航空燃氣渦輪發動機喘振探析

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喘振主要是指氣流沿航空燃氣渦輪發動機軸線方向出現的低頻高幅氣流振蕩情況。一旦航空燃氣渦輪發動機進入喘振狀態，不僅會導致航空燃氣渦輪發動機自身出現強烈機械振動及熱端超溫，而且會在較短的時間內導致燃氣部件出現嚴重破壞，最終導致整體航空燃氣渦輪發動機出現不穩定運行風險。為了避免喘振對航空燃氣渦輪發動機的影響，對其運行情況進行適當分析具有非常重要的意義。

1航空燃氣渦輪發動機喘振表現

以航空燃氣渦輪發動機特性曲線為入手點，得出若流經航空燃氣渦輪發動機空氣流量降低到一定限度，進而促使運用工況點下滑到喘振邊界左側。在這期間空氣流量的不穩定變化，不僅會導致航空燃氣渦輪發動機內部壓力出現不穩定波動，甚至會出現氣流由航空燃氣渦輪發動機倒流入外界大氣的情況。而氣流倒流情況的出現，則會導致航空燃氣渦輪發動機內部空氣流量減少，進而促使航空燃氣渦輪發動機功率下降、發動機推力縮小；航空燃氣渦輪發動機推力的下降也會導致發動機整體燃油損耗增加，進而促使航空燃氣渦輪發動機經濟性能不穩定風險加大；隨著燃氣消耗率的上升，發動機排氣溫度指示值也會出現一個較大的上升幅度，最終促使進入航空燃氣渦輪發動機燃氣室空氣量變小，而在航空燃氣渦輪發動機內部軸向振動的發生，也增加了航空燃氣渦輪發動機裂紋、葉片斷裂的風險。在航空燃氣渦輪發動機喘振現象發生后，整體發動機聲音及外觀也會發生一定的變化，一方面由于嚴重喘振會導致航空燃氣渦輪發動機通道堵塞，促使已壓縮局部氣體從進氣口倒流，而溫度驟降不僅會導致進氣口周邊水汽凝結，而且會促使發動機周邊金屬粉末劇烈震蕩，最終出現冒白霧或白煙現象。另一方面，航空燃氣渦輪發動機正常運行時的聲音為連續不間斷的嘯聲，而在航空燃氣渦輪發動機出現喘振現象時，由于燃氣室內部空氣無法完全充分燃燒，而較高的尾噴口由于與空氣接觸會出現快速燃燒情況，尾噴口的劇烈燃燒情況不僅會導致航空燃氣發動機出現低沉聲，而且會出現放炮或火舌噴出情況[1]。

2航空燃氣渦輪發動機喘振原因

從根本上來說，航空燃氣渦輪發動機喘振主要是由于氣流攻角超出標準值，在航空燃氣渦輪發動機葉片背部會出現分離情況，并逐步蔓延到整個葉柵通道。這種情況下，航空燃氣渦輪發動機壓氣機葉柵擴壓能力就無法正常發揮，進而導致氣流倒流。而后續高壓氣體倒流情況，也會導致整體壓氣機后半部反壓遠低于標準值。若在這期間壓氣機仍然維持以往的轉速，則會導致空氣中大部分氣流重新進入壓氣機，而進入壓氣機動葉氣流攻角也會高于設計值，隨之導致壓氣機內部氣流出現重復減少情況，最終促使航空燃氣渦輪發動機喘振情況的發生[2]。

3航空燃氣渦輪發動機喘振消除措施

本文以某型號航空燃氣渦輪發動機消喘系統設計及應用為例，對航空燃氣渦輪發動機喘振現象預防及消除進行了簡單的分析，具體如下：3.1航空燃氣渦輪發動機喘振消除數學模型構建。首先對航空燃氣渦輪發動機氣動失穩特征進行評估，在這個過程中，可利用插板、高壓進口葉片導向角α2逼喘，在得出航空燃氣渦輪發動機典型失穩特征數據之后，可依據原有地面試驗、控制試點飛行失穩數據，明確航空燃氣渦輪發動機氣動失穩特征。一般來說，若航空燃氣渦輪發動機失穩頻率為5-31Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.3-0.8；而當發動機失穩頻率為19-129Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.2-0.39。依據相關數據，可得出該航空燃氣渦輪發動機喘振具有明顯的離散性、間斷性、多樣性特征。其次，依據航空燃氣渦輪發動機氣動失穩特征數據，可進行航空燃氣渦輪發動機氣動失穩特征工程數據模型的構建，由于在航空燃氣渦輪發動機喘振情況發生時，壓氣機不穩定流動的共有特征為壓力脈動，且在相對固定的頻率限度內變化，因此，基于發動機氣動失穩能量累積特征模型為：失穩能量幅度相對累加變量=1/失穩積分時間*飛行時間（脈動壓力信號直流分量-失穩門檻限制值*脈動壓力信號交流分量）*失穩積分時間[3]。由以上公式可得出，對于不同類型的航空燃氣渦輪發動機，僅僅需要變化失穩門檻限定值及失穩積分時間，就可以控制航空燃氣渦輪發動機氣動失穩測控在規定限度內；而對于同一類型航空燃氣渦輪發動機內部多個組合，就需要將可靠性、實時性兩個技術指標進行協調處理。在上述數學模型運行過程中，可通過不同失穩門檻限定值的設置，進行分級預警。同時對（失穩能量幅度相對累加變量，飛行高度）這一特征組合數值進行計算，依據喘振消除指令，可有效控制航空燃氣渦輪發動機喘振消除時序，結合分級控制形式，可最大限度降低航空燃氣渦輪發動機喘振消除環節發動機推力損耗。在這個基礎上，也可以在航空燃氣渦輪發動機喘振消除數學模型內部進行多個檢測模型的設置，以便達到發動機喘振檢測、預防、控制一體化運行。3.2航空燃氣渦輪發動機喘振消除優化設計。為了獲得更加優良的航空燃氣渦輪發動機喘振消除系統，就需要對整體發動機組進行逼喘試驗，為了保證航空燃氣渦輪發動機消喘系統運行經濟效益，本文主要采用計算機技術，進行了發動機消喘系統數字仿真模擬平臺設置，通過仿真數據庫、消喘控制器仿真電路、高速數據采集分析系統、數據模型轉化等幾個部分，可為航空燃氣渦輪發動機喘振消除系統逼喘試驗提供有效的平臺。依據發動機氣動特征數學模型特征及發動機氣動失穩特性，可得出不同的喘振消除方案。為了驗證相關喘振消除方案的實用價值，可利用歷史失穩數據、典型逼喘數據，在消除系統仿真平臺上進行測試，以便確定最佳消喘方案及參數。在實際設計中，可在高性能航空發動機高增壓比軸流壓氣機應用的基礎上，在壓氣機中間級設計放氣機構，并與旋轉第一級導流葉片共同運行。即將高增壓比壓氣機劃分為兩個轉速不同的壓氣機，并將壓氣機增加比設置在3.78。在上述喘振消除方法應用后，從航空燃氣渦輪發動機進入喘振狀態到消喘指令信號發出后，持續時間為10-18ms，而以往氣缸處理消喘方案則沒有響應，則表明該喘振消除方案在適用性、實時性方面有了極大的提升。3.3航空燃氣渦輪發動機喘振消除系統優化驗證。在航空燃氣渦輪發動機喘振消除系統性能驗證過程中，可從空中試驗、地面試驗兩個方面對其運行性能進行檢測評估。一方面，在空中試驗環節，可選擇固定的兩個插板，在空中不同高度進行發動機逼喘試驗。在油門桿固定的情況下，發動機首次進入喘振狀態后，可通過消喘系統運行在極短的時間內達到穩定狀態[4]。而由于進口畸變流場的影響，在其多次重復進入喘振狀態后，需要將油門桿拉下才可以促使發動機進入穩定狀態。若油門桿位置始終維持不變，則該航空燃氣渦輪發動機會不斷重復進入喘振、消喘的情況中。另一方面，在地面試驗環節，可首先對航空燃氣渦輪發動機消喘系統感應連接端口進行優化設計，在消喘執行機構調整后，可在拓展航空燃氣渦輪發動機喘振裕度的同時，實現短時段消喘。在具體試驗過程中，主要利用多臺發動機臺架，通過多次整體航空燃氣渦輪發動機機組逼喘驗證，可得出該航空燃氣渦輪發動機消喘系統正常運行概率在99.99%以上。且在油門桿固定的情況下，航空燃氣渦輪發動機可自動回到穩定狀態。

4結束語

綜上所述，在科學技術發展過程中，航空燃氣渦輪發動機喘振裕度不斷增加，對發動機消喘工作也提出了更高的要求。而優化設計后的航空燃氣渦輪發動機喘振消除系統可在油門桿固定的情況下，自行恢復到穩定氣流狀態。因此在實際運行中，機務工作人員應利用三元流壓氣機及非穩態數學模型，明確現階段航空燃氣渦輪發動機喘振情況發生原因及主要特征，以便保證喘振消除措施的及時實施，最大限度的降低喘振事故對航空燃氣渦輪發動機運行安全的影響。

參考文獻：

[1]張萍.航空燃氣渦輪發動機喘振淺析[J].科技創新導報，2015（14）：66-67.

[2]王磊，王靖宇，于華鋒，等.發動機加力喘振故障原因仿真分析[J].航空計算技術，2017，47（2）：72-75.

[3]雷獅子，李振，王世龍.燃氣輪機喘振故障分析[J].中國機械，2015（10）：150-151.

[4]張婉悅.燃氣輪機空氣壓縮機喘振原因及對策分析[J].工程技術：引文版，2016（3）：00019.

作者:鄧大志 單位:廣州民航職業技術學院