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带Flade自适应发动机几何调节研究

2018-09-21曾强

价值工程 2018年27期

曾强

摘要:本文利用建立的数学模型,通过稳态仿真深入分析了几何调节在四种工作模式下对自适应发动机稳态工作性能的影响,包括Flade导叶角度、CDFS导叶角度、低压涡轮导向器面积、后涵道引射器面积、尾喷管喉道面积等变化。研究结果表明:Flade导叶角度用于控制第三外涵的流量,CDFS导叶角度可以改变压缩部件工作点和涵道比,低压涡轮导向器面积改变高低压涡轮功和高低压转速,后涵道引射器面积改变压缩部件工作点、涵道比和内外涵总压,尾喷管喉道面积改变低压涡轮落压比,影响压缩部件工作点和涵道比。

Abstract: This paper analyzed the effect of geometry adjustment on adaptive cycle engine performance by steady-state simulating in the four operation modes. Adjustable geometry included variable inlet guide vanes(IGV) of Flade(fan on blade) and CDFS(core driven fan stage), the rear variable area bypass injector(RVABI), variable low pressure turbine(LPT) throat area and variable nozzle throat area. The results of research show that the variable IGVs of Flade change the airflow of the third bypass, the variable IGVs of CDFS change the operation point of compression components and bypass ratio , the variable LPT throat area changes high and low pressure turbine pressure ratio and rotor speed, the variable RVABI changes the operation point of compression components , bypass ratio and the total pressure of core and bypass, the variable nozzle throat area changes the low pressure turbine pressure ratio ,operation point of compression components and bypass ratio.

关键词:自适应发动机;几何调节;稳态性能

Key words: adaptive cycle engine;geometry adjustment;steady-state performance

中图分类号:V23 文献标识码:A 文章编号:1006-4311(2018)27-0168-04

0 引言

战斗机发动机由高单位推力的涡喷发动机发展到高推进效率的涡扇发动机。随着作战需求的发展,战斗机正朝着多任务、长航程、长待机时间、高飞行速度和高机动性的方向发展[1-3]。由发动机原理可知,在传统的固定循环发动机上,高的推进效率和大的单位推力是互斥的。而在低飞行马赫数时,希望发动机有小的单位推力,涵道比大,具有较好的推进效率,降低耗油率,随着马赫数的升高,大涵道比发动机产生净推力的能力快速降低,因此需要更大单位推力。为了把高推进效率的涡扇循环与大单位推力的涡喷循环相结合,变循环发动机应运而生。随着变循环发动机技术的发展和第六代飞机更严格的动力需求,2007年美国空军提出了自适应发动机(Adaptive Cycle Engine,简称ACE)概念[4],ACE可以根据飞机不同任务需求,通过改变部件几何形状、尺寸或位置改变发动机热力循环,从而获得包线内发动机不同速度、高度点的性能最优,并与飞机的组合性能达到最佳,是更先进形式的变循环发动机。因此进行带Flade自适应发动机几何调节对发动机性能的影响研究是十分必要的。

1 ACE结构布局

本文以带Flade自适应发动机为研究对象,发动机具有四种工作模式,结构示意图见图1,主要部件有带Flade的风扇,模式选择阀,核心机驱动风扇(CDFS),高压压气机,燃烧室,高压涡轮,导向器面积可调的低压涡轮,后涵道引射器,加力燃烧室和尾喷管等。可调几何有5个,分别为Flade进口导叶角度,CDFS进口导叶角度,低压涡轮导向器面积,后涵道引射器面积,尾喷管喉道面积,自适应发动机通过改变这5个可调部件的角度、位置和面积使得发动机在四种工作模式下获得最佳的性能。

定义CDFS后的流道为第一外涵,模式选择阀后的流道为第二外涵,Flade所在的流道为第三外涵,通过调节Flade导叶角度和模式选择阀的开关,可以实现发动机四种工作模式:①单外涵模式:Flade进口导叶角度全关、关闭模式选择阀,气流流经风扇、CDFS后流入核心机和第一外涵道;②单+三外涵模式:Flade进口导叶角度打开、关闭模式选择阀,气流流经核心机、第一外涵道和第三外涵道;③双外涵模式:Flade进口导叶角度全关、打开模式选择阀,气流流经核心机、第一外涵道和第二外涵道;④三外涵模式:Flade进口导叶角度打开、打开模式选择阀,气流流经核心机、第一外涵道、第二外涵道和第三外涵道。

2 自适应发动机性能计算模拟方法

研究使用以部件法建模为主要思想建立的ACE性能计算程序,与常规混排涡扇相比其特点体现在多工作模式、更多平衡方程和更多可调几何。ACE性能模型计算流程与常规混排涡扇模型一致:读入部件特性,設计点计算确定发动机相关截面的尺寸参数,非设计点求解共同工作点。本文使用的带Flade自适应发动机性能计算程序需要求解7个平衡方程,Flade性能参数根据风扇转速在特性图上插值得出:高压涡轮流量平衡方程,高压转子功率平衡方程,低压涡轮流量平衡方程,低压转子功率平衡方程,CDFS流量平衡方程,混合器静压平衡,尾喷管面积平衡。

程序中,对高、低压物理转速,低压换算转速和涡轮前温度进行了限制。

3 典型工作点下几何调节对自适应发动机性能的影响

在非设计点下,发动机性能取决于各部件的共同工作,各个部件是协同工作、相互影响、相互制约的,所以任何一个部件工作状态的变化都将影响其他部件的工作。[6]

分别选取自适应发动机在四个典型工作点下的四种工作模式,分别调节5个可调几何,通过自适应发动机性能计算程序进行稳态性能计算。典型工作点选取:

①三外涵模式:0km、0Ma、加力;

②单+三外涵模式:0km、0Ma、加力;

③单外涵模式:11km,1.5Ma;

④双外涵模式:25km,2.5Ma、加力。

下文中数据均为与初始点的相对值。

3.1 Flade导叶角度对发动机性能的影响

Flade导叶角度调节对发动机性能的影响如图2所示,Fn为发动机净推力,sfc为发动机耗油率,横坐标为导叶角度。随着导叶角度的关小,第三外涵的流量减小,总涵道比减小,发动机流量也减小,发动机推力下降、耗油率上升。

因为第三外涵的开闭只影响低压涡轮功,不影响发动机参数的变化趋势,限于篇幅进行后续分析时将三外涵和双外涵合并分析,单+三外涵和单外涵合并分析。

3.2 CDFS导叶角度对发动机性能的影响

CDFS导叶角度调节对发动机性能的影响见图3所示,图中BPR、BPR1、BPR2分别为主风扇、第一外涵和第二外涵涵道比,SMfan、SMcdfs、SMhpc分别为风扇、CDFS和高压压气机喘振裕度,横坐标为CDFS导叶角度。CDFS导叶角度关小,CDFS进气角增大,使得CDFS工作点下移,喘振裕度增加、压比减小。CDFS流通能力下降,风扇工作点上移,喘振裕度下降、压比增大。三外涵模式下,风扇后气流更多地进入第二外涵,相对进入CDFS的气流减少,BPR2增加,高压转子负荷减小,高压转速上升,核心机流通能力增加,BPR1减小。单+三外涵模式下,由于没有第二外涵,风扇工作点上移,喘振裕度下降很大,涵道比减小。

3.3 低压涡轮导向器面积对发动机性能的影响

低压涡轮导向器面积对发动机性能的影响见图4所示,图中BPRS为总涵道比,N1c、N2c分别为低压、高压换算转速,横坐标为低压涡轮导向器面积。当低压涡轮导向器面积逐步增大时,高压涡轮落压比增大,低压涡轮落压比减小,高压涡轮功增加,高压转速升高,CDFS和高压压气机流量增加,涵道比随着核心机流量增加而减小,三外涵模式和单+三外涵模式变化趋势相同。

3.4 后涵道引射器面积对发动机性能的影响

后涵道引射器面积对发动机性能的影响见图5所示,P55和P52分别为混合器内、外涵进口总压。三外涵模式下,后涵道引射器外涵面积增加,外涵道流通能力增强,对风扇工作点下移,涵道比增加。外涵面积增加使得内涵面积变小,低压涡轮落压比降低,低压涡轮功减小,为保证低压转速不变,就要提高涡轮前温度,高压涡轮功增加,高压转速增加,CDFS和压气机流通能力增加,P52减小,P55增加。单+三外涵模式下,后涵道引射器外涵面积增加,风扇和CDFS喘振裕度均有较大提高,其余参数变化趋势相同。

3.5 尾喷管喉道面积对发动机性能的影响

尾喷管喉道面积对发动机性能的影响见图6所示。三外涵模式下尾喷管喉道面积增大时,低压涡轮落压比增加,为保持低压转速不变,减少燃油量,降低涡轮前温度,高压涡轮处于临界/超临界状态,高压涡轮落压比几乎不变,高压涡轮功减少,核心机流通能力降低,涵道比BPRS和BPR增加,發动机推力减小,耗油率增加。尾喷管喉道面积开大增加了外涵道的流通能力,风扇工作点下移,喘振裕度增加。单+三外涵模式下,由于第二外涵的关闭,外涵流通能力增加,主要使CDFS喘振裕度增加,其余参数变化趋势相同。

4 结论

通过本文研究,得出了以下结论:

①Flade导叶角度调节主要影响第三外涵流量和压比,从而影响低压涡轮功,对推力和耗油率影响显著,可以根据发动机需要用于控制第三外涵的流量;

②CDFS导叶角度调节改变CDFS工作点,进而改变部件间的匹配。导叶调节能显著影响风扇和CDFS工作点以及涵道比,角度调节应该考虑CDFS流量在不同工作模式下与风扇流量的匹配;

③低压涡轮导向器面积调节主要影响高、低压涡轮的落压比,导致高低压涡轮功重新分配,改变高低压转速,显著地影响发动机性能参数。应根据不同工作模式按需分配高低压涡轮功进行调节;

④后涵道引射器面积调节通过改变外涵道出口面积,改变风扇和CDFS工作点,并能改变涵道比。同时调节可以改变混合器进口内外涵总压比,减小内外涵气流掺混损失;

⑤尾喷管喉道面积调节改变低压涡轮落压比,改变风扇和CDFS工作点以及涵道比,能显著地影响发动机的性能和压缩部件的工作点。

以上结论对自适应发动机性能优化和控制规律制定具有一定指导意义,同时发现单一几何调节会导致发动机某方面性能提升而使其他方面性能下降,因此在实际应用时需要考虑多种几何的组合调节。

参考文献:

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

[2]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.

[3]晏武英.美国发布六代机自适应发动机发展计划[N].中国航空报,2015-5-19(B03).

[4]Ronald J.Simmons. Design And Control Of A Variable Geometry Turbofan With Anindependently Modulated Third Stream[D]. Columbus: The Ohio State University,2009.

[5]李斌,陈敏,朱之丽.自适应循环发动机不同工作模式稳态特性研究[J].推进技术, 2013,34(8):1009-1015.

[6]廉筱纯,吴虎.航空发动机原理[M].西安:西北工业大学出版社,2005:183.