苏桂英

(中航工业沈阳发动机设计研究所预研总体部，沈阳110015)

国外在变循环发动机领域开展研究及验证已近50年，先后提出了多种变循环发动机概念方案［1］，通过不断研究和验证，逐渐演变为能够进行流量匹配的双外涵变循环发动机，并已完成地面试验(XF120)和飞行试验(YF120)［2－3］。在1975—1981年，通用电气(GE)公司在美国空军、海军和美国国家航空航天局(NASA)的资助下，利用YJ101发动机进行了分离风扇、核心机驱动风扇级以及后涵道引射器、前涵道引射器等变循环特征部件/机构的验证［4］，促进了双外涵变循环发动机的发展。双外涵变循环发动机可通过多个部件/机构的几何调节在较大范围内改变涵道比，兼顾了传统涡喷、涡扇发动机特点，成为先进航空发动机发展趋势之一。借鉴国外变循环技术发展路线［5－6］，利用常规布局涡扇发动机平台验证变循环技术，是掌握变循环发动机设计和匹配技术，加速变循环发动机技术成熟的一条有效途径。本文以常规布局涡扇发动机(原准机)为研究对象，探讨了原准机实现变循环功能的技术路线、约束条件以及循环参数分析方法。

1 技术路线

1.1 变循环特征部件分析

双外涵变循环发动机的特征部件/机构主要包括CDFS、可变几何低压涡轮、前涵道引射器、后涵道引射器以及模式选择阀。变循环特征部件/机构在原准机上的验证方案需要结合原准机的具体特点来确定［7－8］。

(1)模式选择阀。模式选择阀是实现双外涵变循环发动机两种工作模式的关键之一，通过模式选择阀打开或关闭风扇后涵道，分别形成双外涵模式和单外涵模式［9］(见图1);单外涵模式下，风扇出口的空气流量将全部流入CDFS。

图1 双外涵变循环发动机工作模式示意图

若原准机的涵道比较大，与原准机压气机相比，CDFS进口换算流量将增大很多;以风扇进口物理流量100 kg/s、压比3.0为例，不同原准机涵道比下CDFS进口换算流量计算结果见表1。从表1可以看出，随着原准机涵道比增加，CDFS流量调节范围增大;文献［10］中给出CDFS导叶角度关45度，换算流量减小约32%，即，原准机涵道比大于0.5，需采取措施降低风扇出口流量才能实现变循环发动机的两种工作模式。

表1 不同涵道比下CDFS进口换算流量

(2)可变几何低压涡轮。可变几何低压涡轮通过导向器面积调节实现高、低压涡轮的匹配，单外涵模式需要开大低压涡轮导向器，提高高压涡轮膨胀比，增加高压涡轮做功能力。低压涡轮属于热端部件，使其导向器像风扇或压气机那样灵活调节存在很大的技术难度，需要的研制周期也相对较长。

(3)CDFS和前涵道引射器。双外涵变循环发动机的高压轴上增加了CDFS，且CDFS部分流量流入外涵(由CDFS涵道比确定)，与原准机相比，双外涵变循环发动机对高压涡轮单位功的需求量增加;因此，高压涡轮耐温能力和做功能力也在一定程度上限制了CDFS压比以及涵道比的取值。

CDFS位于风扇与压气机之间，且与压气机同轴，CDFS与压气机的匹配设计是变循环发动机的技术关键之一，调节前涵道引射器可在一定程度上调节CDFS的匹配点，使CDFS满足喘振裕度的要求，但也增加了结构与控制方面的难度。

(4)后涵道引射器。后涵道引射器是相对独立的变循环发动机特征机构，可考虑在原准机上进行单独验证。

1.2 技术路线

借鉴YJ101变循环技术验证路线，结合以上关于双外涵变循环发动机特征部件分析，基于常规布局涡扇发动机实现变循环功能可根据变循环特征部件的技术成熟度，采用分步实施的技术路线，即在原准机上依次增加后涵道引射器、CDFS、前涵道引射器、可变几何低压涡轮以及模式选择阀;循环参数分析时应统筹考虑整个技术路线。

2 原准机的约束分析

为了更多的利用原准机的现有硬件，降低研制风险，涡扇发动机实现变循环功能的改装准则主要包括几条:

(1)保持原准机核心机基本不变;核心机是航空发动机中工作条件最恶劣、技术最复杂、对发动机性能和可靠性影响最大的部件，其研制周期几乎占整个发动机研制周期的一半以上;保持原准机核心机基本不变，可大大缩短研制周期、降低研制风险。

(2)尽可能多的继承原准机的部件、系统，必要时进行修改设计;

(3)全新设计变循环特征部件/机构，且特征部件/机构的调节应保证继承自原准机的部件工作在其可接受范围内。

在进行循环参数设计时需要结合改装准则，并根据原准机的具体情况确定约束条件，主要包括以下4个方面:

(1)为了保证核心机基本不变，根据相似准则，循环参数分析时需要保证压气机进口(或压气机某一级进口)换算流量、高压涡轮转子进口换算流量与原准机一致;

(2)主要部件效率、涵道气动损失以及引气分配等与原准机一致;

(3)对于继承部件应采用其试验(计算)特性，以保证与原准机部件性能的一致性;

(4)变循环特征部件调节过程中应保证压缩部件留有一定的喘振裕度。

3 循环参数分析

3.1 主要热力循环参数分析

双外涵变循环发动机主要热力循环参数依据原准机的约束条件确定。在部件效率及涵道气动损失等一定的条件下，CDFS换算流量、调节范围由风扇压比、换算流量以及风扇涵道比确定，压气机换算流量由风扇压比、CDFS压比以及总涵道比确定;在前述确定循环参数的基础上，结合高压涡轮前总温、高压涡轮冷气比例确定高压涡轮转子进口换算流量。

总涵道比(BPR15)、风扇涵道比(BPR1)、CDFS涵道比(BPR2)满足以下关系:

即，风扇涵道比、CDFS涵道比确定，则总涵道比唯一确定。通过以上分析，选定风扇压比、风扇涵道比、CDFS压比、CDFS涵道比以及压气机压比、高压涡轮前总温作为主要热力循环参数。

3.2 基于约束条件的循环参数分析

双转子涡扇发动机改装为具有变循环功能的发动机时，压缩部件主要有3种改装方案(见表2)。具体方案可通过选取风扇压比、风扇涵道比、CDFS压比、CDFS涵道比、压气机压比以及高压涡轮前总温作为主要热力循环参数进行循环参数分析，并根据原准机的约束条件逐步筛选来确定。

表2 变循环发动机压缩部件改装方案

变循环特征部件/机构调节的过程中，主要部件性能参数也将随之变化;在确定主要热力循环参数时需要留取一定的裕度，如，随CDFS导叶角度开大，性能匹配使得高压涡轮前总温呈升高的趋势，具体升高幅度与变循环特征部件/机构的调节范围有关;且裕度的留取也在一定程度上决定着特征部件/机构的调节范围以及变循环发动机的总体性能。

3.3 总体性能分析

CDFS、可变几何低压涡轮、前涵道引射器、后涵道引射器等部件/机构的调节可实现变循环发动机性能在一定范围内调整，在这个区域内可根据具体需求选择推力更高或耗油率更低的匹配点。

从图2看出，随着CDFS导叶角度开大(其他可调部件/机构也需相应调节)，发动机推力呈提高的趋势;与此同时，循环参数匹配得出的高压涡轮前总温也将升高(见图3)，如，高压涡轮前总温提高30 K，变循环发动机推力约提高2.5%。因此，变循环发动机总体性能改善程度与原准机的改装程度或循环参数裕度留取密切相关。

图2 CDFS导叶角度对发动机推力的影响

图3 高压涡轮前总温限制值对发动机推力的影响

CDFS导叶角度关小，CDFS进口换算流量降低，使尽可能多的流量从发动机外涵流出，总涵道比增大，高压涡轮前总温降低，发动机耗油率降低(见图4、图5);尤其对于小涵道比的涡扇发动机改装为变循环发动机，可改善发动机耗油率。

图4 CDFS导叶角度对发动机耗油率的影响

图5 高压涡轮前总温对发动机耗油率的影响

4 结论

(1)利用已有涡扇发动机通过改装实现变循环功能，是搭建变循环技术验证平台、改善已有发动机性能的一种有效途径;为了规避风险、缩短研制周期，应尽可能多的继承原准机部件，并根据变循环特征部件/机构的难度分步实施。

(2)通过循环参数分析确定基于涡扇发动机实现变循环功能的改装方案。

(3)由继承自原准机部件确定的约束条件是决定改装后变循环发动机总体性能以及可调部件/机构调节范围的关键，为了获得更好的性能，必要时需要根据循环参数分析结果对原准机部分部件进行重新设计。

［1］刘增文，王占学，黄红超，等.变循环发动机性能数值模拟［J］.航空动力学报，2010，25(6):1310－1315.

［2］方昌德.变循环发动机［J］.燃气涡轮试验与研究，2004，17(3):1 －5.

［3］梁春华.未来的航空涡扇发动机技术［J］.航空发动机，2005，31(4):54 －58.

［4］Johnson J E.Variable cycle engine developments at general electric 1955 －1995［R］.A97 －15033.

［5］R.D.AllAN.Advanced supersonic propulsion system technology study(phase II)［R］.NASA CR －134913，1975.

［6］Roy D.Allan，Warren Joy.Advanced supersonic propulsion system technology study(phase III and IV)［R］.NASA CR －135236，1977.

［7］苏桂英，孙立业.常规布局涡扇发动机实现变循环功能的技术途径初探［J］.航空科学技术，2011(5):30－32.

［8］Dr.J immy Tai，Dr.Bryce Roth，Prof.Dimitri Mavris.Development of an NPSS variable cycle engine model［R］.ISABE 2005 －1295，2005.

［9］Michael E B，Randy E P.Variable cycle engine concept［R］.G E Aircraft Engines，ISABE 93 －7065.

［10］Sullivan T J，Parker D E.Design study and performance analysis of a high－speed multistage variablegeometry fan for a variable cycle engine［R］.NASA CR －159545，1979.