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    民航大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)三大特性分析

    2018-03-08 09:05:31付堯明唐慶如
    計(jì)算機(jī)測量與控制 2018年2期
    關(guān)鍵詞:飛行速度消耗率壓氣機(jī)

    趙 軍,付堯明,唐慶如

    (中國民航飛行學(xué)院航空工程學(xué)院,四川 廣漢 618307)

    0 引言

    隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)國家重大專項(xiàng)的立項(xiàng),航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)被列為國家“十三五”發(fā)展規(guī)劃百個(gè)重點(diǎn)發(fā)展項(xiàng)目的首位,民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展也迎來了難得的發(fā)展機(jī)遇。發(fā)動(dòng)機(jī)特性定義為發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能指標(biāo)隨工況變化而變化的關(guān)系曲線;航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和燃油消耗率隨著發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速n、飛行速度V、飛行高度H的變化規(guī)律叫做發(fā)動(dòng)機(jī)三大特性,分別為轉(zhuǎn)速特性、速度特性和高度特性。

    在保持飛行高度和飛行速度不變的條件下,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力F和燃油消耗率SFC隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速n的變化規(guī)律,叫做發(fā)動(dòng)機(jī)得到轉(zhuǎn)速特性,也稱為節(jié)流特性。

    在給定的調(diào)節(jié)規(guī)律下,保持發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和飛行高度不變的情況下,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力F和燃油消耗率SFC隨飛行速度或馬赫數(shù)的變化規(guī)律,叫做發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性。

    在給定的調(diào)節(jié)規(guī)律下,保持發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和飛行速度不變的情況下,發(fā)動(dòng)機(jī)的推力F和燃油消耗率SFC隨飛行高度的變化規(guī)律,叫做發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性。

    為了研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)的三大特性,必須有良好的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型,以利用數(shù)學(xué)模型代替真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)作為研究對象進(jìn)行特性分析,以節(jié)約大量的試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)。因此,建立高精度的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型對發(fā)動(dòng)機(jī)控制是至關(guān)重要的[1-2]。

    發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型按其運(yùn)行的實(shí)際工作范圍可分為穩(wěn)態(tài)模型和動(dòng)態(tài)模型[3]。發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)模型能較準(zhǔn)確的模擬發(fā)動(dòng)機(jī)各種穩(wěn)定工作狀態(tài),主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)的性能計(jì)算、性能設(shè)計(jì)等。

    現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)建模常用的方法為部件法建模[4-5],由此得到的模型可以用于總體性能研究,也可以用于發(fā)動(dòng)機(jī)控制研究[6-7]。部件法建模是根據(jù)發(fā)動(dòng)各部件間的氣動(dòng)熱力學(xué)關(guān)系建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型。部件法建模將發(fā)動(dòng)機(jī)的各個(gè)部件作為單獨(dú)的子系統(tǒng),每個(gè)部件子系統(tǒng)都有其對應(yīng)的輸入和輸出,而各個(gè)子系統(tǒng)之間通過壓力平衡、流量平衡及功率平衡這三大基本原則銜接在一起形成整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)。雖然部件法建立的準(zhǔn)一維模型無法得到所有截面的參數(shù),但是部件法模型所得到的關(guān)鍵位置的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)對于發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析和評(píng)估有著重大意義。然而在建模過程中,部件法要求大量的部件特性數(shù)據(jù),這些在發(fā)動(dòng)機(jī)研制的初期是難以獲取的[8-9]。

    大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在民用航空領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[10],隨著新技術(shù)的應(yīng)用,總體性能指標(biāo)越來越先進(jìn)。本文利用部件特性法對CFMI公司的CFM56-7B26發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)建模,并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行三大特性的計(jì)算分析,需要說明的是,因?yàn)椴考匦缘娜狈Γ?jì)算中所用的壓氣機(jī)和渦輪氣動(dòng)特性采用通用特性。

    1 發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)模型

    利用部件特性計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)性能的方法,是目前廣泛應(yīng)用的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)模型建立方法。氣流參數(shù)由發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口沿進(jìn)氣道進(jìn)口計(jì)算到尾噴管出口的過程為發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的氣動(dòng)熱力計(jì)算過程。根據(jù)氣流在通過各個(gè)部件的流量平衡以及高低壓轉(zhuǎn)子時(shí)的功率平衡,可建立發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作方程組,求解該方程組,便可獲得發(fā)動(dòng)機(jī)當(dāng)前的工作狀態(tài)以及相關(guān)性能參數(shù)。

    本文的研究對象為典型的民航在役雙轉(zhuǎn)子大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)CFM56-7B26,根據(jù)獲取到的該型發(fā)動(dòng)機(jī)的指標(biāo)確定了輸入?yún)?shù),如表1所示。

    表1 CFM56-7B26數(shù)值仿真輸入

    首先進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的地面設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算,得到推力與耗油率的計(jì)算值與參考數(shù)據(jù)對比如表2所示,從中可以看出計(jì)算值與參考值吻合較好。

    表2 設(shè)計(jì)點(diǎn)性能輸出

    在完全膨脹的情況下,渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推力為:F=qmin(Vg-V)(1+B),所以影響渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)推力的因素有:流過內(nèi)涵的空氣流量,單位推力和涵道比3個(gè)。

    根據(jù)燃油消耗率的定義有:

    所以,影響影響渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率的因素有:油氣比,單位推力和涵道比3個(gè)。

    2 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速特性

    CFM56-7B發(fā)動(dòng)機(jī)為雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī),有高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速兩個(gè)值,因其制造商GE公司以低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速進(jìn)行燃油流量的調(diào)節(jié),故而特性圖中的轉(zhuǎn)速也以NL為橫坐標(biāo)進(jìn)行分析。本文研究靜止?fàn)顟B(tài),標(biāo)準(zhǔn)天工況下發(fā)動(dòng)機(jī)的性能曲線。

    圖1顯示涵道比隨著轉(zhuǎn)速的增加而降低;發(fā)動(dòng)機(jī)外涵的流量與風(fēng)扇出口總壓成正比,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵的流量與壓氣機(jī)出口總壓成正比,而壓氣機(jī)出口總壓近似等于風(fēng)扇出口總壓乘以增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)的壓比,所以隨著轉(zhuǎn)速的增加,內(nèi)涵的流量比外涵增加的幅值要大;故而涵道比一直呈現(xiàn)下降的趨勢。圖2給出了核心機(jī)排氣速度隨NL變化趨勢,整體上隨著轉(zhuǎn)速的增加V8也增加;在約92%處曲線有一定的折轉(zhuǎn),這是因?yàn)榇藭r(shí)馬赫數(shù)已經(jīng)達(dá)到1.0,氣流工作于不完全膨脹狀態(tài);圖3示出了發(fā)動(dòng)機(jī)的推力曲線,隨著轉(zhuǎn)速的增加,流經(jīng)內(nèi)涵的流量增加,發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力增加,這些都會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加;雖然此時(shí)涵道比下降對推力增加是負(fù)作用;但內(nèi)涵流量和單位推力的增加為主導(dǎo)因素,所以推力一直增加;但到了高轉(zhuǎn)速階段,約90%轉(zhuǎn)速以后,涵道比下降的負(fù)作用愈發(fā)明顯,兼有單位推力的折轉(zhuǎn),使得推力的增加速度變緩。

    圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比隨NL變化趨勢 圖2 核心機(jī)排氣速度隨NL變化趨勢

    圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨NL變化趨勢 圖4 燃燒室溫升隨NL變化趨勢

    圖5給出了發(fā)動(dòng)機(jī)SFC隨NL變化趨勢,在低轉(zhuǎn)速到中轉(zhuǎn)速的區(qū)間內(nèi),單位推力的增加幅值較快,占了主導(dǎo)作用,使得SFC隨NL增加而降低;但在中轉(zhuǎn)速到高轉(zhuǎn)速區(qū)間內(nèi),油氣比的增加和涵道比的降低占了主導(dǎo)作用,使得SFC隨NL增加而增加。

    圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)SFC隨NL變化趨勢

    3 發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性

    保持飛行高度0 m,低壓轉(zhuǎn)速96%不變,改變飛行速度,得到各參數(shù)隨速度的變化曲線。發(fā)動(dòng)機(jī)外涵的流量與風(fēng)扇出口總壓成正比,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵的流量與壓氣機(jī)出口總壓成正比,而壓氣機(jī)出口總壓近似等于風(fēng)扇出口總壓乘以增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)的壓比;隨著馬赫數(shù)的增加,進(jìn)口總溫增加,增壓級(jí)和高壓壓氣機(jī)的折合轉(zhuǎn)速降低,增壓級(jí)壓比下降,同時(shí)高壓壓氣機(jī)的壓比下降,如圖6所示,所以內(nèi)涵的流量比外涵增加的幅值要小,故而涵道比一直呈現(xiàn)增大的趨勢,如圖7所示。形象的理解,氣流流經(jīng)內(nèi)涵遇到的阻力比流經(jīng)外涵遇到的阻力要大,在氣流加速流動(dòng)的過程中會(huì)“欺軟怕硬”,更大比例的從外涵道通過,導(dǎo)致涵道比增加。

    圖6 高壓壓氣機(jī)壓比隨速度變化曲線 圖7 涵道比隨速度變化曲線

    圖8顯示出單位推力隨速度增加而下降。這是因?yàn)椋S著飛行速度的增加,沖壓比增大,高壓壓氣機(jī)出口壓力增大,尾噴管噴氣速度增加,但是噴氣速度增加的量總是小于飛行速度的增加,所以單位推力隨飛行速度增加而下降。

    推力的變化是涵道比、單位推力、內(nèi)涵流量3個(gè)因素的綜合效應(yīng),隨著飛行速度增加單位推力下降,而涵道比和內(nèi)涵流量增加,但其中單位推力的下降占主導(dǎo)因素,所以發(fā)動(dòng)機(jī)的推力呈下降趨勢,如圖9所示。在0.7~0.9的速度區(qū)間,單位推力的下降變緩,故而總推力的下降變緩,甚至有微量的增加。

    圖8 單位推力隨速度變化曲線 圖9 推力隨速度變化曲線

    SFC的變化是涵道比、單位推力、油氣比3個(gè)因素的綜合效應(yīng),隨著飛行速度增加燃燒室內(nèi)溫升變化不大,如圖10所示,進(jìn)而油氣比近似保持不變;涵道比增加,根據(jù)公式SFC=3600 f/((V8-V)·(1+B)),它會(huì)導(dǎo)致SFC降低;但單位推力的下降會(huì)導(dǎo)致SFC升高,且該影響占主導(dǎo)因素,所以發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率隨飛行速度增加而增加,如圖11所示。

    圖10 燃燒室溫升隨速度變化曲線 圖11 SFC隨速度變化曲線

    4 發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性

    保持飛行馬赫數(shù)0.8,低壓轉(zhuǎn)速96%不變,改變飛行高度,得到各參數(shù)隨高度的變化曲線。隨著高度的增加,空氣密度降低,流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量持續(xù)降低。在11 km以下時(shí),隨著高度的增加,大氣溫度下降,壓氣機(jī)的換算轉(zhuǎn)速增加,使得風(fēng)扇和高低壓壓氣機(jī)的壓比增加,如圖12所示,單位推力增加,具體見圖13,根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速特性的分析,轉(zhuǎn)速的增加使得涵道比也下降,圖14的趨勢和上述推論吻合;在11 km以上時(shí),大氣溫度保持不變,高壓壓氣機(jī)的壓比,單位推力,涵道比也保持不變。內(nèi)涵空氣流量、涵道比、單位推力這3個(gè)因素的綜合效果使得推力隨著高度的增加而降低,具體變化如圖15。

    圖12 高壓壓氣機(jī)壓比隨高度變化曲線 圖13 單位推力隨高度變化曲線

    圖14 涵道比隨高度變化曲線 圖15 推力隨高度變化曲線

    圖16顯示出整個(gè)過程中油氣比的變化幅度不大,那么燃油消耗率主要取決于涵道比和單位推力的綜合效果。在0~11 km時(shí),涵道比下降導(dǎo)致SFC上升,單位推力上升則引起SFC下降,其中后者起了主導(dǎo)作用;SFC一直下降,但過了11 km后,油氣比、涵道比、單位推力均保持不變,所以SFC也保持不變,具體如圖17所示。

    圖16 油氣比隨高度變化曲線 圖17 燃油消耗率隨高度變化曲線(不考慮低雷諾數(shù)修正)

    需要說明的是,上述結(jié)論是不考慮雷諾數(shù)修正的情況下得到的;實(shí)際上由于飛行高度變大,雷諾數(shù)降低存在的低雷諾數(shù)效應(yīng),各部件的效率會(huì)有一定程度的降低,所以11 km以后發(fā)動(dòng)機(jī)的SFC會(huì)有所上升,如圖18所示。本文中所有的結(jié)果如沒有特別說明都考慮了雷諾數(shù)修正。

    圖18 燃油消耗率隨高度變化曲線(考慮低雷諾數(shù)修正)

    5 結(jié)論

    本文采用部件特性法對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行穩(wěn)態(tài)建模,進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)三大特性的分析,得到以下結(jié)論:

    1)保持飛行高度,馬赫數(shù)不變時(shí),增加發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速時(shí),涵道比一直呈現(xiàn)下降的趨勢。推力一直增加;但到了高轉(zhuǎn)速階段,約90%轉(zhuǎn)速以后,涵道比下降的負(fù)作用愈發(fā)明顯,推力的增加速度變緩。在低轉(zhuǎn)速到中轉(zhuǎn)速的區(qū)間內(nèi),SFC隨轉(zhuǎn)速增

    加而降低;在中轉(zhuǎn)速到高轉(zhuǎn)速區(qū)間內(nèi),SFC隨轉(zhuǎn)速增加而增加;

    2)保持飛行高度,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不變時(shí),增加馬赫數(shù)時(shí),涵道比一直呈現(xiàn)增大的趨勢;隨著飛行速度增加單位推力下降,且占主導(dǎo)因素,發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力呈下降趨勢,這點(diǎn)和渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的表現(xiàn)不同。發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率隨飛行速度增加而急劇增加;

    3)保持飛行馬赫數(shù),發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速不變時(shí), 在11 km以下時(shí),隨著高度的增加,大氣溫度下降,壓氣機(jī)的換算轉(zhuǎn)速增加,涵道比下降,和轉(zhuǎn)速特性相吻合;推力隨著高度的增加而降低。在0~11 km時(shí),隨著高度增加SFC一直下降,高度超過11 km后,SFC也保持不變,和經(jīng)典教材一致,但這是不考慮雷諾數(shù)修正的情況下得到的;實(shí)際上低雷諾數(shù)效應(yīng)會(huì)導(dǎo)致11 km以后發(fā)動(dòng)機(jī)的SFC會(huì)有所上升。

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