第1章绪论
　　1.1风扇／压气机试验在航空发动机研制中的作用与意义
　　航空发动机是飞机的心脏，处于制造业的顶端，被誉为现代工业“皇冠上的明珠”，它集中体现了一个国家的科技水平、创新能力、工业基础和综合国力。航空发动机是一种高温、高负荷、高转速、工作条件恶劣的复杂热力机械，其典型技术特征如图1.1所示。航空发动机研发过程需要经历基础研究、预先研究、型号研制、产品使用、运行维护、延寿退役等整个过程，涉及空气动力学、流体力学、固体力学、材料力学、计算数学、工程热物理、气动声学、控制工程等众多门类的学科专业，是集气动、热力、结构、控制、材料和工艺于一体的高技术产品，也是一个技术精深、新手难以进入的领域。军用航空发动机为了满足飞机战术技术指标的要求，设计上注重推重比或功重比、气动稳定性、环境适应性和工作包线等指标。相比之下，民用航空发动机设计上更关注推力、耗油率、寿命可靠性、噪声排放等指标。
　　图1.1航空发动机典型技术特征
　　航空发动机是试验性极强的产品，从基础性机理探索、单项新技术突破、先进部件／系统预研、核心机研制，直至发动机整机状态鉴定等全寿命周期活动均离不开试验。试验技术是获取研究对象真实物理参数，深入验证和科学评定发动机气动性能与稳定性、结构完整性与寿命可靠性等各类设计技术指标的主要手段。因此，航空发动机是设计出来的，更是试验出来的。研制一款新型发动机，从概念和方案提出之后就需要开展大量试验，根据试验结果进行修改并反复迭代。据统计，国外研制一台中等推力军用涡扇发动机需要10～15年的时间，耗资10亿美元以上，其间需要做10万小时的零部件试验、4万小时的构件材料试验和1万小时以上的整机试验。目前，计算机仿真技术虽然已经发展到相当高的程度，成为物理（实物）试验的重要补充，但是在相当长一段时间内，计算机仿真尚不能完全替代实物试验，这是因为：一方面，数值仿真必须以试验获取的数据为基础，计算模型和计算方法的有效性和适用性需要通过试验来检验和完善，对于未知领域，既无数据积累，又无方法可循，必须通过大量探索性试验获得基本概念和数据后才能发展数值仿真计算方法；另一方面，由于发动机过于复杂的内部结构和使用环境，很多条件下的性能、功能、完整性、可靠性等无法用计算机仿真准确获得，最终必须通过试验验证。因此，在航空发动机研制过程中，完善的试验设施和先进的试验技术，是发展航空发动机产品必不可少的支撑，而科学的试验方法和可靠的测试手段，又是保证试验研究工作取得成功的关键。国内外众多航空发动机型号研制的成功经验证明，没有足够完备的试验设备和大量试验工作的开展，要独立自主研制出性能先进的航空发动机几乎是不可能的。
　　风扇／压气机（统称为压缩部件）作为航空发动机的关键核心部件，其性能指标直接影响航空发动机的总体性能参数。压缩部件内部流动具有高度非定常性、多尺度分离流、强剪切气动力、多物理场耦合等多种物理现象，集中体现了现代流体力学中复杂环境条件（高温、高压、高转速）约束下的几乎所有典型流动特征。在民用大涵道比涡扇发动机中，压缩部件长度通常占发动机总长度的50%～60%，压缩部件重量占发动机总重量的40%～50%，压缩部件制造成本占发动机总制造成本的35%～40%，压缩部件维修成本占发动机总维修成本的30%。自20世纪50年代以来，美国等航空发达国家在航空发动机技术发展与产品研制过程中，出台了多个具有指导意义的战略规划，并独立或通过国际合作的方式实施了一系列专项技术研究计划，如高效节能发动机（energy efficient engine，E3）计划、综合高性能涡轮发动机技术（the integrated high performance turbine technology，IHPTET）计划、极高效发动机技术（ultra efficient engine technology，UEET）计划、环境责任航空（environmental protection aviation，ERA）计划、高效环境友好航空发动机（efficient and environmentally friendly aero engine，EEFAE）计划、环境友好航空发动机计划、清洁天空（clean sky，CS）计划等。美国和欧盟主要航空发动机技术发展计划情况如图1.2所示，其中，美国启动的静音技术验证机计划，航空涡扇发动机要实现推重比15～20的跨越，其压缩系统总级数要在推重比为10的基础上减少50%以上，即以1～2级风扇替代3级风扇，以3级高压压气机替代6级高压压气机，并且流量、压比和效率等主要性能参数基本不降低，甚至还有一定幅度的提高。为了保持在21世纪航空动力技术的领先优势，美国从2005年开始全面实施IHPTET计划的后继计划——多用途经济可承受的先进涡轮发动机（versatile affordable advanced turbine engine，VAATE）计划，技术目标是验证使发动机能力／成本比是F119发动机10倍的技术。目前，国际先进轴流压气机绝热效率已达0.9，平均级压比接近1.6，单级风扇压比甚至超过2.0。在气动力学、计算流体动力学（computational fluid dynamics，CFD）和计算结构力学日趋成熟的今天，高效率、高负荷、宽工况压缩部件的工程设计仍然是高风险、高难度的工作。
　　图1.2美国和欧盟主要航空发动机技术发展计划情况
　　从20世纪50年代真正具有工程实用价值的压气机诞生之日起，试验技术就一直作为航空发动机压缩部件设计的重要手段，在压缩部件研制过程中起到了不可替代的作用，通过在专用试验设备上对压缩部件开展性能参数试验和流场结构诊断分析，可以为验证设计结果与优化改进提供方向和指导。为了研制高性能压气机，世界各航空发达国家的航空发动机公司和研究机构均建有各种功能的压气机试验设备，用于满足航空发动机研制中不同阶段的地面条件或飞行条件下压气机部件全尺寸模拟试验、模型考核试验以及其他基础性研究试验。目前，国内外压缩部件设计技术仍属于建立在试验数据基础之上的三维设计体系，可以预见，即使未来压气机设计技术真正发展到时空四维设计体系，高精度非定常试验技术和虚拟仿真试验技术仍是新概念压缩部件研制的重要基础。
　　1.2风扇／压气机性能试验研究范畴与科目类型
　　本书试验研究对象涵盖军用小涵道比涡扇发动机压缩部件（如轴流风扇、轴流高压压气机等）、民用大涵道比涡扇发动机压缩部件（如轴流风扇、增压级、轴流高压压气机等），没有涉及直升机用涡轴发动机压缩部件（如轴流+离心组合式压气机等）。压缩部件气动性能试验内容主要包括试验设备设计与调试、试验方案设计、试验方法与测试手段、试验数据分析处理与试验结果评定等环节。压缩部件性能试验科目类型有两种分类方法：一种是根据试验对象来区分，如风扇试验、增压级试验、高压压气机试验、组合式压气机试验等；另一种是根据试验目的来区分，如总性能试验、级间性能试验、性能优化试验、级间引气试验、进气畸变试验、进气加温加压试验、低雷诺数效应试验、低速模拟试验、噪声试验等。本书根据试验目的分别介绍各试验科目主要内容。
　　1.2.1总性能试验
　　压缩部件总性能试验（也可称为基本性能试验）的目的是获取部件性能特性曲线和稳定工作边界，用于确认和验证部件气动设计是否满足要求，同时获取的部件特性也用于整机性能计算和状态调试。压缩部件总性能特性曲线由不同转速下的压比随流量的变化曲线（等转速压比特性）和效率随流量的变化曲线（等转速效率特性）组成，如图1.3所示，涉及流量、压比、效率和转速（60％～100％）四个参数。在压缩部件试验设备上如何准确获取上述四个参数及其组合、测量位置如何选取、试验系统中影响因素有哪些、怎样处理分析试验数据等，成为压缩部件总性能试验所关心的主要问题。如前所述，由于压缩部件设计难度很大，设计结果存在较多不确定性，现有全三维数值模拟方法还无法准确预估压缩部件全工况气动性能和稳定工作边界。因此，在设计技术和数值仿真技术不断发展的今天，压缩部件最终性能特性的确定在很大程度上还需要依赖试验测试。轴流风扇总性能试验和轴流高压压气机总性能试验在原理、方法、流程和数据处理等环节上基本相似，主要区别为风扇和压气机设计参数的不同导致试验设备的要求不同，在7.1.2节会重点讨论这个问题。对于民用大涵道比涡扇发动机，由于风扇部件的结构尺寸和流量很大（例如，GE90115B发动机风扇直径达到3.25m，地面起飞状态下进气流量达1350kg／s），目前较少见到国外对全尺寸风扇部件进行性能测试的报道，更多的是进行缩型试验件的台架试验，以降低试验设备的功率消耗和尺寸要求。例如，Trent 1000发动机风扇部件在德国AneCom压气机测试中心风扇试验设备上进行试验时，采用的就是缩型试验件，其缩型比达到0.3。当采用几何缩型试验件进行总性能试验测试时，需要考虑几何相似度所带来的性能影响问题。
　　图1.3压缩部件总性能特性曲线图
　　1.2.2级间性能试验
　　压缩部件气动性能在很大程度上取决于各级之间的综合匹配。压缩部件在设计状态下工作条件较为理想，级间的匹配问题显得并不严重；而在非设计工况下，如对应于发动机加速、减速等瞬变情况，此时压缩部件中的匹配问题显得比较突出，如何实现不同级之间的良好匹配，是一个非常复杂的问题。为了解和掌握多级压缩部件内部各级的性能特性，从而为后续改进设计提供明确方向，需要开展级间性能试验。级间性能试验可以单独开展，也可以与总性能试验同步进行。由于压缩部件转子和静叶排交错排列，流道空间狭窄，常规带支杆的插入式探针通常无法满足压缩部件级间气流参数的测试需求，尤其是对于小尺寸紧凑式结构布局的压缩部件，需要发展更为先进的测试技术来有效获取级间性能参数。目前，工程上应用较为广泛的两种级间参数测量技术是壁面静压测量技术与叶型探针测量技术。借助转／静叶排各截面测得的外壁静压对各级增压能力进行分析，可以最大限度地减小对压缩部件内部流场的干扰，为研究多级压缩部件级间匹配关系提供可靠试验支持。各叶片排间壁面静压沿轴向分布，如图1.4所示，图中1R代表第一级转子后，1S代表第一级静子后，以此类推。由于外壁静压测量孔的尺寸通常比较小（0.5～1.0mm），测压管使用时容易发生堵塞，为了保证测量数据的有效性，通常在转／静叶排各截面沿周向开设多个静压测量孔。叶型探针测量技术通过直接在压缩部件各级静叶排中选择数个叶片作为探针支杆（图1.5），在其叶片表面（通常为前缘或压力面）沿径向埋设多个探头，可获取压缩部件各级转子出口压力、温度和分布情况（图1.6）。鉴于叶型探针测量技术的明显优势，早在20世纪70年代，国外各主要发动机公司就将叶型探针应用到了压缩部件试验测量中，国内发动机研究所从“十五”以来，在多级轴流风扇／压气机级间性能试验中也开始大量采用该技术。一般认为，叶型探针由于直接以静叶作为探针支杆，较大程度减小了对压缩部件流道的堵塞，减弱了对其内部流场的干扰，其性能试验结果可与不带叶型探针时很好地吻合，但是在长期实际使用中发现，即使安排数量很少的叶片在其前缘位置沿径向埋设探头，压缩部件试验性能特性与不带叶型探针时相比，各项性能参数仍会产生一定的变化。因此，当采用叶型探针测量技术时，需要重点关注叶型探针对压缩部件总体性能和工作点位置的影响。