非标准大气对某型发动机接通加力可靠性的影响 |
| 2013-02-06 16:26 作者：张 蓉 郭 斌 来源：硅谷网-《硅谷》杂志 HV： 编辑： 【搜索试试】
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硅谷网讯 据《硅谷》杂志2012年第22期刊文称，某型带加力燃烧室的双转子涡轮风扇发动机在两个飞行日中同高度、同表速接通加力试验出现结果差异较大情况。针对这一现象，本文进行了分析研究，认为实际大气条件偏离标准大气条件是造成试验结果分散的重要原因，在后续机型的试验中，应在不同的气候条件下检查发动机设计给定的加力接通边界。
关键词：加力燃烧室；涡轮风扇发动机；非标准大气；加力接通
0引言
某型发动机为带加力燃烧室的双转子涡轮风扇发动机。该型发动机在两个飞行日中，进行高度17000m、表速500km/h接通加力试验，试验结果截然不同：第一个飞行日，高度17000m、表速500km/h，发动机从中间状态接通加力3次，3次均成功，无脉动、无熄火；第二个飞行日，高度17000m～15000m、表速500km/h，共接通加力13次，只有2次接通可靠，其余1次熄火、10次脉动。
同样的高度、速度，发动机加力燃烧室供油量、尾喷口面积等都未进行过人为调整，试验结果应前后相符，而实际结果却相差甚远。本文通过分析研究，认为实际大气条件偏离标准大气条件是造成试验结果分散的重要原因。
1造成两次试验结果差异的原因
加力燃烧室能够建立稳定火源的前提是其进口气流的温度、压力应在合适的范围内，且温度场、速度场应尽量均匀，若进口气流的压力、温度偏低，则不利于燃油的雾化、蒸发，燃烧的稳定性变差。一般认为，加力燃烧室进口的温度和压力是影响加力燃烧室接通的主要因素。
试验中未测量加力燃烧室进口的温度和压力，但低压涡轮出口温度、压力与加力燃烧室进口的温度、压力直接相关，因此利用低压涡轮出口参数表征加力燃烧室进口条件。
图1是发动机接通加力前低压涡轮出口气流的温度、压力与接通加力可靠性之间的关系。从图1看出，接通加力可靠的试验点分布在图中右上区，当低压涡轮出口压力P6t大于95kPa或低压涡轮出口温度T6t大于740℃时，发动机接通加力可靠，随着压力和温度逐步减小，出现了接通失败的试验点，图中绿色虚线附近为临界区域，左下区为接通失败的试验点。
表1是两个飞行日接通加力前发动机参数对比。从表1看出，在主要参数基本不变的情
况下，第一次成功，第二次失败。接通成功的数据中，发动机低压涡轮出口温度T6t为756℃，发动机进口气流总温T1t为-6.7℃，高、低压转子转速n2、n1分别为96.65%和96.22%，接通失败的低压涡轮出口温度T6t为707℃，发动机进口气流总温T1t为-16.7℃，温度值明显偏低，高、低压转子换算转速n2、n1分别为96.12%和95.68%，略低于接通成功时的转速值。
通过这两次接通加力前发动机状态参数的对比可以看出，低压涡轮出口的压力差异不大，接通成功时的压力P6t值为62.56kPa，略低于接通失败时的压力P6t值为65.48kPa，向不利于燃烧稳定的方向影响；低压涡轮出口温度T6t变化明显，相差近50℃。
表1接通加力前发动机主要参数
序号 Hp
（m）
高度 Vi
（km/h）
表速 Mi
马赫数 n1
（%）
发动机低压转子换算转速 n2
（%）
发动机高压转子换算转速 T6t
（℃）
低压涡轮出口温度 P6t
（kPa）
低压涡轮出口压力 T1t
（℃）
发动机进口气流总温 试验
结果
1 16968 492 1.18 96.22 96.65 756 62.56 -6.7 成功
2 17037 502 1.2 95.68 96.12 707 65.48 -16.7 失败
通过对加力燃烧室进口的温度、压力对加力接通的影响分析可以看出，温度是造成两次试验结果不一致的主要原因。
图1加力燃烧室进口温度和压力图2发动机控制规律
对接通加力可靠性的影响
发动机低压涡轮出口温度由发动机控制规律决定，发动机的控制规律如图2所示，发动机的转速和低压涡轮出口温度按照进口气流的总温进行变化，当进口气流总温向负温方向移动时，发动机的物理转速和低压涡轮出口的温度减小，以表1中的数据为例，飞行高度Hp=17000m，表速Vi=500km/h，接通加力可靠时，进气总温T1t为-6.7℃，低压涡轮出口温度T6t为756℃；接通加力失败时，进气总温T1t为-16.7℃，低压涡轮出口温度T6t为707℃。
可见，发动机的进口总温是造成低压涡轮出口温度变化明显的主要原因。
而发动机进口总温T1t与飞行高度和飞行马赫数有关。
式中Tsa是飞机飞行高度上的大气静温，Mi是飞行马赫数，当飞行高度和飞行速度一定时，T1t的大小取决于Tsa的大小。
从上述分析可见，在飞行高度和飞行速度一定的情况下，当地的大气静温是造成试验结果分散的主要原因。
2非标准大气条件对接通加力可靠性的影响
国际标准大气是国际标准化组织为了统一飞行器的设计计算、仪表研制和校准而规定的一种理想化的大气模型，国际标准化组织ISO制定了ISO2533《国际标准-标准大气》，该标准是世界上目前最有代表性的标准大气，是国际空气喷气发动机计算、设计、试验和鉴定验收的大气条件的基础。我国参照这本国际标准制定了国家标准GB/T1920_1980《标准大气》。
国际标准大气是指压力为1个大气压，温度为15℃，湿度为0。这种大气在真正的地球大气中几乎是不存在的。因此国际上各类飞行器的设计和试验必须考虑非标准大气的影响。
美国军用标准MIL-STD-210B《军用设备和气候极限》的前言中提到：“在第二次世界大战期间，由于没有从战斗和支援设备所处的及所承受的全球气候值出发，对设备进行充分的设计和试验，以至这些设备失效”，可见，大气条件对设备的使用有很大影响。
图31984年实测大气温度分布图4发动机进气总温与飞行高度的关系
标准大气条件下不同高度的大气静温与高度的关系如下：
Hp≤11000m时，，即高度11000m以下，每升高1000m，温度下降6.5℃。
Hp≥11000m时，K，即高度11000m以上，大气静温恒定在-56.5℃（216.55K）。
图3是某机场大气静温记录结果，从图3看出，机场上空的实际大气静温与标准大气相差很大，同一高度时，大气静温的变化量在高度15000m达到15℃～20℃，在高度1500m达到40℃。
实际飞行中大气的温度并非像标准天那样变化，这样，不同的飞行时间发动机进口的气流总温就会产生差异，带来发动机状态的变化。
图4中，横坐标为飞行高度Hp，纵坐标为大气静温Tsa。
从图4中看出，在高度13000m以下，相同飞行高度时，第二个飞行日的大气静温比第一个飞行日高约10℃；高度13000m以上，相同飞行高度时，第二个飞行日的大气静温比第一个飞行日低约10℃，高度17000m时，差值更大。
造成上述差异的原因可能有以下几方面因素：
1）两个飞行日飞机执行任务时的时间不同，上午的地表温度和中午的地表温度不同，每升高1000m大气静温下降6.5℃，因此空中的静温也会不同；
2）两个飞行日飞机跨越的空域不同引起大气静温的差异。
可见，相同飞行速度时，由于大气静温的不同引起了发动机进气总温的差异，进而影响了发动机核心机的工作状态以及加力燃烧室进口的温度、压力，影响了接通加力的可靠性。
3结论
通过上述分析，我们可以得到以下结论：
1）理论上认为高度11km以上就达到了恒流层，大气温度应保持不变，而实际情况表明，高度11km以上的大气温度并不恒定。文中涉及的发动机根据进口气流总温调节转速、低压涡轮出口温度，使得实际大气温度成为了影响加力燃烧室工作质量的重要因素之一；
2）发动机在不同气候条件下，加力接通、切断和稳定工作的边界将发生变化。在各种气候条件下，特别是极值气候条件下，能够接通、切断加力并且在加力状态稳定工作的边界才是可靠的边界；
3）在后续机型的试验中，应在不同的气候条件下检查发动机设计给定的加力接通边界。
作者简介：
张蓉（1977-），女，硕士学位，中国飞行试验研究院科技部工程师，目前从事某工程的飞行试验研究工作；郭斌（1983-），男，硕士学位，中国飞行试验研究院发动机所工程师，目前从事航空发动机工作特性专业研究。 |
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