某型航改燃气轮机空气系统设计及试验验证

２０１１年第３７眷第２期Ｖｏ１．３７　Ｎｏ．２　Ａｐｒ，２０１１　己４／己５　某型航改燃气轮机空气系统设计及　试验验证　刘国库　，魏秀鹏　，刘国朝　，李毅　（１．海军驻沈阳地区发动机专业军事代表室，沈阳１　１００１５；　２．中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１　１００１５）　

刘国库（１９７８），男，工程师，从事舰　船燃气轮机、航空发动机的故障诊断、测　试、维修与全寿命保障技术研究。　收稿日期：２０１１－０１—１１　１　引言　随着对功率和热效率要求的　不断提高，舰船燃气轮机越来越　普遍地采用先进且成熟的航空发　动机改型研制燃气轮机的途径，　摘要：介绍了某型航改燃气轮机空气系统的设计方法和准则，通过典型流动单元　建立了１维空气系统设计网络，采取１元等熵不可压流方法完成了燃气轮机空气系统　设计与计算分析；通过空气系统整机试验，获得了关键部位的压力温度分布，根据试验验　证完成了该系统设计方案。　关键词：航改燃气轮机；空气系统；试验　Ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　Ｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ　Ｆｌｏｗ　Ｓｙｓｔｅｍ　ｆｏｒ　ａＤ　ＡｅｒＯｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ　ＩｎｄｕｓｔｒｉａＩ　Ｇａｓ　Ｔｕｒｂｉｎｅ　ＬＩＵ　Ｇｕｏ—ｋｕ　，ＷＥＩ　Ｘｉｕ—ｐｅｎｇ２，ＬＩＵ　Ｇｕｏ—ｃｈａｏ　，ＬＩ　Ｙｉ　（１．Ｎａｖａｌ　Ａｅｒｏｅｎｇｍｅ　Ｃｕｓｔｏｍｅｒ　Ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅｓ　Ｏｆｆｉｃｅ　ｉｎ　Ｓｈｅｎｙａｎｇ，　Ｓｈｅｎｙａｎｇ　１　１００１５，Ｃｈｉｎａ；　２．ＡＶＩＣ　Ｓｈｅｎｙａｎｇ　Ａｅｒｏｅｎｇ＇　ｎｅ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈｅｎｇｙａｎｇ　１　１００１５，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ　ｍｅｔｈｏｄｓ　ａｎｄ　ｃｒｉｔｅｒｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｅｃｏｎｄａｒｙ　ｆｌｏｗ　ｓ￣ｔｅｍ　ｄｅｓｉｇｎ　ｗｅｒｅ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ　ｆｏｒ　ａｎ　ａｅｒｏｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ　ｇａｓ　ｔｕｒｂｉｎｅ．Ｏｎｅ　ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ　ｄｅｓｉｇｎ　ｎｅｔｗｏｒｋ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｅｃｏｎｄａｒｙｆｌｏｗ　ｓｙｓｔｅｍ　ｄｅｓｉｇｎ　Ｗａｓ　ｂｕｉｌｔ　ｂｙ　ｔｈｅ　ｔｙｐｉｃａｌｆｌｏｗ　ｕｎｉｔｓ．Ｔｈｅ　ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓ￣ｔｅｍ　ｗｅｒｅ　ｃｏｍｐｌｅｔｅｄ　ｕｓｉｎｇ　ｔｈｅ　ｕｎｉｔａｒｙ　ｃｏｎｓｔａｎｔ　ｅｎｔｒｏｐｙ　ｉｎｃｏｍｐｒｅｓｓｉｂｌｅ　ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｋｅｙ　ｐａｒｔｓ　Ｗａｓ　ｏｂｔａｉｎｅｄ　ｂｙ　ｔｈｅ　ｏｖｅｒａｌｌ　ｔｅｓｔ　ａｎｄ　ｔｈｅ＆ｓｉｇｎｐｌａｎｓ　ｗｅｒｅ　ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ　ａｃｃｏｒｄｉｎｇ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｔｅｓｔ　ｖｅｒｉｆｃａｔｉｏｎ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ａｅｒｏｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ　ｇａｓ　ｔｕｒｂｉｎｅ；ｓｅｃｏｎｄａｒｙ　ｆｌｏｗ　ｓｙｓｔｅｍ；ｔｅｓｔ　并且国外已有很多成功应用的实例。目前，航改燃气　轮机的主要设计方案是保持核心机等主要部件不变，　只是对低压级进行改型，以保持发动机部件的延续性　和可靠性，大幅缩短研制周期和显著降低研制费用。　作为至关重要的１个系统，燃气轮机空气系统设计　的目的是在各种状态下，保证燃气轮机内部具有合适的　工作环境。其合理设计与正常工作对燃气轮机主要零部　件的工作寿命、可靠性和整栅Ｊ生能起着非常重要的作　用，是燃气轮机设计研制的主要环节之一。　２空气系统设计功能及要求　２．１设计功能　（１）为气冷叶片提供冷却空气，

保证冷气进口具　２０１１蔗第３７卷第２期Ｖｏｌ　３７　Ｎｏ　２　Ａｐｒ　２０１　有要求的压力和温度；　（２）建立涡轮盘腔压力，阻止涡轮燃气流入主通　道内侧腔中；　（３）冷却涡轮转子，保持适当的涡轮零部件温度；　（４）控制涡轮机匣温度，减少机匣向外散热，保持　涡轮叶片顶部的径向问隙；　（５）控制风扇与压气机盘和轴的温度；　（６）控制压气机机匣温度，保持压气机叶片顶部　的径向间隙；　（７）对轴承与润滑系统进行封严和隔热；　（８）调整发动机转子的推力平衡，保持轴承合适　的轴向载荷。　２．２设计要求　（１）遵循尽量不改动、少改动核心机结构的设计　原则；　（２）满足总体性能对低压空气系统总引气量的限　制要求，应不大于其原准机总引气量；　（３）满足轴承密封、隔热的设计要求，按照对使用　环境的要求进行轴承封严设计；　（４）满足轴承轴向载荷的设计要求；　（５）空气系统各节流单元的几何尺寸应满足相关　结构件的强度设计要求。　３空气系统设计方法　某型燃气轮机是在航空涡扇发动机基础上修改　低压方案设计研制的，去掉了低压压气机，将低压涡　轮改为动力涡轮。由于燃气轮机工作点的变化以及低　压部件的修改设计，燃气轮机各截面的温度和压力与　航机的相比有所减小，这就需要对空气系统的引气量　和引气位置进行调整，修改空气系统结构设计，以与　燃气轮机内部工作环境匹配。　３．１设计分析方法　航空发动机空气系统是由各种节流单元串联和　并联组成的复杂流动系统，根据１元等熵不可压流，　对每个节流单元建立动量方程、能量方程以及连续方　程。对不同元件，考虑旋转、可压缩性、局部摩阻、预　旋、温增，最终建立整个流动系统的非线性方程组，采　用离散延拓法求解的空气系统计算程序，得到各节流　单元的流量，以及各腔室的压力和温度。　任意１个空气系统均可抽象成由节流单元与腔　室组成的流路网络。任意由若干节流单元和腔室组成　的空气系统，其温度、压力、流量通过多维由动量方　程、连续方程、能量方程组成非线性方程组来描述。换　句话说，空气系统的数学模型为非线性方程组。　在动量方程中，节流单元中的流动按１维不等　熵、不可压流处理，在公式推导过程中考虑了由气流　沿程流通面积变化引起的压力变化。　在连续方程中，发动机空气系统流路可分成一定　数量串、并联并具有１个或多个进、出口的单元流路，　在整个流路网络中，每个单元的进、出口被认为是腔　室，每个单元流路的流量非线性地取决于其上、下游　腔室的压力。对任何内部腔室，冷气流量平衡并满足　连续条件，即对边界腔室由压力边界条件恒等式取代　流量连续方程。　在能量方程中，不同温度的气流在各腔混合后的温　度按理想混合计算。而流体沿程温增的计算主要分２种　情况：由盘、轴风阻引起的温增；由壁面与气流之间对流　换热引起的温增及离心泵效应对冷气的加功温增。　３．２减少冷气量　由航空发动机改型的地面或舰船燃气轮机的工　作点比原航机的有所下降，特别是主通道截面的燃气　压力和温度都有一定下降，使得热端部件的工作环境　有所缓解，因此可以减少冷气量，既保证了零部件的可　靠性，又能够提高燃气轮机性能。通过分析，在高压涡　轮导向叶片和低压涡轮第１级导向叶片减少冷气量。　减少高压涡轮导向器的冷却空气量。将燃气轮机　高压涡轮导向叶片在原航机的基础上作了一些改动：　取消上、下缘板的气膜孑Ｌ；在其前、后腔的入口处增加　盖板，在盖板上开孑Ｌ降低流量；取消导向叶片后腔叶　盆的气膜孔。采用上述措施使得燃气发生器涡轮导向　叶片窄气系统冷气量比原航机的降低近２０％。进行　详细的温度和强度分析可知，采取上述措施保证了叶　片的可靠运行。　减少低压涡轮第１级导向叶片冷气量。在燃气发　生器通往低压涡轮第１级导向叶片的引气管前加装　节流孑Ｌ板，减少引气量。　３．３改进支点增压系统　在支点增压系统中，取消了原航机的低压压气　机，原有的引气压力较低，不能满足支点封严要求，因　此将引气位置改为压气机后几级。同时为了保证低状　态的封严和提高效率，对引气方式进行了改进，引人　了控制活门：

在高状态时关闭，引高压空气进行支点　魏国库嚣：蘩型黼蕊燃气轮柏空每系绩设计及ｉ鑫　验畦　封严；在低状态时打开，引更高压的空气进行支点封　严。　取消低压压气机后，需要增加平衡腔来调整轴向　力，而平衡腔对压力要求较高，因此采取密封性更好　的刷式封严形式，维持平衡腔较高的压力，以保证燃　气轮机轴向力的平衡。　３．４空气系统的组成　燃气轮机由原航机的核心机和低压涡轮组成，其　空气系统流路基本保持不变。　高压宅气系统流路导叶系统从燃烧室内、外环通　道引来２股气流为导向叶片提供冷却空气。涡轮工作　叶片流路系统从燃烧室内环通道引来２股气流作为　冷却空气：大部分气流用于冷却工作叶片，小部分气　流冷却涡轮转子沿程表面，后排入主通道，完成对燃　气的封严。　盘腔冷却和支点增压系统流路基本可分为４路：　（１）第１路气流主要对１号轴承进行篦齿封严和　调整轴向力。从压气机第５级静子出口叶片尖部引　气，通过引气管、进气机匣支板进入平衡腔和封严腔。　（２）第２路气流用于封严３号轴承和冷却压气机　盘及隔热涡轮盘等。从压气机第３级盘后引气：一部　分气流用于封严３支点轴承；另一部分气流经过压气　机盘腔和涡轮盘腔，对盘腔进行均温冷却。　（３）第３路气流主要对４、５号轴承进行封严与隔　热。在高状态时，　气机第３级气流经过空气导管流　入动力涡轮盘腔；一部分气流通到４号轴承腔外进行　非接触篦齿封严；另一部分气流通到５号轴承腔外部　对其进行石墨密封，然后经过篦齿３流到动力涡轮第　２级盘后腔后排入主通道；还有一部分气流通过２个　长孔７２（直径为８　ｍｍ）到轴心后经轴　ｔ２，通风管７６从　发动机尾锥排人大气。在低状态时，打开往后机匣支　板的引气阀门，从高压压气机第５级静子出口叶片尖　部引气，经引气管通过低压涡轮后支板后直接流入５　号轴承腔外部对其进行封严，再流到４号轴承腔外部　对其进行封严。　（４）第４路气流主要用于冷却高、低压涡轮转子　和调整轴向力，阻止主流道的燃气进入机体内部，同　时对动力涡轮机匣、涡轮后支板进行冷却等。从压气　机第５级静子叶片出口尖部引气，通过引气管流入动　力涡轮第１级外机匣内腔，气流经过动力涡轮第１级　导向叶片后，对涡轮盘腔进行冷却隔热。　己６／己７　３．５空气系统计算分析　空气系统流体动力计算的目的是在给定系统流　路结构尺寸参数及其它有关原始参数情况下，确定各　流路的流量分配，以及气流沿程各腔室或部位的压力　和温度。据燃气轮机的流动形式和流动结构，建　了　空气系统流动网络（如图１所示），完成燃气轮机空气　系统的计算分析。　图ｌ燃气轮机空气系统流动网络　计算结果初步表明：在设计点状态，高压涡轮冷　却空气量为１２．０５％，而原航机高压涡轮冷却卒气量　为１５．０９％；前者相对后者减少２０．１％。同时根据壁温　初步分析可知，涡轮叶片壁面平均温度比原航机的下　降１００　以上，因此，减少冷气量的措施是可行且町　靠的。　通过对燃气轮机彘腔冷却和支点增压系统的计算　结果分析可知，在封严方面基本上满足轴承的封，　压差　要求，但在慢车状态，还有待在试车试验中作进一步测　量和调整；在设　‘点状态，高压压气机第５级引气量为　２．６８％（比原航机的减少２２％），高压压气机第３级引气　量为０．７２％，引气总量为４．１８％，满足总体对空气系统引　气量的要求；在高压压气机第５级引气通向平衡腔的管　路及１支点排气管上都加装节流孔板，以保证平衡腔压　力和１支点封严的要求；通过计算可知，燃气轮机空气　系统设计能够满足其运行要求。　４空气系统试验及设计完善　空气系统设计方案确立后，还需开展试验调试来　修改、完善设计。这是因为流动计算用流阻模型，与实　际结构的差异和上游边界数据的差异，使计算存在一　定误差。　在燃气轮机试车中，对空气系统主要腔室的压力　温度和轴向力进行测试，并获得了轴向力测试曲线和　空气系统腔室测试曲线，分别如图２、３所示。