涡轮复合发动机

涡轮复合发动机（共7篇）

涡轮复合发动机 篇1

0 引言

某型发动机在运转中曾多次发生Ⅲ级涡轮工作叶片断裂故障(故障的位置发生在叶片的叶根第一榫齿与伸根转接R处),直接影响了飞机的安全飞行。该叶片是用高温合金GH4033精密铸造成的带冠叶片,为了防止灾难性事故的发生,对该型发动机3级涡轮工作叶片进行了高温高低周复合疲劳寿命对比性试验研究。其研究成果为确定该发动机的安全寿命提供了重要的科学依据。

1 研究内容和要求

对该发动机的3级涡轮工作叶片的叶根第一榫齿与伸根转接R处进行高温高低周复合疲劳断裂试验研究。其试验件中新旧叶片分别为已使用760 h和560 h(一个低周循环试验寿命模拟一个飞行起落或一个飞行小时)左右的叶片,分别对其进行疲劳断裂的对比试验研究。叶片疲劳加载试验必须模拟其主要工作状态,即按发动机工况为12 300 r/min下的径向离心力负荷、沿周向的振动载荷,温度为(500±10)℃的等效加载方式进行试验。

2 有关试验参数的确定

2.1 试验载荷的计算

因为该叶片的故障发生叶根第一榫齿与伸根转接R处,因此必须确定该叶片故障处在其正常工作状态下所承受的离心力,估算方法为:

式中:m———叶片的材料质量;

R———叶片质量重心的旋转半径,m;

ω———发动机工作转速,r/min。

2.2 叶片试验低周载荷的确定

由于该涡轮工作叶片在运行中还有气动弯矩作用在叶身上,在试验中将该弯矩简化为叶片所承受离心力的12%,因此,试验时作用于该涡轮叶片的拉伸载荷为:

2.3 叶片试验振幅的确定

选取测量点振动应力的计算结果与试验结果进行对比,测量点振幅与考核点等效应力为线性关系。线性关系为y=0.209 16+196.064 53x,线性回归系数r=0.999 9。在本试验中,控制振幅为1.30 mm,振动应力为255.08MPa。该振动应力略大于发动机工况条件下振动应力,以便于试验在规定时间内完成。

2.4 试验温度确定

该涡轮工作叶片在正常运行时,在叶根第一榫齿与伸根转接R处的温度约为500℃。为此,利用高频感应加热装置对该叶片伸根故障部位进行感应加热,在高低周复合循环疲劳加载试验时温度保持在(500±10)℃左右。

2.5 疲劳载荷谱的确定

根据该发动机的有关飞行载荷谱和等效加速试验的方法,确定等效疲劳试验载荷谱为梯形波,每个循环加载周期为119 s,波形如图1所示。叶片所承受的低周载荷由电液伺服疲劳机完成,高周载荷由电磁激振器完成,载荷谱如图1所示。据外场使用经验,故障叶片在使用400~2 000个起降循环间发生损坏,在此400~2 000个低周循环内,应叠加高周循坏105~107次。由此确定在每一次低周循环内,应叠加高周循环5 000次,低周与高周频率比定为1∶5 000。

3 疲劳数据的获取

试验工作是在北京航空航天大学动力系高温低周疲劳实验器(菲利轮)上完成的。试验时对叶片进行了疲劳寿命对比试验研究。试验过程中分别监测了叶片伸根部位的断裂循环数N。按给定等效载荷谱对该涡轮工作叶片在高温(500±10)℃状态下进行等效循环加载疲劳试验。试验叶片断口的位置、模式与故障涡轮工作叶片断口的位置、模式较一致,即实现了该叶片的故障再现。在进行试验寿命统计分析时,该叶片试验的低周疲劳寿命是取叶片断裂时的低周断裂循环数N以及高周循环数n进行统计的。试验断裂循环数据分别如表1和表2所示。

4 试验数据处理

在对试验数据处理时,应用威布尔参数分析法对两组数据进行对比分析。其威布尔参数法的数学表达式定义为:

式中:F(t)———累积失效函数;

t———试验循环数;

β———状态参数;

η———特征寿命;

t0———初始位置参数。

P0.5i———中位秩;

i———调整秩值;

N———试验样本数。

如:令t0=0则

上式按t0=0建立的威布尔分析法,称为威布尔两参数秩回归法。将F(t)式进行双对数变换,便可以得到特殊的威布尔双对数坐标图。

用P0.5i式计算出来的中位秩值和试验循环数,即可在威布尔双对数坐标图中做出秩回归直线,并可由该直线获得β,η,N0.1的值。其直线与纵坐标0.1处相对应的横坐标值就是所要求的N0.1寿命,即成活率为99.9%的安全寿命值,含义是每1 000个零件中允许出现1个零件有故障时的使用寿命。

在进行数据处理时分别使用了秩回归法和极大似然法对威布尔参数β,η进行了计算。根据计算得到的β,η两个参数,使用累积失效函数计算了旧叶片和新叶片在故障概率为0.1时的安全寿命值N0.1。其中起裂安全寿命为试验到发现工程裂纹时的统计安全寿命。断裂安全寿命为叶片从开始试验起到断裂时的统计安全寿命。数据处理结果见表3。

5 结论

通过高温高低周复合疲劳试验后,获得旧叶片的断裂循环有效子样数7片,新叶片的断裂循环有效子样数7片。用秩回归法和极大似然法计算出β和η两个参数,使用累积失效函数F(t),分别计算了新旧的断裂循环寿命N0.1。旧叶片用秩回归法和极大似然法计算的断裂寿命分别为133 378和141 227个循环;新叶片用秩回归法和极大似然法计算的断裂寿命分别为242 566和179 413个循环。通过比较分析,新叶片比旧叶片的断裂寿命高81.86%和27.04%。

在寿命数据统计处理时采用了用两种计算方法,获得了两种断裂寿命的比较值,供有关部门在确定其使用安全寿命时参考。

参考文献

[1]高镇同.疲劳应用统计学[M].北京:国防工业出版社,1984.

[2]赵从宝.实用材料试验数据处理[M].北京:经济管理出版社,1992.

[3]邓增杰,周敬恩.工程材料的断裂与疲劳[M].北京:机械工业出版社,1995.

涡轮复合发动机 篇2

低压涡轮后框架位于发动机尾部,共12个后框架,与低压涡轮相连接,用于支撑整个发动机,是航空涡轮发动机的重要结构部件之一。目前,某型发动机的低压涡轮后框架strut大多是呈非径向方向排列,这也是该型发动机的原始设计样式。但是,该发动机生产厂商曾两次发布SB提供低压涡轮后框架的升级建议,以解决strut与outer casing间的应力集中问题。作为发动机的寿命件之一,低压涡轮后框架未到寿而因为安全问题进行升级或者改装,都会对航空公司的运营产生计划外的支出。所以,本文就该型航空发动机的低压涡轮后框架两种改型进行热应力方面的有限元计算,比较两种低压涡轮后框架的热应力集中现象,为航空公司对于该型发动机低压涡轮后框架的升级提供一定的建议。

低压涡轮后框架是航空发动机的主要结构部件,承载着十分复杂的热载荷和机械载荷。在飞行过程中,低压涡轮后框架后框架内部承受非常高的飞机排气温度,外部处于极低的高空低温环境中,所以风扇后后框架的工作环境十分恶劣,所受载荷也相对复杂。这对其结构的合理性和实用性有着很高的要求。

1 数学模型

低压涡轮后框架在高空中收到的热载荷,可以看作是由发动机尾气和外界低温两个稳定热源产生的热传导问题。根据热平衡理论,可以得到稳态热分析平衡方程:

K为热传导矩阵,R为辐射对流矩阵,u是一个待求的温度向量,Tabs是绝对温度的偏置温度值,P是稳定的热流量向量,N是依赖于温度的热流量向量。

对于上面的热平衡方程,可以应用牛顿拉普森迭代法对温度场进行分析计算。牛顿拉普森迭代方程为:

当KΤi=切向热传导矩阵时,

KΤi≅Ki+4Ri(ui+Tabs)3-δN/δu,而Ri=残热向量。因此,Ri=Pi+Ni-Ki+ui-Ri(ui+Tabs)4。通过计算方程中的未知向量∆ui,就可以得到迭代后的温度ui+1:

式中,ui为迭代前的温度。

2 物理模型

本文采用的低压涡轮后框架各尺寸参数为实际测量所得,建立低压涡轮后框架的物理模型,如图1、图2所示。

在该型航空涡轮发动机中,低压涡轮后框架是主要的结构组件之一,安装于发动机的尾部。它的outer casing上有发动机的后部安装结构,inner hub穿过发动机5号轴承连接于LPT转子,strut连接于outer casing和inner hub之间。该型发动机低压涡轮后框架两种升级改型的主要区别就是strut的排列方式不同。一种是沿径向分布的strut排列方式,如图1所示,为了便于描述,本文暂且称其为I型;另一种是沿非径向分布的strut排列方式,如图2所示,本文暂且称其为II型。

低压涡轮后框架的outer casing和低压涡轮外机匣相连。outer casing上有发动机的吊装位,起支撑起发动机后部的作用。但是,该型发动机低压涡轮后框架屡次升级的目的,是解决其strut与outer casing由于热膨胀不均匀产生的热应力问题,和其负担的发动机重量问题关系不大。所以,本文为了便于计算,将模型上位于outer casing的发动机吊装位,inner hub里后框架5号轴承的结构等对热应力计算没有影响的结构和孔位都去掉,做出如图1、2所示的两种低压涡轮后框架简化模型。

3 计算方法

3.1 网格的划分

基于有限元方法对控制方程进行离散,采用非均匀结构化网格,分别在strut和out casing及inner hub的连接处局部加密,其他部位采用均匀化网格,分别产生70749个节点38442个单元体和99207个节点55056个实体单元。

3.2 载荷施加

温度载荷以节点温度形式施加。设置out casing外壁面温度为-40℃,inner hub及strut温度为200℃,通过计算获得涡轮后后框架的温度分布。然后,根据温度分布计算结果,定义一个连续的温度场,用以求解温度产生的应力。

3.3 边界条件

约束inner hub和outer casing后端的轴向和周向位移。

4 结论

本文的计算结果说明,该型航空涡轮发动机II低压涡轮后框架的结构形式能更好地减小strut与outer casing连接处应力集中现象,但是长期使用会出现strut的弯曲现象;I型低压涡轮后框架的结构形式会使其在strut与outer casing连接处的热应力高于II型,但在整体结构的平衡和strut的形态保持方面更具优势。

参考文献

[1]刘长福,邓明.航空发动机结构分析[M].西安:西北工业大学出版社,2006.

[2]吕文林.航空发动机强度计算[M].北京:国防工业出版社,1988.

[3]曾波.某航空发动机涡轮叶片动态可靠性建模与分析[D].成都:电子科技大学,2013.

[4]马爱军,周传月,王旭,等.Patran和Nastran有限元分析专业教程[M].北京:清华大学出版社,2005.

现代柴油发动机的涡轮增压技术 篇3

涡轮增压的主要类型有机械增压、气波增压、废气涡轮增压和复合增压等。

1.1 机械增压

这种增压形式是, 增压器安装在发动机上并由皮带与发动机曲轴相连接, 从发动机输出轴获得动力来驱动增压器的转子旋转, 从而将空气增压吹到进气歧管里。其优点是涡轮转速和发动机相同, 因此没有滞后现象, 动力输出非常流畅;缺点是消耗了部分动力, 而且增压的效果并不高。

1.2 气波增压

这种增压形式是, 利用高压废气的脉冲气波迫使空气压缩。这种系统增压性能好、加速性好;但是整个装置较笨重。

1.3 废气涡轮增压

这种增压形式是最常见的, 增压器与发动机无任何机械联系, 实际上是一种空气压缩机, 通过压缩空气来增加进气量。它是利用发动机排出的废气惯性冲力来推动涡轮室内的涡轮, 涡轮又带动同轴的叶轮, 叶轮压送由空气滤清器管道送来的空气, 使之增压进入气缸。

1.4 复合增压

这种增压形式是, 将废气涡轮增压和机械增压并用, 这种装置在大功率发动机上采用得比较多, 其发动机输出功率大、燃油消耗率低、噪声小, 只是结构太复杂, 技术含量高, 维修保养不容易, 较难普及。

2 废气涡轮增压器的主要类型

发动机废气涡轮增压器主要由压气机和废气涡轮组成。压气机主要是离心式的;废气涡轮的形式有轴流式、径流式和斜流式 (混流式) 等。废气涡轮增压器的主要类型有可变进气道增压器、可变喷嘴环增压器、可变涡轮喉口截面增压器、可变叶片增压器、废气放气增压器、进气回流增压器、射流涡轮增压器和斜流涡轮增压器等。

2.1 可变进气道增压器

这种涡轮增压器的基本结构及调控原理是:在低速时使用1个进气通道;在高速时进气量大, 使用2个进气通道, 可以改善增压发动机的过渡性能。

2.2 可变喷嘴环增压器

这种涡轮增压器的基本结构及调控原理是:各喷嘴环通过轴销固定在涡壳上, 再经传动杆与喷嘴控制盘相连。转动喷嘴控制盘即可改变喷嘴环的角度。通过调整涡壳与涡轮叶轮之间的喷嘴环角度来调整涡轮流通截面。低速时, 喷嘴角度小, 流通截面小;高速时喷嘴角度大, 流通截面就大, 以使涡轮从废气中获取足够能量保证压气机的需要。

2.3 可变涡轮喉口截面增压器

这种涡轮增压器的基本结构及调控原理是:在废气量不变的情况下改变进入涡轮的状态参数, 从而改变从废气中获取能量的大小。小喉口截面将使进入涡轮的废气加速, 作用在涡轮叶片上的冲击力增加 (此时涡轮效率将有所降低) , 空气增压压力增加, 从而满足内燃机在低速小负荷时的需要。内燃机在高速大负荷时, 可以保证涡轮在高速范围运行, 这时喉口截面处于最大位置, 排气背压最小, 涡轮效率最大。可变喉口截面控制板由电磁阀进行无级调节。

2.4 可变叶片增压器

这种涡轮增压器的调控原理与可变喷嘴环增压器的类似, 主要是通过改变压气机结构的叶片角度来调整增压压力与发动机转速负荷的匹配关系。多个可变叶片, 效率高;但结构复杂, 成本高, 体积大。

2.5 废气放气增压器

这种涡轮增压器的基本结构及调控原理是:废气门与增压器的涡轮并联地连接在发动机排气管上, 废气门的阀门固定在膜片上, 膜片上部通大气, 并受弹簧的作用, 下部与压气机出口的增压空气相通。平时, 弹簧将废气门的阀门压在阀座上, 发动机排气管来的废气不能经阀门旁通到涡轮出口的排气管内。一旦增压压力对膜片的作用超过弹簧的预紧力, 废气门打开, 一部分废气不再流经涡轮, 而直接从涡轮出口排入大气中。涡轮作功减少, 空气的增压压力回落, 以实现空气增压压力的自动调节。

2.6 进气回流增压器

涡轮增压发动机技术推进节能环保 篇4

1.1 涡轮增压器工作原理

涡轮增压发动机技术就是提高发动机进气能力的技术, 涡轮增压器主要由涡轮和压缩机组成。发动机排出废气, 将废气的热能及静压能转变为动能, 并以一定的方向流向涡轮叶片, 推动其高速旋转, 带动同轴上的压缩机叶轮同样高速旋转产生虹吸作用, 新鲜空气经过空气滤清器被吸入压缩机壳, 再经冷却后进入气缸, 如图1所示。增压技术采用专门的气体压缩机将气体在进入气缸前预先进行压缩, 提高进入气缸的气体密度, 减小气缸的体积, 在单位体积里, 气体的质量增加, 进气量即可满足燃料的燃烧需要, 提高了发动机的燃烧效率, 从而达到提高发动机功率又降低了汽车的排放的目的。

1.2 增压器的废气旁通控制技术

当压缩机内达到一定压力后, 来自电磁阀N75的高压空气压力, 推动排气涡轮端的卸压阀门使其打开, 废气一部分不流经尾气叶轮而直接排到大气中, 从而降低转子的旋转速度, 同时也降低进气叶轮的转速, 达到降低压缩机内的气体压力, 如图2所示。通过对其控制产生主要作用是:如果发动机在怠速或低速工况工作时, 不需要太大的压力, 则打开旁通阀, 气体从旁通阀流走;当发动机在加速工况时, 减小旁通阀的开度, 增加流经尾气叶轮的空气量达到增加压缩机内的气体压力的效果, 所以通过控制旁通阀开度的方法来适应发动机工作需要。一般而言, 加装废气涡轮增压器后的发动机功率及扭矩要增大20%-30%。

2 装上涡轮增压器对发动机的排放影响

随着世界各国都制定越来越严格的排放标准, 就对汽车排放进行了的限制, 汽车生产企业需要不断地进行技术改进, 适应其标准。如果要达到欧Ⅰ标准, 一般采用安装涡轮增压器;如果要达到欧Ⅱ标准, 一般采用安装涡轮增压器+中冷;如果要达到欧Ⅲ标准, 一般采用安装涡轮增压器+中冷+高压共轨+VGT;如果要达到欧Ⅳ标准, 一般采用安装涡轮增压器+中冷+高压共轨+VGT+EGR, 或三效催化。在达到欧Ⅳ标准后, 基本上所有的措施都用上了。涡轮增压器的发展方向是:部件更少、体积更小、转速更高、空气压缩比更优。

3 涡轮增压发动机的普及情况

通过开展2013 (International Engine of the Year) 国际年度发动机评选活动, “国际年度发动机”评委会由来自35个国家的87名记者组成, 评委们对发动机的操控性能、燃油经济性、工艺和是否成功采用先进发动机技术多个方面进行考评, 福特旗下高效节能1.0升Eco Boost发动机连续两年荣获“国际年度发动机”大奖。这款发动机集涡轮增压、燃油直喷和双独立可变气门正时技术于一身, 以小排量发动机的燃油消耗实现了超常的动力输出。除此之外, 还有大众汽车集团1.4升双涡轮增压发动机、宝马N20 2.0升涡轮增压发动机、BM W&PSA联合研发的1.6升涡轮增压发动机、奥迪2.5升直列5缸涡轮增压发动机等都显示出了惊人的燃油经济性与动力性。

据2013年4月2日媒体报道:面对日益严苛的排放法规, 各大汽车生产厂商已逐渐采用涡轮增压技术加以应对。作为美国三大汽车巨头之一的福特, 已经在嘉年华及翼博车型上引入1.0T发动机。自主汽车生产企业也在前赴后继的推出涡轮增压发动机动力技术。我们自主品牌的涡轮增压发动机研制与生产已经初见成果。上汽通用五菱汽车股份有限公司总经理沈阳在接受媒体采访时对外透露, 除推出1.2T和1.4T增压发动机外, 未来旗下全系车型有望实现全面采用涡轮增压技术。据透露长城已经完成了1.0T、1.3T等小排量发动机的研发工作, 1.5T小排量增压发动机已经应用于长城C30上, 华晨汽车搭载1.5T的中华H530和中华V5已经全面上市, 吉利1.0T、1.3T、1.5T、1.8T都在研发过程中。在执行排放法规的同时, 也给汽车增压技术的发展带来了机遇。

4 对涡轮增压汽车前景的展望

为进一步完善汽车节能管理制度, 实施乘用车企业平均燃料消耗量管理, 按照国务院关于节能与新能源汽车产业发展规划, 2013年3月, 我们国家工业和信息化部、发展改革委、商务部、海关总署、质检总局制定了《乘用车企业平均燃料消耗量核算办法》, 参考美国公司平均燃料经济性法规评价标准, 将汽车生产企业作为整体进行评价, 到2015年, 全国平均乘用车燃油消耗量将降为6.9L/100km。其目标很明确, 就是鼓励汽车生产企业多生产节能环保及新能源产品。按照第三阶段燃油限值标准, 而且, 此次核算将不再以单一车型为评价对象, 而是因为, 企业需要多生产小排量节能环保产品来平衡大排量车型的高油耗。资料显示, 使用涡轮增压技术可帮助汽油和柴油车辆在不降低性能的前提下分别节油达20%和40%。因此涡轮增压发动机技术不仅能满足消费者经济性的要求也是应对严格油耗限值的重要措施。可以看出汽车发展的方向是节能减排、电力驱动、新能源的应用。目前汽车广泛采用的方法是涡轮增压技术, 涡轮增压发动机汽车会得到普及应用。

参考文献

[1]王建昕.高效车用汽油机的进步[J].内燃机学报, 2008 (增刊I) .

[2]吕济晓, 陈昌明.汽车发动机涡轮增压技术[J].汽车与配件, 2012 (16) .

[3]张海波, 刘新田.相继涡轮增压系统研究[J].上海工程技术大学学报, 2007.

发动机涡轮增压器进气胶管的改进 篇5

某工程机械上用的洋马4TNV98T-SFN型发动机工作中,经常出现涡轮增压器进气胶管脱落故障。该涡轮增压器进气口较短,且没有设置防脱落的凸缘,因此造成进气胶管易于脱落,如图1所示。

该发动机进气胶管脱落后,大量含有灰尘的空气不通过空气滤清器,直接进入涡轮增压器并进入发动机,由此造成发动机汽缸套早期磨损、活塞环密封不严、曲轴箱倒气和发动机功率不足现象。该发动机为进口产品,短期内无法变更涡轮增压器进气口结构,我们决定对进气胶管进行改进。

2. 改进方法

通常,涡轮增压器进气管连接长度为35～55mm为宜。该发动机涡轮增压器进气口处长度仅为19～20mm,无法将涡轮增压器进气管与胶管牢固连接。加上橡胶制成的进气胶管较长、自重较大,发动机工作时产生的振动,最终造成进气胶管松脱。

改进后的结构如图2所示。具体方案如下:将涡轮增压器进气胶管缩短,再增加1段过渡钢管;将过渡钢管一端连接涡轮增压器进气胶管,另一端连接发动机空气滤清器;在过渡钢管上加焊支架,并将支架固定在发动机机体上,以减少过渡钢管振动时产生的位移量。

涡轮复合发动机 篇6

1发动机热启动故障分析

燃气涡轮发动机的正常启动是指在发动机在点火之后,发动机自身的各项技术参数都处于正常运行状态,为启动成功。而热启动是指发动机虽然能够正常点火,但是其排气温度会超过发动机自身的温度极限,从而会对发动机造成严重的损坏,缩短发动机的使用寿命。导致热启动的原因可能是燃烧室中残余燃油较多;在上提启动手柄时燃油的流量过高或者上提过早;起动机功率不足等因素。热启动是燃气涡轮发动机启动过程中的常见故障之一,对发动机自身的破坏性较大,所以为了避免这种现象的发生,在启动之前,应该检查燃烧室中的残余燃油,正确操作上提手柄,检查起动机的运行状态,确保其能够满足启动功率。同时,在启动过程中,还应该加强对排气温度的观察,一旦发现排气温度上升过快而有超温的趋势时,应该及时终止启动程序。

2发动机悬挂启动故障分析

悬挂启动在燃气涡轮发动机启动过程中虽然并不经常发生,但是由于其危害性较大,所以应该作为常见故障提出,以免遇到此类故障时能够正确处置,减少经济损失。发动机的启动过程是一个由静止状态向慢车状态发展的加速过程,在此过程中,为了保证能够正常启动,发动机需要维持稳定的功率,并且控制好供油量。悬挂启动是指在发动机启动的过程中,当其转速达到慢车转速以下的某一转速值时就保持不变的状态。由于加速过程被迫停滞,而导致发动机的启动时间过长,会对发动机本身产生很大的损坏。而有时在悬挂启动故障中还会伴随热启动,被称为热悬挂,热悬挂对发动机造成的损坏程度会增加。当发生热悬挂时,燃气的温度会升高,燃气的比容就会增大,从而导致流量减小,涡轮功率增加缓慢,在剩余功率较小的情况下,发动机的转速上升缓慢或者停止。而在此时的燃油供应量要比正常启动时多,所以燃气温度也升高,且上升迅速,会引起发动机超温而烧毁发动机。

导致悬挂启动的原因有,在发动机还未达到自维持转速时起动机过早脱开;发动机自身的功率不足;在启动过程中燃油供应量失衡,油量过低会导致剩余功率不足,油量过高而引发喘振;在启动的过程中,起动电机因为电压较低,而导致起动电机发生故障无法为发动机提供能量。一般情况下,悬挂启动会发生在起动机工作的后半段。

当燃气涡轮发动机发生悬挂启动时,会对发动机自身产生很大的影响,所以高度重视此类故障。在发动机启动的过程中,密切注意排气温度的变化,是可以及时制止悬挂启动故障的发生。如果在启动过程中发生悬挂启动,应该立即停车。

3发动机湿启动故障分析

“湿启动”是指启动时混合气未着火的现象,主要表现在上提发动机起动手柄后,无EGT温度指示,发动机转速不能进一步上升。引起发动机湿启动的原因主要有:点火系统故障;点火器不工作或点火能量过低;混合气混合比不当,通常过贫油、气体初温、初压过低、混合气不能着火等。此外外,还有起动机未能及时脱开,发动机慢车状态滑油压力过低(红区),发动机失火等。

4发动机启动超温故障分析

随着科学技术的发展,对于发动机的启动要求有了更高的标准,为增加发动机推力,就需要提高涡轮前温度。而发动机的运行状态不同,其允许的最高排气温度也不相同,当温度超过材料自身的极限时,就会因为超温而严重损坏发动机的热端部件,不仅会缩短发动机的使用寿命,并且会威胁到发动机运行的安全性,所以应该尽量避免发动机启动过程中出现超温故障。在发动机启动时一方面要求剩余功率大,燃烧室喷油量较多,涡轮前温度较高,尤其是当空气起动机退出工作短时间内,排气温度最高。另一方面由于发动机转速很低,压气机增压能力很弱,实际上几乎没有“冷空气”冷却涡轮,所以会对涡轮叶片有所影响。

发动机在启动过程超温的原因主要有:没有正确掌握起动时的排气温度;起支过程中突然断电;发动机第一次起动不成功,第二次起动时未经冷转而直接起动;冷转时将停车开关放在工作位冷转后直接起动;起动时交流机没有打开;起动时空中起动电门的打开位置;在起动过程中移动油杆。

为了防止超温现象的发生,平时应该做好电源的维护工作;在启动过程中密切注意排气温度;严格按照发动机启动程序操作;如果启动过程中发生意外,及时按压“停止起动”按钮和“停车”电门。

结束语

燃油涡轮发动机的正常启动是飞机能够正常起飞的关键环节,所以在发动机启动过程中发生故障,不仅会对飞机本身造成严重的损坏,而且会对军事行动产生很大的影响。在发动机启动过程中,会面临各种因素的影响而导致发动机启动故障,故障原因比较复杂,有设备自身的缺陷,也可能是人为操作失误引发的,所以应该对故障类型以及原因进行分析,通过原因分析而有针对性的进行改进和预防,优化结构和功能设计,加强制造过程的质量监管,提高飞行员的专业技能,在启动过程中正确操作,做好发动机的日常维护,并且加强对飞行员应对突发性故障的处置能力,发现异常变化,及时采取措施避免故障的发生。

参考文献

[1]万俊丹,何遗非.浅谈航空燃气涡轮发动机起动过程[J].科技资讯,2013,11,13.

[2]李奕新,谭航,杨水银.航空发动机电点火系统现状与发展趋势[J].燃气涡轮试验与研究,2015,12,15.

涡轮基组合循环发动机进气道设计 篇7

飞行器与涡轮基组合循环发动机的一体化布局是高超声速飞行器研制的重要方向。进气道是航空发动机的重要组成部分之一。因此在一体化飞行器进气道的设计中要综合考虑动力装置和飞行器二者对进气道的要求。作为进气道,应该满足以下一些基本要求:(1)在飞行包线内的各种状态下都能为发动机提供足够的空气量;(2)不引起气流的很大畸变;(3)尽可能小的进气道附加阻力;(4)尽可能小的激波损失和黏性损失;(5)能够达到所要求的自起动马赫数[1]。可用于涡轮基组合循环发动机的进气道类型有轴对称进气道、二元进气道和三元进气道。它们共同的设计目标是使进气道的重量轻,压缩效率高,出口气流均匀,工作马赫数范围宽广等。所有的这些要求使高超音速进气道的设计过程十分复杂。由于二元进气道的攻角特性要好,易于实现对进气道几何结构进行调节,尤其是在正攻角时,随着正攻角的增大,总压恢复系数和流量系数可能增大,所以许多高超音速发动机方案都采用二元进气道。

美国NASA兰利研究中心从20世纪60年代开始了对高超声速飞行器及其推进系统的研究[2,3,4,5,6,7]。尤其是近20多年以来,NASA和USAF一直都在从事涡轮基“上下重叠”并联组合发动机(TBCC)研究,也尝试过共用进气道和喷管整合两条流路的设计方法。目前NASA Glenn研究中心正在开展对混压式进气系统的研究。日本从1989年开始的HYPR计划中对高超声速进气道的设计类似于NASA Glenn研究中心所设计的进气系统。而国内在TBCC发动机高超声速进气道方面的研究还很不成熟,尤其是对几何可调进气道的调节规律和附面层的抽吸等方面的研究就更少了。文中将针对三斜板内外混合压缩的几何可调二元进气道进行设计。

1 进气道的气动设计

1.1 进气道设计点的选取

由于高超声速飞行器的起飞和降落过程都很复杂,所以高超声速飞行器的设计点飞行高度都在10 km以上。文中的涡轮基组合循环发动机在地面起飞时先由涡轮发动机工作,当加速至2.5马赫时,冲压发动机开始工作,涡轮发动机逐渐关闭,飞行器继续加速,飞行马赫数约为3时,涡轮发动机完全关闭,由冲压发动机单独工作,推动飞行器至设计飞行马赫数5,设计飞行高度26 km。文中采用等激波强度方法,对三斜板内外混合压缩的涡轮基组合循环发动机的进气道进行设计。

1.2 设计方法

进气道前体长度的选取要综合考虑飞行器对发动机尺寸的限制和对发动机性能的要求,折衷选取。前体的压缩激波系有如下几种:二斜激波系、三斜激波系、四斜激波系和等熵压缩波系。文中的设计采用三激波系设计方案,所设计出的进气道长度为5.162 m,前体预压缩楔角θ1=4.704°,喉部高度约为0.066 m。前体具体参数如图1所示。

当气流流过平板时,靠近平板处的气流由于黏性作用使气体温度接近于气流的滞止温度。为防止气体在高温下离解和材料在高温下产生形变。一般控制进气道出口的温度不超过1 400 K。高超声速气流流经进气道时,前体对迎面气流进行体外预压缩,然后进入内压缩段,经过内压缩段的三道斜激波压缩后流入进气道喉部,由于外罩唇部所产生的激波在进气道内压缩段的反射波和内压缩段与喉部交界处产生的膨胀波的在喉部壁面上的反射,还有压缩波与膨胀波之间的相互作用干涉,使得喉部气流并不均匀。喉部后面连着扩压器,气流在扩压气进口产生一道正激波,气流经过正激波后,其速度由超声速变为亚声速,并在扩压器中进一步减小,至扩压器出口气流的速度、压强等气动参数达到设计值。本文只将进气道前体作为研究对象。

激波角以及进气道几何参数由程序计算得到,其具体确定计算方法是:将进气道进口高度取为单位长度1,根据设计点的设计飞行高度和飞行马赫数,按照等激波强度设计原则,使进气道前体所产生的三道斜激波交于外罩前缘,同时逐次计算出各道激波前后气流的气动参数。由前体外压缩部分所引起的气流总转折角θ4=θ1+θ2+θ3,其中θ1,θ2,θ3分别是三级斜板的斜板角。内压缩段的设计方法是:由外罩唇部产生的激波,在进气道前体第三道斜板上经过第一次反射,反射激波在外罩上经过第二次反射,反射回来的激波与第三道斜板的后缘相交,从这个交点开始,后面的进气道高度将不再改变,作为进气道的喉部,喉部的长度根据具体发动机的需要来确定。

1.3 进气道内部收缩比的校核

进气道的设计必须保证进气道在所要求的全部工作范围内都能起动。因为可能引起进气道不起动的因素很多,如进气道内部压缩通道的过渡收缩和涡轮发动机转速的改变引起进气道反压的升高。为使进气道在整个工作范围内的都能有效地自起动,就要判断进气道的内收缩比是否满足Kantronitz准则限制的进气道内收缩比。具体公式如下

A2/Acr=1/(0.05-0.52/Ma0+3.65/m2a0)。

其中A2为内部收缩起始截面面积,Acr为喉部面积。本文设计的进气道内收缩比为5.234 5,所以说此进气道满足自起动收缩比的要求。

2 设计状态和非设计状态性能和流场计算

根据飞行器的飞行方案,首先由涡轮发动机工作,当飞行高度达到16 km以上时,飞行器沿着等动压(42 493.8 N/m2)轨道加速和爬升,在各飞行马赫数(Ma=5.0,4.5,4.0,3.5,3.0,2.5,2.0)下对应的静压分别是P=2 153.1,2 630.0,3 117.9,3 699.6,4 325.2,7 158.1, 8 786.7 Pa,相应的飞行高度为:H=26.00,24.70,23.60,22.50,21.50,18.30,17.00 km。本文采用隐格式,求解欧拉方程,计算了进气道设计状态和非设计状态二维流场。设计点CFD流场计算时的网格划分情况如图2所示。边界条件的给定方法是,进口、远场以及与大气相通的出口均根据设计飞行高度和飞行马赫数确定,喉部出口的条件根据一维设计结果给出。图3和图4给出了马赫数Ma=5.0时进气道内外场的等马赫数云图和压力等值云图。在设计状态下(Ma=5.0,H=26.0 km),外压波系等马赫数线交于外罩唇口,内压缩段激波经过两次反射后交于第三道斜板与喉部相交的地方,符合设计要求。进气道的喉部由于反射波和膨胀波的相互干涉,流场结构复杂,因此CFD计算得到的喉部出口气流的气动参数与一维气动设计结果之间存在一定误差,需根据需要对一维设计结果进行修正。在Ma=4.0,H=23.6 km飞行状态下,外压激波系交于唇口之外(见图5),致使进气道出现溢流而产生溢流阻力。

图6给出了当飞行器沿飞行轨迹飞行时,各级斜板角度随着马赫数的变化关系。图中各级斜板的角度都是指斜板与水平方向的夹角。在这样的调节规律下,进气道性能参数溢流阻力系数和总压恢复系数,见图7和图8。其中溢流阻力系数的定义式为

CD=SD/ρυ2。

其中CD是溢流阻力系数,SD是溢流阻力,ρ是气流密度,υ是气流速度。

性能曲线图中的最小马赫数取到进气道的起动马赫数1.8,来流马赫数在1.8以下时进气道的斜板角度不再改变,本文不对其进行讨论。图7中所示的曲线斜率有一个明显的转折,这是因为马赫数由2.5变化至2.0时,第二级和第三级斜板角度的调节幅度较大,使溢流阻力下降。由曲线图8可见,进气道总压恢复系数的变化趋势比较光滑,随着来流马赫数的降低逐渐增加,由此可以推断出,该调节规律引起的进气道性能的改变是连续的。而且总压恢复系数的大小满足TSAGI-CIAM标准中给定的值。

图9和图10给出的是进气道喉部出口马赫数和静压(Pth)随飞行马赫数的变化曲线。由图7可以看出,进气道喉部出口的马赫数在1.22和1.42之间波动,保证进气道始终处于起动状态,能够承受一定幅度的反压变化。图8中的曲线说明,进气道喉部出口的静压随着来流马赫数的增加而增加,由此可见前体激波系的强度随着来流马赫数的增加逐渐增强。在选取进气道的材料和设计进气道的结构时,要以设计点(最大设计飞行马赫数)的参数作为基准。

3 结论

文中所设计的高超声速进气道可根据飞行状态对进气道的斜板进行调节,能够在更宽的马赫数范围内保持较高的压缩效率,结构简单、总压恢复系数较高,溢流阻力较小,满足气动设计的要求。且所要求的调节机构在工程应用中容易实现。

不过,上述性能参数都是在把空气当作无黏的理想气体计算得出的,并不能完全真实地反映空气在进气道中的流动情况,当出现附面层与激波相交时,流场要比理想状况下复杂,而且有可能出现附面层的分离。

同时,我们也可以看到,在高超声速条件下,气流的流动具有其特殊性,仅仅利用常用的湍流模型所得出的流场可能与真实流场之间存在偏差,而且在设计的过程中没有全面考虑附面层与激波的干涉因素,前缘钝体因素,放气对进气道性能的影响因素,气体在高温下可能出现的电离因素等。

参考文献

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