劉增文，王占學(xué)

(西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072)

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬

劉增文，王占學(xué)

(西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072)

對(duì)馬赫數(shù)4.0一級(jí)的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了研究，分析了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)形式和工作原理，建立了性能計(jì)算模型。利用泵理論拓展了發(fā)動(dòng)機(jī)的低轉(zhuǎn)速部件特性，對(duì)某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)方案進(jìn)行了性能計(jì)算，并分析了其風(fēng)車沖壓模態(tài)的性能變化趨勢(shì)。計(jì)算結(jié)果表明，該發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)3.7時(shí)進(jìn)入風(fēng)車沖壓模態(tài)；由于主燃燒室熄火，其推力在模態(tài)轉(zhuǎn)換階段將出現(xiàn)暫時(shí)震蕩，比沖將在模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)達(dá)到最低值。

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)；高馬赫數(shù)；性能模擬；模態(tài)轉(zhuǎn)換；風(fēng)車沖壓

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的比沖和寬廣的飛行范圍，是未來(lái)空天飛機(jī)、全球高速運(yùn)輸機(jī)和先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的主要?jiǎng)恿Γ澜绺骱娇沾髧?guó)都在這一領(lǐng)域投入了大量的精力開(kāi)展研究。美國(guó)對(duì)多種結(jié)構(gòu)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了研究，并認(rèn)為渦扇沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有最高的推重比潛力(圖1)[1]。因此，世界各國(guó)對(duì)這一類型發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了大量研究，重要的有20世紀(jì)末的HiMaTE計(jì)劃[1]，2001年開(kāi)始由NASA主持的TBCC/RTA計(jì)劃[2～4]，以及2006后FAP計(jì)劃中的CCE發(fā)動(dòng)機(jī)研究等[5，6]。

圖1 不同形式的渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)推重比性能比較Fig.1 Thrust/weight ratio for various TBCC engine concepts

2 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算模型

渦扇沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也稱作高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，由常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)而來(lái)，在結(jié)構(gòu)上與常規(guī)渦扇基本一致(圖2)，只是針對(duì)高超聲速飛行條件和工作狀態(tài)對(duì)部件進(jìn)行了適應(yīng)性改進(jìn)。主要改進(jìn)有：更換壓氣機(jī)材料以提高發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)，改進(jìn)風(fēng)扇設(shè)計(jì)以提高發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車狀態(tài)的通流能力，以及將發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室更換為加力沖壓燃燒室。發(fā)動(dòng)機(jī)在低馬赫數(shù)時(shí)，以常規(guī)加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)工作；在高馬赫數(shù)時(shí)，隨著飛行速度的增加，轉(zhuǎn)速逐漸降低，主燃燒室供油量減少，最終進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)，此時(shí)加力沖壓燃燒室以沖壓模態(tài)工作。由于發(fā)動(dòng)機(jī)以沖壓模態(tài)工作時(shí)，上游的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)部分處于風(fēng)車狀態(tài)，對(duì)氣流有能量傳遞，故又稱風(fēng)車沖壓模態(tài)。

圖2 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理圖Fig.2 High Mach turbine engine operation principle

基于傳統(tǒng)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬流程，通過(guò)適應(yīng)性改進(jìn)，建立了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的性能計(jì)算模型，即：

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)渦扇模態(tài)。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)部件共同工作概念，發(fā)動(dòng)機(jī)必須滿足如下6個(gè)方程：①低壓渦輪-風(fēng)扇流量平衡方程；②低壓渦輪-風(fēng)扇功平衡方程；③高壓渦輪-高壓壓氣機(jī)流量平衡方程；④高壓渦輪-高壓壓氣機(jī)功平衡方程；⑤混合室進(jìn)口內(nèi)、外涵氣流靜壓平衡方程；⑥加力燃燒室出口與尾噴管的流量平衡方程。

(2)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車沖壓模態(tài)。高馬赫數(shù)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)工作轉(zhuǎn)速受壓氣機(jī)材料的限制需持續(xù)下降，直至熄火進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)熄火停車后，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速急劇降低。由于空氣動(dòng)力、轉(zhuǎn)子慣性和阻力矩的共同作用，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子會(huì)在短時(shí)間內(nèi)穩(wěn)定在某一轉(zhuǎn)速，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的旋轉(zhuǎn)部件不僅不會(huì)增加發(fā)動(dòng)機(jī)推力，反而會(huì)產(chǎn)生阻力。

本文的風(fēng)車沖壓模態(tài)的計(jì)算方法，是在渦扇模態(tài)的計(jì)算方法上，添加了主燃燒室進(jìn)、出口總溫相等這一約束條件；為滿足風(fēng)車沖壓狀態(tài)計(jì)算對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)部件低轉(zhuǎn)速特性的需求，利用泵類機(jī)械低轉(zhuǎn)速區(qū)特性相似理論，對(duì)壓縮部件和渦輪部件進(jìn)行了低轉(zhuǎn)速特性線的拓展(圖3)[4]。

圖3 拓展后的風(fēng)扇部件特性圖Fig.3 Extended fan characteristics

3 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算及分析

對(duì)表1中的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行數(shù)值模擬，并確定發(fā)動(dòng)機(jī)的限制條件，主要包括高低壓轉(zhuǎn)速及部件最高溫度：①低壓物理轉(zhuǎn)速≯100%；②低壓換算轉(zhuǎn)速≯100%；③高壓物理轉(zhuǎn)速≯100%；④高壓壓氣機(jī)出口總溫≯1 000 K；⑤高壓渦輪進(jìn)口總溫≯2 000 K。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)渦扇模態(tài)下的速度特性計(jì)算結(jié)果如圖4～圖6所示?？梢?jiàn)，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的降低，主燃燒室的供油逐漸減少，在馬赫數(shù)3.2以上時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的渦扇循環(huán)已不能產(chǎn)生推力(不加力)；當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)到3.7以上時(shí)，燃燒室出口總溫接近壓氣機(jī)出口總溫，此時(shí)主燃燒室油氣比接近貧熄邊界，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)。

表1 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)Table 1 High mach turbine engine design data

圖4 單位推力隨馬赫數(shù)的變化Fig.4 Specific thrust vs.Mach number

圖5 燃燒室出口總溫隨馬赫數(shù)的變化Fig.5 Combustor exit temperature vs.Mach number

圖6 油氣比隨馬赫數(shù)的變化Fig.6 Fuel-air ratio vs.Mach number

在馬赫數(shù)3.7以上的風(fēng)車狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)將以風(fēng)車沖壓模態(tài)模擬方法進(jìn)行模擬。圖7～圖10所示為高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)條件下的特性?？梢?jiàn)，在高馬赫數(shù)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)流量隨馬赫數(shù)的增加逐漸增加(圖7)；同樣，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)，渦扇循環(huán)的風(fēng)車阻力也逐漸增大(圖8)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)3.7熄火后，由于阻力的關(guān)系，單位推力反而下降，所以在圖9中可看出，在馬赫數(shù)3.7～3.8階段，雖然發(fā)動(dòng)機(jī)的流量有所增加，但是其推力并沒(méi)有隨之提高。同樣，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖也會(huì)下降(圖10)，其原因?yàn)?，發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室熄火后發(fā)動(dòng)機(jī)阻力增加所致。當(dāng)主燃燒室工作時(shí)，受發(fā)動(dòng)機(jī)最大控制規(guī)律的影響，加力沖壓燃燒室進(jìn)口溫度下降，但進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)后，隨著馬赫數(shù)的提高，加力沖壓燃燒室的進(jìn)口溫度會(huì)隨之上升，使發(fā)動(dòng)機(jī)比沖獲得一定改善。

圖7 風(fēng)車沖壓模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)流量Fig.7 Mass of windmilling ram mode

圖8 風(fēng)車沖壓模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)阻力Fig.8 Drag of windmilling ram mode

圖9 風(fēng)車沖壓模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)推力Fig.9 Thrust of windmilling ram mode

圖10 風(fēng)車沖壓模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖Fig.10 Specific impulse of windmilling ram mode

4 結(jié)論

本文分析了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)形式和工作原理，并利用建立的性能計(jì)算模型，對(duì)某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)方案進(jìn)行了性能計(jì)算，分析了其風(fēng)車沖壓模態(tài)的性能變化趨勢(shì)。結(jié)果表明，該發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)時(shí)，受壓氣機(jī)出口氣流溫度的限制，其主燃燒室供油量不斷下降，最終在馬赫數(shù)3.7時(shí)進(jìn)入風(fēng)車沖壓模態(tài)；由于主燃燒室熄火，其推力在渦扇加力模態(tài)和風(fēng)車沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換階段將出現(xiàn)暫時(shí)震蕩，比沖將在轉(zhuǎn)換點(diǎn)達(dá)到最低值。

[1] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur?bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[2] Davoudzadeh F，Buehrle R，Liu N S，et al.Numerical Sim?ulation of the RTA Combustion Rig[R].NASA TM-2005-213899，2005.

[3] Lee J H，Winslow R，Buehrle R J.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and Development[R]. NASA TM-2005-213803，2005.

[4] Shaw R J，Peddie C L.Overview of the Turbine Based Combined Cycle (TBCC) Program[R]. NASA CP-2003-212458/VOL1，2003.

[5] Auslender A H.An Overview of the NASA FAP Hyperson?ics Project Airbreathing Propulsion Research[R].AIAA 2009-7277，2009.

[6] Saunders J D，Stueber T J，Thomas S R，et al.Testing of the NASA Hypersonics Project’s Combined Cycle Engine Large Scale Inlet Mode Transition Experiment(CCE LIMX)[R].NASA TM-2012-217217，2012.

Performance Simulation of High Mach Turbine Engine

LIU Zeng-wen，WANG Zhan-xue

(College of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Study on performance of high mach turbine engine with Ma4.0 level was conducted.The struc?ture and operation principle of high mach turbine engine were analyzed,and then the performance simula?tion model was established.The pump theory was used to extend the low-speed component characteristics of engine.The performance of high mach turbine engine was simulated and the varying trend of performance at windmilling ram mode was also analyzed.Results show that the turbine engine would go into windmilling ram mode at Ma3.7,and the thrust would experience temporary fluctuation during mode transition because of the flameout of combustor.The specific impulse would reach the lowest point at mode transition point.

turbine based combined cycle engine；high Mach number；performance simulation；mode transition；windmilling ram

V236

A

1672-2620(2013)06-0031-04

2013-11-12；

2013-11-25

劉增文(1983-)，男，山東泰安人，講師，博士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力學(xué)研究。