一文了解“大发”的奇经八脉

如果航空发动机是一棵枝繁叶茂的参天大树，那么发动机内部复杂的空气系统流路就是从大树的主干伸展出来一条条细细的...






如果航空发动机是一棵枝繁叶茂的参天大树，那么发动机内部复杂的空气系统流路就是从大树的主干伸展出来一条条细细的枝干；如果航空发动机是一个四肢健全的人体，那么空气系统流路就是人体里面完成血液循环的一股股血管。在航空发动机内部，空气系统从不同位置引气、在发动机内部蜿蜒曲折流过，完成一系列重要任务：对部件和结构进行冷却、封严；防止热燃气倒灌进入涡轮盘腔；调整轴承的轴向载荷；控制涡轮叶片的叶尖间隙、发动机热气防冰等。发动机空气系统流经了发动机几乎所有的重要部件，为了让各位读者有一个清晰、明确的认识，在介绍每部分的空气系统结构之前本文先对其涉及到的主要结构进行简要介绍和说明。

发动机内部空气系统定义为那些主流道以外的二次流，对发动机推力的产生无直接影响的空气。

既然对推力没有直接影响，那为什么发动机要设置空气系统？一切还要从航空发动机涡轮讲起。涡轮是航空发动机的三大核心部件之一。主流空气经过压气机压缩后，在燃烧室与燃油混合燃烧，此时的空气变为高温、高压的燃气。高温高压燃气经由涡轮、喷管膨胀，推动涡轮旋转做功，最后从尾喷口高速喷出。涡轮是航空涡轮发动机三大核心部件中的"苦力"，它"干的活最重"、"自身压力最大"而且"工作环境最差"，它的工作条件可以用"高温"、"高压"、 "高速"三个"高"来形容。现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到1800K甚至2000K（约1727摄氏度，超过绝大多数金属材料的熔点）；涡轮进口气压高达几十个大气压；在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超过音速。只有这样的气流冲击到涡轮上，才能使涡轮发出足够大的功率。换句话说，能在 "三高"条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。改善航空燃气涡轮发动机的性能（包括增加发动机单位功率、降低耗油率、提高发动机推重比等）的最有效方法是提高涡轮进口燃气温度。

随着涡轮进口燃气温度的逐年提高，为了保证发动机的可靠工作，涡轮叶片所需冷却空气流量也越来越大；目前正在使用的先进发动机的冷却空气用量已经超过高压压气机进口流量的18%。空气系统的重要功能之一就是：提供涡轮叶片冷气，降低部件温度，使之可以在材料限制的温度下工作。1、 预旋系统和高压涡轮一级冷却

第一级高压涡轮是航空发动机中工作环境最为严苛的部位。在航空发动机空气系统中，大部分空气都用于冷却高压涡轮气冷叶片，因此，气冷叶片的供气流路是发动机空气系统流路布局的重要组成部分。一些先进发动机如GE90发动机高压涡轮一级动叶冷气流路从高压压气机出口引气，经燃烧室内环通道进入预旋喷嘴，再经预旋接收孔等节流装置进入高压涡轮一级旋转盘腔，再沿涡轮旋转盘腔进入榫槽，然后沿榫槽底部的通气孔进入叶片的内冷通道。

为了有效保证叶片的冷却供气，应在预旋喷嘴出口腔上下布置封严装置。同时，为提高预旋喷嘴的预旋效果，叶片供气系统还可以设置增压轮元件，该元件可在满足叶片供气压力的条件下，提高预旋压比、增加预旋降温。预旋喷嘴、封严篦齿、接收孔、增压轮和旋转盘腔这些结构组成了预旋系统。预旋系统的工作原理是：冷却空气通过预旋喷嘴，改变了气流流动方向，形成一个切向分速度。预旋喷嘴是一组叶栅或斜孔，其出口的方向与下游涡轮盘的旋转方向一致，在预旋喷嘴内气流经过膨胀加速静温降低，同时相对涡轮盘的相对速度也降低，降低了热端部件感受到的相对总温，即对冷气产生“冷却”，从而提高对热端部件的冷却效果。

高压涡轮一级导叶冷却流路通常从高压压气机出口引气，经燃烧室内外环流道进入一级导向叶片上端和下端集气腔，然后分别流入导叶叶身和缘板，对叶片和缘板实施冷却后从气膜孔和尾缝等排入主燃气通道；此外，经燃烧室外环的小部分空气将用于冷却高压涡轮一级动叶外环。

在当今燃气涡轮发动机发展历程中，曾经对涡轮导向叶片和转子叶片采用过很多冷却方法。一般情况下，单通道内部对流冷却（如下图）具有很大的使用效果。然而在研究发展中有出现了多通道的内部冷却涡轮叶片，外部冲击式气膜冷却导叶。

2 减涡系统和高压涡轮二级冷却

高压涡轮二级导叶和动叶工作环境的压力比高压涡轮一级低，可以从压气机中间级引气进行冷却。高压涡轮二级导叶冷却供气流路通常从高压压气机中间级引气，经主流道外机匣内环开孔进入环形集气腔，再通过位于核心舱的外部空气导管进入高压涡轮二导上方集气腔。少量引气进入涡轮机匣对二动外环相关零件进行冷却，随后从外环上的开孔排入主流道；大部分引气进入二导叶身，除部分引气用于叶片下缘板前后轮缘封严外，其余均用于叶片的冷却。GE90发动机高压涡轮二级动叶冷却供气流路从高压压气机中间级引气，经鼓筒上的孔进入高压压气机盘腔，经减涡器、高压压气机盘心、高压涡轮一级盘心进入高压涡轮级间盘腔，最后进入高压涡轮二级动叶内冷通道，对叶片实施冷却后从专门布局的排气口（小孔或尾缝）排入主流道。

如上图所示，气流从主流道进入压气机盘腔，沿径向流动的空气主要受到惯性力、离心力和哥氏力的作用，流动过程中若不加以控制，气流以自由涡形式发展，产生很大的旋流，导致静压下降很大，对于空气系统提供叶片足够供气压力极为不利。减涡器是安装在压气机盘腔上的数根管道，与压气机主流道通过引气孔相连（如下图）。如果在盘腔内设置减涡器，特别是管式减涡器，迫使气流在特定的流路中径向流动，可大大地减少压降，进而减少静压损失。

提到航空发动机封严，就不得不说美国IHPTET计划

高性能涡轮发动机技术(IHPTET)研究计划，是1988年由美国空军首先发起制订并实施的。陆海空三军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比增加100%-120%，耗油率下降15%-30%。它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面的突破性成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。该计划的进展主要分为三个阶段

·第一阶段：以普惠公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标—推重比增加30%，涡轮进口温度比当时先进发动机提高222℃，超过目标55℃。在他上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、双合金压气机盘、刷子封严、超冷涡轮叶片、陶瓷复合材料火焰筒浮壁等。

·第二阶段：艾利逊预研公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对研究计划第二阶段目标的XTC16/1A和XTC16/1B核心机，提前四年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy铸冷涡轮叶片、涡轮整体叶盘、周向分级燃烧室等。

·第三阶段：已经通过了应用基础研究和部件研究阶段。在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果，在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇，高级压比的金属基符合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制等。

封严，顾名思义，就是密封、严实，是对转动部件和静子部件间的泄漏进行控制。航空发动机上使用封严的地方很多，如主流道转子与静子密封、主轴承油腔密封、附件传动机匣中传动附件输出轴密封等。密封装置的形式按工作性质可分为接触式和非接触式两种。

航空发动机封严的密封特性对发动机性能具有极为重要的影响，尤其是气路密封，将直接影响发动机增压比和涡轮效率的提高。研究表明：当封严泄漏量减少1%，发动机推力将增加1%，耗油率降低0.1%；对于先进战斗机发动机，在发动机转速和涡轮转子进口温度保持不变的情况下，高压涡轮封严泄漏量减少1%，推力将增加0.8%，耗油率降低0.5%。因此，美国IHPTET计划第二、第三阶段空气系统流路设定的目标分别是密封泄漏量减少50%和60%。由此带来的发动机性能改善为：高压压气机效率提高4.4%，相当于发动机推力提高7.6%；高压涡轮效率提高4.2%，相当于发动机推力提高9.7%。采用先进密封技术来提高发动机性能已经成为一种低投入、高回报的有效途径。封严技术改进带来的具体效益为：

·使大发动机的直接费用减少3%，支线发动机直接费用减少5%。

·使发动机耗油率降低10%以上。

·使发动机的排放量减少50%以上。

·使机场噪声降低7dB。

由此可以看出，先进封严技术在满足发动机诸多性能，如耗油率、飞行成本、推重比、部件寿命及降噪方面，都起到了关键作用。

空气系统主要功能之一即：主轴承油腔密封。轴承是发动机中重要的承力部件，是保证转子正常运转、定心定位的“大力士”。为保证轴承腔里的滑油不外泄，需要对轴承腔进行封严。以下二图为例，要保证轴承腔的有效封严，需保证1号腔室和2号腔室的空气来流压力大于轴承腔内的压力，以保证滑油不会从轴承腔向外泄漏出来。如果你读过前几期关于航空发动机产生推力原理的科普文章，你一定对喷气推进原理有所了解。但是对发动机内部推力的分布可能并不清楚。如下图所示。我们都知道，航空发动机是要对飞机产生向前的推力的在发动机内部，燃气流对每个结构和部件的推力大小和方向是不一致的。燃气流的压力和动量变化导致气体载荷对发动机结构和转动部件产生反作用力。在一些位置，如压气机和燃烧室，是向前的推力，在另外一些地方如涡轮和尾喷管，则是向后的推力。向前的力的总和与向后力的总和的差值就是航空发动机的额定推力。比如上图发动机的额定推力就是11158磅。

因此，发动机轴承受交变的轴向燃气载荷，在压气机中是向前的，在涡轮是向后的。压气机与涡轮之间的轴经常处于拉伸应力之下，载荷由装在静止机匣上的定位轴承承受（如下图示）。内部空气系统的压力作用在一个固定直径的压力平衡封严件上，以保证定位轴承承受的载荷是适当的。以GE90发动机为例，简述发动机转子轴向力调节原理与特点。下图是GE90发动机低压涡轮转子部分结构图，红色箭头代表主流以及各腔室空气流对转子产生的轴向力的方向。主流对叶片产生轴向载荷并通过叶身、榫槽、轴颈传力到轴承上；空气系统各个腔室（如图标号为1-6号）由于存在冷却或封严气流，所以也对转子产生压力，压力在轴向的分量即空气系统二次流产生的轴向力，最终通过结构传力传到轴承上。在发动机运转过程中，如果轴承所承受的轴向力超过允许范围，将导致轴承损坏，进而产生一系列严重的后果，故需巧妙设计空气系统流路布局，使得空气系统对转子向前、向后的轴向力矢量叠加后的力仍在轴承所允许承受范围内。例如下图GE90发动机，当向后的轴向力过大时，在低压涡轮轴颈大腔后设置四级压气机引气管路，将空气引至2、3腔室，对转子产生向前的轴向力，抵消一部分向后的轴向力，使得总轴向力在轴承允许承受范围内。轮缘封严，是指通过设置封严结构，在涡轮盘轮缘处防止主流热燃气倒吸入空气系统旋转盘腔，否则将会造成轮盘烧蚀。涡轮盘在高速旋转过程中，转动盘附近的流体在离心效应的作用下沿转盘径向向外流动。在轮缘密封间隙的另一侧，静止盘附近的流体沿径向向内流动，以保证盘腔系统的质量守恒，这就是燃气入侵现象。如图所示。作为维持航空发动机这个科学巨人正常血液循环的复杂系统，空气系统流路设计分析是一个综合了空气动力学、传热学、结构强度、数值模拟、试验建模的多学科综合问题。

来源：心动商发

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