F135-PW-600發(fā)動機升力系統(tǒng)與整機匹配性能研究

姜 楠，楊 磊，楊大軍

(1.中國航空發(fā)動機集團有限公司，北京100097；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

F135-PW-600發(fā)動機升力系統(tǒng)與整機匹配性能研究

姜 楠1，楊 磊2，楊大軍2

(1.中國航空發(fā)動機集團有限公司，北京100097；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

對F135-PW-600發(fā)動機的升力系統(tǒng)與發(fā)動機主機匹配工作性能進行了研究。針對F135-PW-600發(fā)動機的工作特點，從分析升力系統(tǒng)工作原理開始，分別分析了升力風扇所需功率、滾轉噴管引氣流量、尾噴管喉道面積調(diào)節(jié)和低壓渦輪導向器面積調(diào)節(jié)對整機匹配性能的影響，獲得了發(fā)動機的基本調(diào)節(jié)原理。之后根據(jù)相關文獻中的發(fā)動機數(shù)據(jù)，驗算了發(fā)動機在常規(guī)模式、升力模式和超聲巡航狀態(tài)下的性能，對分析結果進行了驗證。為F135-PW-600發(fā)動機性能和控制規(guī)律分析提供了一種研究方法。

航空發(fā)動機；性能仿真；升力風扇；滾轉噴管；升力模式；F-35B；F135-PW-600

1 引言

F135發(fā)動機是普惠公司為F-35戰(zhàn)斗機研制的推進系統(tǒng)，其主推進發(fā)動機是由F119改進的雙轉子加力式渦扇發(fā)動機。F135-PW-100采用常規(guī)推進方式，用于F-35A常規(guī)起降型戰(zhàn)斗機；F135-PW-400采用常規(guī)推進方式，用于F-35C艦載型戰(zhàn)斗機；F135-PW-600采用升力推進系統(tǒng)，包括升力風扇、傳動離合系統(tǒng)、滾轉噴管和三軸承轉向的尾噴管，用于F-35B短距起飛/垂直降落戰(zhàn)斗機。

國內(nèi)外不少科研院校對F135-PW-600發(fā)動機性能作過分析和研究[1-5]。在以往的這些研究中，普遍認為F135-PW-600發(fā)動機采用了可調(diào)導向器面積的低壓渦輪來驅動升力風扇，同時認為滾轉噴管的作用是通過外涵引氣控制飛機的滾轉姿態(tài)，但沒有詳細分析滾轉噴管引氣量對發(fā)動機或飛機性能的影響。從F-35B的飛機結構布局可以看到，滾轉噴管布置在兩側機翼的根部，而不是力矩更大、引氣需求更小的翼尖，這表明滾轉噴管的作用可能不僅限于姿態(tài)控制。

為此，本文逐一分析了F135-PW-600發(fā)動機所有可調(diào)節(jié)機構對發(fā)動機性能的影響，通過驗算不同工作模式下的發(fā)動機性能，驗證了低壓渦輪導向器面積和滾轉噴管引氣量都是驅動升力風扇的必要調(diào)節(jié)手段，而從外涵引氣的滾轉噴管是一種同時實現(xiàn)多種功能的巧妙設計。該研究結果可以為驅升力風扇發(fā)動機的設計和性能優(yōu)化提供必要的技術基礎。

2 地面常規(guī)模式和升力模式性能對比

根據(jù)文獻[4-6]中的F135-PW-600發(fā)動機數(shù)據(jù)：地面常規(guī)模式最大推力為19 135 daN，涵道比為0.56，壓縮部件總壓比為34，加力燃燒室出口溫度為2 200 K；高壓渦輪導葉冷氣量是F119發(fā)動機的兩倍。地面常規(guī)模式性能驗算結果見表1。

表1 F135-PW-600地面常規(guī)模式驗算性能Table 1 Checking calculation results of the performance in conventional mode of F135-PW-600

升力模式總升力為17 454 daN，其中包括尾噴管的7 904 daN，升力風扇的7 904 daN，以及滾轉控制噴管的1 646 daN。升力風扇流量204 kg/s，消耗功率18 983 kW。升力風扇性能計算結果見表2。

表2 升力風扇性能參數(shù)Table 2 Performance parameters of the lift-fan

可以看到，升力風扇消耗的功率相當于發(fā)動機常規(guī)模式下低壓渦輪功率的70%左右；升力模式時，低壓渦輪要同時驅動主機風扇和升力風扇，必須增加輸出功率。從發(fā)動機總推力看，升力模式的總升力比常規(guī)模式的中間狀態(tài)推力增加了49%，這要求大幅增強核心機做功能力。

3 升力系統(tǒng)與發(fā)動機匹配工作原理

3.1 升力風扇功率和外涵引氣量的影響

相對于常規(guī)渦扇發(fā)動機，F(xiàn)135-PW-600發(fā)動機最顯著的不同之處，就是低壓渦輪需要提供巨大的功率以驅動升力風扇，以及滾轉噴管使用了大量的外涵引氣。

發(fā)動機性能計算時，將升力風扇視為低壓軸提取功率。隨著低壓軸提取功率的增加，低壓渦輪做功滿足不了升力風扇和主機風扇的需求，功率平衡被打破，低壓轉速下降，主機風扇進口流量w2和主機風扇壓比πF下降，低壓渦輪膨脹比πTL下降，低壓渦輪功率LTL下降，涵道比BPR增大，混合器外涵與內(nèi)涵總壓之比 p16/p6增加，如圖1～圖5。

圖1 風扇工作點變化趨勢(受功率提取和外涵引氣量影響)Fig.1 The variation trend of fan operating point(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

圖2 低壓渦輪膨脹比變化趨勢(受功率提取和外涵引氣量影響)Fig.2 The variation trend ofπTL(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

隨著外涵引氣量的增加，滾轉噴管推力增加，尾噴管流量減小推力下降，主機風扇壓比降低，低壓渦輪膨脹比下降，低壓渦輪功率下降，涵道比增大，p16/p6降低，如圖1～圖5。

圖3 低壓渦輪功率變化趨勢(受功率提取和外涵引氣量影響)Fig.3 The variation trend ofLTL(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

圖4 涵道比變化趨勢(受功率提取和外涵引氣量影響)Fig.4 The variation trend ofBPR(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

圖5 p16/p6變化趨勢(受功率提取和外涵引氣量影響)Fig.5 The variation trend ofp16/p6(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

3.2 尾噴管喉道面積和低壓渦輪導向器面積調(diào)節(jié)的影響

尾噴管喉道面積增大，使得風扇壓比降低(圖6)、低壓渦輪膨脹比增大、p16/p6增大(圖7)、涵道比變大(圖8)、燃燒室出口總溫Tt4降低、尾噴管膨脹比降低。尾噴管喉道面積的增大將燃氣在尾噴管的膨脹做功能力轉移到低壓渦輪的膨脹做功能力上。

圖6 風扇工作點變化趨勢(受尾噴管喉道面積和低壓渦輪導 向器面積影響)尾噴管喉道面Fig.6 The variation trend of fan operating point(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

圖7 p16/p6變化趨勢(受尾噴管喉道面積和低壓渦輪導向器面積影響)Fig.7 The variation trend ofp16/p6(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

圖8 涵道比變化趨勢(受尾噴管喉道面積和低壓渦輪導向器面積影響)Fig.8 The variation trend ofBPR(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

隨著低壓渦輪導向器面積的減小，高壓渦輪膨脹比降低，低壓渦輪膨脹比增大，Tt4升高，因此低壓渦輪功率大幅增加(圖9)，同時低壓轉速隨之大幅升高。低壓渦輪導向器面積減小還會使涵道比降低，p16/p6降低。可見，低壓渦輪導向器面積調(diào)節(jié)可顯著增大核心機的做功能力。

圖9 低壓渦輪功率變化趨勢(受尾噴管喉道面積和低壓渦輪導向器面積影響)Fig.9 The variation trend ofLTL(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

4 F135-PW-600發(fā)動機升力模式和巡航狀態(tài)性能分析

4.1 升力模式

以發(fā)動機地面常規(guī)模式作為設計點，升力模式時升力風扇功率按18 983 kW計算。

根據(jù)上文分析結果，通過調(diào)節(jié)尾噴管面積和低壓渦輪導向器面積，提高核心機工作狀態(tài)(選取燃燒室出口溫度限制值為2 050 K[2])，提高低壓渦輪前的燃氣能量，同時改變低壓渦輪和噴管的能量分配，使低壓渦輪功率大幅提升；通過調(diào)節(jié)外涵引氣量，降低主機風扇壓比、主機風扇功率，同時平衡混合器內(nèi)外涵總壓差，在改善整機匹配性能的同時提供滾轉姿態(tài)控制氣源。外涵引氣量還要考慮滿足機體滾轉姿態(tài)平衡控制和機體冷屏障的布局(防止地面燃氣回吸)。計算結果如表3所示，關鍵參數(shù)與公開數(shù)據(jù)[6]基本吻合。

4.2 超聲巡航狀態(tài)

超聲巡航點高度為9 144 m，馬赫數(shù)為1.2，推力目標不小于6 500 daN[3]。為使超聲速巡航點耗油率最低，綜合尾噴管喉道和低壓渦輪導向器調(diào)節(jié)對耗油率的影響，如圖10所示，此時耗油率為1.117 07 kg/(daN·h)；無低壓渦輪導向器調(diào)節(jié)時，耗油率為1.117 14 kg/(daN·h)。可見，低壓渦輪導向器的優(yōu)化效果并不明顯，因此可變面積低壓渦輪導向器應只是用于升力模式調(diào)節(jié)。巡航狀態(tài)驗算參數(shù)見表4。

5 結論

(1)升力風扇巨大的功率需求，要求提高核心機狀態(tài)和低壓渦輪功率。

表3 升力模式性能驗算結果Table 3 Checking calculation results of the performance in lifting mode

圖10 超聲巡航耗油率的優(yōu)化Fig.10 The optimization ofsfcin supersonic cruise mode

表4 F135-PW-600超聲巡航點性能驗算結果Table 4 Checking calculation results of the performance in supersonic cruise mode of F135-PW-600

(2)可調(diào)面積低壓渦輪導向器的設計，可解決升力模式下增加低壓渦輪功率的需求。

(3)外涵引氣有效改善了整機匹配性能，并同時實現(xiàn)了提供滾轉姿態(tài)控制引氣和配合升力風扇冷排氣形成冷屏障以防止地面燃氣回吸等功能，是使F135-PW-600發(fā)動機主機與升力系統(tǒng)高效匹配的巧妙設計。

[1]王 陽，李建榕，李瑞軍.STOVL型變循環(huán)發(fā)動機總體性能[C]//.中國航空學會第八屆動力年會.2014：87—93.

[2]Philpot M G，Kirk J A，Britton A J.ASTOVL aircraft mis?sion performance sensitivity studies[R].AIAA 93-4849，1993.

[3]Herrero J L，Pilidis P，Cookson R A，et al.Performance of modern STOVL fighter powerplants[R].ISABE 2001-1165，2001.

[4]Varelis A G.Variable cycle engine for combat STOVL air?craft[D].UK：Cranfield University，2007.

[5]韋 楠.升力風扇氣動設計技術研究[R].成都：中國燃氣渦輪研究院，2015.

[6]Daly M，Gunston B.IHS Jane's aero-engines 2012-2013[M].UK：IHS Jane’s,HIS Global Limited，2012：403—407，440—443.

The matched working performance of the core engine with the lifting system of F135-PW-600

JIANG Nan1，YANG Lei2，YANG Da-jun2
(1.Aero Engine Corporation of China，Beijing 100097，China；2.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The matched working performance of the core engine with the lifting system of F135-PW-600 was studied.Beginning with the analysis of the working principles of the lifting system,influences of re?quired power for lift-fan,the bleed air of roll-nozzle,the adaptation of nozzle throat area and the adaptation of low pressure turbine nozzle area on the matched working performance were analyzed,and then the basic principle was obtained.Through the data from the related references,the research findings were confirmed by checking the engine performance in conventional,lifting and supersonic cruise modes.It provides a re?search method for the performance and control law analysis of F135-PW-600.

aero-engine；performance simulation；lift-fan；roll-nozzle；lifting mode；F-35B；F135-PW-600

V231.1+2

A

1672-2620(2017)04-0007-04

2017-05-22；

2017-07-24

航空科學基金(2014ZB24008)

姜 楠(1981-)，男，遼寧鞍山人，工程師，從事航空發(fā)動機性能仿真研究。