可變幾何部件對某增能渦扇發(fā)動機(jī)性能的影響

趙偉辰，楊懷豐，劉亞君，李家瑞

(中國航發(fā)沈陽發(fā)動機(jī)研究所，遼寧 沈陽 110015)

0 引言

軍用無人戰(zhàn)斗機(jī)在現(xiàn)代空戰(zhàn)中具有高隱蔽性、低使用限制和零人員傷亡等特點。因我國軍用大型無人戰(zhàn)斗機(jī)動力裝置可供選擇的較少，為盡快滿足裝備部隊執(zhí)行任務(wù)的需要，將現(xiàn)有成熟渦扇發(fā)動機(jī)改裝為無人戰(zhàn)斗機(jī)動力裝置是快速且可靠性較高的技術(shù)途徑[1-2]。例如由美國聯(lián)合空戰(zhàn)系統(tǒng)計劃中發(fā)展形成的海軍無人戰(zhàn)斗機(jī)X-47B的動力裝置是由普惠公司F100-PW-220E發(fā)動機(jī)改裝而成F100-PW-220U[3]，配裝F-16戰(zhàn)斗機(jī)時不開加力狀態(tài)推力為66.7 kN[4]。

無人戰(zhàn)斗機(jī)相比有人戰(zhàn)斗機(jī)在執(zhí)行低空大馬赫數(shù)空對地打擊任務(wù)時需要更高的推力[5]。同時由于無人戰(zhàn)斗機(jī)存放至戰(zhàn)時才使用，對動力裝置只需中等壽命要求[6-7]。考慮上述作戰(zhàn)任務(wù)與發(fā)動機(jī)壽命要求，需對動力裝置在允許壽命期內(nèi)進(jìn)行推力提升的增能使用。在保持現(xiàn)有發(fā)動機(jī)主要結(jié)構(gòu)不變的基礎(chǔ)上，通過調(diào)整發(fā)動機(jī)變幾何部件幾何面積控制規(guī)律就能夠?qū)崿F(xiàn)增能使用需求。

目前國內(nèi)外許多學(xué)者致力于發(fā)動機(jī)變幾何部件可調(diào)面積控制規(guī)律優(yōu)化的研究，主要集中于發(fā)動機(jī)整機(jī)匹配使用要求和發(fā)動機(jī)性能優(yōu)化。王濤基于某燃?xì)廨啓C(jī)模型開展了動力渦輪導(dǎo)葉角度對燃?xì)廨啓C(jī)部件間匹配關(guān)系研究，指出導(dǎo)葉角度增大會引起燃機(jī)進(jìn)氣流量與燃燒室出口溫度的升高[8]。BARBOSA J R等人基于燃?xì)獍l(fā)生器模型研究了壓氣機(jī)進(jìn)口導(dǎo)葉調(diào)整對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性與加速時間的影響[9-10]。夏存江基于CFM56-3發(fā)動機(jī)模型研究了可調(diào)放氣活門和靜子葉片角度對發(fā)動機(jī)推力與穩(wěn)定性的影響[11]。李偉等人基于某型混合排氣加力渦扇發(fā)動機(jī)模型先后研究了高、低壓壓氣機(jī)進(jìn)口導(dǎo)葉角度對發(fā)動機(jī)加速過程中穩(wěn)定性的影響和噴管面積調(diào)節(jié)精度對發(fā)動機(jī)加力性能的影響[11-13]。唐宇峰等人基于某分別排氣渦扇發(fā)動機(jī)模型，研究低壓換算轉(zhuǎn)速控制狀態(tài)下噴管面積對發(fā)動機(jī)性能的影響[14]。李志剛等人研究了高空9 km飛行工況中可調(diào)導(dǎo)葉與噴管喉道面積對渦扇發(fā)動機(jī)性能的影響[15]。袁繼來等人以某混合排氣發(fā)動機(jī)模型為基礎(chǔ)，研究混合器進(jìn)口內(nèi)外涵面積比對等低壓換算轉(zhuǎn)速下發(fā)動機(jī)性能的影響[16]。駱廣琦等人基于變循環(huán)發(fā)動機(jī)模型研究亞音速巡航點與超音速巡航點幾何變量組合調(diào)節(jié)對發(fā)動機(jī)性能的影響[17]。唐鴻羽等人提出增壓級可調(diào)放氣閥門控制規(guī)律設(shè)計方法，結(jié)果表明設(shè)計滿足增壓級與高壓壓氣機(jī)匹配性[18]。

考慮到變幾何部件試驗特性的缺乏，目前國內(nèi)開展控制系統(tǒng)與可調(diào)幾何執(zhí)行機(jī)構(gòu)聯(lián)合仿真還需試驗數(shù)據(jù)進(jìn)一步支撐，而且基于模型的變幾何控制規(guī)律研究一般針對特定工況和特定部件，而發(fā)動機(jī)不同作戰(zhàn)任務(wù)工況控制狀態(tài)存在差異性。為了對現(xiàn)有發(fā)動機(jī)幾何控制規(guī)律優(yōu)化提供參考方向，同時為發(fā)動機(jī)多系統(tǒng)聯(lián)合仿真提供試驗數(shù)據(jù)支撐，本文基于某小涵道比混合排氣渦扇發(fā)動機(jī)模型，開展發(fā)動機(jī)增能后可變幾何部件對發(fā)動機(jī)性能影響的研究。

1 計算模型與方法

本文研究的發(fā)動機(jī)類型為小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)總體性能計算使用零維計算程序，對于不同任務(wù)工況點，根據(jù)飛行高度H與飛行馬赫數(shù)Ma計算發(fā)動機(jī)進(jìn)口總溫T1，根據(jù)T1和發(fā)動機(jī)控制規(guī)律插值確定發(fā)動機(jī)控制參數(shù)和各限制參數(shù)，迭代計算發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)性能參數(shù)。

將發(fā)動機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速n1R提高3.0%，對比模型計算與臺架試車點發(fā)動機(jī)的高壓換算轉(zhuǎn)速n2R與推力相對增加量ΔF如表1所示，其中n2R以模型計算n1R=1.000時結(jié)果為基準(zhǔn)進(jìn)行歸一化處理，可以觀察到轉(zhuǎn)速誤差<0.5%，推力相對增加量誤差為0.3%，具備工程使用精度要求。

表1 計算模型與臺架試驗對比 單位：%

發(fā)動機(jī)增能使用即提升發(fā)動機(jī)控制規(guī)律限制值，考慮轉(zhuǎn)子強(qiáng)度、燃燒室強(qiáng)度和高溫部件耐溫能力，將原始控制規(guī)律中低壓換算轉(zhuǎn)速限制值提高3.88%，低壓物理轉(zhuǎn)速限制值提高3.00%，高壓物理轉(zhuǎn)速限制值提高0.49%，高壓渦輪前總溫限制值提升1.86%，燃燒室前總壓限制值提升2.80%。

2 計算結(jié)果與分析

增能發(fā)動機(jī)計算工況點選取典型工況點，包括：0km、0.2 M點，該工況按低壓物理轉(zhuǎn)速n1控制；0.1km、0.8 M點，該工況按高壓物理轉(zhuǎn)速n2控制；5km、0.9 M點，該工況按高壓渦輪前溫度T4控制。發(fā)動機(jī)變幾何機(jī)構(gòu)包含風(fēng)扇進(jìn)口可變彎度整流葉片角度α1，壓氣機(jī)進(jìn)口可變彎度整流葉片角度α2和噴管喉道面積A8，對發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)性能進(jìn)行計算。

2.1 風(fēng)扇進(jìn)口可變彎度整流葉片角度影響

調(diào)整風(fēng)扇進(jìn)口可變彎度整流葉片角度α1后計算發(fā)動機(jī)性能的變化。角度調(diào)節(jié)后風(fēng)扇特性由部件試驗測量得到，關(guān)角度后風(fēng)扇同換算轉(zhuǎn)速下總壓比、壓縮效率和進(jìn)口換算質(zhì)量流量均降低，開角度后風(fēng)扇特性變化趨勢相反，不同換算轉(zhuǎn)速下特性變化幅度不同，未測量轉(zhuǎn)速的特性線，由已測量的特性曲線插值獲得。計算發(fā)動機(jī)性能變化見表2-表4。其中：W1R表示風(fēng)扇進(jìn)口換算質(zhì)量流量，πf表示風(fēng)扇總壓比，SMf表示風(fēng)扇穩(wěn)定裕度，T6表示低壓渦輪出口總溫，n2R25表示壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速，Sfc表示耗油率。除推力F與耗油率Sfc是相對變化量外，其他參數(shù)變化量均為絕對變化量，表中正負(fù)表示與發(fā)動機(jī)原始狀態(tài)性能參數(shù)差值。

表2 0km、0.2 M n1控制工況點α1調(diào)節(jié)性能

表3 0.1km、0.8 M n2控制工況點α1調(diào)節(jié)性能

表4 5km、0.9 M T4控制工況點α1調(diào)節(jié)性能

由表2可得在0km、0.2 M點關(guān)α1角度后，發(fā)動機(jī)仍處于n1控制狀態(tài)。α1關(guān)2°和1°后在相同n1R時，風(fēng)扇進(jìn)口通流面積減小，W1R分別減小0.94kg/s和0.47kg/s，風(fēng)扇耗功降低，πf分別降低0.031和0.016，SMf減小0.16%和0.08%。T4分別降低8.0K與4.0K，T6分別降低4.6K與2.3K，n2分別降低0.23%和0.11%。由于πf降低導(dǎo)致壓氣機(jī)進(jìn)口總溫T25降低，n2R25降低幅度減小。發(fā)動機(jī)耗油率降低，轉(zhuǎn)差減小，推力分別減小1.10%與0.55%。開角度后W1R增加，風(fēng)扇耗功增加，低壓渦輪功增加，變化趨勢與關(guān)角度相反。α1開2°后發(fā)動機(jī)進(jìn)入T4控制狀態(tài)，n1R無法維持原狀態(tài)而降低0.43%，發(fā)動機(jī)推力增加0.63%。

由表3和表4可得，發(fā)動機(jī)在n2與T4控制工況點，開關(guān)α1角度對高壓級無影響，發(fā)動機(jī)仍保持原控制狀態(tài)。對于0.1km、0.8 M的n2控制狀態(tài)點，α1關(guān)2°和1°，n1R分別提高0.36%與0.18%，W1R分別降低0.48kg/s和0.24kg/s，F(xiàn)分別降低0.26%與0.14%。對于5km、0.9 M的T4控制狀態(tài)，α1關(guān)2°和1°推力分別降低0.42%與0.20%。開角度影響程度與關(guān)角度相當(dāng)。

2.2 壓氣機(jī)進(jìn)口可變彎度整流葉片角度影響

調(diào)整壓氣機(jī)進(jìn)口可變彎度整流葉片角度α2后計算發(fā)動機(jī)性能的變化，角度調(diào)節(jié)后壓氣機(jī)特性由部件試驗測量得到。調(diào)開α2角度，相同換算轉(zhuǎn)速下壓氣機(jī)耗功增加，總壓比升高，進(jìn)口換算質(zhì)量流量增加，關(guān)角度特性變化相反。計算發(fā)動機(jī)性能變化見表5-表7，其中：SMc表示壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度，W25R表示壓氣機(jī)進(jìn)口換算質(zhì)量流量。

表5 0km、0.2 M n1控制工況點α2調(diào)節(jié)性能

表6 0.1km、0.8 M n2控制工況點α2調(diào)節(jié)性能

表7 5km、0.9 M T4控制工況點α2調(diào)節(jié)性能

由表5可得，在0km、0.2 M工況點，α2關(guān)2°和1°后壓氣機(jī)耗功降低，n2上升相同幅度至限制值，進(jìn)入n2控制狀態(tài)，T4分別降低14.4K和1.8K，T6降低8.1K和1.0K；高壓渦輪功降低，低壓渦輪功也降低，n1R分別下降1.21%和0.49%，W1R分別降低0.84kg/s和0.45kg/s。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差增大，耗油率降低，推力分別降低1.34%和0.48%。調(diào)開α2角度后發(fā)動機(jī)仍處于n1控制狀態(tài)，風(fēng)扇性能不變，πf、W1R與SMf維持原數(shù)值。α2開1°和2°后，n2分別降低0.44%和0.86%。因風(fēng)扇狀態(tài)不變，T25維持不變，n2R25降低幅度相同，SMc分別降低0.14%和0.32%。T4降低1.9K和4.6K，T6降低1.2K和3.0K。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差減小，耗油率降低，推力小幅降低0.04%與0.11%。

由表6可得，在0.1km、0.8 M工況點，調(diào)關(guān)α2角度后發(fā)動機(jī)仍處于n2控制，T4降低明顯，在關(guān)2°和1°后分別降低了26.1K和12.8K，T6分別降低14.6K和7.1K；高、低壓渦輪功降低，n1R降低1.49%和0.75%；πf降低0.089與0.044，n2R25升高0.52%與0.26%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差增大，耗油率降低，推力降低3.87%與1.91%。開α2角度1°和2°后，T4與T6上升幅度相同，發(fā)動機(jī)進(jìn)入T4控制，n2無法維持原值分別降低0.12%與0.50%，n1R升高0.52%與0.61%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差減小，耗油率升高，推力分別增加1.38%與1.57%。

由表7得，在5km、0.9 M工況點，關(guān)α2角度2°和1°后，n2均提升0.21%進(jìn)入n2控制狀態(tài)，T4分別降低18.1K和5.4K；高、低壓渦輪功降低，n1R降低0.73%和0.26%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差增大，耗油率降低，推力降低0.86%和0.28%。開α2角度后發(fā)動機(jī)仍處于T4控制，開1°和2°后n2分別降低0.38%與0.73%；W25R小幅增加，高、低壓渦輪功小幅增加，導(dǎo)致n1R小幅增加了0.08%和0.15%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差減小，推力略微增加0.05%與0.11%。

2.3 噴管喉道面積影響

調(diào)整噴管喉道面積A8后計算發(fā)動機(jī)性能的變化，縮小A8后低壓渦輪落壓比減小，溫降減小，渦輪功降低，擴(kuò)大A8后低壓渦輪性能變化趨勢相反。計算發(fā)動機(jī)性能變化見表8-表10。

表8 0km、0.2 M n1控制工況點A8調(diào)節(jié)性能

表9 0.1km、0.8 M n2控制工況點A8調(diào)節(jié)性能

表10 5km、0.9 M T4控制工況點A8調(diào)節(jié)性能

由表8得，在0km、0.2 M工況，喉道面積縮小，低壓渦輪功降低，T4上升以維持原有n1，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)入T4控制狀態(tài)。由于噴口面積縮小2%后，低壓渦輪溫降更低，在T4同樣提升2.5K至限制值時，更小喉道面積狀態(tài)發(fā)動機(jī)的T6提升了3.8K。A8縮小2%和1%后，n2分別上升0.08%與0.07%，n1R下降0.53%與0.20%，喉道面積縮小后風(fēng)扇外涵出口靜壓升高，SMf分別降低1.72%和0.88%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差增大，耗油率升高，推力增加0.76%與0.48%。擴(kuò)大噴口面積后低壓渦輪功增加，發(fā)動機(jī)維持原n1控制狀態(tài)不變，喉道面積擴(kuò)大1%與2%后，SMf增加0.94%與2.02%，T4分別降低6.2K與13.6K，T6分別降低4.7K與10.0K，n2降低0.18%與0.38%，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差減小，耗油率降低，推力降低0.76%與1.55%。

由表9可得，在0.1km、0.8 M工況點，噴管喉道面積縮小與擴(kuò)大后發(fā)動機(jī)仍處于n2控制狀態(tài)，核心機(jī)狀態(tài)不變，在A8縮小2%和1%后，T6分別增加2.6K和1.2K。n1R降低0.45%與0.21%，SMf降低1.55%與0.79%。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)差增大，耗油率升高，推力增大0.37%與0.21%。A8擴(kuò)大后發(fā)動機(jī)性能變化趨勢相反，量級相當(dāng)。

由表10得，在5km、0.9 M工況點，噴管喉道面積縮小與擴(kuò)大后發(fā)動機(jī)仍處于T4控制，T4維持不變。由于A8縮小后低壓渦輪溫降降低，A8縮小2%與1%后，T6分別升高2.3K和1.2K，n2無變化，n1R降低0.16%和0.09%，SMf降低1.74%和0.85%，n2R25小幅降低0.07%與0.03%。發(fā)動機(jī)推力增大0.65%與0.32%。A8擴(kuò)大后性能變化趨勢相反。

3 結(jié)語

本文基于某無人戰(zhàn)斗機(jī)用增能小涵道比混排渦扇發(fā)動機(jī)模型，研究了3個典型工作狀態(tài)下，風(fēng)扇、壓氣機(jī)進(jìn)口可變彎度整流葉片角度和噴管喉道面積調(diào)節(jié)對發(fā)動機(jī)性能的影響，得出以下主要結(jié)論：

1)0km、0.2 M點在低壓物理轉(zhuǎn)速控制狀態(tài)，調(diào)開風(fēng)扇整流葉片角度，縮小噴管喉道面積后發(fā)動機(jī)推力增加，調(diào)開1°后推力增加0.55%，風(fēng)扇進(jìn)口換算流量增加0.47kg/s，噴管喉道面積縮小1%后推力增加0.48%，風(fēng)扇穩(wěn)定裕度降低0.88%。上述兩種調(diào)節(jié)方式有可能使發(fā)動機(jī)進(jìn)入高壓渦輪前溫度控制狀態(tài)；

2)0.1km、0. 8 M點在高壓物理轉(zhuǎn)速限制狀態(tài)，調(diào)開風(fēng)扇、壓氣機(jī)整流葉片角度，縮小噴管喉道面積發(fā)動機(jī)推力增加。其中調(diào)壓氣機(jī)整流葉片效果明顯，但發(fā)動機(jī)有可能進(jìn)入高壓渦輪前溫度控制狀態(tài)。調(diào)開壓氣機(jī)整流葉片1°，推力增加1.38%，燃燒室出口溫度升高8K；

3)5km、0.9 M點在高壓渦輪前溫度限制狀態(tài)，調(diào)開風(fēng)扇整流葉片角度，縮小噴管喉道面積發(fā)動機(jī)推力增加。調(diào)開1°后推力增加0.24%，風(fēng)扇進(jìn)口換算流量增加0.35kg/s，噴管喉道面積縮小1%后推力增加0.32%，風(fēng)扇穩(wěn)定裕度降低0.85%；

4)在低壓物理轉(zhuǎn)速與高壓渦輪前溫度控制狀態(tài)下調(diào)節(jié)壓氣機(jī)整流葉片角度對發(fā)動機(jī)推力影響很小。調(diào)節(jié)噴管喉道面積對3種控制狀態(tài)發(fā)動機(jī)推力影響的量級相當(dāng)。