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贾福年、刘涛、杨采琼、冷林涛、蔡赟

（中国航发四川省燃气轮机研究所，四川绵阳 621000）

doi: 10.19708/j.ckjs.2022.12.007

引用格式：

贾福年，刘涛，杨彩琼，等。 前置输出轴涡轴发动机高空平台进气装置设计与验证[J]. 测控技术, 2022,41(12):36-41.

概括

设计了某前输出轴涡轴发动机高空模拟试验的进气装置，采用三维数值模拟的方法对有无整流器典型工况下发动机进气道流场质量进行了对比分析在进气蜗壳中。 在加装整流装置的情况下，发动机进气压力不均匀度小于1%，温度不均匀度小于1%。 为了降低进气装置的压力损失，对进气装置进行了设计优化。 仿真结果表明，在最大流量下压力损失降低了30%。 最后通过吹气试验验证了流场质量满足设计要求，解决了蜗壳进气方式造成的流场畸变问题。 同时将管渠流量数据与导流池流量数据进行对比，证明了导流池流量测量方案的合理性。 该设计可在该型涡轴发动机的高空仿真试验中推广应用。

关键词

涡轮轴发动机； 高空模拟试验； 进气装置； 不均匀; 吹气试验

近年来，随着航空发动机高空模拟试验装备建设规模越来越大、试验功能越来越强、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的发展中发挥着越来越重要的作用。 重要角色。 涡轴发动机作为直升机的主要动力装置，在研制过程中必须进行高空模拟试验，验证和评估其性能和功能。 我国目前在用和在研的航空涡轴发动机大多采用自由涡轮、动力输出轴前置输出的构型。 该型发动机在进行高空模拟试验时，需要考虑测功机的安装及其对发动机进气的影响，以及机舱内气动布局对测功机功率测量的影响. 对于前置输出轴向进气涡轴发动机的进气装置，它不同于涡喷涡扇发动机的进气流管，需要使用环形进气导流盆，容易产生流场畸变。 在早期的高空平台试验中，普遍采用露天进排气隔离的布局。 但这种布局有明显的缺点。 首先，由于发动机进气道处于大腔体（进气前室），温度平衡时间长。 当模拟工况发生变化时，发动机进气温度调整时间过长，尤其是温度与环境温度相差越大水力测功器原理，温度调整时间越长； 其次，试验室内的水力测功机、电气设备、试验设备均处于高温或低温环境中，其在极端温度条件下的工作性能会影响可试验发动机的进气温度范围，而这些设备或管道处于这样的工作环境温度下，存在一定的安全隐患，尤其是测功机完全放置在进气前室，测功机的正常工作环境温度范围会限制测功机的温度范围发动机进气，因此不能在测功机试验环境温度范围以外的试验点进行试验，涡轴发动机需要进行不同海拔条件下的温度特性试验。 这种测试方法极大地限制了涡轴发动机的测试内容。

【摘要】：为解决某前置输出轴向进气涡轴发动机高空模拟试验的进气问题,结合高空平台进气结构特点,设计了一套进气装置。 该装置能够在满足发动机进气流场质量要求的同时，实现发动机进气流量的测量。

1 高海拔站介绍

高空平台有气源系统、气温调节系统、进排气压力调节系统、试验过程系统、排气扩散器、测功机系统、排气冷却器、冷却水系统、燃油系统、试验系统、电气系统等。高空机舱布置示意图如图1所示，通过调节发动机总进气压力和总温度来模拟飞行速度，通过抽气调节机舱内环境压力来模拟高度。

图1 高空舱布置示意图

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了国外涡轴发动机地面台架试验的进气结构，如图2所示，结合高空舱进气结构特点，采用直联式结构将空气从前室排放到发动机进气口。 为避免测功机的空间干扰，采用两条进气管对称绕过测功机，送入进气稳定装置。 稳定装置内装有导流盆，导流盆与发动机进气口相连。 高空舱进气装置布置示意图如图3所示。

图2 国外涡轴发动机地面平台试验布置图

图 3 高空舱进风装置布置示意图

2.2 仿真分析

根据图3中的进气结构，基于ANSYS几何建模工具SCDM建立参数化三维几何模型，基于多孔介质模型建立5mm厚的圆柱形环形板可以代替孔板效应。 基于ANSYS Meshing模块划分网格，本次网格大小约为200万以上的四面体混合单元，平均网格质量为0.55872，最小质量为4.42e-002。 网格分布和质量满足计算要求。 出水通道及关键部件增加10层边界棱镜层网格，主要用于精细捕捉曲壁分离和变梯度，如图4所示。根据工程经验，本次计算未考虑比较独立于网格的研究。

图 4 计算网格

根据发动机的高度和转速特性，选取高空小流量和低空大流量作为计算边界条件，选取理想气体模型、总能量方程和SST湍流模型。 计算条件如表1所示。

表1 计算条件

工况1（无整流装置）的计算云图如图5所示。从图5的子午面计算结果可以看出，在导管与稳流装置的拐角处，气流为由于肘部弯曲而分开。 气体进入稳流装置后，流道面积变大，流速降低。 气体从稳流装置进入导流盆后，过流面积变小，流速增大。 涡流使流场内部的流场产生湍流，增加导流盆出口压力和温度的不均匀性。 由式（1）和式（2）可知，出口压力不均匀性指标约为2%，出口温度不均匀性指标为4.3%，不符合设计要求-均匀度在1%以内。 因此需要优化进气结构。

图5 工况1计算云图（无整流装置）

2.3 结构优化一（增加整流装置）

根据风洞的结构设计，在稳流装置中增加了整流装置，如图6所示。整流装置整体采用蜂窝结构，由大小不一的圆孔组成。 导管出口采用直径7mm的小孔，其余采用直径10mm的大孔，孔距20mm，交错排列。

图6 整流装置结构图

加装整流器前后四种工况的计算结果如表2所示。从表2可以看出，加装整流装置后，进气道内流场明显改善，出口压力提高和温度不均匀性满足要求。 加整流装置后工况1计算云图如图7所示，与图5未加整流装置计算云图相比，内部流场明显改善，出口压力和温度分布更均匀。

表2 加装整流装置前后计算条件

图7 工况1计算云图（加装整流装置）

2.4 结构优化2（增加整流装置+四舍五入）

加入整流装置后，虽然气流经过进气装置后更加均匀，但压力损失增大。 加装精馏装置前压力损失为2.6kPa，加装精馏装置后压力损失为5.7kPa。 考虑到压力损失的增加会给进气调节带来滞后效应增长，为降低压力损失，在进气道与稳流装置的连接处进行平滑过渡，即倒圆角，以减少流速的梯度变化。 优化后的模型如图8所示。

图 8 优化模型

在优化模型工况4下，通过模拟计算，压力损失降低了30%左右，导流池出口压力不均匀度为0.90%，温度不均匀度为0.83%。 模型优化后，出口流场的非均匀性有所增加，但在设计要求之内。 图9为工况4的速度云图、压力云图和不带圆角的对比。 从图9中可以看出，气流从导管到稳流装置中心的压力梯度在变圆后变化不大，降低了中心流量。 损失。

图9 工况4圆角速度、压力、温度圆角与不圆角云图对比

3、进气装置试验验证

在某试验台上，对结构优化2的进气装置进行进气吹气标定试验，采用标准音速喷嘴进行常温吹气。 吹气标定试验示意图如图10所示，机组供气经调节阀2→稳压罐→音速喷嘴→调节阀3和调节阀4→调节阀5进入试件，进入试件与放空管路之间的流量分配通过调节阀2和调节阀1完成，保证进气测量段的流量和压力满足试验状态的要求。

图10 吹气标定试验示意图

试件入口标准流量We由音速喷嘴测量，其值由音速喷嘴温度Te、压力Pe、气体常数R和喷嘴本身的相关参数前的实测参数计算得出，即

式中：Ae为喉部面积； F为流量函数； Cd为流出系数； Z是压缩系数。

进气管道流量测量和导流池流量测量采用静压、全压、全温参数计算测量段的理论流量，再通过流量系数得到进气装置的实际流量方法。 计算公式为

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 不均匀性验证

仿真计算结果表明，进气装置导流盆测量截面Ma为0.15-0.2。 吹气试验按马氏进行，流量范围控制在3.3-4.8公斤/秒。 导流盆出口段压力和温度不均匀度如图11所示，最大总压力不均匀度为0.489%，最大总温度不均匀度为0.086%，压力和温度不均匀度均在1%以内。 结果表明，吹气试验过程中导流盆气流场均匀稳定。

图11 导流盆出口段压力和温度不均匀性

3.2 流量系数验证

以导流池测量断面的理论流量（Wa，id）为横坐标，以音速喷嘴实测流量（We）为纵轴，得到导流池的流量系数为0.9621采用最小二乘法进行过零直线拟合水力测功器原理，如图12所示。 图12中的趋势线R2为0.9992，说明理论流量与音速喷嘴的流量有很好的相关性，几乎一致。

图 12 拟合参数

3.3 流量测量验证

为证明导流池流量测量的准确性，在进水管上增加了流量测量段，如图3所示。吹气试验后，两管流量与进水管流量的最大差值导流盆地在1%以内。 流量测量结果对比如图13所示，发动机进气导流盆和进气管测得的流量一致，验证了进气装置设计合理，能够满足进气质量要求涡轴发动机高空试验气场，实现发动机进气流量的精确测量功能。

图13 流量测量结果对比

3.4 不确定性分析

设导流池流量测量断面的相对不确定度为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。 计算方法如下。

①音速喷嘴的不确定度。音速喷嘴本身的精度为0.25%。 考虑压力和温度测量的不确定性，音速喷嘴的总标准不确定度δWe为

式中：δPe为压力的绝对不确定度，与扫描阀、大气压力表和通道本身的不确定度有关； δTe是温度的绝对不确定度，与传感器、通道量程和通道精度有关，不再叙述。

经计算，音速喷嘴测量流量的最大相对不确定度为0.19%，对应的音速喷嘴标准不确定度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

式中：P*为导流池实测总压力； T* 是在导流盆地测得的总温度； q(λ) 是流函数。

经计算，导流池实际流量测量的最大相对不确定度为3.26%，相应的导流池流量测量标准不确定度δWa,tr为0.1116 kg/s。

③导流盆测流断面相对偏差的不确定度。根据计算公式，|We-Wa,tr |的理论不确定度。 可以计算为

导流池流量测量断面的不确定度按正态分布进行处理。 当置信概率为95%时，包含因子k约等于2，此时标准不确定度与扩展不确定度的关系应为2δΔW>|We-Wa,tr|，则有

若式（9）的根号下的值小于0，则取B=0。 所有校准点 B 的最大值是整个流量范围内的 B 值。

根据式（6）～式（9），经计算，导流盆流量测量断面本身的最大相对不确定度为0%。

4。结论

本文主要针对前置输出轴涡轴发动机高空模拟试验设计和验证进气装置。 主要结论如下：

① 通过模拟计算和吹扫试验验证，在稳流装置中增加整流器，可有效改善流道内流场质量，降低导流池出口压力和温度不均匀性，满足1%以内的压力和温度不均匀性。 要求。

②通过在进气道与稳流装置连接处增加平滑过渡，使进气装置的压力损失降低30%，有利于试验过程中进气的控制和调节。

③ 风管流量与导流池流量及进气流量的对比，证明了导流池流量测量方案的合理性，为进一步优化设计提供了技术储备。前输出轴涡轴发动机高空模拟试验装置，并可在该型涡轴发动机高空台架试验中推广应用。

结尾

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