2023 年 9 月

第 44 卷 第 9 期

推　進(jìn)　技　術(shù)

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

Sept. 2023

Vol.44 No.9

2206026-1

真實(shí)進(jìn)氣條件下發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度損失評估 *

任丁丁，劉思余，王俊琦，杜紫巖

（中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

摘 要：為了確定航空發(fā)動機(jī)壓縮系統(tǒng)在進(jìn)氣總壓畸變條件下的穩(wěn)定裕度損失，開展了基于平行壓

氣機(jī)模型的穩(wěn)定裕度損失評估方法研究。通過對試飛中實(shí)測的總壓畸變圖譜進(jìn)行等效轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換結(jié)果作

為平行壓氣機(jī)模型的輸入，得到畸變條件下壓縮系統(tǒng)的穩(wěn)定邊界，再通過試飛數(shù)據(jù)確定壓縮系統(tǒng)的流

量，從而確定畸變時刻壓縮系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度損失。對某型渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)行計(jì)算，得到周向總壓畸變強(qiáng)度

為3.3%時風(fēng)扇的穩(wěn)定裕度損失為3.8%。通過對兩種不同畸變強(qiáng)度的周向總壓畸變的計(jì)算結(jié)果的對比，

表明該方法可用于確定總壓畸變條件下的穩(wěn)定裕度損失。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；試飛數(shù)據(jù)；穩(wěn)定裕度損失；總壓畸變；平行壓氣機(jī)模型；穩(wěn)定邊界

中圖分類號：V235.1 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1001-4055（2023）09-2206026-07

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2206026

Assessment of Stability Margin Loss of Aeroengine

under Actual Inlet Condition

REN Ding-ding，LIU Si-yu，WANG Jun-qi，DU Zi-yan

（Chinese Flight Test Establishment，Aviation Industry Corporation of China，Xi’an 710089，China）

Abstract：To determine the stability margin loss of the aeroengine compression system under the condition

of inlet total pressure distortion， the stability margin loss evaluation method， which is based on the parallel com‐

pressor model， was studied. Measured total pressure distortion contour maps in flight test were equivalently con‐

verted. Conversion results were the inputs of the parallel compressor model， the stability boundary of compression

system was determined under distorted flow. And the mass flow of compression system was determined through

the flight test data， then， the stability margin loss of compression system can be calculated at distorted time. For

a turbofan engine， the stability margin loss of the fan is 3.8% when the circumferential total pressure distortion in‐

tensity is 3.3%. The comparison of the calculated results of different intensity of circumferential total pressure dis‐

tortion shows that the method can be used to determine the stability margin loss under total pressure distortion.

Key words：Aeroengine；Fight-test data；Loss of stability margin；Total-pressure distortion；Parallel

compressor model；Stability boundary

1 引 言

發(fā)動機(jī)進(jìn)口壓力畸變由飛機(jī)進(jìn)氣道產(chǎn)生，飛機(jī)

在地面開車及各種飛行狀態(tài)下均會產(chǎn)生發(fā)動機(jī)進(jìn)口

壓力畸變，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變會對發(fā)動機(jī)的性能［1-2］

、穩(wěn)

定性［3-5］

及控制系統(tǒng)等造成影響［1］

。當(dāng)發(fā)動機(jī)的壓氣

機(jī)氣動失穩(wěn)進(jìn)入旋轉(zhuǎn)失速或喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)

時，會直接威脅飛行安全，因此在實(shí)際飛行過程中，

* 收稿日期：2022-06-09；修訂日期：2022-07-20。

基金項(xiàng)目：航空工業(yè)試飛中心技術(shù)創(chuàng)新項(xiàng)目（YY-2121-FDJ）。

通訊作者：任丁丁，碩士，工程師，研究領(lǐng)域?yàn)檫M(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性飛行試驗(yàn)技術(shù)。E-mail：1251913959@qq.com

引用格式：任丁丁，劉思余，王俊琦，等. 真實(shí)進(jìn)氣條件下發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度損失評估［J］. 推進(jìn)技術(shù)，2023，44（9）：2206026.

（REN Ding-ding， LIU Si-yu， WANG Jun-qi， et al. Assessment of Stability Margin Loss of Aeroengine under Actual

Inlet Condition［J］. Journal of Propulsion Technology，2023，44（9）：2206026.）

第 44 卷 第 9 期 真實(shí)進(jìn)氣條件下發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度損失評估 2023 年

2206026-2

需要發(fā)動機(jī)有較大的穩(wěn)定裕度，通常通過下移工作

線來提高壓氣機(jī)的穩(wěn)定裕度，但這種做法會降低發(fā)

動機(jī)的氣動性能，尤其是在畸變較小時影響發(fā)動機(jī)

性能潛力的發(fā)揮。因此，在發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中，氣動性能

和穩(wěn)定性之間構(gòu)成了一對“矛盾”。

美國相繼開展了高穩(wěn)定性發(fā)動機(jī)控制（High Sta‐

bility Engine Control，HISTEC）［6-8］

、高度一體化數(shù)字電

子 控 制（Highly Integrated Digital Electronic Control，

HIDEC）［9-11］等項(xiàng)目，核心在于通過飛發(fā)一體化控制

借用發(fā)動機(jī)過剩的穩(wěn)定裕度，在要求的飛行條件下

提高發(fā)動機(jī)性能。在 HIDEC 項(xiàng)目的自適應(yīng)發(fā)動機(jī)控

制系統(tǒng)的飛行評估過程中，F(xiàn)100 EMD（Engine Model

Derivative）發(fā)動機(jī)在各海拔高度的推力提高了 8%~

10%，在高度 30000 英尺保持發(fā)動機(jī)推力在最大加力

狀態(tài)，記錄到發(fā)動機(jī)最大加力狀態(tài)的燃油流量減小

了 7%~17%。而實(shí)現(xiàn)該目的需要給定畸變條件下的

穩(wěn)定裕度剩余情況，從而提高特定飛行條件下發(fā)動

機(jī)的性能。因此，充分發(fā)揮發(fā)動機(jī)性能潛力的關(guān)鍵

在于確定特定畸變條件下的穩(wěn)定裕度損失。

實(shí)現(xiàn)畸變條件下穩(wěn)定裕度損失的評估，主要方

法 有 SAE APR1420C［12］，AIR1419C［13］等 標(biāo) 準(zhǔn) 中 推 薦

的方法以及模型方法如平行壓氣機(jī)模型［14-15］

、激盤模

型［16-18］

、徹體力模型［19-21］

等。由于難以通過大量的臺

架畸變試驗(yàn)獲取相關(guān)畸變敏感系數(shù)，SAE APR1420C，

AIR1419C 中推薦的方法難以應(yīng)用于試飛中的穩(wěn)定性

評估，而模型方法中平行壓氣機(jī)模型較為簡單、計(jì)算

快速，其改進(jìn)形式不僅可以實(shí)現(xiàn)壓力、溫度畸變的穩(wěn)

定性評估，也可以實(shí)現(xiàn)對旋流畸變［22-23］

的評估，因此

本文采用平行壓氣機(jī)模型進(jìn)行穩(wěn)定性評估。本文以

某型渦扇發(fā)動機(jī)配裝某型飛機(jī)在飛行試驗(yàn)過程中產(chǎn)

生的總壓畸變?yōu)槔?，研究總壓畸變造成的風(fēng)扇的穩(wěn)

定裕度損失。

2 平行壓氣機(jī)模型研究及驗(yàn)證

2.1 平行壓氣機(jī)模型介紹

平行壓氣機(jī)最先是由 Pearson 等［24］在 1959 年首

次提出，其最初的模型是一個標(biāo)準(zhǔn)的雙平行壓氣機(jī)

模型，即將壓氣機(jī)分為兩個子壓氣機(jī)，每個壓氣機(jī)所

占 的 扇 形 角 度 均 為 180° ，其 有 四 條 基 本 假 設(shè) ，分

別為：

（1）各子壓氣機(jī)出口的靜壓相同；

（2）各子壓氣機(jī)之間無任何聯(lián)系，即沒有動量、

質(zhì)量和能量的交換；

（3）各子壓氣機(jī)按均勻流或“無畸變”壓氣機(jī)的

特性工作；

（4）子壓氣機(jī)的流量達(dá)到無畸變壓氣機(jī)的喘振

流量時，認(rèn)為整臺壓氣機(jī)達(dá)到失速點(diǎn)。

由于以上四條假設(shè)對實(shí)際問題進(jìn)行一些簡化，

這在很大程度上造成了該模型的精度和應(yīng)用范圍受

限。Mazzawy［25］在 1977 年發(fā)展了多扇平行壓氣機(jī)模

型，其改進(jìn)的地方主要有：

（1）增加了周向流量摻混模型，認(rèn)為葉排軸向間

隙處存在流量交換，具體大小與葉排兩側(cè)（吸力面與

壓力面）壓差以及來流馬赫數(shù)有關(guān)。

（2）認(rèn) 為 出 口 靜 壓 可 以 非 均 勻 ，是 沿 周 向 變

化的。

（3）增加了時滯模型，認(rèn)為壓氣機(jī)對畸變是存在

響應(yīng)時間的，并且隨著時間的發(fā)展，壓氣機(jī)的出口參

數(shù)會發(fā)生周向位移。

由于大多數(shù)多級壓氣機(jī)所能提供的數(shù)據(jù)很難滿

足 Mazzawy 發(fā)展的多扇平行壓氣機(jī)模型的數(shù)據(jù)要求。

許多國內(nèi)的學(xué)者也是以該模型為基礎(chǔ)進(jìn)行改進(jìn)，研

究進(jìn)氣畸變對壓氣機(jī)的影響［26-28］

。因此，本文對于平

行壓氣機(jī)模型做出了以下的改動：

（1）由于壓氣機(jī)特性較難獲得，因此，本文并沒

有采用周向流量摻混模型，而是直接通過壓氣機(jī)整

機(jī)特性曲線數(shù)據(jù)進(jìn)行子壓氣機(jī)性能的計(jì)算，即根據(jù)

平行壓氣機(jī)模型第三條基本假設(shè)，將子壓氣機(jī)的進(jìn)

口條件作為輸入，通過壓氣機(jī)的特性曲線計(jì)算各子

壓氣機(jī)的特性。

（2）本文多扇平行壓氣機(jī)模型的收斂標(biāo)準(zhǔn)為：所

有子壓氣機(jī)的出口靜壓平均值達(dá)到給定的出口背壓

值后，可認(rèn)為計(jì)算收斂。該標(biāo)準(zhǔn)允許出口靜壓存在

一定的不均勻度。

2.2 模型驗(yàn)證

本文以 RB-199 五級高壓壓氣機(jī)縮比模型為例，

驗(yàn)證平行壓氣機(jī)模型。其設(shè)計(jì)流量、設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速和設(shè)

計(jì)壓比分別為 4.68kg/s，13860r/min 和 2.87，進(jìn)出口輪

轂比分別為 0.84 和 0.91。其幾何參數(shù)及均勻進(jìn)氣條

件下的壓氣機(jī)特性圖見參考文獻(xiàn)［1］。

按 照 實(shí) 驗(yàn) 條 件 ，本 文 對 壓 氣 機(jī) 進(jìn) 口 畸 變 范 圍

90°，畸變強(qiáng)度 0.0612 的進(jìn)口總壓畸變（低壓區(qū)總壓為

93219Pa，高壓區(qū)總壓為 101325Pa）進(jìn)行了計(jì)算。進(jìn)

口總溫設(shè)置為 288K，將進(jìn)口總壓畸變情況劃分為 4

個扇形角為 90°的子壓氣機(jī)。以 Compressor ID 為子

壓氣機(jī)序號，Compressor ID=4 的子壓氣機(jī)為進(jìn)口總

壓 93219Pa 的低壓區(qū)，Compressor ID=1~3 的 3 個子壓

氣機(jī)為進(jìn)口總壓 101325Pa 的高壓區(qū)。

第 44 卷 第 9 期 推　進(jìn)　技　術(shù) 2023 年

2206026-3

對 0.7，0.867，1.0 設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定邊界進(jìn)行計(jì)

算，得到的壓氣機(jī)特性如圖 1 所示。與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相

比，本文預(yù)測的壓比特性偏大，且隨著轉(zhuǎn)速增加，計(jì)

算值與試驗(yàn)值偏差也逐漸增大，這與文獻(xiàn)的結(jié)果相

似。失速流量為壓氣機(jī)在某一轉(zhuǎn)速下達(dá)到穩(wěn)定邊界

的換算流量，失速流量誤差即為壓氣機(jī)在某一轉(zhuǎn)速

下實(shí)驗(yàn)得到的失速流量與平行壓氣機(jī)模型計(jì)算得到

的失速流量的相對誤差，如圖 1 所示在 0.7 設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速

下 ，實(shí) 驗(yàn) 失 速 流 量 為 2.876kg/s，計(jì) 算 失 速 流 量 為

3.0kg/s，則失速流量誤差為［（3.0-2.876）/2.876］×100%≈

4.3%。在所有轉(zhuǎn)速下，計(jì)算得到的失速流量偏大，0.7

設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下的相對誤差最大，為 4.3%，1.0 設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速

下的相對誤差最小，為 1.7%。

3 總壓畸變圖譜等效轉(zhuǎn)換

3.1 等效原則

根據(jù)壓力畸變對發(fā)動機(jī)影響的機(jī)理及國內(nèi)現(xiàn)行

的壓力畸變評價體系，制定壓力畸變圖譜等效轉(zhuǎn)換

原則為：

（1）發(fā)動機(jī)進(jìn)口面平均總壓恢復(fù)系數(shù) σav 不變；

（2）穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù) Δσˉ 0 大小不變；

（3）低壓區(qū)范圍保持基本一致。

各參數(shù)定義為

σav = ∫ 0

360

σr.av ( θ) dθ

360 （1）

Δσˉ 0 = 1 - σ0

σav

（2）

其中

σr.av ( θ) = ∫ rˉhu

1

σ(rˉ,θ) 2rˉdrˉ

1 - rˉ

2

hu

（3）

σ(rˉ,θ) = pt2(rˉ,θ)

pt0

（4）

σ0 = 1

θ 2 - θ 1

∫ θ1

θ2

σr.av ( θ) dθ （5）

式中 σr.av ( θ) 為周向角度 θ 位置的徑向平均總壓恢復(fù)

系數(shù)，σ(rˉ，θ) 為測量截面上單個測點(diǎn)的總壓恢復(fù)系

數(shù)，rˉ為發(fā)動機(jī)進(jìn)口任一環(huán)半徑與輪緣半徑之比，rˉhu

為發(fā)動機(jī)進(jìn)口輪轂半徑與輪緣半徑之比，pt0 為進(jìn)氣

道前未擾動氣流總壓，單位為帕斯卡（Pa），σ0 為低壓

區(qū)內(nèi)平均總壓恢復(fù)系數(shù)，低壓區(qū)范圍根據(jù)不同半徑

處測得的面積加權(quán)的徑向平均值沿周向的分布來確

定，壓力低于面平均壓力的周向區(qū)域被定義為低壓

區(qū)周向范圍。

3.2 等效方法

壓力畸變圖譜等效轉(zhuǎn)換的實(shí)現(xiàn)步驟如下，分別為：

（1）對 進(jìn) 氣 畸 變 測 量 耙 上 的 總 壓 數(shù) 據(jù)（一 般 為

5×6 或 5×8 個總壓測點(diǎn)）采用三次插值方法進(jìn)行插值，

得到測量截面上密集分布的總壓數(shù)據(jù)（如 100×360 個

總壓數(shù)據(jù)），計(jì)算得到發(fā)動機(jī)進(jìn)口面平均總壓恢復(fù)系

數(shù)、穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)、低壓區(qū)范圍等參數(shù)，同

時可得到實(shí)測的總壓畸變圖譜。

（2）對總壓數(shù)據(jù)進(jìn)行徑向面積加權(quán)平均，得到總

壓的周向分布。

（3）對總壓的周向分布進(jìn)行面積加權(quán)平均，得到

面平均總壓。

（4）根據(jù)總壓的周向分布及面平均總壓，得到低

壓區(qū)范圍及低壓區(qū)個數(shù)。

（5）根據(jù)低壓區(qū)范圍及低壓區(qū)個數(shù)確定子壓氣

機(jī)數(shù)量，若低壓區(qū)范圍為 90°左右，則子壓氣機(jī)數(shù)量

可設(shè)置為 8，每個子壓氣機(jī)周向角度范圍為 45°。

（6）對各子壓氣機(jī)的周向范圍內(nèi)的總壓進(jìn)行平

均，得到子壓氣機(jī)平均總壓，即可作為平行壓氣機(jī)模

型的輸入條件。

（7）根據(jù)子壓氣機(jī)數(shù)量及總壓，得到等效后的壓

力畸變圖譜。

（8）計(jì)算等效后的壓力畸變圖譜的相關(guān)畸變參

數(shù)，并與等效前進(jìn)行對比，驗(yàn)證等效前后是否滿足等

效原則。

3.3 等效結(jié)果

進(jìn)氣道出口測量截面加裝有 6 支進(jìn)氣道測量耙，

每支測量耙有 5 個等環(huán)面分布的穩(wěn)態(tài)總壓及溫度測

點(diǎn)，為確定發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量，在進(jìn)氣道外壁面與測量

耙等間隔設(shè)置了 6 個壁面靜壓測點(diǎn)。此外，試驗(yàn)中還

測取發(fā)動機(jī)的主要工作參數(shù)，如轉(zhuǎn)速、排氣溫度等。

穩(wěn)態(tài)總壓采樣率為 128Hz。

Fig. 1 Characteristics of compressor pressure ratio

(comparison between experimental data and model

calculation results)

第 44 卷 第 9 期 真實(shí)進(jìn)氣條件下發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度損失評估 2023 年

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對某型渦扇發(fā)動機(jī)配裝于某型飛機(jī)的飛行試驗(yàn)

時發(fā)動機(jī)進(jìn)口總壓畸變測量結(jié)果進(jìn)行插值，得到的

畸變圖譜如圖 2 所示。

依據(jù) 3.2 節(jié)中的等效方法得到的等效后的畸變

圖譜如圖 3 所示。等效前后畸變參數(shù)變化見表 1。

4 總壓畸變條件下穩(wěn)定裕度損失計(jì)算

4.1 總壓畸變圖譜等效

根據(jù) GJB/Z 224-2005［29］

，認(rèn)為徑向畸變對壓氣機(jī)

穩(wěn)定性的影響較小，本文僅考慮周向畸變的影響，因

而假設(shè)氣流沿徑向均勻。

以 3.3 節(jié)的等效為例，只考慮總壓畸變，假設(shè)溫

度均勻，溫度值取實(shí)測的發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣溫度，等效

后各子壓氣機(jī)的進(jìn)口參數(shù)見表 2。

4.2 畸變條件下穩(wěn)定邊界確定

要確定壓縮系統(tǒng)在畸變條件下的穩(wěn)定邊界，需

要獲得壓縮系統(tǒng)在均勻進(jìn)氣條件下的特性。在試飛

中，得到發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇特性或者壓氣機(jī)特性一般有

兩種途徑：一種是發(fā)動機(jī)主機(jī)所提供，另一種是采用

試飛數(shù)據(jù)對壓氣機(jī)通用特性進(jìn)行修正得到，文中用

到的風(fēng)扇特性即通過第二種途徑得到，如圖 4 中實(shí)線

所示。

在風(fēng)扇特性已知的條件下，以 100% 風(fēng)扇相對換

算轉(zhuǎn)速為例，說明該轉(zhuǎn)速下穩(wěn)定邊界點(diǎn)的計(jì)算過程

Fig. 2 Measured total pressure distortion contour map

Table 1 Variation of distortion index before and after

equivalent

Parameter

Before equivalent

After equivalent

Relative error/%

pav/kPa

92.02

92.02

0.00

Δσˉ 0/%

3.31

3.36

1.42

θ-

（/ °）

182

180

1.10

Fig. 4 Stability boundary changes under distortion conditions

Fig. 3 Total pressure distortion contour map after

equivalence

Table 2 Sub-compressor inlet parameters

Sub-compressor number

Pressure/kPa

Temperature/K

1

93.65

296.65

2

96.41

296.65

3

96.62

296.65

4

93.76

296.65

5

90.09

296.65

6

87.77

296.65

7

87.93

296.65

8

89.92

296.65

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（注：下文中的流量、壓比等參數(shù)均為相對于設(shè)計(jì)點(diǎn)

的相對值）。

給定轉(zhuǎn)速，通過給定風(fēng)扇出口靜壓 pe=30kPa，計(jì)

算得到的各子壓氣機(jī)在該計(jì)算條件下的壓比為 π*

c，

而各子壓氣機(jī)在其換算流量條件下對應(yīng)的穩(wěn)定邊界

壓比為 π*

b，當(dāng)某一子壓氣機(jī) π*

c≥π*

b 時，即該子壓氣機(jī)

失穩(wěn)，根據(jù)平行壓氣機(jī)模型的假設(shè)，則整臺壓氣機(jī)失

穩(wěn)。從表 3 中數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng) pe=30kPa 時，并沒有

子壓氣機(jī)達(dá)到穩(wěn)定邊界，隨后通過改變出口靜壓進(jìn)

行迭代計(jì)算，當(dāng) pe=38.65kPa 時，序號為 6 的子壓氣機(jī)

π*

c≥π*

（b 見表 4），即該子壓氣機(jī)失穩(wěn)，根據(jù)平行壓氣機(jī)

模型的假設(shè)，整臺壓氣機(jī)達(dá)到失穩(wěn)邊界點(diǎn)，此時風(fēng)扇

的邊界點(diǎn)參數(shù)為子壓氣機(jī)參數(shù)的平均值，流量 Wac=

0.953，壓比 π*

=1.166，即為該畸變條件下，100% 風(fēng)扇

相對換算轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定邊界點(diǎn)。

然后通過降低風(fēng)扇出口靜壓，得到風(fēng)扇在 100%

換算轉(zhuǎn)速條件下不同流量時的工作點(diǎn)（見表 5），即可

用來繪制等轉(zhuǎn)速線。

通過改變風(fēng)扇相對換算轉(zhuǎn)速，重復(fù)上述的計(jì)算

過程，即可得到不同換算轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定邊界點(diǎn)及等

轉(zhuǎn)速線，不同換算轉(zhuǎn)速下的穩(wěn)定邊界點(diǎn)見表 6。對求

得的一系列穩(wěn)定邊界點(diǎn)進(jìn)行擬合，即可得到畸變條

件下的穩(wěn)定邊界，如圖 4 所示。

4.3 風(fēng)扇流量的確定

在 3.2 節(jié)已經(jīng)得到了總壓畸變條件下的風(fēng)扇壓

比特性，風(fēng)扇的換算轉(zhuǎn)速可通過發(fā)動機(jī)參數(shù)確定，從

圖 5 可知，只要確定此時風(fēng)扇的換算流量即可在特性

圖上確定風(fēng)扇的工作點(diǎn)。

風(fēng)扇流量的計(jì)算可以通過發(fā)動機(jī)進(jìn)口測量耙上

的數(shù)據(jù)（包括總溫、總壓及靜壓）計(jì)算換算流量。對

于多測點(diǎn)的測量耙，對各測點(diǎn)流量進(jìn)行單獨(dú)計(jì)算后

進(jìn)行面積加權(quán)求和，對于常用的等環(huán)面測量耙，對各

測點(diǎn)獲得的流量值直接求和即可。

實(shí)際試飛中可采用發(fā)動機(jī)主機(jī)所給出的流量計(jì)

算方法，以該型發(fā)動機(jī)為例，給出了發(fā)動機(jī)換算流量

Wac 與風(fēng)扇相對換算轉(zhuǎn)速 N1cr之間的關(guān)系。

總 壓 畸 變 時 刻 的 風(fēng) 扇 相 對 換 算 轉(zhuǎn) 速 N1cr 為

95.67%，根據(jù)給出的發(fā)動機(jī)換算流量 Wac 與風(fēng)扇相

對 換 算 轉(zhuǎn) 速 N1cr 之 間 的 關(guān) 系 求 得 換 算 流 量 Wac 為

0.943，根據(jù)換算流量和風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速可在圖 4 中找

到對應(yīng)的工作點(diǎn) ，如圖中 PRO 點(diǎn) ，對應(yīng)的壓比 πPRO

為 0.998。

Table 3 Comparison between the operating point and the stability boundary point of each sub-compressor when the fan outlet

static pressure is 30kPa

Sub-compressor number

Wac

π*

c

π*

b

1

0.979

1.046

1.249

2

0.981

1.020

1.253

3

0.981

1.018

1.253

4

0.979

1.045

1.249

5

0.975

1.079

1.242

6

0.971

1.100

1.237

7

0.972

1.099

1.237

8

0.975

1.081

1.242

Table 4 Comparison between the operating point and the stability boundary point of each sub-compressor when the fan outlet

static pressure is 38.65kPa

Sub-compressor number

Wac

π*

c

π*

b

1

0.957

1.157

1.212

2

0.962

1.141

1.222

3

0.963

1.140

1.222

4

0.957

1.157

1.213

5

0.949

1.177

1.199

6

0.943

1.190

1.190

7

0.944

1.189

1.191

8

0.948

1.178

1.198

Table 5 Fan operating points at 100% design speed

Fan outlet static pressure/kPa

Wac

π*

c

38.65

0.953

1.166

38.6

0.953

1.166

38.5

0.953

1.165

38

0.955

1.160

35

0.964

1.130

30

0.977

1.061

20

0.989

0.988

Table 6 Stability boundary points under different corrected speeds

N1cr

Wac

π*

b

0.7

0.563

0.651

0.8

0.671

0.780

0.9

0.805

0.954

0.95

0.882

1.063

1.0

0.953

1.166

1.1

1.000

1.239

第 44 卷 第 9 期 真實(shí)進(jìn)氣條件下發(fā)動機(jī)穩(wěn)定裕度損失評估 2023 年

2206026-6

4.4 穩(wěn)定裕度損失計(jì)算

該換算流量條件下，均勻進(jìn)氣和進(jìn)氣畸變條件

下的失速點(diǎn)分別為圖 5 中 PRI 和 PRDS，根據(jù)圖 4 確定

的均勻進(jìn)氣條件下實(shí)際換算流量對應(yīng)的穩(wěn)定壓比

πPRI 為 1.190，進(jìn)氣畸變條件下實(shí)際換算流量對應(yīng)的

穩(wěn)定壓比 πPRDS 為 1.152。得到穩(wěn)定裕度損失為

ΔSM = πPRI - πPRDS

πPRO

× 100% = 3.8% （6）

式中下標(biāo) PRO 為實(shí)際工作壓比；PRDS 為進(jìn)氣畸變條

件下實(shí)際換算流量對應(yīng)的穩(wěn)定壓比；PRI 為均勻進(jìn)氣

條件下實(shí)際換算流量對應(yīng)的穩(wěn)定壓比。

4.5 不同畸變強(qiáng)度穩(wěn)定裕度損失對比

對 兩 種 不 同 周 向 總 壓 畸 變 強(qiáng) 度 的 總 壓 畸 變 分

別 進(jìn) 行 計(jì) 算 ，計(jì) 算 結(jié) 果 見 圖 6。 與 均 勻 進(jìn) 氣 條 件

下 的 穩(wěn) 定 邊 界 相 比 ，周 向 總 壓 畸 變 強(qiáng) 度 較 大 的 畸

變 的 穩(wěn) 定 邊 界 產(chǎn) 生 了 更 多 的 下 移 ，這 與 物 理 規(guī) 律

相 符 合 ，即 畸 變 強(qiáng) 度 越 大 ，對 穩(wěn) 定 裕 度 的 影 響 就

越大。

對兩種畸變強(qiáng)度下的穩(wěn)定裕度損失進(jìn)行計(jì)算，

周向總壓畸變強(qiáng)度分別為 3.3%，7.2%，得到的穩(wěn)定裕

度損失分別為 3.8% 和 6.9%。結(jié)果表明，隨著周向總

壓畸變強(qiáng)度的增加，穩(wěn)定裕度的損失就越大。

5 結(jié) 論

本文基于試飛數(shù)據(jù)，采用平行壓氣機(jī)模型研究

飛行試驗(yàn)過程中產(chǎn)生的總壓畸變造成的發(fā)動機(jī)穩(wěn)定

裕度損失，得出以下結(jié)論：

（1）采用平行壓氣機(jī)模型對 RB-199 發(fā)動機(jī)五級

高壓壓氣機(jī)縮比模型進(jìn)行了算例驗(yàn)證，通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果

與模型計(jì)算結(jié)果的對比，證明了該方法的可行性，即

平行壓氣機(jī)模型可用于畸變條件下的穩(wěn)定性評估。

（2）提出的畸變圖譜等效轉(zhuǎn)換方法可以實(shí)現(xiàn)壓

力畸變圖譜的等效轉(zhuǎn)換，等效前后基本可以滿足所

提出的等效原則，可保證主要的畸變參數(shù)的變化在

1.5% 以內(nèi)，說明了本文提出的等效轉(zhuǎn)換原則及等效

轉(zhuǎn)換方法的可行性。

（3）形成了一套實(shí)測進(jìn)氣畸變條件下壓縮系統(tǒng)

穩(wěn)定性定量評估的方法，給出了某發(fā)動機(jī)周向總壓

畸變強(qiáng)度為 3.3% 時風(fēng)扇的穩(wěn)定裕度損失為 3.8%，并

對該發(fā)動機(jī)遭遇兩種不同畸變強(qiáng)度的總壓畸變的評

估結(jié)果進(jìn)行了對比。結(jié)果表明，該方法的計(jì)算結(jié)果

符合實(shí)際規(guī)律，可用于試飛中進(jìn)氣畸變條件下的穩(wěn)

定性定量評估。

致 謝：感謝航空工業(yè)試飛中心技術(shù)創(chuàng)新項(xiàng)目的資助，

感謝課題組張曉飛、劉雨等提供的幫助。

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（編輯：白　鷺）