朱彦伟，曹高峰，刘旭东

（中航工业飞行试验研究院，西安710089）

0 引言

进气入口气体流场的不均匀变化将影响发动机的稳定工作裕度[1]，进气道与发动机的相容性是国内外一直在研究的重要课题，文献[2]根据平行压气机理论计算分析了进气条件对单轴发动机工作稳定性的影响，结果表明进气条件对发动机的工作稳定性影响很显著。对于双轴发动机来说，目前还没有完善而实用的稳定性分析理论方法，因此,对进气道与发动机相容性评定的主要手段还是只能依靠试验[3-4]。在国内一般是采用可移动插板式畸变发生器逼喘的方法来模拟进气畸变，通过对发动机进口流场和工作参数的变化进行分析的方法来评估进气畸变对发动机工作稳定性的影响[5]。进气畸变直接影响发动机安全工作，为了有效地预测发动机在畸变进气时对发动机性能产生的影响，文献[6-8]研究了进气畸变对涡扇发动机工作稳定的影响。而发动机侧风地面试验是进气畸变项目中非常重要的适航验证科目。主要验证在规定的自然风条件下，发动机的工作稳定性是否受到影响，发动机的排气温度、高低压转速、振动值等工作参数是否超限。通过地面侧风试验可以确定发动机在地面侧风条件下的使用包线，为编写飞行使用手册提供支持。

在国外已经进行了大量的工作研究地面风速、风向对发动机工作稳定性的影响，俄罗斯相关研究表明，从风对发动机工作稳定性影响的观点来看，起作用的不是某个期限内的风速的平均值，而是风速的现有值，即在接近地表层时空气质量紊流运动的速度[9]。美国GE公司在许多年前就进行航空民用发动机的固定风源侧风试验，并建立了1套比较完善的方法体系。但是,到目前为止，在自然风条件下由FAA和中国适航当局目击的大涵道比民用发动机地面侧风试验,在世界发动机试验史上是第1次，此次试验可以积累很多宝贵的经验，为今后其他型号发动机侧风试验提供技术支持。本文根据侧风试验过程中的实时监控情况对试验数据进行了分析，通过发动机工作参数标准差对比方法和计算发动机低压压气机出口特征流量系数的方法，确定不同侧风风向条件对发动机工作稳定性的影响程度；结合对比分析结果提出合理增加试验点的建议，为今后侧风试验的高效进行提供方法支持。

1 试验方法和条件

发动机侧风地面试验是进气畸变项目中非常重要的适航验证科目。主要验证在规定的自然风条件下，发动机的工作稳定性是否受到影响，发动机的排气温度、高低压转速等工作参数是否超限。

本次侧风试验发动机为美国GE公司生产的某型大涵道比发动机，发动机的结构外形如图1所示，发动机工作时，空气经进气道进入风扇增压的气流分为2路，其中大部分的气流进入外涵道，其余部分空气经压气机进口导流叶片进入压气机、燃烧室和内涵喷管。发动机采用尾吊式安装方式在飞机上进行安装，该发动机在飞机上的安装位置和侧风风向的规定方法如图2所示。

图1 发动机外形结构

试验开始前利用经过标定后的气象车测量距地面高10m处的风速风向，如果自然风风速满足试验条件以后，将配装试验发动机的飞机拖至地面试验区并调整飞机的摆放方向。测试工程师检查测试系统工作正常后，完成试验发动机开车并暖机后，将油门杆推至最大起飞位置使发动机在最大功率状态工作3min，采用专用的设备对发动机的高低压转速、高压压气机出口静压、发动机排气温度等参数进行记录，同时实时测量自然风风速和风向的变化。第1个试验点完成以后，调整飞机的摆放位置进行下一个试验点试验。

图2 侧风风向规定

2 数据分析方法

2.1 发动机工作参数计算

发动机工作参数的波动是其不能稳定工作的典型特征，发动机工作参数的变化能够直接反映其是否工作正常，通常监控的发动机工作参数有：低压转子转速N1，高压转子转速N2，高压压气机出口静压PS3和发动机排气温度TI[10]。通过计算对比不同风向条件下工作参数的标准差,来反映发动机工作参数的波动情况。

在给定风速风向条件下，当发动机达到给定功率状态后，录取一定时间（选取20s）的发动机工作参数，假定试验点样本数为N，其统计方法如下：

（1）将N个数据样本点排列成数据序列；

（2）求出数据序列的平均值和标准方差。

其中，参数标准差S 的大小直接反映了数据参数离散程度，在给定发动机状态下（发动机油门杆角度不变），工作参数的标准差S 越大，表明该参数的波动量越大，则说明发动机的工作稳定性越差。

2.2 特征流量系数计算

根据气体动力学公式可知，可以用某一点的总压和静压的比值,来表征压气机空气流量系数的变化趋势，利用低压压气机出口（25截面）测量耙上某点的总静压比（Pt25/Ps25）与该截面处发动机的流量系数q（λ）存在正比函数关系[11]

定义Q 为表征流量系数，其关系式为

Q值的变化大小可以反映低压压气机出口（高压压气机进口）截面处气流轴向速度的变化大小，因此，可以利用Q值的变化情况来反映该截面处气流速度变化，进而来反映发动机的工作稳定性。

3 试验结果分析

根据发动机工作特性可知，随着发动机功率状态的增加，发动机各部件工作环境变得越恶劣，因此，以发动机在最大功率状态情况下的工作参数录取数据为依据，来分析侧风对发动机工作稳定性的影响。

在不同风速风向情况下，利用式（1）和（2）对发动机在最大工作状态的20s工作参数统计见表1。从表中统计数据的“均值”数据列可见，风向对发动机的压气机排放静压Ps3和发动机排气温度TI的影响非常明显，在180°（尾风）风向对发动机排气温度的影响比较明显，由于发动机在尾风条件下工作时将发动机排气吸进进气道导致的。在230°风向条件下发动机工作参数的标准差要明显的高于其他风向条件下的工作参数的标准差，其中高压压气机排放静压Ps3和发动机排气温度TI的标准差明显高于其他风向条件，这2个参数的波动最能够反映发动机工作情况，由此可知230°风向对发动机工作稳定性最大。

表1 发动机最大工作状态的20s工作参数统计

侧风风向对发动机不同工作参数标准差的影响如图3所示。从图中明显可见，反映发动机工作参数稳定性随侧风风向的变化趋势。当侧风风向在0～90°之间变化时，对发动机工作稳定性几乎没有造成影响；当侧风风向在90～230°之间变化时，随着风向角度的增加，对发动机稳定工作影响越来越大，其中在风向为230°时其影响程度最大；当侧风风向在230～270°之间变化时，随着风向角度的增加，对发动机稳定工作影响迅速变小。

图3 侧风风向对发动机工作参数标准差的影响

从发动机工作参数的标准差可以很直观地反映侧风风向对发动机工作稳定性的影响，而通过发动机低压压气机出口截面（25截面）的表征流量系数，更能直观地体现侧风风向对发动机工作稳定性的影响。不同风向条件下发动机25截面特征流量系数Q 的变化如图4所示（图中F、M、T分别代表不同测量耙的安装位置）。从图中可见，在90°风向情况下特征流量系数Q 非常稳定，趋于1条稳定的直线，说明此时发动机工作非常稳定；在135°风向情况下特征流量系数Q 就产生了轻微的波动，但整体趋势还是1条直线，说明此时发动机工作还能稳定工作；在180°风向情况下特征流量系数Q 就产生了较大的波动，其中QT值波动开始变得比较不稳定气流，T位置区域的流速波动要明显高于F和M位置处的流速波动，说明此时发动机工作开始出现不稳定状态；在230°风向情况下特征流量系数Q 就产生了严重的波动，在3个不同位置的表征流量系数（QF、QM和QT）都产生了非常严重的波动，说明此时发动机工作已经出现非常严重的不稳定状态。由于在进行270°风向试验过程中，测量耙数据没有采集，没有给出270°风向条件下发动机25截面特征流量系数Q 的变化。

图4 不同风向条件下发动机25截面特征流量系数Q 的变化

从上面的分析可知，230°风向侧风对发动机的工作稳定性影响最大，主要与发动机的安装形式有关，对于尾吊式安装的发动机（试验发动机ARJ21-700飞机安装位置如图5所示）来说，机身和垂尾就像1堵墙挡在气流前面，当风速风向时刻变化的侧风绕过机身和垂尾以后进入发动机进气道，将导致发动机入口的气流变得杂乱无章，带有不同尺度的气流团进气发动机压气机，将导致发动机不稳定工作。试验过程中应当把180～270°风向变化区域作为重点试验区域，在该区域的试验数据最能体现发动机的抗侧风能力。

图5 发动机安装位置

4 结论

本文利用的发动机工作参数标准差统计法和发动机25截面表征流量系数法可以作为评定发动机工作稳定性的参考法，具有较高的工程使用价值，通过对不同侧风风向条件下发动机最大工作状态工作参数的对比分析可以得到的结论如下：

（1）侧风风向在0～90°范围内变化时，侧风对发动机的工作稳定性没有影响。

（2）侧风风向在90～230°范围内变化时，随着风向角度的增加，侧风对发动机的工作稳定性的影响越来越大。

（3）侧风风向在230～270°范围内变化时，随着风向角度的增加，侧风对发动机的工作稳定性的影响急剧减小。

（4）230°侧风风向对发动机工作稳定性影响最大，对于尾吊式安装的发动机，可以将180～270°风向变化区域作为重点试验区域，在该区域内应当适当增加试验点，可以在节省试验成本的基础上更快确定发动机侧风条件下的工作边界。

[1]Society of Automotive Engineers.Gas turbine engine inlet flow distortion guidelines[R].SAE-ARP1420B.

[2]Shen H.The prediction of performance of turbojet engine with distorted inlet flow and experimental studies [R].AIAA-83-7030.

[3]Reid C.The response of axial flow comperssors to intake flow distortion[R].ASME 69-GT-29.

[4]Chung K,Hosny W M,Steenken W G.Aerodynamic stability analysis of NASA J85-13 planar perssure pulse generator installation[R].NASA-CR-165141.

[5]刘大响，叶培梁.航空发动机手册：进排气装置：第7册[M].北京：航空工业出版社，2000：60-63.LIU Daxiang,YE Peiliang.Aviation engine manual:intake and exhaust device:senventh volume[M].Beijing:Aviation Industry Press,2000:60-63.(in Chinese)

[6]Braithwaite W N,Dicus J H,Moss J E.Evaluation of a turofan engine of air jets as a steady-state inlet flow distortion device[R].NASA-TM-K-1955,1970.

[7]Evans D G.Some comparisons of the flow characteristics of a turbofan compressor system with and without inlet rressure distortion[R].NASA-TM-K-71574,1974.

[8]De Bogdan C E.Effect of a 180° extent inlet pressure distortion on the internal flow condition of a TF30-P-3 engine[R].NASA-TM-K-3267,1975.

[9]A·П 列乌特, A·C 谢尔巴科夫.进气道与发动机共同工作的特性及其飞行试验方法[M].刘兆林，译.北京：国防工业出版社，1983：30－32.(in Chinese)ЛеУТA·П, Cщербаков·A.The compatibility of inlet/engine and flight test method[M].Liu zhaolin,translated.Beijing:National Defense Industry Press,1983:30－32.

[10]莫翔宇，唐庆如，杨晓强.探析民用大涵道比涡扇发动机的状态监控技术[J].中国民航飞行学院学报，2009,20（5）：16-19.MO Xiangyu,TANG Qingru,YANG Xiaoqiang.Analysis of civil high bypass ratio turbofan engine condition monitoring technology[J].Journal of Civil Aviation Flight University of China,2009,20（5）：16-19.(in Chinese)

[11]王保国，刘淑艳，刘艳明，等.空气动力学基础[M].北京：国防工业出版社，2009：73-74.WANG Baoguo,LIU Shuyan,LIU Yanming,et al.Fundamentals of aerodynamics[M].Beijing:National Defense Industry Press,2009:73-74.(in Chinese)