航空发动机空气系统验算标定

呼艳丽，徐连强，赵维维

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

航空发动机空气系统验算标定

呼艳丽，徐连强，赵维维

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

利用流量特性试验得到的相关流路元件的流阻计算模型，和旋转状态下阶梯齿风阻温升计算方法，通过调节封严篦齿间隙等参数，对航空发动机空气系统的压力、温度进行验算标定，并根据验算结果分析发现后续试验中存在和需要注意的问题。验算标定结果表明：通过对发动机试验工况的验算标定，可发现试验中存在的问题，较准确地模拟出后续试验中的问题和试验风险，确保发动机的工作安全，并为空气系统的进一步改进和优化提供依据。

航空发动机；空气系统；流量特性；旋转盘腔；验算标定；篦齿封严

1 引言

航空发动机空气系统是一个复杂而庞大的流动系统，担负着对发动机高温部件的冷却、均温，内部盘腔和轴承的封严、隔热，及调整转子轴向力等重要任务。空气系统能否正常工作，对发动机性能、可靠性及主要零部件寿命有着重要影响。空气系统计算分析结果，是发动机结构、热、强度、寿命及轴向力分析的基础，因此准确掌握发动机空气系统的实际工作状况至关重要[1]。

空气系统在发动机研制中的测量和调试，是发动机设计与试验的一个重要环节，也是试车计划的一项重要内容。影响空气系统的因素多且复杂：首先，进行空气系统计算时，不能准确给出各封严篦齿的工作间隙，所确定的流阻系数对发动机的真实工作情况也会有相当误差；其次，空气系统有关零件结构尺寸制造偏差、发动机工作过程中的磨损或变形，都可能使得空气系统的计算结果与实际情况有较大偏差，这也是空气系统根据整机试验结果进行验算标定的非常重要的目的。通过验算标定，可发现设计中存在和需要注意的问题，为发动机空气系统的进一步改进提供依据；且通过单台发动机空气系统验算，还可获得工况相近的发动机空气系统的实际流动特性。

由于测试数据有限，不具备进行整个系统验证

计算的条件，本文仅对难于准确确定的部分关键位置(如核心机旋转盘腔)的气体压力和温度进行验算标定。

2 验算标定方法

本文采用的发动机空气系统验算方法[1]，是根据台架试车空气系统腔压的测试数据、预旋喷嘴[2]和封严篦齿[3～4]的流量特性计算方法，通过对发动机空气系统篦齿封严环间隙、局部密封结构泄漏间隙，及已完成流量特性试验的相关流路元件的流阻计算模型进行修正，使系统腔压计算结果与台架腔压测试结果一致，从而获得发动机空气系统工作状态实际的流动特性。在此基础上，利用旋转状态下阶梯齿风阻温升计算方法[5]，完成核心机旋转盘腔气体压力和温度的验算标定。

3 核心机旋转盘腔空气系统流路

主要进行核心机旋转盘腔(图1)空气系统流路验算。核心机旋转盘腔空气系统流路主要有三股引气：第一股从高压压气机出口引气，气流经引气孔进入预旋喷嘴出口1腔，大部分气流冷却高压涡轮工作叶片，小部分气流经篦齿流入盘前2腔和3腔，阻止主流道燃气进入盘腔内部；第二股主要从压气机四级引气，气流经引气管进入压气机后轴4腔，经涡轮盘前、后安装边上的孔进入涡轮盘后6腔，一部分气流经涡轮后轴两道篦齿流入10腔，一部分气流经篦齿流入9腔，阻止燃气进入发动机内部腔室；第三股主要从压气机零级引气，气流进入压气机一级盘前腔，经压气机盘心、涡轮后轴颈孔进入10腔、13腔，最后排入大气。

4 验算中的前提假设及测试数据选择

验算中做如下假设：①发动机台架测试结果准确；②各流量特性试验结果准确；③其它节流单元流量特性模型准确；④忽略静子件的风阻温升和由于零件热传导所产生的温度变化。

采用发动机典型结构的流量特性试验结果和空气系统台架腔压测试结果进行验算。由于测试数据有限，且各腔测点在周向均存在一定分散度，验算中各腔压力以各腔测点基本一致的测试值的平均值为基准。

5 验算标定结果分析

在空气系统各腔压力和温度验算前，对高压涡轮部件空气系统所有节流元件的几何参数进行复查；同时，为避免因各部件性能对试验参数分析所提供的非测点部位参数误差带来的验算偏差，在分析试验数据时尽量以实测参数作为引排气条件。计算中，采用3腔、9腔、13腔和压气机一级盘前腔的压力实测值为计算边界条件，可较准确地获得核心机空气系统的实际流动特性。

通过调整高压涡轮部件空气系统中主要位置的封严间隙，使系统腔压计算结果与台架腔压测试结果基本一致。其中，验算前后封严间隙差异较大的A、B封严元件，其间隙从0.50 mm调整为0.89 mm。表1、表2分别给出了与空气系统验算相关腔室的压力结果(以压气机出口压力为参考)和温升分析结果。从表中可看出：

(1)通过调整高压涡轮部件空气系统中主要位置的封严间隙，使得各腔压力计算结果与实测的腔压相对误差均满足空气系统设计要求。

(2)在系统腔压计算结果与台架腔压测试结果基本一致的情况下，发动机相关腔室温升计算值与

实测值最大相差15℃，基本达到工程设计要求。造成偏差的主要原因有：①由于涡轮盘热容量大，达到热平衡需要一定的时间，而通过对某型发动机相关腔室过渡态测点温度的分析，涡轮转子在试验过程中并未达到热平衡，另外本空气系统温升计算方法忽略了零件与冷气间的热传导，因此利用旋转盘腔气流温升公式计算的温升与实测温升存在一定偏差；②试验过程中，未对相关流路的冷气流量进行测量，仅用压力实测结果所推的冷气流量与核心机的实际流动状态也存在一定差异。

6 压气机进口温度83℃试验预估及风险评估

利用测试台份验算的间隙及外推设计点状态的边界条件，对压气机进口温度83℃试验下的空气系统进行了计算。表3给出了试验点下空气系统各腔的压力和温度(以压气机出口压力和温度为参考)。

通过对压气机进口温度83℃试验的预估，在100%相对换算转速下，由于涡轮后轴两道封严篦齿环涂层在前期试验中脱落，使得压气机四级气流经涡轮盘心流入涡轮盘后侧时，冷气流量分配发生变化，流入盘后两道封严篦齿泄漏至10腔的冷气较多，使10腔、13腔的压力增加，并大于压气机一级盘前压力，致使压气机盘心冷气倒流，从而使得压气机转子温度升高，可能会引起压气机转静子间碰摩。

鉴于此，利用发动机压气机转子瞬态温度场计算分析方法[6]，对压气机转子在盘心冷气倒流情况下进行热分析计算。结果表明，盘心冷气倒流的压气机转子盘心温度，比正常流动的盘心温度约高170℃。根据相关分析，在压气机4～6级处将出现0.30～0.40 mm的负间隙。压气机专业认为，与转子叶片相对的机匣涂层是1.2 mm厚的可磨耗软涂层，试验过程中允许转子叶片少量碰磨，其试验风险并不大。经总设计师决定，利用压气机盘热容量大，达到热平衡需要一定时间，调整试验方案，在85%～90%相对换算转速时调压、调温，待压力、温度满足进口条件后直接将核心机转速推到100%，尽量缩短试验时间，确保核心机安全、可靠工作；同时，对涡轮后轴两道篦齿环结构进行改进。

在已完成的压气机进口温度83℃试验100%相对换算转速下，10腔的实测压力比压气机一级盘前腔实测压力高，压气机盘心冷气倒流。验证了空气系统验算方法的准确性。

7 涡轮后轴篦齿环结构改进

为确保发动机后续试验安全，将涡轮后轴原篦齿环涂层结构更换为蜂窝环结构，并减小该处的热态间隙。表4给出了压气机进口温度191℃试验点下空气系统各腔压力和温度(分别以压气机出口压力和温度为参考)。

通过对压气机进口温度191℃试验预估，在100%相对换算转速下，改进后使得压气机四级气流进入10腔的冷气流量减小。根据计算结果可知，压气机一级盘前压力大于涡轮后轴10腔的压力，压气机盘心冷气流动方向与设计方向一致。发动机后续试验结果也验证了该结构改进措施的有效性。

8 结论

(1)在系统腔压计算结果与台架腔压测试结果基本一致的情况下，核心机相关腔室温升计算值与实测值最大相差15℃，基本达到工程设计要求。

(2)通过对核心机试验工况的验算，可以发现试验中存在的问题，较准确地模拟出后续试验中的问题和试验风险，确保核心机的工作安全，并为空气系统的进一步改进和优化提供强有力的支持。

(3)不考虑加工、装配等造成的机械误差，将通过单台发动机的测试结果验算后的结构参数应用到工况相近的发动机中，可获得发动机相对准确的空气系统流动特性。

[1]航空发动机手册总编委会.航空发动机设计手册：第16册—空气系统与传热分析[K].北京：航空工业出版社，2001.

[2]刘波，王永红.预旋喷嘴流动特性试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2009，22(3)：45—46.

[3]王鹏飞，刘玉芳，郭文，等.直通式篦齿封严特性的数值分析和试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2007，20 (2)：45—46.

[4]王代军，苏云亮.旋转状态下篦齿流量特性试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2007，20(2)：41—44.

[5]呼艳丽，刘玉芳.旋转状态下阶梯齿风阻温升的初步分析[J].燃气涡轮试验与研究，2009，22(3)：47—49.

[6]郭文.发动机压气机转子瞬态温度场计算分析[R].成都：中国燃气涡轮研究院，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

呼艳丽(1976-)女，四川大邑人，高级工程师，硕士，主要从事航空发动机空气系统冷却设计与试验分析。