航空发动机空气系统与传热试验

绪论 　　航空燃气涡轮发动机是一个复杂的热力机械装置，运行过程中面临着许多传热问题。从核心机来看，发动机燃烧室出口的燃气平均温度不断增高，目前已远远超过涡轮叶片材料的许用温度，必须依靠高效冷却来确保安全工作。同时压气机和涡轮盘表面的黏性耗散作用带来的盘腔内气流温度上升、可能入侵涡轮盘腔的主流道高温燃气，使得涡轮盘存在超温的风险。并且发动机在工作中由于转子、静子热容差异显著，两者的热变形不协调会导致叶尖间隙过大或过小，前者会导致部件气动效率下降，后者则会增大叶尖与机匣发生碰磨的风险。从飞机来看，随着飞机技术指标的提高，提供给发动机的燃油温度越来越高，加之发动机本身气动热力参数不断提高，全系统可用热沉愈显不足，导致排散滑油及其他流动介质热量的难度不断增大。而在某些特定气象条件下，发动机的进口迎风部件表面可能会结冰，部件表面的结冰会影响流道气动型面，冰块脱落会导致机械损伤。因此，航空燃气涡轮发动机中设计了涡轮叶片冷却系统、空气系统、热管理系统和防冰系统等，用于解决上述传热及相关问题。 　　图0.1 涡轮叶片冷却系统 　　涡轮叶片冷却系统利用冷却空气对叶片进行冷却。现代航空发动机的高温涡轮叶片通常从内部和外部同时进行冷却。内部冷却是使冷却空气在叶片内部强化传热的蜿蜒通道内流动，带走叶片高温部位壁面的热量，冲击、柱肋扰流是常用的强化换热方法。外部冷却即气膜冷却，是使冷却空气从叶片内部通过叶片壁面的离散孔喷射到叶身高温燃气侧表面，对射入区域和下游区域的叶片表面形成气膜覆盖，达到热防护的目的。图0.1展示了涡轮叶片冷却系统的流动情况［1］。 　　空气系统由那些不直接对发动机推力做贡献的气流流路构成，从发动机压缩系统适当位置引出空气流，通过各种节流元件和换热元件，流向目的位置，然后将空气流通过通风系统排到机外，或以可能的*高压力排入主燃气通道，以便获得少量性能恢复。空气系统的功能为：　涡轮气冷叶片供气、发动机主要零部件的冷却、涡轮盘腔燃气封严、轴承腔封严隔热、叶尖间隙的控制和轴承轴向载荷的控制等。图0.2展示了典型的涡扇发动机空气系统流路布局［1］。 　　图0.2 典型涡扇发动机空气系统流路布局 　　1．涡轮气冷叶片供气 　　为涡轮气冷叶片提供高品质的冷却空气是空气系统的重要功能之一。高品质体现在压力高、温度低、洁净度高等方面。通过引气位置选择、低流阻流路设计以及必要时设置离心增压装置，确保足够高的气冷叶片供气压力。通过控制气流沿程温增、设置预旋喷嘴装置以及必要时引入空气冷却器，确保足够低的气冷叶片供气温度。通过流路除尘和排尘设计，确保气冷叶片供气的洁净度。 　　2．发动机主要零部件的冷却 　　在燃气涡轮发动机设计阶段中*重要的是，确保发动机主要零部件的吸热量不至于达到对发动机运行有害的程度。需要空气冷却的零部件包括燃烧室、涡轮和喷管的部件，本书主要关注涡轮部件冷却，包括涡轮机匣、涡轮盘轴等。压气机盘腔是冷却空气的通道，因此也是重点关注对象。压气机盘腔流路通常设置足够大的冷却空气流量，以便带走盘腔产生的风阻热量，避免出现过大的沿程温增。涡轮盘轴的冷却主要通过冷却空气流动的组织来实现，从压气机的末级和中间级引冷却空气，或通过外涵引气管、涡轮机匣、涡轮导向叶片进入涡轮盘腔，或通过压气机盘腔内部引至涡轮部件。如图0.3所示［1］，冷却涡轮盘的空气进入盘间环形腔，并向外流过涡轮盘表面，流动是通过各类节流装置来控制的，冷却空气完成了冷却功能后，排入主流道。压气机中间级向盘腔内引气时常采用减涡器，以避免出现过大的压力损失。 　　图0.3 涡轮冷却和封严系统 　　3．涡轮盘腔燃气封严 　　燃气之所以会进入涡轮盘腔，是因为在盘腔空气流排入涡轮燃气通道的局部区域存在卷吸现象。涡轮盘贴壁空气受摩擦力作用加速向涡轮燃气通道运动，这就导致了一股填充性的向内的燃气流，称为卷吸流。轮缘封严压差过小导致空气流量低于该卷吸流量，燃气就会沿涡轮静子部件进入涡轮盘腔。燃气封严的措施是合理选择引气位置、控制气流沿程压力损失、避免沿程过多漏气损失，确保轮缘封严空气流量与卷吸流量相比具有足够裕度。 　　4．轴承腔封严隔热 　　由于润滑系统具有充分的冷却能力，在正常情况下，发动机轴承腔的空气冷却不是必需的。而且，轴承腔只要有可能总是会布置在发动机较冷的部位。而对轴承腔滑油进行封严则是必需的，由于空气系统对轴承腔进行封严的方法是利用空气流进行气封，封严空气有可能进入轴承腔，所以应确保封严空气温度不超限。对于轴承腔需要补充冷却的情况，较好的做法是在轴承腔外设置双层结构，中间通冷却空气。 　　5．叶尖间隙的控制 　　无论有无主动的间隙控制系统，空气系统都要对压气机和涡轮主要零件的热状态进行控制，进而使静子件和转子件的热变形相协调，以便获得*佳叶尖间隙。一些先进的民用发动机应用了主动间隙控制技术，依据发动机工作状态，由空气系统向机匣引入适当温度的空气，使静子件的热变形与转子件更为协调，在全工况下保持合适的叶尖间隙。 　　6．轴承轴向载荷的控制 　　发动机轴承要承受不断变化的轴向气动载荷，压气机产生向前的载荷，涡轮产生向后的载荷。所以连接压气机和涡轮的轴总是处于拉力之下，载荷的差异则由安装在静子机匣上的止推轴承来承受。空气系统通过调节相关盘腔的压力和决定受力面积的封严篦齿的径向位置来确保止推轴承在整个发动机推力范围内都有适当的载荷。如果主流通道产生的轴向载荷过大，则空气系统须设置专门的卸荷腔，用于轴承轴向载荷的控制。 　　一般认为，热管理系统是一个整体大系统，由存在热量相互迁移的相关系统和部件所构成，它从整机层面对热沉的收集、传输、使用、排散实施优化和动态管理。换热器是热管理系统的重要执行元件，通过各类换热器可以实现空气燃油、空气空气、燃油滑油介质之间的热交换，热管理系统从而可对燃油系统、滑油系统、空气系统和相关部件热沉的收集和排散进行协同调配，提升燃油系统、滑油系统、空气系统等系统的性能，在保证发动机各部件热环境安全可靠的前提下提高整机的能量利用效率。 　　防冰系统有两种基本类型，即热气防冰系统和电加热防冰系统。涡轮螺桨发动机采用电力或电力和热空气的组合进行防冰，而进气道周围的热滑油循环可以使防冰能力得到加强。涡轮喷气发动机一般采用热空气进行防冰，通常从压气机适当级引出热空气，通往需要防冰的部位对其进行加热。热气防冰系统有可能与空气系统存在交联关系。 　　0.1空气系统与传热设计方法 　　无论 是防冰系统、空气系统，抑或是涡轮叶片冷却系统、热管理系统，都是以流体流动及传热作为其基本工作过程的。这些变化多端的流动与传热过程都遵循着*基本的三个物理学规律，即质量守恒方程、动量守恒方程及能量守恒方程。当流动与换热过程伴随着传质现象时，还要遵循组分守恒方程。流动与传热问题中所需求解的速度及温度等主要变量的控制方程可以表示成以下通用形式［2］： 　　式中，为通用变量，可以代表u、v、w、T、m等所需的求解变量；Γ为广义扩散系数；S为广义源项。 　　代入具体变量，可以得到质量守恒方程、动量守恒方程、能量守恒方程、组分守恒方程。其中*复杂的方程，是考虑流体黏性的三维非稳态动量守恒方程，也称为NavierStokes方程。该方程无论是对层流还是湍流都是适用的。航空发动机中很多流动，特别是强化换热的流动，大多是湍流。对于这类流动，如果直接求解三维非稳态NavierStokes方程，需要采用对计算机的内存和运行速度要求很高的直接数值模拟（direct numerical simulation， DNS）方法［3］，目前尚无法应用于工程计算。工程实践中广为采用的是对非稳态NavierStokes方程做时间平均的方程，并且还需要补充能反映特定湍流特性的其他方程，即湍流模型。由于航空发动机流动与传热问题的复杂性、多样性和多变性，如果没有经过有针对性的试验数据的验证与确认，湍流模型对具体应用场景的适用性则很难保证。 　　工程研制中，将系统中常见的流动和换热组件抽象为典型的节流与换热单元，应用已有的经验关联式或半经验理论建立这些单元的计算模型，将防冰系统、空气系统、涡轮叶片冷却系统和热管理系统简化为一维网络系统，依据前述相关守恒方程，建立联立方程组，求解获得系统流动及传热特性［4，5］。这种一维设计方法*大的优点是速度快，缺点是简化必然带来偏差，难点是如何消除这些偏差，确保节流单元的流阻模型与换热单元的经验关联式的准确性，进而确保所有流动与传热设计技术要求都得到满足。 　　0.2 空气系统与传热试验在发动机 　　传热设计中的作用与地位 　　航空发动机部件、系统的研制开发通常遵循系统工程方法论，简化带来的偏差的消除主要是通过各层级的试验来实现的［6］。以空气系统为例作一个说明。在设计阶段，根据设计要求和设计条件，首先进行布局设计，确定主要流路走向、引排气位置，确定流路网络；然后进行分支流路设计，设置主要中间腔腔压、主要分支流路流量；*后完成单元设计，选定单元流阻模型或换热模型，确定单元几何参数，同时确定系统的计算模型。实现阶段，在元件层级，开展新型元件的流阻特性试验、新结构的换热特性试验和新型结构的风阻沿程温升特性试验，获取新型元件的流阻特性、新结构的换热特性和新型结构的风阻沿程温升特性；在子系统层级，开展部件试验件和核心机试验机腔温、腔压和壁温测试，利用测试数据，主要通过修正单元流阻模型和换热模型来修正子系统的计算模型；在系统层级，开展发动机整机专项腔温、腔压和壁温测试，利用测试数据，进一步修正单元流阻模型和换热模型，使修正后的计算模型能够还原实际发动机真实的空气系统流动与传热特性，获得较高精度的发动机主要零件壁温预估数据，支撑发动机研制工作顺利开展。此外，精细的空气系统与传热试验数据也是相关设计分析软件校核与确认的重要支撑。由此可见，空气系统与传热试验对航空发动机传热设计工作意义十分重大。 　　欧美国家过去几十年不断斥巨资对发动机元件、部件、核心机和整机开展了系统的传热基础试验和工程验证，并持续不断地将宝贵的试验数据加以统一管理［715］。通过开展系统的计算结果与试验数据的对比分析，进一步匹配修正计算模型，从而积累工程经验，一方面使设计系统的工程精度不断提高，另一方面又使设计经验得到沉淀，并得以体系化。 　　元件层级，英国早在20世纪就开始了压气机、涡轮盘腔的流动与换热研究工作［79］，至今仍在进一步开展深化研究。子系统层级，欧美持续开展了详细的部件试验件和核心机试验机的空气系统与传热试验。核心机试验机的空气系统与传热试验可以追溯到20世纪60年代初，各国发动机公司在型号研制之前先完成核心机研制工作，其中空气系统与传热试验是这些研制工作的重要组成部分。系统层级，航空发动机行业有标准的调试验证规范。例如，在空气系统调试验证方面，不仅规定了调试验证须开展的工作内容，还进一步规定了发动机研制的不同阶段应完成哪些调试验证试验；发动机结构完整性方面的指导性文件也对空气系统与热分析验证工作做了规定。