導(dǎo)語：航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振探析一文來源于網(wǎng)友上傳，不代表本站觀點(diǎn)，若需要原創(chuàng)文章可咨詢客服老師，歡迎參考。

喘振主要是指氣流沿航空燃?xì)?/a>渦輪發(fā)動機(jī)軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅氣流振蕩情況。一旦航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)進(jìn)入喘振狀態(tài)，不僅會導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)自身出現(xiàn)強(qiáng)烈機(jī)械振動及熱端超溫，而且會在較短的時間內(nèi)導(dǎo)致燃?xì)獠考霈F(xiàn)嚴(yán)重破壞，最終導(dǎo)致整體航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)出現(xiàn)不穩(wěn)定運(yùn)行風(fēng)險。為了避免喘振對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的影響，對其運(yùn)行情況進(jìn)行適當(dāng)分析具有非常重要的意義。

1航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振表現(xiàn)

以航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)特性曲線為入手點(diǎn)，得出若流經(jīng)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)空氣流量降低到一定限度，進(jìn)而促使運(yùn)用工況點(diǎn)下滑到喘振邊界左側(cè)。在這期間空氣流量的不穩(wěn)定變化，不僅會導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)內(nèi)部壓力出現(xiàn)不穩(wěn)定波動，甚至?xí)霈F(xiàn)氣流由航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)倒流入外界大氣的情況。而氣流倒流情況的出現(xiàn)，則會導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)內(nèi)部空氣流量減少，進(jìn)而促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)功率下降、發(fā)動機(jī)推力縮小；航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)推力的下降也會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)整體燃油損耗增加，進(jìn)而促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)性能不穩(wěn)定風(fēng)險加大；隨著燃?xì)庀穆实纳仙?，發(fā)動機(jī)排氣溫度指示值也會出現(xiàn)一個較大的上升幅度，最終促使進(jìn)入航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)燃?xì)馐铱諝饬孔冃?，而在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)內(nèi)部軸向振動的發(fā)生，也增加了航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)裂紋、葉片斷裂的風(fēng)險。在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振現(xiàn)象發(fā)生后，整體發(fā)動機(jī)聲音及外觀也會發(fā)生一定的變化，一方面由于嚴(yán)重喘振會導(dǎo)致航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)通道堵塞，促使已壓縮局部氣體從進(jìn)氣口倒流，而溫度驟降不僅會導(dǎo)致進(jìn)氣口周邊水汽凝結(jié)，而且會促使發(fā)動機(jī)周邊金屬粉末劇烈震蕩，最終出現(xiàn)冒白霧或白煙現(xiàn)象。另一方面，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)正常運(yùn)行時的聲音為連續(xù)不間斷的嘯聲，而在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)出現(xiàn)喘振現(xiàn)象時，由于燃?xì)馐覂?nèi)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(xiàn)快速燃燒情況，尾噴口的劇烈燃燒情況不僅會導(dǎo)致航空燃?xì)獍l(fā)動機(jī)出現(xiàn)低沉聲，而且會出現(xiàn)放炮或火舌噴出情況[1]。

2航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振原因

從根本上來說，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振主要是由于氣流攻角超出標(biāo)準(zhǔn)值，在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)葉片背部會出現(xiàn)分離情況，并逐步蔓延到整個葉柵通道。這種情況下，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉柵擴(kuò)壓能力就無法正常發(fā)揮，進(jìn)而導(dǎo)致氣流倒流。而后續(xù)高壓氣體倒流情況，也會導(dǎo)致整體壓氣機(jī)后半部反壓遠(yuǎn)低于標(biāo)準(zhǔn)值。若在這期間壓氣機(jī)仍然維持以往的轉(zhuǎn)速，則會導(dǎo)致空氣中大部分氣流重新進(jìn)入壓氣機(jī)，而進(jìn)入壓氣機(jī)動葉氣流攻角也會高于設(shè)計值，隨之導(dǎo)致壓氣機(jī)內(nèi)部氣流出現(xiàn)重復(fù)減少情況，最終促使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振情況的發(fā)生[2]。

3航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除措施

本文以某型號航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)設(shè)計及應(yīng)用為例，對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振現(xiàn)象預(yù)防及消除進(jìn)行了簡單的分析，具體如下：3.1航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除數(shù)學(xué)模型構(gòu)建。首先對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)特征進(jìn)行評估，在這個過程中，可利用插板、高壓進(jìn)口葉片導(dǎo)向角α2逼喘，在得出航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)典型失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)之后，可依據(jù)原有地面試驗(yàn)、控制試點(diǎn)飛行失穩(wěn)數(shù)據(jù)，明確航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)特征。一般來說，若航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)失穩(wěn)頻率為5-31Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.3-0.8；而當(dāng)發(fā)動機(jī)失穩(wěn)頻率為19-129Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.2-0.39。依據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù)，可得出該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振具有明顯的離散性、間斷性、多樣性特征。其次，依據(jù)航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)，可進(jìn)行航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)據(jù)模型的構(gòu)建，由于在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振情況發(fā)生時，壓氣機(jī)不穩(wěn)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(nèi)變化，因此，基于發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)能量累積特征模型為：失穩(wěn)能量幅度相對累加變量=1/失穩(wěn)積分時間*飛行時間（脈動壓力信號直流分量-失穩(wěn)門檻限制值*脈動壓力信號交流分量）*失穩(wěn)積分時間[3]。由以上公式可得出，對于不同類型的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，僅僅需要變化失穩(wěn)門檻限定值及失穩(wěn)積分時間，就可以控制航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)測控在規(guī)定限度內(nèi)；而對于同一類型航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)內(nèi)部多個組合，就需要將可靠性、實(shí)時性兩個技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行協(xié)調(diào)處理。在上述數(shù)學(xué)模型運(yùn)行過程中，可通過不同失穩(wěn)門檻限定值的設(shè)置，進(jìn)行分級預(yù)警。同時對（失穩(wěn)能量幅度相對累加變量，飛行高度）這一特征組合數(shù)值進(jìn)行計算，依據(jù)喘振消除指令，可有效控制航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除時序，結(jié)合分級控制形式，可最大限度降低航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除環(huán)節(jié)發(fā)動機(jī)推力損耗。在這個基礎(chǔ)上，也可以在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除數(shù)學(xué)模型內(nèi)部進(jìn)行多個檢測模型的設(shè)置，以便達(dá)到發(fā)動機(jī)喘振檢測、預(yù)防、控制一體化運(yùn)行。3.2航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除優(yōu)化設(shè)計。為了獲得更加優(yōu)良的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除系統(tǒng)，就需要對整體發(fā)動機(jī)組進(jìn)行逼喘試驗(yàn)，為了保證航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)運(yùn)行經(jīng)濟(jì)效益，本文主要采用計算機(jī)技術(shù)，進(jìn)行了發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真模擬平臺設(shè)置，通過仿真數(shù)據(jù)庫、消喘控制器仿真電路、高速數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)、數(shù)據(jù)模型轉(zhuǎn)化等幾個部分，可為航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除系統(tǒng)逼喘試驗(yàn)提供有效的平臺。依據(jù)發(fā)動機(jī)氣動特征數(shù)學(xué)模型特征及發(fā)動機(jī)氣動失穩(wěn)特性，可得出不同的喘振消除方案。為了驗(yàn)證相關(guān)喘振消除方案的實(shí)用價值，可利用歷史失穩(wěn)數(shù)據(jù)、典型逼喘數(shù)據(jù)，在消除系統(tǒng)仿真平臺上進(jìn)行測試，以便確定最佳消喘方案及參數(shù)。在實(shí)際設(shè)計中，可在高性能航空發(fā)動機(jī)高增壓比軸流壓氣機(jī)應(yīng)用的基礎(chǔ)上，在壓氣機(jī)中間級設(shè)計放氣機(jī)構(gòu)，并與旋轉(zhuǎn)第一級導(dǎo)流葉片共同運(yùn)行。即將高增壓比壓氣機(jī)劃分為兩個轉(zhuǎn)速不同的壓氣機(jī)，并將壓氣機(jī)增加比設(shè)置在3.78。在上述喘振消除方法應(yīng)用后，從航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)進(jìn)入喘振狀態(tài)到消喘指令信號發(fā)出后，持續(xù)時間為10-18ms，而以往氣缸處理消喘方案則沒有響應(yīng)，則表明該喘振消除方案在適用性、實(shí)時性方面有了極大的提升。3.3航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除系統(tǒng)優(yōu)化驗(yàn)證。在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除系統(tǒng)性能驗(yàn)證過程中，可從空中試驗(yàn)、地面試驗(yàn)兩個方面對其運(yùn)行性能進(jìn)行檢測評估。一方面，在空中試驗(yàn)環(huán)節(jié)，可選擇固定的兩個插板，在空中不同高度進(jìn)行發(fā)動機(jī)逼喘試驗(yàn)。在油門桿固定的情況下，發(fā)動機(jī)首次進(jìn)入喘振狀態(tài)后，可通過消喘系統(tǒng)運(yùn)行在極短的時間內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)[4]。而由于進(jìn)口畸變流場的影響，在其多次重復(fù)進(jìn)入喘振狀態(tài)后，需要將油門桿拉下才可以促使發(fā)動機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)。若油門桿位置始終維持不變，則該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)會不斷重復(fù)進(jìn)入喘振、消喘的情況中。另一方面，在地面試驗(yàn)環(huán)節(jié)，可首先對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)感應(yīng)連接端口進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，在消喘執(zhí)行機(jī)構(gòu)調(diào)整后，可在拓展航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振裕度的同時，實(shí)現(xiàn)短時段消喘。在具體試驗(yàn)過程中，主要利用多臺發(fā)動機(jī)臺架，通過多次整體航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)機(jī)組逼喘驗(yàn)證，可得出該航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)消喘系統(tǒng)正常運(yùn)行概率在99.99%以上。且在油門桿固定的情況下，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)可自動回到穩(wěn)定狀態(tài)。

4結(jié)束語

綜上所述，在科學(xué)技術(shù)發(fā)展過程中，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振裕度不斷增加，對發(fā)動機(jī)消喘工作也提出了更高的要求。而優(yōu)化設(shè)計后的航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振消除系統(tǒng)可在油門桿固定的情況下，自行恢復(fù)到穩(wěn)定氣流狀態(tài)。因此在實(shí)際運(yùn)行中，機(jī)務(wù)工作人員應(yīng)利用三元流壓氣機(jī)及非穩(wěn)態(tài)數(shù)學(xué)模型，明確現(xiàn)階段航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)喘振情況發(fā)生原因及主要特征，以便保證喘振消除措施的及時實(shí)施，最大限度的降低喘振事故對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)運(yùn)行安全的影響。

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[4]張婉悅.燃?xì)廨啓C(jī)空氣壓縮機(jī)喘振原因及對策分析[J].工程技術(shù)：引文版，2016（3）：00019.

作者:鄧大志 單位:廣州民航職業(yè)技術(shù)學(xué)院