雙外涵混合排氣變循環(huán)發(fā)動機性能建模與仿真

牟園偉，王奉明

(1.中國航空發(fā)動機集團有限公司 中國航空發(fā)動機研究院，北京 101304 ；2.先進航空動力創(chuàng)新工作站，北京 101304)

1 引言

自20 世紀(jì)60 年代以來，戰(zhàn)斗機航程和速度不斷提升，飛行包線不斷擴大，要求發(fā)動機在高速飛行狀態(tài)具備大的單位推力，而在低速飛行狀態(tài)具備較低的耗油率。變循環(huán)發(fā)動機(VCE)通過對空氣流路和關(guān)鍵幾何尺寸的改變，能一定程度上滿足這種多飛行狀態(tài)的性能要求，但如何合理選擇和設(shè)計其變流路、變幾何結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)總體性能最優(yōu)，一直是VCE 研究的重點。

美國GE 公司經(jīng)過三代變循環(huán)技術(shù)驗證[1-5]，于上世紀(jì)80 年代推出了用于型號發(fā)展的變循環(huán)技術(shù)驗證機YF120。該發(fā)動機采用了獨特的核心機驅(qū)動風(fēng)扇與雙外涵混合排氣相結(jié)合的構(gòu)型模式，其可變幾何結(jié)構(gòu)主要采用了可調(diào)涵道引射器與可調(diào)尾噴管的組合方案。在之后實施的IHPTET 計劃中，GE 公司又提出了可控壓比發(fā)動機[6](COPE)概念，意圖通過可調(diào)面積高壓渦輪導(dǎo)向器實現(xiàn)核心機流量和壓比可控，進一步提升VCE 總體性能，但該可變幾何結(jié)構(gòu)對于VCE 的具體性能增益尚未公開。

我國對變循環(huán)技術(shù)的研究，前期主要集中在對帶核心機驅(qū)動風(fēng)扇的雙外涵混合排氣VCE 性能仿真研究方面。如西北工業(yè)大學(xué)[7-9]開發(fā)了VCE 總體設(shè)計軟件，建立了雙外涵VCE 總體性能計算模型；北京航空航天大學(xué)[10-11]也建立了雙外涵VCE 性能仿真模型，研究了VCE 的基本特征和模態(tài)轉(zhuǎn)換的實現(xiàn)方式。但以上建立的VCE 性能仿真模型都依賴于轉(zhuǎn)子部件的特性曲線，優(yōu)點是模型仿真精度高，缺點是獲取轉(zhuǎn)子部件特性曲線需要開展大量試驗。

為了滿足設(shè)計初期階段VCE 總體性能評估需求，本文利用氣動熱力學(xué)方法，建立了一種不依賴于非設(shè)計點部件特性曲線的雙外涵混合排氣VCE總體性能仿真模型，并利用該仿真模型研究了變流路與變幾何調(diào)節(jié)對雙外涵混合排氣VCE 節(jié)流狀態(tài)及高空最大狀態(tài)的性能影響，可為雙外涵混合排氣VCE 方案設(shè)計提供參考。

2 總體性能仿真模型建模

以圖1 中的雙外涵混合排氣VCE 為研究對象，建立發(fā)動機總體性能仿真模型[12-16](圖1 中各轉(zhuǎn)子部件級數(shù)僅為示意，標(biāo)號表示不同位置的基準(zhǔn)截面)。假定模型：①前段風(fēng)扇由低壓渦輪驅(qū)動，后段風(fēng)扇由核心機驅(qū)動；前段風(fēng)扇出口第一外涵道可以打開和關(guān)閉。②后段風(fēng)扇進口導(dǎo)向葉片和高壓壓氣機進口導(dǎo)向葉片可調(diào)，保證多狀態(tài)下風(fēng)扇和高壓壓氣機進口級處于最佳攻角。③第一外涵與第二外涵氣流通過前涵道引射器摻混，外涵氣流與內(nèi)涵氣流通過后涵道引射器摻混；涵道引射器進口內(nèi)外涵氣流靜壓相等。④高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積、尾噴管喉道面積、前涵道引射器進口內(nèi)涵面積與后涵道引射器進口外涵面積可調(diào)。⑤高、低壓渦輪導(dǎo)向器和尾噴管喉道截面氣流馬赫數(shù)為1。⑥前、后涵道引射器進口內(nèi)外涵氣流馬赫數(shù)不超過1。⑦尾噴管出口氣體完全膨脹。⑧沿發(fā)動機共同工作線，轉(zhuǎn)子部件效率與靜子部件總壓恢復(fù)系數(shù)保持設(shè)計點值不變[16]。⑨引氣和冷卻氣的百分比為常數(shù)，功率提取也為常數(shù)。

圖1 雙外涵混合排氣渦扇發(fā)動機基準(zhǔn)截面Fig.1 Reference section of dual-bypass mixed exhaust turbofan engine

已知發(fā)動機在某高度、馬赫數(shù)、進氣流量、涵道比、風(fēng)扇壓比、高壓壓氣機壓比、渦輪前燃氣溫度、高/低壓渦輪膨脹比、前/后涵道引射器進口內(nèi)/外涵馬赫數(shù)、各轉(zhuǎn)子部件效率及靜子部件總壓恢復(fù)系數(shù)等設(shè)計點性能參數(shù)，利用發(fā)動機共同工作條件，即流路代表性截面流量連續(xù)、風(fēng)扇/壓氣機與渦輪功率平衡、涵道引射器進口內(nèi)外涵氣流靜壓相等等條件，建立非設(shè)計點壓縮部件和渦輪相同轉(zhuǎn)速下的流量、功率及靜壓平衡等方程。

(1) 當(dāng)?shù)谝煌夂Ｊ睫D(zhuǎn)換閥處于打開狀態(tài)時，發(fā)動機處于雙外涵、內(nèi)外涵混合排氣工作模式。此時，由低壓轉(zhuǎn)子功率平衡條件得到

由流量守恒條件確定第一外涵涵道比

高壓轉(zhuǎn)子功率平衡條件得到

第二外涵涵道比

由前涵道引射器進口處內(nèi)外涵靜壓相等得到

前涵道引射器出口總壓、總溫由流量方程、能量守恒方程、歐拉動量方程和前涵道引射器進口靜壓平衡方程聯(lián)立求解得到

由高低壓渦輪流量連續(xù)及高/低壓渦輪導(dǎo)向器堵塞條件得到

由高壓渦輪效率表達式可得

由第一級低壓渦輪導(dǎo)向器臨界截面與后涵道引射器內(nèi)涵進口流量守恒得到

由低壓渦輪效率表達式可得

后涵道引射器出口總壓、總溫由流量方程、能量守恒方程、歐拉動量方程和后涵道引射器進口靜壓平衡方程聯(lián)立求解得到

尾噴管氣流速度由式(16)得到

(2) 當(dāng)?shù)谝煌夂Ｊ睫D(zhuǎn)換閥處于關(guān)閉狀態(tài)時，發(fā)動機處于單外涵、內(nèi)外涵混合排氣工作模式。

第一外涵涵道比

第二外涵涵道比

前涵道引射器出口總壓、總溫由考慮第二外涵道流路突擴的流量方程、能量守恒方程、歐拉動量方程和涵道引射器進口靜壓平衡方程聯(lián)立求解得到

根據(jù)發(fā)動機設(shè)計點性能參數(shù)以及流量、功率、靜壓平衡方程，結(jié)合發(fā)動機高、低壓渦輪膨脹比控制規(guī)律，采用VC 語言編程，計算給定高度、馬赫數(shù)和渦輪前燃氣溫度條件下發(fā)動機非設(shè)計點性能參數(shù)。發(fā)動機單外涵模式性能仿真程序流程如圖2 所示，雙外涵模式性能仿真程序流程如圖3 所示。假設(shè)某變循環(huán)發(fā)動機在地面靜止條件，以雙外涵模式最大狀態(tài)點(非加力)為設(shè)計點，利用該仿真模型，計算了相同渦輪前燃氣溫度和高、低渦輪膨脹比條件下發(fā)動機兩種工作模式的性能參數(shù)，見表1。

表1 兩種構(gòu)型模式最大狀態(tài)性能參數(shù)Table 1 Maximum state parameters of two configuration modes

圖2 發(fā)動機單外涵模式總體性能計算流程Fig.2 Flow chart of numerical simulation for engine single bypass mode

圖3 發(fā)動機雙外涵模式總體性能計算流程Fig.3 Flow chart of numerical simulation for engine dual-bypass mode

3 構(gòu)型變化對節(jié)流特性的影響

發(fā)動機沿著共同工作線從高功率狀態(tài)向低功率狀態(tài)節(jié)流過程中，總體構(gòu)型與關(guān)鍵截面幾何面積的改變決定了發(fā)動機不同的涵道比、風(fēng)扇/壓氣機壓比、渦輪前總溫等參數(shù)，因此發(fā)動機推力、耗油率等性能與總體構(gòu)型和可變幾何結(jié)構(gòu)狀態(tài)相關(guān)。以設(shè)計點狀態(tài)各結(jié)構(gòu)流路面積為基準(zhǔn)，假設(shè)高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積比A4/A4,0與尾噴管喉道面積比A8/A8,0的變化范圍為0.8～1.2，后涵道引射器進口外涵面積比A16/A16,0的變化范圍為0.5～1.0，前涵道引射器進口內(nèi)涵面積比A13/A13,0保持1.0 不變。

發(fā)動機設(shè)計點狀態(tài)性能參數(shù)見表1。發(fā)動機在地面靜止條件下，從最大推力狀態(tài)節(jié)流至50%最大推力狀態(tài)過程中，為保證所有節(jié)流狀態(tài)發(fā)動機參數(shù)都能滿足共同工作方程，將A16/A16,0調(diào)至0.5。節(jié)流過程中，發(fā)動機高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積與后涵道引射器進口外涵面積保持不變，改變第一外涵模式轉(zhuǎn)化閥狀態(tài)，得到兩種構(gòu)型模式發(fā)動機涵道比、總壓比、推力和耗油率的變化，如圖4～圖7 所示。結(jié)果表明，構(gòu)型模式的改變對總壓比影響較小，對涵道比影響較大。且在整個節(jié)流過程中，發(fā)動機多數(shù)狀態(tài)單外涵模式比雙外涵模式總壓比提高，涵道比降低。在相同推力條件下，兩種構(gòu)型模式總壓比變化幅度為4.5%，但涵道比變化幅度達46.0%。因構(gòu)型模式改變導(dǎo)致的推力提升達10.8%，但耗油率降低僅有0.8%。說明在低功率狀態(tài)下，僅靠模式轉(zhuǎn)換閥改變涵道流路不能實現(xiàn)耗油率的大幅降低。

圖4 兩種構(gòu)型模式節(jié)流狀態(tài)涵道比Fig.4 Bypass ratio in throttling state of two configuration modes

圖5 兩種構(gòu)型模式節(jié)流狀態(tài)總壓比Fig.5 Total pressure ratio in throttling state of two configuration modes

圖6 兩種構(gòu)型模式節(jié)流狀態(tài)推力Fig.6 Thrust ratio in throttling state of two configuration modes

圖7 兩種構(gòu)型模式節(jié)流狀態(tài)耗油率Fig.7 Specific fuel consumption in throttling state of two configuration modes

4 幾何變化對節(jié)流狀態(tài)耗油率的影響

發(fā)動機在地面靜止工況(飛行高度H=0 km，Ma=0)，從最大推力狀態(tài)節(jié)流至60%最大推力狀態(tài)過程中，對尾噴管、后涵道引射器和高壓渦輪導(dǎo)向器采用兩種不同的變幾何方案：方案1，尾噴管喉道面積A8與后涵道引射器進口外涵面積A16可調(diào)；方案2，在方案1 可變幾何變量基礎(chǔ)上增加高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積A4可調(diào)。兩種變幾何方案以相同推力下耗油率最低為目標(biāo)，對不同可調(diào)結(jié)構(gòu)的最佳幾何面積進行尋優(yōu)。控制規(guī)律設(shè)定為低壓渦輪膨脹比保持設(shè)計點值。發(fā)動機控制限制為，最高渦輪前燃氣溫度為1 900 K，最大風(fēng)扇壓比為4.2，最大高壓壓氣機壓比為6.4。

發(fā)動機兩種構(gòu)型模式節(jié)流狀態(tài)最佳變幾何參數(shù)及發(fā)動機性能參數(shù)見表2、表3。結(jié)果表明，兩種構(gòu)型模式下，變幾何方案2 都能實現(xiàn)相對較低的耗油率。原因在于決定發(fā)動機耗油率的關(guān)鍵參數(shù)是總壓比和涵道比。在相同推力條件下，可變結(jié)構(gòu)最佳變幾何調(diào)節(jié)應(yīng)該同時實現(xiàn)較高的總壓比和涵道比。變幾何方案1 通過后涵道引射器進口外涵面積的改變調(diào)節(jié)發(fā)動機涵道比，同時拓展了發(fā)動機在節(jié)流狀態(tài)下各部件參數(shù)的匹配性。而變幾何方案2 在方案1 基礎(chǔ)上通過調(diào)節(jié)高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積，進一步增強了對總壓比的調(diào)節(jié)能力。雙外涵模式下，方案2 比方案1 總壓比提高30.2%，涵道比降低8.3%，耗油率降低2.2%。單外涵模式下，方案2 比方案1 總壓比提高6.0%，涵道比降低1.5%，耗油率降低0.6%。

表2 雙外涵模式不同變幾何方案發(fā)動機性能參數(shù)(H=0 km，Ma=0，60%最大推力狀態(tài))Table 2 Engine parameters of different variable geometry schemes for dual-bypass mode (H=0 km,Ma=0,60% maximum thrust state)

表3 單外涵模式不同變幾何方案發(fā)動機性能參數(shù)(H=0 km，Ma=0，60%最大推力狀態(tài))Table 3 Engine parameters of different variable geometry schemes for single bypass mode (H=0 km,Ma=0,60% maximum thrust state)

5 幾何變化對高空最大狀態(tài)推力的影響

發(fā)動機在超聲速巡航工況(H=11 km，Ma=1.5)，以非加力最大狀態(tài)工作，以推力最大為變幾何調(diào)節(jié)目標(biāo)，對尾噴管、后涵道引射器和高壓渦輪導(dǎo)向器采用以上兩種變幾何方案?？刂埔?guī)律設(shè)定為渦輪前燃氣溫度保持最高限制值，低壓渦輪膨脹比保持設(shè)計點值。發(fā)動機控制限制同上。

發(fā)動機兩種構(gòu)型模式不同變幾何方案及性能參數(shù)見表4、表5。結(jié)果表明，超聲速巡航工況下，采用單外涵模式變幾何方案2 能實現(xiàn)較大推力。在兩種變幾何控制方案下，通過構(gòu)型的改變，單外涵模式比雙外涵模式涵道比降低30.0%～35.0%，導(dǎo)致推力提高9.1%～10.4%。在單外涵模式下，變幾何方案2 通過適當(dāng)增大高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積，調(diào)整了風(fēng)扇與高壓壓氣機壓比，導(dǎo)致方案2 比方案1 推力提高1.1%。

表4 發(fā)動機高空超聲速巡航性能參數(shù)(H=11 km，Ma=1.5)Table 4 Engine parameters for high altitude supersonic cruise (H=11 km,Ma=1.5)

表5 發(fā)動機高空超聲速巡航最佳變幾何參數(shù)(H=11 km，Ma=1.5)Table 5 Engine optimal variable geometry parameters for high altitude supersonic cruise (H=11 km,Ma=1.5)

6 結(jié)論

建立的雙外涵混合排氣變循環(huán)發(fā)動機總體性能仿真模型，可以模擬構(gòu)型變化和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)幾何變化對發(fā)動機總體性能的影響。根據(jù)仿真結(jié)果，可得到以下結(jié)論：

(1) 雙外涵混合排氣變循環(huán)發(fā)動機構(gòu)型改變對耗油率影響較小，對推力影響較大。在地面靜止節(jié)流狀態(tài)，由構(gòu)型改變導(dǎo)致的發(fā)動機推力變化幅度達10.8%，耗油率變化幅度達0.8%。

(2) 在可調(diào)尾噴管和可調(diào)后涵道引射器的基礎(chǔ)上增加可調(diào)高壓渦輪導(dǎo)向器，對雙外涵混合排氣變循環(huán)發(fā)動機的性能增益較小。增加高壓渦輪導(dǎo)向器喉道面積可調(diào)變量，可使該發(fā)動機地面靜止節(jié)流狀態(tài)最低耗油率降低2.2%，高空超聲速巡航最大狀態(tài)推力提高1.1%。

(3) 后涵道引射器進口外涵面積對雙外涵混合排氣變循環(huán)發(fā)動機性能影響較大。后涵道引射器進口內(nèi)/外涵氣流靜壓平衡和氣流馬赫數(shù)不超過1 的約束條件，限制了發(fā)動機循環(huán)參數(shù)匹配能力。通過調(diào)節(jié)后涵道引射器進口外涵面積，既提高了發(fā)動機對各種飛行工況的適用性，又提高了發(fā)動機涵道比調(diào)節(jié)能力。

(4) 針對文獻[16]指出的沿著發(fā)動機共同工作線，在設(shè)計點換算轉(zhuǎn)速70%～100%范圍內(nèi)轉(zhuǎn)子部件效率基本保持不變，本文模型將這一條件擴展到整條共同工作線，但在低于70%設(shè)計點換算轉(zhuǎn)速時模型計算精度將會降低。建議下一步開展轉(zhuǎn)子部件特性試驗，建立基于轉(zhuǎn)子部件特性的高精度性能仿真模型，對比驗證并進一步提高本文仿真模型的計算精度。