CN111175053B - 航空发动机进气畸变模拟装置 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种航空发动机进气畸变模拟装置，其能模拟航空发动机进气的旋转畸变或旋流畸变。本公开的旋转畸变模拟装置包括：偶数片扰流屏、用于驱动扰流屏旋转以产生旋转畸变的驱动电机以及用于调节驱动电机旋转频率的变频器。本公开的旋流畸变模拟装置包括：用于将安装环安装在其一端的伺服电机以及通过螺纹结构安装在该安装环上的偶数片平板导向叶片。每片平板导向叶片具有一定的安装角度，当进气气流通过该平板导向叶片时，会产生所需的旋流畸变。本公开的航空发动机进气畸变模拟装置能够同时适用于各种开式或闭式低速或高速叶轮机试验台，以模拟旋转畸变或旋流畸变。

Description

航空发动机进气畸变模拟装置

技术领域

本公开属于叶轮机技术和航空发动机领域，涉及一种用于航空发动机试验和研究阶段使用的进气畸变模拟装置。

背景技术

随着现代社会以及军事需求对航空发动机整体性能的要求越来越高，工作中的燃气涡轮发动机中的压气机(compressor)系统随时都有可能遭遇各种各样类型的进气畸变。这种非均匀的进气畸变条件不仅会对压气机的性能造成恶劣影响，导致其效率下降，压升能力下降，同时也极易引发失速以及喘振，严重危害着压气机系统的稳定性。

对此，国内外研究人员自二十世纪六十年代至今，一直对进气畸变问题进行研究，尤其工业界更是重视新型发动机的进气畸变实验，确保其能有足够的稳定性裕度，能够适应各种恶劣的工作环境。

针对现代航空发动机的工作状况，进气畸变可以分为以下几类，如图1所示：

(1)、根据畸变参数的不同分类如下：

由于进气气流的参数不同而造成的畸变，一般分为总压畸变、总温畸变、静压畸变、旋流畸变、旋转畸变以及以上各种不同畸变组合的复合畸变。

(2)、根据畸变的空间分布分类如下：

由于畸变发生的空间位置不同而形成不同的畸变，包括周向畸变和径向畸变，其中径向畸变又可分为尖部径向畸变、根部径向畸变，还有同时具有周向畸变和径向畸变的复合畸变。

(3)、根据畸变随时间变化的关系分类如下：

稳态畸变指畸变度基本不随时间变化。动态畸变(非稳态畸变)指与时间相关的畸变，动态畸变由于其动态变化过程不同又可分为随机性动态畸变和周期性动态畸变。

之所以有这么多不同种类的进气畸变类型，主要是因为其对应着的各种各样的物理成因。一般来说，非均匀的总温畸变主要是由于短距离起飞或降落时进气道吸入发动机尾气引起的。对于战斗机，吸入所发射导弹的尾气也会引起进口总温分布不均匀现象。此外，由于侧风和大迎角起飞造成的较大进口附面层分离会在进气道内产生局部的总压损失，进而引起不均匀的总压畸变。

研究表明，不均匀的总压畸变是对压气机稳定性危害性最大的畸变类型，这种畸变普遍存在于各种工作条件下并且自然发生。对于不均匀总压畸变一般分为径向总压畸变和周向总压畸变，以及两种畸变的结合等不同形式。

在这些畸变类型之中，由于多涵道压气机和飞发一体化设计(也称飞机/发动机一体化设计)，具有传递特性的畸变类型和周向总压畸变成为了备受研究人员重视的畸变类型，这是由于飞机-发动机匹配过程中往往会在大迎角起飞和侧风时引起较大的分离，造成周向总压畸变(如图2所示)。

在多级压气机中，前面级的压气机发生的旋转失速现象对于后面级的压气机来说就是一种旋转畸变(如图3所示)。

飞发匹配中为了满足进气要求而使用S型进气道和侧方进气会导致进气道内产生较大的涡旋，进而对压气机转子造成正预旋或反预旋的旋流畸变(如图4所示)。

现有的研究表明，旋转进气畸变对于压气机的性能有很强的影响，甚至有些情况下旋转畸变能够额外增加压气机的裕度和效率。然而，周向总压畸变只会对压气机系统带来不利影响，现有关于周向总压畸变的研究主要集中在通过数值计算和实验的方法来评估这种畸变造成的性能损失。即便是工业界开展相关的试验研究，也只能对稳态的综合畸变进行图谱模拟，很少开展针对非稳态畸变(如旋转畸变或旋流畸变)对试验设计阶段的发动机影响的相关研究，更不用说在实验室条件下模拟旋转畸变或旋流畸变了。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了航空发动机进气畸变模拟装置，用于在实验室条件下模拟旋转畸变或旋流畸变，其采用如下技术方案或其组合：

[旋转畸变产生装置]

本公开提供的航空发动机进气畸变模拟装置包括：偶数片扰流屏、驱动电机和变频器。

其中，偶数片扰流屏设于航空发动机的进气唇口的进气侧。偶数片扰流屏在驱动电机的靠近进气唇口的一端的周长上呈平均排列，并且每片扰流屏所在平面与旋转平面具有夹角。

驱动电机用于驱动偶数片扰流屏在旋转平面内以一定的畸变转速旋转，使气流产生旋转畸变并进入进气唇口。

变频器用于调节驱动电机沿顺时针方向或逆时针方向输出畸变转速，畸变转速(畸变频率)的大小根据设定值由变频器进行变动。

在本公开的一个优选实施例中，扰流屏为畸变网或扰流板，畸变网由金属丝编织而成。

在本公开的其它优选实施例中，畸变网可以有两片，对向设于驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与旋转平面的夹角为45°。

在本公开的其它优选实施例中，畸变网可以有四片，呈十字型设于驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与旋转平面的夹角为45°。

在本公开的其它优选实施例中，畸变网有八片，呈米字型设于驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与旋转平面的夹角为30°。

在本公开的其它优选实施例中，旋转平面与进气唇口所在的平面平行。

在本公开的其它优选实施例中，扰流屏的尺寸小于进气唇口的半径。

在本公开的其它优选实施例中，畸变转速为10-3000r/min。

[旋流畸变产生装置]

本公开提供的另一种航空发动机进气畸变模拟装置包括：偶数片平板导向叶片和伺服电机。

其中，伺服电机设于航空发动机的进气唇口的进气侧，该伺服电机的靠近进气唇口的一端设有安装环。伺服电机仅供安装导向叶片安装环之用。伺服电机和支架也能同时起到支撑作用，以便使平板导向叶片靠近进气唇口。当模拟旋流畸变时，伺服电机为闲置状态(非工作状态)。

偶数片平板导向叶片在伺服电机的靠近进气唇口的一端的周长的安装环上呈平均排列。每片平板导向叶片通过螺纹结构与安装环配合，以单独调整每片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角。安装环的作用不仅是连接伺服电机，而且还能够通过螺纹结构单独控制和调节每片平板导向叶片的安装角度，以使进气气流在流经平板导向叶片后产生不同类型和性质的旋流畸变，并且顺利进入进气唇口。

在本公开的一些优选实施例中，每片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角(该锐角即安装角度，属于二面角，以下同理)为5°-30°。

在本公开的一些优选实施例中，对向设置的两片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角相同或互补(加和为180°)。

在本公开的一些优选实施例中，平板导向叶片的尺寸小于进气唇口的半径。

本公开的目的在于人工模拟旋转畸变和旋流畸变，以便进一步在压气机实验台和发动机整机试验台上考察上述两种畸变对压气机性能的影响。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1为进气畸变的分类示意图。

图2为大仰角起飞和侧风引起的周向总压畸变的示意图。

图3为多级压气机的旋转失速现象造成的旋转畸变的示意图。

图4为产生正预旋或反预旋的旋流畸变的结构的示意图。

图5为本发明实施例1的旋转畸变发生装置。

图6为本发明实施例1的畸变网的结构示意图。

图7为本发明实施例2的旋流畸变发生装置。

图8为本发明实施例2的平板导向叶片的二维结构示意图。

图9为本发明实施例2的平板导向叶片的三维结构示意图。

附图标记：

航空发动机进气畸变模拟装置1(用于模拟旋转畸变)、扰流屏(畸变网)2、驱动电机3、进气唇口4、进气通道5、支架6、航空发动机进气畸变模拟装置10(用于模拟旋流畸变)、导向叶片12、伺服电机13、进气唇口14、进气通道15、支架16、安装环17、螺纹结构18、进气气流(inlet flow)20、旋转失速(rotating stall)21、定子(stator)22、转子(rotor)23、侧向入口(side inlet)24、进气道(shaft)25。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

实施例1(旋转畸变发生装置)

本实施例提供了一种航空发动机进气畸变模拟装置，其能使欲进入航空发动机的气流在进入该航空发动机的进气唇口前产生旋转畸变，从而实现模拟旋转畸变。

如图5和图6所示，本实施例的航空发动机进气畸变模拟装置包括：四片扰流屏2、驱动电机3、变频器(图中未显示)和支架6。

支架6用于对驱动电机3起到支撑作用，以便驱动电机3能够正常驱动扰流屏2的旋转。支架6的位置应使驱动电机3的轴线对准航空发动机的进气通道5的进气唇口的轴线，以便使进气气流能够顺利进入进气唇口。

驱动电机3设于航空发动机的进气唇口的进气侧，用于驱动四片扰流屏以一定的畸变转速旋转，使气流产生旋转畸变并进入进气通道5的进气唇口4中。四片扰流屏的旋转会产生旋转平面。旋转平面与进气唇口所在的平面平行。

四片扰流屏在驱动电机3的靠近进气唇口4的一端的周长上呈平均排列(呈十字型排列)，每片扰流屏可以自由拆装组合。每片扰流屏所在平面与旋转平面具有的夹角为45°。扰流屏所在平面必须与旋转平面具有一定夹角，否则不足以产生旋转畸变。扰流屏旋转所产生的旋转面的覆盖面积应小于进气唇口4的面积。本实施例中的扰流屏为畸变网，由金属丝编织成金属丝网。对畸变网的网孔的大小没有要求，可根据需求选择不同细密程度的金属丝网。

变频器用于调节驱动电机3沿顺时针方向或逆时针方向输出畸变转速。变频器能够精确控制驱动电机3的畸变转速，使得驱动电机3能够精确地控制扰流屏的畸变转速。扰流屏的位置和畸变转速决定了畸变影响区域。畸变转速(畸变频率)可以为10-3000r/min，也可以为100-1500r/min，还可以为500-1000r/min。在实验中，一般以畸变频率表征畸变程度，通过人工调节不同的畸变转速以达到实验要求的不同畸变程度，从而使得该旋转进气畸变能够实现人工精确控制畸变影响区域以及畸变频率大小。

本实施例的航空发动机进气畸变模拟装置采用了变频器和驱动电机3的配合使用，能够产生精确的畸变转速，从而可以实现人工精确控制畸变影响区域、畸变频率大小的旋转进气畸变，能够同时适用于各种开式或闭式低速或高速叶轮机试验台。

本实施例中的航空发动机进气畸变模拟装置实际上同时引入了一个总压畸变和一个旋转畸变。本实施例中，支架部分和电机部分造成的净值畸变效果不能忽略，可以将其影响作为进气道面积折合来处理的，修正效果较好。

在本公开的其它实施例中，扰流屏的数目不限于四片，只要是偶数片并且在驱动电机3的靠近进气唇口4的一端的周长上呈平均排列即可。

在本公开的其它实施例中，扰流屏的数目还可以为两片，对向设于驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片扰流屏与旋转平面的夹角为45°。

在本公开的其它实施例中，扰流屏的数目还可以为八片，对向设于驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片扰流屏与旋转平面的夹角为30°。

在本公开的其它实施例中，扰流屏也可以为扰流板，扰流板为不带网孔的板状物。

在本公开的其它实施例中，驱动电机的靠近进气唇口的一端可以设有安装环。每片扰流屏通过螺纹结构与安装环配合，以分别调整每片扰流屏所在平面与旋转平面的夹角。每片扰流屏所在平面与旋转平面的夹角(锐角)为5°-30°。因为安装环的存在并且每片扰流屏通过螺纹结构与安装环配合，所以每片扰流屏的安装位置和安装角度可以自由调节。扰流屏的安装位置决定了畸变影响区域，转动速度决定了畸变频率。

实施例2(旋流畸变发生装置)

本实施例提供了一种航空发动机进气畸变模拟装置，其能使欲进入航空发动机的气流在进入该航空发动机的进气唇口前产生旋流畸变，从而实现模拟旋流畸变。

如图7所示，本实施例的航空发动机进气畸变模拟装置包括：八片平板导向叶片12、伺服电机13和支架16。

支架16用于对伺服电机13起到支撑作用，以便伺服电机13能够正常用于安装环安装。支架16的位置应使伺服电机13的轴线对准航空发动机的进气通道15的进气唇口14的轴线，以便使进气气流能够顺利进入进气唇口14中。

八片平板导向叶片12设于航空发动机的进气唇口的进气侧。上述八片平板导向叶片12在伺服电机13的靠近进气唇口14的一端的周长上呈平均排列(呈米字型排列)。

伺服电机3的靠近进气唇口14的一端的设有安装环17。伺服电机3用于安装安装环以及起到支撑作用。当安装环安装完毕后，伺服电机3处于闲置状态(非工作状态)。高速的进气气流在通过八片平板导向叶片12进入进气通道15的进气唇口14时，会在导向叶片的角度的影响下产生旋转流动畸变(简称旋流畸变)，从而向下游的压气机(包括多级压气机或多涵道压气机等)内引入具有切向速度的进口流动。

每片平板导向叶片12分别通过各自的螺纹结构与安装环17配合，以便能够调整每片平板导向叶12所在平面与安装环所在平面的夹角。每片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角(锐角)为5°-30°。当考虑到角的方向时，对向设置的两片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角可以相同(锐角角度相等)或互补。

因为安装环17的存在并且每片平板导向叶片12通过螺纹结构与安装环17配合，所以每片平板导向叶片12的安装角度可以单独自由调节，调节范围为5°-30°，并且在调节时也不会影响导向叶片12的高度。通过装配螺纹调整导向叶片的安装角度需要手工调整，安装角度一般为0°、5°、10°、15°等以5°为间隔。

在其它的实施例中，通过装配螺纹调整导向叶片的安装角度还可以通过步进电机辅助进行。步进电机通过电流脉冲实现电机输出轴的转动，每一个脉冲根据电机控制器精度的不同可以实现输出轴细微的角度位移(小于一度)，使用步进电机调节可以实现更加精细的调整。因为不同的安装角度可以实现不同的畸变强度，精细调整安装角度的目的在于增加实验组数，可以实现更多的畸变程度，便于分析安装角度和畸变程度之间的关系，理论上安装角度和旋流角度满足正相关的关系。

根据调节后的不同的安装角度，本实施例中的航空发动机进气畸变模拟装置能够产生与压气机的转子转动方向同向或反向的旋流畸变。旋流畸变(即旋流进气畸变旋涡)的形式由导向叶片的安装情况决定。同向安装(所有导向叶片安装角度相同)可以得到整涡旋流，对向安装(一侧的四个导向叶片和另外一侧对应或对向的四个导向叶片安装角度相同但是方向相反)可以得到对涡旋流。调节安装角度可以得到不同程度的旋流角度，也就是不同程度的旋流畸变。

本实施例的平板导向叶片12通过螺纹结构与安装环17配合，因此，每片平板导向叶片12的安装角度可以自由手动调节，从而能够模拟由于S形进气道造成的旋流进气畸变，并实现人工调整旋涡的形式、影响区域和强度。本实施例能够同时适用于各种开式或闭式低速或高速叶轮机试验台。

在本公开的其它实施例中，平板导向叶片的尺寸可以小于进气唇口的半径。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”(若有的话)等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”(若有的话)仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：其包括：偶数片扰流屏，设于航空发动机的进气唇口的进气侧；

驱动电机，驱动所述偶数片扰流屏在旋转平面内以一定的畸变转速旋转，使气流产生旋转畸变并进入所述进气唇口；以及变频器，调节所述驱动电机沿顺时针方向或逆时针方向输出所述畸变转速；

其中，所述偶数片扰流屏在所述驱动电机的靠近所述进气唇口的一端的周长上呈平均排列，并且每片扰流屏所在平面与所述旋转平面具有夹角，所述扰流屏设置于所述进气唇口外侧；

还包括在所述驱动电机末端连接所述驱动电机的支架，所述支架的位置应使驱动电机的轴线对准航空发动机的进气通道的进气唇口的轴线。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述扰流屏为畸变网或扰流板，所述畸变网由金属丝编织而成。

3.根据权利要求2所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述畸变网有两片，对向设于所述驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与所述旋转平面的夹角为45°；或者，所述畸变网有四片，呈十字型设于所述驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与所述旋转平面的夹角为45°；或者，所述畸变网有八片，呈米字型设于所述驱动电机的靠近进气唇口的一端，每片畸变网与所述旋转平面的夹角为30°。

4.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述旋转平面与所述进气唇口所在的平面平行。

5.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述扰流屏的尺寸小于所述进气唇口的半径。

6.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述畸变转速为10-3000r/min。

7.一种航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：其包括：伺服电机，设于航空发动机的进气唇口的进气侧，该伺服电机的靠近进气唇口的一端设有安装环；以及偶数片平板导向叶片，在所述安装环上呈平均排列，每片平板导向叶片通过螺纹结构与所述安装环配合，以单独调整每片平板导向叶片所在平面与安装环所在平面的夹角，所述平板导向叶片设置于所述进气唇口外侧；

还包括在所述伺服电机末端连接所述伺服电机的支架，所述支架的位置应使伺服电机的轴线对准航空发动机的进气通道的进气唇口的轴线。

8.根据权利要求7所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：每片平板导向叶片所在平面与所述安装环所在平面的夹角为5°-30°。

9.根据权利要求7所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：对向设置的两片平板导向叶片所在平面与所述安装环所在平面的夹角相同或互补。

10.根据权利要求7所述的航空发动机进气畸变模拟装置，其特征在于：所述平板导向叶片的尺寸小于所述进气唇口的半径。

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