帶Flade自適應發動機幾何調節研究

曾強

摘要：本文利用建立的數學模型，通過穩態仿真深入分析了幾何調節在四種工作模式下對自適應發動機穩態工作性能的影響，包括Flade導葉角度、CDFS導葉角度、低壓渦輪導向器面積、后涵道引射器面積、尾噴管喉道面積等變化。研究結果表明：Flade導葉角度用于控制第三外涵的流量，CDFS導葉角度可以改變壓縮部件工作點和涵道比，低壓渦輪導向器面積改變高低壓渦輪功和高低壓轉速，后涵道引射器面積改變壓縮部件工作點、涵道比和內外涵總壓，尾噴管喉道面積改變低壓渦輪落壓比，影響壓縮部件工作點和涵道比。

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.

關鍵詞：自適應發動機；幾何調節；穩態性能

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

中圖分類號：V23 文獻標識碼：A 文章編號：1006-4311（2018）27-0168-04

0 引言

戰斗機發動機由高單位推力的渦噴發動機發展到高推進效率的渦扇發動機。隨著作戰需求的發展，戰斗機正朝著多任務、長航程、長待機時間、高飛行速度和高機動性的方向發展[1-3]。由發動機原理可知，在傳統的固定循環發動機上，高的推進效率和大的單位推力是互斥的。而在低飛行馬赫數時，希望發動機有小的單位推力，涵道比大，具有較好的推進效率，降低耗油率，隨著馬赫數的升高，大涵道比發動機產生凈推力的能力快速降低，因此需要更大單位推力。為了把高推進效率的渦扇循環與大單位推力的渦噴循環相結合，變循環發動機應運而生。隨著變循環發動機技術的發展和第六代飛機更嚴格的動力需求，2007年美國空軍提出了自適應發動機（Adaptive Cycle Engine，簡稱ACE）概念[4]，ACE可以根據飛機不同任務需求，通過改變部件幾何形狀、尺寸或位置改變發動機熱力循環，從而獲得包線內發動機不同速度、高度點的性能最優，并與飛機的組合性能達到最佳，是更先進形式的變循環發動機。因此進行帶Flade自適應發動機幾何調節對發動機性能的影響研究是十分必要的。

1 ACE結構布局

本文以帶Flade自適應發動機為研究對象，發動機具有四種工作模式，結構示意圖見圖1，主要部件有帶Flade的風扇，模式選擇閥，核心機驅動風扇（CDFS），高壓壓氣機，燃燒室，高壓渦輪，導向器面積可調的低壓渦輪，后涵道引射器，加力燃燒室和尾噴管等。可調幾何有5個，分別為Flade進口導葉角度，CDFS進口導葉角度，低壓渦輪導向器面積，后涵道引射器面積，尾噴管喉道面積，自適應發動機通過改變這5個可調部件的角度、位置和面積使得發動機在四種工作模式下獲得最佳的性能。

定義CDFS后的流道為第一外涵，模式選擇閥后的流道為第二外涵，Flade所在的流道為第三外涵，通過調節Flade導葉角度和模式選擇閥的開關，可以實現發動機四種工作模式：①單外涵模式：Flade進口導葉角度全關、關閉模式選擇閥，氣流流經風扇、CDFS后流入核心機和第一外涵道；②單+三外涵模式：Flade進口導葉角度打開、關閉模式選擇閥，氣流流經核心機、第一外涵道和第三外涵道；③雙外涵模式：Flade進口導葉角度全關、打開模式選擇閥，氣流流經核心機、第一外涵道和第二外涵道；④三外涵模式：Flade進口導葉角度打開、打開模式選擇閥，氣流流經核心機、第一外涵道、第二外涵道和第三外涵道。

2 自適應發動機性能計算模擬方法

研究使用以部件法建模為主要思想建立的ACE性能計算程序，與常規混排渦扇相比其特點體現在多工作模式、更多平衡方程和更多可調幾何。ACE性能模型計算流程與常規混排渦扇模型一致：讀入部件特性，設計點計算確定發動機相關截面的尺寸參數，非設計點求解共同工作點。本文使用的帶Flade自適應發動機性能計算程序需要求解7個平衡方程，Flade性能參數根據風扇轉速在特性圖上插值得出：高壓渦輪流量平衡方程，高壓轉子功率平衡方程，低壓渦輪流量平衡方程，低壓轉子功率平衡方程，CDFS流量平衡方程，混合器靜壓平衡，尾噴管面積平衡。

程序中，對高、低壓物理轉速，低壓換算轉速和渦輪前溫度進行了限制。

3 典型工作點下幾何調節對自適應發動機性能的影響

在非設計點下，發動機性能取決于各部件的共同工作，各個部件是協同工作、相互影響、相互制約的，所以任何一個部件工作狀態的變化都將影響其他部件的工作。[6]

分別選取自適應發動機在四個典型工作點下的四種工作模式，分別調節5個可調幾何，通過自適應發動機性能計算程序進行穩態性能計算。典型工作點選取：

①三外涵模式：0km、0Ma、加力；

②單+三外涵模式：0km、0Ma、加力；

③單外涵模式：11km，1.5Ma；

④雙外涵模式：25km，2.5Ma、加力。

下文中數據均為與初始點的相對值。

3.1 Flade導葉角度對發動機性能的影響

Flade導葉角度調節對發動機性能的影響如圖2所示，Fn為發動機凈推力，sfc為發動機耗油率，橫坐標為導葉角度。隨著導葉角度的關小，第三外涵的流量減小，總涵道比減小，發動機流量也減小，發動機推力下降、耗油率上升。

因為第三外涵的開閉只影響低壓渦輪功，不影響發動機參數的變化趨勢，限于篇幅進行后續分析時將三外涵和雙外涵合并分析，單+三外涵和單外涵合并分析。

3.2 CDFS導葉角度對發動機性能的影響

CDFS導葉角度調節對發動機性能的影響見圖3所示，圖中BPR、BPR1、BPR2分別為主風扇、第一外涵和第二外涵涵道比，SMfan、SMcdfs、SMhpc分別為風扇、CDFS和高壓壓氣機喘振裕度，橫坐標為CDFS導葉角度。CDFS導葉角度關小，CDFS進氣角增大，使得CDFS工作點下移，喘振裕度增加、壓比減小。CDFS流通能力下降，風扇工作點上移，喘振裕度下降、壓比增大。三外涵模式下，風扇后氣流更多地進入第二外涵，相對進入CDFS的氣流減少，BPR2增加，高壓轉子負荷減小，高壓轉速上升，核心機流通能力增加，BPR1減小。單+三外涵模式下，由于沒有第二外涵，風扇工作點上移，喘振裕度下降很大，涵道比減小。

3.3 低壓渦輪導向器面積對發動機性能的影響

低壓渦輪導向器面積對發動機性能的影響見圖4所示，圖中BPRS為總涵道比，N1c、N2c分別為低壓、高壓換算轉速，橫坐標為低壓渦輪導向器面積。當低壓渦輪導向器面積逐步增大時，高壓渦輪落壓比增大，低壓渦輪落壓比減小，高壓渦輪功增加，高壓轉速升高，CDFS和高壓壓氣機流量增加，涵道比隨著核心機流量增加而減小，三外涵模式和單+三外涵模式變化趨勢相同。

3.4 后涵道引射器面積對發動機性能的影響

后涵道引射器面積對發動機性能的影響見圖5所示，P55和P52分別為混合器內、外涵進口總壓。三外涵模式下，后涵道引射器外涵面積增加，外涵道流通能力增強，對風扇工作點下移，涵道比增加。外涵面積增加使得內涵面積變小，低壓渦輪落壓比降低，低壓渦輪功減小，為保證低壓轉速不變，就要提高渦輪前溫度，高壓渦輪功增加，高壓轉速增加，CDFS和壓氣機流通能力增加，P52減小，P55增加。單+三外涵模式下，后涵道引射器外涵面積增加，風扇和CDFS喘振裕度均有較大提高，其余參數變化趨勢相同。

3.5 尾噴管喉道面積對發動機性能的影響

尾噴管喉道面積對發動機性能的影響見圖6所示。三外涵模式下尾噴管喉道面積增大時，低壓渦輪落壓比增加，為保持低壓轉速不變，減少燃油量，降低渦輪前溫度，高壓渦輪處于臨界/超臨界狀態，高壓渦輪落壓比幾乎不變，高壓渦輪功減少，核心機流通能力降低，涵道比BPRS和BPR增加，發動機推力減小，耗油率增加。尾噴管喉道面積開大增加了外涵道的流通能力，風扇工作點下移，喘振裕度增加。單+三外涵模式下，由于第二外涵的關閉，外涵流通能力增加，主要使CDFS喘振裕度增加，其余參數變化趨勢相同。

4 結論

通過本文研究，得出了以下結論：

①Flade導葉角度調節主要影響第三外涵流量和壓比，從而影響低壓渦輪功，對推力和耗油率影響顯著，可以根據發動機需要用于控制第三外涵的流量；

②CDFS導葉角度調節改變CDFS工作點，進而改變部件間的匹配。導葉調節能顯著影響風扇和CDFS工作點以及涵道比，角度調節應該考慮CDFS流量在不同工作模式下與風扇流量的匹配；

③低壓渦輪導向器面積調節主要影響高、低壓渦輪的落壓比，導致高低壓渦輪功重新分配，改變高低壓轉速，顯著地影響發動機性能參數。應根據不同工作模式按需分配高低壓渦輪功進行調節；

④后涵道引射器面積調節通過改變外涵道出口面積，改變風扇和CDFS工作點，并能改變涵道比。同時調節可以改變混合器進口內外涵總壓比，減小內外涵氣流摻混損失；

⑤尾噴管喉道面積調節改變低壓渦輪落壓比，改變風扇和CDFS工作點以及涵道比，能顯著地影響發動機的性能和壓縮部件的工作點。

以上結論對自適應發動機性能優化和控制規律制定具有一定指導意義，同時發現單一幾何調節會導致發動機某方面性能提升而使其他方面性能下降，因此在實際應用時需要考慮多種幾何的組合調節。

參考文獻：

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