1種自適應循環發動機亞聲速巡航節流性能研究

孟 鑫 ，朱之麗 ，陳 敏 ，2

（北京航空航天大學能源與動力工程學院1，先進航空發動機協同創新中心2：北京100191）

0 引言

對于軍用戰斗機來說，亞聲速巡航狀態是飛機的一個重要工作狀態，在該狀態下的燃油經濟性對飛機作戰半徑有較大影響。在發動機耗油率水平一定的情況下，減少發動機安裝性能的損失可以有效提高推進系統的燃油經濟性[1]。常規循環發動機在巡航過程中，需要降低轉速來保持推力與阻力的平衡，這時，進氣道溢流量增加，推進系統的溢流損失增加，給巡航過程的燃油經濟性帶來不利影響[2]。

自適應循環發動機（Adaptive Cycle Engine，ACE）[3]作為變循環發動機（Variable Cycle Engine，VCE）[4-6]，可以通過復雜可變幾何機構的組合調節，改變發動機工作狀態，實現進入發動機的氣流在各流道靈活分配[7-8]。在變循環發動機概念提出時，美國GE公司就利用這種發動機的變循環特征，在一定推力范圍內，實現了發動機在保持進口流量的情況下減小推力的目的[9-10]。自適應循環發動機作為變循環發動機研制的后續方案，應同樣具備有效降低發動機節流過程中溢流量的能力。

本文通過對自適應循環發動機亞聲速巡航節流性能的研究，探討這一過程中可變幾何機構的調節規律和發動機匹配工作點的變化。

1 自適應循環發動機

本文研究的自適應循環發動機是Johnson、Powell等[11-13]在相關專利中提出的構型，其基本結構如圖1所示。與常規循環的渦輪風扇發動機相比，這種發動機具備相同結構的核心機設計，不同之處在于由3個壓縮部件組成的結構復雜的可變風扇系統，當發動機以3外涵模式工作時，進入發動機的氣流經過進口的第1個分流環分流，一股氣流進入第3外涵道，經過FLADE風扇級增壓，由外涵道尾噴管排出；另一股氣流經過前風扇級（Front Fan Stage，FFS）增壓，再經過第2個分流環分流：其中一股氣流經過模式選擇閥門（Mode Select Valve，MSV）進入第2外涵道，而另一股氣流進入后風扇級（Aft Fan Stage，AFS）繼續增壓；從后風扇級流出的氣體再次由第3個分流環分流，一股氣流經過第1外涵道進入前可變面積涵道引射器（Front Variable Area Bypass Injector，FVABI） 與第 2外涵道的氣流摻混后，流向后可變面積涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector，RVABI），而另一股氣流則進入核心機，并在低壓渦輪出口和RVABI流出的氣流進行摻混，進入加力燃燒室，再經過內涵道尾噴管（也稱主尾噴管）排出。

圖1 帶可變風扇系統的自適應循環發動機基本結構

這種發動機氣路比較復雜，通過多個可變幾何機構的調節，可以實現較大范圍的流量分配調節，使得發動機涵道比變化更加靈活。為了便于發動機總體性能數值仿真和研究，根據FLADE風扇級進口可調靜子葉片和MSV的不同開閉狀態，將發動機劃分為4種工作模式：（1）M1模式：FLADE風扇級進口可調靜子葉片和MSV均關閉，發動機以最小涵道比狀態工作；（2）M2模式：FLADE風扇級進口可調靜子葉片關閉，MSV打開，發動機以雙外涵變循環發動機狀態工作；（3）M13模式：FLADE風扇級進口可調靜子葉片打開，MSV關閉，發動機以類似分排渦扇發動機狀態工作；（4）M3模式：FLADE風扇級進口可調靜子葉片和MSV均打開，發動機以最大涵道比狀態工作。

在此基礎上，參考文獻[14]的方法，采用部件級模型對發動機穩態性能進行建模仿真。

2 亞聲速巡航與等流量節流

2.1 亞聲速巡航狀態與推力需求

在本文的研究中，認為飛機在亞聲速巡航狀態進行的是等馬赫數水平巡航。參考現代戰斗機典型飛行任務剖面，將飛機亞聲速巡航狀態設定在高度為11 km，Ma=0.9的飛行狀態。

在戰斗機實際使用過程中，在亞聲速巡航狀態的推力需求并不是保持不變的，燃油不斷消耗，飛機總質量不斷減小，飛行阻力隨之減小，巡航需用推力也會相應地減小。

常規循環發動機在巡航過程中，通常采用降低發動機工作轉速來保持推力與飛行阻力的平衡，發動機進口空氣流量將隨工作轉速的降低而減少，與進氣道的捕獲空氣流量出現不匹配的情況，進氣道溢流量將增加，造成推進系統的溢流損失，使推進系統節流性能的燃油經濟性下降。

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變循環發動機因其特有的變循環特征可使發動機在節流過程中保持進口流量不變[9,14-15]。因此，本文對這種自適應循環發動機在亞聲速巡航狀態可變幾何機構的調節進行研究，探討實現等流量節流的可行方案，以提高推進系統的亞聲速巡航燃油經濟性。

2.2 可變幾何機構調節

在這種自適應循環發動機構型中，可以進行主動調節的可變幾何機構包括：FLADE風扇級進口可調靜子葉片、后風扇級進口可調靜子葉片、高壓壓氣機可調靜子葉片、低壓渦輪進口導向器喉道面積、后可變面積涵道引射器和主尾噴管喉道面積。在M3模式下可保證發動機具有盡可能高的通流能力和涵道比，因此在亞聲速巡航時選定發動機以M3模式工作，只考慮對后風扇級進口可調靜子葉片、高壓壓氣機可調靜子葉片、后可變面積涵道引射器和主尾噴管喉道面積這4個可變幾何機構進行組合調節，實現發動機的等流量節流。這4個可變幾何機構調節的機械限位見表1。

表1 可變幾何機構調節量調節限位

2.3 等流量節流性能

本文研究的自適應循環發動機在亞聲速巡航過程中，為了保證前風扇級和后風扇級都不在過高的換算轉速下工作，主燃油控制規律確定為控制低壓軸換算轉速nLcor=1。而為了保證發動機在具有較好燃油經濟性的模式下工作，發動機在亞聲速巡航時的工作模式選擇為可以使發動機達到最大涵道比的M3模式。

在本文研究中，等流量節流的調節起點選取在M3模式的基準狀態（即可變幾何機構調節位置與設計點調節位置一致的狀態）。在確定M3模式等流量節流的調節起點后，需要對起點可變幾何機構調節進行敏感性分析，以確定實現推力減小的各可變幾何機構的調節方向。在調節方向確定后，根據可變幾何機構調節機械限位的約束，以及各部件機械、氣動和熱力方面的限制條件，采用響應曲面法與遺傳算法相結合的優化方法，確定等流量節流的調節終點。

在確定了M3模式等流量節流的調節起點和終點后，采用如圖2所示的方法獲取2點間各可變幾何機構具體的變化規律。其中，線性替代法是指將2點間某一可變幾何機構的變化用線性變化代替的方法；非線性調節約束則是指2點間某一可變幾何機構的變化必須單調；而壓縮部件工作點約束則是指各壓縮部件喘振裕度的變化不能過大，且風扇的工作點變化必須單調。

圖2 獲取可變幾何機構調節方案的方法

通過上述方法，最終得到M3模式等流量節流的調節方案，再結合降轉速節流部分，得到這種自適應循環發動機在亞聲速巡航狀態的節流性能。

3 結果與分析

3.1 敏感性分析

在M3模式基準狀態工作點可變幾何機構調節量對推力的敏感性分析如圖3所示。從圖中可見4個可變幾何機構分別獨立開大2%發動機推力的變化情況。不難看出，后風扇級、高壓壓氣機和后可變面積涵道引射器在開大時，都會使發動機推力增大；而主尾噴管喉道開大時，則會使發動機推力減小。

圖3 可變幾何機構調節量對推力的敏感性分析

3.2 等流量節流性能

根據敏感性分析結果和各可變幾何機構的機械限位，確定M3模式等流量節流方案中各可變幾何機構調節量的變化范圍，見表2。

表2 可變幾何機構調節量變化范圍

根據各可變幾何結構調節范圍和轉速、溫度與喘振裕度的約束調節，優化得到M3模式等流量節流終點，見表3。從表中可見，從起點到終點，發動機進口流量幾乎保持不變，推力減小24.50%，耗油率降低2.23%；如果和模式轉換前的發動機性能相比，發動機推力減小47.55%，耗油率降低15.61%。

表3 等流量節流起點和終點的發動機情況

根據M3模式等流量節流起點和終點的發動機狀態，通過獲取等流量節流可變幾何機構調節規律的方法，得到M3等流量節流過程的可變幾何機構調節方案。再結合發動機模式轉換過程和M3模式等流量節流終點后的降轉速節流過程，最終得到發動機在整個亞聲速巡航狀態的可變幾何機構調節量變化情況，如圖4所示。其中，推力在31.57～23.83 kN范圍內，可以通過可變幾何機構的組合調節，在保證發動機進口流量不變的情況下，減小發動機的推力；而推力在23.83 kN以下時，已經不能通過可變幾何機構的調節同時保證發動機進口流量不變，而且發動機部件滿足機械、氣動和熱力的限制，只能通過降低發動機轉速來使得發動機推力進一步減小。

結合飛機飛行任務需求進行分析，發現在31.57～23.83 kN的推力范圍，能夠覆蓋飛機去程的亞聲速巡航推力需求。但是在回程時，由于飛機總質量較低，飛機亞聲速巡航的需用推力變小，只能依靠降低發動機轉速來滿足推力需求。

圖4 可變幾何機構調節規律

3.3 發動機不同節流控制規律節流性能比較

為了比較等流量節流和普通降轉速節流之間的差異，定義2種不同的節流方案：方案1是從M3模式基準狀態開始先進行等流量節流，當發動機實在無法進行等流量節流時再進行降轉速節流；方案2是從M3模式基準狀態開始直接進行降轉速節流。

發動機分別采用節流方案1、2進行節流時，發動機進口空氣流量、耗油率、總涵道比和渦輪前溫度隨推力變化曲線分別如圖5～8所示。

從發動機進口空氣流量來看，到M3模式等流量節流終點，節流方案1的溢流量比節流方案2的減少8.70 kg/s，占M3模式基準狀態發動機進口流量的10.48%，這對于減少進氣道溢流損失有較為明顯的收益。從發動機非安裝耗油率來看，在從31.57～約16.5 kN的推力變化范圍內，節流方案1的非安裝耗油率都要低于節流方案2的。也就是說，在只考慮非安裝性能的情況下，在從節流起點開始向下的約47%的推力范圍內，節流方案1比節流方案2有更好的燃油經濟性。如果考慮減少溢流損失方面的優勢，節流方案1將在更大的推力范圍內有降低安裝耗油率、提升發動機燃油經濟性方面的優勢。從總涵道比來看，節流方案1通過對可變幾何機構的組合調節，進一步增大了第1、2外涵道的流量，使得發動機獲得低耗油率上的優勢。從渦輪前溫度來看，雖然節流方案1為了保持低壓軸轉速不變，渦輪前溫度要高于節流方案2，但是由于可變幾何機構的調節，渦輪前溫度提高的程度有限。

圖5 發動機進口流量隨推力變化曲線

圖6 耗油率隨推力變化曲線

圖7 總涵道比隨推力變化曲線

圖8 渦輪前溫度隨推力變化曲線

而在這一過程中，前風扇級、后風扇級和高壓壓氣機的工作點變化曲線分別如圖9～11所示。從各壓縮部件整體情況來看，工作點變化單調，說明獲取可變幾何機構調節規律的方法能夠獲得符合約束條件的方案。

圖9 前風扇級工作點變化曲線

圖11 高壓壓氣機工作點變化曲線

從前風扇級的工作點變化情況來看，隨著模式轉換和等流量節流，模式轉換活門打開，主尾噴管喉道開大，前風扇級增壓能力下降，工作點沿著ncor=1的等換算轉速線下移。這種變化趨勢也與文獻[7-9]中介紹的變化趨勢一致。而通過后風扇級進口可調靜子葉片和后可變面積涵道引射器的組合調節，使得前風扇級增壓能力在等流量節流過程中下降較為緩慢，工作點盡可能地保持在較高的效率區。相比于節流方案2，節流方案1在相同的推力水平下，前風扇級的工作點保持在更高的換算轉速，這也能夠保證前風扇級在較好的效率水平工作。而從后風扇級工作點的變化情況來看，2種方案惟一差別在于節流方案1調小了后風扇級進口可調靜子葉片，工作點的喘振裕度和效率相差不大。

從高壓壓氣機工作點的變化情況來看，節流方案1由于前風扇級增壓能力保持較好，所以高壓壓氣機換算轉速下降也更加明顯，工作點更容易移向低效率區。因此，在調節過程中，要兼顧高壓壓氣機的工作點位置變化，盡可能降低高壓軸物理轉速下降的趨勢，防止高壓壓氣機工作點快速下降到低效率區。

4 結論

本文主要研究了1種帶復雜可變風扇系統的自適應循環發動機在亞聲速巡航狀態的節流性能。該自適應循環發動機可以通過少數幾個可變幾何機構組合調節，實現等流量節流，從而減少發動機節流過程中的溢流損失，提高推進系統的亞聲速巡航經濟性。在本文給定的發動機參數和可變幾何機構調節限位的條件下，得出主要結論如下：

（1）在M3模式和控制低壓轉速的主燃油控制規律下，增加主尾噴管喉道面積可以在保持發動機進口流量近似不變的情況下，減小發動機推力；關小后風扇級進口可調靜子葉片角度、高壓壓氣機進口可調靜子葉片角度和減小后可變面積涵道引射器進口面積，也可以減小發動機推力，同時改善因主尾噴管喉道開大帶來的前風扇級增壓比和效率下降過快的問題。

（2）在M3模式可以通過可變幾何機構組合調節，保持發動機在進口空氣流量不變的情況下，實現推力減小24.50%。

（3）本文研究的自適應循環發動機方案，在等流量節流推力范圍內，最大可以減少10.48%的溢流空氣量；在M3模式約47%的推力范圍內有非安裝耗油率方面的優勢。