前输出轴涡轴发动机高空台进气装置设计及验证

夹福年， 刘 涛， 杨彩琼， 冷林涛， 蔡 云

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川 绵阳 621000)

近年来，随着航空发动机高空模拟试验设备的建设规模越来越大、试验功能越来越强和试验内容越来越科学完备，航空发动机高空模拟试验在航空发动机研制过程中发挥着越来越重要的作用[1]。涡轴发动机作为直升机的主要动力装置，在研制过程中必须开展高空模拟试验进行性能和功能的验证和考核。我国目前在用、在研的航空涡轴发动机大部分采用带自由涡轮、动力输出轴前输出的构型[2]。这类发动机在进行高空模拟试验时，需要考虑测功器的安装及其对发动机进气的影响，以及舱内气动布局对测功器功率测量的影响[3-4]。对于前输出轴向进气涡轴发动机进气装置，其与涡喷涡扇发动机进气流量管不同，需要采用环形进气导流盆，易产生流场畸变问题[5]。早期高空台试验时一般采用敞开式进气、排气隔离的布局方式。但是此种布局方式有明显的弊端。首先，由于发动机进口处于较大的容腔内(进气前室)，温度平衡时间长，模拟条件变化时，调节发动机进口温度时间过长，尤其是温度与环境温度差别越大，则温度调节时间越长；其次，试验舱内的水力测功器、电气设备、测试设备等均处在高温或低温环境下，其在极限温度条件下的工作性能会影响发动机可试的进口温度范围，且这些设备或管线处在这样的工作环境温度中，也存在一定的安全隐患，尤其是测功器完全置于进气前室，测功器的正常使用环境温度范围会制约发动机进气的温度范围，从而导致超出测功器试验环境温度范围内的试验点无法开展试验，而涡轴发动机要求进行不同高度条件下的温度特性试验，此种试验方式极大地限制了涡轴发动机的可试内容[6]。

为了解决某前输出轴向进气涡轴发动机高空模拟试验进气问题，结合高空台进气结构特点，设计了一套进气装置，采用三维数值仿真及试验验证的方法，证明了该进气装置在满足发动机进口流场品质要求的同时，可以实现发动机进口流量的测量。

1 高空台介绍

高空台具有气源系统、空气温度调节系统、进排气压力调节系统、试车工艺系统、排气扩压器、测功器系统、排气冷却器、冷却水系统、燃油系统、测试系统、电气系统等。高空舱布局示意图如图1所示。通过调节发动机进气总压和总温模拟飞行速度，通过抽气调节舱内环境压力模拟高度。

图1 高空舱布局示意图

2 发动机进气装置设计

2.1 总体设计方案

新设计的进气装置借鉴国外涡轴发动机地面台试验进气结构，如图2所示。结合高空舱进气结构特点，采用直连式结构[7-8]，从前室引气至发动机进口。为了避免测功器空间干涉，采用两根进气导管左右对称绕过测功器，供入进气稳流装置，稳流装置内安装导流盆，导流盆与发动机进口连接。高空舱进气装置布局示意图如图3所示。

图2 国外涡轴发动机地面台试验布局

图3 高空舱进气装置布局示意图

2.2 仿真分析

根据图3进气结构，基于ANSYS几何建模工具SCDM建立参数化的三维几何模型，孔板效应可基于多孔介质模型建立5 mm厚度的圆柱型环形板加以替代。基于ANSYS Meshing模块划分网格，本次网格规模约200多万个四面体混合单元，平均网格质量0.55872，最小质量4.42e-002，网格分布和质量均可以满足计算要求。在出口通道和关键部件增加了10层附面棱柱层网格，主要用于精细捕捉弯曲壁面分离和变量梯度，如图4所示。根据工程使用经验，本次计算没有考虑网格无关性研究对比。

图4 计算网格

根据发动机高度和速度特性，选取高空小流量和低空大流量作为计算边界条件，选择理想气体模型、总能量方程、SST湍流模型，计算工况如表1所示。

表1 计算工况

工况1计算云图(无整流装置)如图5所示。从图5中的子午面计算结果可以看出，在导管和稳流装置拐角处，由于弯管曲率造成气流分离。气体进入稳流装置后，流道面积变大，流速降低，再从稳流装置进入导流盆后，流通面积变小，流速增加，但在导流盆进口处，由于前段气流的分离，形成涡流，造成流场内部流场紊乱，导流盆出口压力和温度不均匀性增加。根据式(1)和式(2)计算得出，出口压力不均匀性指标在2%左右，出口温度不均匀性指标在4.3%，不满足设计不均匀度均在1%[9]以内的要求，因此需要对进气结构进行优化。

(1)

(2)

2.3 结构优化一(增加整流装置)

根据风洞结构设计在稳流装置内增加整流装置[10]，如图6所示。整流装置整体采用蜂窝式结构，由大小不同的圆孔组成，正对导管出口采用直径为7 mm的小孔，其余部分采用10 mm大孔，孔距为20 mm，错开排列。

图6 整流装置结构图

增加整流装置前后4种工况下的计算结果如表2所示。从表2可以看出，增加整流装置后，进气通道内部的流场明显改善，出口压力和温度不均匀度均满足要求。增加整流装置后工况1计算云图如图7所示，与图5所示的无整流装置计算云图相比，内部的流场明显得到改善，出口压力和温度分布更均匀。

图7 工况1计算云图(增加整流装置)

表2 增加整流装置前后计算工况

2.4 结构优化二(增加整流装置+倒圆)

增加整流装置后，虽然气流经过进气装置后更均匀，但压力损失增大。增加整流装置前压力损失为2.6 kPa，增加整流装置后压力损失为5.7 kPa。考虑到压力损失增大会给进气调节带来滞后效应增长，为了降低压损，在进气导管与稳流装置结合处进行光滑过渡即倒圆，减小流速梯度变化，优化后模型如图8所示。

图8 优化后模型

优化后的模型在工况4条件下，经仿真计算，压力损失减小了约30%，导流盆出口压力不均匀度为0.90%，温度不均度为0.83%。模型优化后出口流场不均匀度有所增加，但在设计要求范围内。图9为工况4有无倒圆速度、压力、温度云图对比，从图9中可以看出，倒圆后气流从导管至稳流装置中心气流压力梯度变化较小，减小了中心流的损失。

图9 工况4有无倒圆速度、压力、温度云图对比

3 进气装置试验验证

在某试验台对结构优化二的进气装置进行进气吹风校准试验，采用标准音速喷嘴[11]，常温气吹风，吹风校准试验示意图如图10所示。机组供气经由调节阀2→稳压箱→音速喷嘴→调节阀3和调节阀4→调节阀5进入试验件，通过调节阀2和调节阀1完成进入试验件与放空管路的流量分配，保证进气测量段的流量、压力满足试验状态要求。

图10 吹风校准试验示意图

试验件进口标准流量We由音速喷嘴进行测量，其值由音速喷嘴前被测参数温度Te、压力Pe、气体常数R和喷嘴自身相关参数计算得到，即

(3)

式中：Ae为喉部面积；F为流函数；Cd为流出系数；Z为可压缩系数。

进气导管流量测量、导流盆处流量测量利用静压、总压、总温参数计算获得测量段理论流量，然后通过流量系数法获得进气装置实际流量，计算公式为

(4)

Wa,tr=CD·Wa,id

(5)

式中：CD为流量系数；Wa,id为理论计算流量；Wa,tr为实际流量。

3.1 不均匀度验证

仿真计算结果显示，进气装置导流盆测量截面Ma为0.15～0.2。吹风试验按照Ma进行，流量范围控制在3.3～4.8 kg/s。导流盆出口截面压力及温度不均匀度如图11所示。总压不均匀度最大为0.489%，总温不均匀度最大为0.086%，压力及温度不均匀度均在1%以内，结果显示吹风试验过程中导流盆进气流场均匀稳定。

图11 导流盆出口截面压力及温度不均匀度

3.2 流量系数验证

以导流盆测量段理论流量(Wa,id)为横坐标，音速喷嘴测量流量(We)为纵轴，采用最小二乘法进行过零直线拟合获得导流盆流量系数为0.9621，如图12所示。图12中趋势线R2为0.9992，说明理论流量与音速喷嘴流量相关性很好，几乎一致。

图12 拟合参数

3.3 流量测量验证

为了证明导流盆内流量测量的准确性，在进气导管上增加流量测量段，如图3所示。吹风试验后，两导管流量相加与导流盆流量最大差值在1%以内，流量测量结果对比如图13所示。发动机进气导流盆与进气导管所测流量吻合，验证了进气装置设计合理，能够满足某涡轴发动机高空试验进气流场品质要求，实现发动机进气流量精确测量的功能。

图13 流量测量结果对比

3.4 不确定度分析

设导流盆流量测量段自身相对不确定度为B，它反映了流量系数、测量界面尺寸、流场等因素对测量精度的影响[12]，计算方法如下。

① 音速喷嘴不确定度。音速喷嘴自身的精度是0.25%，考虑到压力和温度测量的不确定度，则音速喷嘴总的标准不确定度δWe为

(6)

式中：δPe为压力绝对不确定度，其与扫描阀、大气压力计和通道自身不确定度有关；δTe为温度绝对不确定度，其与传感器、通道量程和通道精度有关，在此不再叙述。

经计算，音速喷嘴所测流量的最大相对不确定度为0.19%，对应音速喷嘴总的标准不确定度δWe为0.0064 kg/s。

② 导流盆流量测量的不确定度。导流盆流量测量的标准不确定度δWa,tr为

(7)

式中：P*为导流盆处测量总压；T*为导流盆处测量总温；q(λ)为流量函数。

经计算，导流盆实际流量测量的最大相对不确定度为3.26%，对应导流盆流量测量的标准不确定度δWa,tr为0.1116 kg/s。

③ 导流盆流量测量段相对偏差的不确定度。根据计算公式可计算出|We-Wa,tr|的理论不确定度∂ΔW为

(8)

将导流盆流量测量段不确定度按照正态分布处理，当置信概率为95%时,包含因子k近似等于2，此时标准不确定度和扩展不确定度的关系应有2δΔW>|We-Wa,tr|，则有

(9)

若式(9)根号下的值小于0，则取B=0。所有校准点处的B值的最大值为整个流量范围内的B值。

根据式(6)～式(9)，经计算，导流盆流量测量段自身最大相对不确定度为0%。

4 结论

本文主要针对前输出轴涡轴发动机高空模拟试验进气装置进行了设计及验证，主要结论如下：

① 通过仿真计算和吹风试验，验证了在稳流装置内增加整流装置可以有效改善流道内流场品质，降低导流盆出口压力和温度不均匀度，满足压力和温度不均匀度在1%以内的要求。

② 通过在进气导管与稳流装置结合处增加光滑过渡的方式，进气装置压力损失降低了30%，有利于试验过程中进气控制调节。

③ 将导管流量与导流盆流量进气对比，证明了导流盆测流量方案的合理性，为前输出轴涡轴发动机高空模拟试验装置进一步优化设计提供了技术储备，并可在此类涡轴发动机高空台试验中推广运用。