刘增文，王占学

(西北工业大学动力与能源学院，西安710072)

高马赫数涡轮发动机性能模拟

刘增文，王占学

(西北工业大学动力与能源学院，西安710072)

对马赫数4.0一级的高马赫数涡轮发动机进行了研究，分析了高马赫数涡轮发动机的结构形式和工作原理，建立了性能计算模型。利用泵理论拓展了发动机的低转速部件特性，对某高马赫数涡轮发动机方案进行了性能计算，并分析了其风车冲压模态的性能变化趋势。计算结果表明，该发动机在马赫数3.7时进入风车冲压模态；由于主燃烧室熄火，其推力在模态转换阶段将出现暂时震荡，比冲将在模态转换点达到最低值。

涡轮基组合循环(TBCC)发动机；高马赫数；性能模拟；模态转换；风车冲压

1 引言

涡轮基组合循环(TBCC)发动机具有较高的比冲和宽广的飞行范围，是未来空天飞机、全球高速运输机和先进战斗机的主要动力，世界各航空大国都在这一领域投入了大量的精力开展研究。美国对多种结构的TBCC发动机进行了研究，并认为涡扇冲压发动机具有最高的推重比潜力(图1)[1]。因此，世界各国对这一类型发动机开展了大量研究，重要的有20世纪末的HiMaTE计划[1]，2001年开始由NASA主持的TBCC/RTA计划[2～4]，以及2006后FAP计划中的CCE发动机研究等[5，6]。

图1 不同形式的涡轮基组合发动机推重比性能比较Fig.1 Thrust/weight ratio for various TBCC engine concepts

2 高马赫数涡轮发动机计算模型

涡扇冲压发动机也称作高马赫数涡轮发动机，由常规涡扇发动机改进而来，在结构上与常规涡扇基本一致(图2)，只是针对高超声速飞行条件和工作状态对部件进行了适应性改进。主要改进有：更换压气机材料以提高发动机的工作马赫数，改进风扇设计以提高发动机风车状态的通流能力，以及将发动机加力燃烧室更换为加力冲压燃烧室。发动机在低马赫数时，以常规加力涡扇发动机模态工作；在高马赫数时，随着飞行速度的增加，转速逐渐降低，主燃烧室供油量减少，最终进入风车状态，此时加力冲压燃烧室以冲压模态工作。由于发动机以冲压模态工作时，上游的涡扇发动机部分处于风车状态，对气流有能量传递，故又称风车冲压模态。

图2 高马赫数涡轮发动机工作原理图Fig.2 High Mach turbine engine operation principle

基于传统的涡扇发动机性能模拟流程，通过适应性改进，建立了高马赫数涡轮发动机的性能计算模型，即：

(1)发动机常规涡扇模态。根据发动机部件共同工作概念，发动机必须满足如下6个方程：①低压涡轮-风扇流量平衡方程；②低压涡轮-风扇功平衡方程；③高压涡轮-高压压气机流量平衡方程；④高压涡轮-高压压气机功平衡方程；⑤混合室进口内、外涵气流静压平衡方程；⑥加力燃烧室出口与尾喷管的流量平衡方程。

(2)发动机风车冲压模态。高马赫数条件下，发动机工作转速受压气机材料的限制需持续下降，直至熄火进入风车状态。发动机熄火停车后，转子转速急剧降低。由于空气动力、转子惯性和阻力矩的共同作用，发动机转子会在短时间内稳定在某一转速，此时发动机的旋转部件不仅不会增加发动机推力，反而会产生阻力。

本文的风车冲压模态的计算方法，是在涡扇模态的计算方法上，添加了主燃烧室进、出口总温相等这一约束条件；为满足风车冲压状态计算对发动机部件低转速特性的需求，利用泵类机械低转速区特性相似理论，对压缩部件和涡轮部件进行了低转速特性线的拓展(图3)[4]。

图3 拓展后的风扇部件特性图Fig.3 Extended fan characteristics

3 高马赫数涡轮发动机性能计算及分析

对表1中的高马赫数涡轮发动机设计方案进行数值模拟，并确定发动机的限制条件，主要包括高低压转速及部件最高温度：①低压物理转速≯100%；②低压换算转速≯100%；③高压物理转速≯100%；④高压压气机出口总温≯1 000 K；⑤高压涡轮进口总温≯2 000 K。

高马赫数涡轮发动机常规涡扇模态下的速度特性计算结果如图4～图6所示。可见，随着发动机转速的降低，主燃烧室的供油逐渐减少，在马赫数3.2以上时，发动机的涡扇循环已不能产生推力(不加力)；当马赫数达到3.7以上时，燃烧室出口总温接近压气机出口总温，此时主燃烧室油气比接近贫熄边界，发动机进入风车状态。

表1 高马赫数涡轮发动机设计点参数Table 1 High mach turbine engine design data

图4 单位推力随马赫数的变化Fig.4 Specific thrust vs.Mach number

图5 燃烧室出口总温随马赫数的变化Fig.5 Combustor exit temperature vs.Mach number

图6 油气比随马赫数的变化Fig.6 Fuel-air ratio vs.Mach number

在马赫数3.7以上的风车状态，发动机将以风车冲压模态模拟方法进行模拟。图7～图10所示为高马赫数涡轮发动机在高马赫数条件下的特性。可见，在高马赫数条件下，发动机流量随马赫数的增加逐渐增加(图7)；同样，随着发动机进入风车状态，涡扇循环的风车阻力也逐渐增大(图8)。当发动机在马赫数3.7熄火后，由于阻力的关系，单位推力反而下降，所以在图9中可看出，在马赫数3.7～3.8阶段，虽然发动机的流量有所增加，但是其推力并没有随之提高。同样，当发动机熄火时，发动机的比冲也会下降(图10)，其原因为，发动机主燃烧室熄火后发动机阻力增加所致。当主燃烧室工作时，受发动机最大控制规律的影响，加力冲压燃烧室进口温度下降，但进入风车状态后，随着马赫数的提高，加力冲压燃烧室的进口温度会随之上升，使发动机比冲获得一定改善。

图7 风车冲压模态发动机流量Fig.7 Mass of windmilling ram mode

图8 风车冲压模态发动机阻力Fig.8 Drag of windmilling ram mode

图9 风车冲压模态发动机推力Fig.9 Thrust of windmilling ram mode

图10 风车冲压模态发动机比冲Fig.10 Specific impulse of windmilling ram mode

4 结论

本文分析了高马赫数涡轮发动机的结构形式和工作原理，并利用建立的性能计算模型，对某高马赫数涡轮发动机方案进行了性能计算，分析了其风车冲压模态的性能变化趋势。结果表明，该发动机在高马赫数时，受压气机出口气流温度的限制，其主燃烧室供油量不断下降，最终在马赫数3.7时进入风车冲压模态；由于主燃烧室熄火，其推力在涡扇加力模态和风车冲压模态转换阶段将出现暂时震荡，比冲将在转换点达到最低值。

[1] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur⁃bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[2] Davoudzadeh F，Buehrle R，Liu N S，et al.Numerical Sim⁃ulation of the RTA Combustion Rig[R].NASA TM-2005-213899，2005.

[3] Lee J H，Winslow R，Buehrle R J.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and Development[R]. NASA TM-2005-213803，2005.

[4] Shaw R J，Peddie C L.Overview of the Turbine Based Combined Cycle (TBCC) Program[R]. NASA CP-2003-212458/VOL1，2003.

[5] Auslender A H.An Overview of the NASA FAP Hyperson⁃ics Project Airbreathing Propulsion Research[R].AIAA 2009-7277，2009.

[6] Saunders J D，Stueber T J，Thomas S R，et al.Testing of the NASA Hypersonics Project’s Combined Cycle Engine Large Scale Inlet Mode Transition Experiment(CCE LIMX)[R].NASA TM-2012-217217，2012.

Performance Simulation of High Mach Turbine Engine

LIU Zeng-wen，WANG Zhan-xue

(College of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Study on performance of high mach turbine engine with Ma4.0 level was conducted.The struc⁃ture and operation principle of high mach turbine engine were analyzed,and then the performance simula⁃tion model was established.The pump theory was used to extend the low-speed component characteristics of engine.The performance of high mach turbine engine was simulated and the varying trend of performance at windmilling ram mode was also analyzed.Results show that the turbine engine would go into windmilling ram mode at Ma3.7,and the thrust would experience temporary fluctuation during mode transition because of the flameout of combustor.The specific impulse would reach the lowest point at mode transition point.

turbine based combined cycle engine；high Mach number；performance simulation；mode transition；windmilling ram

V236

A

1672-2620(2013)06-0031-04

2013-11-12；

2013-11-25

刘增文(1983-)，男，山东泰安人，讲师，博士，主要从事航空发动机气动热力学研究。