航空燃气涡轮发动机喘振探析

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喘振主要是指气流沿航空燃气涡轮发动机轴线方向出现的低频高幅气流振荡情况。一旦航空燃气涡轮发动机进入喘振状态，不仅会导致航空燃气涡轮发动机自身出现强烈机械振动及热端超温，而且会在较短的时间内导致燃气部件出现严重破坏，最终导致整体航空燃气涡轮发动机出现不稳定运行风险。为了避免喘振对航空燃气涡轮发动机的影响，对其运行情况进行适当分析具有非常重要的意义。

1航空燃气涡轮发动机喘振表现

以航空燃气涡轮发动机特性曲线为入手点，得出若流经航空燃气涡轮发动机空气流量降低到一定限度，进而促使运用工况点下滑到喘振边界左侧。在这期间空气流量的不稳定变化，不仅会导致航空燃气涡轮发动机内部压力出现不稳定波动，甚至会出现气流由航空燃气涡轮发动机倒流入外界大气的情况。而气流倒流情况的出现，则会导致航空燃气涡轮发动机内部空气流量减少，进而促使航空燃气涡轮发动机功率下降、发动机推力缩小；航空燃气涡轮发动机推力的下降也会导致发动机整体燃油损耗增加，进而促使航空燃气涡轮发动机经济性能不稳定风险加大；随着燃气消耗率的上升，发动机排气温度指示值也会出现一个较大的上升幅度，最终促使进入航空燃气涡轮发动机燃气室空气量变小，而在航空燃气涡轮发动机内部轴向振动的发生，也增加了航空燃气涡轮发动机裂纹、叶片断裂的风险。在航空燃气涡轮发动机喘振现象发生后，整体发动机声音及外观也会发生一定的变化，一方面由于严重喘振会导致航空燃气涡轮发动机通道堵塞，促使已压缩局部气体从进气口倒流，而温度骤降不仅会导致进气口周边水汽凝结，而且会促使发动机周边金属粉末剧烈震荡，最终出现冒白雾或白烟现象。另一方面，航空燃气涡轮发动机正常运行时的声音为连续不间断的啸声，而在航空燃气涡轮发动机出现喘振现象时，由于燃气室内部空气无法完全充分燃烧，而较高的尾喷口由于与空气接触会出现快速燃烧情况，尾喷口的剧烈燃烧情况不仅会导致航空燃气发动机出现低沉声，而且会出现放炮或火舌喷出情况[1]。

2航空燃气涡轮发动机喘振原因

从根本上来说，航空燃气涡轮发动机喘振主要是由于气流攻角超出标准值，在航空燃气涡轮发动机叶片背部会出现分离情况，并逐步蔓延到整个叶栅通道。这种情况下，航空燃气涡轮发动机压气机叶栅扩压能力就无法正常发挥，进而导致气流倒流。而后续高压气体倒流情况，也会导致整体压气机后半部反压远低于标准值。若在这期间压气机仍然维持以往的转速，则会导致空气中大部分气流重新进入压气机，而进入压气机动叶气流攻角也会高于设计值，随之导致压气机内部气流出现重复减少情况，最终促使航空燃气涡轮发动机喘振情况的发生[2]。

3航空燃气涡轮发动机喘振消除措施

本文以某型号航空燃气涡轮发动机消喘系统设计及应用为例，对航空燃气涡轮发动机喘振现象预防及消除进行了简单的分析，具体如下：3.1航空燃气涡轮发动机喘振消除数学模型构建。首先对航空燃气涡轮发动机气动失稳特征进行评估，在这个过程中，可利用插板、高压进口叶片导向角α2逼喘，在得出航空燃气涡轮发动机典型失稳特征数据之后，可依据原有地面试验、控制试点飞行失稳数据，明确航空燃气涡轮发动机气动失稳特征。一般来说，若航空燃气涡轮发动机失稳频率为5-31Hz时，则其相对脉动变化幅度为0.3-0.8；而当发动机失稳频率为19-129Hz时，则其相对脉动变化幅度为0.2-0.39。依据相关数据，可得出该航空燃气涡轮发动机喘振具有明显的离散性、间断性、多样性特征。其次，依据航空燃气涡轮发动机气动失稳特征数据，可进行航空燃气涡轮发动机气动失稳特征工程数据模型的构建，由于在航空燃气涡轮发动机喘振情况发生时，压气机不稳定流动的共有特征为压力脉动，且在相对固定的频率限度内变化，因此，基于发动机气动失稳能量累积特征模型为：失稳能量幅度相对累加变量=1/失稳积分时间*飞行时间（脉动压力信号直流分量-失稳门槛限制值*脉动压力信号交流分量）*失稳积分时间[3]。由以上公式可得出，对于不同类型的航空燃气涡轮发动机，仅仅需要变化失稳门槛限定值及失稳积分时间，就可以控制航空燃气涡轮发动机气动失稳测控在规定限度内；而对于同一类型航空燃气涡轮发动机内部多个组合，就需要将可靠性、实时性两个技术指标进行协调处理。在上述数学模型运行过程中，可通过不同失稳门槛限定值的设置，进行分级预警。同时对（失稳能量幅度相对累加变量，飞行高度）这一特征组合数值进行计算，依据喘振消除指令，可有效控制航空燃气涡轮发动机喘振消除时序，结合分级控制形式，可最大限度降低航空燃气涡轮发动机喘振消除环节发动机推力损耗。在这个基础上，也可以在航空燃气涡轮发动机喘振消除数学模型内部进行多个检测模型的设置，以便达到发动机喘振检测、预防、控制一体化运行。3.2航空燃气涡轮发动机喘振消除优化设计。为了获得更加优良的航空燃气涡轮发动机喘振消除系统，就需要对整体发动机组进行逼喘试验，为了保证航空燃气涡轮发动机消喘系统运行经济效益，本文主要采用计算机技术，进行了发动机消喘系统数字仿真模拟平台设置，通过仿真数据库、消喘控制器仿真电路、高速数据采集分析系统、数据模型转化等几个部分，可为航空燃气涡轮发动机喘振消除系统逼喘试验提供有效的平台。依据发动机气动特征数学模型特征及发动机气动失稳特性，可得出不同的喘振消除方案。为了验证相关喘振消除方案的实用价值，可利用历史失稳数据、典型逼喘数据，在消除系统仿真平台上进行测试，以便确定最佳消喘方案及参数。在实际设计中，可在高性能航空发动机高增压比轴流压气机应用的基础上，在压气机中间级设计放气机构，并与旋转第一级导流叶片共同运行。即将高增压比压气机划分为两个转速不同的压气机，并将压气机增加比设置在3.78。在上述喘振消除方法应用后，从航空燃气涡轮发动机进入喘振状态到消喘指令信号发出后，持续时间为10-18ms，而以往气缸处理消喘方案则没有响应，则表明该喘振消除方案在适用性、实时性方面有了极大的提升。3.3航空燃气涡轮发动机喘振消除系统优化验证。在航空燃气涡轮发动机喘振消除系统性能验证过程中，可从空中试验、地面试验两个方面对其运行性能进行检测评估。一方面，在空中试验环节，可选择固定的两个插板，在空中不同高度进行发动机逼喘试验。在油门杆固定的情况下，发动机首次进入喘振状态后，可通过消喘系统运行在极短的时间内达到稳定状态[4]。而由于进口畸变流场的影响，在其多次重复进入喘振状态后，需要将油门杆拉下才可以促使发动机进入稳定状态。若油门杆位置始终维持不变，则该航空燃气涡轮发动机会不断重复进入喘振、消喘的情况中。另一方面，在地面试验环节，可首先对航空燃气涡轮发动机消喘系统感应连接端口进行优化设计，在消喘执行机构调整后，可在拓展航空燃气涡轮发动机喘振裕度的同时，实现短时段消喘。在具体试验过程中，主要利用多台发动机台架，通过多次整体航空燃气涡轮发动机机组逼喘验证，可得出该航空燃气涡轮发动机消喘系统正常运行概率在99.99%以上。且在油门杆固定的情况下，航空燃气涡轮发动机可自动回到稳定状态。

4结束语

综上所述，在科学技术发展过程中，航空燃气涡轮发动机喘振裕度不断增加，对发动机消喘工作也提出了更高的要求。而优化设计后的航空燃气涡轮发动机喘振消除系统可在油门杆固定的情况下，自行恢复到稳定气流状态。因此在实际运行中，机务工作人员应利用三元流压气机及非稳态数学模型，明确现阶段航空燃气涡轮发动机喘振情况发生原因及主要特征，以便保证喘振消除措施的及时实施，最大限度的降低喘振事故对航空燃气涡轮发动机运行安全的影响。

参考文献：

[1]张萍.航空燃气涡轮发动机喘振浅析[J].科技创新导报，2015（14）：66-67.

[2]王磊，王靖宇，于华锋，等.发动机加力喘振故障原因仿真分析[J].航空计算技术，2017，47（2）：72-75.

[3]雷狮子，李振，王世龙.燃气轮机喘振故障分析[J].中国机械，2015（10）：150-151.

[4]张婉悦.燃气轮机空气压缩机喘振原因及对策分析[J].工程技术：引文版，2016（3）：00019.

作者:邓大志 单位:广州民航职业技术学院