高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

申世才，郝晓乐，贾一哲

（中国飞行试验研究院发动机所，西安710089）

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

申世才，郝晓乐，贾一哲

（中国飞行试验研究院发动机所，西安710089）

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机，研究了飞机高空超声速减速条件下，进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征，及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明：进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动，会导致进气道与发动机流量不匹配，进气畸变增大；较低风扇换算转速下，进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足；放大尾喷口临界截面面积，提高了发动机的稳定性，喘振概率大大降低；增加最小燃油流量，提高高空发动机慢车状态风扇转速，可避免发动机进入低转速易喘振区域。

涡扇发动机；喘振；进气道可调斜板；尾喷口临界截面面积；风扇转速；扩稳；飞行试验

1　引言

压缩系统失速、喘振等不稳定现象将引起发动机推力下降，严重时会导致性能急剧恶化、发动机停车、进气道和发动机机械性损坏，甚至造成飞行事故。为此，航空界对影响压缩系统稳定性的因素给予了极大关注，并对提高发动机工作稳定性的措施进行了大量研究。

发动机工作稳定性主要指风扇和压气机的稳定性。刘大响等［1］指出，压气机的气动稳定性决定了燃气涡轮发动机的稳定性，且发动机的稳定性还受涡轮或喷管等下游部件特性的影响。田金虎等［2］通过发动机高空压力畸变试验，研究了压力畸变、低雷诺数、引气和功率提取对发动机稳定性的影响。此外，发动机工作稳定性还与进气道的稳定工作密切相关［3］。蔡元虎等［4］指出，进气畸变使得压气机稳定工作边界在压气机特性图中向右下方移动，降低了发动机的稳定裕度。施磊等［5-6］研究了跨声速小流量进气道与发动机的相容性，提出发动机小流量状态的稳定性设计需考虑和重视进发相容性。

为提高发动机稳定性，扩大发动机使用包线，业界进行了大量的研究，发展形成了多种扩稳措施或调节技术。如F119、AL-31ϕ等高推重比涡扇发动机，已普遍采用多变量几何调节技术，提高风扇、压气机的稳定裕度，扩大风扇、压气机的稳定工作范围。吴虎等［7］利用建立的计算模拟程序，对发动机变几何调节方案进行了优化分析，指出变几何调节可使发动机性能和稳定裕度获得最佳匹配。同时，为实现进气道与发动机流量和流场的匹配，现代战斗机大多采用可调斜板控制进气道喉道面积［8］。史建邦等［9］利用CFD数值模拟方法，研究了可调斜板式进气道斜板板位快速调零引起的激波系变化。

目前，国内发动机喘振及扩稳措施的飞行试验研究，主要采用飞行台插板逼喘等方式［10-11］。但由于飞行台插板逼喘通常受限于飞行台的飞行包线（飞行台通常选用运输机或客机，飞行包线通常在中低空亚声速范围），而对高空超声速飞行状态发动机喘振和扩稳措施的研究较少涉及。本文利用某超声速飞机，研究高空超声速减速条件下，进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征，及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。研究结果对高空超声速状态涡扇发动机稳定性设计具有一定的参考价值。

2　试验对象和测量方案

2.1试验对象

被试发动机为加力式涡扇发动机，其增压系统由风扇、高压压气机组成。试验载机为超声速飞机，其进气道为外压、可调斜板式进气道。进气道斜板共分为三级，一级斜板固定不动，二级斜板由作动筒控制，第三级为铰链板，随二级斜板动作；进气道喉道截面位于二级斜板与铰链板的连接处，如图1所示。进气道斜板板位调节量由发动机风扇换算转速控制，飞行马赫数大于Ma1（进气道斜板起调马赫数）时起调，小于Ma2（进气道斜板调零马赫数）时调零（Ma2＜Ma1）。

2.2测量方案

沿进气道出口至涡轮后，在内外涵流道加装压力传感器，如图2所示。测取的压力参数有：发动机进口总压pt1、风扇外涵出口总压pt13、风扇内涵出口总压pt23、高压压气机出口总压pt31、涡轮后总压pt6、外涵出口总压pt16。同时还测取了进气道斜板板位信号θz、风扇外涵出口总温T13、喘振信号Sur等参数。

图1　进气道示意图Fig.1 Sketch map of inlet duct

图2　测量点示意图Fig.2 Sketch map of measuring stations

3　喘振特征

3.1喘振现象

试验中飞机高空超声速平飞减速，发动机收油门杆减速至慢车状态，发动机出现喘振现象。经过多次试验，发现发动机喘振的概率较大，且具有以下特点：①不确定性，并不是每一次试验都出现喘振现象；②喘振均发生在较低的风扇换算转速（风扇相对换算转速65%以下），为高空发动机慢车状态；③喘振均发生在进气道斜板板位快速调零之后；④飞行中喘振点难以回避。图3为喘振点统计分析结果，图中nLcor为风扇相对换算转速。

3.2喘振原因

建立如图4所示的发动机喘振故障树，对发动机流道转、静子件进行孔探检查，同时对喘振数据进行分析。进气道流道、转静子件等未发现异常，进气道斜板、发动机几何面积控制规律、供油规律均符合设计要求。

对发动机流道相关参数的变化进行分析。图5示出了进气道斜板板位快速调零前后发动机沿流程压力参数变化。可见：0.7 s时进气道斜板板位根据调节规律快速调回零位，随后发动机沿流程压力均存在不同程度的波动，且波动幅度逐渐增大，风扇内涵出口压力波动尤为明显，3.2 s时发动机喘振；而在进气道斜板板位调回零位之前，发动机沿流程压力无明显波动。这说明进气道斜板板位快速调零是造成发动机流道压力参数波动的主要因素。原因是由于发动机收油门杆减速至慢车状态，随着马赫数的减小，进气道斜板根据调节规律快速调回零位，进气道气流通道面积突然增大，而发动机慢车状态需求进气流量较小，导致进气道与发动机流量不匹配，进气畸变增大。喘振出现前风扇外涵出口总温有明显跃升，说明风扇有较为明显的失速现象。因此，进气畸变导致风扇稳定裕度大幅降低，加之低雷诺数、功率提取等降稳因子［1-2，12］的影响，风扇稳定裕度进一步降低。当风扇稳定裕度不足时（即工作点在喘振边界上或越过喘振边界）将出现不稳定工作。而风扇在不稳定工作状态下出口流场品质较差，进气畸变传递至压气机［13-15］，导致高压压气机损失部分稳定裕度，加之低雷诺数、功率提取等降稳因子［1-2，11］的影响，高压压气机稳定裕度进一步降低。

图3　发动机喘振区域Fig.3 Engine surge region

图4　发动机喘振故障树Fig.4 Fault tree of engine surge

4　变几何扩稳措施

根据发动机喘振原因，可从两方面改善发动机的稳定性：一是优化进气道斜板控制规律，减弱或消除进气道出口压力波动；二是提高发动机慢车状态风扇、压气机的抗畸变能力。本文从提高发动机抗畸变能力的角度，采取了放大尾喷口临界截面面积的变几何扩稳措施。

4.1尾喷口扩稳措施

改变尾喷口临界截面面积A8可调节风扇特性图上共同工作线走向，以此影响发动机内外涵道参数间的相互关系及特性。图6给出了喷口临界截面面积变化对风扇共同工作线的影响，图中πk为风扇压比，Gkcor为风扇换算流量。当尾喷口临界截面面积增大时，一方面外涵的流通能力提高，涵道比增大，风扇的流通能力增大，风扇共同工作线向远离喘振边界的方向移动，此时风扇的稳定裕度增加；另一方面，低压涡轮落压比增大，使风扇共同工作线向喘振边界方向移动，此时风扇的稳定裕度降低。在以上两种因素作用下，风扇共同工作线的最终移动取决于设计涵道比的大小［16］。尾喷口临界截面面积增大，也会造成风扇效率降低、发动机推力下降等不利影响［16-17］。

图6　涡扇发动机尾喷口临界截面面积变化对风扇共同工作线的影响Fig.6 Effects of different exhaust nozzle throat area of turbofan engine on fan operating line

经理论计算和地面试车验证，采取如图7所示的尾喷口临界截面面积放大规律，发动机尾喷口临界截面面积随着风扇换算转速的降低而逐渐放大。

图7　高空发动机慢车状态尾喷口临界截面面积控制规律Fig.7 Control laws of exhaust nozzle throat area with high-altitude in idle

4.2试验验证

尾喷口临界截面面积扩稳措施贯彻后，发动机沿流程压力波动幅度显著减弱，如图8所示。经多次飞行试验验证，发动机仅喘振1次，喘振概率大大降低。

5　提高风扇转速扩稳措施

放大尾喷口临界截面面积的扩稳措施，增加了风扇的稳定裕度，但此措施仍不能避免发动机喘振的发生。根据喘振发生在较低风扇换算转速的特点，期望提高发动机慢车状态的风扇转速，以回避低转速易喘振区域，同时增加发动机慢车状态的需求空气流量，改善进气道气流通道面积突然增大导致的流量不匹配。

图8　扩稳前后发动机流道压力参数波动情况Fig.8 Comparison of pressure in flow-path before and after enlarging engine surge margin

随着飞行高度的增加，空气密度降低，慢车转速逐渐增加，从而满足油气的匹配，保证发动机慢车状态稳定。由于高空发动机慢车转速由最小燃油流量控制，因此提高最小燃油流量可提高发动机慢车状态的风扇转速。在贯彻放大尾喷口临界截面面积的扩稳措施后，对增加最小燃油流量提高风扇转速的扩稳措施进行了飞行试验验证，结果如表1所示。可见，贯彻放大尾喷口临界截面面积的扩稳措施的同时，最小燃油流量增加28%，风扇相对换算转速可提升14%左右，可完全避开低转速易喘振区域，从而避免发动机出现喘振。经多次飞行试验验证，发动机未再出现喘振。

表1　最小燃油流量变化对高空发动机慢车转速的影响Table 1 Effects of different minimum fuel flow on high-altitude rotor speed in idle

6　结论

本文研究了飞机高空超声速减速条件下，进气道斜板板位快速调零后，涡扇发动机的喘振特征，以及扩稳措施对发动机稳定性的影响，得到如下结论：

（1）进气道可调斜板快速调零引起发动机进口压力波动，导致进气道与发动机流量不匹配，进气畸变增大。

（2）在较低风扇换算转速下，受进气畸变及低雷诺数、功率提取等降稳因子的影响，发动机的稳定裕度不足。

（3）放大尾喷口临界截面面积的变几何扩稳措显著减弱了发动机沿流程压力的波动，改善了发动机的稳定性，喘振概率大大降低。

（4）增加最小燃油流量，可提高高空发动机慢车状态风扇转速，从而避免发动机进入低转速易喘振区域，同时改善了因进气道气流通道面积突然增大导致的流量不匹配。

（5）根据发动机喘振特征，将进一步研究优化进气道可调斜板控制规律，消除进气道斜板快速调零引起的发动机进口进气压力波动。

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Flight test of surge characteristic and measures to enlarge the engine surge margin on a high-altitude supersonic turbofan engine

SHEN Shi-cai，HAO Xiao-le，JIA Yi-zhe
（Engine Flight Test Technology Institute of Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 710089，China）

Based on the adjustable ramp inlet and turbofan engine,the surge characteristics after the inlet ramp position fast adjusted to zero,and the effect of enlarging the exhaust nozzle throat area and increasing the fan speed to the engine stability was investigated during the flight speed reduction in high-altitude supersonic condition.The results indicate that,firstly,the inlet ramp position fast adjusted to zero will lead to the fluctuation of engine inlet pressure,the flow in the inlet duct and engine will not match,and the intake distortion will increase.Secondly,the intake distortion and other factors will result in the lack of engine surge margin with the low fan speed.Thirdly,the enlargement of the exhaust nozzle throat area will increase the engine surge margin and the probability of surge will decrease greatly.Fourthly,increasing the minimum fuel flow will improve the fan speed in idle,and prevent the engine from incidental surge region.

turbofan engine；surge；the adjustable ramp inlet；exhaust nozzle throat area；fan speed；enlarge the engine surge margin；flight test

V231.1

A

1672-2620（2016）03-0007-04

2014-12-24；

2016-06-15

申世才（1983-），男，山东成武人，工程师，硕士，主要从事航空发动机性能特性研究。