压气机的主动流动控制技术

1、本文涉及的流动控制是通过采用小流量的射流或零流量的合成射流来改变主气流的流动特性， 延缓气流分离、 减少气流阻力， 从而大幅度提高发动机性能和减轻其重量。 这项技术几乎可以应 用于航空推进系统的每一个重要部件 德国流体力学专家普朗 特早在 1904 年就提出用吹 / 吸附面层的办法来延缓气流分离的流动 控制概念，并且已在超音速进气道中得到应用。 这里采用的流动控制定义为：用细小的修改（例如只占主流流量百分之几的流体射流或零 流量的合成射流）来改变一股大得多的流动的特性，以延缓分离、加强或减弱混合、建立虚拟 形状，以及减少阻力。 合成射流作为主动流动控制的一种潜在方法引起广泛关注。 合成射流是由

2、面向主气流的底面封闭的空腔产生的。这种装置称为合成射流作动器。底面 用压电、静电或电磁方法可做上下运动。当底面向下运动时，主气流内的部分空气进入空腔； 当 底面向上运动时，进入的空气又被排出，进入主气流。因此，这种人工射流的质量流量为零，而 动量不为零，可用来进行流动控制。 风扇 / 压气机 吸气风扇 / 压气机 风扇 /压气机的主要研究目标是提高级压比， 改善工作稳定性或适用性， 避免高周疲劳， 以 及降低噪声。 研究表明，在叶片表面吸气，可以延缓气流分离，从而提高级压比。 从 1993 年开始，美国空军科研局在麻省理工学院实施一项相关的叶轮机研究项目。 1998 年，这个项目又获得国防部预

3、研局的资金，进行吸气风扇的大尺寸模型验证。麻省理工学院与 NASA 格林研究中心、普惠公司和联信公司合作，成功地发展了性能估算以及气动和应力分析方 法，进行了吸气风扇的详细设计和试验。结果得出两个方案，一个是低速风扇， 可以大大降低民 用涡扇发动机的风扇噪声和重量； 另一个是高速方案， 可以在军用涡扇发动机上用一级风扇代替 三级风扇。 用1%4%的吸气量，分别可获得 1.6和3.5的压比。前者已经试验验证，后者已用三维 粘性数值计算方法验算证实。该项目的长远目标是用 3 排叶片达到 30 的总压比。如果把吸气风 扇/ 压气机与对转技术结合起来，将在减少压缩系统的级数方面取得更大的好处。 压气机

4、主动稳定性控制 流动控制在燃气涡轮发动机中的首批应用之一是主动压气机稳定性控制。这里，主要指在 叶尖处喷射空气的流动控制， 并在一个单级压气机模型上做了试验。 通过在压气机前设置的静压 传感器和空气喷嘴，对即将发生的失速和喘振进行闭合回路控制。 在叶尖附近喷射空气的主动失速控制也已经在单转子涡喷发动机和双转子涡扇发动机上进 行并取得了重要结果。经验证，用总流量的 1.5% 的喷射空气 , 至少可以降低压气机失速裕度要 求的 50% 。据仿真研究，采用主动稳定性控制后，发动机耗油率可降低3% ，推力提高 15% 。 主动间隙控制 研究表明，利用 虚拟形状 可减小实际间隙。在机匣内壁开一系列空腔以

5、产生合成射流 ， 并采用叶片通过频率加以同步激励， 就能产生一种 虚拟形状 来堵塞叶尖间隙， 使实际间隙减小。 美国麻省理工学院已经用 E3 发动机压气机转子叶片做了平面叶栅试验。试验结果表明， 当间隙为弦长的 3% 时，叶尖间隙减少 50% 。 高周疲劳抑制 在过去25年中，军用涡轮发动机的高周疲劳 （HCF）故障急剧增加。在19821996年间的美 国空军发生的与发动机有关的 A 级事故中，有 56% 由 HCF 引起。 HCF 有关的维修费用估计每年 超过 4 亿美元。 转子叶片的高周疲劳主要是由于上游静子叶片尾涡的强迫激励引起的。通过研究各种减小 尾涡的流动控制方法，结论是在减弱粘性涡

6、方面，尾缘吹气（TEB ）比附面层吸除更有效。TEB 是从涡源的尾缘喷射空气，以提高涡区的平均速度和降低扰动速度。在TEB 方面，做过的平面 叶栅试验表明，用总流量的 1.4% 的空气喷射时，转子叶片的应力降低多达 90% 。 对一个有 33 个转子叶片的跨音速级进行的试验表明， 在喷射空气量为总流量的 0.8% 的条 件下，转子叶片的应力降低46%87%。 此外，主动流动控制还可用于减小中介机匣的气流分离和风扇噪声。 燃烧室 低污染流动控制 燃烧室设计主要要求是均匀的出口温度场和低的排气灌溉。当然，也要求在低的油气经下 有高的稳定性。流动控制在这些方面都有用武之地。 现代高温升燃烧室的主燃区

7、通常被设计成富油，因此需要一股气流来燃烧剩余的燃油。从 富油的主燃区向贫油的二次补燃区之间要经过一个化学恰当比的点，在这个点上的火焰温度最 高，最容易产生 NOx。加快油气混合能减少NOx的生成，但在低温下容易产生CO。随着温度 升高，CO又化学反应生成 CO2。因此，减弱混合是有利的，这样可以增加在最高温度下的时间， 但结果是生成较多的 CO,这对污染和效率都有不利影响。因此，除了增强混合技术外，一般 更希望能控制燃烧室混合。 有关部门正在研究在主燃孔和掺混孔采用脉冲空气喷射的技术来增加射流深度并改变混 合，对声学激励的脉冲空气喷射与受约束热流的混合也进行了研究。结果表明， 脉冲空气喷射可

8、以在很大程度上改变混合特性， 但试验中用的声学激励法不能在发动机上应用，必须寻找更可靠 的方法。为此，发展了一些机械激励法，如旋转盘阀。 出口温度场流动控制 燃烧室出口温度分布对涡轮叶片的耐久性有重要影响。如果出口温度分布系数降低15% ， 发动机推力可以提高 20% 。 除了利用二股空气流来掺混并调整出口温度场外，近年来用合成射流对燃烧室内的混合和 出口温度场进行主动控制受到重视。 在一个矩形燃烧室试验器的前端设置甲烷 /空气喷嘴，下壁设置 4个合成射流作动器，以 10 赫兹的频率激励，并可调整作动器的位置。对该矩形燃烧室试验器进行试验后，结果表明在 作动器不工作的情况下，沿z轴的上下温差为

9、 600K ;在作动器工作的情况下，上下温差降低到 50K。 涡轮 低压涡轮叶片分离控制 在高空巡航时， 低压涡轮的雷诺数可能低于 25000 ，会引起气流分离， 一般效率会下降 1 2 个百分点。在 AE3007H 发动机低压涡轮上测得的效率下降达 6 个百分点。 美国空军研究实验室涡轮发动机部在低压涡轮上进行了涡流发生器射流（VGJ）的试验和 仿真研究。 VGJ 类似气膜冷却，在分离区上游生成涡，给附面层充能，从而防止分离。试验结果表明： 采用 VGJ 可以大大减小低雷诺数下的吸力面附面层分离，测得的尾涡损失降低达60% ，叶片的 压力分布还有所改善。 变面积涡轮导向器 在涡轮上采用流动控

10、制可以实现通常用可调静子来做到的使气流转弯，这样做的好处是能 更好地适应多工作点， 并扩大涡轮的工作范围。 涡轮进口导向叶片可控制核心机的流量， 用流动 控制的可调涡轮进口导向叶片有可能实现变循环和取代压气机放气。 进气道 为了提高总压恢复、降低畸变和紊流均方根值（RMS），在由洛克希德 马丁公司和NASA 进行的主动进气道流动控制 （AIFC）概念研究中，在S形进气道中用一种称为效应器“的装置对整 个进气道进行了二次流重构。 这种微型效应器是毫米级的，有微型叶片效应器和微型射流效应器两种。 在一个具有大宽高比、双凸形进口截面和完全隐蔽岀口的双弯S形短进气道（长径比为 2.5）模型上进行了试验

11、。结果表明，在最大流量为8 千克/秒，提供给效应器的最大流量为0.4 千克/秒时，微型叶片效应器可以明显改善进气道性能，其总压恢复系数提高5% , DC （ 60 ）畸 变和均方根值紊流度降低 50% 。结果还表明微型射流效应器的效果不如微型叶片效应器。 短舱 唇口分离控制 在现代亚音速涡扇发动机上的进气唇口的厚度主要是根据起飞和低速飞行性能确定的。在 这些状态下 , 进口必须能接受大的侧风和大的迎角。通常的亚音速进口设计规范是在迎角25以 下提供无分离的进口 /扩压器性能。 薄而流线型的短舱会降低巡航阻力，因此，在起飞和爬升时应用流动控制就可以采用一个 薄的按巡航优化的唇口。这样可降低发动机

12、系统的重量，而且减少的尺寸还会改善推进系统/机 体的一体化。进气畸变的控制还将降低涡扇发动机所需的失速裕度。 空气喷射减阻 表面空气喷射是一种降低紊流附面层阻力的有效方法。以常规孔尺寸的法向喷射会产生多 孔表面的实际粗糙度大幅度增加的问题。 通过具有适当尺寸和形状的微孔的多孔蒙皮的法向喷射 可使蒙皮的实际粗糙度降低。 这种方法已经在飞行雷诺数下在大尺寸短舱模型上成功地得到验证，使蒙皮摩擦阻力降低 50% 左右。同样，这个系统的成本和重量方面还有问题，而且，所需的稳定气源对发动机循环 也有不利影响。将两种或更多种的互补的流动控制结合起来，会使这种影响减到最小。例如， 利 用从压气机取岀的气流作为

13、微孔多孔蒙皮的气源会是一种有吸引力的办法。 无挡板式反推力装置 对以下几种情况进行了分析研究：从发动机核心引岀高压空气用作控制射流；将风扇气流 转向前方以产生反推力； 用计算流体力学研究不同流量比、 喷射位置和喷射角对引射效果的影响。 结果表明，喷射角的影响最大，在流量比为2%时，在2070的范围内，有90%左右的 风扇气流被引射岀去。 这种系统的效率并不重要， 因为它的工作时间很短， 但必须从核心气流中 取岀大量空气，因此这还是一个难题。 排气系统 从 1995 年到 1997 年，美国空军和 NASA 主持实施流体喷射喷管技术（ FLINT ）计划，组织 全国合作研究射流技术在飞机排气系统

14、上的应用。 研究的重点是推力矢量、 面积控制、 加强混合 和降低噪声。接着，美国空军实施内流控制（IFL ）计划，对选定的途径作进一步的研究。 流动控制矢量喷管 对矢量喷管的几种流动控制方法进行了研究，其中主要有激波诱导、附壁（COANDA ）喷 射、逆流喷射和合成射流控制法。 1. 激波诱导和附壁喷射矢量喷管 在静态矩形喷管试验中研究了激波诱导和附壁喷射推力矢量控制。通过在喉部下游扩散段 上的展向槽喷射二次流可产生推力的俯仰偏转。 二次流在主流中产生一道斜激波， 从而使主流方 向偏转一个角度。用二维激波理论计算得岀的结论表明，为获得1520俯仰偏转角，所需要 的二次流的重量流量比超过 10%

15、 。偏航偏转则利用喷管岀口处与附壁调节板相切的二次流来实 现。 普惠公司最近在静态试验台上完成了喷流控制的偏航矢量喷管的内流研究。在先进的三维 主流道结构中进行了二次流喷射孔的形状和位置的参数研究。尽管二次流的重量流量比只有 7.5% ，但可实现 21 的偏航角。 2. 逆流喷射矢量喷管 逆流喷射矢量喷管的基本结构是：在主喷管外设置一外套，外套与主排气流之间形成环形 空隙；外套的内表面弯曲， 在沿主排气流方向逐渐远离气流轴线； 此环形空隙又可被分割成如上、 下、左、右几个部分。 如果需要使排气流向上偏转，就通过泵在上游的环形空隙内抽吸，在外套管内建立逆向二 次流。 试验结果表明， 当二次流流量

16、不到主流的 2% 时，最大矢量角可达 20，偏转速率为 180/ 秒。而且，将二次流引入喷管，还增强混合，从而降低排气噪声、温度和污染排放。 3. 合成射流矢量喷管 在二维喷管出口的上、下边设置合成射流作动器。合成射流的方向与主流的方向一致时， 对主流起 拉 的作用；合成射流方向垂直于主流时，对主流起推的作用。如果将上作动器安排 成拉 的模式，下作动器成 推的模式，那么主流就会向上偏转。在低速主流情况下，矢量角可 达 30。如果上、下作动器都安排成 拉 的模式，则主流会发散，加速周围大气混合，使核心区 长度几乎缩短一半 , 从而降低排气温度、红外辐射和噪声。 据估计，用流动控制矢量喷管后，可减

17、轻重量 60% ，降低成本 25% 。目前，一种流动控 制矢量喷管正在美国综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划的第三阶段中验证。 主动核心排气 （ACE） ACE 控制采用一种一体化的无干涉脉冲喷射系统， 它能激励核心排气流的大幅度不稳定性， 从而增强排气流与周围大气的混合。 排气流的不稳定性是用高压压气机的少量放气（ 1.5% ）垂直地向排气流脉冲喷射诱发的。 由于混合的增强，排气流稳定迅速降低，采用此系统后在 C-17 运输机上就无需安装核心 反推力装置。 因为此反推力装置并非为飞机刹车所需， 而主要是为满足在地面发动机工作状态下 装卸人员的环境稳定要求。 ACE 系统还可以降低

18、后缘襟翼的热负荷。采用 ACE 系统后，一架 C-17 飞机可以减轻重量 545 千克，降低成本 120 万美元。 流动控制几乎可以应用于航空燃气涡轮推进系统的每一个重要部件， 改善其气动热力性能。 因此，如果未来的发动机采用一些流动控制技术，就有可能大幅度提高性能和减轻重量。 流动控制技术在发动机上的应用很可能首先是那些最成熟和可靠的技术。因此最近期的应 用可能是目前已居使用中的技术项目的扩展。 例如，程序控制的空气用于新的分离控制或冷却。此外，一般认为，在低温的固定几何发 动机部件上应用的技术难度最小，例如进气道、风扇喷管、风扇机匣和风扇出口导向叶片。 在发动机的中间部位固定几何部件上，如涡