大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

马前容，苏金友，侯鑫正

(中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703)

大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析

马前容，苏金友，侯鑫正

(中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703)

分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机，在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异，并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力，提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作，明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。

分开排气喷管；大涵道比涡扇发动机；高空模拟试验；试验方法；需求分析；预先研究

1 引言

分开排气大涵道比涡轮风扇发动机(以下简称试验发动机)，计划近期在国内高空舱内进行首次高空模拟试验。国内外相关文献[1-5]表明，分开排气大涵道比涡扇发动机的技术特点、结构特点和对高空台试验的要求，都有别于小涵道比军用涡扇发动机。另外，该高空舱的配套气源能力尚在建设中，使得试验时设备能力、进排气压力调节系统控制精度、舱内台架及工艺系统等，不能完全满足试验发动机的试验要求，而且所积累的涡扇发动机相关试验技术，如试验流程、空气流量测量方法、试验性能修正与评定方法等，也可能不适用于试验发动机或适用性变差。因此，为保证试验发动机首次高空台试验顺利开展，急需确定需要开展的相关技术研究工作。

本文在分析试验发动机与军用小涵道比涡扇发动机结构、技术特点和试验需求区别的基础上，结合该高空舱设备能力和工作原理，参考国内外数值研究[6-9]、喷管技术与结构特点分析[10-11]、增压级试验研究[12]成果，提出了试验发动机在高空舱内试验所需开展的技术研究课题及相关研究内容。主要研究课题包括：发动机可试范围分析，试验设备适应性改造要求及方案设计，试验测试方法，试验方法，试验性能修正与评定技术。

2 试验发动机与小涵道比涡扇发动机的差异

试验发动机由风扇、增压级、高压压气机、短环燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、内外涵分开排气系统及相关系统组成，其中增压级后带放气装置，高压压气机进口导叶和多级静子可调，带高压涡轮主动间隙控制系统和反推力装置(图1)。高空台试验时，可用工艺短舱模拟反推力装置。

图1 试验发动机反推力装置Fig.1 The thrust reverser of the testing engine

2.1 结构差异

与通常的小涵道比混合排气涡扇发动机相比，试验发动机在结构上的差异主要表现为：外廓尺寸和风扇进口内流道尺寸大，内外涵分开排气，内外涵喷管出口截面不在同一轴向位置，带反推力装置(或工艺短舱)和涡轮主动间隙控制系统。

试验发动机风扇进口截面面积，是目前国内流量最大的小涵道比混合排气涡扇发动机的3.5倍以上。发动机反推力装置或工艺短舱均由左、右两段组成，其撑开和闭合均通过舱内安装的升吊装置控制。发动机上台或试验期间检查均存在撑开可能，撑开时反推力装置或工艺短舱水平方向最大尺寸，约为国内流量最大的小涵道比混合排气涡扇发动机的3倍。

涡轮主动间隙控制系统，是针对叶尖间隙变大导致效率下降、发动机推力减小、耗油率增加问题而设计的。其通常采用两种方式实施控制：①利用冷却气流对涡轮机匣外壁进行冲击冷却，降低外壁温度，减小机匣温度膨胀量，从而实现叶尖间隙减小；②涡轮叶尖射流冷却，利用气流阻滞作用适当减小叶尖泄漏量，从而增加参与涡轮做功的主流流量，实现叶尖间隙主动控制。

2.2 工作特性差异

分析试验发动机典型工况(在工作包线内的分布如图2所示)计算参数可知，与通常的小涵道比混合排气涡扇发动机相比，试验发动机的进气流量大、进气马赫数Ma1较低，且大部分典型工况点内外涵喷管落压比πz,18、πz,8低于临界落压比。

图2 典型工况点及喷管流态分布Fig.2 The distribution of the nozzle flow states at the typical operating points

海平面标准大气条件下，试验发动机的进气流量是目前国内流量最大的小涵道比混合排气涡扇发动机的3.5倍以上。试验发动机典型工况的Ma1、πz,18、πz,8和涵道比B见表1。由表中数据可知：

(1)试验发动机高原起动点慢车状态的进气马赫数最低(仅为0.086)，小涵道比涡扇发动机约为0.150；慢车以上状态试验发动机的Ma1变化范围为0.37～0.42，小涵道比涡扇发动机的Ma1变化范围为0.50～0.60。

(2)在工作包线右上角(图2)，试验发动机πz,8大于第一临界落压比πz,cr1，小于或接近第二临界落压比πz,cr2；其余区域πz,8＜πz,cr1。在工作包线左下角，试验发动机πz,8小于或刚达到第一临界落压比πz,cr1；其余区域发动机工作在较高功率状态时πz,8＞πz,cr1。而小涵道比涡扇发动机在典型工况点，其喷管均工作在临界或超临界状态。

(3)试验发动机B＞5.0，小涵道比涡扇发动机通常B＜1.0。

表1 典型工况点的Ma1、πz,18、πz,8和BTable 1Ma1、πz,18、πz,8andBat the typical operating points

另外，试验发动机的涡轮主动间隙控制系统工作时，会改变涡轮叶尖附近的流动特性和涡轮部件特性，从而影响发动机匹配性能，使得其与历史试验发动机工作特性不同。

2.3 对试验要求的差异

从前文分析看，试验发动机在结构、工作特性、使用对象等方面与小涵道比涡扇发动机存在差异，使得其对高空台试验的要求也不相同，主要体现在：

(1)试验舱直径更大。一方面，因为试验发动机进气截面和外廓尺寸大，为减小有限空间对发动机试验性能的影响，需保证发动机在高空舱内的堵塞比满足一定要求；另一方面，试验发动机带工艺短舱(或反推力装置)，试验舱空间应能保证其在撑开时还可以进行发动机上台和试验期间检查等工作。

(2)试验气源供气能力更强。小涵道比涡扇发动机在低空左边界重点考核起动特性，高空左边界由于进气密度降低，对负温空气的需求量快速下降；试验发动机不仅地面进气流量是小涵道比涡扇发动机的3.5倍以上，而且还考虑到其对温度特性确定的要求，其温度包线低空左边界对负温空气的需求量大大增加。

(3)试验进排气参数模拟精度要求更高。大部分工况下，试验发动机内外涵喷管工作在非临界状态，使得试验发动机对进口总压和喷管排气环境压力变化更敏感，且工作特性变化更明显。研究[2，13]表明，类似的分开排气大涵道比涡扇发动机，要求稳态进气压力模拟偏差0.15～0.30 kPa(对应进气马赫数模拟偏差0.01～0.02)、排气压力模拟偏差0.2 kPa；小涵道比涡扇发动机在负压进气条件下试验时，进排气压力模拟偏差1.0 kPa，在常压和加压条件下试验时，进排气压力模拟精度分别为±1.0%、±3.0%。

(4)采用吊挂式安装。试验发动机装机使用时一般采用短舱吊挂翼下安装，而小涵道比涡扇发动机一般采用嵌入式安装。另外，由于试验发动机喷管在大部分工况工作在非临界状态，为使发动机喷口附近区域流场与实际使用时尽可能相同，试验时国外普遍采用吊挂式推力台架，如美国AEDC的C-2舱还在外涵吊挂处安装了模拟吊挂的设备。

(5)更关注温度特性。国内外资料[4-5]表明，类似的分开排气大涵道比涡扇发动机的高空台试验科目，除与小涵道比涡扇发动机相同的高空性能、推力瞬变、起动、进气畸变等试验外，还需安排大量温度特性试验。试验发动机首次高空台试验的部分内容，就是获取环境温度对发动机工作特性的影响。

3 试验设备

选择新建高空舱作为试验发动机首次高空台试验设备。该设备由供抽气机组、高空舱、加降温系统、排气冷却系统、测控系统等组成，其工作原理如图3所示。供气机组和加降温系统提供总温、总压满足试验要求的空气；排气冷却系统和抽气机组收集发动机喷管排出的高温燃气并增压，使高空舱压力满足发动机排气环境要求；试验发动机安装在高空舱内推力测量台架(动架)上，进口通过带密封装置的进气流量管与设备的供气系统相连。测控系统用于试验数据采集、处理、监视、显示及进排气压力调节控制等。

图3 高空舱工作原理图Fig.3 The operating principle of the altitude test cell

该高空舱主要试验对象，为海平面标准大气条件下进气空气流量约150 kg/s的军用发动机，其舱体内径5.7 m，推力台架为支撑式，供气温度范围为-60～350℃，稳态进气和排气压力调节控制精度设计指标分别为±1.0%、±3.0%。试验发动机试验时，高空舱前室可通过的最大常温空气流量约450 kg/s，气源系统可提供的负温空气流量约200 kg/s，最大抽气容积流量大于4.7×104m3/min，监测发动机性能和设备运行状况的测试通道1 000余个。

4 高空台试验技术研究需求分析

基于已有涡扇发动机高空台试验技术积累，综合前文分析，并参考相关资料[4-5，14-16]，认为要保证试验发动机按计划在该高空舱内完成首次试验任务，主要还需开展以下试验技术研究。

4.1 发动机可试范围分析

试验发动机首次试验时，试验设备气源系统供气能力(尤其是负温供气能力)不能满足其全包线范围内试验要求，同时新建设备的排气冷却系统特性(如引射能力、排气扩压器效率等)也需进一步验证。因此，需确定试验发动机在该高空舱内可开展的全部试验工况，绘制出可试温度包线、进气压力包线、发动机工作包线，并研究设备能力容限范围内最合适的高空校准模拟条件。

4.2 试验设备适应性改造要求及方案设计

由于该高空舱的主要试验对象为小涵道比涡扇发动机，而试验发动机外廓尺寸和进口尺寸大、供气流量大、试验性能影响因素众多等原因，试验设备能力、空间大小、空气流量测量装置、发动机安装方式和台架系统等无法完全满足要求，故需要研究试验发动机在试验舱内的气动布局方案，设计新的空气流量测量装置，评估现有排气装置的适用性，并对试验设备进行适应性改造。

(1)试验发动机在高空舱内的气动布局方案设计。基于该高空舱的直径、宽度，和推力台架、燃油、滑油、测试等系统的布局特点，以及新设计的空气流量测量装置，设计便于发动机和测试管线及工艺系统管道等上台、安装、检查、拆卸，且气动性能较好的发动机气动布局方案。

(2)空气流量测量装置设计和排气装置适用性评估。通过数值分析，确定最优的收缩段型面曲线、直段长度、篦齿位置、测试布局等，获得进气装置流场特性，并完成进气装置结构设计和工程设计；选取合理的尾椎与排扩距离，评估现有排气系统能否满足典型边界试验工况点的排气要求。

(3)试验设备适应性改造要求及方案设计。根据上述气动布局方案、空气流量测量装置设计和排气装置评估结果，提出试验发动机试验设备适应性改造技术要求，并完成相应台架改造工程设计和强度计算。该部分工作应考虑发动机上台方式和委托方提出的需求，如发动机引气、加载、燃油加降温装置等的适应性改造技术要求和工程设计。

4.3 试验测试方法研究

试验发动机的大部分工况中，外涵喷管工作在非临界状态，高空舱内的流场特性变化通过尾喷管前传，影响风扇和低压涡轮工作特性，从而影响发动机推力、耗油率等试验性能；同时，试验发动机进气马赫数低、进气面积大，进气空气流量的准确测量也成为必须攻克的难题。因此，需开展以下试验测试方法研究：

(1)发动机试验空气流量测量与校准方法。空气流量可基于微压差、基于流量管收扩方式和基于并联文丘里喷嘴三种方法测量。大量程微压差测量存在低速测试精度下降的问题，而小量程需转换，故又有成本高、控制复杂的缺点。收扩式流量管长度增加，风扇进口截面附面层随之增厚，若长度不够则进口流场均匀性无法满足要求；同时，若风扇进口马赫数变化范围大(0.09～0.42)，低速时马赫数提高不明显，仅提高到0.14。并联临界流文丘里喷嘴测量改造大、费用高，且国内没有应用于高空台试验的技术贮备。因此，需对这三种测量方式进行更深入的研究和对比分析，突破并联临界流文丘里喷嘴测试技术，提出经济可行、精度满足要求的空气流量测量与校准方法。

(2)修正试验推力的测试布局方案设计。发动机试验推力修正与高空舱内流场特性和喷管出口面积有关，故测试布局方案设计时，应综合考虑舱内流场均匀性、发动机安装方式、排气温度对测试的影响，并考虑排气压力控制参考点选取的需要，确定高空舱内压力、温度的测点数和各测点位置，以及内外涵喷管出口热态面积的测定方法。

4.4 试验方法研究

据前文所述，试验发动机高空台试验对进排气压力模拟偏差容限提出了更高的要求，而所用高空舱进排气压力调节控制系统的设计指标明显偏低，供抽气系统设备复杂繁多、各子系统耦合关系动态非线性；同时，为尽可能考核试验发动机，进气最低温度、供抽气容积流量均可能达到设备的极限能力，但设备的试验经验积累少、风险高。因此，需重点开展以下试验方法研究：

(1)优化高空舱进排气压力调节控制方案。基于高空台设备特点，研究进气温度、进气马赫数、飞行高度等关键被控参数的影响因素和耦合关系，利用数值仿真技术分析控制系统关键调节阀门的结构特性、流量特性，提出合理可行的进排气压力调节控制优化方法；研究进排气模拟控制系统半物理仿真平台的构建方法，并搭建平台用于优化方法验证。

(2)试验风险评估与试验流程设计。基于新建高空舱联合调试结果，结合试验发动机工作特点和试验要求，分析首次试验可能出现的风险及其危害程度，并针对这些风险制定操作性强的应急方案。根据委托方要求，研究获得试验内容的最优组合和各试验流程的设计方法(如试验流路设计和投入设备确定原则、发动机进入与退出试验状态方法等)，并设计科学的试验流程。

4.5 试验性能修正与评定方法研究

由于试验发动机内外涵喷管出口截面不在同一轴向位置，且大部分工况点内喷管非临界，以及发动机带左右两段组成的工艺短舱(或反推力装置)和涡轮主动间隙控制系统，使得高空台试验性能的影响因素增加，同时还存在增加部分影响因素影响量的可能。为提高试验性能评估的准确性，不仅需要深入研究和确定全部试验影响因素、分析作用机理、计算影响量，还需要确定涡轮主动间隙控制对发动机工作特性的影响，并在此基础上提出主要试验性能参数的修正方法和评定方法。本项技术研究的主要内容包括：

(1)发动机高空台试验性能影响研究。结合试验发动机和高空舱设备特点，分析确定所有影响因素，以及这些影响因素对发动机空气流量、推力和耗油率等试验性能参数的影响机理；计算工艺短舱(或反推力装置)密封不严漏气、安装支架和吊挂装置、高空舱内次流、高空舱内压力不均匀、进排气条件模拟偏差等影响因素，对发动机试验性能的影响量。

(2)涡轮主动间隙控制对试验发动机工作特性的影响研究。利用试验和数值仿真，分析机匣外壁冲击冷却和涡轮叶尖射流冷却，对涡轮部件效率、压比和整机匹配性能的影响。机匣外壁冲击冷却效果与冲击冷却气流的压力、温度、流量，和射流喷嘴直径、到外壁面的距离等有关；涡轮叶尖射流冷却效果与射流孔布局、射流流量、叶尖间隙大小等有关。

(3)发动机高空台试验性能修正方法研究与验证。由于试验发动机高空台试验性能影响因素众多，各影响因素共同作用时引起的性能参数变化量可能不是简单的和或系数乘积关系，需综合分析和评估，从而使得修正方法复杂，同时需验证修正方法的正确性。因此，本项研究工作应从计算各影响因素在总的影响量中所占比重、确定各影响因素独立影响与共同作用之间的关系入手，建立起空气流量、推力、耗油率等主要试验性能参数的修正方法，并提出单一或组合影响因素对发动机性能参数影响修正方法的验证方法。

(4)发动机高空台试验性能评估方法。不确定度是衡量测试结果准确性的重要指标，与已有的小涵道比涡扇发动机相比，由于试验发动机推力、耗油率等性能参数的确定方法不同，故需通过研究建立试验发动机在该高空舱内试验时主要性能参数不确定度的计算方法；同时，由于对试验发动机关注的重点不同，还需确定试验发动机高空台试验性能的评估依据、评估参数和主要性能参数的不确定度指标值等。

5 结论

(1)该型分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机相比，具有结构尺寸大、内外涵喷管出口截面位置不同、带反推力装置和涡轮主动间隙控制系统的结构特点，且空气流量大、进气马赫数低、内外涵喷管多数工况工作在亚临界状态，从而使得其对高空台试验的需求不同，即要求大直径试验舱、更强的试验气源供气能力、更高的试验进排气参数模拟精度和吊挂式安装等。

(2)新建高空舱现有设备能力有限，开展试验发动机高空台试验，对分开排气大涵道比涡扇发动机在给定试车台的可试范围分析、试验设备适应性改造技术、试验测试技术、试验方法、试验性能修正与评定技术等提出了新的要求，急需完成相应的预先研究。

(3)本文对分开排气大涵道比涡扇发动机高空台试验技术进行了需求分析，分解得到需要开展的试验技术研究内容，完成这些技术研究可以保障试验发动机的高空台试验，并对开展其他新型发动机的高空台试验工作具有重要的借鉴意义。

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Technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility

MA Qian-rong，SU Jin-you，HOU Xin-zheng
(Key Laboratory on Aero-Engine Altitude Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

The engine tests at the simulated altitude test facility(ATF)are necessary in engine develop⁃ment.The differences in configuration,technique and the test requirements between high bypass-ratio tur⁃bofan with separated flow nozzles and low bypass-ratio turbofan were analyzed firstly.Then taking into ac⁃count the structure and the test capability of a new ATF in China,the technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine with separated flow nozzles test at this ATF were offered,and the techni⁃cal problems that should be resolved before the first ATF test were also confirmed.It would be helpful for the analysis of technical research requirements on the other new-type engine test at the ATF.

separated flow nozzle；high bypass-ratio engine；altitude simulation test；test method；requirement analysis；R&D before advanced development

V231.3

A

1672-2620(2015)01-0039-06

2014-08-21

2015-02-11

马前容(1972-)，女，重庆人，研究员，博士，主要从事航空发动机高空模拟试验技术研究工作。