分配的合理性。

CCAR 33.66条“引气系统”要求“发动机必须提供引气而不会对发动机产生除推力或功率输出降低外的不利影响”。之所以有此规定，就是考虑了空气系统设计中冷却空气引气流量的大小对发动机功率或推力产生的较明显的影响。

CCAR 33.68条“进气系统的结冰”要求“发动机在其整个飞行功率范围内的工作中，在发动机部件上不应出现影响发动机工作或引起功率或推力严重损失的结冰情况”。 这一条看似是一个宽泛的要求，其实包含的内容很丰富。由于空气系统引气中有一部分用于防冰，发动机设计只是对这部分空气的功能效果提出要求，并在设计中转化为对引气的流量、温度的要求，而流量、温度的设计就是基于空气系统分析。

综上所述，这几个与空气系统相关的条款在设计中能否得到满足，很大程度上依赖于空气系统设计方法的科学性和准确性，而现在设计厂所采用的空气系统设计方法存在如下两个方面的问题。

3.1 定量分析的准确度得不到保证

空气系统设计分析采用基于工程经验关联式和人工划分的网络，而国内基础研究对于试验或工程分析得到的经验关联式的储备远远不够，人为划分的网络随意性较大，而划分网络的思路不同又会引起对经验关联式数据库的要求不同，这就导致了不同人划分的网络采用相同的计算方法反而得到了较大差别的结果。

3.2 无法确定空气系统与高温部件耦合边界

现在采用的设计方法将空气系统分析和热端部件分析单独进行，再以彼此分析结果作为自己的边界条件进行迭代。但由于空气系统与发动机的整机热分析密切相关，发动机的非稳态工作过程使得各部件温度不断改变，热膨胀发生变化，空气系统各处流通间隙、封严结构特性也随之发生变化，从而也就改变了发动机内各处冷却空气的流量分布、温度分布和压力分布。在瞬态变化过程中，由于空气系统与沿程热端部件边界的相互影响时刻进行并变化，用现有方法无法准确确定两部分分析的边界条件，特别是对于如此庞大的系统来说，这种计算方法数据传输复杂、计算量大且难以保证准确度，显然对最后的分析结果产生较大的影响，进而对满足适航性要求会产生较大影响。

上述两个问题决定了现在空气系统设计计算难以得到准确结果，偏差有时甚至超过了工程设计可接受的范围，通过上述对条款的分析可以看出，如果空气系统分析得不到有效的结果，受其参数控制或与之相关的多个条款的符合性就难以达到。

要解决第一方面的问题需要形成完备的基础部件关联式的数据库，这方面国内航空发动机行业还存在较大的欠缺，短期内还难以做到，还需在设计和试验过程中大量积累。另外一点是要基于工程实际形成科学的网络划分方法，在网络划分时综合考虑发动机空气系统流路的结构形状、功能特点等，形成典型部件设计方法模板。当然，第一方面的问题不是本文讨论的重点，在这里不展开讨论。

解决第二方面的问题需要研究一种更好的方法来解决空气系统和高温部件耦合边界难以确定的问题，下面着重介绍一下为了解决这个问题而引入的改进的设计方法。

4 从适航符合性角度对传统方法的改进建议

将传统的空气系统和高温部件互为边界条件的分析方法改为空气系统和高温部件作为一个整体的一体化网络分析方法，固体区域作为阻力系数无穷大流量为0的特殊流体，两部分方程组成流固一体化网络控制方程组。

流体固体交界处引入对流换热热阻连接固体节点与流体节点，从流体入口节点起，与节点下游流体元件对应的固体节点集中到此流体元件的出口节点，依此类推在所有边界上把固体节点与流体节点对应起来形成整体网络，从而将工程分析过程中难以处理的流固相邻边界变为整个系统的一个内在部分，这样就克服了空气系统和高温部件互为边界条件的缺陷，使分析结果更接近物理实际。

下面将该方法应用到某发动机型号中，分析一下改进的方法和传统方法差别，如果差别很大，说明即使设计过程是按照适航条款要求来做的，但由于分析技术的缺陷最后设计出来的发动机可能仍难以真正达到适航性要求。

5 两种设计方法结果分析及其对适航性影响的讨论

首先了解这两种思路在设计过程中可能引起哪些参数的不同。采用传统方法，在流固耦合边界面上流体的物性参数随温度变化并且流体元件的阻力系数与温度的关系通过其物性参数与温度的关系关联起来；采用改进的方法，在耦合边界上，不仅考虑流体的物性参数随温度变化，还要考虑由离心力场衍生浮力对流动的影响，通过将流体元件的阻力系数和换热系数间接或直接耦合起来进行迭代。

该方法被应用到一个航空发动机涡轮盘模型计算中，简化后的网络图如图2所示，涡轮盘由348个固体元件和264个固体节点组成，涡轮盘前后腔空气流路由20个流体元件和21个流体节点组成，流体和固体之间由100个对流换热热阻元件连接。其中节点265和275为进口节点，节点270和295为出口节点。进出口已知条件如表1所示。为了好标示，采用术语弱耦合和强耦合来分别表示传统方法和改进方法，后面分析中也用这两个术语来代替传统方法和改进方法。

图3是两种耦合计算方法预测的涡轮盘后腔冷气流量分配，可以看出两种方法预测结果趋势相同，但数值出现了较大差别，弱耦合方法模拟结果比强耦合方法模拟结果大，说明与考虑换热对流动结构变化影响的强耦合相比，没有考虑换热对流动结构影响的弱耦合，过高估测了流到涡轮盘后腔的冷气流量，而在设计阶段冷却空气的过高估计极有可能使发动机在实际工作中难以维持好的冷却效果甚至烧坏，适航条款中所有涉及到空气系统的高温部件要求都可能因为没有采用恰当的设计分析方法而在符合性验证阶段出现高温部件容易烧坏、断裂而难以满足相关适航条款要求的状况。这一点可以从图4中反映出来。图4是两种方法预测的涡轮盘后表面温度分布沿径向的变化规律，趋势一致但弱耦合计算的涡轮盘后表面温度最多的地方低了近50℃。从这里可以看出，如果基于弱耦合则会导致设计人员盲目地认为冷却空气足够而没有留出足够的设计裕度，最终导致高温部件其实没有得到有效冷却而烧坏，进而影响到发动机安全。

6 结 论

对涉及多个适航条款要求、对发动机适航性设计有较大影响的空气系统设计方法进行总结，并从提高安全性设计的角度提出了在现有设计方法基础

图2 空气子系统和涡轮盘一体化网络模型

表1 进出口已知条件

图3 涡轮盘后腔沿程冷却空气流量分配对比

图4 涡轮盘后表面温度变化对比上的改进措施，并就某型号发动机涡轮盘系统进行了定量分析比较，得到了如下结论。

如果真正在发动机设计阶段贯彻适航性理念，传统的空气系统设计方法存在不足，需要结合适航性要求进行改进。通过定量分析比较发现，采用本文提出的改进建议可以一定程度上改进传统设计方法在满足适航性要求上的不足。

本文主要是提出一个思路，目的是探索如何在设计阶段不断改进设计技术以便更好地满足适航性要求，为即将开展的满足适航性要求的航空发动机研发提供参考。

[1] Schallhorn P A，Hass N E.Forward looking pressure regulator algorithm for improved modeling performance within the Generalized Fluid System Simulation Program [C]// 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.AIAA Paper 2004-3667，Florida，USA：2004.

[2] Miltiadis V P. Feedback control of thermal systems modeled via the network approach[J].Journal of Dynamic Systems, Measurement, and Control，2004，126（3）：509-519.

[3] 中国民用航空规章第33部《航空发动机适航审定》[S].中国民用航空局，2002.

[4] 陶春虎，钟培道等.航空发动机转动部件的失效与预防[M].国防工业出版社，2008.