多级涡轮过渡态气动热力性能试验

郝晟淳,高飞龙,陈 强,付 鑫,姜大鹏,田 羽

(中国航发沈阳发动机研究所,辽宁 沈阳 110015)

航空发动机是多部件协同工作的复杂机械产品,在其整个工作包线内要历经不同的工作状态,包括稳定工作状态和非稳定工作状态。非稳定工作状态又称为过渡态,典型的过渡态有起动、加速、减速等过程。通常,航空发动机/燃气轮机各主要部件的性能和参数匹配是基于各部件的稳定状态展开的,而在其过渡状态,由于发动机的工作参数随时间变化较快,各部件的实际性能与稳定状态存在较大偏差,其中若干零部件变化的差别有可能超出其设计预期。过渡态下发动机性能和结构状态的偏离不但会影响发动机的性能,也为发动机的安全带来巨大威胁。

当发动机部分或全部性能相关变量随时间变化时,就进入了过渡态工作。一般来说,相较于稳定的巡航状态,过渡态会在较短的时间周期内产生较大而明显的性能变化。

在过渡态工作状态下,航空发动机涡轮和压气机的功率并不平衡,发动机的加减速特性取决于涡轮剩余功率和转子转动惯量的特性。因为涡轮部件的转动惯量相对更大,所以其过渡态特性拥有更明显的迟滞效应。同时,涡轮是航空发动机的主要热端部件,在整机环境下,涡轮进口受上游燃烧室或上游涡轮的影响,出口受下游排气段喷管、加力燃烧室的影响。过渡态下涡轮内部的流动换热、几何变化极为复杂,是风险最高的部件之一。因此基于涡轮部件试验,对发动机的过渡态性能进行综合评估,对发动机的性能和可靠性提升有积极意义[1-4]。

但从公开发表的资料来看,主要是通过整机或核心机作为试验探究平台。例如美国普惠公司相关研究人员早在20世纪80年代就对航空发动机过渡态及其气动热力影响展开了试验研究[5],罗罗公司和斯图加特大学合作,通过对高空台进行试验测试专项改造,对BR700核心机进行了过渡态特征专项测量[6-7]。其研究成果直接促进了在研型号的进一步成熟。

国内对过渡态的气动热力特征及其影响展开研究较早,但主要集中在评估模型构建、数值模拟和少量整机试验方面,在涡轮部件过渡态特征方面尚缺乏足够研究[8-14]。因此,基于部件级试验平台开展航空发动机涡轮的过渡态试验技术研究,发展涡轮过渡态评估、试验、测试、分析技术具有突出意义。

1 涡轮过渡态气动热力特征

涡轮边界条件复杂,进口压力和温度分布不均匀,最高温度与最低温度的比值在部分情况下可达2.0,来流湍流度变化大,一般可达到3%～10%,甚至可能达到20%。同时涡轮叶片和端壁表面的冷却气体射出,加剧了流动的非定常性和不均匀性。

而在过渡态下,涡轮的工作状态还受到压气机和涡轮之间功率匹配关系的影响,其转速变化和轴系的转动惯量以及气动边界之间存在复杂的关联关系。

过渡状态主要会引起以下4个方面的问题。

① 由涡轮-压气机组成的轴系在结构、气动方面呈现强耦合性,由过渡态性能造成的功率不匹配会引起气动、结构、控制等一系列问题。

② 过渡态下,航空发动机自身的容腔特性会导致其过渡过程呈现迟滞效应。

③ 转轴具有较大能量存储能力,燃气涡轮中叶片、机匣金属加热效应变化过程较慢,变化量大,进一步增强了过渡态的多变特性。

④ 过渡态下,主要流道和空气系统呈现气动不平衡状态,会进一步诱发轴向力反向、燃气倒灌、燃气入侵等一系列问题。

2 涡轮过渡态模拟方法

由于试验风险和成本限制,当前工程条件下涡轮部件试验仍以模拟态试验为主。模拟态试验最大的特点是,通过相似理论将发动机实际状态下的涡轮高温高压工作参数转换为地面试验条件低温低压状态参数。过渡态试验由于引入了具有过渡态特征的时间尺度参数,其试验相似参数与稳态试验有着本质差异,稳态试验相似参数不能适用于过渡态试验。

对于流体力学领域,两相似流场具有3个性质:① 几何相似,即两流场的几何形状相同,大小成比例;② 运动相似,即流场中任意对应点的流动速度方向一致,速度大小成比例;③ 动力相似,即流场中任意对应点受力的类型相同,各力方向相同、比值相等。结合物理学和流体力学中对于相似的定义,在叶轮机械中,从N-S方程组的求解过程出发,考虑时变定解条件的相似性,得到适用于过渡态涡轮性能试验的相似模拟方法[15-16]。

在模型比为1、不考虑工质重力影响且假定工质位于自模区的情况下,低温低压试验环境与发动机高温高压工况下涡轮过渡态流动相似控制参数包括:无量纲时刻的膨胀比、无量纲时刻的换算转速、无量纲时刻的涡轮出口总压和无量纲时刻的涡轮进口温度[17]。

以上无量纲参数相似保证了在各个时间点上关键气动热力参数时间变化率相似。由于任意微元的物理时间跨度存在相似缩放的比例关系,在任意时刻各参数随时间的变化率与高低温工况之间时间跨度的比值相关。各参数随时间的变化率与高低温工况之间时间跨度的比例关系可理解为高低温工况时间跨度差异在输入边界条件上的体现[18-19]。

经过高低温工况转换后,典型无量纲参数和有量纲参数随时间的对应关系如图1和图2所示。通过过渡态相似转换,在整机上高温环境下的过渡状态(对应图2中的高温工况)过程中的流动和低温模拟试验环境下过渡态(对应图2中的低温工况)过程中的流动达到相似。

图1 无量纲尺度高低温工况的参数对应关系

图2 有量纲尺度高低温工况的参数对应关系

在涡轮过渡态模拟试验中,只须实现低温工况下的时变边界条件,获得的过渡态特征参数经过相似转换就可应用在整机真实高温工况中,进而实现整机匹配环境下过渡态特征的正向设计。

因此在涡轮过渡态模拟试验中,制造经过相似转换后的时变边界条件是涡轮过渡态试验环境构建的关键。

3 涡轮过渡态试验环境构建

3.1 过渡态试验设备

涡轮过渡态的模拟试验平台基于某全尺寸涡轮试验器进行。该部件试验设备的原理图如图3所示。

图3 全尺寸涡轮试验器及试验件原理图

该试验设备初始设计目的是用来完成稳态涡轮气动热力性能录取任务。经过一系列复杂改造后,该设备具备了过渡态边界调节能力,可实现基于过渡态模拟方法获得的时变边界条件[20-24]。

主要改造内容如下。

① 采用了可编程电液伺服控制的进气、放气阀门联合调节涡轮进口压力。

② 采用变频驱动燃油泵组调节涡轮进气管路加温器供油能力,进而实现进气温度控制。

③ 采用电液伺服控制水力测功器的进水、排水阀门,进而实现涡轮试验件转速控制。

上述控制参数是相互耦合、相互影响的,必须通过状态控制设备协同控制,实现对涡轮进口环境过渡过程的构建[25]。

3.2 过渡态试验环境模拟模型构建

根据涡轮过渡态试验模拟环境需要,须对试验器在过渡态条件模拟期间的运行状态进行计算。在涡轮过渡态试验中,对该试验器众多复杂的子系统的运行状态进行全面计算,实现过渡态下涡轮试验边界条件的控制难度较大[26]。通过模拟涡轮过渡态试验中试验件进口的环境参数变化和试验件运行参数变化,实现模拟目标截面为多级涡轮试验件进口截面,包括试验件进口截面的气动参数和试验件进口处的机械运行参数[27]。试验系统的原理如图4所示。其中大气条件和外线供气特性为系统的外部边界条件。

图4 试验系统的原理

建立试验状态计算模型需要掌握全尺寸涡轮试验器和被试多级低压涡轮试验件的众多气动、物理特性,包括控制阀门的流量、压力特性,试验器的容腔大小,负载吸收功率特性及负载转子物理特性,试验件的气动特性、转子物理特性等[28-31]。

试验状态计算模型中主要包括试验设备进气特性模块、试验设备容积特性模块、试验设备放气特性模块、试验设备排气特性模块、试验负载特性模块和被试涡轮特性等模块。在试验状态计算模型中,控制设备的特性一般以数据表或者函数曲线的形式给定[32]。

通过压力、温度、流量、转速、扭矩等参数,将各个设备特性模块联系起来,通过试验状态计算模型,实现对试验状态下被试涡轮进出口条件状态参数、工作状态参数变化的模拟计算[33-35]。计算模型的结构图如图5所示。图5中p为进气压力,T为进气温度,Q为进气流量,n为试验转速,M为扭矩,P为功率。

图5 试验状态计算模型结构图

通过上述模型,可以计算不同控制函数条件(即模拟不同试验操控方案)下试验件进口压力、温度、流量等气动状态参数随时间的变化情况,以及试验件功率、转速等运行状态参数随时间的变化情况[36]。

在具体的过渡态试验环境构建中,首先根据气源压力、大气压力等外部边界条件和涡轮膨胀比、转速、进口温度等过渡态试验开始之前的稳态工作参数,求解过渡态起始时的试验状态参数初值,包括涡轮流量、试验器进气调节阀开度、测功器控制阀开度等[37-38]。

在进入过渡态试验过程后,经过给定的时间步长,阀门开度等控制量按照与时间相关的控制函数变化到新的位置[39]。通过局部迭代计算,求出新时间点的平衡状态,直到完成给定时间长度内所有状态点的计算[40]。

3.3 过渡态试验环境验证试验

在现有全尺寸涡轮试验器的基础上,利用某涡轮导向器流量函数试验,开展涡轮进口压力模拟验证性试验[41]。

以多级低压涡轮过渡态试验目标进口压力变化曲线为控制目标,计算得到全尺寸涡轮试验器进、排气阀门控制规律曲线。为匹配当前实际的试验件工况,对曲线的起止点压力值进行了调整,但曲线的过渡态特征保持与多级低压涡轮试验目标相似,时间尺度与多级低压涡轮试验目标相同。以该曲线作为试验状态阀门自动控制的输入[42]。模拟结果如图6所示,模拟目标和验证结果的偏差在2.5%以内。

图6 涡轮进口压力验证试验模拟结果

利用某低压涡轮性能试验,开展涡轮进口温度和转速模拟试验。仍以与多级低压涡轮过渡态试验目标相似的涡轮进口温度变化曲线作为控制目标,计算得到全尺寸涡轮试验器燃油加温供油泵转速控制规律曲线[43]。为匹配当前实际的试验件工况,对曲线的起止点转速值进行了调整,但曲线的过渡态特征保持与多级低压涡轮试验目标相似,时间尺度与多级低压涡轮试验目标相同。以该曲线作为试验状态供油泵转速自动控制的输入[44]。转速升高和降低过程中实际验证转速和目标转速随时间变化面产生的差异如图7、图8所示。

图7 涡轮转速模拟结果(转速升高)

图8 涡轮转速模拟结果(转速降低)

通过过渡态环境控制模型和方法,预测了试验涡轮压力、温度、转速等目标对进气阀门、油泵、测功器阀门位置变化的响应。按照给定阀位控制规律进行试验得到的涡轮转速实际变化曲线与目标曲线的偏差小于2.5%。

4 涡轮过渡态试验测试方法

因为涡轮过渡态的环境构建需要实时控制快速阀门和水力测功器,而涡轮过渡态的气动热力性能测试需要进行压力、温度、动应力、轴向力、转速等参数的同步测量,所以需要构建一套统一测控平台。

统一测控平台既具备向环境构建机构发出控制信号的能力,也具备同步测试过渡态下涡轮气动热力性能的能力。

对航空发动机的过渡状态进行剖析,过渡状态下,绝大部分气动热力参数变化速率和转速变化速率是一阶线性关联的,例如气流压力和气流温度。部分气动热力参数的变化速率和转速变化是二阶线性关联的,例如机匣、叶片的温度变化等。基于以上研究,对航空发动机中的气动频域范围进行了大致划分,各类气动状态对应频率范围示意图如图9所示。

图9 各类气动状态对应频率范围示意图

过渡状态下气动频率的范围大致在10～100 Hz的量级。在进行过渡状态的试验时,需要保证测试频率响应大于过渡状态下最大气动频率响应,测试采样频率可真实反映过渡态下的气动频率,需要保证采样频率为过渡态下气动频率的2倍以上。

4.1 统一测控平台构建

过渡态试验控制及测试统一平台由动态测控系统和同步系统组成。动态测控系统由动态压力测试系统、小惯性温度测量系统、叶尖间隙测量系统、动应力测量系统、轴向力测量系统和试验状态控制系统组成。动态测控系统架构如图10所示。同步系统由时钟服务器(IEEE 1588/IRIG-B时钟同步)、频率/电压同步和转速同步组成。

图10 动态测控系统架构

该动态控制及测试统一平台方案能够满足过渡态试验需求。为了保证测试控制的一致性,须确保各个通道之间的时间同步能力不大于1 ms。

4.2 过渡态参数测试方法

不同于常规稳定状态的测试方案,对涡轮过渡态进行气动热力参数测试,必须要考虑测试方法使用的测试仪器的频率响应水平。

涡轮过渡态关键参数测试仪器及其频率响应水平如表1所示。

表1 涡轮过渡态关键参数测试仪器及频率响应水平

其中用于测量过渡态总压的探针如图11所示。进口总压探针为径向5点分布,出口总压探针为径向6点分布。

图11 用于测量过渡态总压的探针

为了评估涡轮进口流量,还需要测量过渡状态下流道的来流静压,以获得进口马赫数分布。因此要在进出口额外布置高频响静压探针。

为保证压力测试频响,将Kulite公司生产的动态压力传感器安装在压力探针内部。Kulite动态压力探针的型号选择为XCE-062,其外形如图12所示,其直径为1.6 mm。

图12 XCE-062型Kulite动态压力传感器

为了测量壁面静压,在流道的内外壁面开静压孔,将Kulite动态压力传感器安装在静压孔上方。选用的Kulite动态压力传感器型号为XTE-190SM,其外形如图13所示。

选用小惯性总温测试仪表用于测量过渡态下涡轮进出口总温,测试仪表如图14所示。该小惯性热电偶探针的频率响应水平大于20 Hz[45]。

图14 小惯性总温测试仪表

为了测量过渡态中的扭矩变化,在轴系上增加了一套MANNER公司生产的动应力式扭矩测量系统,其原理图如图15所示。其原理是将安装在轴系上的动应力传感器获得的信号通过调制解调器传输至信号接收模块,其频响可达20 Hz。

图15 动应力式扭矩测量仪原理图

5 涡轮过渡态试验结果

在完成了涡轮过渡态模拟方法研究、涡轮过渡态试验环境构建、涡轮过渡态试验及测试方法研究后,基于全尺寸涡轮试验器和多级涡轮试验件完成了涡轮过渡态验证试验。涡轮过渡态典型验证试验过程中转速随时间的变化特征如图16所示。试验能力和转速升高特征达到了目标需求。

图16 涡轮过渡态验证试验转速变化特征

伸入流道中的一支进口压力探针上各个测点平均后随时间的变化特征如图17所示。由图17可知,进口总压和涡轮转速时间保持一致性,二者关联紧密。

图17 涡轮过渡态验证试验进口压力变化特征

安排4个空气系统腔的测点,分别为前腔、后腔、封严腔和后平衡腔。其中,前腔和主流道入口连通,后腔和主流道出口连通,而封严腔和后平衡腔与主流道的通道被前腔和后腔隔离开。

验证试验过程中腔压和转速随时间变化的过程如图18所示。由图18可知,前腔的腔压变化过程与进口压力、转速的变化表现出一致性。封严腔的压力随时间的变化呈现先增大后减小的特征。而后腔、平衡后腔随时间和转速的变化呈现出典型的滞后特性,其最大值出现在主流道过渡过程完成后。

图18 涡轮过渡态验证试验腔压和转速变化特征

试验件的轴向力与空气腔压、各级叶片的压力分布都有关系。试验件的轴向力及转速随时间的变化如图19所示。由图19可以看到,在过渡状态下,最大轴向力合力出现在过渡态末段,之后逐步降低至稳态值。这种滞后特征是涡轮过渡态的典型特征。

图19 涡轮过渡态验证试验轴向力及转速变化特征

在加速过渡态过程中关键气动热力参数和稳态热力参数的对比如图20～图23所示。图中的过渡态过程是在涡轮过渡态典型加速过程中获得。其中稳定状态点选取为与过渡过程中相同膨胀比的状态点,具体对比如图20所示。

图20 稳态和过渡态下换算转速-膨胀比对比

两种工作状态下涡轮效率的对比如图21所示,由图21可知,加速过程起始和结束状态点与稳态状态点相吻合,但涡轮效率在加速过程中明显低于稳定状态,偏离最大位置出现在加速起始阶段,最大偏离程度大于20%。

图21 稳态和过渡态下扭矩效率-膨胀比对比

加速过渡态过程和稳态下换算流量的差异如图22所示,由图22可知,换算流量在加速过程中高于稳定状态,偏离最大位置出现在加速中间阶段,最大偏离程度大于20%。

图22 稳态和过渡态下换算流量-膨胀比对比

加速过渡态过程和稳态下涡轮换算功的差异如图23所示,涡轮换算功在加速过程中低于稳定状态,偏离最大位置出现在加速中后阶段。

图23 稳态和过渡态下涡轮换算功-膨胀比对比

综上,对比稳态和过渡态的气动热力性能可知,在加速过程起始和结束阶段,过渡态和稳态性能基本重合。而在加速过程中,过渡态性能出现明显偏离,表现出了明显的过渡态气动热力特征。

6 结束语

受到多种时变边界条件的影响,涡轮的过渡状态试验和仿真模拟难度较大,对涡轮过渡态进行模拟试验具有积极意义。基于N-S方程组,获得了部件试验模拟真实涡轮过渡态的方法,实现了从真实高温过渡状态向低温模拟过渡状态的转化。基于某涡轮试验设备,通过进行专项改造,构建了涡轮过渡态试验和测试平台,完成了涡轮过渡态模拟试验验证。试验结果表明,部分空气腔内的压力和试验件的轴向力表现出了明显的迟滞和不同步特征。在过渡态过程中,涡轮扭矩效率和涡轮进口换算流量明显偏离了稳态过程。涡轮过渡态过程中发动机的气动性能、结构可靠性和工作寿命都是不可忽略的。后续应基于试验结果发展涡轮过渡态的仿真模拟方法,探究涡轮过渡态气动性能表现的内在机理,为航空发动机过渡态的设计和主动控制提供方法与数据支持。