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喘振主要是指氣流沿航空燃氣渦輪發(fā)動機軸線方向出現(xiàn)的低頻高幅氣流振蕩情況。一旦航空燃氣渦輪發(fā)動機進入喘振狀態(tài)，不僅會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機自身出現(xiàn)強烈機械振動及熱端超溫，而且會在較短的時間內(nèi)導致燃氣部件出現(xiàn)嚴重破壞，最終導致整體航空燃氣渦輪發(fā)動機出現(xiàn)不穩(wěn)定運行風險。為了避免喘振對航空燃氣渦輪發(fā)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(fā)動機喘振表現(xiàn)

以航空燃氣渦輪發(fā)動機特性曲線為入手點，得出若流經(jīng)航空燃氣渦輪發(fā)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(wěn)定變化，不僅會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部壓力出現(xiàn)不穩(wěn)定波動，甚至會出現(xiàn)氣流由航空燃氣渦輪發(fā)動機倒流入外界大氣的情況。而氣流倒流情況的出現(xiàn)，則會導致航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部空氣流量減少，進而促使航空燃氣渦輪發(fā)動機功率下降、發(fā)動機推力縮??；航空燃氣渦輪發(fā)動機推力的下降也會導致發(fā)動機整體燃油損耗增加，進而促使航空燃氣渦輪發(fā)動機經(jīng)濟性能不穩(wěn)定風險加大；隨著燃氣消耗率的上升，發(fā)動機排氣溫度指示值也會出現(xiàn)一個較大的上升幅度，最終促使進入航空燃氣渦輪發(fā)動機燃氣室空氣量變小，而在航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部軸向振動的發(fā)生，也增加了航空燃氣渦輪發(fā)動機裂紋、葉片斷裂的風險。在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振現(xiàn)象發(fā)生后，整體發(fā)動機聲音及外觀也會發(fā)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(fā)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(fā)動機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，航空燃氣渦輪發(fā)動機正常運行時的聲音為連續(xù)不間斷的嘯聲，而在航空燃氣渦輪發(fā)動機出現(xiàn)喘振現(xiàn)象時，由于燃氣室內(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致航空燃氣發(fā)動機出現(xiàn)低沉聲，而且會出現(xiàn)放炮或火舌噴出情況[1]。

2航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振原因

從根本上來說，航空燃氣渦輪發(fā)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(fā)動機葉片背部會出現(xiàn)分離情況，并逐步蔓延到整個葉柵通道。這種情況下，航空燃氣渦輪發(fā)動機壓氣機葉柵擴壓能力就無法正常發(fā)揮，進而導致氣流倒流。而后續(xù)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(zhuǎn)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(nèi)部氣流出現(xiàn)重復減少情況，最終促使航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況的發(fā)生[2]。

3航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除措施

本文以某型號航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)設計及應用為例，對航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振現(xiàn)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(fā)動機喘振消除數(shù)學模型構建。首先對航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)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(fā)動機典型失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)之后，可依據(jù)原有地面試驗、控制試點飛行失穩(wěn)數(shù)據(jù)，明確航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征。一般來說，若航空燃氣渦輪發(fā)動機失穩(wěn)頻率為5-31Hz時，則其相對脈動變化幅度為0.3-0.8；而當發(fā)動機失穩(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)相關數(shù)據(jù)，可得出該航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振具有明顯的離散性、間斷性、多樣性特征。其次，依據(jù)航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征數(shù)據(jù)，可進行航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)特征工程數(shù)據(jù)模型的構建，由于在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況發(fā)生時，壓氣機不穩(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氣渦輪發(fā)動機，僅僅需要變化失穩(wěn)門檻限定值及失穩(wěn)積分時間，就可以控制航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動失穩(wěn)測控在規(guī)定限度內(nèi)；而對于同一類型航空燃氣渦輪發(fā)動機內(nèi)部多個組合，就需要將可靠性、實時性兩個技術指標進行協(xié)調(diào)處理。在上述數(shù)學模型運行過程中，可通過不同失穩(wěn)門檻限定值的設置，進行分級預警。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)值進行計算，依據(jù)喘振消除指令，可有效控制航空燃氣渦輪發(fā)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(fā)動機喘振消除環(huán)節(jié)發(fā)動機推力損耗。在這個基礎上，也可以在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除數(shù)學模型內(nèi)部進行多個檢測模型的設置，以便達到發(fā)動機喘振檢測、預防、控制一體化運行。3.2航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除優(yōu)化設計。為了獲得更加優(yōu)良的航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)，就需要對整體發(fā)動機組進行逼喘試驗，為了保證航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)運行經(jīng)濟效益，本文主要采用計算機技術，進行了發(fā)動機消喘系統(tǒng)數(shù)字仿真模擬平臺設置，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，可為航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)逼喘試驗提供有效的平臺。依據(jù)發(fā)動機氣動特征數(shù)學模型特征及發(fā)動機氣動失穩(wěn)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(wěn)數(shù)據(jù)、典型逼喘數(shù)據(jù)，在消除系統(tǒng)仿真平臺上進行測試，以便確定最佳消喘方案及參數(shù)。在實際設計中，可在高性能航空發(fā)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(zhuǎn)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(zhuǎn)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(fā)動機進入喘振狀態(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，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(fā)動機喘振消除系統(tǒng)優(yōu)化驗證。在航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)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(huán)節(jié)，可選擇固定的兩個插板，在空中不同高度進行發(fā)動機逼喘試驗。在油門桿固定的情況下，發(fā)動機首次進入喘振狀態(tài)后，可通過消喘系統(tǒng)運行在極短的時間內(nèi)達到穩(wěn)定狀態(tài)[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(tài)后，需要將油門桿拉下才可以促使發(fā)動機進入穩(wěn)定狀態(tài)。若油門桿位置始終維持不變，則該航空燃氣渦輪發(fā)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(huán)節(jié)，可首先對航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)感應連接端口進行優(yōu)化設計，在消喘執(zhí)行機構調(diào)整后，可在拓展航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振裕度的同時，實現(xiàn)短時段消喘。在具體試驗過程中，主要利用多臺發(fā)動機臺架，通過多次整體航空燃氣渦輪發(fā)動機機組逼喘驗證，可得出該航空燃氣渦輪發(fā)動機消喘系統(tǒng)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(fā)動機可自動回到穩(wěn)定狀態(tài)。

4結束語

綜上所述，在科學技術發(fā)展過程中，航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振裕度不斷增加，對發(fā)動機消喘工作也提出了更高的要求。而優(yōu)化設計后的航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振消除系統(tǒng)可在油門桿固定的情況下，自行恢復到穩(wěn)定氣流狀態(tài)。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(wěn)態(tài)數(shù)學模型，明確現(xiàn)階段航空燃氣渦輪發(fā)動機喘振情況發(fā)生原因及主要特征，以便保證喘振消除措施的及時實施，最大限度的降低喘振事故對航空燃氣渦輪發(fā)動機運行安全的影響。

參考文獻：

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

[2]王磊，王靖宇，于華鋒，等.發(fā)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(yè)技術學院